輕質鈦合金噴管在氫氧發(fā)動機上的應用研究

許曉勇，趙世紅，王　召

（北京航天動力研究所，北京100076）

輕質鈦合金噴管在氫氧發(fā)動機上的應用研究

許曉勇，趙世紅，王召

（北京航天動力研究所，北京100076）

為降低發(fā)動機質量，提高其推重比，將輕質高溫鈦合金TA15用于液氫液氧發(fā)動機推力室噴管，模擬了全尺寸再生冷卻鈦合金噴管的工作特性，設計了TA15鈦合金銑槽式再生冷卻縮尺噴管，采用擴散焊工藝生產了縮尺噴管試驗件，成功進行了熱試驗。試驗結果表明鈦合金氫再生冷卻縮尺噴管在高溫富氫燃氣環(huán)境下能夠短時間安全穩(wěn)定工作，傳熱可靠，最高氣壁溫達1 017 K，冷卻通道流阻及氫溫升實測值與計算結果基本一致。最后簡要介紹了鈦合金的氫脆特性。

液氫液氧發(fā)動機；推力室；鈦合金噴管；再生冷卻

0　引言

降低發(fā)動機結構質量，提高發(fā)動機推重比，可以有效提高火箭的運載能力，具有重大意義[1]。與國外相比，我國目前的液氫液氧發(fā)動機推重比明顯偏小，如某型號發(fā)動機推重比約53，而歐美同樣為發(fā)生器循環(huán)的HM-60發(fā)動機和J-2發(fā)動機推重比分別達到68和66。

鈦合金密度低、比強度高、耐蝕、可焊接，在航空航天得到了廣泛應用[2]。高溫鈦合金作為其中一個重要分類，可長期工作于573-873 K的高溫條件下，具有良好的高溫蠕變抗力、疲勞強度、持久強度和組織穩(wěn)定性。航空發(fā)動機的高溫組件如高壓壓氣機葉片、渦輪盤、加力燃燒室筒體以及尾噴管等大量采用了高溫鈦合金，大幅度提高了航空發(fā)動機的推重比[3]。

大中型液體火箭發(fā)動機方面，雖然在渦輪泵、閥門、導管等低溫或常溫零組件上大量使用了鈦合金，但在推力室這樣的高溫零組件上目前僅有俄羅斯的RD-120液氧煤油發(fā)動機的再生冷卻噴管內壁使用了鈦合金材料[4]，液氫液氧發(fā)動機推力室尚無應用報道。

因此，開展液氫液氧發(fā)動機高溫鈦合金材料噴管研究，意義重大。

1　高溫鈦合金材料的選擇

我國研制的高溫鈦合金牌號和工作溫度如表1所示，除873 K及以上的高溫鈦合金Ti60、TiAl系合金等還處于研制階段未進入工程化應用外，其他都已正式應用。其中773 K左右工作的高溫鈦合金TC11、TA15在航空發(fā)動機上得到了大量應用。

表1　我國研制的高溫鈦合金[3]Tab.1　High-temperature titanium alloy developed in China

基于材料成熟、供貨穩(wěn)定、成本適中的原則，本研究選取了TA15高溫鈦合金作為液氫液氧發(fā)動機推力室噴管的材料。不同溫度下TA15鈦合金的力學性能見表2。

表2　TA15鈦合金材料力學性能[5]Tab.2　Mechanical properties of TA15 titanium alloy

TA15鈦合金密度 4.45 g/cm3，熔點 1913-1 943 K，為近α型固溶強化高溫鈦合金，具有良好的蠕變、持久性能和工藝塑性，兼具α型和α-β型鈦合金的優(yōu)點，適合于高溫環(huán)境，具有中等的室溫和高溫強度、良好的熱穩(wěn)定性和焊接性能。TA15鈦合金長時間（3 000 h）工作溫度可達773 K，瞬時（不超過5 min）可達1 073 K[5-6]。

2　試驗件情況

2.1試驗件設計

本研究設計了液氫再生冷卻的縮尺噴管，以考核驗證鈦合金用于高溫氫環(huán)境的安全性、鈦合金再生冷卻噴管的傳熱和結構可靠性，研究鈦合金的最高允許使用氣壁溫，同時考核TA15鈦合金噴管的生產工藝。

縮尺噴管試驗件模型如圖1所示，采用30°錐角的錐形噴管造型，銑槽式再生冷卻結構。縮尺噴管由外壁、銑槽內壁、進出口法蘭、進出口管嘴和測量管嘴組成，其中內壁上機械銑有120個等肋高變肋寬的冷卻通道，內壁為等厚度。縮比再生冷卻噴管采用氫逆流冷卻方案，即低溫氫從縮尺噴管大端進口管嘴經集合器均流后分別流入各個冷卻通道，沿燃氣逆流方向冷卻噴管內壁后在小端匯集，由出口管嘴流出，完成對內壁的再生冷卻?？s尺噴管冷卻通道設計的原則是確保最高氣壁溫與全尺寸噴管的最高氣壁溫保持一致，以模擬鈦合金在全尺寸噴管上的傳熱工作狀態(tài)。計算結果表明，縮尺噴管最高氣壁溫約1 000 K，與全尺寸噴管最高氣壁溫基本相同?？s尺噴管主要結構參數見表3。

圖1　TA15鈦合金縮尺噴管模型圖Fig.1　TA15 subscale nozzle model

表3　縮尺再生冷卻噴管的主要結構參數Tab.3　Parameters of regenerative cooling subscale nozzle

試驗件如圖2所示，除縮尺鈦合金噴管外，其他部分還包括常溫氣氫和低溫液氧的噴注器頭部、水冷的喉部噴管段和火藥點火器。

圖2　試驗件組成示意圖Fig.2　Schematic diagram of specimen composition

2.2試驗件材料與工藝

為避免異種金屬材料焊接，試驗件所有零件材料均選擇TA15鈦合金。鈦及其合金不需要特殊的表面準備和特殊的控制，可容易地進行擴散焊接。這種工藝在航空航天的地面設備、飛行產品等方面得到了應用，包括膜盒式波紋管及儲箱、整體式整流段、多通道精密配合的流道分配器等。因此，縮尺噴管內外壁之間選擇擴散焊連接工藝，其他部分的焊接為電子束焊和氬弧焊工藝，與全尺寸噴管擬采用的工藝相同。

在內外壁擴散焊前進行了工藝試驗，優(yōu)化了工藝參數，包括擴散焊溫度、保溫時間和壓力。結果表明，拉伸試樣的最低抗拉強度和平均抗拉強度分別達到母材強度的95%和98.4%，滿足設計要求。

縮尺噴管擴散焊前后情況見圖3，參加熱試驗的縮尺噴管產品見圖4。對縮尺噴管冷卻通道進行了25 MPa液壓試驗，產品合格完好。

圖3　縮尺噴管擴散焊前后Fig.3　Subscale nozzles before and after diffusion welding

圖4　TA15鈦合金縮尺噴管實物Fig.4　Picture of TA15 subscale nozzle

3　試驗系統(tǒng)

試驗采用擠壓式試驗系統(tǒng)，由試驗件、液氧系統(tǒng)、常溫氣氫系統(tǒng)、液氫系統(tǒng)、常溫水系統(tǒng)、吹除系統(tǒng)、測量系統(tǒng)等組成，系統(tǒng)圖見圖5。

圖5　試驗系統(tǒng)示意圖Fig.5　Schematic diagram of experimental system

試驗件喉部噴管段采用水順流冷卻，縮尺噴管采用液氫逆流冷卻。在液氫供應系統(tǒng)設置了旁通路，以便在熱試過程中調節(jié)冷卻氫的流量。圖6為安裝在試驗臺上的試驗件。

圖6　安裝在試驗臺上的試驗件Fig.6　Nozzle specimen on experimental platform

4　試驗結果及分析

4.1工作安全性

試驗共進行了2次，每次工作20 s，試驗件燃燒室壓力均為7 MPa，混合比6.5，試驗點火啟動平穩(wěn)、工作正常。試驗過程中，11 s時調節(jié)了縮尺噴管冷卻氫的流量，變化范圍為0.6～1.4 kg/s。圖7為2次試驗的燃燒室壓力和縮尺噴管冷卻氫進出口壓力。試驗過程中曲線平穩(wěn)，冷卻工況轉換迅速、穩(wěn)定，全程的平緩波動為增壓系統(tǒng)造成。圖8為熱試驗情況。試驗后檢查表明縮尺噴管外觀完好，內壁光亮，無變形、燒蝕和過熱現(xiàn)象。對試驗后的縮尺噴管冷卻通道進行了25 MPa液壓試驗，結構安全完好。

圖7　熱試驗壓力曲線Fig.7　Pressure curves of hot test

試驗結果表明，TA15高溫鈦合金銑槽式氫再生冷卻縮尺噴管在液氫液氧發(fā)動機上可以短時間工作，采用的擴散焊工藝可行。

圖8　試驗件參加熱試驗情況Fig.8　Picture of hot test of specimen

4.2傳熱可靠性

在相同室壓和混合比下，鈦合金縮尺噴管分別進行了4種冷卻氫流量的熱試驗，分別為1.4 kg/s，1.2 kg/s，0.8 kg/s和0.6 kg/s。試驗結果表明：在這4種流量下，縮尺噴管的傳熱都是安全可靠的，沒有出現(xiàn)噴管內壁燒蝕或高溫變色現(xiàn)象。

鈦合金縮尺噴管在不同冷卻氫流量下的冷卻通道壓降試驗值與計算值比較見圖9，計算值與實測值趨勢相同，實測冷卻通道壓降由于包含進出口局部損失因此比計算值偏高，修正后偏差小于10%。

冷卻氫溫升及最高氣壁溫與流量的關系見圖10，實測值與計算值規(guī)律相同，在1.4 kg/s和1.2 kg/s時比較接近，而在0.8 kg/s和0.6 kg/s時實測氫溫升偏低，分析認為與第2次試驗該測點更換溫度傳感器型號和試驗系統(tǒng)冷卻氫入口溫度波動有關。根據熱試數據計算的最高氣壁溫見圖10，當冷卻氫流量降低至0.6 kg/s時，TA15縮尺噴管的最高氣壁溫達1 017 K，超過了設計的1 000 K，表明在此溫度下TA15鈦合金仍能夠安全可靠的傳熱。此外，該工況下最高氣壁溫處的內壁平均壁溫（0.5*（氣壁溫+液壁溫））為884 K，遠低于TA15鈦合金的瞬時（不超過5 min）工作溫度1 073 K，表明此設計條件下鈦合金噴管具備長時間工作的能力。

圖9和圖10還給出了TA15鈦合金、不銹鋼和鋯銅3種材料噴管在相同冷卻結構和熱試參數下的傳熱計算結果。常溫下鈦合金的熱導率是不銹鋼的1/2，是鋯銅的1/43。與不銹鋼和鋯銅相比，鈦合金縮尺噴管的通道流阻最低，氣壁溫最高。材料的低熱導率降低了噴管壁面的熱流密度（鈦合金縮尺噴管的最大熱流密度只有鋯銅的66%），顯著提高了噴管的氣壁溫，在某些特定情況下能夠避免噴管內表面壁溫過低導致的水蒸氣結冰現(xiàn)象。同時，低的熱導率對冷卻通道的肋片效應也產生明顯影響，鋯銅的肋片效應約1.6～ 1.8，不銹鋼為1.1～1.3，而TA15鈦合金肋片效應降低至0.8～1，局部出現(xiàn)負散熱片效應。

圖9　冷卻通道壓降Fig.9　Pressure-drop in cooling channel

圖10　冷卻氫溫升及最高氣壁溫Fig.10　Cooling hydrogen temperature-rise and maximum gas wall temperature

5　鈦合金的氫脆特性

鈦合金未廣泛應用于液氫液氧發(fā)動機特別是高溫含氫燃氣的部件，最主要的擔心是鈦合金的氫脆。氫脆是氫與金屬的交互作用導致材料力學性能下降的現(xiàn)象，氫脆的種類可分為3大類：氫反應脆性，內氫脆和氫環(huán)境脆性。對于液氫液氧火箭發(fā)動機推力室，特別是噴管，由于其工作在高溫高壓的純氫和含氫環(huán)境中，因此其氫脆問題主要屬于氫環(huán)境脆性。

氫環(huán)境脆性特指材料由高壓氫環(huán)境引起的斷裂、破壞、性能顯著下降等材料失效行為[7]。其主要特點包括在高純氫環(huán)境中拉伸試樣將發(fā)生氫脆且氫脆量取決于合金類型及氫壓、氫溫，氫脆裂紋起源于表面和決定裂紋速率的因素為氫吸附等。影響氫環(huán)境脆性的最主要因素是溫度、壓力和材料自身條件,其中溫度的影響較大，對鈦合金還包括含氫介質的含水量，高溫、高壓將導致吸氫量增加、氫脆嚴重，但含水量增加卻會降低鈦合金的吸氫量、減輕氫脆。

材料的氫脆特性必須經過氫脆試驗并結合實際工作環(huán)境熱試驗考核才能最終確定是否能夠使用。二十世紀六十年代，美國NASA開展了大量系統(tǒng)的、工程性的高壓氫環(huán)境影響材料性能的研究。其按氫脆程度從重到輕將合金分為格外脆性、嚴重脆性、一般脆性和可忽略脆性四類。目前液氫液氧發(fā)動機中廣泛使用的GH4169和電鑄鎳屬于格外脆性，Ti-5Al-2.5Sn ELI和Ti-6Al-4V等Ti基合金屬于嚴重脆性。GH4169和Ti-5Al-2.5Sn ELI在液氫液氧發(fā)動機上可靠安全的應用了多年，特別是GH4169不但在高壓低溫氫部分，在高壓高溫含氫燃氣部分也得到了應用。

對于TA15高溫鈦合金，目前國內外未見關于其氫脆特性的公開研究和報道。本文開展的真實工作環(huán)境下的TA15鈦合金縮尺噴管短時熱試驗，初步驗證了其短時間工作的可行性，但高溫高壓含氫環(huán)境對TA15鈦合金性能的實際影響僅限于定性研究，不能解決長期相容性問題。作為量化研究的方法，氫環(huán)境脆性試驗是研究材料氫脆特性的重要手段。氫環(huán)境脆性試驗是將材料的力學性能試驗直接在密封的高壓高溫氫或含氫環(huán)境中完成[7,8]；同時為了比較，每個試驗將在同樣壓力的高壓氦中進行。改變壓力、溫度等環(huán)境條件獲得的性能試驗參數就可以觀察和比較各種參數的影響。如果條件所限不能開展高壓高溫氫或含氫環(huán)境下的試驗，則采用內氫脆的研究方法（即將樣品先放置在高壓氫中一段時間充氫，再取出后在空氣或惰性氣體中進行拉伸試驗[9]） 也可得到相關結果但具有局限性。

可以預見，高溫高壓含氫環(huán)境將會導致TA15鈦合金的性能降低。因此，使用這種材料的行之有效的辦法應該是通過結構和傳熱等參數的優(yōu)化設計使產品使用在含氫環(huán)境的材料性能安全線以內，從而獲得輕質推力室，特別適合于噴管這種結構尺寸大、溫度較低、熱流小、力學環(huán)境不嚴酷的組件。此外，抗氫鍍層和除氫處理也是提高鈦合金組件使用安全性和重復使用性的措施[10－11]。

6　結論

為降低液氫液氧發(fā)動機質量，提高其推重比，提升火箭的運載能力，本研究將輕質化高溫鈦合金TA15用于液氫液氧發(fā)動機推力室噴管組件，使用擴散焊工藝研制了銑槽式氫再生冷卻縮尺噴管，成功進行了熱試驗，結果表明：

1）TA15鈦合金擴散焊氫再生冷卻噴管方案可行，能夠在短時間內安全可靠地工作。

2） 通過降低冷卻氫流量成功試驗了縮尺噴管最高氣壁溫1 000 K的工況，模擬驗證了全尺寸鈦合金噴管的最高氣壁溫環(huán)境，初步證明鈦合金噴管的傳熱是可靠的。

研究結果證明，液氫液氧發(fā)動機推力室噴管采用全TA15鈦合金的銑槽式擴散焊氫再生冷卻方案是可行的。與傳統(tǒng)材料的不銹鋼內外壁方案或鋯銅內壁和不銹鋼外壁的方案相比，某型大推力上面級液氫液氧發(fā)動機噴管如采用全鈦合金，質量能夠分別減輕約360 kg和420 kg，但在應用前應更深入地開展鈦合金氫環(huán)境脆性試驗研究。

[1]琚春光,東華鵬,王國輝.航天運輸系統(tǒng)對火箭發(fā)動機的需求[J].導彈與航天運載技術,2011(4):23-36.

[2]趙樹萍,呂雙坤.鈦合金在航空航天領域中的應用[J].鈦工業(yè)進展,2002(6):18-21.

[3]黃旭,李臻熙,黃浩.高推重比航空發(fā)動機用新型高溫鈦合金研究進展[J].中國材料進展,2011,30(6):21-27.

[4]《世界導彈與航天發(fā)動機大全》編委會.世界導彈與航天發(fā)動機大全[M].北京:軍事科學出版社,1999:135-138.

[5]《中國航空材料手冊》編輯委員會編.中國航空材料手冊(第四卷)[M].北京∶中國標準出版社,2001∶74-83.

[6]李興無,沙愛學,張旺峰,等.TA15合金及其在飛機結構中的應用前景[J].鈦工業(yè)進展,2003,20(4～5):90-94.

[7]周德惠,譚云.金屬的環(huán)境氫脆及其試驗技術[M].北京:國防工業(yè)出版社,1998.

[8]ASTM.Standard test method for determination of susceptibility of metals to embrittlement in hydrogen containing environments at high pressure,high temperature,or both: ASTM G142-98[S].USA:ASTM,2011.

[9]徐鏡廉,宋寧秋,范存淦,等.抗氫鋼棒規(guī)范 [S].GJB 5724-2006.中華人民共和國國家軍用標準.北京:總裝備部軍標出版發(fā)行部,2006.

[10]楊長江,梁成浩,王華.鈦及其合金氫脆研究現(xiàn)狀與應用[J].腐蝕科學與防護技術,2006,18(2):122-125.

[11]張瑞,陳金存,沈宏,等.航天產品氫脆失效模式防治常用原則及方法[J].航天制造技術,2013(2):43-45.

（編輯：陳紅霞）

Application of lightweight titanium alloy nozzle in LOX-LH2rocket engine

XU Xiaoyong,ZHAO Shihong,WANG Zhao
（Beijing Aerospace Propulsion Institute,Beijing 100076,China）

To reduce the mass and increase the thrust mass ratio of LOX-LH2rocket engine,the lightweight titanium alloy TA15 was researched for the thrust chamber nozzle of the engine.In the research process,the working characteristics of full-size hydrogen regeneration cooling nozzle of titanium alloy was simulated,the reduced scale TA15 regeneration cooling nozzle with milling groove was designed,and then the diffusion welding technology was adopted to produce a reduced scale nozzle specimen.The fire test of the specimen was successful.The test results show that the titanium alloy hydrogen regenerative cooling reduced scale nozzle can work safely and reliably in the high temperature environment with hydrogen-rich gas in short time,whose maximum gas wall temperature can reach 1 017 K.The measured values and the calculated values of flow resistance and hydrogen temperature rise in the cooling channel are in agreement.At the end of the paper,the embrittlement characteristics oftitanium alloyin hydrogen are introduced.

LOX-LH2rocket engine;thrust chamber;titanium alloy nozzle;regenerative cooling

V434-34

A

1672-9374(2016)04-0001-06

2016-03-03；

2016-05-31

民用航天“十二五”技術預先研究項目

許曉勇（1979—），男，高級工程師，研究領域為液體火箭發(fā)動機推力室