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需求背景

阀门的动密封是影响液体火箭发动机可靠性的重要环节，国内外低温液体火箭发动机一般使用金属波纹管解决低温阀门高压动密封。但金属波纹管存在结构尺寸大、寿命偏短、成本高、研制周期长、合格率低等问题，难以满足新型可重复使用发动机的要求。急需通过新型可重复使用动压密封技术的研究，有效降低涡轮泵动密封泄漏量，满足各种工况参数涡轮泵的密封需求，简化火箭发射流程，提高射前准备的可靠性。为后续火箭重复使用奠定技术基础。

需解决的主要技术难题

在百吨级发动机大尺寸动压密封的研制过程中，还未有效解决密封静态泄漏量大、动态密封气膜稳定性差的问题。后续需结合试验数据对动压密封在的密封机理进行深入研究，并对产品结构进行迭代优化，进一步突破百吨级大尺寸动压关键技术。

需解决的问题：

1）动压密封稳态特性理论研究

建立密封稳态特性数值计算模型，求解密封开启力、泄漏率以及润滑膜刚度等特性参数。开展动压密封参数优化设计研究，形成密封设计准则。

2）动压密封动力学特性理论研究

建立动压密封动力学特性数值分析模型，进行密封动态特性研究，分析其对涡轮泵振动环境的适应性。

3）密封端面变形及其控制研究

基于流-固-热耦合分析方法，研究动压密封的端面变形，并进行影响因素分析，获得控制密封端面变形的方法。

4）动压密封试验研究

模拟密封压力、温度以及转速等工况参数，开展密封静态预冷、动态运转以及多次启停的试验研究，获得密封动、静态泄漏量、摩擦磨损特性以及可重复使用特性。

期望实现的主要技术目标

目标：研制具有低泄漏量、低磨损以及适应多次启停的新型流体动压密封技术，以解决现有液体火箭发动机涡轮泵动密封因泄漏量大，而导致的隔离气消耗量多和发动机重复使用性差的突出问题。本技术的工程应用最终可提升涡轮泵工作性能和可靠性，符合未来商业航天液体动力的发展需求。

主要技术指标：

1）摩擦副平均线速度：≥80m/s；

2）介质压力：≥3.0MPa（绝）；

3）介质温度：-180℃~500℃；

4）密封泄漏量：发动机预冷时≤0.5g/s，发动机运转时≤1.5g/s；

5）使用寿命：单次连续工作时间≥500s，累计工作时间≥7200s，重复使用次数≥100次。

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