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直角滑环式组合型金属橡胶密封件的密封机理及应用研究 总被引:3,自引:0,他引:3
针对具体的需求背景,将金属橡胶技术成功的应用于密封结构中。对金属橡胶与聚四氟乙烯组合型密封环的结构设计、制备工艺、主要影响参数、密封性能及模拟试验等进行了系统研究。分析了聚四氟乙烯的表面质量及金属橡胶元件的性能对组合型密封环密封性能的影响。推导了组合型密封环的压缩变形量及接触压力的计算公式。研究结果表明,金属橡胶与聚四氟乙烯组合型密封环的尺寸稳定性及密封性能,完全满足实际工况提出的性能指标要求,其泄漏量是实际工况要求的十分之一。研究结果对利用金属橡胶技术解决空间环境下的密封问题具有重要的参考价值。 相似文献
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针对先进航天器高温热密封设计领域缺乏系统的设计方法及性能评价准则的现状,基于飞行器热密封设计基本原理,通过理论分析及设计流程优化,设计并开展了高温热失重试验、高温压缩/回弹试验、高温摩擦/磨损试验、冲击和反复加载试验以及高温缝隙泄漏试验,获得了典型密封结构与密封材料的基本性能参数,并提出系统的高温热密封性能评价方法。在此基础上,利用电弧射流平台,对典型连接位置以及某折叠翼热密封设计方案的有效性进行了验证与性能评价,相关成果可为航天器高温热密封设计及性能评价提供理论基础与试验数据 支撑 。 相似文献
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以返回式卫星冷气喷气推进系统用电磁阀七批次的真空热试验结果为例,说明真空低温对电磁阀密封性能有较大的影响,其泄漏率不合格达24%。这说明空间环境模拟试验是有效的,地面上充分的空间环境模拟试验是提高卫星可靠性的重要途径之一。 相似文献
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针对某型火箭发动机高压液氧涡轮泵离心轮的前、后凸肩动密封,采用孔型/蜂窝阻尼密封代替原始迷宫密封方案,并对密封结构参数进行优化设计,旨在减小泵内动静间隙泄漏,提高泵容积效率。采用经水工质孔型密封泄漏量实验数据验证的,基于k-ε湍流模型和三维定常Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程的液体孔型密封泄漏量数值计算方法,研究了孔深、孔径对液氧孔型阻尼密封、蜂窝阻尼密封泄漏特性的影响规律,并与迷宫密封的封严性能进行了比较。计算分析了孔径在0.3~2.0 mm范围内、孔深在0.1~2.0 mm范围内连续变化时孔型阻尼密封的泄漏量。结果表明:相同孔径和孔深下,孔型阻尼密封和蜂窝阻尼密封具有相近的封严性能,均优于迷宫密封;有限的密封轴向长度下,液氧孔型/蜂窝阻尼密封泄漏量随孔径的增大(轴向孔数目减小)先减小后增大,孔型/蜂窝阻尼密封最佳孔径为1.4 mm;不同孔径下,液氧孔型/蜂窝密封均存在最佳深径比0.5,泄漏量达到最小值;相比于原始迷宫密封方案,优化设计的孔型/蜂窝阻尼密封使液氧涡轮泵离心轮前、后凸肩动密封泄漏量分别减小了约19%和21%。 相似文献
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通过分析某型号液体火箭发动机涡轮泵端面密封装配质量及泄漏原因,提出一种面向端面密封性能要求的锁紧螺母静压锁紧技术,开发出轴端螺母间歇式递增拧紧的工艺方法。采用接触非线性有限元技术和弹性相互作用理论建立了涡轮泵锁紧螺母连接的有限元模型,研究涡轮泵轴端螺母锁紧方式、拧紧力矩大小与密封性能之间的关系,根据工况载荷下涡轮泵对密封性能的要求反求装配连接拧紧力矩大小。通过对该型号涡轮泵进行工艺试验研究,解决了端面密封泄漏量超差问题,端面密封一次装配成功率由原来的50%提高到90%,验证了该技术方法的可行性。 相似文献
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橡胶"O"形密封圈结构参数和失效准则研究 总被引:8,自引:0,他引:8
利用大变形、接触的非线性有限元理论建立了某固体火箭发动机密封结构的二维轴对称模型,用有限元软件计算出该结构在工作状态下的变形和应力。通过计算可知,在橡胶“O”形密封圈与上下法兰接触的位置产生最大的接触压应力,在密封槽槽口转角位置产生最大的剪切应力。对密封性能的各结构参数进行了分析,讨论了上下法兰张开间隙、初始压缩率、密封槽槽口及槽底倒角半径、密封槽宽、密封圈材料等典型参数的影响:上下法兰张开间隙、密封圈的初始压缩率对最大接触压应力的影响较大,而密封槽槽口和槽底处倒角半径对剪切应力影响明显。三维壳体结构的有限元分析结果表明,上下法兰在内压作用下产生不均匀的张开间隙,体现了三维结构的特点。不均匀的张开间隙与二维轴对称结果对比可知,以最小间隙作为设计间隙,二维轴对称分析模型可取代三维模型来分析该结构的密封性能。最后,确定了“O”形圈密封结构的最大接触应力和剪切应力失效准则。 相似文献
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硅橡胶密封圈的力学性能会随着工作时间的增加而发生退化,本文首先初步分析硅橡胶的热氧老化机理,然后对硅橡胶材料在热氧加速老化试验前后的特性参数进行分析对比,并借助非线性有限元分析软件ABAQUS对由该种材料制成的O形圈老化前后的最大接触应力等力学参数进行分析计算,最后讨论了这些参数变化对结构密封效果的影响。本文的研究结果可为长寿命密封圈设计提供参考。 相似文献
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采用湿热加速老化试验的方法对航天器用丁腈橡胶材料的老化性能进行研究。以拉伸强度作为性能评价指标,结合Arrhenius模型与Eyring模型,建立航天器用丁腈橡胶材料的湿热老化寿命预测模型,并利用该模型预测丁腈橡胶材料的贮存寿命。结果表明,在湿热老化试验过程中,温度和湿度对丁腈橡胶材料的力学性能产生了较大影响;温度升高和湿度增加有利于丁腈橡胶材料老化反应速率的提高;以拉伸强度作为考察指标推算出丁腈橡胶材料在温度20 ℃、相对湿度60%的环境条件下贮存寿命为5.71年。 相似文献
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开展了密封用某型硅橡胶胶片试件的热空气加速老化试验,对不同等当老化年份下的试件进行了单向拉伸测试和元素分析,获得了老化过程中应力应变数据以及关键元素浓度变化数据;在不同等当老化年份下宏观力学性能及微观化学数据分析的基础上,研究了本构参数与等当老化时间的函数关系以及老化效应与等当老化时间的函数关系,进而建立了宏观力学行为与微观化学变化的相关性模型。某硅橡胶密封圈的应用表明,基于宏观、微观相关性的本构参数插值,应力应变数据与同批次材料100%应变范围内的最大偏差约为7.6%。 相似文献