搖擺軟管低溫疲勞試驗關鍵技術研究

周云端，楊孟博，馬 興

（西安航天動力研究所,陜西西安710100）

搖擺軟管低溫疲勞試驗關鍵技術研究

周云端，楊孟博，馬 興

（西安航天動力研究所,陜西西安710100）

為有效考核液體火箭發動機的工作可靠性，需要通過地面試驗驗證搖擺軟管低溫疲勞特性。搖擺軟管低溫疲勞試驗系統承擔試驗時涉及的搖擺環境模擬、低溫壓力環境模擬、軸壓平衡等關鍵技術。搖擺驅動分系統利用水平放置的2個液壓伺服油缸作為驅動單元驅動十字軸帶動搖擺軟管擺動，模擬搖擺軟管的安裝邊界及搖擺工況。低溫壓力供應分系統向搖擺軟管內腔輸送一定壓力的液氮，模擬搖擺軟管低溫以及內壓環境。內壓平衡子系統通過設置在搖擺軟管內的軸壓平衡裝置平衡內腔壓力產生的軸向載荷，避免在內腔壓力作用下伸長。某型氧化劑搖擺軟管低溫疲勞試驗結果表明：搖擺軟管低溫疲勞試驗系統能夠實現搖擺軟管雙向搖擺和單向搖擺等疲勞試驗工況，試驗環境和邊界條件與搖擺軟管實際工作狀態基本一致，試驗參數滿足要求。

搖擺軟管；十字軸；低溫疲勞試驗；軸壓平衡

0 引言

搖擺軟管是液體火箭發動機推進劑供應系統的一個關鍵組件，在火箭飛行過程中從箭體貯箱向火箭發動機輸送推進劑，同時補償火箭調姿時所產生的位移變化。某型運載火箭發動機使用的氧化劑為液氧，氧化劑搖擺軟管在搖擺工作過程中不但承受擺動產生的交變載荷，同時還要承受液氧的低溫環境。因此，有必要研究氧化劑搖擺軟管低溫疲勞特性。氧化劑搖擺軟管目前多采用多層薄壁波紋管結構，由于其結構形式和工作環境的特殊性以及制造工藝的復雜性，影響搖擺軟管的低溫疲勞特性因素較多。目前沒有成熟的理論方法準確預測結構低溫疲勞特性，一般通過搖擺軟管低溫疲勞試驗獲得其疲勞特性是目前最直接有效的方法。

搖擺軟管低溫疲勞試驗最直接的方法是搭載熱試車或冷擺試驗。但熱試車或冷擺方法需要發動機系統運行，試驗系統復雜，成本高，而且不宜長時間進行疲勞試驗。相關單位曾利用一套液氮循環供應系統對搖擺軟管輸入低溫介質，采用與搖擺軟管軸線平行的兩個油缸反向運動驅動搖擺軟管實施搖擺疲勞試驗。該方法盡管能夠模擬氧化劑搖擺軟管的低溫環境，但是其搖擺誤差大，搖擺頻率低，且只能進行單向搖擺，無法完全模擬某型運載火箭發動機氧化劑搖擺軟管的工作邊界。本文針對某系列運載火箭發動機氧化劑搖擺軟管的試驗要求，解決了氧化劑搖擺軟管低溫疲勞試驗過程中工作邊界模擬、單向搖擺和雙向搖擺工況模擬、低溫壓力環境模擬、軸壓引起軟管伸長等試驗技術難題。通過試驗驗證，該搖擺試驗方法較為真實的模擬了搖擺軟管的邊界條件和低溫搖擺工作環境，各項技術參數滿足低溫疲勞試驗要求。

1 試驗要求

根據某系列運載火箭不同型號液體火箭發動機工作工況分析，氧化劑搖擺軟管低溫疲勞試驗主要技術參數如下：

1）安裝邊界：與氧化劑搖擺軟管在發動機上的實際安裝邊界一致；

2）搖擺工況：繞X軸單獨搖擺，繞搖擺關節互為90°的X和Y軸同時搖擺，繞X軸單獨搖擺和繞Y軸單獨搖擺；

3） 搖擺角度：α=0～±10°，搖擺角度為繞常平座搖擺軸的擺動角度；

4） 擺動頻率：f=0～2.5 Hz，可調；

5） 內腔溫度：T=-180±10℃；

6） 內腔壓力：p=0～0.95 MPa，可調。

2 試驗系統關鍵技術

2.1 搖擺環境模擬

2.1.1 工作邊界分析

運載火箭發動機中搖擺軟管安裝位置如圖1所示。飛行調姿時在伺服系統作用下發動機繞常平座擺動，搖擺軟管的波紋管結構通過拉伸、壓縮和擺動補償發動機搖擺帶來的供應管路接口位移變化。根據某大中小系列運載火箭型號研制需求，搖擺軟管與發動機上的布局形式有2種，一種如圖2（a）所示的45°布局方式，另一種布局形式如圖 2（b）所示的 90°布局方式。

2.1.2 安裝邊界模擬

搖擺軟管低溫疲勞系統中搖擺軟管安裝如圖3所示安裝在固定臺架上，固定臺架采用框架結構形式。搖擺軟管上端固定在固定臺架的上頂面，下端通過連接板與調節螺桿連接，在固定框架中心安裝一固定座，固定座下端安裝十字軸，調節螺桿與十字軸下端固定，十字軸的兩個軸線分別與圖3中X軸、Y軸重合，圖3（a）中搖擺軟管到十字軸搖擺中心距離h與圖1中搖擺軟管距離發動機搖擺中心距離H相等，搖擺軟管軸心到十字軸搖擺中心距離d與圖1中搖擺軟管軸心距離搖擺中心距離D相等，保證了試驗系統中搖擺軟管安裝邊界與發動機上的安裝邊界相同。不同的搖擺軟管可以通過調整試驗件安裝位置、固定座的高度、連接板在調節螺桿上的位置來滿足安裝邊界要求。

系統中十字軸用于實現發動機常平座的萬向節功能，十字軸設計擺動角度為±20°，大于試驗要求角度 （α=0～±10°）。

搖擺軟管試驗過程中45°布局方式與90°布局方式安裝位置分別如圖3（b）、圖3（c） 所示，只需調整搖擺軟管在固定臺架頂部安裝位置。

2.1.3 搖擺工況實現

搖擺工況由搖擺驅動分系統上安裝夾角為90°的2個液壓伺服油缸驅動十字軸下端帶動連接板實現搖擺軟管下端擺動，2個液壓伺服油缸初始零位時分別與X、Y軸軸線重合。油缸前端通過球鉸與十字軸下端固定，后端通過球鉸固定在固定框架立柱的導軌上，球鉸結構可以實現擺動過程的位移解耦，導軌可以調節液壓伺服油缸的安裝位置以滿足不同搖擺軟管試驗需求。2個液壓伺服油缸的運動分別由控制器通過安裝在十字軸軸端的2個角位移傳感器閉環反饋控制，保證了搖擺角度控制的位置以及與發動機搖擺角度控制位置的一致性，同時閉環控制保證了搖擺角度的控制精度。

2.2 低溫壓力環境模擬

2.2.1 低溫介質選擇

低溫搖擺軟管工作過程中輸送的介質為LO2，由于LO2為強氧化劑，容易發生火災、爆炸等危險。考慮到LN2與LO2具有類似的低溫特性（表1），LN2揮發后的N2為惰性氣體，不可燃，不會發生爆炸危險，安全性比LO2高，因此選擇LN2作為低溫介質，試驗過程中在試驗間采取有效的通風措施，避免發生人員窒息。

表1 低溫介質特性比較Tab.1 Comparison on properties of LO2and LN2

2.2.2 低溫壓力介質供應分系統

低溫壓力介質供應系統方案如圖4所示，杜瓦罐輸出液氮通過減壓閥進入搖擺軟管，在搖擺軟管上安裝法蘭，并安裝低溫溫度傳感器和低溫壓力傳感器監測搖擺軟管內腔溫度與壓力。搖擺試驗前首先將電動調節閥以及出口的截止閥開度調到最大，調節杜瓦罐與搖擺軟管之間的減壓閥向搖擺軟管內腔輸送液氮進行試驗件預冷，當低溫溫度傳感器監測到搖擺軟管腔體溫度滿足試驗要求的溫度時，將減壓閥調節到試驗要求的壓力，開始試驗。由于搖擺試驗過程中搖擺軟管內腔液氮不斷氣化聚集在搖擺軟管上法蘭的腔體使內腔壓力升高，控制系統根據低溫壓力傳感器反饋控制電動調節閥的開度釋放多余氣體，實現搖擺軟管內腔壓力的穩定。

低溫溫度傳感器和低溫壓力傳感器如圖5所示安裝在上法蘭上，液氮從上法蘭的液氮入口進入搖擺軟管腔體，從液氮出口排出。液氮入口位置以及傳感器安裝位置均低于液氮出口位置，當溫度傳感器和壓力傳感器測量值滿足試驗要求時，能夠保證搖擺軟管內溫度均低于測量溫度，壓力與測量壓力一致。液氮氣化后在上法蘭內形成的氣墊，能夠緩沖搖擺過程中壓力變化。

2.3 軸壓平衡技術

搖擺軟管搖擺試驗過程中為上端固定，下端搖擺，若將搖擺軟管下法蘭端口完全封閉，則在內腔壓力的作用下搖擺軟管會發生伸長，而搖擺軟管在發動機上工作時只承受內腔介質對管壁的軸向載荷，不會發生軸向伸長，因此在搖擺軟管內腔設計了軸壓平衡分系統。

軸壓平衡分系統原理如圖6所示。搖擺軟管通過上安裝法蘭固定在固定臺架上，搖擺軟管下安裝法蘭為上下非封閉結構形式，平衡連桿固定在上法蘭，活塞機構通過球鉸與平衡連桿連接，活塞機構采用兩個低溫密封圈進行密封，并在活塞中部設置導向環，當搖擺軟管內腔供應一定壓力的低溫介質，內腔介質產生的軸向載荷主要施加在上法蘭和活塞機構的上表面，不會引起搖擺軟管的伸長。當搖擺軟管進行搖擺時，活塞可以繞球鉸與搖擺軟管一起擺動，同時活塞與下安裝法蘭相對滑動補償搖擺軟管擺動過程的位移變化。

3 試驗驗證

根據某系列運載火箭發動機搖擺軟管低溫疲勞試驗要求，在搖擺軟管低溫疲勞試驗系統上對某型氧化劑搖擺軟管進行低溫疲勞試驗驗證。分別進行不同角度、不同搖擺頻率和試驗壓力環境下搖擺軟管的搖擺試驗，試驗工況如表2所示。試驗覆蓋要求的技術參數，試驗過程監測的擺動波形與輸入波形基本一致。搖擺過程平穩，搖擺角度的頻率、幅值以及試驗壓力均在2%范圍內。試驗過程監測的溫度滿足-180±10℃溫度容差要求，在最大搖擺角度、搖擺頻率及試驗壓力工況下連續雙向搖擺5 000次，試驗系統各部分均工作正常。試驗結果表明，該系統滿足搖擺軟管低溫疲勞試驗要求。

表2 試驗驗證工況表Tab.2 Working conditions of test verification

4 結論

根據某系列運載火箭氧化劑搖擺軟管低溫疲勞試驗要求，對試驗的關鍵技術進行了深入研究，研制了一套搖擺軟管低溫疲勞試驗系統。某型氧化劑搖擺軟管低溫疲勞驗證試驗結果表明：

1） 搖擺試驗系統能夠真實地模擬搖擺軟管的搖擺工況，安裝邊界與搖擺軟管實際工作狀態邊界基本一致，可以方便實現單向搖擺、雙向搖擺疲勞試驗。以液壓伺服油缸作為驅動設備、角位移傳感器反饋控制的搖擺驅動技術可以根據搖擺軟管實際工作要求實現不同搖擺頻率、搖擺角度的試驗工況。試驗系統結構簡單、容易實現，且搖擺角度和頻率控制精確，滿足氧化劑搖擺軟管搖擺試驗要求。

2） 以自增壓杜瓦罐作為液氮供應源的低溫壓力供應系統不但能夠模擬搖擺軟管實際工作的低溫環境，同時內腔壓力閉環控制能夠準確模擬搖擺軟管工作過程的內腔壓力，且結構簡單、容易實現。

3）采用帶低溫密封結構的可擺動活塞作為內壓平衡分系統有效地平衡了搖擺軟管內腔壓力產生的軸向載荷，避免搖擺軟管發生伸長，減小搖擺驅動系統所需要的驅動載荷，極大的簡化了試驗系統。

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（編輯：陳紅霞）

Research on key technology for low-temperature fatigue test of swing-bellows

ZHOU Yunduan,YANG Mengbo,MA Xing
（Xi’an Aerospace Propulsion Institute,Xi’an 710100,China）

It is necessary for low-temperature fatigue test to examine and verify fatigue characteristic and reliability of swing-bellows which feed LO2from rocket's propellant tank to rocket engine.This test system involves several key technologies including simulation of swing conditions,simulation of low-temperature environments and internal pressure,and balance of axial load.The swing-driven subsystem can drive the universal joint pin to swing the swing-bellows by two hydraulic servo cylinders,and simulate the fixing boundary and swing conditions of the swing-bellows.The internal pressure subsystem under low-temperature can feed LN2into the swing-bellows and simulate working environment.The axial load balance subsystem can balance axial load which is produced by LN2 at work through a balance device fixed in swing-bellows.The test results indicate that the test system is reasonable,the boundary condition of swing bellows on low-temperature fatigue test systemis the same as that on rocket engine,and the test parameters meet the system requirement.

swing-bellow;universal joint pin;low-temperature fatigue test;axial pressure balance

V434-34

A

1672-9374(2017)04-0080-07

2016-03-27；

2016-05-14

航天支撐技術項目（617010403）

周云端（1976—），男，高級工程師，研究領域為液體火箭發動機力學環境研究