倪江濤，隋 陽(yáng)，劉 涵，陳 帥，李東來(lái)

（1. 首都航天機(jī)械有限公司，北京，100076；2. 北京航天長(zhǎng)征科技信息研究所，北京，100076）

0 引 言

航天發(fā)動(dòng)機(jī)作為運(yùn)載火箭的心臟，是決定進(jìn)入太空能力的重要環(huán)節(jié)。為滿(mǎn)足空間技術(shù)的飛速發(fā)展，航天動(dòng)力產(chǎn)品一方面朝著整體化、輕量化和高可靠的方向發(fā)展，另一方面，為適應(yīng)商業(yè)競(jìng)爭(zhēng)新態(tài)勢(shì)，需大幅降低發(fā)動(dòng)機(jī)研制周期和成本。通過(guò)采用增材制造技術(shù)實(shí)現(xiàn)航天發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)雜整體構(gòu)件制造，以降低研制成本和周期，已成為國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)。

本文針對(duì)面向增材制造的航天動(dòng)力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)、工藝開(kāi)發(fā)、無(wú)損檢測(cè)等方面進(jìn)行介紹，總結(jié)目前增材制造技術(shù)在航天動(dòng)力系統(tǒng)中的應(yīng)用研究情況。

1 面向增材制造的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

基于傳統(tǒng)工藝設(shè)計(jì)的渦輪泵殼體、噴注器等復(fù)雜發(fā)動(dòng)機(jī)部件，如果僅僅是簡(jiǎn)單的將多個(gè)零件合為一個(gè)，采用增材制造工藝成形，雖然減少了焊縫數(shù)量，但并不能最大限度地發(fā)揮增材制造技術(shù)的優(yōu)勢(shì)。這是因?yàn)榛趥鹘y(tǒng)工藝設(shè)計(jì)的零件，沒(méi)有充分考慮增材制造的受幾何形狀約束小、性能高等優(yōu)點(diǎn)。為最大限度提高復(fù)雜構(gòu)件性能，需根據(jù)增材制造工藝特點(diǎn)，研發(fā)復(fù)雜構(gòu)件整體化、功能結(jié)構(gòu)一體化的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。

美國(guó)NASA 針對(duì)航天發(fā)動(dòng)機(jī)噴注器開(kāi)展了結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，不僅實(shí)現(xiàn)了噴注器的一體化設(shè)計(jì)，同時(shí)針對(duì)噴注器的局部特征結(jié)構(gòu)進(jìn)行了面向增材制造的設(shè)計(jì)（Design for Additive Manufacturing，DfAM），內(nèi)部懸臂部位實(shí)現(xiàn)了自支撐優(yōu)化設(shè)計(jì)，解決了噴注器一體化設(shè)計(jì)后內(nèi)部支撐無(wú)法去除的難題，最終實(shí)現(xiàn)噴注器由100 多個(gè)零件集成為2 個(gè)零件（見(jiàn)圖1），研制周期由6 個(gè)月縮短為1 個(gè)月。

圖1 NASA 航天發(fā)動(dòng)機(jī)噴注器設(shè)計(jì)方案對(duì)比Fig.1 The Design Comparison of Injector in NASA

航天發(fā)動(dòng)機(jī)一般采用再生冷卻推力室，內(nèi)部含密排內(nèi)流道結(jié)構(gòu)。為了實(shí)現(xiàn)冷卻效率的最大化，同時(shí)滿(mǎn)足制造工藝的約束限制，NASA 針對(duì)增材制造推力室流道截面形狀開(kāi)展了優(yōu)化設(shè)計(jì)研究（見(jiàn)圖2），流道截面涵蓋了傳統(tǒng)的矩形以及新式的圓形、橢圓形、半圓形等形狀，為基于增材制造的一體化推力室設(shè)計(jì)、制造奠定了基礎(chǔ)。

圖2 一體化冷卻流道截面結(jié)構(gòu)Fig.2 Examples of Various Integrated Channel Wall Structures

德國(guó)軟件企業(yè)Hyperganic 開(kāi)發(fā)了一種面向增材制造的體素級(jí)設(shè)計(jì)軟件，通過(guò)算法實(shí)現(xiàn)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室建模過(guò)程的數(shù)字進(jìn)化，進(jìn)化過(guò)程中將生成數(shù)百種變體模型，算法對(duì)這些模型進(jìn)行物理仿真驗(yàn)證，篩選出最適合的模型（見(jiàn)圖3），最終創(chuàng)建結(jié)構(gòu)-功能一體化的仿生結(jié)構(gòu)推力室。

圖3 Hyperganic 智能算法設(shè)計(jì)的推力室Fig.3 Hyperganic Prototype Rocket Nozzle

2 航天動(dòng)力系統(tǒng)增材制造工藝開(kāi)發(fā)

2.1 推力室增材制造

美國(guó)航天技術(shù)公司Launcher 一直致力于將增材制造技術(shù)用于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)。2020 年，該公司采用EOS 開(kāi)發(fā)的M4K 型3D 打印機(jī)（450 mm×450 mm×1000 mm），完成了E-2 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)全尺寸鉻鋯銅合金推力室的研制，高達(dá)1 m，是迄今為止世界上最大的單一組成部分增材制造推力室。

圖4 Launcher 公司增材制造的銅合金推力室Fig.4 The Copper Thruster Developed by Launcher

NASA 馬歇爾航天飛行中心（Marshall Space Flight Center，MSFC）主導(dǎo)開(kāi)展低成本上面級(jí)推進(jìn)（Low Cost Upper Stage Propulsion，LCUSP）項(xiàng)目研究，研發(fā)人員開(kāi)發(fā)了增材制造專(zhuān)用的導(dǎo)熱性好、高溫蠕變性能與強(qiáng)度 優(yōu) 異 的 析 出 強(qiáng) 化 GRCop-84 鉻 鈮 銅（Cu-8at.%Cr-4at.%Nb），采用激光選區(qū)熔化成形技術(shù)（Selective Laser Melting，SLM）研制了GRCop-84 鉻鈮銅和C18150 鉻鋯銅推力室身部（見(jiàn)圖5），并進(jìn)行了熱試車(chē)考核試驗(yàn)（見(jiàn)圖6），GRCop-84 銅合金推力室身部和C18150 鉻鋯銅推力室身部分別累積進(jìn)行了2365 s 和1443 s 的考核試驗(yàn)，未發(fā)生失效。

圖5 SLM 成形的GRCop-84 身部（左）與C18150 身部（右）Fig.5 SLMed Combustion Chamber: GRCop-84 (left) and C18150 (right)

圖6 GRCop-84 身部（左）與C18150 身部（右）熱試車(chē)Fig.6 Hot-fire Testing of SLMed Combustion Chamber:GRCop-84 (left) and C18150 (right)

2018 年，NASA 啟動(dòng)了LCUSP 項(xiàng)目的后繼項(xiàng)目，即快速分析和制造推進(jìn)技術(shù)項(xiàng)目（Rapid Analysis and Manufacturing Propulsion Technology，RAMPT），該項(xiàng)目的核心技術(shù)之一是開(kāi)發(fā)雙金屬燃燒室增材制造技術(shù)。在 RAMPT 項(xiàng)目的支持下，研發(fā)人員開(kāi)發(fā)了GRCop42 鉻鈮銅（Cu-4at.%Cr-2at.%Nb），強(qiáng)度與GRCop84 相當(dāng)，但具有更高的導(dǎo)熱率。圖7 為SLM成形的不同結(jié)構(gòu)的GRCop42 銅合金推力室內(nèi)壁。同時(shí)，RAMPT 項(xiàng)目對(duì)比研究了冷噴涂、激光同軸送粉熔化沉積（BP-DED）、電子束送絲增材制造（EBF）等技術(shù)成形銅合金-高溫合金雙金屬結(jié)構(gòu)的可行性（見(jiàn)圖8）。

圖7 SLM 成形的不同推力GRCop42 銅合金推力室Fig.7 SLMed Copper Thruster with Different Forces

圖8 SLM 成形的不同推力GRCop42 銅合金推力室Fig.8 SLMed Copper Thruster with Different Forces

2.2 噴管增材制造

噴管是發(fā)動(dòng)機(jī)核心部件，一般采用再生冷卻夾層流道結(jié)構(gòu)。針對(duì)SLM 技術(shù)難以成形大尺寸噴管延伸段的難題，NASA 提出了一種復(fù)合增材制造方案：電弧熔絲增材制造成形內(nèi)壁，銑切溝槽，然后激光熔絲直接成形外壁（Laser Wire Direct Closeout，LWDC）?；贛IG 熱源電弧熔絲增材制造的噴管內(nèi)壁，相較于傳統(tǒng)的鍛造板材+旋壓的生產(chǎn)方式，其具有更高的生產(chǎn)效率，目前已完成了Inconel 625 和Haynes 230溝槽內(nèi)壁毛坯件的研制。電弧增材的內(nèi)壁毛坯件內(nèi)外表面精加工后，采用磨料水射流銑削的方法制備溝槽，再通過(guò)LWDC 技術(shù)直接沉積外壁，如圖9 所示。產(chǎn)品通過(guò)了9 次880 s 點(diǎn)火實(shí)驗(yàn)，測(cè)試期間狀態(tài)良好，無(wú)異常情況，驗(yàn)證了技術(shù)方案和產(chǎn)品的可靠性。

圖9 噴管復(fù)合制造流程Fig.9 Combined Manufacturing of Nozzle

在RAMPT 項(xiàng)目的支持下，NASA 研究人員開(kāi)展了整體噴管的激光送粉沉積（BP-DED）技術(shù)研究，成功試制了帶冷卻流道的整體噴管（Φ1016 mm×965 mm，見(jiàn)圖10），經(jīng)結(jié)構(gòu)光檢測(cè)，噴管尺寸精度達(dá)到0.5 mm。此外，研究人員還開(kāi)展了激光粉末床增材（L-PBF）GRCop-42 推力室與激光送粉沉積（BP-DED）HR-1噴管復(fù)合制造工藝研究（見(jiàn)圖11），該方案由于省去了集合器等結(jié)構(gòu)，有望實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)一步減重。

圖10 激光送粉沉積整體噴管（Φ1016mm×965mm）Fig.10 Integral Channel BP-DED Nozzle

圖11 L-PBF 推力室/BP-DED 噴管復(fù)合制造Fig.11 Coupled BP-DED Nozzle with L-PBF Chamber Development

3 增材制造航天發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)損檢測(cè)

航天發(fā)動(dòng)機(jī)類(lèi)產(chǎn)品結(jié)構(gòu)復(fù)雜，集成化設(shè)計(jì)后常規(guī)檢測(cè)方法難以實(shí)現(xiàn)100%檢測(cè)，存在較多的檢測(cè)盲區(qū)，特別是針對(duì)密排內(nèi)流道結(jié)構(gòu)，其內(nèi)部質(zhì)量、表面粗糙度等方面需要探索新的檢測(cè)技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)有效可靠檢測(cè)。NASA 針對(duì)航天發(fā)動(dòng)機(jī)推力室內(nèi)流道結(jié)構(gòu)開(kāi)展了結(jié)構(gòu)光掃描、工業(yè)CT 掃描等無(wú)損檢測(cè)技術(shù)研究（見(jiàn)圖12）。

圖12 推力室無(wú)損檢測(cè)Fig.12 Non-destructive Testing of Thruster

通過(guò)結(jié)構(gòu)光掃描可以對(duì)推力室增材制造的不同階段（成形、熱處理、線切割等）進(jìn)行外形輪廓檢測(cè)記錄，分析推力室整個(gè)制造流程中的變形規(guī)律。通過(guò)工業(yè)CT 可以對(duì)推力室內(nèi)部質(zhì)量以及流道截面形狀進(jìn)行有效檢測(cè)。

4 結(jié)束語(yǔ)

增材制造技術(shù)在新一代航天動(dòng)力系統(tǒng)的研制過(guò)程中發(fā)揮了重要作用，極大地推動(dòng)了航天發(fā)動(dòng)機(jī)噴注器、推力室、噴管等產(chǎn)品的整體化、輕量化進(jìn)程，目前仍需系統(tǒng)、深入開(kāi)展基于增材制理念的航天發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、材料及工藝開(kāi)發(fā)、質(zhì)量檢測(cè)評(píng)估等方面的研究，建立成熟的“設(shè)計(jì)-材料-工藝-檢測(cè)-標(biāo)準(zhǔn)”體系，為增材制造技術(shù)在航天動(dòng)力系統(tǒng)中的廣泛應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。