馬良冬 從德勝 鮑益東 唐斌 朱強(qiáng)強(qiáng)

摘要：為解決飛機(jī)液壓系統(tǒng)高壓油濾螺紋連接結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的 O形密封圈咬傷滲漏問題，通過對產(chǎn)品內(nèi)外螺紋軸向間隙和安裝端面間隙計(jì)算，觀察密封圈損傷特點(diǎn)、失效分析硬度檢測，結(jié)合有限元分析模擬，確定膠圈硬度數(shù)值偏下限、端面間隙較大等是導(dǎo)致膠圈咬傷的主要原因。經(jīng)試驗(yàn)論證，可通過采取在接頭密封端面加工氟塑料圈安裝槽裝配氟塑料保護(hù)圈方式規(guī)避膠圈咬傷問題。

關(guān)鍵詞：密封圈；間隙測量；硬度檢測；有限元分析；氟塑料保護(hù)圈

中圖分類號：TQ336.8????????????? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A???????? 文章編號：1001-5922（2023）03-0001-04

Research? and improvement? on high pressure bite of 0-shape sealing ring

MA Liangdong，CONG Desheng，BAO Yidong，TANG Bin，Zhu Qiangqiang

（1. College of Mechanical and Electronic Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China；2. State-owned Wuhu Machinery Factory，Wuhu 241000，Anhui China）

Abstract： In order to solve the problem of bite and leakage of 0-shaped sealing ring caused by connecting structure of high-pressure oil filter thread of aircraft hydraulic system，the axial clearance of internal and external threads and the clearance of installation end face of the product were calculated，the main features，failure analysis and hard- ness testof rubber ring bitewere observed. Based on the finite element analysis model，the lower limit of rubber ring hardness and large end clearance were determined to be the main causes of rubber ring bite. Through the experi- ment，it is proved that the problem of rubber ring bite can be avoided by machining the fluorine plastic ring installa- tion groove on the sealing face of the joint and assembling the fluorine plastic ring protection ring.

Keywords： sealing ring；gap measurement；hardness test；finite element analysis；fluorine plastic protective ring

近年來，航空航天領(lǐng)域螺紋連接松動帶來的質(zhì)量問題越來越多，尤其是運(yùn)載火箭、載人飛船、戰(zhàn)斗機(jī)、衛(wèi)星、導(dǎo)彈等任務(wù)工作異常復(fù)雜化，那么螺紋連接可靠性尤為重要[1-2]。如何提高螺紋連接有效性、延緩或者杜絕螺紋連接松動導(dǎo)致的滲漏油等問題，已成為航天型號可靠性研究的重要工作[3]。液壓類產(chǎn)品螺紋連接主要依靠安裝O形圈并通過密封圈的壓縮變形填充安裝間隙，進(jìn)而堵塞油液通過低壓區(qū)最終實(shí)現(xiàn)密封[4]。飛機(jī)產(chǎn)品修理中經(jīng)常用到O形圈，但是鑒于飛機(jī)長期工作帶來的磨損以及修理后容差間隙變大、飛機(jī)高頻振動等等問題，密封圈咬傷導(dǎo)致產(chǎn)品滲漏油問題屢見不鮮[5-6]。

結(jié)合外場發(fā)現(xiàn)的故障情況，從產(chǎn)品密封圈槽安裝間隙、硬度檢測以及仿真模擬等內(nèi)容進(jìn)行針對性分析密封圈損傷原因，制定專項(xiàng)解決措施并開展試驗(yàn)驗(yàn)證論證技術(shù)的可行性[7]。

1 問題提出

部隊(duì)巡檢時發(fā)現(xiàn)某型飛機(jī)左尾梁Ⅰ系統(tǒng)高壓油濾入口接頭與油濾頂蓋下方結(jié)合部位三分之一圈范圍內(nèi)有黑色碎屑狀堆積物，具體如圖1所示。經(jīng)檢測判定，該堆積物來自產(chǎn)品接頭安裝的密封圈，材料為丁腈橡膠2-5013。

2 材料分析

產(chǎn)品裝配時按照工藝要求需施加（78.4±7.84）N·m 力矩擰緊接管嘴，采用塞尺測量殼體與接管嘴間隙值小于等于0.01 mm。

2.1? 內(nèi)外螺紋軸向間隙

油濾頂蓋進(jìn)出口螺紋設(shè)計(jì)尺寸均要求為M42×1.5，接頭螺紋設(shè)計(jì)尺寸要求為 M42×1.5，根據(jù) GB/T 192—2003《普通螺紋基本牙形》及GB/T 2516—2003《普通螺紋極限偏差》，頂蓋內(nèi)螺紋及接頭外螺紋牙形尺寸及公差，具體如圖2所示[8]，所以該螺紋配合的徑向偏差。

已知螺紋為標(biāo)準(zhǔn)螺紋，螺紋夾角 a為60。，因此軸向間隙Δx 可計(jì)算得出，計(jì)算公式：

因此，經(jīng)理論計(jì)算，軸向間隙。

2.2 安裝端面間隙

安裝端面間隙——接頭、頂蓋端面尺寸設(shè)計(jì)要求，如圖3所示。

從圖3可以看出，接頭端面以M42×1.5-6e螺紋為基準(zhǔn)的跳動量為0.08 mm，頂蓋端面以 M42×1.5-5H6H螺紋中徑方向?yàn)榛鶞?zhǔn)的垂直度公差值為0.08 mm。在不加壓情況下，二者之間理論間隙最大為0.16 mm。

產(chǎn)品裝機(jī)飛行800h后測量間隙值在0.06～0.1mm，間隙范圍較大。

2.3 密封圈損傷分析

2.3.1 外觀觀察

對故障部位分解后檢查發(fā)現(xiàn)密封圈有不同程度的損傷掉塊，約占密封圈周長的三分之一。密封圈損傷具有明顯的不對稱性，一側(cè)損傷較為嚴(yán)重且從接頭六方螺母與密封圈接觸的端面開始并具體如圖4所示[9]。

2.3.2 硬度檢測

后續(xù)對失效密封圈進(jìn)行硬度對比分析[10]。取2件使用過的密封圈和2件新密封圈分別編號為F5、S3、 X1和X2，每件密封圈硬度檢測6次，結(jié)果如表1所示。

按照Q/IS 243—2005《圓截面橡膠密封圈通用技術(shù)條件》，該密封圈IRHD（國際微型硬度）單位硬度規(guī)定為68～83。上述4件密封圈硬度均符合標(biāo)準(zhǔn)，但數(shù)值均偏低，尤其是新件，硬度已達(dá)標(biāo)準(zhǔn)范圍下限。

2.4 有限元分析

使用參數(shù)化螺紋建模程序構(gòu)建模型，簡化后裝配關(guān)系及相互作用設(shè)定如圖5所示[11-12]。對殼體固定并在耦合點(diǎn)施加角度、力矩約束，使得扭矩達(dá)到78.4 N·m，隨后對螺紋及接頭與液壓油接觸部位施加28 MPa壓力。

密封圈在殼體倒角處應(yīng)力最大，長時間受壓工作，擠入倒角的密封圈基體發(fā)生變形[13]。反復(fù)供壓后擠入端面間隙，泄壓后密封圈發(fā)生咬傷；損傷原因示意圖如圖6所示。

由橡膠硬度測量以及仿真模擬分析可知，密封圈硬度偏低接近標(biāo)準(zhǔn)范圍下限，而密封圈又是在高壓、高溫工作環(huán)境，密封圈的硬度對間隙擠出現(xiàn)象具有明顯的影響。橡膠硬度越低，間隙擠出現(xiàn)象會越嚴(yán)重。當(dāng)液壓系統(tǒng)壓力較高，故障部位間隙增大，密封圈邊緣被高壓液壓擠入端面間隙；當(dāng)壓力降低，故障部位間隙減小，擠入密封圈邊緣彈性回復(fù)速度小于間隙的變化速度，被接頭與頂蓋配合端面擠壓和咬傷。經(jīng)過長時間間隙咬傷累積后，密封圈壓縮量不斷縮減從而導(dǎo)致油液泄漏。密封圈間隙咬傷示意圖，如圖7所示。

3 方法改進(jìn)

當(dāng)O形圈膠料硬度低于72 HA，工作壓力為10 MPa 或者根據(jù)HB/Z4—995規(guī)定，當(dāng)工作壓力大于15 MPa 時有可能發(fā)生間隙咬傷，此時應(yīng)選擇減小配合公差或增加保護(hù)圈的方式[14]。因制造公差及螺紋受力不可避免且二者端面配合間隙無法減小，故擬采用在接頭安裝保護(hù)圈的方式解決密封圈擠出咬傷問題。

在接頭密封端面加工氟塑料墊圈安裝槽，并加裝氟塑料墊圈[15]。加氟塑料墊圈是防止密封圈間隙咬傷的有效辦法，但要根據(jù)具體密封結(jié)構(gòu)尺寸進(jìn)行設(shè)計(jì)，原理就是通過兩彈性體之間的擠壓，使氟塑料墊圈變形并填充間隙，可保護(hù)密封圈不擠入間隙。氟塑料墊圈防間隙咬傷示意圖如圖8所示。

氟塑料墊圈厚度大于安裝槽深度，氟塑料墊圈具有一定的安裝壓盈量，部分壓盈量可填充端面裝配間隙，其余的壓盈量受壓后與未受壓的氟塑料墊圈形成一個過渡臺階，起到一定的物理阻隔作用如圖9所示。

供壓時，在液壓力作用下密封圈會擠壓氟塑料墊圈，由于密封圈與氟塑料墊圈的接觸面積大于氟塑料墊圈與上殼體端面的接觸面積，氟塑料墊圈受到擠壓后，再次填充端面間隙，達(dá)到消除端面間隙的目的[16]。

4 結(jié)果驗(yàn)證

4.1 試驗(yàn)要求

（1）在非壓力沖擊狀態(tài)下，將壓力沖擊試驗(yàn)臺壓力調(diào)整至28 MPa；

（2）將配套特制直通接頭的高壓液壓油濾安裝在壓力沖擊試驗(yàn)臺上，內(nèi)部充滿15號航空液壓油，堵住高壓液壓油濾出口；

（3）調(diào)整壓力沖擊試驗(yàn)臺的沖擊壓力，使沖擊壓力從不大于0.5 MPa上升到額定工作壓力，然后再降至不大于0.5 MPa，每次壓力沖擊所達(dá)到的最大壓力沖擊峰值為35.84～42 MPa，壓力沖擊曲線示意圖如10所示；

（4）進(jìn)行高溫壓力沖擊試驗(yàn)100000次，其中試驗(yàn)油溫為90～125℃時，沖擊75000次；試驗(yàn)油溫為125～150℃時，沖擊25000次。安裝一件接頭改進(jìn)后的產(chǎn)品，進(jìn)行高溫壓力沖擊試驗(yàn)100000次，其中試驗(yàn)油溫為90～125℃時，高溫壓力沖擊75000次；試驗(yàn)油溫為125～150℃時，高溫壓力沖擊25000次。試驗(yàn)結(jié)束后對產(chǎn)品進(jìn)行28 MPa的密封性試驗(yàn)5 min，接頭安裝部位不允許出現(xiàn)滲漏油。

4.2 試驗(yàn)結(jié)果

試驗(yàn)結(jié)束后檢查產(chǎn)品配套接頭處，外觀正常，未出現(xiàn)滲油現(xiàn)象；進(jìn)、出口接頭與上殼體端面結(jié)合部位，未出現(xiàn)密封圈擠出現(xiàn)象；分解檢查產(chǎn)品配套接頭，密封圈表面質(zhì)量完好，未出現(xiàn)咬傷現(xiàn)象。

5 結(jié)語

通過對高壓液壓油濾密封圈間隙咬傷預(yù)防技術(shù)研究，確定了故障改進(jìn)方法，固化了改進(jìn)圖樣、新編了零部件制造工藝規(guī)程和產(chǎn)品修理工藝規(guī)程；改進(jìn)零件通過了各項(xiàng)試驗(yàn)驗(yàn)證，產(chǎn)品修理質(zhì)量有保證，風(fēng)險可控；采取預(yù)防措施后，可有效降低高壓液壓油濾密封圈間隙咬傷故障率，達(dá)到該項(xiàng)目預(yù)期的目標(biāo)，形成高壓液壓油濾密封圈間隙咬傷預(yù)防技術(shù)。

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