大型密封環動壓考核試驗方法與仿真研究

趙卓茂，陳利斌，薛 鋒，楊玉潔，馬斌捷

大型密封環動壓考核試驗方法與仿真研究

趙卓茂1，陳利斌2，薛 鋒1，楊玉潔3，馬斌捷1

（1. 北京強度環境研究所，北京，100076；2. 中國船舶工業系統工程研究院，北京，100094；3. 北京精密機電控制設備研究所，北京，100076）

針對冷發射火箭尾部密封環密封性能考核需求，提出一種新的動態壓力加載試驗方法。該方法解決了準靜態試驗加壓緩慢導致過考核的問題。通過計算預示給出了系統控制參數和加載結果的規律關系，能夠指導系統加載控制參數的確定，并降低試驗調試難度。研究表明，該試驗系統對外徑1m以上的密封環，在建壓峰值1.5~5.6MPa，建壓時間100~10000ms的區間內，營造的動態壓力環境精確可控。

尾罩密封環；動態壓力；數值模擬

0 引 言

冷發射火箭出筒時，發射筒底部會產生大量高壓高溫燃氣。為保護箭體結構和箭上儀器，達到火箭順利出筒的目的，往往需在箭體底部加裝尾罩和外徑1 m以上的大型密封環[1,2]。密封環由多枚螺釘通過壓環固定在箭體尾罩上，其外徑與發射筒內徑配合，填充火箭尾端箭體與發射筒間的空隙。密封環在設計時應同時滿足2點要求：a）在火箭尾部形成密封空間，從而由高壓氣體獲得足夠的前進推動力；b）滑動時與筒壁摩擦阻力較小以盡量減少出筒做功。所以，尾罩密封環的設計相對普通密封件要求更高，其密封特性考核試驗也是產品研制過程中非常關鍵的環節。

針對該類大型密封環的考核試驗，目前多采用準靜態壓力考核方法：通過管接口往密封環密封的試驗腔內充入氣體提升腔內壓力，查看在要求壓力值下密封環的密封特性。由于密封環是粘彈性材料，上述緩慢建壓的方法凸顯其具有應變率強化效應的剛度特性，所營造的力學環境與短時動態的發射過程差別很大，是一種加嚴考核，僅能得到密封環性能下限，無法得到實際使用條件下產品的性能參數和裕量，也無法作出飛行使用性能的客觀判斷。另外，準靜態考核方法還有一些其它缺點，如對試驗系統各連接處密封、加工和安裝的要求均較高，考核壓力范圍過小，以及因建壓時間長帶來的安全隱患等。

本文提出新的動態壓力考核方法，可為密封環構建建壓時間和建壓峰值可控的精確動壓考核環境，解決建壓非瞬態、過考核、考核范圍小、試驗實施難度大、危險性高等一系列問題。壓力加載物理過程可簡化為一維氣體流動[3]，根據動壓加載條件需求，通過數值仿真計算設計專用試驗設備，初步確定試驗加載控制參數后實施調試，再根據調試試驗結果修正控制參數完成考核試驗。

本文通過對典型建壓過程數值仿真計算，與試驗結果對比驗證了計算方法可行性，并給出試驗系統控制參數和動態壓力加載特性間的規律，最后給出了系統試驗能力范圍。

1 動壓考核試驗方法

動壓考核試驗方法的主要原理是以壓縮空氣作為加載介質和動力，采用多腔雙破膜方式瞬間釋放壓縮空氣，通過控制高壓腔及雙膜片腔內壓縮空氣壓力和限流環板的通流面積，營造符合建壓峰值和建壓速率要求的密封試驗腔內動態壓力環境，達到試驗鑒定考核目的[4]。其中，限流環板口徑小于其他所有通流口徑。加載裝置結構及三維示意分別見圖1、圖2。其核心部件為三腔體和兩通道，即雙膜片腔、過渡腔、試驗腔、限流環板通道和導流管通道。

圖1 密封環動態壓力試驗核心加載裝置結構

圖2 試驗裝置三維示意

圖1中高壓腔、雙膜片腔和過渡腔依次螺接，各連接處均設置密封圈，保證裝置間氣密。爆破膜片Ⅰ卡緊在前兩腔之間，膜片Ⅱ隔開后兩腔。部件試驗腔是模擬彈體和發射筒的內外套筒工裝，與密封環連接后形成的環狀密閉空間。為使試驗腔充壓均勻，過渡腔后端均布若干根導流管用于氣體傳送。高壓腔、雙膜片腔和試驗腔上內有若干只壓力傳感器監視腔內各處壓力。氣體建壓壓力峰值的控制主要依靠調節貯氣高壓腔的初始充氣壓力值，建壓速度的控制主要依靠調節高壓容器后端限流環板的通流面積。

試驗前，需根據試驗要求計算限流孔直徑與高壓腔、雙膜片腔內氣體壓力1、2，并選擇合適規格的爆破膜片。試驗時，高壓腔和雙膜片腔交替充壓，壓力穩定后，雙膜片腔排氣破膜后關閉閥門，高壓腔內氣體經由過渡腔、導流管組，在試驗腔內迅速且均勻地形成上升壓力，對密封環進行動態壓力考核。為規范操作，一般雙膜片腔壓力2為高壓腔壓力1的1/2。

2 氣體動力學模型

2.1 模型建立

圖3為簡化的流動計算模型。將核心加載裝置的三腔兩通道建為一維流動模型，兩端的高壓腔和大氣環境作為邊界條件，通過0D-1D與其他腔體管道相連。試驗腔與外部大氣環境間的泄壓口徑根據密封環實際性能估算。忽略爆破膜片破裂過程中對流動的影響及忽略爆破膜片充壓形變對各腔體積的影響。

圖3 系統計算模型

2.2 管道流動控制方程

充壓氣體為可壓縮流體，系統各結構腔內壓力變化迅速。物理過程合理簡化為一維氣體動力學管路流動模型[5]。對應控制方程的一般形式為

將式（2）~（4）代入式（1）可得連續性方程、動量方程和能量方程，其含義可見文獻[6]。控制方程求解應用Lax-Wendroff兩步差分格式[7,8]。

總比能等式有：

2.3 接口連接控制方程

各腔體間變徑連接，在截面處同樣滿足能量、流量和動量守恒方程。進一步簡化假設滿足等熵流動。氣體從高壓腔進入管道時，近似為定常流，完全開放管道與外界等熵流動能量方程為

氣體流出時，一般為局部開口管道，能量方程與式（6）類似，近出口端與管內滿足連續性方程：

與等熵關系式：

式中，分別為動力學轉換效率因子和通流截面積；下標1，2，t，e分別表示截面為管內遠離出口處、管內近出口死腔處、外界近出口處和外界遠離出口處。

3 動壓考核試驗

試驗在空曠廠房實施，設備占地約8 m×6 m。試驗系統由試驗平臺、壓力加載系統、壓力參數測量和攝像監視4部分組成。試驗平臺起支撐固定工裝，起吊設備、更換爆破膜片和模擬箭體自重偏心的作用。壓力加載系統包括供氣裝置、核心加載裝置、控制及安全裝置和其他供電設施及連接管路等。供氣裝置主體為35 MPa（文中壓力均為表壓）箱式空氣源車，置于廠房外側，通過高壓軟、硬管送氣至高壓腔和雙膜片腔。控制安全裝置包括4只電磁閥、2只安全閥和相應的控制開關組，用于控制壓力加載和緊急排放氣。爆破膜片分為A和B兩種規格，破壞壓力分別約為 4~5 MPa、2~2.5 MPa。根據試驗條件，每次試驗需要安裝2~3個爆破膜片，分別安裝在高壓腔、雙膜片腔和過渡腔兩兩間夾面上。限流環板按不同通徑，有范圍在20～70 mm之間的多種規格。導流管組由20根相同導管按試驗腔偏心程度呈一定角度輻射狀分布，目的是使試驗腔內均勻充氣建壓。

為實時觀察試驗件形態及附近現場環境，按象限均布4臺攝像機予以實時監控記錄。在高壓腔和雙膜片腔各布1只25 MPa量程應變式壓力傳感器用于監控和控制參考。試驗腔內徑向均布8只5 MPa量程應變式壓力傳感器，記錄腔內壓力的分布變化。壓力信號由DEWETRON數字信號采集系統記錄，采樣頻率設置為5 kHz。系統通過0.15 MPa以上的氣密性檢查即可。

4 結果及分析

4.1 三腔典型壓力曲線

選取典型試驗工況，按照計算所得控制參數對密封環調試件實施動態壓力加載試驗。由于計算對摩擦、傳熱的能量損耗估計較小，且沒有考慮氣流轉彎和膜片爆破影響，故在試驗時，值均比計算值適當增大1~2 mm。圖4為1=4.5 MPa、=35 mm時計算和試驗得到的三腔典型壓力曲線。由圖4可知，試驗腔內的8只壓力傳感器測量結果一致，偏差范圍在0.1%以內，說明導流管起到了預期的均壓效果。以靠近試驗腔的爆破膜片Ⅱ破裂，試驗腔開始充壓的時刻為0 ms點。此后高壓腔壓力隨時間呈下降速率減小的下降規律，雙膜片腔內壓力迅速下降后接著振蕩上升，試驗腔壓力隨時間呈上升速率減小的上升規律。圖4a、圖4b中高壓腔和過渡腔內初始壓力的不同，與兩爆破膜片破裂不同步有關。建壓中段，雙膜片腔與試驗腔壓力接近同步上升。建壓結束之后，三腔壓力曲線交會。

圖4 P1=4.5MPa，d=35mm時，三腔典型壓力曲線

4.2 建壓曲線形態對比

圖5為1=4.5 MPa、=35 mm時，計算和試驗得到的試驗腔壓力曲線對比。計算與試驗結果的差別主要是由于各腔體的容積參數測量不準確導致。模型參數修正后，計算與試驗的建壓時間和建壓壓力非常一致，但建壓曲線形態有所差別：計算壓力曲線較試驗結果更近似直線。試驗時建壓初期壓力相對計算快速上升是因為“預沖壓”效應，試驗時膜片Ⅱ破裂時雙膜片腔壓力提升，這部分氣體不經限流孔限流，直接由過渡腔預先充入試驗腔。膜片破裂時雙膜片腔內實時壓力與試驗條件和膜片承載均相關。

圖6為單破膜試驗方法的數據，即只在高壓腔與雙膜片腔間安裝單膜片。計算和試驗曲線吻合較好，進一步驗證了上述分析。因此如需更接近密封環實際使用情況，使建壓曲線更近似直線，應將雙膜片腔提升到限流環板前端，以減少“預沖壓”效應影響。

本文計算結果與試驗實測數據曲線形態，相對常規不考慮實際長度的一維流動狀態解法的計算結果，相似程度更高。在計算和試驗數據比較時，可不再將兩者的曲線進行高精度非線性擬合以判斷特征點。結合試驗腔內壓力在峰值附近變化相對緩慢的特點，統一將達到最大壓力99%的時刻定為建壓完成點。

圖5 P1=4.5MPa，d=35mm時，試驗腔壓力曲線對比

圖6 P1=3.1MPa，d=50mm時，試驗腔壓力曲線對比

4.3 關鍵參數對比

表1列出了1為4.5 MPa、3.1 MPa時2種狀態關鍵參數的計算和試驗結果比較。各參數結果相差均小于5%，說明計算方法精度可接受，預示準確程度高。

表1 試驗和計算關鍵參數對比

Tab.1 The Measured and Calculated Results

工況參數高壓腔P1=4.5MPa高壓腔P1=3.1MPa 計算值試驗值誤差計算值試驗值誤差 限流孔徑/mm34.034.8-2.3%48.550.0-3.0% 建壓時間/ms455460-1.1%228236-3.4% 建壓峰值/MPa2.352.330.6%1.491.481.6% 建壓速v/(MPa·s-1)4.844.751.7%6.566.254.9%

4.4 數值模擬計算預示

為揭示系統建壓規律，調整控制參數數值后展開預示。根據上文描述，可知高壓腔初始充壓壓力1和限流孔直徑是主要的調試控制參數。考慮到爆破膜片受加工工藝影響會有質量差別，實際操作時，應將理論控制壓力范圍的下限提高5%，上限降低10%使用，即高壓腔初始壓力在3.2~11.5 MPa范圍內調節。同時，限流孔徑超過導流管組等效直徑后調節能力受限。綜合考慮，分別按照1=3.2 MPa、4.0 MPa、4.7 MPa、 5.6 MPa、6.3 MPa、7.4 MPa、8.4 MPa、9.4 MPa、 10.4 MPa、11.5 MPa，=10 mm、20 mm、30 mm、40 mm、50 mm、60 mm、70 mm、80 mm時進行模擬計算，從而獲得裝置的控制能力和控制規律。

圖7為1=4.7 MPa時，試驗腔內壓力隨時間歷程變化。高壓腔初始壓力相同時，不同值間各曲線變化規律明顯，壓力峰值和壓降曲線均沿一條明顯的軌跡下降。當=10 mm時，建壓時間遠遠大于2 s，且建壓峰值與其它狀態相差較大。

圖7 P1=4.7MPa時，試驗腔壓力隨時間的變化

圖8為1=4.7 MPa時，建壓峰值和建壓時間隨值增大的變化規律。

圖8 P1=4.7MPa時，試驗腔內建壓峰值和建壓時間隨d值變化

從圖8可以看出，建壓峰值基本隨值變化近對數規律增大，從2.2 MPa上升到2.6 MPa，與1相比約為46%~55%。建壓時間基本隨值的變化近指數規律減小，從1978 ms下降到104 ms。限流孔徑在=20~50 mm之間變化時，建壓時間受值的影響較為明顯。試驗建壓時間的控制隨值減小越發困難。當控制建壓時間要求大于2 s時，為獲得準確的控制結果一般需要較多次調試。

圖9為1=4.7 MPa時，試驗腔內建壓速率的變化。隨著值增大，建壓速率從1.5 MPa/s增大至24.8 MPa/s。

圖9 P1=4.7MPa時，試驗腔內建壓速率隨d值變化

圖10為=30 mm時，試驗腔內壓力隨時間歷程。

圖10 d=30mm時，試驗腔內壓力隨時間歷程

由圖10可以看出，在限流孔徑固定不變時，曲線變化隨高壓腔內初始壓力變化也具有明顯的規律性。在壓降階段，壓力越高壓力下降越快。

圖11給出了=30 mm時，建壓峰值和建壓時間隨1值增大的變化規律。建壓峰值隨1值線性增大，約為1的49%。建壓時間變化很小，僅隨初始壓力的升高從617 ms增大到了645 ms。

圖11 d=30mm時，試驗腔內壓力建壓峰值和建壓時間隨高壓腔壓力變化

圖12為=30 mm時，試驗腔內建壓速率的變化，隨著值增大試驗腔內建壓速率從2.5 MPa/s線性增大到了8.8 MPa/s。

圖12 d=30mm時，試驗腔內建壓速率隨高壓腔壓力變化

5 結束語

本文由冷發射火箭尾罩密封環的考核需求出發，依托數值模擬計算設計考核方法和試驗系統后進行試驗，并通過后續計算對系統能力和調試規律加以研究，獲得了在改變高壓腔內壓力和限流孔直徑的條件下，建壓峰值、建壓時間和建壓速率的變化規律：

a）該試驗方法及系統可用于火箭尾罩密封環的密封性能考核，與準靜態考核方法相比更接近實際物理過程，考核結果更有效。

b）目前該系統在建壓峰值1.5~5.6 MPa，建壓時間100 ~10 000 ms的區間內精確可控。

c）建壓峰值主要隨高壓腔內初始壓力正比例增大，改變限流孔直徑也會有近10%的影響。

d）建壓時間主要隨限流孔直徑的增大成指數規律減小，改變高壓腔內初始壓力影響可忽略。

e）建壓速率與高壓腔初始壓力、限流孔直徑兩者均密切相關，是考核試驗的重要參數。但對于試驗控制，確定建壓峰值和時間后換算即得出該參數，不應選為控制參數。

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A Dynamic Pressure Test Method and Numerical SimulationofAssessing Empennage Seal Ring

Zhao Zhuo-Mao1, Chen Li-Bin2, Xue Feng1, Yang Yu-jie3, Ma Bin-Jie1

1. Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing, 100076; 2.System Engineering Research Institute, Beijing, 100094;3. Beijing Research Institute of Precise Mechatronics and Controls, Beijing, 100076）

To assess the airproof capability of empennage seal ring, a new test method of dynamic pressure, better than quasi-static method which has the defect of over-evaluation, is proposed in this paper. The regular relationship between the system control parameters and the loading results is given by the calculation prediction, which can guide the determination of the system loading control parameters and reduce the test difficulty. The capability of system could accurately achieve technical indicators of pressure peak range (1.5~5.6) and time within 100~10000ms.

seal ring; dynamic pressure; numerical simulation

V19

A

1004-7182(2020)02-0111-06

10.7654/j.issn.1004-7182.20200221

趙卓茂（1987-），男，高級工程師，主要研究方向為動力學試驗技術。

陳利斌（1969-），男，博士，研究員，主要研究方向為武器系統。

薛 鋒（1985-），女，工程師，主要研究方向為動力學試驗技術。

楊玉潔（1987-），女，工程師，主要研究方向為自動化控制。

馬斌捷（1961-），男，研究員，主要研究方向為航空宇航推進理論與工程。

2019-01-17；

2019-04-02