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331.
王晨威闫方琦李智军常涛陈建华 《火箭推进》2023,(3):115-122
针对液体火箭发动机大直径高温高压轻量化法兰变形量大导致密封泄漏的问题,采用Walters法结合三维仿真实验对法兰变形进行分析,阐明了法兰变形量及U-E金属主/副密封面密封比压变化,通过法兰变形量对U-E主/副密封之间的高度进行匹配设计;对于U-E密封复杂横截面多结构参数,设计正交实验,结合法兰变形量,系统开展了U-E金属主/副密封设计。结果表明:法兰变形导致压缩量减小,密封回弹量增大,可导致U-E结构的密封比压不足;通过增加压缩量,增加U-E主/副密封高度差,U-E密封正交试验的结构优化,有效地解决了法兰变形下的密封比压不足问题。对优化后的结构进行重复充泄压试验,试验结果均满足要求。 相似文献
332.
以导引头组件(石英玻璃罩壳—酚醛塑料骨架)胶封脱落实例剖析证明,在胶接密封技术中,严格工艺控制问题极为重要。采取措施认真进行表面处理,严格控制配胶比例和固化条件,保证配合间隙均匀等措施及检验胶封质量的有效方法,从而获得可靠的胶接密封性能。 相似文献
333.
为验证QJ522~527—83“抗剪密封环槽铆钉”选用干涉配合方法密封的合理性和可靠性,对其试验件进行了海洋气候条件下曝晒、贮存5年,再在大陆气候条件下曝晒、贮存6年共11年的试验,经过对大量试验数据的分析研究,证明了抗剪密封环槽铆钉采用干涉配合方法进行密封是合理的、可靠的,标准中确定的机械性能指标是正确的,完全能满足航天产品的需要。同时,通过试验室加速试验与曝晒、贮存试验数据的对比分析,获得了加速试验的等效时间。 相似文献
334.
335.
336.
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
337.
338.
339.
为了研究涡轮转静盘腔间轮缘封严结构对下游动叶通道内流动的影响,对无封严结构、无封严气流及采用不同封严流量时涡轮动叶通道内流场分布和气动损失进行了数值模拟。结果表明:封严腔出口位置气流受静叶与动叶相对位置变化的影响呈现较强的非定常特性,变化与动叶运动周期保持一致。动叶入口位置非定常波动受到封严气流与前缘势场共同作用,封严气流引起周向、径向速度变化的同时也造成了强烈的非定常效应。动叶通道内封严气流引起的端区气流偏转改变了前缘马蹄涡滞止点位置,增强了马蹄涡压力面分支,动叶吸力面一侧剪切诱导涡改变了轮毂通道涡的形成机制和吸力面侧相对低压区的位置。 相似文献
340.