液體火箭發(fā)動機(jī)輻射冷卻身部材料研究進(jìn)展

王 凱，張 鵬，楊衛(wèi)鵬，張維明，李廣闊

(1.西安航天發(fā)動機(jī)有限公司，陜西 西安 710100； 2.航天推進(jìn)技術(shù)研究院，陜西 西安 710100)

0 引言

液體火箭發(fā)動機(jī)推力室身部服役時承受高溫高壓燃?xì)鈴?qiáng)力沖刷，通常采用再生冷卻、輻射冷卻或燒蝕冷卻等方案，保證身部材料在許用溫度以下服役。輻射冷卻身部采用耐高溫材料，將高溫燃?xì)鈧鲗?dǎo)給身部的熱量通過身部外壁表面輻射出去，具有質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)簡單、制造難度小、設(shè)計溫度范圍內(nèi)可靠性高等特點。特別是相比一、二級火箭主發(fā)動機(jī)最常用的再生冷卻方案，輻射冷卻身部不需要承擔(dān)推進(jìn)劑流經(jīng)身部再生冷卻通道導(dǎo)致的壓力損失，降低了推力室入口壓力要求，進(jìn)而降低上游貯箱或渦輪泵設(shè)計、制造難度，從系統(tǒng)上提升了發(fā)動機(jī)的可靠性，是空間發(fā)動機(jī)和其他姿軌控發(fā)動機(jī)推力室身部、上面級發(fā)動機(jī)噴管延伸段最常用的冷卻方式[1-4]。近年來以SpaceX獵鷹火箭二級Merlin-1D V液氧煤油發(fā)動機(jī)和擬用于美國戰(zhàn)神火箭二級的J-2X氫氧發(fā)動機(jī)為代表的大推力泵壓式液體火箭發(fā)動機(jī)，也都采用了輻射冷卻噴管[5-6]，標(biāo)志著輻射冷卻身部未來在液體動力領(lǐng)域還有更廣闊的應(yīng)用前景。

由于身部燃燒室段溫度高、熱流密度大，超出了大部分材料的使用極限，為保證可靠性，輻射冷卻燃燒室通常需要配合膜冷卻，即在噴注器或身部上游排放冷卻劑，在燃燒室壁形成一層薄膜，防止壁面過熱。膜冷卻劑通常為某一組元推進(jìn)劑，這一部分推進(jìn)劑沒有在燃燒室充分參與燃燒，材料的許用溫度越高、用于冷卻身部的推進(jìn)劑用量越低，能夠進(jìn)一步提升發(fā)動機(jī)的性能。

航天工業(yè)的發(fā)展，對液體火箭發(fā)動機(jī)比沖、推重比、啟動次數(shù)、服役時間和可靠性等都提出了更高的要求，對輻射冷卻身部材料的耐高溫、輕量化需求不斷提升；而人類更加頻繁地進(jìn)入空間環(huán)境也要求身部制造材料成本進(jìn)一步降低[7]。本文對國內(nèi)外已在液體火箭發(fā)動機(jī)推力室輻射身部應(yīng)用的材料如鈦合金、高溫合金、難熔金屬和C纖維復(fù)合材料[8-9]進(jìn)行了整理概述，對輻射冷卻身部材料的發(fā)展進(jìn)行了展望。

1 金屬材料輻射身部

1.1 鈦合金

鈦合金是常用輕合金中耐高溫性能最好的材料，室溫約600 ℃以下?lián)碛袃?yōu)異的強(qiáng)度和抗腐蝕性能，部分鈦合金短時使用溫度甚至可達(dá)800 ℃，超過800 ℃以上強(qiáng)度則急劇降低，且高溫條件下容易與氣體元素發(fā)生反應(yīng)[10]，因而限制了其在推力室身部中的應(yīng)用。但由于較低的密度和優(yōu)異的比強(qiáng)度可減輕發(fā)動機(jī)質(zhì)量[11]，部分發(fā)動機(jī)選擇鈦合金制造溫度稍低的噴管后段。

阿波羅登月飛船采用了由Aerojet公司研發(fā)的AJ10-137作為服務(wù)艙主發(fā)動機(jī)(見圖1)，該發(fā)動機(jī)身部噴管前段(面積比6∶1～40∶1段)采用C103鈮合金，噴管后段(面積比40∶1～出口段)采用Ti-5Al-2.5Sn鈦合金(國內(nèi)相似牌號TA7)，前后段采用焊接方式連接[12]。這是因為身部前段壁溫達(dá)到1 000 ℃以上，超過了鈦合金的許用溫度，而壁溫降至800 ℃以下的噴管后段采用鈦合金材料。一方面降低了發(fā)動機(jī)質(zhì)量(密度僅為鈮合金一半)；另一方面也節(jié)約了成本(價格不到鈮合金的10)。貝爾航空公司為航天飛機(jī)軌道器研制的2 665 N軌控發(fā)動機(jī)噴管也采用了這一方案[13]，在燃?xì)鉁囟冉抵?50 ℃以下的噴管后段，采用了Ti-6Al-4V合金(國內(nèi)相似牌號TC4)。

圖1 阿波羅飛船服務(wù)艙主發(fā)動機(jī)及其鈦合金噴管后段

1.2 高溫合金

高溫合金是一類以Fe、Ni、Co為基體的高合金化材料，能夠在600 ℃以上高溫環(huán)境和強(qiáng)氧化、強(qiáng)腐蝕、復(fù)雜應(yīng)力條件下使用[14-15]，相比鈦合金能夠承受更高的溫度，相比難熔金屬成本較低，抗氧化和抗腐蝕能力更優(yōu)異，可不噴涂防護(hù)涂層使用，在國內(nèi)外部分液體火箭發(fā)動機(jī)身部噴管中得到了應(yīng)用。

阿波羅登月飛船服務(wù)艙和著陸艙R-4D姿態(tài)控制發(fā)動機(jī)，推力室身部噴管延伸段材料采用了L-605(國內(nèi)相似牌號GH5605)鈷基固溶強(qiáng)化高溫合金[16]。該合金中Ni、Cr、W含量分別可達(dá)10、15和20[17]，在1 090 ℃以下具有優(yōu)良的抗氧化性能。圖2所示為采用L-605輻射冷卻噴管的R-4D發(fā)動機(jī)。

圖2 阿波羅飛船服務(wù)艙R-4D姿控發(fā)動機(jī)

擬用于美國戰(zhàn)神火箭二級的J-2X氫氧發(fā)動機(jī)是由土星五號火箭二級J-2發(fā)動機(jī)改進(jìn)而來。該發(fā)動機(jī)噴管延伸段采用輻射冷卻方案，材料為Haynes230鎳基高溫合金[6]，是一種Ni-Cr-W型固溶強(qiáng)化高溫合金，在900 ℃以下具有良好的強(qiáng)度、抗氧化和抗腐蝕性能，且熱膨脹系數(shù)較低[18]。相比J-2發(fā)動機(jī)的管束式再生冷卻噴管，單壁輻射噴管的制造難度、研制周期和生產(chǎn)成本都大幅降低。圖3所示即為采用管束式再生冷卻的J-2發(fā)動機(jī)和采用輻射冷卻噴管的J-2X發(fā)動機(jī)。

圖3 J-2發(fā)動機(jī)和J-2X發(fā)動機(jī)

1.3 難熔金屬

Ta、Nb、W、Mo、Re等難熔金屬及以其為基體的合金，在噴涂抗氧化涂層后能夠在1 000 ℃以上的溫度下長期使用，是目前應(yīng)用最廣泛的輻射噴管材料[19]。1.2節(jié)所述的阿波羅登月飛船R-4D發(fā)動機(jī)燃燒室便采用了金屬鉬制造，表面噴涂硅化物涂層，最高使用溫度可達(dá)1 600 ℃[20]。但該類材料脆性轉(zhuǎn)變溫度低，材料成形難度大，其他液體火箭發(fā)動機(jī)輻射身部較少采用。

鈮的熔點高達(dá)2 467 ℃，在難熔金屬中密度最低(8.6 g/cm3)，Nb中加入W、Mo、Ta、Hf等金屬元素形成的合金，在固溶強(qiáng)化和彌散強(qiáng)化作用下，最高使用溫度甚至可以達(dá)到1 600～1 800 ℃[20-21]。此外鈮合金還具有：①室溫和高溫塑性較好，可以進(jìn)行各種冷熱變形，進(jìn)而獲得大尺寸、薄壁構(gòu)件；②脆性轉(zhuǎn)變溫度較低，能夠長期在空間深冷環(huán)境服役；③自身焊接或與鈦合金焊接性能良好，便于與其他材料制造的推力室頭部或噴管延伸段連接。鈮合金因此也成為了液體火箭發(fā)動機(jī)輻射身部首選材料。

C103鈮鉿合金(國內(nèi)相似牌號NbHf10-1)在1 400 ℃以下?lián)碛袃?yōu)異的綜合性能[22]。該合金含10Hf和少量Zr元素，強(qiáng)化機(jī)理為固溶強(qiáng)化，因Hf原子和Nb原子尺寸差異小，形成的固溶體晶格畸變較小，固溶強(qiáng)化效果不明顯，材料強(qiáng)度較低。但液體火箭發(fā)動機(jī)輻射噴管或室壓較低的上面級、空間發(fā)動機(jī)燃燒室對材料強(qiáng)度要求不高，而C103優(yōu)異的塑性、極低的脆性轉(zhuǎn)變溫度、良好的焊接性能和推進(jìn)劑相容性使其成為液體火箭發(fā)動機(jī)中應(yīng)用最廣泛的鈮合金材料。

阿波羅飛船登月艙著陸主發(fā)動機(jī)(LMDE)噴管延伸段便采用了C103合金。該噴管直徑接近1.5 m，長度超過1 m，面積比從16∶1擴(kuò)張至47.5∶1。為了減少發(fā)動機(jī)質(zhì)量，同時在登月艙著陸時吸收與月面撞擊的能量，噴管的出口端最小壁厚僅為0.25 mm。這種可潰式設(shè)計在阿波羅15號月面著陸時得到了應(yīng)用，噴管著陸時變形吸能保護(hù)整個登月艙安然無恙，正是利用了C103鈮鉿合金強(qiáng)度較低、塑性和韌性優(yōu)良的特點(見圖4)[13, 21]。

圖4 阿波羅飛船LMDE發(fā)動機(jī)及阿波羅12號、15號月面著陸后的噴管

除用于制作身部噴管段外，輻射冷卻燃燒室也經(jīng)常采用鈮合金材料，但通常需配合膜冷卻以保證燃燒室的可靠性。因用于膜冷卻的推進(jìn)劑在燃燒室內(nèi)不能充分參與燃燒，影響了發(fā)動機(jī)性能進(jìn)一步提升。選用高溫性能更好的材料可以減少膜冷卻推進(jìn)劑用量，提高發(fā)動機(jī)燃燒效率和比沖。

俄羅斯衛(wèi)星和空間站軌控發(fā)動機(jī)身部采用的5ΒΜЦ合金 (國內(nèi)相似牌號Nb521)，使用溫度可達(dá) 1 650 ℃，該合金含有10W、2Mo和1Zr，1 600 ℃強(qiáng)度達(dá)到C103鈮鉿合金的3.4～4.5倍。這是因為W原子半徑與Nb差異較大，在高溫條件下的固溶強(qiáng)化效果更加明顯。美國也開發(fā)了一系列含W、Ta元素的鈮合金，代表性的有SCb291(Nb-10W-10Ta)、FS-85(Nb-11W-27.5Ta)，在航天飛機(jī)和導(dǎo)彈姿軌控發(fā)動機(jī)中得到了應(yīng)用[13,23-24]。

Re具有高溫強(qiáng)度和抗高溫蠕變性能好、不易與碳形成化合物、抗燃?xì)飧g性能好等優(yōu)異性能，配合Ir制涂層，使用溫度可達(dá)2 000 ℃以上，甚至可以在無膜冷卻條件下長期服役[8]。美國445 N空間發(fā)動機(jī)(R-4D)，起初燃燒室材料為鉬，后改進(jìn)為鈮合金燃燒室比沖提升至311 s，21世紀(jì)初，又將最新開發(fā)的Re/Ir燃燒室技術(shù)應(yīng)用于R-4D-16發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)真空比沖達(dá)到了327 s。圖5所示為不同燃燒室材料的R-4D發(fā)動機(jī)及其真空比沖[25-27]。

圖5 不同燃燒室材料的R-4D發(fā)動機(jī)及其真空比沖

我國上?？臻g推進(jìn)研究所為東方紅衛(wèi)星平臺研制的第一代和第二代490 N軌控發(fā)動機(jī)，身部材料分別選用了C103鈮鉿合金和Nb521鈮鎢合金，比沖分別為305 s和315 s；近年來新研的第三代490 N發(fā)動機(jī)采用Re/Ir燃燒室，經(jīng)高模試車驗證，真空比沖約325 s，達(dá)到國際先進(jìn)水平[28]。圖6所示為不同燃燒室材料的490 N發(fā)動機(jī)及其真空比沖。

圖6 不同燃燒室材料的490 N發(fā)動機(jī)及其真空比沖

前述Mo、Nb、Re及其合金，在高溫條件下都極易發(fā)生氧化，服役時必須噴涂抗氧化涂層。高溫條件下涂層一旦破壞，材料很快會被氧化燒蝕，這也制約了推力室使用壽命和可靠性進(jìn)一步提升。Pt/Rh合金在1 500 ℃條件下仍具有良好的強(qiáng)度和抗氧化性能，用于液體火箭發(fā)動機(jī)身部可不帶涂層使用[29]，能夠大幅提高發(fā)動機(jī)的使用壽命和可靠性。歐洲航天局研制了一系列Pt/Rh合金推力室，并在其衛(wèi)星姿軌控發(fā)動機(jī)中得到了應(yīng)用，圖7所示為10 N Pt/Rh合金推力室[30]。但Pt、Rh均為稀貴金屬元素，昂貴的成本限制了其進(jìn)一步推廣應(yīng)用。

圖7 10 N鉑銠合金推力室

2 碳纖維復(fù)合材料輻射身部

現(xiàn)代液體火箭發(fā)動機(jī)推力室身部溫度已經(jīng)接近常用金屬材料及其合金的許用極限，如繼續(xù)使用熔點更高的金屬材料制造推力室身部。一方面材料制備、成形和抗氧化涂層技術(shù)攻關(guān)難度極大；另一方面難熔金屬的密度高，降低了發(fā)動機(jī)推重比，不符合發(fā)動機(jī)輕量化的發(fā)展趨勢。

C/SiC是以SiC陶瓷為基體的碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，長效使用溫度可達(dá)1 650 ℃；C/C是以石墨為基體的碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，長效使用溫度可達(dá)2 000 ℃。兩種材料具有優(yōu)異的高溫強(qiáng)度、高溫斷裂韌性和良好的比強(qiáng)度、耐磨損、耐腐蝕性能，密度僅為1.5～2.0 g/cm3，在一系列高性能液體火箭發(fā)動機(jī)輻射身部中得到了應(yīng)用[31-32]。

歐洲20世紀(jì)80年代以來便開展了C/SiC復(fù)合材料身部的技術(shù)攻關(guān)，先后研制了阿麗亞娜上面級HM7發(fā)動機(jī)噴管延伸段、400 N遠(yuǎn)地點空間發(fā)動機(jī)燃燒室等一系列C/SiC復(fù)合材料身部[33-34]。圖8所示為德國Astrium公司為阿麗亞娜5號火箭芯級Vulcain氫氧發(fā)動機(jī)研制的C/SiC縮尺噴管，熱試車考核驗證了材料在高溫條件下服役的可行性[35]。

圖8 Vulcain發(fā)動機(jī)C/SiC縮尺噴管及試車考核

美國普拉特·惠特尼公司(Pratt & Whitney)為德爾塔Ⅳ火箭上面級研制的RL-10B-2氫氧發(fā)動機(jī)采用了法國Snecma公司研制的C/C復(fù)合材料可延伸噴管(見圖9)，發(fā)動機(jī)真空推力11.2 t、真空比沖達(dá)到驚人的465.5 s，總質(zhì)量僅277 kg，其中復(fù)合材料可延伸噴管長度達(dá)到2.5 m，出口直徑2.1 m，而質(zhì)量僅有92 kg。C/C復(fù)合材料可延伸噴管的應(yīng)用大幅提升了發(fā)動機(jī)比沖和推重比，使得該發(fā)動機(jī)成為全世界性能最優(yōu)異的上面級發(fā)動機(jī)之一[36-38]。

圖9 采用C/C可延伸噴管的RL-10B-2發(fā)動機(jī)

歐洲航天局阿麗亞娜5號上面級的Vinic發(fā)動機(jī)(見圖10)[39]、俄羅斯天頂-3SL上面級DM-SL[40]也采用了C/C復(fù)合材料噴管延伸段。

圖10 阿麗亞娜5號上面級Vinic發(fā)動機(jī)

我國C纖維復(fù)合材料輻射身部研究起步較晚，進(jìn)入21世紀(jì)相繼有高校和科研院所在C/SiC和C/C復(fù)合材料輻射身部領(lǐng)域開展了研究與應(yīng)用[41]。北京航天動力研究所采用國防科技大學(xué)研制的C/SiC復(fù)合材料制備了200 N發(fā)動機(jī)身部，采用化學(xué)氣相沉積法制備了SiC耐燒蝕涂層，利用哈爾濱工業(yè)大學(xué)研制的鈦鎳箔狀釬料實現(xiàn)了復(fù)合材料身部和過渡金屬鈮連接結(jié)構(gòu)的高溫釬焊，并成功經(jīng)過試車考核[42]。上?？臻g推進(jìn)研究所研制的遠(yuǎn)征三號上面級5 000 N發(fā)動機(jī)也采用了C/SiC陶瓷基復(fù)合材料噴管延伸段(見圖11)，2018年圓滿完成了飛行驗證[43]。碳纖維復(fù)合材料噴管雖然密度低、耐高溫、不含貴重金屬元素，但長時間工作存在易燒損、易氧化等問題，且設(shè)備投入和技術(shù)壁壘較高，未來還需在噴管成形及致密化、涂層制備、與金屬頭部連接等領(lǐng)域持續(xù)深入攻關(guān)。

圖11 遠(yuǎn)征三號上面級5 000 N發(fā)動機(jī)

3 輻射身部材料發(fā)展趨勢

目前輻射冷卻身部主要材料仍為難熔金屬和高溫合金，存在的主要問題有：①兩類材料的密度都在8 g/cm3以上，難以滿足未來發(fā)動機(jī)輕量化需求；②難熔金屬以及變形高溫合金中的合金金屬元素在地殼中含量少，開采、冶煉、加工難度大，導(dǎo)致材料成本居高不下；③高溫合金以及難熔金屬中最常用的Nb合金，耐高溫性能已接近理論極限，進(jìn)一步提高發(fā)動機(jī)性能需要耐高溫性能更優(yōu)異的材料。此外難熔金屬服役時通常必須噴涂抗氧化涂層，涂層的質(zhì)量和壽命制約了輻射身部服役時間和可靠性進(jìn)一步提升。

耐高溫、抗氧化能力更強(qiáng)，密度和成本更低的材料，是未來液體火箭發(fā)動機(jī)輻射身部材料的主要發(fā)展方向。對于身部燃燒室段，服役溫度高但結(jié)構(gòu)尺寸相對較小，研發(fā)重點是提高材料的耐高溫性能；對于身部噴管段，服役溫度和壓力有所降低，但降低質(zhì)量和成本的空間更大，材料研發(fā)的重點是輕量化、低成本，以及解決擴(kuò)張比不斷增大帶來的制造難題。除碳纖維復(fù)合材料外，Ir/Re/C-C復(fù)合材料、低密度鈮合金材料和3D打印難熔合金均有廣闊的應(yīng)用前景。

3.1 Ir/Re/C-C復(fù)合材料

Ir/Re/C-C復(fù)合材料推力室制造方法是：首先制備薄壁Ir/Re推力室內(nèi)殼，在此基礎(chǔ)上編織碳纖維預(yù)制體，通過先驅(qū)體轉(zhuǎn)化法(PIP)、化學(xué)氣相滲透法(CVI)等致密化工藝得到C/C復(fù)合材料外殼，最后在外殼外表面制備抗氧化涂層以保護(hù)C/C復(fù)合材料。該材料綜合了Ir/Re推力室抗氧化性能好、使用壽命長和C/C復(fù)合材料密度低、成本低的特點[44-45]。

20世紀(jì)末，美國Ultramet公司率先研制了Ir/Re/C-C復(fù)合材料輻射冷卻燃燒室(見圖12)[30]，密度僅為3 g/cm3，熱試車過程中燃燒室外壁溫度為1 482 ℃，比相同試車工況下的Ir/Re燃燒室外壁溫度降低500 ℃以上，說明C/C復(fù)合材料外殼減小了身部輻射散熱，有益于提升燃燒室的熱效率。

圖12 銥/錸/碳-碳復(fù)合材料燃燒室

3.2 低密度鈮合金

美國和蘇聯(lián)在Nb基體中加入Al、Ti、Cr等輕質(zhì)元素，研發(fā)了數(shù)十種低密度鈮合金材料，并在航空航天領(lǐng)域得到了應(yīng)用[46]。這類材料耐高溫性能相比傳統(tǒng)的鈮鎢合金、鈮鉿合金有所降低，但密度僅有5.5～6.7 g/cm3，用于制造液體火箭發(fā)動機(jī)輻射身部噴管段，可以有效減輕質(zhì)量。

國內(nèi)的西北有色金屬研究院研制了一種密度6 g/cm3的Nb-Ti-Al輕質(zhì)鈮合金，900 ℃下具有良好的強(qiáng)度和耐腐蝕、抗氧化性能，噴涂抗氧化涂層后可在1 200 ℃以下使用[47-48]。西安航天發(fā)動機(jī)有限公司于2021年采用該合金制造了150 N發(fā)動機(jī)噴管延伸段，通過電子束焊接與Nb521燃燒室連接(見圖13)。發(fā)動機(jī)完成了超過2 000 s試車考核，試后檢查低密度鈮合金噴管完好，為低密度鈮合金材料在液體火箭發(fā)動機(jī)上應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

圖13 采用Nb-Ti-Al合金噴管延伸段的150 N推力室

3.3 3D打印難熔合金

液體火箭發(fā)動機(jī)燃燒室通常包含了圓柱段和帶有收斂、擴(kuò)張結(jié)構(gòu)的收擴(kuò)段。一般采用棒料或鍛件毛坯加工[49]，材料利用率不足20。而噴管延伸段常采用旋壓成形[50]、與燃燒室采用焊接方式連接，技術(shù)難度和工裝、設(shè)備投入大，這都導(dǎo)致難熔合金輻射身部成本居高不下。采用增材制造(3D打印)能夠?qū)崿F(xiàn)薄壁、復(fù)雜構(gòu)件的一體化近凈成形，是降低輻射身部生產(chǎn)成本的有效途徑。目前難熔合金3D打印技術(shù)主要有激光選區(qū)熔化成形(SLM)和電子束選區(qū)熔化成形(SEBM)。其原理是將零件按一定厚度切片得到截面信息，在真空箱內(nèi)采用高能束將難熔合金快速熔化后成形出截面形狀，多層截面累積后得到需要的零件[51]。美國、歐洲和日本均在開展難熔合金3D打印粉末和成形技術(shù)研究，我國已研發(fā)出了液體火箭發(fā)動機(jī)最常用的C103鈮鉿合金和Nb521鈮鎢合金3D打印粉末，并進(jìn)行了試驗件測試分析，但應(yīng)用于液體火箭發(fā)動機(jī)輻射身部還需進(jìn)行更深入的考核驗證。

4 結(jié)論

1)鈦合金、高溫合金、難熔金屬以及碳纖維復(fù)合材料輻射冷卻身部，在密度、成本、制造難度以及耐高溫、抗氧化等方面各有優(yōu)勢，在國內(nèi)外液體火箭發(fā)動機(jī)推力室身部燃燒室和噴管中得到了廣泛應(yīng)用。

2)我國在復(fù)合材料輻射身部的研發(fā)和應(yīng)用方面，與美國、歐洲等工業(yè)強(qiáng)國還有一定的差距，還需在噴管成形及致密化、涂層制備、與金屬頭部連接領(lǐng)域持續(xù)深入攻關(guān)。

3)開發(fā)耐高溫和抗氧化能力更強(qiáng)、密度和成本更低的材料，是未來液體火箭發(fā)動機(jī)輻射身部材料的主要攻關(guān)方向。其中銥/錸/碳-碳復(fù)合材料、低密度鈮合金和3D打印難熔合金均有廣闊的應(yīng)用前景。