陳銳達,徐 輝,陳泓宇,王世成,關(guān) 亮,金廣明

(1.上海空間推進研究所,上海 201112;2.上?？臻g發(fā)動機工程技術(shù)研究中心,上海 201112)

0 引言

載人天地往返運輸能力是衡量一個國家載人航天能力的標(biāo)志,為進一步提高自由進出空間的水平,我國正積極開展新一代載人飛船研制,以滿足載人登月等載人深空探測的任務(wù)需求[1-6]。新一代載人飛船推進系統(tǒng)采用軌姿控統(tǒng)一供應(yīng)的恒壓、擠壓式低室壓雙組元推進系統(tǒng),具有系統(tǒng)簡單可靠的突出特點,采用常規(guī)的N2O4/甲基肼自燃推進劑組合[7]?？臻g軌控發(fā)動機為新一代載人飛船軌道機動、發(fā)射逃逸、應(yīng)急救生提供力和控制力矩,是推進系統(tǒng)最重要的組成部分之一,直接影響航天器設(shè)計水平和任務(wù)效益。

美國和歐洲國家均已在常規(guī)自燃推進劑體系下研制了低室壓噸級空間液體火箭發(fā)動機,并完成了飛行任務(wù),燃燒室壓力不超過1.1 MPa。20世紀(jì)60年代,美國為載人登月工程研制了航天飛機軌道機動發(fā)動機和登月艙下降級、上升級發(fā)動機[8-10]。航天飛機軌道機動發(fā)動機真空推力為26.7 kN,推進劑為N2O4/甲基肼,額定混合比為1.65,噴管面積比為72,真空比沖為313 s,后于2022年繼續(xù)用作阿爾特彌斯載人登月計劃中獵戶座載人飛船主發(fā)動機[11],順利完成繞月飛行任務(wù)。登月艙下降級、上升級發(fā)動機真空推力分別為43.7 kN和15.6 kN[12-13],推進劑為N2O4/混肼50,額定混合比為1.60,真空比沖分別為305 s和310 s。20世紀(jì)80年代,德國MBB公司研制了Ariane5運載火箭上面級的主發(fā)動機[14-15],真空推力為27.5 kN,噴管面積比為84,為提高工作性能,采用高額定混合比2.05的設(shè)計,推進劑為N2O4/甲基肼,真空比沖達到了324 s。

我國自21世紀(jì)初期開展了5 kN、10 kN低室壓空間液體火箭發(fā)動機的研制工作[16-18],以滿足上面級航天器以及新型太空任務(wù)的飛行需求,燃燒室壓力約1.0 MPa,身部燃燒室均采用再生冷卻方案以保證工作可靠性,額定混合比為1.65,具備大角度雙向搖擺能力,并完成了熱試車驗證。5 kN發(fā)動機真空比沖達到了307～308 s,于2018年成功完成首飛任務(wù)[19],在軌累計點火1 034 s。10 kN發(fā)動機完成了多輪試車,真空比沖由305 s提高至315 s以上。

我國現(xiàn)有空間液體火箭發(fā)動機推力偏低,無法滿足新一代載人登月飛船動力系統(tǒng)的要求,因此在前期技術(shù)積累的基礎(chǔ)上開展了1.5 tf液體火箭發(fā)動機的研制。推力量級增大后,發(fā)動機出口直徑和軸向長度均會增大,需承受大承載、大應(yīng)力、超高溫、強烈振動、劇烈沖刷和富氧環(huán)境等惡劣工況。同時必須解決冷卻面積大、相對冷卻流量小等問題,給噴注器燃燒組織和可靠冷卻帶來了新的技術(shù)難題。而且再生冷卻身部結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜,采用傳統(tǒng)的機械加工和焊接的組合工藝方法制造難度大,生產(chǎn)周期長,因此必須開展設(shè)計和工藝的聯(lián)合技術(shù)攻關(guān)。

針對新一代載人飛船推進系統(tǒng)的動力需求,開展了1.5 tf液體火箭發(fā)動機的方案深化論證和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)。目前,初步突破了高性能穩(wěn)定燃燒和可靠冷卻、再生冷卻身部一體化增材制造、大尺寸復(fù)合材料噴管成形和連接等關(guān)鍵技術(shù),發(fā)動機通過了地面熱試車和高空模擬熱試車驗證,獲得了工作性能參數(shù),驗證了多次點火可靠性和熱防護措施可行性,主要技術(shù)指標(biāo)滿足設(shè)計要求。本文簡要介紹了發(fā)動機采用的主要技術(shù)方案和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)情況。

1 發(fā)動機技術(shù)方案

通過發(fā)動機結(jié)構(gòu)和性能、任務(wù)適應(yīng)性、壽命和可靠性、質(zhì)量以及研制試驗成本綜合分析,1.5 tf液體火箭發(fā)動機采用再生冷卻方案,整體結(jié)構(gòu)外觀如圖1所示,推進劑為N2O4/甲基肼,主要設(shè)計參數(shù)如表1所示。發(fā)動機由1臺推力室、2臺推進劑控制閥組成,推進劑控制閥安裝在頭部兩側(cè),控制推進劑通道的開啟和關(guān)閉,實現(xiàn)發(fā)動機的點火和關(guān)機,發(fā)動機與推進系統(tǒng)通過“螺栓—法蘭”轉(zhuǎn)接架連接,推力室包括頭部、再生冷卻身部和噴管延伸段。

表1 發(fā)動機設(shè)計參數(shù)

圖1 發(fā)動機整體結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic diagram of engine structure

為滿足大流量、低流阻和可靠密封的要求,推進劑控制閥采用雙密封頂桿聯(lián)動的氣動電磁閥方案[20]。氣動電磁閥由氣路導(dǎo)閥和液路主閥組成,通過氣路導(dǎo)閥的開合帶動液路主閥進行開合。

發(fā)動機工作時,電磁閥氣路導(dǎo)閥通電開啟,控制氣從進氣口進入,在控制氣壓力的連續(xù)作用下,電磁閥處于開啟狀態(tài)。氧化劑通過頭部上方中心流道經(jīng)過緩沖區(qū)直接進入頭部容腔,燃料流經(jīng)身部再生冷卻槽道后進入頭身連接集液環(huán),再經(jīng)徑向流道均勻分布到各噴注孔進入燃燒室,兩種推進劑組元撞擊對撞擊、霧化、燃燒,產(chǎn)生高溫高壓燃氣,經(jīng)噴管延伸段膨脹做功產(chǎn)生推力。當(dāng)電磁閥氣路導(dǎo)閥斷電關(guān)閉,控制氣從排氣口排出,液路主閥關(guān)閉。

通過兩路氣動電磁閥的通電時序控制氧化劑、燃料進入燃燒室的順序,實現(xiàn)發(fā)動機的平穩(wěn)啟動。

2 關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)

2.1 高性能穩(wěn)定燃燒和可靠冷卻技術(shù)

為了達到高比沖的性能指標(biāo)要求,主要通過提高理論真空比沖、燃燒效率等途徑優(yōu)化推力室設(shè)計參數(shù)。理論真空比沖根據(jù)推力室熱力學(xué)計算獲得,計算中假設(shè)噴管延伸段中的流動為一維定熵過程,化學(xué)反應(yīng)與流動狀態(tài)服從平衡流模型,采用最小吉布斯自由能方法求解化學(xué)平衡方程。當(dāng)混合比一定時,發(fā)動機的理論真空比沖隨噴管面積比的增大而增大。燃燒室壓力的改變對理論比沖的影響較小,較高的燃燒室壓力可以縮小發(fā)動機的結(jié)構(gòu)尺寸,但是對推進系統(tǒng)提供的發(fā)動機入口壓力要求更高。

1.5 tf再生冷卻發(fā)動機用于低壓推進系統(tǒng),在入口壓力的限制下,燃燒室壓力不能過高。同時,受結(jié)構(gòu)尺寸和總體布局限制,發(fā)動機的噴管面積比也有限,面積比為80 ∶1。在發(fā)動機結(jié)構(gòu)尺寸受限條件下,需通過提高燃燒效率實現(xiàn)高性能工作,同時保證燃燒穩(wěn)定和可靠冷卻,為此,設(shè)計上主要采取了以下措施。

1)采用直流互擊式噴注器方案,多圈同心圓分布,具有結(jié)構(gòu)簡單、燃燒穩(wěn)定性較好和易于集流等優(yōu)點,通過迭代計算優(yōu)化中心區(qū)噴霧場以及流道設(shè)計,噴霧場霧化照片如圖2所示。

圖2 噴注器霧化場照片F(xiàn)ig.2 Image of injector atomization field

2)采用少量自擊對,優(yōu)化噴霧場流強分布,同時起到液相分區(qū)穩(wěn)定燃燒作用。

3)噴霧場采用“陡駝峰”式流強分布,沿噴注器半徑方向的中間位置流強最強,利于燃燒穩(wěn)定性控制。

4)頭部設(shè)置聲腔結(jié)構(gòu),抑制不穩(wěn)定燃燒產(chǎn)生。

5)實施少量液膜冷卻確保身部冷卻可靠,同時保護噴注器面不被燒蝕。由于燃料可形成還原性介質(zhì)環(huán)境,保護壁面不與高溫富氧燃氣直接接觸,因此選擇燃料作為冷卻劑從噴注器邊區(qū)以一定角度噴向身部內(nèi)壁面,鋪展形成貼壁液膜,實現(xiàn)主動熱防護。

再生冷卻身部是實現(xiàn)發(fā)動機長壽命工作的關(guān)鍵部件,內(nèi)壁冷卻通道的結(jié)構(gòu)和尺寸設(shè)計決定了身部熱防護的效果,實物外觀如圖3所示。身部采用等肋寬的薄壁溝槽結(jié)構(gòu)。發(fā)動機燃燒室壓力較低,冷卻面積較大,冷卻流量有限,因此在不同槽寬處采用了集液環(huán)槽進行分區(qū),加強冷卻劑的均勻分配。同時,身部入口段冷卻槽道結(jié)構(gòu)形式的限制會導(dǎo)致入口段流阻過大。

圖3 再生冷卻身部實物Fig.3 Regeneration cooling body

通過流動特性仿真多輪迭代計算,對身部冷卻槽道入口位置結(jié)構(gòu)進行了優(yōu)化設(shè)計,圖4給出了冷卻槽道各個出口流量分布情況,可以發(fā)現(xiàn)整體分布均勻性良好。

圖4 身部冷卻槽道出口流量分布仿真結(jié)果Fig.4 Simulation curve of flow distribution at the exit of body cooling channel

由于氧化劑N2O4飽和蒸氣壓較燃料甲基肼高,容易氣化,且為了便于邊區(qū)燃料液膜冷卻流道結(jié)構(gòu)設(shè)計,因此采用燃料作為冷卻劑。

冷卻劑在再生冷卻槽道內(nèi)的溫升取決于身部燃燒室內(nèi)燃氣向室壁的傳熱,而這種傳熱絕大部分是靠強制對流實現(xiàn)的,燃氣通過貼壁的滯止燃氣層即邊區(qū)液膜把熱量傳遞給室壁。隨著邊區(qū)混合比增大,燃燒室燃燒效率提高,但是,冷卻劑出口溫度和燃燒室氣壁溫也逐漸升高。冷卻劑出口溫度升高至當(dāng)?shù)貕毫ο碌臍饣瘻囟葎t會發(fā)生氣化,在冷卻槽道內(nèi)發(fā)生氣蝕及氣堵現(xiàn)象,使冷卻劑換熱惡化,導(dǎo)致發(fā)動機工作不穩(wěn)定甚至出現(xiàn)燒蝕失效,燃燒室氣壁溫過高則會影響燃燒室材料正常工作的可靠性[21]。因此,邊區(qū)混合比是一個多參數(shù)約束的設(shè)計問題,通過多目標(biāo)優(yōu)化進行精細化設(shè)計,在保證發(fā)動機身部冷卻可靠的同時平衡與高性能燃燒之間的關(guān)系是再生冷卻設(shè)計的關(guān)鍵。

再生冷卻身部與噴管延伸段之間需要在合理的位置進行分區(qū),分區(qū)的目的是確定冷卻劑入口位置。入口位置越靠前,越容易控制冷卻劑溫升,但會加大噴管延伸段的尺寸,同時增加熱防護設(shè)計難度,所以分區(qū)的設(shè)計要兼顧冷卻劑溫升以及噴管延伸段的尺寸、溫度影響。

根據(jù)多輪傳熱仿真計算結(jié)果對比,最終確定了合理的邊區(qū)混合比和分區(qū)位置,冷卻劑的理論溫升約80 ℃,出口理論溫度約110 ℃,遠低于當(dāng)?shù)貕毫ο氯剂蠚饣瘻囟?84 ℃,理論氣壁溫遠低于材料使用要求。同時,再生冷卻身部實現(xiàn)了低流阻設(shè)計,以滿足擠壓式推進系統(tǒng)低入口壓力要求,液流試驗照片如圖5所示,試驗中將身部倒置,實測流阻約0.2 MPa,達到設(shè)計目標(biāo)。

圖5 再生冷卻身部液流試驗Fig.5 Liquid flow test of regenerative cooling body

2.2 再生冷卻身部一體化增材制造技術(shù)

再生冷卻身部為薄壁夾層流道結(jié)構(gòu),具有流道結(jié)構(gòu)復(fù)雜、槽道壁厚較薄、成形要求高和工藝流程長等突出特點,傳統(tǒng)制造工藝為擴散焊或釬焊,內(nèi)壁溝槽采用銑削加工,傳統(tǒng)工藝方法因焊縫數(shù)量多、生產(chǎn)周期長無法滿足發(fā)動機工作可靠性提升和短周期快速迭代研發(fā)的需求。為解決該問題,采用增材制造技術(shù)中激光選區(qū)熔化成形技術(shù)制備再生冷卻身部。

結(jié)合打印工藝優(yōu)勢,身部開展了異形流道結(jié)構(gòu)設(shè)計,解決了大流量單入口的流量分配均勻性問題。這是國內(nèi)首次將增材制造工藝創(chuàng)新應(yīng)用于常規(guī)自燃推進劑空間軌控發(fā)動機,在提升發(fā)動機工作可靠性的同時簡化了發(fā)動機結(jié)構(gòu),有效降低了發(fā)動機質(zhì)量。針對增材制造再生冷卻身部,主要從材料選擇、工藝方案、工藝流程、成形過程控制、多余物處理和檢測等方面開展研究。

2.2.1 材料選擇

國內(nèi)外同類發(fā)動機身部通常采用的是06Cr19Ni10、1Cr18Ni9Ti不銹鋼材料,主要考慮的因素是性能和可靠性[22]。身部內(nèi)壁面與高溫燃氣直接接觸,如果材料熱導(dǎo)率較低,則燃燒室內(nèi)壁溫度會偏高,對材料自身的耐溫能力提出了更高的要求,或者采取增大燃燒室內(nèi)壁面液膜冷卻流量的熱防護措施,但是這會對燃燒性能產(chǎn)生一定的影響。不銹鋼的允許工作溫度為800～900 ℃,而高溫合金的允許工作溫度約1 100 ℃,耐溫性能更好,材料熱導(dǎo)率和密度相當(dāng)。綜合考慮工作可靠性,再生冷卻身部材料選用GH4169高溫合金。

2.2.2 工藝方案

激光選區(qū)熔化過程包含down skin(下表面),up skin(上表面)和volume(體)3部分,又可細分為hatch(填充)和border(邊界),每部分都包含激光功率、掃描速度、切片層厚、掃描間距、相位角、掃描長度等工藝參數(shù)。由于再生冷卻身部結(jié)構(gòu)復(fù)雜,流道尺寸精度和表面質(zhì)量要求較高,需針對激光功率和掃描速度等關(guān)鍵工藝參數(shù)開展試驗研究。

首先確定合適的工藝試驗參數(shù),保證復(fù)雜流道的高精度成形。激光體能量密度可以定量分析工藝參數(shù)對成形質(zhì)量的影響,其計算公式為E=P/(vsδ),其中E為體能量密度,P為激光功率,v為掃描速度,s為掃描間距,δ為切片層厚。體能量密度過低容易產(chǎn)生未熔合缺陷,而過高則會引起氣孔缺陷,從而降低合金的致密度和力學(xué)性能。

然后開展工藝參數(shù)試驗和打印工藝試驗。工藝參數(shù)試驗中,打印不同傾斜角度的試棒和試片,進行“固溶+時效”熱處理去除內(nèi)部應(yīng)力后,開展質(zhì)量檢測與性能測試。質(zhì)量檢測包括X射線檢測產(chǎn)品內(nèi)部質(zhì)量和熒光滲透檢測產(chǎn)品表面質(zhì)量。產(chǎn)品內(nèi)部不允許有夾渣、裂紋、未熔合及通道堵塞,不允許存在帶尖角的氣孔和縮孔,不允許存在鏈狀氣孔和密集狀氣孔,不應(yīng)存在X射線檢查可見的夾雜物。產(chǎn)品表面不允許存在裂紋、劃痕、孔洞及穿透性缺陷,表面粗糙度和尺寸精度滿足要求。完成以上測試后對試棒截面進行線切割,觀察顯微組織,并測試室溫和高溫力學(xué)性能。打印工藝試驗中,結(jié)合設(shè)備的多激光同步打印特性打印身部較難成形的喉部區(qū)域,驗證多激光搭接位置的成形能力,并進行熱處理、質(zhì)量檢測和性能測試。

打印身部產(chǎn)品前,通過打印縮比件進行激光校準(zhǔn),設(shè)置最優(yōu)的補償量,提高打印精度,配合后期打磨加工,使產(chǎn)品滿足設(shè)計要求。

2.2.3 工藝流程

身部制備工藝流程如圖6所示。首先在粉末床上鋪一層金屬粉并刮平,激光束按照一定的路徑快速掃描粉末,使粉末熔化燒結(jié)在一起,然后粉床下降一定的高度,再鋪上一層粉,重復(fù)上述過程從而形成高致密度、高精度的三維實體零件,然后進行清粉、熱處理、切割基材、噴砂處理、X射線檢測、熒光滲透檢測、尺寸檢測和綜合測試等一系列工序操作,嚴(yán)格控制生產(chǎn)質(zhì)量。

圖6 增材制造再生冷卻身部制備工藝流程圖Fig.6 Preparation process flowchart of regenerative cooling body with additive manufacturing

此技術(shù)通過直接熔化金屬粉末進行加工,而不用黏結(jié)劑,因而產(chǎn)品的致密度大大提高,同時該技術(shù)具有一體化成形、材料利用率高、生產(chǎn)周期短等特點。

2.2.4 模型處理

再生冷卻身部整體呈拉瓦爾噴管設(shè)計結(jié)構(gòu),前段為收縮型,后段為擴張型。根據(jù)成形零件擺放方向,確認(rèn)模型中不能自成形且添加支撐無法去除的區(qū)域,并對相關(guān)區(qū)域進行修改,然后根據(jù)尺寸要求添加機加余量,確定最終成形的模型。

由于選區(qū)激光熔化成形零件時,對零件懸空區(qū)域成形角度有一定的要求,懸空區(qū)域角度在 45°以上時,可以自成形,無需添加支撐;角度小于 45°時,需要添加手工可去除的輔助支撐。由于內(nèi)流道壁很薄,為確保打印身部內(nèi)流道不會破損以及壁厚的一致性,需確定合理的輔助支撐位置,同時在設(shè)計上也應(yīng)盡量避免采用懸空結(jié)構(gòu)。

2.2.5 激光成形

激光選區(qū)熔化成形的關(guān)鍵在于內(nèi)部致密度的控制,而成形過程中的激光功率和掃描速度等工藝參數(shù)直接影響零件內(nèi)部的致密度,因此需要精確控制成形過程中的工藝參數(shù)。

2.2.6 多余物處理和檢測

采用人工或清粉機將零件正放、反放、傾斜一定角度振動零件,將零件內(nèi)粉末振動清理出來,反復(fù)處理直至無粉末流出,并用高壓氣進行吹氣,但是吹氣后的粉末殘余風(fēng)險仍然較大,如有粉末殘留,后期熱處理完成后流道很容易堵塞,因此身部在結(jié)構(gòu)設(shè)計時必須設(shè)置合理出粉孔,便于清粉,清粉過程中結(jié)合X射線檢測進行輔助檢查,確保內(nèi)部無粉末殘留。采用顆粒度檢測儀檢測多余物,測試進入身部內(nèi)腔以及流經(jīng)身部內(nèi)腔后液體的顆粒度大小,要求不大于40 μm。

2.3 大尺寸復(fù)合材料噴管成形和連接技術(shù)

發(fā)動機工作時,噴管延伸段將經(jīng)受燃氣壓力載荷和熱梯度引起的復(fù)雜應(yīng)力,如發(fā)動機啟動和關(guān)機瞬間產(chǎn)生的邊區(qū)載荷、中心區(qū)燃氣熱流導(dǎo)致的噴管內(nèi)外壁間壓力差引起的屈曲載荷、內(nèi)外壁溫度梯度引起的熱應(yīng)力載荷等,對材料在高溫下的抗拉、抗壓強度及韌性、抗疲勞性、抗熱震性及結(jié)構(gòu)剛度提出了苛刻的要求。

噴管延伸段采用輻射冷卻,型面為Rao氏最大推力噴管造型。為實現(xiàn)發(fā)動機輕質(zhì)化目標(biāo),提高力學(xué)環(huán)境適應(yīng)能力,同時確保噴管延伸段在高工作溫度、強氣流沖刷腐蝕和高應(yīng)力振動載荷等惡劣環(huán)境下可靠工作,1.5 tf再生冷卻發(fā)動機噴管延伸段采用了C/SiC陶瓷基復(fù)合材料和變壁厚設(shè)計,并在噴管出口局部增厚以保證結(jié)構(gòu)剛度,實物外觀如圖7所示。

圖7 陶瓷基復(fù)合材料噴管延伸段實物Fig.7 Nozzle extension with ceramic matrix composite

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,結(jié)合了碳纖維優(yōu)異的力學(xué)性能及碳化硅基體耐高溫、抗氧化等優(yōu)點,克服了單一陶瓷材料脆性斷裂的缺點,提高了材料的韌性,具有耐高溫、低密度、高比強,抗化學(xué)腐蝕、抗熱震性能、抗蠕變性能好及高溫強度高等優(yōu)異性能[23-27]。C/SiC復(fù)合材料噴管相比C/C復(fù)合材料噴管具有更好的抗氧化、抗沖刷以及高溫力學(xué)性能,能夠在1 650 ℃及以下溫度環(huán)境中長期工作。相比鈮合金等金屬材料噴管,C/SiC復(fù)合材料噴管質(zhì)量更輕,輻射系數(shù)高,整體一次成形,發(fā)動機整體質(zhì)量可以減輕30%～60%,甚至更高。

通過從微觀、宏觀層面對復(fù)合材料纖維增強體結(jié)構(gòu)、基體材料體系、構(gòu)件輪廓形狀進行綜合設(shè)計,突破了大尺寸陶瓷基復(fù)合材料噴管延伸段熱力耦合結(jié)構(gòu)設(shè)計、纖維預(yù)制體技術(shù)和成形制備等關(guān)鍵技術(shù),通過纖維走向設(shè)計減小了材料的內(nèi)部熱應(yīng)力,實現(xiàn)了大尺寸薄壁復(fù)合材料構(gòu)件內(nèi)部熱應(yīng)力的有效調(diào)控,以滿足復(fù)合材料噴管結(jié)構(gòu)強度及應(yīng)用環(huán)境需求。

工藝過程首先采用碳布鋪層縫合技術(shù)制備纖維預(yù)成形體,經(jīng)表面處理優(yōu)化纖維、基體界面結(jié)合后,采用先驅(qū)體浸漬裂解(precursor infiltration pyrolysis)工藝制備SiC基體進行增密,期間采用機械加工工藝對延伸段與再生冷卻身部對接接口進行精加工,最終經(jīng)氣密處理獲得C/SiC復(fù)合材料噴管延伸段。

為了保證復(fù)合材料噴管延伸段結(jié)構(gòu)強度,延伸段的法蘭設(shè)計成45°錐角結(jié)構(gòu),延伸段與法蘭采用纏繞方法一體成形。與其連接的再生冷卻身部末端也設(shè)置45°錐角結(jié)構(gòu),兩者采用螺栓、法蘭活連接,通過柔性石墨密封。錐面連接結(jié)構(gòu)具有自動找準(zhǔn)軸線重合功能,進而保證推力軸心精度[28-30]。再生冷卻身部出口末端上設(shè)置密封槽,用于放置密封環(huán),通過螺栓固定壓緊復(fù)合材料噴管延伸段密封結(jié)構(gòu),壓縮密封環(huán),使密封環(huán)與密封面間產(chǎn)生足夠的壓力,以阻止燃氣的滲透。復(fù)合材料噴管延伸段密封結(jié)構(gòu)利用雙HALF卡環(huán)結(jié)構(gòu),保證螺栓擰緊力均勻分布,同時通過彈簧墊片實現(xiàn)法蘭連接結(jié)構(gòu)有效防松[31]。

柔性石墨密封主要具有以下特點：①可壓縮性,變形可以填補泄漏通道達到密封的效果;②回彈性,保證足夠的密封力作用在密封表面,達到密封的效果;③抗蠕變性,保證材料的長期密封效果;④耐高溫性,有氧環(huán)境中可耐溫500 ℃,無氧環(huán)境中耐溫可達1 000 ℃以上。

3 發(fā)動機熱試車驗證

3.1 地面熱試車驗證

1.5 tf再生冷卻短噴管發(fā)動機開展了地面熱試車考核,考慮到地面試車中燃氣激波會在大擴張比噴管中提前發(fā)生壁面分離,因此沒有安裝噴管延伸段,試車照片如圖8所示。

試車全程發(fā)動機工作穩(wěn)定,火焰平穩(wěn),單次連續(xù)工作時間達到1 000 s,結(jié)構(gòu)完好,燃燒室壓力和冷卻劑出口最高溫度變化曲線如圖9所示。試車結(jié)果表明,發(fā)動機設(shè)計方案合理可行,工作協(xié)調(diào)性良好,燃燒室實測壓力為1.0 MPa,冷卻劑實測最高溫度為102 ℃,溫升為82 ℃,驗證了數(shù)值仿真的準(zhǔn)確性。通過地面熱試車驗證了推力室直流互擊式頭部的燃燒性能、工作可靠性以及再生冷卻身部技術(shù),考核了各個部組件的設(shè)計方案和材料、工藝,有效獲得了發(fā)動機燃燒性能以及溫度特性。

圖9 發(fā)動機燃燒室壓力和冷卻劑出口最高溫度變化曲線Fig.9 Variation curve of engine combustion chamber pressure and maximum coolant outlet temperature

3.2 高空模擬熱試車驗證

1.5 tf再生冷卻全尺寸發(fā)動機在76 km高空模擬試驗臺開展了熱試車考核,試車照片如圖10所示。首次啟動前真空艙內(nèi)壓力為1.9 Pa,模擬在軌真空工作環(huán)境。試車全程發(fā)動機開關(guān)機正常,工作穩(wěn)定,重復(fù)啟動9次,單次連續(xù)最長工作時間達到100 s,實測啟動壓力峰不大于130%,完成試車任務(wù)。發(fā)動機實測真空比沖為315.3 s,達到相同混合比、低室壓推進系統(tǒng)參數(shù)下國際先進水平。通過全尺寸高空模擬熱試車驗證了發(fā)動機真空條件下多次啟動工作、燃燒及冷卻可靠性,獲得了全尺寸發(fā)動機的真空比沖性能,并考核了復(fù)合材料噴管延伸段的工作可靠性。

圖10 發(fā)動機高空模擬熱試車Fig.10 High altitude simulated hot-fire test of engine

4 結(jié)束語

通過設(shè)計與工藝的聯(lián)合技術(shù)攻關(guān),1.5 tf再生冷卻發(fā)動機各項關(guān)鍵技術(shù)取得初步突破,順利完成了地面熱試車和高空模擬熱試車驗證,實現(xiàn)了發(fā)動機可靠穩(wěn)定工作,性能參數(shù)滿足使用要求,為后續(xù)工程研制奠定了堅實的技術(shù)基礎(chǔ)。同時,針對增材制造工藝特點,形成了一套行之有效的再生冷卻身部結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計方法及準(zhǔn)則,再生冷卻身部流阻、冷卻換熱性能及結(jié)構(gòu)強度滿足使用要求。

1.5 tf再生冷卻發(fā)動機是新一代載人飛船推進系統(tǒng)關(guān)鍵單機,可為我國載人登月重大工程順利研制提供重要支撐,對噸級空間液體火箭發(fā)動機的技術(shù)發(fā)展具有重要促進作用,應(yīng)進一步開展深入攻關(guān)研究,早日實現(xiàn)工程應(yīng)用。