高溫密封是高超音速飛行器的關鍵技術。文章詳細介紹了美國關于熱密封結構所開展的試驗技術研究，包括壓力試驗、熱暴露試驗、熱摩擦試驗、泄漏試驗的試驗方法和試驗設備。

　　引言

　　高溫密封是高超音速飛行器的關鍵技術，X-51A高超聲速試驗飛行器在首飛試驗中就是因為發動機與尾噴管之間的密封泄漏導致無法達到預定馬赫數。高速飛行器在飛行過程中要承受高熱負荷及氧化環境，為此真空技術網(http://www.jnannai.com/)認為密封構件必須具有良好的隔熱性能；能將泄漏降到最低；具有良好的柔韌性，能夠滿足復雜的機身構型要求；具有良好的彈性和耐磨性，在熱力循環載荷使用下能保持密封完整性。

　　NASA先后開展了多個有關高溫密封的研究，包括NASA-JSC(X-38 項目)、NASA-ARC(熱防護分支)、NASC-KSC(軌道飛行器試驗)和Hi-Temp(密封和熱防護制造)等。NASA GRC致力于研究用于發動機的耐熱柔性動結構密封和用于可重復使用再入飛行器的控制面密封，經過幾十年的發展，各類高溫熱密封組件已經廣泛應用在航天飛機、X-37B、X-38、HTV-2、X-51 等飛行器中。

　　高超音速飛行器的密封位置主要在其操縱面如升降舵副翼、機體襟翼，前緣、縫隙/接口處和發動機/機身交界面，以及各種門如起落架門、貨艙門、有效載重艙門、乘務人員通道門以及座艙罩等部位(如圖1)。熱密封結構主要有高溫基線密封、熱障密封結構、墊片密封結構等(如圖2所示)，基線密封是NASA 應用最多的結構，墊片密封結構由于具有強的抗氧化能力和良好的回彈性能，最早應用在X-51的沖壓發動機上。

圖1 高超音速飛行器熱密封位置

圖2 熱密封結構類型

　　為了評估密封結構的性能、評價密封設計，NASA GRC開展了一系列的熱密封試驗研究，包括熱暴露試驗、電弧噴射試驗、壓力試驗、熱摩擦試驗、泄漏試驗等。本文詳細介紹了美國的熱密封試驗技術。

1、熱暴露試驗

　　高超音速飛行器密封結構會承受很高的溫度，飛行器在馬赫數為10時發動機燃燒室入口處密封結構的溫度高達2700℃，如果飛行器馬赫數更高，密封結構的溫度甚至更高。此外，密封結構需要具有很好的隔熱性能，保證發動機、操縱面等在高熱流條件下能夠安全有效的運行，NASA GRC通過熱暴露試驗考核了溫度對密封結構產生的影響。

　　GRC研究人員從20世紀80年代就對密封結構進行了熱暴露試驗，評定熱暴露所產生的影響，在室溫條件下，用兩塊不銹鋼鋼板將密封件夾緊放在一個固定裝置上，對密封件施加總直徑20%、25%、30%的線性壓縮量，將壓縮試驗件及裝置放置于加熱爐中，通過程序控制加熱爐將試件加熱到1100℃并保溫7min，這個時間剛好約為飛行器再入時密封結構在峰值溫度所用的時間。爐中熱電偶用來測量試驗件的溫度。然后將裝置和試驗件從加熱爐中取出，并且自然冷卻至室溫后對試驗件進行泄漏試驗和壓力試驗，評價高溫暴露對密封裝置的滲透性、剛性、彈性的影響。

2、電弧噴射試驗

　　為了研究在加熱條件下先進的操縱面密封和預緊器設計概念，同時評估密封與操縱面材料的相互影響。在1990s 后期，GRC 與波音公司合作在NASAAmes Research Center 的20MW平板試驗臺(PTF)上開發了一個電弧噴射裝置，圖3給出了試驗裝置示意圖。裝置由一個固定的逆流裝置和一個可移動的不銹鋼操縱面組成，操縱面上覆蓋了AETB-8隔熱氈來模擬飛行器的熱防護，裝置配備了一個半橢圓的噴管，保證高溫氣體可以通過噴管到達試驗裝置的頂部。密封件被放置在固定結構和操縱面的間隙，保持20%的壓縮量，可以根據需要在-4°～+6°范圍內調整試驗裝置的攻角。試驗裝置上安裝了34個熱電偶和7個壓力傳感器來監測試驗件上的壓力和溫度，并監測試驗裝置的安全性。這個電弧噴射裝置能夠產生5.6×10³～8.5×10⁵ W/m²的熱流，保證試驗件頂部溫度達到1200℃。

　　GRC后來又在NASA Johnson Space Center(JSC)帶有錐形噴管的電弧噴射裝置上開展了一系列的密封結構試驗。這個裝置與Ames 研究中心的裝置不同。Ames研究中心的裝置與噴管平齊安裝，只能是試驗件上表面暴露在熱流環境，而JSC的電弧噴射裝置采用錐形噴管，試驗裝置與噴管之間間隔幾個英寸，這樣使得裝置的大部分暴露在熱氣流中。圖4給出了JSC電弧噴射裝置及試驗照片。

圖3 Ames 研究中心電弧噴射裝置剖面示意圖

圖4 JSC 電弧噴射裝置及試驗照片

3、壓力試驗

　　高溫下密封結構的彈性是高超音速飛行器密封的重要指標。為了提高密封結構的彈性，需要對密封結構進行不斷的改進，例如改進基線彈簧管密封的填充物、彈簧骨架以及密封結構后的獨立預載裝置的結構設計以及材料。壓力試驗主要是考核密封結構在常溫和高溫環境中循環壓縮載荷作用下的彈性，通過試驗得到密封承載力與位移(如線性壓縮量)的函數關系，對密封結構進行選材和結構設計的比較。

　　NASA GRC對各種設計的密封件進行了常溫和高溫壓力試驗，試驗在高溫壓力/摩擦試驗裝置中進行。該試驗裝置由液壓伺服系統、壓力試驗夾具、高溫爐、非接觸式激光位移計等組成，高溫爐溫度可以達到1700℃。采用激光位移計測量位移。采用測壓元件監控施加到密封件上的載荷。采用引伸計測試鋁上托板和上壓盤的接觸面之間的距離。圖5給出了試驗裝置照片。

　　調整可移動上壓板和固定下壓板之間的平行度，將密封件放置到固定下壓板上，移動上壓板對試驗件施加給定預載荷，使上下壓板與試驗件達到初始的接觸狀態。然后在該裝置上進行壓力試驗。分別在不同溫度下給定不同的加載速率，施加不同的壓力、保壓、在給定速率下卸載，循環這個過程多次，評估密封件的彈性和剛度。

圖5 高溫壓力/摩擦試驗裝置

4、熱摩擦試驗

　　密封結構必須能抵抗摩擦破壞，密封結構在粗糙的、完整的密封界面上進行摩擦而不會引起泄漏。熱摩擦試驗主要針對墊片密封結構，為了評估不同設計形式的墊片密封，GRC 采用圖5 所示的試驗裝置對AS800氮化硅墊片密封與C/SiC摩擦面進行了熱摩擦試驗評估密封磨損率和摩擦載荷。熱摩擦試驗需要更換試驗夾具，試驗夾具包括可移動摩擦面、固定密封架、四個氮化硅壓緊彈簧、一個載荷傳送元件等。圖6給出了GRC進行熱摩擦試驗的試驗夾具。

圖6 熱摩擦試驗夾具

　　試驗前，先要保證摩擦面摩擦方向以及橫向的表面光潔度要求。分別將兩個密封件以及兩個摩擦面安裝在兩個固定的密封臺的槽中，使密封件與可移動摩擦面保持接觸。四個壓緊彈簧安裝在密封架槽的底部保證密封件與摩擦面的預載，彈簧的頂部放置一個載荷傳送元件來支撐密封件并分配來自彈簧的載荷。試驗裝置底座下安裝測壓元件測量摩擦載荷。通過摩擦試驗測試不同摩擦方向、摩擦表面條件、摩擦循環數等條件下的密封磨損率和摩擦載荷。

5、泄漏試驗

　　密封結構必須能限制熱氣體的泄漏從而阻止熱氣流到達內部的熱敏結構，泄漏試驗的目的是通過試驗得到密封件的泄漏率，以評價密封設計對氣流的阻礙能力。

　　GRC對密封件進行了泄漏試驗。該試驗在泄漏試驗機上進行。試驗裝置由密封支座、蓋板、O形環等組成。試驗裝置上方的流量計測量通過試驗件的氣流量。壓力傳感器測量環境條件下沿密封件的壓差，熱電偶測量氣流的溫度。圖7～圖9分別給出了GRC進行泄漏試驗的裝置圖。

圖7 泄漏試驗裝置剖面示意圖

圖8 泄漏試驗裝置等視圖

圖9 泄漏試驗裝置前視圖照片

　　壓縮空氣通過試驗裝置的底部入口通過通風腔，通過蓋板和密封支座之間的間隙到達試驗件和試驗件與蓋板之間的界面，然后從裝置的頂部流出。將密封件安裝在密封支座的槽內，然后插入泄漏試驗裝置內。通過調節槽內的金屬墊片來控制施加于密封件上的預載荷或線性壓力。底座上的彈性O形墊圈用在密封底座的邊緣，防止底座后面和周圍漏氣，確保氣流路徑沿著試驗件。蓋板與試驗裝置螺接。通過試驗測量沿密封件的壓差、通過密封件的流量以及到達通風腔的入口空氣溫度，計算得到密封泄漏率與沿著密封件的壓差和施加在密封條上的壓力的函數關系，評價密封設計。

6、結束語

　　隨著高超音速飛行器的發展，對高溫密封技術的深入研究更加迫切，高溫密封材料及結構的選型都離不開試驗研究，NASA GRC在密封試驗技術方面的研究值得借鑒和參考。