劉 俊，潘一力，李 偉，魏 燕，李 慧

(1.上海空間推進(jìn)研究所，上海 201112；2. 上?？臻g發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海 201112；3.國防科技大學(xué)，湖南 長沙 410073；4.貴研鉑業(yè)股份有限公司，云南 昆明 650106；5.上海有機(jī)化學(xué)研究所，上海 200032)

C/SiC復(fù)合材料在高能HAN發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用研究

劉 俊1，2，潘一力1，2，李 偉3，魏 燕4，李 慧5

(1.上?？臻g推進(jìn)研究所，上海 201112；2. 上?？臻g發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海 201112；3.國防科技大學(xué)，湖南 長沙 410073；4.貴研鉑業(yè)股份有限公司，云南 昆明 650106；5.上海有機(jī)化學(xué)研究所，上海 200032)

針對(duì)高能硝酸羥胺(HAN)發(fā)動(dòng)機(jī)特點(diǎn)，聯(lián)合國防科技大學(xué)與貴研鉑業(yè)股份有限公司研發(fā)了新型C/SiC復(fù)合材料身部，并進(jìn)行地面試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明， C/SiC復(fù)合材料身部結(jié)構(gòu)完好，表面HfO2基環(huán)障涂層較完整，未出現(xiàn)顯著開裂、剝落，涂層效果明顯，保證了HAN單元發(fā)動(dòng)機(jī)工作壽命。本研究為C/SiC身部在HAN單元發(fā)動(dòng)機(jī)上工程化應(yīng)用提供參考。

無毒單元推進(jìn)劑；單組元發(fā)動(dòng)機(jī)；C/SiC復(fù)合材料；環(huán)境障涂層

0 引言

無毒單元推進(jìn)劑(硝酸羥胺(HAN)、二乙酰胺銨(ADN)、過氧化氫(H2O2))和肼類推進(jìn)劑相比，具有較高性能和較低發(fā)射成本，并且能夠簡化操作，降低爆炸風(fēng)險(xiǎn)，減少對(duì)人員健康危害。因而，各國將它作為第二代單元推進(jìn)劑進(jìn)行研制，用來替代肼類推進(jìn)劑用于無毒可貯存單元發(fā)動(dòng)機(jī)。

Aerojet公司在IHPRPT項(xiàng)目支持下，1998年研制了低燃燒溫度的HAN204GLY 推進(jìn)劑(硝酸羥胺-甘氨酸-水體系，理論比沖為204 s，采用4.5 N磅衛(wèi)星發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)身部采用高溫合金，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了21次溫啟動(dòng)和累計(jì)8 000 s工作時(shí)間，可以滿足小衛(wèi)星的使用要求[1]。

從1997年開始，瑞典ECAPS空間公司開始研制 ADN基推進(jìn)劑1 N發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖235 s，外壁溫度1 600 ℃，發(fā)動(dòng)機(jī)采用了錸銥材料燃燒室，該發(fā)動(dòng)機(jī)在2009年在PRSIMA(棱鏡)衛(wèi)星上進(jìn)行了搭載演示飛行試驗(yàn)[2]。

2012年8月，NASA 啟動(dòng)綠色推進(jìn)劑飛行演示任務(wù)(GPIM)，主要演示Aerojet公司的HAN基發(fā)動(dòng)機(jī)。22 N發(fā)動(dòng)機(jī)采用錸銥材料燃燒室，預(yù)計(jì)2017年底飛行[3]。

1999年開始，上海空間推進(jìn)研究所進(jìn)行中能HAN基發(fā)動(dòng)機(jī)的研究。經(jīng)過十多年的研究，獲得大量的成果，在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)熱溫度、發(fā)動(dòng)機(jī)壽命等方面處于國際先進(jìn)水平[4-6]。目前中能HAN基發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)進(jìn)入型號(hào)應(yīng)用階段，從2013年開始，上?？臻g推進(jìn)研究所的預(yù)先研究轉(zhuǎn)向高能HAN基發(fā)動(dòng)機(jī)研究。

國內(nèi)外從上世紀(jì)九十年代開始研究無毒單元發(fā)動(dòng)機(jī)，經(jīng)過二十年發(fā)展，HAN基發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)是由比沖逐漸提高，推進(jìn)劑理論燃燒溫度也在提高，國外高性能發(fā)動(dòng)機(jī)采用錸銥材料作為燃燒室，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)價(jià)格相當(dāng)昂貴。C/SiC復(fù)合材料具有低密度、高強(qiáng)度、耐高溫、耐化學(xué)腐蝕、耐燒蝕等特點(diǎn),在HAN基發(fā)動(dòng)機(jī)上具有較好應(yīng)用前景。上?？臻g推進(jìn)研究所和國防科大合作，開展了新型C/SiC復(fù)合材料在高能HAN發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用研究。

1 C/SiC復(fù)合材料身部國內(nèi)外應(yīng)用研究進(jìn)展

C/SiC復(fù)合材料是近年來發(fā)展較快的一種陶瓷基復(fù)合材料。這種材料具有低密度、高強(qiáng)度、耐高溫、耐化學(xué)腐蝕、耐燒蝕等特點(diǎn)，國內(nèi)外已經(jīng)針對(duì)其作為發(fā)動(dòng)機(jī)身部材料應(yīng)用展開廣泛研究。

美國Fiber Materials，Inc.成功制備出固體導(dǎo)彈用C/SiC復(fù)合材料姿軌控火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。點(diǎn)火試車時(shí)火焰溫度為2 000 ℃，最大工作壓力達(dá)到17 MPa，平均工作壓力為6.64 MPa。完成8.11 s試車考核[4]。

日本采用CVI+PIP工藝制備出C/SiC復(fù)合材料推力室，并進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)。試車時(shí)推進(jìn)劑為四氧化二氮/甲基肼，推力室壁溫最高為1 424 ℃，復(fù)合材料推力室成功通過4個(gè)循環(huán)熱試車，最長工作時(shí)間為22 s[5]。

歐洲EADS ST公司與法國SEP公司合作研制的C/SiC復(fù)合噴管在1 900 ℃環(huán)境溫度下地面熱試車時(shí)間達(dá)到9 000 s。在此基礎(chǔ)上，EADS ST將C/SiC復(fù)合材料作為正在大力研制的新一代500 N遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)(EAM)噴管主方案，燃燒室設(shè)計(jì)壓力為1.0 MPa，設(shè)計(jì)比沖為325 s，設(shè)計(jì)工作時(shí)間為10.5 h，服役時(shí)間15年。

國防科技大學(xué)采用PIP工藝在國內(nèi)率先研制出了高性能的C/SiC復(fù)合材料噴管，在上?？臻g推進(jìn)研究所的MMH/NTO雙元發(fā)動(dòng)機(jī)上得到成功應(yīng)用。目前，國防科技大學(xué)已開發(fā)出多品種、多規(guī)格的C/SiC復(fù)合材料噴管，產(chǎn)品性能達(dá)到國際先進(jìn)水平，滿足了不同應(yīng)用領(lǐng)域的需求。

如上所述，C/SiC復(fù)合材料在雙元發(fā)動(dòng)機(jī)上已經(jīng)開展過廣泛應(yīng)用。由于HAN發(fā)動(dòng)機(jī)在燃燒過程中產(chǎn)生強(qiáng)氧化性氣氛并伴隨以高溫水蒸汽，因此需要設(shè)計(jì)針對(duì)HAN單元發(fā)動(dòng)機(jī)的新型高溫抗氧化耐燒蝕身部材料。

2008年開始，Ultramet公司在NASA SBIR項(xiàng)目第一階段支持下針對(duì)HAN基單元推進(jìn)劑開發(fā)出C/ZrC-SiC復(fù)合材料燃燒室，已經(jīng)采用HAN基推進(jìn)劑進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車，見圖1(a)。NASA的Glenn中心采用H2/O2推進(jìn)劑對(duì)Ultramet公司的復(fù)合材料燃燒室進(jìn)行耐高溫能力驗(yàn)證試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)最高溫度超過2 400 ℃，驗(yàn)證了復(fù)合材料推力室具有較強(qiáng)的抗氧化和耐高溫能力，見圖1(b)。

2015年，NASA的SBIR II階段繼續(xù)對(duì)Ultramet公司進(jìn)行支持，利用Ultramet公司成熟的熔體滲透處理技術(shù)研發(fā)445 N力低成本輕質(zhì)高性能HAN基單元發(fā)動(dòng)機(jī)CMC燃燒室，用于機(jī)器人科學(xué)任務(wù)，并期望實(shí)現(xiàn)燃燒室長時(shí)間連續(xù)工作。Ultramet公司已經(jīng)開發(fā)出采用薄壁塑性銥/錸材料為內(nèi)襯，碳/碳材料為支承結(jié)構(gòu)外壁的復(fù)合材料燃燒室(圖2)，已采用NTO/MMH推進(jìn)劑進(jìn)行了熱點(diǎn)火測(cè)試，下一步進(jìn)行HAN基推進(jìn)劑進(jìn)行試驗(yàn)。

2010年，美國Sienna公司與Moog-ISP公司合作，采用難熔金屬-陶瓷功能梯度材料(Functionally Graded Material ，F(xiàn)GM)研制HAN基單元發(fā)動(dòng)機(jī)推力室。FGM材料采用薄壁的難熔金屬為內(nèi)殼，陶瓷復(fù)合材料為結(jié)構(gòu)層，可以較好地綜合難熔金屬和陶瓷的各自優(yōu)點(diǎn)。燃燒室在具有整體式難熔金屬燃燒室高強(qiáng)度、長壽命以及高抗氧化性的同時(shí)，其密度大大降低，可低至3 g/cm3。陶瓷殼壁不僅作為燃燒室內(nèi)壁的支承結(jié)構(gòu)，同時(shí)有絕熱的作用，使燃?xì)鉄崮鼙M可能地轉(zhuǎn)換為推力，而不是輻射掉。FGM材料具有在一定的空間方向上連續(xù)變化的特點(diǎn)如圖3所示。

與傳統(tǒng)復(fù)合材料相比，F(xiàn)GM材料有如下優(yōu)勢(shì):①將FGM用作界面層來連接不相容的兩種材料,可以大大地提高粘結(jié)強(qiáng)度;②將FGM用作涂層和界面層可以減小殘余應(yīng)力和熱應(yīng)力;③將FGM用作涂層和界面層可以消除連接材料中界面交叉點(diǎn)以及應(yīng)力自由端點(diǎn)的應(yīng)力奇異性;④用FGM代替?zhèn)鹘y(tǒng)的均勻材料涂層,既可以增強(qiáng)連接強(qiáng)度也可以減小裂紋驅(qū)動(dòng)力。

2010年，美國Sienna公司與Moog-ISP公司合作，采用FGM材料研制HAN基單元發(fā)動(dòng)機(jī)推力室，分析認(rèn)為該材料可承受AF-M315E單元推進(jìn)劑2 000 ℃以上燃?xì)猸h(huán)境，后續(xù)將進(jìn)一步調(diào)控該FGM的材料性能，以提高機(jī)械強(qiáng)度和熱穩(wěn)定性，并進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)試車考核。

2 推進(jìn)劑情況介紹

本次試驗(yàn)采用中科院上海有機(jī)所研制的硝酸羥胺(HAN)基推進(jìn)劑GN51，采用一維平衡流噴管計(jì)算軟件ODE[7]對(duì)該推進(jìn)劑進(jìn)行了計(jì)算，如圖4所示。從圖中可以看出，推進(jìn)劑的理論真空比沖Isv=2 645.01 N·s/kg(270 s)，理論燃燒溫度2 072 K(1 799 ℃)，理論特征速度為1 437 m/s，推進(jìn)劑完全燃燒后的主要產(chǎn)物為55.5%的H2O，38.2%的N2，4.8%的CO2，1%的H2和0.5%的CH4。推進(jìn)劑的中間產(chǎn)物還包含N2O，NO2和HNO3等。

3 新型HAN發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料身部制備研究

2013年，國防科技大學(xué)研制的C/SiC復(fù)合材料擋板搭載HAN發(fā)動(dòng)機(jī)中進(jìn)行了熱試車考核。試車后擋板出現(xiàn)了涂層剝離導(dǎo)致基體裸露現(xiàn)象，如圖5所示。分析主要原因是：①發(fā)動(dòng)機(jī)嚴(yán)重的熱沖擊和燃?xì)鉀_刷導(dǎo)致?lián)醢灞砻鍿iC涂層剝落；②高溫燃?xì)馐紫葘iC涂層氧化成SiO2，在高溫水條件下，SiO2和水反應(yīng)生成揮發(fā)性產(chǎn)物(Si(OH)4)而流失[8]。因此，需要對(duì)復(fù)合材料表面涂層設(shè)計(jì)進(jìn)行改進(jìn)，提高涂層的抗沖刷和抗水蝕的能力，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)使用要求[9]。

針對(duì)試車結(jié)果，國防科技大學(xué)聯(lián)合貴研鉑業(yè)股份有限公司開展C/SiC復(fù)合材料表面耐高溫水氧腐蝕環(huán)境障涂層(EBC)技術(shù)研究，設(shè)計(jì)了以HfO2、稀土氧化物等非硅酸鹽類金屬氧化物為主的多層復(fù)合結(jié)構(gòu)涂層(如圖6所示)，綜合應(yīng)用多種制備工藝，實(shí)現(xiàn)在復(fù)雜型面燃燒室表面的整體涂層，制備出試車用復(fù)合材料身部。

4 5 N發(fā)動(dòng)機(jī)試車情況

試車用發(fā)動(dòng)機(jī)頭部由上海空間推進(jìn)研究所研制的，頭部采用高溫合金和不銹鋼材料，催化床采用前床和后床設(shè)計(jì)。頭身采用螺栓活連接。

2015年6月和12月，上?？臻g推進(jìn)研究進(jìn)行了兩輪復(fù)合材料高能發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車。試驗(yàn)入口壓力1.6-2.5 MPa，發(fā)動(dòng)機(jī)試車程序包含5 s，10 s和50 s等穩(wěn)態(tài)工作程序和0.04 s (on)/0.5 s (off)，0.06 s (on)/0.5 s (off)和0.1 s (on)/0.5 s(off)等十幾種脈沖形式。外部采用加熱絲進(jìn)行加熱，預(yù)熱溫度為200 ℃。發(fā)動(dòng)機(jī)試車時(shí)照片如圖7所示。

5 試車后材料分析

5.1 外形分析

試車前后身部和擋板如圖8和圖9所示。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，擋板和身部材料宏觀上無變化，結(jié)構(gòu)完好，未出現(xiàn)明顯的燒蝕和破壞。

5.2 物相組成分析

為了分析C/SiC復(fù)合材料在熱試車后微觀變化情況，采用SEM對(duì)試車后身部的內(nèi)型面微觀形貌進(jìn)行表征，采用EDS能譜對(duì)元素組成進(jìn)行分析。試車后身部的微觀形貌如圖10所示。

可以看出，復(fù)合材料身部內(nèi)型面完好，無顯著破壞燒蝕現(xiàn)象，表面顏色沿燃?xì)饬鲃?dòng)方向逐漸加深。顯微分析顯示，HfO2基EBC涂層完好，僅出現(xiàn)少量微裂紋，沿催化床段-燃燒室段-喉部方向，涂層的粗糙度逐漸增加，在喉部達(dá)到最大，表明高溫、高速燃?xì)庠诖颂帉?duì)涂層的沖刷最強(qiáng)，但涂層與C/SiC復(fù)合材料基材的結(jié)合強(qiáng)度較高，抗熱沖擊性能良好，無明顯剝落，較好的保護(hù)了底層C/SiC復(fù)合材料不受燃?xì)馇治g。

對(duì)身部催化床內(nèi)表面的能譜分析表明(圖11)，表面主要成分為Hf,O以及極少量的Al和Ir等催化劑元素，表明HfO2基EBC涂層在HAN基發(fā)動(dòng)機(jī)高溫、高水氧腐蝕性燃?xì)庵械幕瘜W(xué)穩(wěn)定性較好，未發(fā)生明顯退化，能夠阻擋燃?xì)鈱?duì)底層復(fù)合材料基材的腐蝕。

6 總結(jié)與展望

通過復(fù)合材料身部在高能發(fā)動(dòng)機(jī)上試驗(yàn)研究，對(duì)陶瓷基復(fù)合材料在HAN基高推進(jìn)劑燃?xì)猸h(huán)境中的服役性能有了清晰的認(rèn)識(shí)：①陶瓷基復(fù)合材料身部通過了熱試車考核，結(jié)構(gòu)完好，喉部無明顯燒蝕；②發(fā)動(dòng)機(jī)試車后，C/SiC復(fù)合材料及表面環(huán)障涂層的微觀結(jié)構(gòu)及物相組成無明顯變化。未來將進(jìn)行復(fù)合材料身部進(jìn)一步優(yōu)化，并進(jìn)行高空試車考核復(fù)合材料HAN發(fā)動(dòng)機(jī)在真空條件下的性能，為復(fù)合材料在HAN發(fā)動(dòng)機(jī)上的工程化應(yīng)用打下基礎(chǔ)。

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Research on application of C/SiC composite in high-energy HAN-based thruster

LIU Jun1，2，PAN Yili1，2，LI Wei3，WEI Yan4，LI Hui5

(1. Shanghai Institute of Space Propulsion，Shanghai 201112，China;2. Shanghai Engineering Research Center of Space Engine，Shanghai 201112，China;3. National University of Defense Technology，Changsha 410073，China;4. Sino-Platinum Metals Co. Ltd.，Kunming 650106，China;5. Shanghai Institute of Organic Chemistry，Shanghai 200032，China)

According to the characteristics of the high-energy Hydroxylammonium Nitrate (HAN) thruster，a novel carbon fiber reinforced silicon carbide composite (C/SiC) thruster chamber was developed and the ground hot fire test was carried out.The test result shows that the C/SiC composite chamber works well during the tests，the HfO2-based environmental barrier coating (EBC) on the chamber is intact，and there is no significant crack or spallation on it，which protects the composite against the corrosion of the combustion gases of the engine.This study provides a reference for the engineering application of C/SiC thruster chamber in HAN thruster.

nontoxic monopropellant; monopropellant engine; C/SiC composite; environmental barrier coating

V25-34

A

1672-9374(2017)05-0063-06

2016-11-07；

2017-04-17

國家863計(jì)劃資助項(xiàng)目(2015AA7023023)

劉俊(1971—)，男，高級(jí)工程師，研究領(lǐng)域?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)

(編輯：陳紅霞)