基于有限元仿真与物理试验的航空作动器四阶O形密封系统接触力学特性研究|介质|密封圈|应力|接触力学|有限元|流体|物理试验|航空作动器

橡胶密封件作为工业装备的基础部件，具备阻断内部工作流体泄漏与阻止外部杂质侵入的双重功能。O形密封圈因制造成本适中与运行可靠性高，广泛应用于航空航天飞行器及液压伺服系统。航空作动器作为飞机舵面、起落架等关键部位的控制执行元件，其往复密封性能直接影响飞行器的控制精度与飞行安全。为保障系统密封效能，设计过程涵盖弹性体材质选型与截面几何参数确定等方面，工件表面加工质量同样对最终的密封可靠性具有关键作用。

一、密封材料发展趋势及研究现状

随着航空液压系统向高压化、宽温域方向持续发展，现有密封材料与密封结构面临日益严峻的挑战。国内航空液压系统压力等级已达21 MPa，下一代航空液压系统的压力等级明确提升至35 MPa。在此背景下，传统单体密封圈难以满足复杂工况下的长寿命密封需求，复杂组合密封结构应运而生并得到广泛应用。航空作动器基于多阶O形圈密封效果远优于单级密封，能在静态和动态条件下提供可靠的密封，适用于多种介质及广泛的温度、压力和介质环境。何雅娟等设计了多重组合式密封结构，通过在活塞杆内侧设置缓冲密封圈，有效减小了密封圈的承载压力并延长了使用寿命。赵明博等与杨鎏等分别构建了V形和Y形组合密封的有限元模型，分析了工况变动下接触应力的演变规律。李鹏飞等的数值模拟结果表明串联式密封系统的压力场分布特性较单密封结构具备明显优势。杨敏等构建了不同密封形式的有限元模型，对比分析了静动态工况下的局部应力分布与系统泄漏率变化。张云帆等针对航空作动器四阶O形圈开展了热固力耦合分析，研究温度变化引起的密封圈力学响应及低温密封性能演化规律。

超弹性材料本构模型是开展密封仿真分析的基础。Ogden R W提出了适用于不可压缩超弹性体大变形的本构方程体系，形成了Ogden本构模型。在模型验证层面，闫昱全等证实了Mooney-Rivlin模型对中低应变区间材料力学特征具有较好的表征能力。李上青等与Du X B等分别通过单轴压缩与拉伸试验获取了橡胶的应力与应变响应曲线并完成了参数拟合。Mooney-Rivlin模型作为最广泛使用的超弹性本构模型之一，能够有效模拟大多数橡胶材料的力学特性。为提升数值分析稳定性，Khajehsaeid H等和Cassenti B N等通过引入新型应变能函数及体积模量修正，优化了橡胶大变形数值求解方案。

密封性能受动态接触力学与摩擦效应的显著影响。Strozzi A等和Lee C Y等评估了弹性体密封件在受载状态下的峰值接触压力与接触宽度动态分布特征。在往复运动工况下，Zhang J等指出接触界面的摩擦效应会导致密封件失效模式由常规磨损转变为疲劳主导。Salant R F基于应力均匀化目标，采用数值仿真方法优化了密封圈的结构参数。针对液压作动器，PENG C等建立数值分析模型量化了摩擦牵引效应对密封性能的影响。吴琼等采用实验方法系统研究了动态往复密封工况下的多参数耦合作用规律。邵瑞影等搭建了气动平衡器试验台，通过泄漏量表征了密封圈的实际密封性能。

上述研究为多阶密封结构设计及密封性能评价提供了重要基础。然而，对于航空液压作动器中的多阶串联O形密封系统，在常温中低压往复工况下，介质压力变化对各阶密封圈间载荷传递、接触变形及局部应力集中的影响规律仍有待进一步明确；面向该类载荷传递特征的局部结构优化研究亦相对不足。为此，本研究结合有限元数值计算与物理试验，对中低压下航空作动器四阶O形密封圈的接触变形与应力分布规律开展系统分析，并基于此进行结构参数的优化设计，旨在为多阶密封系统的可靠性设计制造提供理论依据。

二、丁腈橡胶超弹性本构模型

2.1 单轴拉伸试验

准确的本构模型是开展多阶密封系统有限元仿真的前提。本文基于丁腈橡胶的拉伸测试结果，提取材料的基础力学属性，对该类超弹性材料的本构模型建立进行研究。

为确保测试数据的严谨性与准确性，单轴拉伸试验参照GB/T 528—2009《硫化橡胶或热塑性橡胶拉伸应力应变性能的测定》执行。试验采用标准的哑铃型试样，试样厚度为(2±0.2) mm，试验段长度为(25±0.5) mm。在室温（22±1 ℃）环境下，以500 mm/min的恒定拉伸速率进行加载，直至试样破坏，记录载荷-位移曲线。从同一橡胶配方中制备三个哑铃型试样，试验结果取平均值。

2.2 本构模型参数拟合

分析单轴拉伸测试结果可知，材料的应力与应变呈现明显的非线性特征。为描述橡胶材料的超弹性力学行为，本研究选用双参数Mooney-Rivlin模型，其应变能密度函数表达式为：

通过对试验数据进行参数拟合求得模型系数，为丁腈O形圈确定合适的本构关系。通过实际测试曲线与Mooney-Rivlin模型拟合结果的对比分析，Mooney-Rivlin本构模型在单轴拉伸受力条件下的拟合优度最高（R²≥0.98），能够准确表征丁腈橡胶在中低应变区间内的超弹性力学特性。因此，该模型将作为后续有限元仿真的本构基准。

三、四阶密封结构有限元仿真分析

3.1 有限元模型建立

航空作动器的多阶密封结构主要由活塞杆、套筒以及O形密封圈等组件组成，V1~V4分别代表第一阶至第四阶密封圈。在对该多阶密封结构实施的有限元力学仿真中，O形圈的材质为丁腈橡胶，活塞杆和套筒材料均为45号钢。模型的建立基于二维轴对称假设，材料属性定义应用二阶Mooney-Rivlin本构关系。相关的物理参数为：密度1.2 g/cm³，弹性模量7.8 MPa，泊松比0.499。

完成几何模型与材料属性定义后，需建立O形圈与活塞杆、套筒之间的接触关系，设置相应的接触属性。对模型进行网格离散化，并对接触区域进行局部加密，最终生成24 008个有限元单元和73 856个节点。随后对套筒施加固定约束，沿Y轴方向对活塞杆施加位移。在保持装配预紧状态的基础上，对O形圈的介质压力作用面施加相应的均布压力，并设置求解子步的初始值、最小值和最大值。

3.2 介质压力工况设置

根据航空作动器的实际工况，其低压舱段的额定工作介质压力为5 MPa。由于实际运行中换向阀的切换和负载的突变会使介质压力明显高于额定值，为还原真实的工况条件，本文选取5、8和10 MPa三个介质压力参数进行数值求解，以对比不同压力下密封圈内部应力的变化情况。其中，5 MPa代表系统的常态额定工况，8 MPa代表瞬态波动工况，10 MPa则代表该系统允许的极限承压边界。

压缩率决定密封圈装配后的预压缩程度，在保证密封可靠性的前提下，较高的压缩率会导致密封圈应力与应变水平升高。在15%～20%的适用范围内选取18%，在保证密封可靠的同时，避免过度压缩导致应力与应变水平过高。张云帆等的研究表明，低压下宜选压缩率大于20%、硬度68~75 HS的方案，高压下推荐压缩率15%~20%、硬度75~83 HS的组合。本研究工况属于中低压范围，压缩率18%的取值处于合理区间。

3.3 仿真结果分析

（1）不同介质压力下的应力应变规律

分析不同介质压力下接触压力和等效弹性变形曲线可知，在压缩率恒定的中低压工况区间内，随系统介质压力逐渐升高，第二阶密封圈的应力和应变值在所有工况中均保持为最大值。当无介质压力作用时，其接触应力处于最小值2.682 MPa；当介质压力加载至10 MPa时，接触应力升至最大值2.723 MPa。当工作压力分别为5和10 MPa时，第二阶密封圈的等效弹性形变从0.27027 mm上升至0.28123 mm。

当系统工作压力分别为5和10 MPa时，第二阶密封圈的等效（Von Mises）应力从2.7125 MPa升至2.7228 MPa。较高的局部应力有助于增强界面的密封效果，但在满足基本密封要求的前提下，需尽量限制该应力峰值以防止材料失效。由于装配接触的先后时序以及各密封圈所处的空间位置存在差异，最终各阶密封件呈现出不同的应力响应数值。

（2）应力集中机理分析

分析10 MPa工况下等效弹性形变分布云图可知，伴随右侧活塞杆的向上位移，缸体内壁对橡胶密封圈产生了直接的挤压作用。这一过程迫使应力集中区域逐步向密封圈截面内部转移，最终在密封圈中心处呈现出哑铃状的聚集形态。该中心部位容易因局部应力过大而诱发材料撕裂，最终造成结构的密封失效。

分析不同密封圈受力云图可知，受限于多阶密封结构的几何约束，应力在传递至第二阶密封圈时路径受阻，无法向周围有效扩散，从而在橡胶圈与缸体内壁的贴合区域引发了明显的应力集中效应。这种局部力学现象表明，第二阶密封圈易因过度挤压而率先破损失效。因此在工程应用中需监测该阶次密封件的载荷状态，并在满足装配规范的条件下对该处结构实施局部优化设计，以降低因应力集中诱发的失效概率。

四、物理试验验证

4.1 试验平台搭建

为验证仿真结果的可靠性，本文搭建多阶密封系统性能测试平台。试验以该多阶系统内的各阶密封圈为对象，环境条件与参数设定均与仿真工况保持一致。主要硬件设备包括拉压力传感器、电磁换向阀等。

传统薄膜压力传感器难以满足较大接触压力的测试环境需求，试验引入了一种基于表面微结构原理制备的新型压阻式柔性压力传感器以提高测量精度。该元件主要由柔性薄膜、微结构压敏层及FPC导电层构成，具备电阻值随压力增大而单调递减的物理特性。传感器主要参数为：厚度误差5~10 μm，迟滞性误差<3.4%F·S，压强范围0~15 MPa，精度误差<±10%F·S，压力范围0~980 N，一致性误差<15%，厚度<0.4 mm，不重复性误差<±2.6%F·S。

试验装置主要由航空作动器样件、电磁换向阀、气缸、拉力传感器、接触压力传感器、多通数据采集系统以及PC端组成。试验原理为：PC端下发控制信号，协同电磁换向阀控制气缸匀速拉动作动器活塞杆，使得各阶密封圈依次通过接触压力测点。在该动态过程中，接触压力传感器与拉力传感器分别将测量得到的接触应力信号与拉力信号输入至多通数据采集系统中进行模数转换，数据最终被录入至PC端，以供后续的数据处理与分析。

4.2 试验结果分析

分析各阶密封圈（V1~V4）在试验中依次经过传感器测试区域的接触应力时域曲线可知，在作动器匀速抽拉工况下，曲线呈现出四个显著的应力波峰，分别出现在1.0、1.6、2.8和4.0 s附近，时间间隔与各阶密封圈的轴向安装间距相一致。曲线在经过V2密封圈时出现了剧烈的应力突变。

提取各波峰的局部均值可知，V1、V3和V4密封圈的动态峰值应力相对较低，其均值分别为3.113、3.182和3.156 MPa；V2密封圈的局部均值增至3.825 MPa，相较于V1密封圈的增幅为22.9%。试验结果证明在多阶密封串联工作时，载荷传递在V2密封圈处发生堆积，导致严重的应力集中。

对多次重复试验的数据求取平均值，构建仿真与试验结果对比关系。分析仿真分析与试验验证结果对比可知，试验曲线与仿真曲线的趋势保持一致，接触应力均在V2密封圈处达到最大值。有限元仿真中V2密封圈的应力由V1的2.80 MPa增至3.28 MPa；试验曲线对应的接触应力由3.051 MPa增至3.725 MPa，增幅为22.1%。随后V3和V4密封圈的接触应力呈现回落趋势。该结果验证了仿真模型对多阶密封系统载荷传递规律预测的准确性。

两组数据存在一定偏差，试验测得的各阶接触应力略高于仿真值，绝对差值介于0.251~0.445 MPa。数值差异主要源于实际测试与理想静态仿真在物理边界条件上的不同。作动器的往复运动引发密封圈与缸壁摩擦生热，局部温升促使橡胶材料产生热膨胀，加剧了密封件的挤压变形，导致试验应力略高。

五、活塞杆内缘结构优化

5.1 优化变量与方法

根据仿真与试验结果，第二阶密封圈为四阶密封系统的薄弱环节，需对航空作动器进行结构优化以规避该风险。选取活塞杆内缘的引入角与内端圆角半径作为设计变量。引入角决定了密封圈的初始接触坡度，而内端圆角半径调整了活塞杆端部与密封圈接触区域的过渡平滑度。

为保证仿真验证的严谨性，采用控制变量法，在与前文完全一致的有限元边界条件的前提下，分别固定单一变量，对活塞杆内缘截面几何构型开展优化仿真试验。当内端圆角半径为1.5 mm时，分析引入角变化对应的等效应力与等效弹性应变曲线；当引入角为15°时，分析内端圆角半径变化对应的等效应力与等效弹性应变曲线。

5.2 优化结果分析

由仿真结果可知，活塞杆内缘的几何参数显著影响密封圈的力学响应峰值。

当内端圆角半径固定时，随着引入角的增大，密封圈的等效应力与弹性应变均呈现先增大再减小后增大的非线性特征，并在引入角20°时取得全局极小值。这一变化规律与密封圈装配过程中的接触状态演变密切相关：引入角过小时，密封圈在装配初期受到较大的挤压阻力，导致应力水平偏高；引入角过大时，虽然初始接触阻力减小，但密封圈与活塞杆端部的接触区域发生变化，应力分布趋于不均匀，同样引起应力升高。引入角20°处于两者之间的最优平衡点。

当引入角固定时，等效应力与弹性应变随内端圆角半径的增大呈单调递减趋势。内端圆角半径的增大改善了活塞杆端部与密封圈接触区域的几何过渡平滑度，有效缓解了应力集中现象。然而，考虑到航空作动器在往复工况下的结构强度要求，过大的内端圆角会大幅削减活塞杆内缘的厚度，进而降低强度与刚度。

综合权衡应力衰减效果与端部结构强度，本研究确定该多阶密封系统活塞杆内缘的最优结构参数组合：引入角20°，内端圆角半径1.5 mm。