周云端，楊孟博，馬 興

（西安航天動(dòng)力研究所,陜西西安710100）

搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)研究

周云端，楊孟博，馬 興

（西安航天動(dòng)力研究所,陜西西安710100）

為有效考核液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作可靠性，需要通過(guò)地面試驗(yàn)驗(yàn)證搖擺軟管低溫疲勞特性。搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)承擔(dān)試驗(yàn)時(shí)涉及的搖擺環(huán)境模擬、低溫壓力環(huán)境模擬、軸壓平衡等關(guān)鍵技術(shù)。搖擺驅(qū)動(dòng)分系統(tǒng)利用水平放置的2個(gè)液壓伺服油缸作為驅(qū)動(dòng)單元驅(qū)動(dòng)十字軸帶動(dòng)搖擺軟管擺動(dòng)，模擬搖擺軟管的安裝邊界及搖擺工況。低溫壓力供應(yīng)分系統(tǒng)向搖擺軟管內(nèi)腔輸送一定壓力的液氮，模擬搖擺軟管低溫以及內(nèi)壓環(huán)境。內(nèi)壓平衡子系統(tǒng)通過(guò)設(shè)置在搖擺軟管內(nèi)的軸壓平衡裝置平衡內(nèi)腔壓力產(chǎn)生的軸向載荷，避免在內(nèi)腔壓力作用下伸長(zhǎng)。某型氧化劑搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)結(jié)果表明：搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)搖擺軟管雙向搖擺和單向搖擺等疲勞試驗(yàn)工況，試驗(yàn)環(huán)境和邊界條件與搖擺軟管實(shí)際工作狀態(tài)基本一致，試驗(yàn)參數(shù)滿足要求。

搖擺軟管；十字軸；低溫疲勞試驗(yàn)；軸壓平衡

0 引言

搖擺軟管是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)的一個(gè)關(guān)鍵組件，在火箭飛行過(guò)程中從箭體貯箱向火箭發(fā)動(dòng)機(jī)輸送推進(jìn)劑，同時(shí)補(bǔ)償火箭調(diào)姿時(shí)所產(chǎn)生的位移變化。某型運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)使用的氧化劑為液氧，氧化劑搖擺軟管在搖擺工作過(guò)程中不但承受擺動(dòng)產(chǎn)生的交變載荷，同時(shí)還要承受液氧的低溫環(huán)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(jié)構(gòu)，由于其結(jié)構(gòu)形式和工作環(huán)境的特殊性以及制造工藝的復(fù)雜性，影響搖擺軟管的低溫疲勞特性因素較多。目前沒(méi)有成熟的理論方法準(zhǔn)確預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)低溫疲勞特性，一般通過(guò)搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)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(yàn)最直接的方法是搭載熱試車或冷擺試驗(yàn)。但熱試車或冷擺方法需要發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)運(yùn)行，試驗(yàn)系統(tǒng)復(fù)雜，成本高，而且不宜長(zhǎng)時(shí)間進(jìn)行疲勞試驗(yàn)。相關(guān)單位曾利用一套液氮循環(huán)供應(yīng)系統(tǒng)對(duì)搖擺軟管輸入低溫介質(zhì)，采用與搖擺軟管軸線平行的兩個(gè)油缸反向運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)搖擺軟管實(shí)施搖擺疲勞試驗(yàn)。該方法盡管能夠模擬氧化劑搖擺軟管的低溫環(huán)境，但是其搖擺誤差大，搖擺頻率低，且只能進(jìn)行單向搖擺，無(wú)法完全模擬某型運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)氧化劑搖擺軟管的工作邊界。本文針對(duì)某系列運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)氧化劑搖擺軟管的試驗(yàn)要求，解決了氧化劑搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)過(guò)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(huán)境模擬、軸壓引起軟管伸長(zhǎng)等試驗(yàn)技術(shù)難題。通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，該搖擺試驗(yàn)方法較為真實(shí)的模擬了搖擺軟管的邊界條件和低溫?fù)u擺工作環(huán)境，各項(xiàng)技術(shù)參數(shù)滿足低溫疲勞試驗(yàn)要求。

1 試驗(yàn)要求

根據(jù)某系列運(yùn)載火箭不同型號(hào)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作工況分析，氧化劑搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)主要技術(shù)參數(shù)如下：

1）安裝邊界：與氧化劑搖擺軟管在發(fā)動(dòng)機(jī)上的實(shí)際安裝邊界一致；

2）搖擺工況：繞X軸單獨(dú)搖擺，繞搖擺關(guān)節(jié)互為90°的X和Y軸同時(shí)搖擺，繞X軸單獨(dú)搖擺和繞Y軸單獨(dú)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(dòng)角度；

4） 擺動(dòng)頻率：f=0～2.5 Hz，可調(diào)；

5） 內(nèi)腔溫度：T=-180±10℃；

6） 內(nèi)腔壓力：p=0～0.95 MPa，可調(diào)。

2 試驗(yàn)系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)

2.1 搖擺環(huán)境模擬

2.1.1 工作邊界分析

運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中搖擺軟管安裝位置如圖1所示。飛行調(diào)姿時(shí)在伺服系統(tǒng)作用下發(fā)動(dòng)機(jī)繞常平座擺動(dòng)，搖擺軟管的波紋管結(jié)構(gòu)通過(guò)拉伸、壓縮和擺動(dòng)補(bǔ)償發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺帶來(lái)的供應(yīng)管路接口位移變化。根據(jù)某大中小系列運(yùn)載火箭型號(hào)研制需求，搖擺軟管與發(fā)動(dòng)機(jī)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(tǒng)中搖擺軟管安裝如圖3所示安裝在固定臺(tái)架上，固定臺(tái)架采用框架結(jié)構(gòu)形式。搖擺軟管上端固定在固定臺(tái)架的上頂面，下端通過(guò)連接板與調(diào)節(jié)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(diào)節(jié)螺桿與十字軸下端固定，十字軸的兩個(gè)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(fā)動(dòng)機(jī)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(yàn)系統(tǒng)中搖擺軟管安裝邊界與發(fā)動(dòng)機(jī)上的安裝邊界相同。不同的搖擺軟管可以通過(guò)調(diào)整試驗(yàn)件安裝位置、固定座的高度、連接板在調(diào)節(jié)螺桿上的位置來(lái)滿足安裝邊界要求。

系統(tǒng)中十字軸用于實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)常平座的萬(wàn)向節(jié)功能，十字軸設(shè)計(jì)擺動(dòng)角度為±20°，大于試驗(yàn)要求角度 （α=0～±10°）。

搖擺軟管試驗(yàn)過(guò)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(diào)整搖擺軟管在固定臺(tái)架頂部安裝位置。

2.1.3 搖擺工況實(shí)現(xiàn)

搖擺工況由搖擺驅(qū)動(dòng)分系統(tǒng)上安裝夾角為90°的2個(gè)液壓伺服油缸驅(qū)動(dòng)十字軸下端帶動(dòng)連接板實(shí)現(xiàn)搖擺軟管下端擺動(dòng)，2個(gè)液壓伺服油缸初始零位時(shí)分別與X、Y軸軸線重合。油缸前端通過(guò)球鉸與十字軸下端固定，后端通過(guò)球鉸固定在固定框架立柱的導(dǎo)軌上，球鉸結(jié)構(gòu)可以實(shí)現(xiàn)擺動(dòng)過(guò)程的位移解耦，導(dǎo)軌可以調(diào)節(jié)液壓伺服油缸的安裝位置以滿足不同搖擺軟管試驗(yàn)需求。2個(gè)液壓伺服油缸的運(yùn)動(dòng)分別由控制器通過(guò)安裝在十字軸軸端的2個(gè)角位移傳感器閉環(huán)反饋控制，保證了搖擺角度控制的位置以及與發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺角度控制位置的一致性，同時(shí)閉環(huán)控制保證了搖擺角度的控制精度。

2.2 低溫壓力環(huán)境模擬

2.2.1 低溫介質(zhì)選擇

低溫?fù)u擺軟管工作過(guò)程中輸送的介質(zhì)為L(zhǎng)O2，由于LO2為強(qiáng)氧化劑，容易發(fā)生火災(zāi)、爆炸等危險(xiǎn)?？紤]到LN2與LO2具有類似的低溫特性（表1），LN2揮發(fā)后的N2為惰性氣體，不可燃，不會(huì)發(fā)生爆炸危險(xiǎn)，安全性比LO2高，因此選擇LN2作為低溫介質(zhì)，試驗(yàn)過(guò)程中在試驗(yàn)間采取有效的通風(fēng)措施，避免發(fā)生人員窒息。

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

2.2.2 低溫壓力介質(zhì)供應(yīng)分系統(tǒng)

低溫壓力介質(zhì)供應(yīng)系統(tǒng)方案如圖4所示，杜瓦罐輸出液氮通過(guò)減壓閥進(jìn)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(jiān)測(cè)搖擺軟管內(nèi)腔溫度與壓力。搖擺試驗(yàn)前首先將電動(dòng)調(diào)節(jié)閥以及出口的截止閥開(kāi)度調(diào)到最大，調(diào)節(jié)杜瓦罐與搖擺軟管之間的減壓閥向搖擺軟管內(nèi)腔輸送液氮進(jìn)行試驗(yàn)件預(yù)冷，當(dāng)?shù)蜏販囟葌鞲衅鞅O(jiān)測(cè)到搖擺軟管腔體溫度滿足試驗(yàn)要求的溫度時(shí)，將減壓閥調(diào)節(jié)到試驗(yàn)要求的壓力，開(kāi)始試驗(yàn)。由于搖擺試驗(yàn)過(guò)程中搖擺軟管內(nèi)腔液氮不斷氣化聚集在搖擺軟管上法蘭的腔體使內(nèi)腔壓力升高，控制系統(tǒng)根據(jù)低溫壓力傳感器反饋控制電動(dòng)調(diào)節(jié)閥的開(kāi)度釋放多余氣體，實(shí)現(xiàn)搖擺軟管內(nèi)腔壓力的穩(wěn)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(jìn)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(dāng)溫度傳感器和壓力傳感器測(cè)量值滿足試驗(yàn)要求時(shí)，能夠保證搖擺軟管內(nèi)溫度均低于測(cè)量溫度，壓力與測(cè)量壓力一致。液氮?dú)饣笤谏戏ㄌm內(nèi)形成的氣墊，能夠緩沖搖擺過(guò)程中壓力變化。

2.3 軸壓平衡技術(shù)

搖擺軟管搖擺試驗(yàn)過(guò)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(nèi)腔壓力的作用下?lián)u擺軟管會(huì)發(fā)生伸長(zhǎng)，而搖擺軟管在發(fā)動(dòng)機(jī)上工作時(shí)只承受內(nèi)腔介質(zhì)對(duì)管壁的軸向載荷，不會(huì)發(fā)生軸向伸長(zhǎng)，因此在搖擺軟管內(nèi)腔設(shè)計(jì)了軸壓平衡分系統(tǒng)。

軸壓平衡分系統(tǒng)原理如圖6所示。搖擺軟管通過(guò)上安裝法蘭固定在固定臺(tái)架上，搖擺軟管下安裝法蘭為上下非封閉結(jié)構(gòu)形式，平衡連桿固定在上法蘭，活塞機(jī)構(gòu)通過(guò)球鉸與平衡連桿連接，活塞機(jī)構(gòu)采用兩個(gè)低溫密封圈進(jìn)行密封，并在活塞中部設(shè)置導(dǎo)向環(huán)，當(dāng)搖擺軟管內(nèi)腔供應(yīng)一定壓力的低溫介質(zhì)，內(nèi)腔介質(zhì)產(chǎn)生的軸向載荷主要施加在上法蘭和活塞機(jī)構(gòu)的上表面，不會(huì)引起搖擺軟管的伸長(zhǎng)。當(dāng)搖擺軟管進(jìn)行搖擺時(shí)，活塞可以繞球鉸與搖擺軟管一起擺動(dòng)，同時(shí)活塞與下安裝法蘭相對(duì)滑動(dòng)補(bǔ)償搖擺軟管擺動(dòng)過(guò)程的位移變化。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

根據(jù)某系列運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)要求，在搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)上對(duì)某型氧化劑搖擺軟管進(jìn)行低溫疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證。分別進(jìn)行不同角度、不同搖擺頻率和試驗(yàn)壓力環(huán)境下?lián)u擺軟管的搖擺試驗(yàn)，試驗(yàn)工況如表2所示。試驗(yàn)覆蓋要求的技術(shù)參數(shù)，試驗(yàn)過(guò)程監(jiān)測(cè)的擺動(dòng)波形與輸入波形基本一致。搖擺過(guò)程平穩(wěn)，搖擺角度的頻率、幅值以及試驗(yàn)壓力均在2%范圍內(nèi)。試驗(yàn)過(guò)程監(jiān)測(cè)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(yàn)壓力工況下連續(xù)雙向搖擺5 000次，試驗(yàn)系統(tǒng)各部分均工作正常。試驗(yàn)結(jié)果表明，該系統(tǒng)滿足搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)要求。

表2 試驗(yàn)驗(yàn)證工況表Tab.2 Working conditions of test verification

4 結(jié)論

根據(jù)某系列運(yùn)載火箭氧化劑搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)要求，對(duì)試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了深入研究，研制了一套搖擺軟管低溫疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)。某型氧化劑搖擺軟管低溫疲勞驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果表明：

1） 搖擺試驗(yàn)系統(tǒng)能夠真實(shí)地模擬搖擺軟管的搖擺工況，安裝邊界與搖擺軟管實(shí)際工作狀態(tài)邊界基本一致，可以方便實(shí)現(xiàn)單向搖擺、雙向搖擺疲勞試驗(yàn)。以液壓伺服油缸作為驅(qū)動(dòng)設(shè)備、角位移傳感器反饋控制的搖擺驅(qū)動(dòng)技術(shù)可以根據(jù)搖擺軟管實(shí)際工作要求實(shí)現(xiàn)不同搖擺頻率、搖擺角度的試驗(yàn)工況。試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、容易實(shí)現(xiàn)，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(yàn)要求。

2） 以自增壓杜瓦罐作為液氮供應(yīng)源的低溫壓力供應(yīng)系統(tǒng)不但能夠模擬搖擺軟管實(shí)際工作的低溫環(huán)境，同時(shí)內(nèi)腔壓力閉環(huán)控制能夠準(zhǔn)確模擬搖擺軟管工作過(guò)程的內(nèi)腔壓力，且結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、容易實(shí)現(xiàn)。

3）采用帶低溫密封結(jié)構(gòu)的可擺動(dòng)活塞作為內(nèi)壓平衡分系統(tǒng)有效地平衡了搖擺軟管內(nèi)腔壓力產(chǎn)生的軸向載荷，避免搖擺軟管發(fā)生伸長(zhǎng)，減小搖擺驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)所需要的驅(qū)動(dòng)載荷，極大的簡(jiǎn)化了試驗(yàn)系統(tǒng)。

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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(shù)項(xiàng)目（617010403）

周云端（1976—），男，高級(jí)工程師，研究領(lǐng)域?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)力學(xué)環(huán)境研究