高壓補燃液氧/煤油發動機彈性金屬密封技術探討

雷 征，劉志讓，陳建華，付 平

（1.西安航天動力研究所，陜西西安710100；2.航天推進技術研究院，陜西西安710100）

0 引言

液體火箭發動機上的密封結構必須滿足在工作條件下密封無泄漏、結構可靠、質量小、裝卸方便、制造成本低、互換性好和能夠多次使用等要求[1]。同時，在整個任務周期內，發動機上的密封結構還應始終保持高可靠、零泄漏、不失效的良好工作狀態。一旦發生密封失效，就會因泄漏造成比沖損失，引起發動機性能降低，同時還伴隨著火和爆炸的危險[2-3]。因此，在發動機總裝設計中必須重視管路密封技術的研究。

1 200 kN高壓補燃液氧/煤油火箭發動機是為我國新一代運載火箭研制的高性能發動機，采用了先進的補燃循環技術。發動機以液氧/煤油為工質，工作環境覆蓋了高壓、低溫和富氧燃氣。工作狀態下，發動機燃燒室室壓高達18 MPa，管路系統最高壓力60 MPa，溫度-180～400℃，工作條件惡劣，密封條件苛刻。通過在靜密封中引入Э形密封、K形密封、碟形密封及軟金屬密封結構，成功解決了低溫液氧管路和富氧燃氣管路的密封難題。

高壓補燃發動機中的彈性金屬密封結構在設計、加工、裝配過程中涉及多項技術要點。為保障密封效果和提高密封可靠性，需要從結構設計、材料選擇、預緊載荷及加工工藝等方面進行嚴格控制。

1 彈性金屬密封的彈塑性密封機理

機加工得到的密封面是粗糙表面，有一定程度的微觀凸峰和凹谷[4]，如圖1所示。

圖1 密封面微觀形貌Fig.1 Microstructure of sealing surface

從微觀角度出發，考慮材料的彈塑性變形過程，闡述了彈性金屬密封的微觀密封機理。

1.1 裝配狀態

圖2所示為密封接觸面彈塑性密封過程[5-6]。

開始預緊時，密封環與緊固件的密封面實現初始接觸，并產生一定的壓緊應力。從表觀上看，密封環與緊固件的表面已經緊密貼合，具備了一定的密封能力，但由于密封面存在一定的表面粗糙度，實際上接觸只發生在一些凸峰處，接觸面大部分仍處于分離狀態，如圖2(a)所示。

隨著預緊載荷的增大，密封上已經接觸的凸峰處應力迅速增加，局部發生屈服，材料產生塑性流動，開始填補密封表面的凹凸不平。需要注意的是，此時密封面大部分仍然沒有發生接觸，間隙較大，只是在局部形成了初始密封，如圖2(b)所示。

當預緊載荷繼續增加時，密封面上發生塑性變形的材料開始硬化，應力增加甚微。同時，接觸面積迅速增大，密封面間的凸峰和凹谷相互穿插、嵌合，微觀間隙逐漸減小直至密封面吻合，進入正常密封階段，如圖2(c)所示。

形成正常密封后，預緊過程仍未結束。在預緊載荷作用下，密封面上塑性變形區域擴展，結構整體彈性變形增大，具備了一定的回彈能力。

圖2 密封接觸面彈塑性密封過程Fig.2 Elastic-plastic sealing process on contact surface

1.2 工作狀態

在工作狀態下，介質的壓力作用使密封接觸面出現分離趨勢，密封接觸面上的壓緊應力開始減小。在這種趨勢下，密封結構中的回彈力逐漸減小，用以補償介質壓力引起的密封接觸面之間的軸向位移。

由于密封表面應力分布的不均勻性，裝配狀態下密封面上受力較小的凸峰和凹谷處仍處于彈性狀態。進入工作狀態后，這部分彈性變形將會隨著密封面上壓緊應力的減小而恢復，一部分微觀間隙會重新出現，有可能產生泄漏。

2 低溫液體火箭發動機彈性金屬密封發展歷程

彈性金屬密封的應用歷史可追溯到第二次世界大戰之前，當時金屬平墊密封已經在可拆卸密封裝置中被廣泛使用，但是由于金屬平墊密封等強制型密封結構的回彈能力有限，不適用于深冷、高溫、高壓、振動等特殊密封環境，后來出現了自緊式彈性金屬密封，并迅速在航空航天領域獲得了成功應用。

20世紀60年代，美國在大量試驗的基礎上研發了形式多樣的彈性金屬密封結構，如表1所示。表中的幾種密封結構均為自緊式密封，適用于-252～527℃的密封環境，與LOX及N2O4相容性好，密封結構緊湊，配套螺栓法蘭結構質量小，并且具有一定的軸向位移補償作用。

表1 美國低溫液體火箭發動機中的彈性金屬密封Tab.1 EMSs in cryogenic rocket engines in America

由于這些彈性金屬密封可靠性高，安裝使用方便，在美國的低溫液體火箭發動機靜密封中被廣泛使用。HASKEL，SKINNER，DELTAU E等彈性金屬密封已成功應用于美國航天飛機主發動機（SSME） 管路密封[7]，NAFLEX彈性金屬密封則已成功應用于土星5和戰神1運載火箭的推進劑貯箱密封及航天飛機的外掛貯箱密封[8-9]。

20世紀70年代前后，俄羅斯（前蘇聯）依托液氧/煤油發動機的研制，開發了大量彈性金屬密封結構，并將其成功應用于多個型號的液氧/煤油火箭發動機管路密封。動力機械科研生產聯合體于1975年開始研制的RD-120液氧/煤油火箭發動機在研制階段單臺發動機最多連續進行過11次試車，每次試車只需更換點火導管和進行局部氣密性檢查，不需要對發動機進行拆卸檢查，重要原因之一就是采用了密封可靠性非常高的彈性金屬密封結構。在后續RD-170，RD-180和RD-191等液氧/煤油火箭發動機的研制過程中，繼續采用了大量彈性金屬密封結構。在幾十年的研發歷程中，俄羅斯（前蘇聯）在彈性金屬密封技術方面申請了大量專利，圖3(a)～(c)所示為3種已申請專利的彈性金屬密封結構[10-12]。

圖3 俄羅斯(前蘇聯)液氧/煤油火箭發動機中的彈性金屬密封Fig.3 EMSs in LOX/kerosene rocket engines in Russia

我國低溫液體火箭發動機彈性金屬密封技術的研究始于20世紀90年代，由西安航天動力研究所在國內率先開展。經過幾十年的發展，目前已開發出了多種設計獨特、形式新穎、特點突出、性能優良的彈性金屬密封結構，包括Э形彈性金屬密封、K形彈性金屬密封和碟形彈性金屬密封等，如表2所示[1]。這些彈性金屬密封結構在高壓補燃液氧/煤油火箭發動機管路密封中發揮了重要作用。

表2 我國高壓補燃發動機中的特型金屬密封Tab.2 Unique elastic metal seals(UEMS)in staged combustion engines in China

3 高壓補燃發動機管路密封中的彈性金屬密封

高壓補燃發動機具有一次總裝，多次試車的能力。發動機之所以能夠達到如此高的可靠性，主要原因是在發動機液氧管路和燃氣管路密封中采用了Э形密封、K形密封、碟形密封和軟金屬密封等新型彈性金屬密封結構。這些彈性金屬密封結構經過試驗和發動機試車考核，表現出良好的密封性能、抗振性能和較高的可靠性，有效解決了發動機高壓及高、低溫帶來的管路密封難題。

3.1 Э形密封

Э形彈性金屬密封是一種雙自緊式密封結構，因密封環截面形狀類似俄文字母Э而得名。Э形環表面鍍有軟金屬涂層，預緊時能夠填補密封面上的凹凸不平，提高密封效果。Э形密封緊固件包含凹球面法蘭、凸球面法蘭和緊固螺栓等，具有一定的裝配偏差補償作用。這種密封結構通常用于高壓補燃發動機中的大通徑高壓液氧管路密封。

基于ABAQUS/Standard對Э形密封結構進行了非線性有限元仿真分析[13-14]，得到了預緊狀態下結構的Von-Mises應力云圖和等效塑性應變云圖，如圖4所示。

結合仿真云圖分析可知：

1）Э形密封采用了冗余設計，結構中共有4道密封面，內、外各2道。其中，A處為強制密封面；B，C，D三處為自緊密封面；C處密封面同時具備密封功能和裝配定位功能。

2）Э形密封環分別與凸球面法蘭和凹球面法蘭形成線接觸，產生一定的壓緊應力。C處壓緊應力和塑性變形最大；A處壓緊應力居中，僅有微量塑性變形；B處和D處壓緊應力最小，未出現塑性變形。

3） 在工作狀態下，介質首先填充B和C之間的V形凹腔，產生壓力自緊效應。如果C處密封失效，則介質進入C和D之間的凹腔，依靠B和D形成二次自緊密封。

圖4 Э形密封Mises應力及等效塑性應變云圖Fig.4 Mises stress and PEEQ distribution of Э-type seal

3.2 K形密封

K形彈性金屬密封又稱自緊式K形金屬密封[15]，是一種部分自緊式密封結構，通常由凸球面接頭、凹球面接頭、外套螺母、球面墊圈、擋圈以及K形密封環組成，多用于高壓補燃發動機中的小直徑低壓液氧管路密封。

預緊狀態下K形密封的Von-Mises應力云圖和等效塑性應變云圖如圖5所示。

圖5 K形密封應力及等效塑性應變云圖Fig.5 Stress and PEEQ distribution of K-type seal

結合仿真云圖分析可知：

1） K形密封結構中有4道密封面，內、外各兩道，提高了密封效果。其中，B和C處為自緊密封面，A和D處為強制密封面，D處密封面同時具有裝配定位功能。

2）預緊后K形密封環與凹接頭和凸接頭形成了4處接觸。A處、B處和C處為線接觸，D處為面接觸。B處的壓緊應力最大，產生了最大的塑性變形；C處壓緊應力次之，塑性變形較小；A處壓緊應力較小，只有微量塑性變形；D處壓緊應力最小，僅有彈性變形。

3） 在裝配狀態下，當介質填充B和C之間的V形凹腔后，凹腔內壁面受到介質壓力作用，產生一定的自緊密封效果。介質壓力越大，自緊密封效果越明顯。

3.3 碟形密封

碟形彈性金屬密封是一種強制型密封，因其截面形狀酷似碟形彈簧而得名。這種密封結構既能用于低溫管路密封，也能用于高溫管路密封，在高壓補燃發動機液氧管路及燃氣管路密封中取得了良好的使用效果。碟形金屬密封緊固形式的選擇一般遵循以下原則：管路直徑較大時多采用螺栓-法蘭連接，管徑較小時則采用接管嘴-管接頭-外套螺母連接。

預緊狀態下碟形密封的仿真結果如圖6所示。

圖6 碟形密封Mises應力及等效塑性應變云圖Fig.6 Mises stress and PEEQ distribution of dish-type seal

結合仿真云圖分析可知：

1）碟形環內外兩側各存在一個倒角，倒角兩側各產生一道密封，因而密封結構中總共形成了4道強制密封面。

2）預緊力作用后，同時產生了軸向壓緊應力和徑向壓緊應力。碟形密封環的4道密封面均產生塑性變形。

3） 由PEEQ云圖可以發現，碟形環在預緊過程中發生了S形變形，整體塑性應變較大，使得密封環回彈能力降低。

3.4 軟金屬密封

軟金屬密封是一種強制型密封結構，通常由凹臺階接頭、凸臺階接頭和軟金屬墊片組成，通過外套螺母連接并壓緊。這種密封結構溫度適用范圍較廣、抗振性能好，可以在-182℃的低溫和500℃的高溫條件下正常工作，已成功應用于高壓補燃發動機的高壓氣路和高壓液路密封[16]。

預緊狀態及工作狀態下軟金屬密封的仿真結果如圖7所示[17]。

圖7 軟金屬密封應力云圖[17]Fig.7 Stress distribution of soft metal seal[17]

結合仿真云圖分析可知：

1）密封墊軸向壓緊應力較大，在V槽附近區域也產生了接觸作用，有效增加了接觸面積。接觸面積增加后，可以增大流體泄漏的沿程阻力，提高密封效果。

2） 軟金屬密封墊局部已經屈服，材料塑性流動后填充凹凸接頭上的V形槽，在A、B處形成了兩道強制密封面。

3） 凹、凸接頭上配合面較長，在預緊過程中具有裝配導向作用，可以防止由裝配偏差引起的密封墊受力不均，消除裝配因素對密封性能的影響。

4）預緊后軟金屬密封墊的塑性變形較大，回彈能力有限，不適用于高壓、大直徑管路密封。

4 高壓補燃發動機彈性金屬密封技術要點

高壓補燃發動機彈性金屬密封的設計、選材、加工制造和裝配等涉及許多技術要點，這里主要從密封結構設計、密封材料選擇、加工工藝和預緊力控制等方面進行探討。

4.1 密封結構設計

一般要求高壓補燃發動機中的彈性金屬密封在整個任務周期內密封可靠，并且能夠克服振動、熱載荷、內壓載荷等的影響。因此，在進行密封結構設計時，應當考慮緊固形式的選取、結構強度、結構剛度、密封性能和介質壓力的影響等方面的問題[3]。

4.1.1 緊固形式選擇

螺栓-法蘭連接和外套螺母-凹凸接頭連接是高壓補燃發動機彈性金屬密封結構采用的兩種典型緊固形式。一般地，管徑和預緊力較大時多采用螺栓-法蘭連接，管徑和預緊力較小時多采用外套螺母-凹凸接頭連接。

4.1.2 結構強度問題

首先應根據密封要求確定預緊載荷的大小，然后校核分析螺栓和法蘭強度，并對密封結構進行相應改進，使其滿足結構強度要求。發動機工作時的熱環境容易使螺栓屈服，因此螺栓安全系數要相對較高，一般取螺栓安全系數ns≥4。另外，緊固件應盡量選用球面支承面螺栓、球面支承面螺母和球面墊圈，以減小裝配偏斜后螺栓所受的彎曲應力。

4.1.3 結構剛度問題

發動機工作過程中，彈性金屬密封結構要能承受熱載荷和外力載荷等附加載荷的作用，避免法蘭發生變形和撓曲。解決彎曲變形的方法是通過合理的設計計算與分析確定合適的法蘭厚度及螺栓數量。解決撓曲問題的思路有兩種：一是提高法蘭剛度；二是采用高彈性密封元件。當采用高彈性密封元件時，允許法蘭出現一定程度的撓曲。

4.1.4 密封性能問題

在裝配狀態和工作狀態下，應當保證密封接觸面具有足夠的密封比壓和密封接觸面積，確保在整個任務周期內密封無泄漏或泄漏量在允許的范圍內。

4.1.5 介質壓力的影響

介質壓力是一種分離載荷，會明顯削弱密封效果。在結構設計中要充分利用介質的壓力作用，將密封結構設計成壓力自緊式，使其能夠在一定范圍內根據密封環境的變化進行自動補償，保證密封面上始終具有足夠的密封比壓和密封接觸面積。

4.2 結構材料選擇

高壓補燃發動機中的彈性金屬密封結構工作在高壓、高溫或深冷的氧化性密封環境，在選擇結構材料時要進行特殊考慮[3]。

1） 要考慮密封環境的溫度、壓力和密封介質的物化特性，所選材料必須與密封介質具有良好的相容性。比如用于高溫富氧燃氣路的材料，必須具有良好的耐高溫、抗氧化及抗腐蝕性能。

2） 要考慮材料的硬度、強度、彈塑性和沖擊韌性等。例如密封結構中的緊固件要選用高屈強比材料，并且要求螺栓硬度通常要比螺母高30 HB。

3） 密封結構材料盡量選用低線膨脹系數的高強不銹鋼或高溫合金，例如燃氣管路某處使用的GH3044高溫合金，在20～400℃的平均熱膨脹系數為1.31×10-6/℃。同時，要求緊固件和密封環的線膨脹系數不能相差太大[18]。

4） 對于有軟金屬鍍層的彈性金屬密封環，需要在基體材料和鍍層材料的選擇上進行綜合考慮。基體材料一般要求具有較低的熱膨脹系數、良好的抗蠕變及抗應力松弛性能，常選用普通不銹鋼、高強不銹鋼和高溫合金。例如，在高溫燃氣管路，使用了GH3044等高溫合金材料；在低溫液氧管路，使用了多種高強不銹鋼材料。鍍層材料通常要有較高的線膨脹系數以及良好的延展性、抗腐蝕性、耐溫性能，同時要與密封介質相容，多選用金、銀、銅、鎳、銦、鉛、錫等材料[19]。需要注意的是，銅鍍層的穩定性較差，一般用作底鍍層；銀鍍層的穩定性好，多用作功能性鍍層。總鍍層厚度一般控制在20～80 mm。

4.3 預緊載荷控制

在高壓補燃發動機裝配過程中，曾經出現過螺栓彎曲和法蘭壓潰等問題，螺栓屈服現象也時有發生。分析發現，這些問題主要是由于預緊載荷誤差過大以及載荷施加方式不當所致。因此，需要對載荷的大小和載荷施加的均勻度進行控制。

4.3.1 載荷大小控制

正確測定結構中摩擦系數的大小是控制預緊載荷大小的關鍵。一般地，預緊過程中所施加的擰緊力矩有約90%被摩擦力所消耗（螺栓頭下的摩擦力占50%，螺紋副的摩擦力占40%），只有10%左右被轉換為軸向夾緊力[19]，摩擦系數的大小直接決定擰緊力矩轉換為軸向力的百分比。在實際應用中，要避免螺紋副中含有雜質或出現磕碰，同時采取潤滑措施，減小結構中的消極摩擦。

合理的預緊方法是控制載荷預緊載荷大小的重要環節。當前發動機裝配中采用的扭矩控制法偏差較大，高達±50%左右，遠遠超過了±10%的預緊力偏差控制要求。建議采用扭矩-轉角控制法或屈服點控制法，可分別將預緊力偏差控制在±15%及±8%以內。

另外，應當定期校核擰緊工具的精度，在裝配過程中避免緊固件的重復使用，等等，都有益于預緊載荷大小的控制。

4.3.2 載荷均勻度控制

采用小直徑的高強度螺栓，可減小螺栓間距，使預緊力分布更加均勻。預緊時采取固定螺母、旋動螺栓頭的方法可避免螺栓彎曲引起的載荷分布不均，使預緊效果更好。預緊過程中采用“三角擰緊法”比“對角擰緊法”效果更好，可以使作用在密封環上的壓緊應力更均勻。

4.4 加工制造工藝

彈性金屬密封結構通常要經過機加工、研磨、清洗、熱處理、電鍍和退火處理等工序。在選擇加工工藝時，必須保證加工出來的密封件幾何尺寸均勻一致，法蘭表面加工光潔，密封接觸面不能有加工臺階、刀具碰傷、劃痕、材料裂紋和凹坑等缺陷[2]。目前常用的機加工方法有機械旋壓法和機械切削法兩種。旋壓法加工出來的密封件具有最佳晶粒方向，承壓能力強，加工效率高、成本低，適合于批量生產。機械切削法在加工過程中的不連續性會導致材料橫向應力增大，并且會帶來應力集中問題，密封件在高壓下易發生應力腐蝕[20]。

在密封結構的加工及制造過程中，需要特別注意以下問題：

1） 緊固件表面粗糙度一般控制在1.6 μm左右，有時甚至要求不低于0.4～0.8 μm，需采用專門的成形刀具。

2） 在熱處理過程中，螺栓、螺母要采用不同的熱處理工藝，使其具有不同的硬度，防止裝配過程中出現咬死或膠合。

3） 軟金屬鍍層的粘附性要好，防止在裝配過程中出現掉渣或脫落。

4） 嚴格控制軟金屬鍍層厚度，尤其是密封面處的鍍層厚度。

5 結束語

彈性金屬密封技術是高壓補燃發動機管路密封中的一項關鍵技術。在發動機靜密封中應用Э形密封、K形密封、碟形密封和軟金屬密封等設計獨特、形式新穎、特點突出、性能優良的彈性金屬密封之后，成功解決了發動機低溫液氧管路及高溫燃氣管路的密封難題，提高了發動機的可靠性。

從當前的理論研究及工程應用現狀來看，高壓補燃發動機彈性金屬密封技術研究中仍然存在許多迫切需要解決的問題。例如，對于預緊力的量化控制研究亟待開展，對于密封過程和密封機理的認識需要繼續深入，等等。鑒于條件和資源的限制，建議首先開展下述研究工作：

1） 加強彈性金屬密封的基礎理論研究。彈塑性密封機理僅從材料彈塑性變形角度闡釋了密封機理，不能完整地描述密封作用過程，有待進一步發展和完善。密封性能評價機制尚不成熟，沒有準確、系統、可靠的密封判據，需要進一步研究探索。

2）完善彈性金屬密封的結構設計方法。傳統的經驗性設計方法效率偏低，結構優化改進周期長，研發成本高，不利于新型彈性金屬密封結構的開發。目前亟需發展“設計-分析-優化”的一體化設計方案，以提高產品優化設計效率，縮短研制周期，降低研發成本。

3） 開展彈性金屬密封的預緊力偏差設計研究。當前工程中采用的預緊力計算方法過于簡單，預緊力偏差設計所需要的密封比壓、摩擦系數等基礎數據嚴重匱乏，需要開展專項試驗研究工作，針對不同材料及密封結構建立全面、準確、可靠的預緊力偏差設計數據庫。

[1]張貴田.高壓補燃液氧煤油發動機[M].北京:國防工業出版社,2005.

[2]休澤爾.液體火箭發動機現代工程設計[M].朱寧昌，譯.北京:中國宇航出版社.2004.

[3]朱寧昌,劉國球.液體火箭發動機設計[M].北京:宇航出版社,1994.

[4]劉國球,任漢芬,朱寧昌,等.液體火箭發動機原理[M].北京:宇航出版社,1993.

[5]馮秀,顧伯勤,孫見君,等.金屬墊片密封機制研究[J].潤滑與密封,2007,32(10):97-99.

[6]陸鋒,宋麗蓉.法蘭與金屬墊片密封表面接觸分形模型[J].南京工程學院學報：自然科學版，2008,6(2)：26-31.

[7]GOOCH B.A unique metal to metal seal for space joints,670566[R].USA：Clumbus Lab,1967.

[8]DAWN R P,ROBERT J W.Seal analysis for the Ares-I upper stage fuel tank manhole covers,AIAA2010-2783[R].USA:AIAA,2010.

[9]DAWN R P,ROBERT J W.Seal joint analysis and design for the Ares-I upper stage LOX tank,AIAA2011-1721[R].USA:AIAA,2011.

[10]ГОРБАЧЕВ А И,ГРОМЫКО Б М,МАТВЕЕВ Е М,et al.Разъемное неподвижное уплотнительное устройство:SU,SU1499031A1[P].1989-07-08.

[11]ГОРБАЧЕВ А И,ГРОМЫКО Б М,ЕВГРАФОВ В М,etal.Разъемноенеподвижноеуплотнительноеустройство:SU,SU1499032A2[P].1989-08-07.

[12]ГРОМЫКО Б М,МАТВЕЕВ Е М,МИТЮКОВ Ю В,et al.Разъемное неподвижное уплотнительное устройство:RU,RU2159373С1[P].2000-11-20.

[13]ZIENKIEWICZ O C,TAYLOR R L.有限元方法,固體力學（第二卷）[M].5版.莊茁,岑松，譯.北京:清華大學出版社,2006.

[14]莊茁,由小川,廖劍暉,等.基于ABAQUS的有限元分析和應用[M].北京:清華大學出版社,2009.

[15]趙劍,譚永華,陳建華,等.自緊式K形金屬密封組件密封特性研究[J].火箭推進,2013,39(6):35-41.

[16]杜天恩.高壓液體火箭發動機新結構密封[J].推進技術,2000,21(4):16-19.

[17]黃其殷,白旭東,李妙婷.軟金屬密封結構密封性能數值仿真研究[J].火箭推進,2012,38(3):27-33.

[18]加洪.液體火箭發動機結構設計[M].任漢芬,譯.北京:宇航出版社,1992.

[19]山本晃.螺紋連接的理論與計算[M].郭可謙,譯.上海:上海科學技術文獻出版社,1984.

[20]范平章.航天飛機金屬靜密封技術和制造工藝[J].航天工藝,1999(2):11-16.