火箭发动机端面密封、平衡直径的设计及计算

影响端面密封的密封性能因素很多很多,平衡直径是其中之一。以往端面密封设计平衡直径(de)的计算都是根据法国卡洛斯塔公司的经验公式进行计算,但在高速、高压、高温工况恶劣的条件下,用经验公式算得的 de 误差很大。本文针对这一情况通过自行设计的平衡直径测试仪,实际测出的大量数据证明,de 是个变量,必须充分考虑它的影响,也只有正确的通过实测选择合理的 de,才能准确地算出端面密封比压,也才能保证端面密封的密封性能。目前,我所设计的端面密封这一成果已应用于长征四号发动机上,通过多次飞行试验,证明密封是可靠的。本文还对 de 公式作了推导,验证了设计计算。     

××型导弹燃气流烧损发射筒的故障分析

定性地分析了××型导弹贮运发射筒严重烧损的原因，从燃气流对发射筒前口盖、前端面的烧损度和理论上建立导弹一适配器动力学模型来分析发射筒严重烧损的原因并提出了改进建议。     

转子倾斜对交错式迷宫密封动静特性的影响

建立了交错式迷宫密封数值分析模型,并通过基于微元理论的密封动力特性系数理论识别方法研究了转子倾斜对密封动静特性的影响。结果表明：转子倾斜可降低交错式迷宫密封泄漏量,倾斜角为0.6°时泄漏量降低约2.5%,且进出口压比越大,效果越显著;转子倾斜带来的交错式密封腔室几何形状与齿径向间隙变化使得腔室在周向存在压力分布不均,且随倾斜角增加而增大;密封各腔室对系统稳定性影响规律不同,与交错式迷宫密封腔室的几何特性有关,密封腔室进口靠近转子、出口远离转子的腔室局部出现逆转动方向的速度场,能提高密封系统稳定性,而密封腔室进口远离转子、出口靠近转子的腔室则降低系统稳定性;整个密封段的有效阻尼随倾斜角增大而增大,转子在密封段中心倾斜不会降低交错式迷宫系统的稳定性。     

多级刷式密封级间压降分配影响因素数值与实验研究

多级刷式密封级间压降分配直接影响刷式密封的封严特性和使用寿命,现有多级刷式密封结构存在各级压降不均衡导致密封提前失效的问题。本文建立多级刷式密封三维实体流固耦合求解模型,设计搭建多级刷式密封实验装置,在数值计算与实验测试结果相互验证的基础上,研究了工况参数与结构参数对多级刷式密封级间压降分配的影响规律,揭示了多级刷式密封级间压降不均衡性的产生机理。研究结果表明：在本文研究工况下,相同结构的两级刷式密封各级压降占比分别为32%~35%和65%~68%,三级刷式密封各级压降占比分别为21%~27%、27%~32%、41%~52%,多级刷式密封各级承担压降逐级增大,进出口压比对级间压降分配影响不大;增大刷丝束与转子表面间径向间隙、刷丝之间间隙以及后挡板高度均可改善各级压降分配,同时也会增加泄漏量;影响多级刷式密封级间压降均衡性的主要原因是逐级不均匀增大的体积流量,各级压降随体积流量逐级不均匀的增加而增大;增大下游级流道截面积可有效降低体积流量,平衡多级刷式密封各级压降。本文研究结果为多级刷式密封结构设计提供了理论依据。     

考虑磨损效应的指尖密封瞬态泄漏特性分析

接触式指尖密封在工作过程中不可避免地会发生磨损,而磨损又会改变其泄漏特性进而影响旋转机械的效率。为了揭示磨损对指尖密封泄漏特性的影响规律,本文在指尖密封多孔介质流动分析模型的基础之上,建立了考虑转子离心膨胀和磨损效应的指尖密封瞬态泄漏特性数值分析模型,数值研究了转速和安装过盈量对指尖密封磨损及其对应的泄漏特性的影响规律。结果表明：考虑磨损效应时,指尖密封泄漏量随磨损时间的增加呈现出先减小后增大的趋势;转子转速越低,泄漏量降低至最小值所需的磨损时间越长,但最小泄漏量及其所对应的瞬态配合过盈量始终一致;安装过盈量越小,泄漏量降低至最小值所需的磨损时间越短,但最小泄漏量所对应的瞬态配合过盈量始终一致;此外,在任意磨损时刻,密封上下游压差越大泄漏量也越大。     

后挡板结构对刷式密封泄漏特性影响实验研究

为了研究后挡板结构对刷式密封泄漏特性的影响,模拟航空发动机静态和动态工况,对三种不同后挡板结构的刷式密封泄漏特性进行实验研究。实验结果表明：相比于标准型刷式密封,后挡板结构中设计环形平衡腔能有效缓解刷式密封刷丝滞后效应,但间隙值过大将导致刷式密封性能下降;刷式密封实验件b（有环形平衡腔,与刷丝束之间的间隙为0.2mm）的泄漏参数Φ2保持在7 g﹒K1/2﹒mm/（N﹒s）以内,表现出优异的密封性能,这说明合适的环形平衡腔间隙值设计,能有效缓解刷式密封刷丝滞后现象。根据实验结果,环形平衡腔的间隙设计值应不大于0.4mm。     

一种新型可调喉径喷管的结构设计与分析

针对单室双推和双脉冲固体火箭发动机,提出了一种可调喉径的喷管喉衬设计方案,即在喉衬本体结构中设置运动部件,部件的结构尺寸和移动距离与初始喉径和终点喉径相适应,同时对该结构的润滑和密封展开了研究。基于AN-SYS仿真软件,对该结构的主要部件在高速燃气冲击下的强度进行了模拟。分析结果表明,该设计方案可行,可为固体火箭发动机的研发提供参考。     

Al包覆层厚度对Al-NiTi复合垫片密封面压紧力影响的有限元分析

用ABAQUS分析了法兰连接中不同Al包覆层厚度下Al-NiTi复合垫片密封面压紧力的分布,并与同等加载条件下的NiTi垫片、金属石墨缠绕垫片进行了对比。结果表明,相比NiTi垫片,Al包覆层降低了密封面的压紧力,随包覆层厚度增加,降低幅度增加;包覆Al层后,垫片密封面压紧力沿径向分布呈现波纹起伏,随包覆层厚度增加,波动幅度增加;Al-NiTi复合垫片内外侧附近出现密封压紧力急剧上升的突变,且随垫片厚度减少,突变值增加,这有利于提高密封效果;Al包覆层厚度为0.2 mm时,密封面压紧力数值较为理想,甚至超过NiTi垫片和金属石墨缠绕垫片。     

应力松弛对球头密封结构漏率影响的分析

在球头密封结构检漏过程中,漏率会随时间的变化而逐渐增大。文章为合理解释这一现象,首先给出了一个计算球头密封结构漏率的理论公式;其次,结合应力松弛模型给出了球头密封结构的漏率随时间的关系曲线。结果表明:初期,漏率随时间增长较快,随后增长越来越慢,最终趋于稳定。这一结论与实际检漏过程中的现象是一致的。     

航天器舱体热密封结构多物理场耦合数值分析方法研究

综合考虑航天器舱体外围高超声速流动、密封带及舱体结构传热以及密封结构内部的空腔流动传热,提出航天器高温热密封结构的瞬态多物理场耦合分析方法。利用改进型Van Driest变换方法进行高超声速流动环境预测,基于高斯－赛德尔分块迭代耦合方法完成一体化耦合计算方法。采用包含不同材料结构部件的复合结构,计算了0～200 s内有无密封塞两种情况下的各部分结构的瞬态热传导过程。结果表明,密封塞的使用可显著降低空腔内的最高温度,瞬态变化情况的考虑更加准确地反映了各部分结构部件及内部空腔的温度变化情况。该文的计算方法可广泛应用于航天器热密封结构的传热特性分析,可为火箭等航天器上的高温密封部件设计提供有效的数值分析工具。