基于增材制造技術的液氧/甲烷燃燒室身部設計及熱試分析

劉占一,張魏靜,周 康,王 勇,霍世慧

(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

增材制造技術作為近些年逐漸成熟的一種加工制造技術,具有加工周期短、工序簡單等優(yōu)點,尤其適用于具有復雜內(nèi)流道的結構[1]。增材制造技術的特點,對于燃燒室身部設計將帶來革命性的改變。

傳統(tǒng)的采用再生冷卻的推力室身部結構包含內(nèi)壁、外壁、冷卻劑集合腔體、法蘭等多個零件,工藝流程中先進行鍛造/鈑金/旋壓,然后在內(nèi)壁外側(cè)銑槽,之后與外壁釬焊,最后再與冷卻劑集合腔體和法蘭焊接[2],設計加工過程中面臨工藝過程復雜[3]、焊縫強度低[4]等問題,如果采用增材制造技術,可以整體成型,避免釬焊等復雜工藝,極大地提高加工效率。

目前,國內(nèi)外已有關于采用增材制造工藝的燃燒室的相關報道[5-6]。美國洛克達因公司曾基于增材制造技術對F-1發(fā)動機燃氣發(fā)生器噴注器進行了集成設計制造,實現(xiàn)了噴注器一體化成形,提高了產(chǎn)品可靠性[7]。NASA探索了雙組元離心式噴注器的增材制造工藝,優(yōu)化了噴注器結構,將零件數(shù)量減至2個,產(chǎn)品成功通過熱試車考核[8]。Gradl等采用增材制造工藝,以銅合金為材料,加工了一個18 kN推力的液氧/甲烷燃燒室和一個5.3 kN推力的液氧/液氫燃燒室,并進行了熱試[9]。但銅合金強度相對較低且密度較大,導致燃燒室質(zhì)量較大。NASA還針對傳統(tǒng)推力室內(nèi)外壁材料不同的特點,研究了銅合金和鎳合金的雙材料增材制造技術,并應用在液氧/液氫和液氧/甲烷發(fā)動機燃燒室中[10-14]。國內(nèi)方面,北京航天動力研究所采用激光選區(qū)熔化成形增材制造工藝技術制造了具有四底三腔復雜結構的推力室噴嘴,其力學性能、液壓和氣密試驗滿足要求[15]。但是,目前國內(nèi)的增材制造工藝還難以同時采用兩種不同材料,因此帶來的問題是燃燒室身部內(nèi)外壁必須采用同種材料。而內(nèi)外壁的作用不同,對材料的要求也不同,采用同種材料時需要統(tǒng)籌考慮。

本文開展了基于增材制造技術的內(nèi)外壁一體化燃燒室身部設計,采用全身螺旋槽設計、減薄內(nèi)壁厚度、輔助膜冷卻等措施增強了身部的熱防護效果,克服了高溫合金內(nèi)壁導熱率低的難題,同時采用中空加肋法蘭設計,在實現(xiàn)燃燒室模塊化設計的同時保證了法蘭密封效果,并經(jīng)過了首次熱試試驗驗證。

1 燃燒室身部設計

1.1 身部設計方案

首次熱試采用身部水冷的基本方案,燃燒室設計采用模塊化集成思路,將燃燒室分為頭部、身部、點火器和針栓噴注器4個零件,便于各零件獨立更換,用于考核各零件不同的設計方案。燃燒室總體方案如圖1所示。

圖1 燃燒室總體方案Fig.1 Overall sketch of the combustor

根據(jù)燃燒室總體方案,確定身部的基本設計要求如下。

1)身部需要設計對接法蘭,用于與頭部對接。

2)采用冷卻劑逆流的流動方式,冷卻劑從噴管尾端進入,逆流而上,從對接法蘭前引出。

3)采用膜冷卻劑單獨供應的方式。

根據(jù)對增材制造技術的調(diào)研情況,考慮到成熟度和成本,決定采用GH4169材料進行身部模塊的打印。

1.2 結構設計

1.2.1 內(nèi)壁及冷卻槽道設計

用高溫合金材料作為內(nèi)壁,在火箭發(fā)動機中并不常見,因為高溫合金導熱率低,氣壁溫難以控制,壁厚選擇過大,氣壁溫可能過高,壁厚選擇過小,強度難以保證,因此需要通過傳熱計算和強度校核來確定內(nèi)壁厚度。同時,氣壁溫的控制也會受到再生冷卻通道結構和膜冷卻進入位置的影響,需要一并考慮。

在再生冷卻通道結構設計過程中,考慮到增材制造工藝的限制,確定結構尺寸限制如下。

1)肋寬。為盡可能使冷卻劑在周向均勻分配,需要提高肋數(shù),減小肋寬,但是3D打印工藝限制肋寬不能小于1 mm,因此肋寬設計為不小于1 mm。

2)肋高。在槽寬確定的情況下,減小肋高能夠減小冷卻通道橫截面積、提高流速,同時可以提升結構強度,同樣由于3D打印工藝限制,肋高不能小于1 mm,因此肋高設計為不小于1 mm。

3)槽寬。一方面,為提高換熱效果需要提升冷卻劑流速,這就要求減小槽寬;另一方面,冷卻劑流速過高會帶來流阻的大幅增加,需要統(tǒng)籌考慮;同樣,考慮到產(chǎn)品打印完成之后吹粉的需求,限制槽寬不能小于1 mm。

4)螺旋傾角。螺旋肋有利于提升冷卻劑流速和換熱的均勻性,但產(chǎn)品打印過程受到重力影響,要遵循45°原則,即懸垂面與水平面的夾角必須大于45°,故在設計冷卻槽道螺旋傾角時需要予以考慮。

1.2.2 膜冷卻結構設計

根據(jù)傳熱計算,膜冷卻進入位置設計在收縮段剛開始的位置。為盡可能充分地利用膜冷卻劑,減小膜流量,同時考慮膜冷卻劑在周向的均勻性,使膜冷卻劑通過若干切向小孔進入燃燒室,同時切向孔向噴管出口方向適當傾斜以減少冷卻劑向頭部的返流。同時,為進一步提高換熱均勻性,設計膜切向孔的旋轉(zhuǎn)方向與再生冷卻槽道的切向旋轉(zhuǎn)方向相反。此外,在燃燒室內(nèi)壁,進膜處上方設置凸緣以防止燃氣破壞液膜。

1.2.3 外壁及冷卻腔體結構設計

根據(jù)冷卻劑流量計算,冷卻劑進口腔設置了一個DN15的進口,另外設置一個溫度傳感器接口和壓力傳感器接口。

冷卻劑出口腔設置了3個DN15的冷卻劑出口,主要是考慮后續(xù)采用甲烷作為主冷卻劑時,甲烷經(jīng)過冷卻通道受熱膨脹,密度減小,為控制流速減小流阻,需要更大的出口面積,而采用水冷時,可以只使用一個DN15出口,另外2個封堵即可。該腔體設置了2個溫度傳感器接口,原因是采用甲烷和水作冷卻劑時,2種冷卻劑的出口溫度差別可能較大,甲烷出口溫度可能處于T型熱電偶的測溫區(qū)間,水出口溫度可能處于E型熱電偶的測溫區(qū)間。此外還設置了一個壓力傳感器接口。

根據(jù)膜冷卻劑流量計算,膜冷卻劑腔體設置了一個DN4的進口,另外設置一個溫度傳感器接口和壓力傳感器接口。

為增加強度,在4個DN15接口管的根部均設計了加強筋板,避免安裝或熱試過程中由于應力集中出現(xiàn)斷裂。

此外,考慮到試車時身部模塊水平放置,需要在產(chǎn)品不下臺的情況下實現(xiàn)腔體排空,因此在每個腔體的底部(水平放置時)設置了排液口。

1.2.4 法蘭結構

在燃燒室中,中心燃氣溫度超過3 000 K,采用法蘭連接時,如何實現(xiàn)法蘭的熱防護進而確保密封是一個重要問題,擬采用主動冷卻的方式來解決該問題。

借助增材制造技術帶來的設計靈活性,提出一種中空加肋支撐的法蘭方案,掏空法蘭盤靠近燃氣的內(nèi)壁側(cè),使身部冷卻通道的肋條延伸至法蘭盤內(nèi)部,冷卻劑可到達法蘭端面處,然后向上折返流出。密封墊位于折返處的上方,充分保證了密封墊溫度不會過高,密封墊選用銅墊。該方案實現(xiàn)了整個法蘭盤的絕大部分區(qū)域都有主動冷卻,同時由于肋結構的存在,法蘭盤的強度仍然可以保證。

1.3 傳熱及強度校核

首次熱試,身部為水冷,燃料主路和膜冷卻劑路均為氣態(tài)甲烷。液氧流量1.5 kg/s,主路甲烷0.5 kg/s,膜路甲烷0.02 kg/s,氣甲烷入口溫度290 K,身部冷卻水流量2 kg/s,水入口溫度290 K。按照首次水冷熱試工況進行傳熱計算結果見圖2。

圖2 首次水冷熱試的傳熱計算結果Fig.2 Heat transfer calculation results of the first hot-test with water cooling

圖2中x為身部無量綱軸向坐標,x=0的位置代表法蘭端面,y為身部橫截面無量綱半徑。

由圖2可見,該工況下,氣壁溫不超過1 000 K,液壁溫不超過650 K,冷卻劑溫度不超過400 K,以此溫度結果校核結構強度。

對于推力室外壁,受到的應力計算式為[16]

(1)

式中：p為工作壓力,取冷卻通道最高壓力;d為燃燒室內(nèi)徑;δ為外壁厚。

計算得到推力室身部外壁所承受的應力為189 MPa。外壁最高溫度按冷卻劑最高溫度考慮,由傳熱計算結果可知不超過400 K,根據(jù)資料,該溫度下GH4169的屈服強度不小于860 MPa[17],因此,外壁的安全系數(shù)大于4.55。

肋條連接處指肋條與內(nèi)外壁的連接位置,受到的應力計算式為[18]

(2)

式中：e為肋間距,取最寬的肋間距;δp為肋寬。

計算得到肋條連接處所承受的應力為24.08 MPa。肋條連接處最高溫度按液壁溫最高溫度考慮,由傳熱計算結果可知不超過600 K,根據(jù)資料,該溫度下GH4169的屈服強度不小于860 MPa[17],因此,肋條連接處的安全系數(shù)大于35.7。

內(nèi)壁壁厚決定了內(nèi)壁的抗剪切能力。內(nèi)壁受到的剪應力計算式為[18]

(3)

式中：h為內(nèi)壁厚度;Δp為內(nèi)壁兩側(cè)壓差,取冷卻通道最高壓力和燃氣側(cè)最低壓力之差;K為考慮在剪力狀態(tài)下的減弱系數(shù),近似取值0.8。

計算得到內(nèi)壁所承受的剪應力為25.08 MPa。內(nèi)壁最高溫度按氣壁溫最高溫度考慮,由傳熱計算結果可知不超過1 000 K,根據(jù)資料,該溫度下GH4169的屈服強度不小于700 MPa[19],因此,內(nèi)壁的安全系數(shù)大于27.9。

上述強度計算中未考慮結構熱應力的影響,下面基于有限元方法加載相應的溫度和壓力載荷,對結構的應力應變進行仿真分析。

按照傳熱計算結果加載溫度條件,如圖3所示。計算所得到的結構應力、應變分布分別如圖4、圖5所示。

圖3 結構溫度場Fig.3 Temperature distribution of structure

圖4 結構應力分布Fig.4 Stress distribution of structure

圖5 結構變形量分布Fig.5 Deformation distribution of structure

結構應力最大的位置位于喉部附近的內(nèi)壁,由于喉部附近內(nèi)壁徑向溫度差大,因此產(chǎn)生的熱應力較大,部分區(qū)域可能在屈服狀態(tài)工作。從結構應變分布來看,最大應變約0.3 mm,位于噴管出口區(qū)域。

2 燃燒室身部加工

2.1 加工過程

燃燒室身部的增材制造加工由西安鉑力特增材技術股份有限公司完成。根據(jù)身部的外廓尺寸,選擇BLT-S310設備進行增材制造加工,加工方式為激光選區(qū)熔化(SLM)。

身部模塊在3D打印時選擇的打印方向為自法蘭向噴管出口方向打印,如圖6所示。

圖6 打印方向示意圖Fig.6 Sketch of printing direction

在再生冷卻通道內(nèi)部,打印時無法設計支撐結構,因此針對內(nèi)部存在的平頂、大圓弧等不滿足45°原則的結構均進行了適應性處理。

對于外壁腔體及接口,雖然可以通過設計支撐來實現(xiàn)打印,但是為了減少支撐設計、進一步降低成本,外部結構也盡可能設計成滿足45°原則的狀態(tài)。

在膜進口結構中,有若干切向小孔,而SLM工藝本身屬于熱加工方式,加工完成后結構會收縮變形,不可避免地會出現(xiàn)加工偏差,為了減小該處尺寸的加工偏差,采取以下思路解決。

1)在原來模型上將小孔區(qū)域的模型切下來一部分作為試驗件模型,該模型包含數(shù)個小孔,這些小孔直徑設置不同值,下限為設計值,上限為設計值的1.5倍,并分別予以標記。

2)采用和產(chǎn)品同樣的方法生產(chǎn)該試驗件,保證生產(chǎn)流程與正式產(chǎn)品的生產(chǎn)流程完全一致,完成后測量每個小孔的實際直徑,找出最接近設計值的小孔,后續(xù)正式產(chǎn)品上的小孔均按照該小孔的預設尺寸進行設置。

通過該方法較好地解決了切向小孔的加工偏差問題。另外還對試驗件進行了剖切檢查,發(fā)現(xiàn)加工完成的小孔型面較好,未發(fā)生明顯變形。

正式產(chǎn)品的打印僅用時一周。產(chǎn)品照片如圖7所示。

圖7 身部加工后照片F(xiàn)ig.7 Body photo after processing

產(chǎn)品打印完成后進行了吹粉處理,由于內(nèi)外壁之間的內(nèi)部結構復雜,給吹粉帶來了難度,而各個腔體上都有多個接口,一定程度上給吹粉帶來了便利。

2.2 加工后檢測

加工完成后,除了進行3坐標檢測,還采用三維掃描儀對產(chǎn)品外表面進行了掃描檢測,如圖8所示,結果滿足設計要求。

圖8 三維掃描測量結果Fig.8 Results of 3D scanning and measurement

此外,針對加工質(zhì)量,采用了金相檢測、射線檢測和熒光滲透等手段進行檢測,結果表明,未發(fā)現(xiàn)超標缺陷。

為進一步確認采用增材制造工藝成型的產(chǎn)品的材料強度,在正式產(chǎn)品打印過程中,同爐同步打印了2種材料拉伸試樣,一種沿縱向打印,一種沿橫向打印,打印完成后對2種拉伸試樣進行了常溫和高溫(900 ℃)拉伸試驗。結果顯示,900 ℃下GH4169材料的屈服強度仍然超過108 MPa,檢測結果如表1所示。

表1 試樣高溫拉伸測試結果

3 燃燒室身部熱試

3.1 試驗概況

熱試前,對燃燒室身部進行了冷卻通道打壓和液流試驗。打壓試驗中,冷卻通道水壓10 MPa狀態(tài)下,10 min無泄漏,結構無變形。液流試驗中重點關注冷卻通道的流阻,因為增材制造產(chǎn)品的表面粗糙度相對較大,冷卻通道內(nèi)部又無法進行打磨處理,可能會帶來流阻的增加。液流試驗表明,在首次熱試2 kg/s的水流量工況下,對應的流阻為4 MPa,熱試試驗系統(tǒng)能夠承受。

熱試試驗中,由于試驗臺供應氣甲烷的能力最大為0.5 kg/s,因此選擇試驗工況如表2所示。

表2 燃燒室參數(shù)

首次熱試總計進行了17次點火,單次最長熱試時間20 s,熱試總時間92 s。熱試現(xiàn)場照片如圖9所示。

圖9 熱試照片F(xiàn)ig.9 Photo of hot-fire test

3.2 試驗結果

表3給出了熱試的4個典型工況。針對典型試驗工況進行傳熱計算,獲得身部結構溫度參數(shù)和冷卻劑溫升如表4所示。

表3 典型試驗工況

表4 各工況傳熱計算結果

從冷卻劑溫升對比來看,計算值和試驗值較為接近,一定程度上反映了傳熱計算的準確性。因此,之前按照傳熱計算結果進行的結構強度校核是有效的。

從多次點火后的產(chǎn)品外觀檢查來看,內(nèi)壁無明顯燒蝕現(xiàn)象(如圖10所示),表明了燃燒室身部方案設計的正確性。

圖10 熱試后產(chǎn)品照片F(xiàn)ig.10 Product photo after hot-fire test

4 結束語

本文基于增材制造技術,嘗試開展了液體火箭發(fā)動機燃燒室身部的設計加工,并進行了熱試試驗,初步驗證了增材制造技術用于燃燒室身部研制的可行性,對增材制造技術帶來的設計靈活性和設計限制有了更深入的認識,但由于目前試驗次數(shù)較少,時長較短,還難以充分驗證增材制造產(chǎn)品的可靠性,未來需要開展更多的熱試試驗來進行檢驗。