航天飞机动力装置中气体发生器的新型组合阀门

Moog 公司空间产品部研制出一种新型的用于航天飞机轨道飞行器辅助动力装置(APU)中的推进剂组合控制阀门,该系统需要一个工作介质为肼的组合阀门,这种组合阀门要求能够承受11MPa 的工作压力且不受压力波动的影响,工作寿命高达450000次以及要求阀门出口能够抵抗恶劣的化学环境的影响。组合阀门的设计难点在于:非焊接零件要求是可以拆御的并且允许返修后重新使用;薄壁零件因受到承压的限制而无法使用;承压焊接零件(线圈壳体)必须能够进行检查。更为团难的是阀门内部螺纹连接件的可靠锁紧问题,因为在组合阀门内部采用通常的打保险或开口销这样的锁紧技术是不合适的。阀座设计采用弹性支承结构,以减小阀门工作时作用在密封面上的冲击力,从而提高阀门在允许泄漏率下的工作寿命,此外,弹性支承阀座还可以产生约1°的补偿角度,使阀芯和阀座之间的密封面紧密贴合。组合阀门有三个阀座密封面采用“金属—金属”密封结构,这种密封结构允许存在一定的泄漏率,还有一个阀座密封面采用“金属—聚四氟乙烯”密封结构,它的液体泄漏率可以做到为零,但其工作寿命降到60000次。四个阀座密封面均有沿介质流动方向的密封泄漏率要求,其中三个阀座密封面还有沿介质流动反方向的密封泄漏率要求。试验结果表明:这种组合阀门的设计是成功的,获得了令人满意的动态特性(阀门的响应时间小于40ms),其中三个阀座的液体泄漏率不到其正常流量的0.04%,而另一个阀座的液体泄漏率为零。此外,组合阀门的工作寿命超出设计寿命的4倍(180万次)。     

膜盒式机械密封设计研究

基于膜盒式机械密封理论与经验,研究了膜盒式机械密封密封材料、密封结构、密封性能、密封比压、泄漏量等之间的关系.基于ANSYS有限元软件平台面-面接触分析模块Contact Pressure,仿真分析和计算了膜盒式静环组件在过盈配合压装条件下端面块应力、应变场分布与变形量之间的关系,得出了膜盒式机械密封密封材料选择、结构、静环组件、密封性能参数设计准则.在该准则中端面块过盈量选取范围为0.16-0.18 mm之间.采用该设计准则设计的膜盒式机械密封已经用于某战略弹道导弹武器系统用液体火箭发动机之中,该发动机已经通过了地面热试车考核.     

某型号导弹弹体密封工艺

弹体密封措施是导弹武器性能，安全使用和寿命的重要保证。在某型号弹弹体中，根据产品的结构特点，性能要求以及导弹工作的环境条件，对密封形式及密封材料进行选择；通过试验摸索出的弹体密封工艺，在研制，定型中得到运用，并满足了设计要求。     

基于空基平台的激光通信技术研究和展望

深低温阀门多为常温设计，低温服役。宽温域引起的结构变形将诱发阀门导向卡滞、密封泄漏等安全问题。采用有限元分析方法获取阀门导向副配合部位变形量，提出迭代镜像补偿方法解决深低温服役的阀门导向副变形超差问题。经分析，在深低温工况下阀门配合间隙均超出设计允许值，导向行程最大时配合间隙减小17.95%至16.41 μm；补偿后导向副配合间隙变形量控制在1 μm内，满足深低温工况下阀门形状设计要求，验证了迭代镜像补偿方法的有效性。     

一种耐高温阀芯密封材料在阀门上的应用

随着深空探测技术的发展,对深空探测器的环境温度要求越来越高,姿控发动机用电磁阀的最高工作温度由原先的80℃上升为140℃。为满足深空探测技术对阀门的高温环境要求,进行了两组试验,通过常温电磁阀的动作试验、验收级热循环试验(10～90℃)、鉴定级热循环试验(0～100℃)以及流阻试验进行比对,筛选出可耐高温的阀芯密封材料(PFA)。采用该阀芯密封材料的阀门顺利通过高温电磁阀的热循环试验(-15～135℃)、热真空试验(-15～135℃)、力学试验以及50万次寿命试验的验证,试验过程中以及试验后,采用该阀芯密封材料的阀门行程、漏率和响应特性等性能参数稳定。证明该阀芯密封材料可满足深空探测系统对阀门的高温环境要求。     

推进剂贮箱箱底密封外焊罩结构设计及焊接热效应实验研究

为对运载火箭推进剂贮箱箱底传感器及阀门管路与贮箱箱底法兰的密封面实现备保密封,提出一种密封外焊罩结构。并针对箱底传感器对于外焊罩焊接热效应承受能力较低的风险,开展外焊罩焊接热效应摸底实验,制定焊接过程的散热方案,确定焊接时间、焊接时间间隔等工艺参数,以期为后续传感器外焊罩箭上焊接提供技术支持。     

深空样品密封技术综述

文章首先介绍了美国"阿波罗"计划中月球样品密封所使用的密封结构与材料,以及火星采样返回任务中对样品密封的技术方案和研究情况。然后,针对我国探月工程三期的样品密封要求,分析了多种密封材料和结构,包括铟银合金作为软金属用于刀口挤压的密封结构、自动钎焊密封装置和爆炸焊接密封装置;同时,简单地介绍了目前国内深空样品密封技术研究与试验工作。最后,针对上述密封结构和密封材料,结合我国探月工程的要求,提出了优化研究方向。这些跟踪研究结果可为我国深空样品密封技术的发展提供参考。     

一种用于航天飞机轨道飞行主推进器耐硝酸铁喷注器阀的研制

Kaiser Marquardt 公司已经研制了一种直接作动式推进剂喷注器阀门来替代目前航天飞机轨道复位控制子系统主推进器使用的先导式阀门。设计的新阀门是对目前使用阀门缺点的改进,包括:对氧化剂系统内硝酸铁污染的敏感度,低温和干密封泄漏,及由于压力冲击导致的误动作。作为未来的替代阀门,设计的直接作动式阀门(DAV)使装有直接作动武阀门的主推进器完全可以替代装有先导武阀门的推进器,正因为采用相同的结构和电气接口,所以不需改变子系统的设计就可实现替代。直接作动式阀门包括一个波纹管使推进剂与作动器隔离以达到最耐硝酸铁和其它污染的目的,并且允许作动器选用最佳材料。波纹管同时可提供部分压力平衡以减少对电磁力的需求。由于直接作动式阀被迫受到原先的先导式设计的同样严格的外廓尺寸和功率的限制,所以直接作动式阀门电磁作动器的设计用 Kaiser Marquardt 公司的计算机程序高度优化.直接作动式阀门用锥面密封代替先导武阀门平面密封设计,这已经在其它阀门方案中被证明更为有效。直接作动式阀门内部的流场分布比靠液压作动主级的先导式阀门简单得多.设计的直接作动式阀门使推进剂陷坑最少,因而没有流道节流产生的在压力冲击时使阀门微微开启的压力不平衡。本文包括阀门设计说明书和阀门研制试验结果摘要。在研制方案阶段制造的阀门正用于 NASA 的白沙试验室的一种推进器海平面试验方案,接着将是子系统海平面试验。     

软金属密封结构密封性能数值仿真研究

针对液氧煤油发动机管路中广泛应用的软金属密封结构,采用单边接触模型和材料弹塑性模型相结合的方法,通过有限元软件Nastran隐式非线性模块对其进行数值仿真。得到并分析了结构应力、位移及接触应力等相关参数。结果表明,软金属密封结构在45 MPa内压下,结构强度满足使用要求,密封面接触应力大于300 MPa,密封安全系数大于1.67。     

U-E密封设计研究

基于ABAQUS平台建立了发动机燃气摇摆装置——推力室对接法兰处用U-E密封有限元模型,采用ABAQUS/Standard模块隐式算法求解了U-E密封与法兰副相接触时,UE密封环结构参数;主、副密封唇压缩量发生变化时,压缩量与密封环等效Mises应力、塑性应变和接触压强之间的关系等。由此得到了U-E密封材料选择准则与密封结构设计准则,采用该设计准则设计、制造的U-E密封通过了37.5 MPa液压强度和25 MPa高压气密试验。试验结果表明:U-E密封设计准则正确、合理、适用,密封性能满足使用要求。     

高压补燃发动机э形弹性金属密封机理研究

э形弹性金属密封是一种适用于大通径、低温、高压密封环境的金属密封结构,已成功应用于高压补燃液氧/煤油发动机液氧管路密封。针对100吨级高压补燃发动机中的э形弹性金属密封,建立了其非线性有限元弹塑性分析模型,基于ABAQUS 6.10进行了仿真计算,得到了4个密封面的接触面积和接触应力随预紧载荷的变化规律,确定了各密封面形成的先后顺序。对于密封机理的研究结果表明,э形环刚度过大是造成э形密封装配困难的根本原因。     

加速老化试验方法评估典型橡胶密封材料贮存寿命的准确性研究

根据密封结构产品延寿工程需求,基于8106 乙丙橡胶等6 种典型运载火箭密封橡胶材料的加速老化试验数据,外推计算其在贮存温度下性能退化至设定值所需的老化时间,并与实际自然老化数据相比较来评价加速老化试验评估橡胶密封材料贮存寿命的准确性。结果表明,加速老化方法可准确用于橡胶密封材料的寿命评估工作。     

航天阀门运动副卡滞故障分析及对策

阀门运动副的卡滞卡死现象是超低温液氢液氧火箭发动机阀门的常见故障,防止卡滞卡死是阀门可靠性设计的重要内容之一,因为卡滞卡死往往是在阀门动作若干次以后才发生的,不易被人们所发现,因而构成阀门可靠性设计的最大威胁。特别是在低温环境试验中,阀门更容易发生卡滞卡死故障。文章叙述了国内外有关低温阀门卡滞卡死故障的统计数据、故障机理、可靠性设计和防卡滞设计准则、防卡滞设计措施,并配合实际案例进行说明,可供航天发动机和航天器低温阀门设计人员参考。     

基于金属密封垫圈非线性变形仿真的预紧设计

为确保密封结构能有效阻止箱体内部介质的泄漏,要求密封面具备一定的密封比压,即通过施加合理的拧紧力矩来控制密封件的压缩量。目前主要采用试验方法验证一系列拧紧力矩下的密封效果,从而获取临界力矩值并确定可靠的拧紧力矩设计值。文章基于试验经验做出了合理的假设以建立简化的非线性有限元分析模型,对金属垫圈在压紧力下的塑性变形进行仿真,通过金属垫圈发生临界变形量的压紧力反推出拧紧力矩的临界值。该方法获取的临界力矩值与试验方法相近,可以有效地提高设计效率,降低试验成本。     

减压阀阀芯密封设计

分析了减压阀阀芯密封的作用、特点和影响因素,对密封设计所涉及多方面问题,特别是密封材料和密封比压计算与校核问题,结合计算实例进行了讨论分析.认为对于密封比压计算与校核问题,除简便计算外,应进一步在出口关闭状态下根据出口压力增长要求进行计算和校核.     

基于FM-1密封材料低温性能研究

氟醚材料因其优良性能,广泛地应用于航天产品密封,文章选取火工装置常用的FM-1密封材料作为研究对象,着重研究了其低温性能数据。通过设计试验测量了低温下FM-1材料密封圈的回弹性数据和回弹量随时间变化的曲线,并通过进一步计算得出了低温下的FM-1材料密封圈压缩率远低于设计值的结论,这会对密封性造成较大影响。最后,结合火工装置实例分析了低温下密封圈对火工装置工作性能的影响,通过研究发现虽然低温对密封圈回弹性有较大影响,但对整体密封性影响有限。     

航天器高温热密封设计方法及性能评价

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 。     

液氧煤油发动机碟形金属密封特性

碟形金属密封是一种精密的封闭式密封结构,在预紧过程和工作过程中表现出强烈的非线性特征,采用试验手段或者线性有限元方法无法对其密封特性进行直观量化研究。为了解决该问题,以1 200 kN推力液氧煤油发动机中的一种小直径碟形金属密封结构为研究对象,采用非线性弹塑性有限元仿真计算方法,分析了密封结构轴向压缩量、各密封面的密封面积及密封应力随加载载荷的变化规律,研究了碟形密封结构的密封机理和轴向刚度特性。分析结果表明:预紧载荷作用后4个密封面均形成密封面积和密封应力,预紧状态下碟形环发生"S"形变形并出现失稳现象,介质的压力载荷和温度载荷造成各密封面的密封性能下降。     

用于真空低温环境的热像仪设备舱方案设计和分析

为实现热像仪在真空低温环境下对目标红外辐射的测量,设计了热像仪设备舱。该舱主要包括机械结构与电气系统,可为热像仪提供温度可控、压力基本恒定的环境。其中,机械结构实现热像仪的结构支撑和密封,电气系统实现舱内的温度控制以及压力监测。文章运用有限元软件仿真分析了温度控制系统可实现的控温范围,并用试验方法验证了仿真分析方法的可靠性;还对设备舱的压力变化及密封圈所需的预紧力进行了估算。分析表明该设备舱能够为热像仪在真空低温环境下提供正常的工作条件。     

一种新型Bang-Bang电磁阀的研制

针对系统提出的轻质长寿命、氙气工作介质的要求,特别设计了一种新型Bang-Bang电磁阀。该电磁阀采用"弹簧+单簧片"的设计方案,通过对5. 70～6. 72 MPa密封比压、0. 12～0. 14 mm配合间隙、0. 20 mm行程等参数的合理选取,阀门顺利地通过了振动试验、最大量级1 600 g的冲击试验、20 g加速度试验、(10～75)℃热真空试验和(-10～+75)℃热循环等环境试验的考核以及100万次的寿命试验验证,试验前后阀门漏率及响应时间等参数稳定,满足了系统要求。