融合增材制造的液體火箭發(fā)動機創(chuàng)新設計方法與應用

譚永華,趙 劍,張武昆,王 珺,高玉閃

(1.中國航天科技集團有限公司,北京 100048;2.航天推進技術研究院,陜西 西安 710100;3.西安航天動力研究所 液體火箭發(fā)動機技術重點實驗室,陜西 西安 710100)

0 引言

航天液體動力是航天器的心臟,也是航天事業(yè)的基石[1],其發(fā)展水平?jīng)Q定了航天活動的規(guī)模和范圍,支撐了國家進出、利用和控制空間的能力。我國液體火箭發(fā)動機技術歷經(jīng)多年發(fā)展,積累了豐富的研制經(jīng)驗,形成了以N2O4/偏二甲肼、液氫/液氧以及液氧/煤油等為推進劑的多種型號并存共用的研制現(xiàn)狀[2]。在新的歷史階段,為了實現(xiàn)“高可靠、高性能、低成本、短周期”的目標[3],液體火箭發(fā)動機研制面臨更大挑戰(zhàn),主要表現(xiàn)在：工作過程更加復雜(非線性、強耦合、跨多學科領域等)、力學環(huán)境更加惡劣(高溫、高壓、大溫度梯度、高轉速、能量毫秒級釋放等)、輕質(zhì)化和可靠性要求更高(功率密度最高的熱力機械,推質(zhì)比相比其他動力機械大幅提高,故障模式多且爆發(fā)迅速,難以進行容錯性設計和實時故障診斷、維護)等[3-6]。

增材制造技術的出現(xiàn),改變了液體動力的傳統(tǒng)研制模式,為傳統(tǒng)的液體動力結構設計方式帶來了巨大變革,并牽引了數(shù)字化設計技術的發(fā)展[7-9]。一方面,增材制造的技術特點不僅契合發(fā)動機的研制需求,還能融合設計與制造,極大釋放設計人員的自由度[10]。另一方面,提升發(fā)動機的設計水平,通過新方案、新材料以及新工藝等帶動[11],也將引領和驅動增材制造技術的發(fā)展。增材制造高度契合先進液體火箭發(fā)動機的發(fā)展方向,主要體現(xiàn)在5個層面。①高可靠性。通過集成一體化制造,減少了零部件、焊縫、密封與緊固連接等的數(shù)量,提高可靠性。②低成本批量化。如針對某些復雜拓撲形狀和工序繁多的結構(渦輪泵殼體、渦輪葉片等),增材制造無需經(jīng)過傳統(tǒng)制造中的模具壓制、型芯裝配、精密鑄造等工藝流程和多套工裝模具,減少了多制造環(huán)節(jié)制備帶來的產(chǎn)品不一致現(xiàn)象,通過直接近/凈成型,減少用料成本,實現(xiàn)了低成本輕量化。③快速研制。通過數(shù)字化制造,快速響應,進行快速優(yōu)化迭代設計,減少時間成本。④輕質(zhì)化。通過拓撲優(yōu)化、集成制造等方式,減少了連接和冗余結構的質(zhì)量,提高結構效率。⑤可重復使用。通過零部件修復和逆向設計功能,對多次飛行后的疲勞易損件(如渦輪葉片、推力室內(nèi)壁、管路等)或破壞件進行快速的修復或更換,助力發(fā)動機的可重復使用。近年來,增材制造技術的發(fā)展給發(fā)動機的研制提供了創(chuàng)新思路,世界各航天大國紛紛在液體動力領域積極探索和應用增材制造技術。

當前,在液體動力領域,關于增材制造技術應用方面的綜述已經(jīng)大量發(fā)表[12]。然而,針對融合增材制造的發(fā)動機結構設計方法還鮮有總結。結構設計是發(fā)動機先進性能的基礎,也決定著后續(xù)飛行任務的成敗。本文綜述了融合增材制造后液體火箭發(fā)動機的創(chuàng)新設計方法。首先簡要論述了液體動力增材制造研制現(xiàn)狀,包括制造技術比較和發(fā)展特征;其次總結了面向增材制造的發(fā)動機結構設計方法與準則;再次以常平環(huán)和換熱器為對象,詳細介紹了融合增材制造后發(fā)動機結構的研發(fā)設計和制造過程;最后分析了發(fā)展方向。

1 液體動力增材制造研制現(xiàn)狀

1.1 制造技術

發(fā)動機的增材制造技術主要包含粉末床熔融技術(powder bed fusion,簡稱PBF技術)和直接能量沉積技術(directed energy deposition,簡稱DED技術)[13-14]。PBF技術原理如圖 1所示,首先在板上鋪粉,通過能量熱源(激光或電子束)將粉末熔融成型,然后移動基板重新鋪下一層的粉末,既熔化當前層,又與上一層結合,不斷重復直到零件打印完成。

圖1 PBF技術制造過程Fig.1 Manufacturing process of PBF technology

DED技術的原理如圖 2所示(其中θ為噴頭角度),材料的添加直接在熔池中完成,通過惰性氣體等方式在制造部位直接定向送材料,然后進行熔融,完成打印。

圖2 DED技術制造過程Fig.2 Manufacturing process of DED technology

兩種技術比較如表1所示[15]。圖 3以航天飛機主發(fā)動機RS25為例,比較PBF和DED技術在制造發(fā)動機推力室頭部的差異。可以看出,雖然PBF技術制造精度更高,但是制造速度相比DED技術有所降低[16]。DED技術的材料可以是粉末或金屬絲,能量來源有3種：激光(高能光和光纖激光)、電子束和電弧。PBF技術只能加工粉末,能量來源主要是激光(以光纖激光為主)和電子束。激光是增材制造金屬材料加工成型最主要的能量來源。

圖3 PBF技術和DED技術制造RS25發(fā)動機推力室頭部比較Fig.3 Comparison of the thrust chamber head in RS25 engine manufactured by PBF technology and DED technology

表1 PBF技術和DED技術比較

表2 噴管調(diào)節(jié)片不同結構優(yōu)化方案對比

表3 不同胞元結構換熱性能比較

1.2 發(fā)展特征

隨著相關工藝技術的不斷發(fā)展,增材制造技術在液體動力中的發(fā)展呈現(xiàn)出應用越來越廣泛、技術深度有機融合的趨勢。在設計、制造、檢測等各個領域,增材制造都大大改變了傳統(tǒng)的研制模式。NASA相繼推出AMDE、LCUSP、RAMPT等計劃[17],研究了發(fā)動機的多合金、多工藝和大尺寸規(guī)?；霾闹圃斓确椒?國內(nèi)也積極探索了融合增材制造后發(fā)動機的創(chuàng)新設計和制備技術。

從國內(nèi)外發(fā)動機型號產(chǎn)品充分發(fā)揮增材制造技術優(yōu)勢的角度來看,大致分為3個層次。

1)原位制造替代。某發(fā)動機渦輪原始工藝為鑄造成型,采用增材制造工藝后無需重新設計,直接基于原幾何模型打印,其優(yōu)勢在于減少了傳統(tǒng)流程中的模具制造、加工、釬焊等工序,且力學性能相比原鑄造結構也有所提高,如圖 4所示。

圖4 原位制造替代Fig.4 In-situ manufacturing substitution

2)制造驅動設計。以某發(fā)動機的噴注器為例,如圖 5所示。可以看出,采用增材制造后,噴注器的設計方案發(fā)生變化,將多個噴嘴、殼體、內(nèi)底及其他部件集成設計,大幅減少了裝配零部件的數(shù)量。

圖5 制造驅動設計Fig.5 Manufacturing driven design

3)設計引領制造。以某發(fā)動機燃燒室的制造過程為例[18],見圖6。如圖 6 (a)所示,傳統(tǒng)的制造方式為先制造銅合金內(nèi)襯 (步驟①～③),然后制造外壁承力結構并裝配(步驟④～⑤),耗時12～18個月;采用增材制造后,如圖 6 (b)所示,通過將冷卻流道和幾何外形一體化設計與制造,然后裝配外壁,耗時6～8個月,制造成本減少35.5%;為了進一步減少結構質(zhì)量,一體化設計方法引領雙材料增材制造技術的發(fā)展,將內(nèi)襯外壁一體制造成型,如圖 6(c)所示,耗時3～5個月,制造成本相比傳統(tǒng)方式減少60%。

圖6 設計引領制造Fig.6 Design leading manufacturing

2 設計方法與準則

增材制造“逐層堆積”的制造方式可實現(xiàn)高度復雜結構的自由生長成形,極大地拓寬了設計空間,使得從微觀到宏觀多個幾何尺度結構的制備成為可能,解決了傳統(tǒng)結構設計受繁多制造工藝約束的難題。設計者可以根據(jù)最高效的傳力路徑實現(xiàn)結構的優(yōu)化[19]。相比于傳統(tǒng)的發(fā)動機設計方法,融合增材制造后的創(chuàng)新設計主要體現(xiàn)在結構優(yōu)化設計、結構功能一體化設計、復雜組件集成與可靠性設計、基于增材制造工藝約束和材料性能的設計等方面。

2.1 結構優(yōu)化設計

輕量化是航空航天結構設計中永恒的追求[20],而結構優(yōu)化則是輕量化設計中最重要的手段。結構優(yōu)化設計方法主要分為尺寸優(yōu)化、形狀優(yōu)化、拓撲優(yōu)化,如圖 7所示[21]。這3類分別對應著產(chǎn)品設計的幾個階段：拓撲優(yōu)化——概念設計階段;形狀優(yōu)化——基本設計階段;尺寸優(yōu)化——詳細設計階段。傳統(tǒng)的結構設計和優(yōu)化主要依靠理論、經(jīng)驗公式[22]和半經(jīng)驗公式[23]等方式,然而,優(yōu)化效果有限。當前,拓撲優(yōu)化結合增材制造技術是結構優(yōu)化設計最重要的手段[24-27],也廣泛應用在航空航天[28-29]、汽車、船舶、建筑等領域。

圖7 尺寸優(yōu)化、形狀優(yōu)化和拓撲優(yōu)化概念Fig.7 Concept of dimension optimization, shape optimization and topology optimization

拓撲優(yōu)化的設計原則是：①盡可能簡化模型,以保證有足夠的自由度進行優(yōu)化;②可設計空間盡可能大,針對不同工藝約束條件,對設計區(qū)域合理分區(qū),不同區(qū)采用不同的優(yōu)化設計參數(shù)或方法;③不同工況下的優(yōu)化結果不同,應重點考慮嚴重工況;④盡可能平滑優(yōu)化后的模型,可利用CAD軟件或造型軟件轉化并打印;⑤對優(yōu)化后的結果還需進行重新校核和試驗,并不斷迭代以獲得最終的優(yōu)化結構。

針對某發(fā)動機可調(diào)噴管的擴張調(diào)節(jié)片進行結構優(yōu)化,以結構最大剛度和最小化應力為設計目標,結構質(zhì)量和變形位移為設計約束,分別采用常規(guī)加筋布局方案(正置正交和斜置正交)和拓撲優(yōu)化方案。考慮到加工工藝要求,設置單向拔模約束。根據(jù)工藝和生產(chǎn)制造合理劃分設計域,便于在拓撲優(yōu)化求解時靈活地設置工藝約束條件,如圖 8(a)所示。3種結構的應力云圖如圖8(b)～圖8(d)所示,具體結果對比如表 2所示。通過對比可以看出：拓撲優(yōu)化設計方案的最大位移和最大應力均最小;且底板加筋結構上的應力分布更均勻,平均應力水平也更低。相比傳統(tǒng)加筋結構,拓撲優(yōu)化結構的底板加筋(第一設計域)質(zhì)量減少14.2%,中央支座(第二設計域)質(zhì)量減少47.2%,整個擴張調(diào)節(jié)片質(zhì)量減少14.9%。

圖8 噴管調(diào)節(jié)片不同結構優(yōu)化方案Fig.8 Optimization schemes of different nozzle regulator

近年來,由于增材制造技術的發(fā)展,周期性輕質(zhì)多孔結構的制備更加方便快捷,基于輕質(zhì)多孔結構的多層級優(yōu)化方法逐漸成為結構優(yōu)化技術的研究熱點。多孔結構可以進行變密度設計,從而在宏觀尺度表征為“0”(無材料)到“1”(實體)之間的連續(xù)材料密度場的設計方案,這種方法突破了傳統(tǒng)的拓撲優(yōu)化只能進行“0”和“1”的離散材料設計約束。通過“實體拓撲優(yōu)化+填充多孔結構的區(qū)域優(yōu)化+多孔結構胞元類型和幾何尺寸的自身優(yōu)化”等多層級的優(yōu)化結構設計,充分利用實體結構對嚴酷載荷的優(yōu)異承載力和多孔結構高比剛度、高吸能性等優(yōu)勢,實現(xiàn)比單純的實體拓撲優(yōu)化更好的效果[30-32]。如圖 9所示,在某飛行器舵面結構的設計中,采用多層級優(yōu)化方法相比拓撲優(yōu)化和點陣填充可以實現(xiàn)更低的應力水平和更小的位移,同時具有更高的一階固有頻率[33]。此外,近年來提出通過多孔結構和加筋實體并行協(xié)同優(yōu)化的新思路,在結構固有頻率和輕量化承載方面也實現(xiàn)了很好的效果[34]。

圖9 飛行器舵面多層級結構優(yōu)化設計Fig.9 Multi-level structure optimization design of aircraft rudder surface

2.2 結構與功能一體化設計

多功能高性能構件多服役于苛刻環(huán)境,一般具有超強承載、極端耐熱、極致輕量化和高可靠性等特點,是高超飛行器、運載火箭等裝備的重要結構。結構功能一體化設計通過材料與結構的匹配優(yōu)化設計,從宏觀、微觀、納米等多尺度發(fā)掘材料與結構的潛力,突破現(xiàn)有設計極限[35]。采用增材制造復雜構件整體制造的方法,強化梯度材料組織與多尺度結構的形性協(xié)調(diào)[36]。在優(yōu)化過程中可大量應用輕質(zhì)多孔多功能結構,需要重點考慮多孔結構的構型、材料性能、相對密度等設計參數(shù)。

結構與功能一體化設計,以最基本的承載功能為核心,同時集成其他功能(如電子計算[37]、能量吸收[38]、傳熱[39]、隔熱[40]、作動[41]、吸波降噪[42]、儲能[43]、阻尼減振[44]等)的一種或多種,如圖 10所示,形成多功能結構,減少了多個單一功能結構帶來的體積和質(zhì)量偏大等問題。在設計集成多種功能的結構件時,不僅要考慮結構的力學性能,還需要將多項評價指標綜合考量,將多尺度的結構與功能進行協(xié)同設計和優(yōu)化。

圖10 結構與功能一體化設計概念Fig.10 Integrated design concept of structures and functions

針對某發(fā)動機氧泵密封結構潤滑條件極其惡劣,摩擦溫度升高導致動環(huán)面局部熱裂,進而嚴重影響密封結構使用壽命的問題,提出了一種將動環(huán)結構與冷卻功能一體化設計的密封結構方案,如圖11所示,其中藍色部分為冷卻液的流道。工作原理為：從一級動環(huán)前引入被密封的液氧介質(zhì),利用動環(huán)的旋轉離心力,迫使低溫介質(zhì)在各級動環(huán)中循環(huán)流動,帶走二級端面密封的摩擦熱量,實現(xiàn)冷卻。內(nèi)流道方案相比傳統(tǒng)的無流道方案端面溫度降低87%,冷卻效果顯著,大幅提高了端面密封的可靠性。

圖11 動環(huán)密封結構與冷卻功能一體化設計Fig.11 Integrated design of dynamic ring seal structure and cooling function

2.3 復雜組件集成設計

復雜組件集成設計是把原來多個零件或組件集成設計成一體零件。在設計之初,以產(chǎn)品的功能性為主,不考慮結構裝配的問題。在火箭發(fā)動機的制造中,復雜組件集成一體化制造也是3D打印重要的應用方向。

復雜組件集成設計的具體方法有3種。

1)基于功能的集成設計。這也是復雜組件集成設計中應用最廣泛的方法[45]。以某發(fā)動機再生冷卻燃燒室為例,燃燒室喉部燃燒溫度高達3 500 ℃,內(nèi)壁溫度也超過1 000 ℃。為了防止材料高溫失效,發(fā)動機上燃燒室會設計冷卻流道來降低溫度和實現(xiàn)熱量回收。傳統(tǒng)的冷卻流道的生產(chǎn)方式是通過多個煩瑣的密封工序實現(xiàn),而且流道的結構設計受到傳統(tǒng)制造工藝的制約,燃燒室的冷卻效率較低。圖 12借助選區(qū)激光熔化技術通過一體化設計,將燃燒室和冷卻通道等多組件集成到一個結構中,一次打印成型。這種集成簡化設計不僅滿足性能要求,而且還能減輕質(zhì)量,提高散熱效率。

圖12 發(fā)動機再生冷卻燃燒室集成設計Fig.12 Integrated design of engine recycled cooling combustion chamber

2)基于材料的集成設計。如果兩個或多個零件由相同或界面可融合的材料制成,且彼此之間不產(chǎn)生相對運動,則可以考慮將它們合并為一個零件。

3)基于緊固件的集成設計。如果某一部件有大量緊固件(超過1/3),可以考慮基于緊固件的復雜組件集成設計,減少連接結構的裝配時間、裝配數(shù)量以及由此帶來的安全風險。在采用基于緊固件的集成設計方法時,應當考慮以下問題：①合并后的零件是否過大,是否有相應的制造設備[46];②合并后的零件是否具有成本優(yōu)勢;③合并后的零件是否滿足制造工藝約束。

2.4 基于增材制造工藝約束和材料性能的設計

就目前而言,不是所有的設計方案都適用于增材制造,基于性能和工藝的設計不可兼得。面向增材制造的設計,除了最大程度利用其優(yōu)勢開展創(chuàng)新設計之外,同樣應遵循其特定的工藝約束。增材制造工藝約束的設計原則包括以下幾方面。

1)工藝極限值通過實驗得出更可靠。以粉末床熔融技術制備零件為例,隨著薄壁結構壁厚的減小,其邊緣不可避免地會出現(xiàn)未熔合的粉末,導致力學性能下降。另外,由于在不同的溫度、層厚和激光掃描參數(shù)下運行,不同的粉末床熔融機器也會生產(chǎn)出不同質(zhì)量的零件。因此,材料性能與零件的壁厚、打印層厚、打印方向以及制造它的機器密切相關。應打印若干個測試零件,以確定適用于特定設備和零件的工藝極限值。

2)無支撐水平孔直徑不超過8 mm。液體發(fā)動機中的低壓殼體渦道、渦輪進氣管渦道等部件均為典型的無支撐、水平大直徑孔結構[46-48]。這種長孔或彎曲的管道很難從內(nèi)部拆下支撐。一般來說,直徑為8 mm以下的孔可在無支撐的情況下進行打印。如果需要更大的孔,最常用的方法是將孔從圓形更改為無需支撐即可打印的形狀,包括橢圓形、水滴形和菱形,如圖 13所示[47]。

圖13 3D打印圓孔設計原則Fig.13 Design principle of 3D printing circular hole

3)懸垂結構、45°支撐法則和結構連通性。一般而言,PBF技術打印的零件水平懸垂部分大于0.5 mm都需要額外的支撐,以防止零件損壞,如圖 14所示。與水平方向的夾角大于45°則不需要添加支撐。但是,這個約束限制針對不同的材料、不同的機器、不同的尺寸都有所差異。

圖14 3D打印懸垂結構設計原則Fig.14 Structural design principle of 3D printing hanging structure

一般而言,下表面總是比上表面具有更大的表面粗糙度,面朝下的角度越大,表面粗糙度越大,如圖 15所示[49],箭頭方向表示懸垂角度逐漸變小。因此在設計階段應盡可能使角度大于45°,還要避免大懸挑結構的出現(xiàn),如圖 16(a)所示。同時,考慮結構聯(lián)通性的約束,要避免封閉結構的出現(xiàn),防止殘余粉末或者殘余支撐結構無法去除[50],如圖 16(b)所示。

圖15 斜面角的影響Fig.15 Influence of slope angle

圖16 大懸挑結構與封閉球殼結構Fig.16 Large suspended structure and closed spherical shell structure

另外,增材制造作為一種新的制造方式,其成型物理機制[51]也與傳統(tǒng)制造方式不同,力學性能與打印材料、打印參數(shù)[52]和后處理工藝[53]直接相關,且傳統(tǒng)的材料結構性能數(shù)據(jù)庫并不能完全適用于增材制造結構件的力學性能評估,尤其是在小尺寸的薄壁或桿件結構、循環(huán)加載的疲勞力學性能、沖擊損傷性能等方面。因此,新的可靠性設計方法是以增材制造材料結構的力學性能數(shù)據(jù)庫為基礎,根據(jù)工作狀態(tài)確定載荷源,提取發(fā)動機薄弱部位的載荷特征[54],分析常見失效模式,結合靜動強度評估與壽命評定方法[55],開展結構可靠性設計,并進行冷熱試車校核,如圖 17所示。

圖17 面向增材制造的發(fā)動機可靠性設計方法Fig.17 Method of engine reliability design for additive manufacturing

3 設計與應用

相比于傳統(tǒng)設計理念和加工方法,基于增材制造的研制可以實現(xiàn)輕量化設計、結構功能一體化設計及復雜組件集成設計,尤其對部分零件數(shù)目多、結構復雜、服役環(huán)境惡劣的組件,應用增材制造技術可減少傳統(tǒng)機加方式所帶來的設計局限性,為組件“個性化定制”提供了更多可能。本文以常平環(huán)和換熱器這兩個典型部件為例,具體闡述融合增材制造的先進液體火箭發(fā)動機部件結構設計方案。

3.1 發(fā)動機常平環(huán)傳力結構拓撲優(yōu)化設計

某泵后搖擺發(fā)動機常平環(huán)為典型的承力和載荷傳遞結構件。在工作過程中,該常平環(huán)作為柔性關節(jié),與傳力上叉、傳力下叉一起構成補償發(fā)動機搖擺運動的柔性關節(jié),整體結構方案和原常平環(huán)結構如圖 18所示。

圖18 燃料搖擺裝置結構方案Fig.18 Structural scheme of fuel swaying device

通過承壓搖擺試驗考核與仿真評估,大部分材料的應力水平都小于500 MPa,遠小于材料屈服強度(材料為S-04鋼,強度不小于1.45 GPa),因此存在大量的設計冗余。根據(jù)發(fā)動機高推質(zhì)比設計需求,必須對原常平環(huán)傳力結構進行拓撲優(yōu)化設計與制造,以減輕結構質(zhì)量,流程如圖 19所示。

圖19 常平環(huán)結構優(yōu)化設計與制造流程Fig.19 Optimum design and manufacturing process of gimbal ring structure

3.1.1 載荷工況分析

常平環(huán)結構載荷如圖 20所示。經(jīng)過受力分析,常平環(huán)受載荷與搖擺角度有關,但最嚴酷工況仍以軸向載荷為主。其中額定工況在零位狀態(tài),軸向拉伸載荷接近400 kN;額定工況搖擺±10°,軸向載荷約420 kN。

圖20 載荷分布示意圖Fig.20 Load distribution diagram

3.1.2 拓撲優(yōu)化設計

基于有限元分析和人工偽密度算法,進行拓撲優(yōu)化求解,提取結構的總應變能變化指標(計算結構內(nèi)部刪除某個單元后引起結構總應變能的變化梯度),如式(1)所示?？倯兡茏兓叫?總體剛度越大。

(1)

式中：E為結構應變能;F為力矩陣;u為位移矩陣;K為剛度矩陣。

以給定減質(zhì)要求下結構總剛度最大為優(yōu)化目標,將常平環(huán)結構優(yōu)化問題描述為：在滿足減質(zhì)要求大于50%,結構中最大von Mises應力不大于1 GPa下,獲得總應變能最小(剛度最大)的優(yōu)化構型。

考慮到常平環(huán)軸承裝配關系與整體結構要求,基于原始設計方案,去除局部倒斜角、圓角等細節(jié)特征,并提取軸承安裝孔位置局部厚度5 mm的區(qū)域作為非優(yōu)化設計區(qū)(圖 21中亮黃色部分),常平環(huán)其余區(qū)域(灰色部分)作為設計區(qū)。設置非設計區(qū)域的目的在于確保軸承安裝孔所需的設計空間,并在該區(qū)域內(nèi)兩對軸承孔內(nèi)部分別施加軸向載荷(額定工況)與約束?？紤]到常平環(huán)承載的對稱性,在拓撲優(yōu)化分析進程中還需要設置對稱約束,即關于過搖擺中心的3個正交平面對稱。

圖21 常平環(huán)拓撲優(yōu)化初始模型Fig.21 Initial model of topology optimization of gimbal ring

經(jīng)過不同階段的拓撲優(yōu)化,根據(jù)減質(zhì)的程度不同,共獲得5種構型,如圖 22所示。

圖22 常平環(huán)拓撲優(yōu)化過程Fig.22 Topology optimization process of gimbal ring

隨著減質(zhì)比例的增加,在給定載荷與約束條件下,常平環(huán)內(nèi)部沿厚度方向去除的材料越來越多,整體結構的傳力路徑逐漸凸顯?；诮Y構完整性設計原則,對比多個方案,選取減質(zhì)50%的拓撲優(yōu)化構型(紅框標出)。

3.1.3 光滑處理與優(yōu)化方案確定

初始的拓撲優(yōu)化模型整體呈現(xiàn)出粗糙的網(wǎng)格狀態(tài),局部連接處存在大量的凸起四面體網(wǎng)格,甚至還有殘余的獨立網(wǎng)格,不能直接用于增材制造。針對粗糙拓撲優(yōu)化模型,采用CAD片體網(wǎng)格收斂建模技術對局部突起四面體網(wǎng)格進行處理。在經(jīng)過多輪迭代優(yōu)化的基礎上,最終形成了圖 23所示的光滑網(wǎng)格模型。該光滑模型由粗糙拓撲優(yōu)化方案直接光滑化處理得到,最大程度地保留了拓撲優(yōu)化計算的最優(yōu)傳力路徑。

圖23 網(wǎng)格光滑處理Fig.23 Mesh smoothing process

3.1.4 強度評估

拓撲優(yōu)化獲得了減質(zhì)50%的輕量化方案,考慮額定工況零位狀態(tài),常平環(huán)輕量化方案等效應力和位移云圖如圖 24所示。

圖24 常平環(huán)輕量化方案應力與位移分布Fig.24 Stress and displacement distribution of gimbal ring lightweight scheme

在額定工況狀態(tài),相對于常平環(huán)原始設計方案,優(yōu)化方案雖然最大等效應力有所增加,但是仍小于材料的屈服強度。去除部分由于網(wǎng)格和尖角導致的應力集中區(qū)域后,整體結構應力分布相對均勻,材料利用率有效提高,軸向最大相對位移從0.7 mm增加至1.8 mm。結合強度分析結果,說明50%輕量化方案滿足拓撲優(yōu)化約束要求。然而,從應力分布可知,優(yōu)化方案局部還存在尖點等光滑性差的結構,這也是產(chǎn)生應力極值的主要原因,后期可針對拓撲優(yōu)化模型進行進一步的模型光滑性處理。

3.1.5 輕量化方案3D打印

經(jīng)過3D打印和熱處理工藝后,得到最終的試件,打印模型和試件如圖 25所示。

圖25 3D打印模型與試件Fig.25 3D printing model and specimen

3.1.6 試驗校核

考慮燃料搖擺常平環(huán)的載荷工況,設計了靜力承載試驗,試驗校核過程如圖 26所示。將常平環(huán)連接在加載工裝上,通過作動筒施加軸向載荷。最大軸向載荷為480 kN,載荷通過分級施加,試驗中記錄加載過程中常平環(huán)軸向位移與局部應變分布情況。

圖26 3D打印常平環(huán)試驗校核 Fig.26 3D printing gimbal ring test check

由圖 26可知,軸向載荷與常平環(huán)相對位移呈現(xiàn)近似線性分布,軸向載荷480 kN時,常平環(huán)軸向最大相對位移1.68 mm,與仿真結果1.812 mm十分接近,誤差約7%。試驗過程中結構應變隨著載荷增加線性增大,最大應力約336 MPa,低于材料的屈服強度。試驗卸載后,試驗數(shù)據(jù)回零正常,常平環(huán)外觀無異常。原結構設計質(zhì)量9.6 kg,最終方案結構質(zhì)量4.7 kg,通過拓撲優(yōu)化使質(zhì)量減少51%。

3.2 換熱器設計

基于輕質(zhì)多孔結構設計的換熱器[56]是發(fā)動機中應用增材制造技術相比傳統(tǒng)方案優(yōu)勢明顯的對流換熱功能部件。某發(fā)動機從渦輪出口管引出高溫、高壓富氧燃氣用于驅動氧預壓渦輪泵,同時,從該管路取熱為推進器貯箱增壓。因此,需結合受限空間設計一款氦氣/燃氣換熱器。受總體結構空間布局限制,氦換熱器需滿足熱功率高、體積小等特點。

采用增材設計思路初步設計6種高緊湊度的換熱單元,如表 3所示。經(jīng)過仿真結果對比,最終選擇如圖 27所示的換熱單元(Neovius胞元),該胞元的傳熱系數(shù)最大,換熱效率最高。

圖27 高緊湊度換熱單元打印工藝驗證Fig.27 Verification of printing process for high compact heat exchanger unit

圖 28為氦換熱器的結構示意圖,經(jīng)評估氦換熱器熱功率650 kW、緊湊度達135 m2/m3,換熱和體積均滿足設計要求,且內(nèi)部結構均采用免支撐、易清粉設計。

圖28 換熱器結構示意圖Fig.28 Structure of heat exchanger

4 總結與展望

增材制造為液體火箭發(fā)動機的傳統(tǒng)設計方法體系帶來重大變革。本文對融合增材制造的液體火箭發(fā)動機創(chuàng)新設計方法與原則進行了研究和總結,并以常平環(huán)和換熱器等部件為例,具體闡述了增材制造技術如何為發(fā)動機零部件的研制帶來突破性變革。對某發(fā)動機常平環(huán)結構,通過載荷分析、拓撲優(yōu)化、曲面光整、3D打印和試驗驗證,確定了新的結構方案,在滿足強度要求的前提下實現(xiàn)了減質(zhì)約50%的效果。對某發(fā)動機換熱器,增材制造突破了傳統(tǒng)制造無法制備復雜曲面結構的難題,使該部件能夠在有限體積下最大限度地利用散熱面積進行熱交換,大幅提高了換熱效率。兩種結構部件進一步通過熱試車驗證和現(xiàn)場評估,證明了新設計方案在發(fā)動機實際工程應用中的適用性。

此外,基于發(fā)動機增材制造技術研制現(xiàn)狀和研制需求,為進一步提高液體火箭發(fā)動機的性能,在結構設計方面,還需要在下列方向重點突破。

1) 針對基于增材制造的結構優(yōu)化設計,目前在宏觀實體結構優(yōu)化方面已經(jīng)比較成熟,但是,面向宏觀實體、多胞元或多級多孔結構結合的多層級結構優(yōu)化方面還存在不足。一是多孔結構的快速分析方法,需要綜合考慮計算速度、計算效率和準確性等因素;二是缺乏一個全面的多孔結構性能數(shù)據(jù)庫,數(shù)據(jù)應包含多孔結構的制備材料性能、單胞結構設計參數(shù)、胞元構型及對應的剛度、強度、能量吸收量、固有頻率、疲勞、斷裂韌性等靜動態(tài)力學性能,以便于能夠快速選擇相應的多孔結構進行優(yōu)化設計。

2)針對結構功能一體化設計,發(fā)動機目前主要的結構設計和優(yōu)化仍然以承載功能為主,多功能耦合設計和協(xié)同優(yōu)化由于缺乏相應的設計分析軟件和設計規(guī)范標準等,難以開展。結構功能一體化設計可以和復雜組件集成設計一起進行,形成多結構尺度-多組件集成-多功能協(xié)調(diào)-多系統(tǒng)融合的設計思想體系,從而實現(xiàn)將承載、隔熱、對流換熱等功能組件集成,燃燒、冷卻、控制、診斷等多系統(tǒng)融合,以及熱、力、聲等多物理場優(yōu)化。同時,一體化設計還能實現(xiàn)剛度、質(zhì)量、模態(tài)等動靜性能協(xié)調(diào)匹配?？上仍谛⊥屏蜃塑壙匕l(fā)動機等小載荷環(huán)境下試行開展,形成一定的設計方法和準則,然后拓展至大推力發(fā)動機。

3)針對增材制造工藝約束和材料性能的設計,由于增材制造目前在制造技術和工藝體系方面尚不成熟,因此雖然相比傳統(tǒng)工藝避免了多個設計自由度,然而卻不可避免地引入了新的設計約束(如尺寸、懸空角度、連通性、表面粗糙度等),約束也會隨著技術的發(fā)展不斷變化。因此,相關的約束規(guī)范也需要不斷改進。針對基礎材料性能,同樣因為體系不成熟,導致同材料牌號下不同的制造方法帶來的性能不一致現(xiàn)象,尤其是疲勞性能帶來的可靠性設計問題,對重復使用發(fā)動機的研制造成很大的困擾。因此,首先要不斷通過新技術或工藝的研究提高材料性能,減少設計約束;其次盡快根據(jù)不同的部組件功能需求形成完備的技術工藝規(guī)范;最后,針對形成的制造體系,開展發(fā)動機重點材料牌號、典型結構部件在多物理場下的力學性能等基礎理論攻關,形成面向增材制造的發(fā)動機材料結構性能數(shù)據(jù)庫,為發(fā)動機結構的設計體系提供支撐。