姚草根 張大海 劉鳳娟 呂宏軍 鄧太慶

（航天材料及工藝研究所，北京 100076）

文 摘 系統(tǒng)梳理了國外幾種典型的可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)用材料及工藝情況，著重介紹了氫氧火箭發(fā)動機(jī)、液氧/煤油火箭發(fā)動機(jī)、液氧/甲烷發(fā)動機(jī)等可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)的推力室、渦輪泵、噴管等關(guān)鍵構(gòu)件材料選用及成型工藝情況。分析各種液體火箭發(fā)動機(jī)性能需求及結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，探究關(guān)鍵材料及工藝技術(shù)發(fā)展趨勢，對比國內(nèi)可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)材料及工藝研究現(xiàn)狀，為后續(xù)可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)材料及工藝技術(shù)發(fā)展方向提供思路。

0 引言

重復(fù)使用的天地往返航天運(yùn)輸系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)大規(guī)?？臻g開發(fā)與應(yīng)用的前提，可降低有效載荷發(fā)射成本，實(shí)現(xiàn)有效載荷回收與在軌服務(wù)，同時解決航區(qū)安全問題，是實(shí)現(xiàn)“快速、機(jī)動、廉價、可靠”自由進(jìn)出空間的重要途徑和有效手段?？芍貜?fù)使用發(fā)動機(jī)是重復(fù)使用的天地往返航天運(yùn)輸系統(tǒng)最為關(guān)鍵的分系統(tǒng)之一，其特點(diǎn)是研制周期長，投入大，并且隨著發(fā)動機(jī)推力和重復(fù)使用次數(shù)的增加研制風(fēng)險和經(jīng)費(fèi)進(jìn)一步增大。而材料工藝技術(shù)又是可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)的基礎(chǔ)技術(shù)、先導(dǎo)技術(shù)和關(guān)鍵技術(shù)，是決定可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)性能、可靠性和成本的一個重要因素，貫穿發(fā)動機(jī)研制、生產(chǎn)、使用和維修的全過程，其性能與水平在很大程度上制約著可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)的發(fā)展和研制進(jìn)程，也是衡量發(fā)動機(jī)發(fā)展水平的重要標(biāo)志之一。重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)是天地往返航天運(yùn)輸系統(tǒng)的重要組成部分，不同的發(fā)動機(jī)需要采用不同的材料體系和工藝方式。本文結(jié)合液體火箭發(fā)動機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)性能要求及結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，著重介紹可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)在材料工藝選擇與研究進(jìn)展方面的情況。

1 國外重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)新型材料體系選材、性能特性與評價

1.1 航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)（SSME）氫氧火箭發(fā)動機(jī)

1.1.1 SSME發(fā)動機(jī)性能結(jié)構(gòu)及各部件工作條件對材料選擇的總要求

SSME發(fā)動機(jī)用于美國的航天飛機(jī)，是至今世界上唯一投入應(yīng)用的重復(fù)使用的氫氧火箭發(fā)動機(jī)，目前仍是世界上最先進(jìn)的火箭發(fā)動機(jī)之一。發(fā)動機(jī)由洛克達(dá)因公司研制，自 1984年4月首次上天至2011年退役，美國航天飛機(jī)實(shí)現(xiàn)了135次上天飛行，總飛行距離約達(dá)5.4 億公里，37 次同國際空間站對接，還曾9次同俄羅斯和平號空間站對接［1］。作為第一個專為長工作壽命而設(shè)計(jì)的大型液體火箭發(fā)動機(jī)，且要多次載人飛行，要求航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)具有長壽命、可重復(fù)、減少維修以及高的比推力、推重比和可靠性等特點(diǎn)。SSME發(fā)動機(jī)外形結(jié)構(gòu)及各組件分解示意圖見圖1［2-3］。發(fā)動機(jī)性能結(jié)構(gòu)及各部件工作條件對材料選擇的要求如下：

圖1 SSME發(fā)動機(jī)外形結(jié)構(gòu)及各組件分解示意圖Fig.1 SSME rocket engine outline structure and exploded schematic diagram of each component

（1）高強(qiáng)度，許多部件工作在高壓下，包括預(yù)燃燒室、高壓渦輪泵、燃?xì)饧掀?、燃燒室及?dǎo)管等；

（2）良好的高溫疲勞和蠕變性能（特別對于熱氣系統(tǒng)）；

（3）良好的低溫性能（在低溫推進(jìn)劑環(huán)境工作的低壓渦輪泵、導(dǎo)管等）；

（4）對氫環(huán)境效應(yīng)的預(yù)防；

（5）結(jié)構(gòu)質(zhì)量限制。

1.1.2 SSME發(fā)動機(jī)各關(guān)鍵部件性能特點(diǎn)與應(yīng)用材料及工藝

（1）預(yù)燃燒室

預(yù)燃燒室包括燃料預(yù)燃燒室和氧化劑預(yù)燃燒室，其作用是使氫氣在氧中燃燒產(chǎn)生熱氣，作為驅(qū)動高壓渦輪泵的動力。預(yù)燃燒室由結(jié)構(gòu)殼體、氫/氧點(diǎn)火起燃的電火花點(diǎn)火器、噴注器和岐管系統(tǒng)組成，見圖2［2］。預(yù)燃燒室殼體在40 MPa壓力和-101 ℃下工作，由高比強(qiáng)度的Inconel 718鎳基高溫合金鍛件機(jī)加工而成；內(nèi)襯工作在約36 MPa和500～700 ℃環(huán)境下，因此，內(nèi)襯材料采用的是高溫強(qiáng)度、蠕變抗力和熱疲勞抗力較好的Haynes 188鈷基合金；燃料輸入管也由Inconel 718合金制造；預(yù)燃燒室噴注器面板、推進(jìn)劑隔板和導(dǎo)管材料為Inconel 625鎳基高溫合金；電火花點(diǎn)火器插入部分由銅合金NARloy-A制成［2-4］。

圖2 預(yù)燃燒室結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic structure diagram of precombustion chamber

（2）主燃燒室

燃燒室是SSME發(fā)動機(jī)的心臟，內(nèi)部溫度高、壓力大，又要經(jīng)受喉部熱流達(dá)107 MW/m2（比“土星”發(fā)動機(jī)高2～10倍）的400次熱循環(huán)（起動）。當(dāng)發(fā)動機(jī)點(diǎn)火時，內(nèi)部氣體溫度高達(dá)3 300 ℃，而內(nèi)壁溫度要求低于約540 ℃。采用溝槽式結(jié)構(gòu)再生冷卻，冷卻劑進(jìn)口壓力42 MPa，2 760 ℃時出口壓力為25 MPa［5］。

燃燒室由內(nèi)部襯套和結(jié)構(gòu)外殼組成，如圖3所示［4］。內(nèi)部襯套采用帶溝槽的銅銀鋯合金內(nèi)壁和電鑄鎳外壁組成，液氫流經(jīng)溝槽冷卻燃燒室。外部結(jié)構(gòu)殼體承受壓力載荷和來自噴管的推力載荷。結(jié)構(gòu)外殼包括岐管和兩環(huán)間的殼體組成，殼體由兩個對稱部分合成，全部選用Inconel 718鎳基高溫合金（相當(dāng)我國GH4169）作結(jié)構(gòu)材料。

圖3 主燃燒室結(jié)構(gòu)示意圖及實(shí)物Fig.3 Schematic structure diagram of main combustion chamber and the real product

（3）延伸噴管

延伸噴管在膨脹比5∶1處與燃燒室相連。延伸噴管結(jié)構(gòu)如圖4所示［4］。全長約3 m，重約420 kg。采用高壓燃燒再生冷卻，其冷卻劑管分為上流管和下流管，都呈錐形，采用釬焊工藝為一體，材料為A-286鐵基高溫合金。外殼和帽狀結(jié)構(gòu)帶采用Inconel 718合金材料制造而成，均為焊接結(jié)構(gòu)。

圖4 延伸噴管結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Schematic structure diagram of rocket extension nozzle

SSME噴管延伸段由1 080根A-286合金錐形管裝配釬焊成一體，錐形管總長為3 292 m，噴管延伸段與Inconel718外殼和9個結(jié)構(gòu)環(huán)通過釬焊鏈接在一起。釬焊工藝一般需要進(jìn)行2～3個釬焊循環(huán)，噴管焊接所用釬料為Au-22Ni-8Pd和Au-25Mn-6Pd-6Ni-45Cu等。錐形管與噴管延伸段外殼焊接組裝通常在氫氣保護(hù)氣氛中進(jìn)行，釬焊縫總長度超過4 277 m，管端插入集合器鉆孔處有2 160個釬焊接頭，釬焊中所用釬料為7 kg。

主燃燒室與噴管延伸段通過最簡單的機(jī)械聯(lián)接形成，然后采用亞弧焊或電子束焊進(jìn)行焊接密封。

（4）渦輪泵

航天飛機(jī)的渦輪泵推進(jìn)劑進(jìn)口壓力與出口工作壓力相差很懸殊，因此分別采用了低壓泵和高壓泵。低壓泵是一種具有低速、高吸氣特性的助推泵，它可使推進(jìn)劑壓力由不到1 MPa 增至幾倍。高壓泵則通過高速將壓力進(jìn)一步增壓至幾十倍，通過這種方式解決了在同一種泵中進(jìn)口低速與出口增壓高速之間的矛盾，減輕了泵重與機(jī)械裝置的復(fù)雜性，并使材料得到更合理的應(yīng)用。

高壓氧化劑泵為兩級泵，使液氧增壓至約33 MPa，另有一個獨(dú)立級使16%流量的氧增壓至54 MPa。渦輪工作溫度約為820 ℃，渦輪轉(zhuǎn)速約為29 000 r/min，主泵液氧輸送量kg/s，這種高溫高壓及液氧的介質(zhì)環(huán)境要求選用鎳基和鈷基高溫合金。渦輪進(jìn)口套筒支柱環(huán)采用低膨脹高溫鐵鎳鉻合金Incoloy 903 合金制造，渦輪葉片采用MAR-M246 定向凝固高溫合金制造。渦輪盤和軸由Waspaloy 合金制造而成，為防止高壓氫脆，在渦輪盤的樅樹形區(qū)域鍍約0.038 mm厚度的鋅。

高壓燃料泵為三級離心泵，液氫輸送量為66 kg/s。由于當(dāng)時工藝水平限制，最初研制的超低溫Ti-5Al-2.5Sn 鈦合金氫泵葉輪采用的是精密鑄技術(shù)成形，后來改進(jìn)為粉末冶金成型。此外，進(jìn)口集流管也由鈦合金制造。

低壓氧化劑泵通過高壓泵排出的液氧驅(qū)動，液氧輸送量可達(dá)475 kg/s。低壓氧化劑泵外殼采用Tens-50鑄鋁制造，導(dǎo)流葉片采用Monel合金制造，轉(zhuǎn)子、定子葉片采用K-Monel鎳銅合金制造。

（5）燃?xì)忉埽ㄈ細(xì)饧掀鳎?/p>

熱氣岐管結(jié)構(gòu)上需要支撐預(yù)燃燒室、高壓渦輪泵、噴注和燃燒室組件，因此對其材料要求為剛度大、質(zhì)量輕。熱氣歧管還擔(dān)負(fù)著把高壓高溫富氫氣體從渦輪泵輸送到主噴注器的任務(wù)，其內(nèi)部氣體的壓力約24 MPa，氣體溫度為450～600 ℃。因此通常采用夾壁結(jié)構(gòu)，以Incoloy 903 為內(nèi)襯套，抵抗高壓氫產(chǎn)生的氫脆，采用高強(qiáng)度高溫合金Inconel 718 為外壁結(jié)構(gòu)材料，由兩部分鍛件焊成一體，中間通氫氣冷卻。

1.1.3 SSME發(fā)動機(jī)研制過程中反映出的材料工藝問題

SSME 發(fā)動機(jī)研制試驗(yàn)過程中出現(xiàn)過各種各樣的故障［6］，其中很大部分原因是所用材料工藝不當(dāng)，金屬結(jié)構(gòu)材料易發(fā)生疲勞損壞，密封材料使用性能不合格。SSME 發(fā)動機(jī)的振動環(huán)境對部件材料性能影響很大，幾乎所有主要部件所用金屬材料均發(fā)生過疲勞開裂，特別是鎳、鈷基高溫合金。因而，必須注意選擇并改進(jìn)材料，提高材料的抗疲勞性能。對某些鎳基合金如Inconel 718 的高壓氫脆化敏感性也應(yīng)保持足夠的警惕。此外，還需要不斷改進(jìn)密封和潤滑材料，這對保證發(fā)動機(jī)的可靠性有重要意義。

SSME 發(fā)動機(jī)在研制過程中由于材料工藝應(yīng)用不當(dāng)而導(dǎo)致故障及改進(jìn)要點(diǎn)見表1。

表1 SSME發(fā)動機(jī)在研制過程中由于材料工藝應(yīng)用不當(dāng)而導(dǎo)致的故障及改進(jìn)要點(diǎn)Tab.1 The malfunction caused by misapplication of materials technology and key points for improvement in the development process of SSME rocket engine

梳理SSME發(fā)動機(jī)關(guān)鍵材料體系：（a）Inconel 718合金，主要用于制造發(fā)動機(jī)氧化劑預(yù)燃室本體和燃料輸入管、高壓氧化劑泵葉輪、燃?xì)饧掀?、噴注器本體、燃燒室外殼、閥門殼體及彈簧等；（b）MARM246 定向凝固高溫合金，用于制造高壓氧泵渦輪葉片；（c）Waspaloy 高溫合金，用于制造高壓氧泵渦輪盤和軸，為防止高壓氫脆，需在盤的樅樹形區(qū)域鍍以38 μm 厚的鋅；（d）K-Monel 鎳銅合金，主要用于低壓氧化劑泵導(dǎo)流葉輪、轉(zhuǎn)子和定子；（e）L-605鈷基高溫合金主要用噴注器與燃燒室連接密封環(huán)；（f）Ti-5Al-2.5Sn 鈦合金，用于高壓氫泵鑄造葉輪、推進(jìn)劑閥門等；（g）NARloy-Z 銅銀鋯合金，含Ag 3%、Zr 0.15%，由于具有高的熱導(dǎo)率以及良好的高溫抗疲勞性能，特別適合用來制造發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)壁及其他類似性能要求的部件；（h）NARloy-A 銅銀合金，用于制造預(yù)燃燒室電火花點(diǎn)火器插入部分、噴注器率流器等；（i）Incoloy 903低膨脹鐵鎳鉻合金，在高壓氫氣中具有良好的抗脆化能力，主要用于制造發(fā)動機(jī)高壓氧化劑泵渦輪的進(jìn)口套筒支柱環(huán)，熱氣岐管內(nèi)襯等，在預(yù)燃燒室部件上，為了防止發(fā)生氫脆，在進(jìn)口管和燃料導(dǎo)管之間也采用Incoloy 903 合金作為過渡環(huán)；（j）Rene'41 鎳基高溫合金，主要用于螺栓、螺釘?shù)冗B接件的制備；（k）Haynes 188鈷基高溫合金，具有較高的高溫強(qiáng)度與蠕變抗力，良好的熱疲勞壽命及耐熱震性，可在氫氣壓35 MPa、應(yīng)變1.0%下經(jīng)受高達(dá)1 000次的循環(huán)，主要用于預(yù)燃燒室內(nèi)襯套；（l）304 L 奧氏體不銹鋼，用于制造發(fā)動機(jī)預(yù)燃燒室面板構(gòu)件等；（m）316 L 奧氏體不銹鋼，用于熱交換順蛇形管；（n）Ti-6Al-6V-2Sn 鈦合金，用作萬向架彈簧和環(huán)等；（o）440C 馬氏體不銹鋼，用于制造渦輪泵止推滾珠軸承等；（p）17-4PH 馬氏體沉淀硬化不銹鋼，用于制造自調(diào)節(jié)彈簧。

隨著SSME 發(fā)動機(jī)重復(fù)使用次數(shù)的增加，其關(guān)鍵部件的材料后續(xù)還進(jìn)行了進(jìn)一步改進(jìn)：（1）發(fā)動機(jī)氧渦輪輪緣線速度超過550 m/s，葉片應(yīng)力較大，后來的ATD 改進(jìn)型氧渦輪采用了IN100 粉末冶金渦輪盤和PWA1480 單晶葉片，進(jìn)一步提高了高壓氧渦輪葉盤結(jié)構(gòu)的可靠性和壽命［7］；（2）針對超低溫用氫泵葉輪，采用粉末冶金熱等靜壓鈦合金整體葉輪替代鑄造方案，以解決使用及熱試車后氫泵葉輪疲勞開裂的問題；（3）針對推力室內(nèi)壁，為進(jìn)一步提高高溫強(qiáng)度和疲勞性能，還在開展銅鉻鈮以及氧化物彌散強(qiáng)化銅合金的研究［8-9］。

近年來，針對SLS火箭采用的RS-25發(fā)動機(jī)（航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)SSME改進(jìn)型）噴注器，洛克達(dá)因公司還與NASA 合作，采用激光粉末床熔融（L-PBF，也稱為SLM）增材制造技術(shù)進(jìn)行3D打印整體成形，前后共試車11次，累計(jì)試車時間46 s。傳統(tǒng)方法制造SLS 發(fā)動機(jī)噴注器需要6個月時間，而使用SLM 制造，從成形、拋光到無損檢測僅用40 h，同時制造成本降低50%。此外，傳統(tǒng)加工工藝需要十幾個零件分體制造，而SLM 制造可以實(shí)現(xiàn)噴注器一體化成形，減少工序提高可靠性的同時，減輕了噴注器的質(zhì)量［10］。

1.2 可重復(fù)使用液氧/煤油火箭發(fā)動機(jī)用材料工藝概況

應(yīng)用于Space X 公司獵鷹9 火箭的液氧/煤油梅林（Merlin）發(fā)動機(jī)已經(jīng)獲得了多次飛行回收成功，也是至今世界上唯一實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用的可重復(fù)使用液氧/煤油火箭發(fā)動機(jī)。按開發(fā)的時間順序至少包括Merlin 1A、Merlin 1B、Merlin 1C 及其真空版、Merlin 1D及其真空版這六個型號及它們的各種改進(jìn)版的衍生型，Merlin 1C 和1D 如圖5 所示。目前廣泛使用的梅林Merlin 1D發(fā)動機(jī)可稱得上是世界上最先進(jìn)的液氧煤油火箭發(fā)動機(jī)之一，并且性價比很高［11-12］。

圖5 Merlin 1C、1D發(fā)動機(jī)Fig.5 Rocket engines of Merlin 1C and 1D

（1）燃燒室

燃燒室采用煤油冷卻金屬夾套結(jié)構(gòu)，Merlin 1C及其之前系列發(fā)動機(jī)內(nèi)壁為銅合金，外壁為電鑄成形鎳合金。銅合金牌號未見報(bào)道，估計(jì)與航天飛機(jī)使用的是同一牌號，即銅銀鋯合金，以滿足重復(fù)使用高疲勞性能技術(shù)要求。

據(jù)報(bào)道，Merlin 1D 新研制了燃燒室，生產(chǎn)效率大幅提升，甚至可以1 d生產(chǎn)1臺［13］，據(jù)此推測其燃燒室內(nèi)外壁連接工藝可能由電鑄成形更改成為熱等靜壓擴(kuò)散連接（HIP）技術(shù)。因?yàn)闊岬褥o壓擴(kuò)散連接技術(shù)具有生產(chǎn)周期短和后續(xù)加工難度小等優(yōu)點(diǎn)，其外壁可采用強(qiáng)度高的合金以減輕材料質(zhì)量及成本，而且HIP 擴(kuò)散連接技術(shù)已在美國RS-68、J-2X、日本LE-X等氫氧火箭發(fā)動機(jī)中成功應(yīng)用。推測Merlin 1D及后續(xù)型號推力室內(nèi)壁材料仍可能為銅銀鋯合金，外壁材料可能為與RS-68一致的347不銹鋼。

（2）延伸噴管

Merlin 1A 發(fā)動機(jī)采用了碳纖維復(fù)合材料作為延伸噴管材料，并采用了類似太空返回艙的燒蝕冷卻技術(shù)。Merlin 1C 及其后續(xù)發(fā)動機(jī)將碳纖維噴管換成了可重復(fù)使用的煤油再生冷卻金屬夾層噴管，通過回?zé)崂鋮s，極大地緩解了過熱問題，但噴管材料及制造工藝未見報(bào)道。

Merlin 1C 發(fā)動機(jī)真空版是Space X 公司為獵鷹火箭研發(fā)的第一款上面級液氧煤油發(fā)動機(jī)。為節(jié)省成本和開發(fā)時間，Merlin 1C、Merlin 1D 真空版與相應(yīng)Merlin 1C、Merlin 1D 幾乎完全相同，只是改用了面積比更大的鈮合金噴管，如圖6 所示［2］，單壁結(jié)構(gòu)，內(nèi)外壁有抗氧化涂層，鈮合金材料為C103 鈮鉿合金，噴管成形估計(jì)采用的是板材旋壓成形。

圖6 Merlin 1C真空版發(fā)動機(jī)（左）和它的鈮合金大噴管（右）Fig.6 Vacuum rocket engine of Merlin 1C（left）and its niobium alloy large nozzle（right）

（3）渦輪泵

Merlin 1A 發(fā)動機(jī)的渦輪泵轉(zhuǎn)速最大可達(dá)20 000 r/min，總質(zhì)量68 kg，采用Inconel 718 鎳基高溫合金（相當(dāng)于我國的GH4169合金）制造封頭，并采用摩擦焊接加工主軸。渦輪泵外殼采用精密鑄造成形，燃料泵采用鋁合金制造整體式渦輪葉盤，氧化劑管路則是采用300 系列不銹鋼。Merlin 1A 發(fā)動機(jī)渦輪泵實(shí)物如圖7所示［11］。

圖7 Merlin 1A發(fā)動機(jī)渦輪泵Fig.7 Turbopump of rocket engine of Merlin 1 A

Merlin 1B 與Merlin 1A 發(fā)動機(jī)相比做了一系列小的改動，其材料體系與Merlin 1A 大致相同。Merlin 1C的渦輪泵大部分組件與Merlin 1B相比沒有什么變化。從Merlin 1D 開始，原Barber-Nichols 公司不再為梅林系列提供渦輪泵，新型號的渦輪泵可能是Space X 公司自行開發(fā)，也可能是委托其他公司開發(fā)。Merlin 1D 渦輪泵轉(zhuǎn)速可達(dá)到驚人的36 000 r/min，產(chǎn)生7 350 kW 以上的功率，并將液氧和煤油加壓到20 MPa 以上。不僅如此，在Merlin 1D 后續(xù)的改進(jìn)版本中，為了滿足NASA對將來執(zhí)行載人任務(wù)的安全性要求，還更換了渦輪葉片。據(jù)說新渦輪葉片采用高密度材料以避免微裂紋的產(chǎn)生，但是具體何種高密度材料未見報(bào)道。

1.3 可重復(fù)使用液氧/甲烷發(fā)動機(jī)用材料工藝概況

液氧/甲烷火箭發(fā)動機(jī)具有密度比沖高、無毒環(huán)保、富燃燃燒積炭少、重復(fù)使用、維護(hù)方便等優(yōu)點(diǎn)，是很有發(fā)展?jié)摿Φ目芍貜?fù)使用火箭動力。

2011 年，Space X 公司公布可重復(fù)使用火箭的試驗(yàn)器“蚱蜢”項(xiàng)目，提出了大推力液體火箭發(fā)動機(jī)計(jì)劃，其中包括液氧甲烷發(fā)動機(jī)，即“猛禽”（Raptor）發(fā)動機(jī)，其實(shí)物及原理如圖8［11，14］所示?！懊颓荨卑l(fā)動機(jī)采用了分級燃燒循環(huán)方式，未來將主要應(yīng)用于星際運(yùn)輸系統(tǒng)及火星探索。其材料工藝細(xì)節(jié)未見報(bào)道，只是有報(bào)道稱Space X 公司針對氧預(yù)燃室的高溫高壓富氧氣體帶來的材料氧化問題，專門研發(fā)了一種耐富氧環(huán)境的SX500 合金，由使用環(huán)境推測，SX500合金可能是一種鎳基高溫合金。其他材料工藝可能大多與Space X 的Merlin 1D 發(fā)動機(jī)大致相當(dāng)。2016年Space X 針對“猛禽”發(fā)動機(jī)中的推進(jìn)劑閥、渦輪泵和噴注器組件等采用了增材制造技術(shù)制造。同年，馬斯克宣布Space X 公司成功進(jìn)行了猛禽發(fā)動機(jī)的首次熱試車［15-16］。

圖8 “猛禽”發(fā)動機(jī)及其原理圖以及增材制造部件熱試車Fig.8 Rocket engine of “raptor” and the schematic diagram，and the picture of additive manufacturing components during hot-firing test

藍(lán)色起源公司從2011 年開始對BE-4 液氧/甲烷發(fā)動機(jī)進(jìn)行研制［17］，該發(fā)動機(jī)采用富氧分級燃燒循環(huán)方式，推力為2 400 kN，燃燒室壓力13.4 MPa，可重復(fù)次數(shù)達(dá)25 次，將用于聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟公司的“火神”火箭以及藍(lán)色起源公司的“新格倫”火箭。2017年，藍(lán)色起源完成了首臺BE-4 發(fā)動機(jī)的組裝工作（圖9）［17］。由圖9 可知，從顏色看，該發(fā)動機(jī)關(guān)鍵部件——推力室和噴管的內(nèi)壁材料應(yīng)該都是銅合金，推測可能是航天飛機(jī)應(yīng)用的疲勞性能較好的銅銀鋯合金。在可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)零件增材制造方面，據(jù)稱該公司的BE-4 發(fā)動機(jī)中的渦輪噴嘴等零件使用了增材制造技術(shù)。

圖9 藍(lán)色起源公司BE-4液氧/甲烷發(fā)動機(jī)及其零部件拆解圖Fig.9 BE-4 liquid oxygen and methane rocket engine and the exploded components of Blue Origin

1.4 可重復(fù)使用液體火箭動機(jī)用關(guān)鍵材料體系及關(guān)鍵材料分析評價

1.4.1 推力室身部（燃燒室）用材料及工藝

1.4.1.1 內(nèi)壁材料

可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)推力室身部一般由高導(dǎo)熱的銅合金內(nèi)壁和鎳或不銹鋼、高溫合金外壁連接而成。發(fā)動機(jī)工作時，銅合金內(nèi)壁材料經(jīng)歷低溫——高溫的熱交變循環(huán)過程，易因低周疲勞而破壞，因此是制約推力室使用壽命的關(guān)鍵因素，也是可重復(fù)使用火箭發(fā)動機(jī)研制中首先必須解決的關(guān)鍵材料問題之一。

針對氫氧火箭發(fā)動機(jī)，20 世紀(jì)70 年代，NASA 路易斯研究中心開展了無氧銅、銅鋯合金和銅銀鋯（NARloy-z）合金三種內(nèi)壁材料的圓柱形推力室低周熱疲勞試驗(yàn)（室壓4.2 MPa/氫氧混合比6.0/喉部熱流54 MW/m2），所有的破壞模式均為通道內(nèi)壁減薄直至斷裂，其結(jié)果表明，三種內(nèi)壁材料中銅銀鋯合金具有最好的循環(huán)壽命。表2 是三種典型內(nèi)壁材料性能數(shù)據(jù)，可見銅銀鋯合金的高溫強(qiáng)度與導(dǎo)熱率和鋯銅合金接近，是無氧銅的2 倍多，但銅銀鋯合金的實(shí)驗(yàn)熱疲勞循環(huán)次數(shù)是鋯銅合金的1.6倍［18-19］。

表2 無氧銅、鋯銅和銅銀鋯材料（400 ℃）性能對比Tab.2 Performance comparison of materials of oxygen-free copper，zirconium copper and copper silver zirconium alloys（400 ℃）

NARloy-z 是一種兼具高導(dǎo)熱性和高強(qiáng)度的Cu-3%Ag-0.15%Zr 合金，既具有銅合金的高導(dǎo)熱性，又因Ag、Zr合金元素的添加而改善了其高溫強(qiáng)度，因此可專門用來制造可重復(fù)使用液體火箭主發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)壁及具有類似性能要求的部件。美國航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)推力室身部內(nèi)壁材料采用的NARloy-z 銅銀鋯合金是可重復(fù)使用氫氧、液氧/甲烷火箭發(fā)動機(jī)推力室身部內(nèi)壁首選材料。

近年來，美國NASA Glenn 研究中心開發(fā)出一種銅鉻鈮GRCop-84［Cu-8%（a）Cr-4%（a）Nb］粉末冶金材料，這種Cu-Cr-Nb 新合金材料以彌散強(qiáng)化為主［8］，可在700 ℃高溫下工作。NASA/TM 披露的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，這種銅鉻鈮合金GRCop-84比目前使用的銅鋯合金、銅銀鋯合金有更好的性能（傳導(dǎo)性、熱膨脹、強(qiáng)度、抗蠕變）以及低周疲勞（壽命）組合，可用于火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)襯，而且粉末冶金技術(shù)已成為一種低成本、高效率的推力室內(nèi)壁的制備方法。

近年來，Space X 公司的液氧/煤油發(fā)動機(jī)上采用銅銀鋯合金作為推力室內(nèi)壁，目前已經(jīng)過了十幾次飛行驗(yàn)證。俄羅斯液氧/煤油發(fā)動機(jī)推力室身部內(nèi)壁材料一般為QCr0.8 鉻青銅合金，其化學(xué)成分要求見表3，力學(xué)性能要求見表4。QCr0.8 鉻青銅合金在我國新一代液氧/煤油發(fā)動機(jī)上也已應(yīng)用，相對較為成熟，但是在可重復(fù)使用性能上，鉻青銅還有待于多次考核和重復(fù)使用飛行驗(yàn)證。

表3 QCr0.8鉻青銅合金化學(xué)成分要求Tab.3 Chemical composition requirement of QCr0.8 alloy %（w）

表4 QCr0.8鉻青銅合金力學(xué)性能要求Tab.4 Mechanical property requirement of QCr0.8 alloy

1.4.1.2 外壁材料

推力室身部外壁材料一般為純鎳、Inconel 718高溫合金或不銹鋼、高溫合金等，一般較為成熟。

1.4.1.3 內(nèi)外壁連接技術(shù)

根據(jù)冷卻通道封合方式的不同，分為三種形式：1）擴(kuò)散釬焊外殼，如能源號RD-0120 發(fā)動機(jī)、YF-100/115；2）電鑄鎳封合，如SSME、LE-7/LE-7A、火神/火神2 發(fā)動機(jī)、Merlin 1C、YF-75 系列/77；3）熱等靜壓擴(kuò)散連接（HIP）冷卻通道封合，如美國RS-68、J-2X、Merlin 1D 和日本的LE-X、歐空局的火神X 發(fā)動機(jī)。大型液體火箭發(fā)動機(jī)主燃燒室內(nèi)外壁連接技術(shù)方案列于表5［17］。在可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)的內(nèi)外壁連接技術(shù)方面，航天飛機(jī)SSME 上采用的電鑄鎳發(fā)動機(jī)已經(jīng)飛行了25 次，馬斯克的梅林發(fā)動機(jī)采用的電鑄以及熱等靜壓擴(kuò)散連接（HIP）也通過了多次飛行驗(yàn)證，而俄羅斯及我國液氧/煤油火箭發(fā)動機(jī)采用的擴(kuò)散釬焊目前還有待于后續(xù)工程重復(fù)使用飛行驗(yàn)證。

表5 國外典型液體火箭發(fā)動機(jī)主燃燒室內(nèi)外壁連接技術(shù)方案Tab.5 The interconnection technique projects of inner and outer walls of main combustion chambers for foreign typical liquid rocket engines

（1）釬焊外殼結(jié)構(gòu)

前蘇聯(lián)的銑槽式結(jié)構(gòu)推力室分4～6段進(jìn)行制造，一般使用銅、錳或銀、銅涂層做釬料，在感應(yīng)加熱爐中進(jìn)行擴(kuò)散釬焊，然后通過真空電子束焊把各殼段焊在一起。前蘇聯(lián)的銑槽式結(jié)構(gòu)推力室已用于RD-253、RD-120、RD-170、RD-180 和RD-0120 等發(fā)動機(jī)，并在“質(zhì)子號”、“天頂號”和“能源號”等運(yùn)載火箭上獲得應(yīng)用［20］。

RD-0120發(fā)動機(jī)的燃燒室是一種焊接/釬焊裝配結(jié)構(gòu)，由外殼、內(nèi)襯和氫出口集合器組成。燃燒室喉部冷卻方案優(yōu)化為最好的氫特性冷卻，氫冷卻液從噴管上層向上流動通過燃燒室，出口靠近噴注器混合處，再通過外部管道轉(zhuǎn)回噴管上部，在排出燃燒室之前穿過噴管的所有部分。

（2）電鑄鎳封合

電鑄過程是一個連續(xù)電鍍的過程，被電鑄的零件作為陰極，金屬離子通過電解液沉積到陰極表面，陽極材料通常由電沉積在陰極表面的金屬材料組成。電鑄工藝具有成形工藝溫度低和成形后精度高的優(yōu)點(diǎn)。電鑄鎳封合結(jié)構(gòu)的燃燒室一般由兩種基體合金組成，銅基合金作為內(nèi)襯，內(nèi)有冷卻通道，鎳基合金結(jié)構(gòu)外殼封合冷卻通道。

用電鑄鎳封合冷卻通道，由于采用的是冷電鍍工藝，因此對內(nèi)壁銅合金材料的機(jī)械及物理特性沒有影響，而且電鑄可實(shí)現(xiàn)復(fù)雜幾何形狀部件的高精度復(fù)制成形。針對銅合金內(nèi)壁，冷卻通道的寬度和高度都可以大范圍調(diào)整，通過電鑄將鎳電沉積到燃燒室的銅基體上，構(gòu)成發(fā)動機(jī)的承載結(jié)構(gòu)。電鑄層表面復(fù)制基材的形貌，表面粗糙度較小，有利于降低冷卻通道的壓力損失。但是，電鑄是一個原子沉積成形，因此制造時間較長，成本相對較高。

采用銑槽+電鑄鎳封合結(jié)構(gòu)制造燃燒室的步驟如下：a）真空精密鑄造、鍛造（或者旋壓成形）銅合金內(nèi)壁坯料；b）精車后銑加工銑冷卻通道，再車外輪廓；c）用蠟填充冷卻通道并使其導(dǎo)電化；d）電鍍銅封合冷卻通道，防止鎳發(fā)生氫脆；e）電鑄鎳外壁；f）退除蠟填料［21］。

（3）熱等靜壓擴(kuò)散連接（HIP）冷卻通道封合

熱等靜壓擴(kuò)散連接（HIP）燃燒室由三個基本組件構(gòu)成：結(jié)構(gòu)外殼、單件內(nèi)襯和多塊喉部支撐。內(nèi)襯一般選用具有高熱傳導(dǎo)性的銅基合金，外殼和集合器選用較高強(qiáng)度的鎳基合金，均為鑄造完成。燃燒室制造步驟如下：a）在內(nèi)襯的外表面加工出冷卻通道；b）制造喉部支撐，并裝配在喉部周圍；c）將喉部支撐和內(nèi)襯一起滑入外殼中；d）裝配上前后集合器后一起在加壓爐中進(jìn)行HIP連接。

HIP 連接時，整個裝配件被放置在真空爐中，爐中加壓，并加溫至一定溫度。在HIP 連接過程中，從冷卻通道和喉部區(qū)域的空隙間抽出空氣，達(dá)到真空狀態(tài)。在HIP 連接溫度以上，壓力作用于整個外殼外表面以及內(nèi)襯上，使內(nèi)襯與外殼直接接觸，由此在內(nèi)襯和外殼之間產(chǎn)生連接接頭。內(nèi)襯與喉部支撐之間、喉部支撐與外殼之間也都產(chǎn)生了連接接頭。所有連接一步完成，不需要特殊的夾具對各部件進(jìn)行強(qiáng)制直接接觸。RS-68 推力室組件包括燒蝕燃燒室內(nèi)襯、300系列的不銹鋼外殼、300系列的不銹鋼氧化劑入口球座，以及高強(qiáng)度4130 合金鋼的推力錐。連接前需要在零件的待連接面上鍍焊接合金，如銅內(nèi)襯上鍍金，不銹鋼外殼和喉襯上鍍鎳，然后內(nèi)襯與外殼緊密接觸形成擴(kuò)散連接［22］。

HIP 整體連接方法的好處之一就是不需要復(fù)雜和昂貴的壓力包套和結(jié)構(gòu)支撐外殼夾具。因此，這種制造方法生產(chǎn)周期短，且后續(xù)加工難度小。

1.4.2 渦輪泵用材料及工藝

1.4.2.1 氫（或甲烷）泵葉輪用材料及工藝

可重復(fù)使用氫氧或液氧/甲烷發(fā)動機(jī)中氫（或甲烷）泵葉輪具有形狀復(fù)雜、工況惡劣（超低溫區(qū)、高轉(zhuǎn)速）、對材料性能及產(chǎn)品可靠性要求極高等特點(diǎn)。目前，氫（或甲烷）泵葉輪大多為超低間隙鈦合金［Ti-6Al-4V ELI（相當(dāng)于我國的TC4ELI）］或Ti-5Al-2.5Sn ELI（相當(dāng)于我國的TA7ELI）等材料制造，液氫溫區(qū)采用Ti-5Al-2.5Sn ELI，液氧及其以上溫區(qū)采用Ti-6Al-4V ELI。葉輪生產(chǎn)工藝已由鑄造成形向鍛件分步加工后焊接成形以及后來的粉末冶金成形工藝發(fā)展。

美國航天飛機(jī)采用的是Ti-5Al-2.5Sn ELI 鈦合金鑄造成形。日本等國家使用了鍛件分部加工再焊接為一體的工藝制造，使用性能相對鑄件而言略好，但其工作轉(zhuǎn)速仍受到限制。俄羅斯采用先進(jìn)的粉末冶金技術(shù)，首先研制出了形狀復(fù)雜的整體粉末鈦合金氫泵葉輪，具有極高的使用性能，并在RD-0120等型氫氧發(fā)動機(jī)上獲得應(yīng)用。美國后續(xù)研制的RS-83可重復(fù)使用氫氧發(fā)動機(jī)以及SSME 后續(xù)改進(jìn)中的氫泵葉輪也采用低溫鈦合金粉末冶金整體成形。

1.4.2.2 氧渦輪泵用材料及工藝

可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)氧渦輪泵在高溫高壓、特殊介質(zhì)、高速旋轉(zhuǎn)和交變應(yīng)力等苛刻復(fù)雜條件下工作，材料選擇是一個極其重要問題。

（1）渦輪盤用材料

渦輪盤是航天發(fā)動機(jī)具有關(guān)鍵特性的核心部件，對發(fā)動機(jī)和航天器的可靠性、安全壽命與性能提高具有決定性影響。早期歐美國家可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)氧渦輪泵渦輪盤選用了鑄鍛Waspaloy 合金，該合金在760 ℃以下具有高的拉伸和持久強(qiáng)度，在870 ℃以下具有良好的抗氧化性能，且有良好的強(qiáng)韌化匹配，在使用性能上表現(xiàn)出很低的裂紋擴(kuò)展速率，這對制造渦輪盤件來說是至關(guān)重要的。Waspaloy 合金760 ℃下的抗拉強(qiáng)度為810～880 MPa，815 ℃下10 h的持久強(qiáng)度為390～410 MPa［23］。

粉末高溫合金興起后，美國航天飛機(jī)采用粉末冶金IN-100 渦輪盤替代了Waspaloy 合金，前者利用快速凝固粉末通過熱等靜壓以及超塑性等溫鍛造成形。該合金中γ'相含量高，有較高強(qiáng)度，且粉末熱等靜壓工藝使合金組織均勻細(xì)小，保證了較高的使用性能和最小的性能分散性，提高了渦輪盤的完整性和可靠性。因此，渦輪盤批量生產(chǎn)時具有較好的質(zhì)量穩(wěn)定性和經(jīng)濟(jì)性。粉末冶金IN100 合金815 ℃下的抗拉強(qiáng)度高于1 000 MPa，815 ℃下10 h 的持久強(qiáng)度高于630 MPa［24］。對比Waspaloy合金性能可知，粉末冶金In-100 高溫合金的高溫強(qiáng)度和高溫持久性能有了較大提高。

（2）渦輪葉片材料

發(fā)動機(jī)氧渦輪輪緣線速度超過500 m/s，葉片應(yīng)力較大，容易導(dǎo)致微裂紋產(chǎn)生擴(kuò)展使部件失效。針對這些問題，美國航天飛機(jī)SSME 發(fā)動機(jī)氧渦輪泵渦輪葉片用材料最早選用了Mar-M246 定向凝固高溫合金，該合金有很好的鑄造性能，易于鑄成葉片，同時合金焊接性能良好，甚至可以與不銹鋼相比。定向凝固高溫合金是高溫合金熔體在鑄型中進(jìn)行凝固時，通過一定方式控制晶核的形成去向，形成幾乎都是相互平行的柱狀晶。如果葉片通過定向凝固制備而成，且其結(jié)晶方向與葉片所受應(yīng)力方向平行，那么葉片的承力能力或耐溫能力就大大提高，同時作用在晶界上的應(yīng)力會最小，從而延緩裂紋形成并增加蠕變持久壽命。Mar-M246 合金不同溫度下的拉伸性能見表6［25］。

表6 Mar-M246不同溫度下拉伸性能Tab.6 Tensile properties of Mar-M246 under different temperatures

后來，隨著可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)對氧渦輪泵渦輪葉片的可靠性進(jìn)一步提高以及新材料研制進(jìn)步，美國SSME 發(fā)動機(jī)渦輪葉片選用了單晶鑄造高溫合金PWA 1480 替代了Mar-M246 定向凝固高溫合金。單晶鑄造高溫合金是指整個鑄件僅由一個晶粒組成的鑄造高溫合金。PWA 1480 合金去除了硼、鋯、鉿等晶界強(qiáng)化元素，提高了合金的熔化溫度起始點(diǎn)，從而使固溶處理溫度可以適當(dāng)提高，以獲得更細(xì)小、彌散的γ'相，使合金的潛力得到更充分發(fā)揮。單晶PWA1480高溫合金的承溫能力比當(dāng)時最好的定向凝固鑄造高溫合金PWA l422 提高了25 ℃，自從1982年開始服役，服役時間超過5×106h。

為了適應(yīng)當(dāng)前工業(yè)技術(shù)發(fā)展趨勢，提高材料生產(chǎn)加工與應(yīng)用過程的工藝性與經(jīng)濟(jì)性，近年來，歐美國家出現(xiàn)了整體葉盤制造工藝。整體葉盤是把發(fā)動機(jī)渦輪盤和葉片設(shè)計(jì)成一個整體，無須加工榫頭和榫槽。這種結(jié)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)是：葉盤的輪緣徑向高度、厚度和葉片原榫頭部位尺寸均可大大減小，減重效果明顯；發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子部件結(jié)構(gòu)大大簡化；避免了葉片與輪盤裝配不當(dāng)造成的微動磨損、裂紋以及鎖片損壞帶來的故障。整體葉盤制造工藝不僅提高了發(fā)動機(jī)的工作效率，也進(jìn)一步提升其可靠性。

針對可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)氧渦輪泵整體葉盤可采用直接熱等靜壓成形方式制備，其優(yōu)點(diǎn)在于這種工藝可實(shí)現(xiàn)近凈成形，能以最小的加工余量和簡化工序制成接近零件最終形狀的半成品葉盤。這不僅節(jié)約大量貴重的戰(zhàn)略元素，同時可以不依賴大型擠壓機(jī)和等溫鍛造設(shè)備。因此開展高壓氧泵整體葉盤用高性能粉末高溫合金材料及直接熱等靜壓技術(shù)研究是非常有意義的。

（3）渦輪殼體材料

目前歐美國家可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)氧渦輪泵殼體材料多采用鑄造IN718合金，該合金的主要強(qiáng)化相是γ''，與γ 基體點(diǎn)陣錯配度較大，共格應(yīng)力強(qiáng)化作用顯著，在低溫和650 ℃以下具有高的強(qiáng)度和優(yōu)異塑性，合金組織比較穩(wěn)定，元素的擴(kuò)散速度較低，無論在固溶狀態(tài)或者時效狀態(tài)都具有良好的成形性和焊接性，非常適合用作低溫和超低溫結(jié)構(gòu)件。但是，鑄造構(gòu)件存在難以避免的疏松、縮孔、偏析等缺陷，可靠性下降，成品率較低。氧渦輪泵殼體構(gòu)件形狀復(fù)雜，尺寸精度要求高，而鑄造IN718 合金加工困難，材料利用率低，生產(chǎn)成本居高不下。熱等靜壓工藝方法可以避免鑄造缺陷的產(chǎn)生，同時組織細(xì)小均勻，且能實(shí)現(xiàn)近凈成形，大大提高材料利用率，有效降低成本。因此建議采用熱等靜壓粉末冶金工藝替代鑄造工藝生產(chǎn)IN718合金構(gòu)件，但需要開展相關(guān)的技術(shù)研究，以滿足可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)氧渦輪泵殼體材料需求。

1.4.3 燃?xì)饧掀鳎釟忉埽┘肮苈酚貌牧霞肮に?/p>

針對接觸高壓氫環(huán)境的集合器或管路用材料，一定要考慮抗氫脆。SSME 發(fā)動機(jī)研制初期，熱交換器蛇形管、噴管高壓氫輸送導(dǎo)管等采用了Inconel 718合金，但在試驗(yàn)過程中發(fā)生開裂泄漏，后來內(nèi)襯加上了抗氫脆性能更好的Inocel 903 合金，解決了這一問題。

對于可重復(fù)使用氫氧發(fā)動機(jī)來說，高壓氫環(huán)境效應(yīng)是高溫合金應(yīng)用中不可避免的一個大問題，它的主要影響是氫原子的滲透會導(dǎo)致大多數(shù)鐵、鈷、鎳基高溫合金發(fā)生明顯的塑性下降，以及一定的強(qiáng)度下降，同時會降低循環(huán)疲勞壽命，促進(jìn)裂紋生長率的增加。

Inconel 718 合金（相當(dāng)于我國的GH4169 合金）一般認(rèn)為抗氫脆性能較好，但在高壓氫環(huán)境下，其會變脆。這一點(diǎn)一定要引起我國發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)人員的重視。因?yàn)槲覈毡檎J(rèn)為GH4169 合金應(yīng)用于液氫環(huán)境一般沒有問題，并且現(xiàn)在YF-75、YF-77 氫氧發(fā)動機(jī)正是如此應(yīng)用?，F(xiàn)在沒有出現(xiàn)問題的原因，可能是現(xiàn)在的發(fā)動機(jī)為一次性使用，試車時間較短，也可能是我們的發(fā)動機(jī)氫的壓力還未達(dá)到臨界值，或者兩者兼而有之。

Inconel 718 合金是以體心四方的γ''（Ni3Nb）和面心立方γ'（Ni3（Al，Ti，Nb）強(qiáng)化的鎳基合金，在-253～700 ℃內(nèi)具有良好的綜合性能，650 ℃以下的屈服強(qiáng)度居變形高溫合金的首位，具有良好的抗疲勞、抗輻射、抗氧化、耐腐蝕性能，以及良好加工性能、焊接性能和長期組織穩(wěn)定性。

Incoloy 903（相當(dāng)于我國的GH2903）是Fe-Ni-Co 基沉淀硬化型變形高溫合金，其合金成分和典型拉伸性能分別見表7 和表8［26］。該合金特點(diǎn)是在較寬的溫度范圍內(nèi)具有低的熱膨脹系數(shù)和幾乎恒定的彈性模量，當(dāng)使用溫度在650 ℃以下時，具有較高的強(qiáng)度、良好的抗冷熱疲勞性能、焊接性能以及抗高壓氫脆等能力。

表7 Incoloy 903合金化學(xué)成分Tab.7 Chemical composition analysis of Incoloy 903 alloy %（w）

表8 Incoloy 903合金典型的拉伸性能Fig.8 Typical tensile properties of Incoloy 903 alloy

為了解決Inconel 718合金高壓氫脆問題，美國正在研究一種強(qiáng)度不低于Inconel 718合金、同時耐高壓氫的粉末冶金高強(qiáng)合金NASA-23，用來代替廣泛使用的Inconel 718。NASA-23合金是以Incoloy 903合金為原型，增加Cr元素質(zhì)量分?jǐn)?shù)到10%左右，其主成分為：Fe-32Ni-15Co-10Cr-3Nb-2.5Ti-0.15Al。與Incoloy 903合金相比，NASA-23合金因鉻元素增加而提高了抗氧化性能，美國預(yù)計(jì)會應(yīng)用在后續(xù)的可重復(fù)使用運(yùn)載火箭中。

2 國內(nèi)可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)用材料及工藝概況

目前我國液體火箭發(fā)動機(jī)一般以滿足運(yùn)載火箭一次性使用為設(shè)計(jì)依據(jù)，追求最高的性能和推重比是發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)的目標(biāo)，零組件的疲勞尤其是高周疲勞問題一般不作重點(diǎn)考慮。未來的可重復(fù)使用運(yùn)載器要求液體火箭發(fā)動機(jī)必須具備可重復(fù)使用能力，工作壽命與一次性使用要求相比提高幾十倍，要實(shí)現(xiàn)這種技術(shù)跨越，不僅要對發(fā)動機(jī)全壽命周期載荷譜下的疲勞壽命進(jìn)行設(shè)計(jì)，對關(guān)鍵零組件進(jìn)行必要的疲勞和可靠性試驗(yàn)驗(yàn)證，還必須采用先進(jìn)的材料和制造工藝從源頭上保證零組件的疲勞壽命，從而保證發(fā)動機(jī)工作壽命和可靠性達(dá)到可重復(fù)使用的要求。

我國目前在可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)研究中［27-28］，涉及材料及工藝技術(shù)的較少，只對推力室用銅銀鋯合金開展了探索研究，以替代目前應(yīng)用的鋯銅/鉻青銅合金，提高推力室的疲勞性能。其他材料都是借用現(xiàn)一次性運(yùn)載火箭中發(fā)動機(jī)用材料，而現(xiàn)用渦輪泵、推力室、燃?xì)饧掀鞯汝P(guān)鍵部位構(gòu)件用材料工作壽命可能滿足不了與一次性使用要求相比提高幾十倍的要求，與國外用關(guān)鍵典型材料性能差距見表9。可知，國內(nèi)渦輪盤用高溫合金材料處于第二至第三代之間，與國外第四代的粉末冶金高溫合金相比差距較大；國內(nèi)推力室內(nèi)壁材料仍然以第二代鋯銅/鉻青銅合金為主，國外使用已久的第三代銅銀鋯合金熱疲勞性能是銅鋯合金的1.6倍，對比之下，國內(nèi)關(guān)鍵材料體系與國外相應(yīng)材料體系相差一到兩代。

表9 液體火箭發(fā)動機(jī)用關(guān)鍵材料國內(nèi)外對比Fig.9 Comparison of key materials used in domestic and foreign liquid rocket engines

國內(nèi)液氧/煤油火箭發(fā)動機(jī)關(guān)鍵材料與表9 內(nèi)相近，推力室及預(yù)燃室內(nèi)壁材料均為鉻青銅QCr0.8，外壁為S-03/06 馬氏體時效不銹鋼，渦輪泵的渦輪盤為GH4586 鎳基合金，燃?xì)膺M(jìn)出口殼體和渦輪靜子是GH4202抗氧化高溫合金，氧化劑離心輪是S-04鑄造馬氏體時效不銹鋼，渦輪泵殼體是S-03/06 馬氏體時效不銹鋼、TC4［29］。

液氧甲烷發(fā)動機(jī)方面，國內(nèi)研究單位分別采用了電鑄和釬焊工藝進(jìn)行推力室內(nèi)外壁連接，目前已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了多次熱試車考核。近年來商業(yè)航天在液氧甲烷發(fā)動機(jī)上也采用了電鑄和釬焊工藝進(jìn)行發(fā)動機(jī)推力室內(nèi)外壁連接，電鑄工藝已經(jīng)通過多次熱試車考核，釬焊工藝目前正在進(jìn)行工藝攻關(guān)。但關(guān)于內(nèi)外壁熱等靜壓擴(kuò)散連接（HIP）工藝研究報(bào)道不多。

國內(nèi)在液體火箭發(fā)動機(jī)構(gòu)件增材制造技術(shù)方面，也開展了一些研究，研制出了氫氧發(fā)動機(jī)氧泵殼體、氧泵進(jìn)氣殼體以及某上面級發(fā)動機(jī)中的起動器、發(fā)生器出口管、排風(fēng)管等并飛行成功［30］。此外，通過對增材制造技術(shù)的研究，還實(shí)現(xiàn)了航天大型鈦合金骨架、支座、位移接頭等大尺寸、復(fù)雜結(jié)構(gòu)難加工金屬材料的高效制造，從而提高了材料利用率，降低了生產(chǎn)成本，加快了研制進(jìn)程。

3 我國可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)關(guān)鍵材料及成形工藝技術(shù)發(fā)展方向

可重復(fù)使用發(fā)動機(jī)的工作壽命與一次性使用要求相比提高幾十倍，因此，可重復(fù)使用火箭發(fā)動機(jī)對關(guān)鍵部件的綜合性能提出了極高的要求，如力學(xué)性能、結(jié)構(gòu)性能、功能性能、耐高低溫、耐介質(zhì)以及發(fā)動機(jī)全壽命周期載荷譜下的疲勞壽命等特性。要從源頭上保證零組件的綜合性能，必須采用先進(jìn)的材料及成形工藝技術(shù)。

依據(jù)國外重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)的研制現(xiàn)狀和技術(shù)發(fā)展，針對未來我國的可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)，國內(nèi)先進(jìn)新型材料工藝技術(shù)及工藝成形技術(shù)的發(fā)展方向概括為如下幾個主要方面：

新材料技術(shù)方面：（1）銅銀鋯合金、銅鉻鈮合金以及氧化物彌散強(qiáng)化銅合金等高性能銅合金材料及應(yīng)用技術(shù)，以滿足高疲勞壽命和更高使用溫度的推力室內(nèi)壁需求；（2）航天用高性能粉末高溫合金材料技術(shù)；（3）高性能低溫鈦合金材料技術(shù)；（4）高性能密封材料技術(shù)，包括高性能銀合金材料、渦輪泵動密封用高性能石墨材料以及閥門用長壽命密封材料等；（5）新型涂層技術(shù)，包括耐富氧燃?xì)獾慕饘俦砻骈L壽命涂層技術(shù)以及長壽命推力室用身部內(nèi)壁表面復(fù)合熱障涂層材料技術(shù)等；（6）噴管延伸段用輕質(zhì)抗沖刷C/C 復(fù)合材料及其制造技術(shù)，以適應(yīng)未來可重復(fù)使用運(yùn)載器一次入軌輕質(zhì)化需求等。

新型成形工藝技術(shù)方面：（1）高溫合金和鈦合金等精密鑄造成形技術(shù)；（2）異種金屬材料焊接及特種金屬材料高能束焊接技術(shù)；（3）增材制造技術(shù)，以適應(yīng)噴注器、殼體等精細(xì)、復(fù)雜構(gòu)件的精密、一體化、整體化成形；（4）高強(qiáng)快速電鑄技術(shù)；（5）熱等靜壓（HIP）粉末冶金成形及HIP 擴(kuò)散連接技術(shù)，克服了增材制造（3D 打?。┘夹g(shù)本身無法避免的殘余應(yīng)力、微裂紋、孔洞等缺陷導(dǎo)致的疲勞性能低的問題［31-32］，以適應(yīng)泵葉輪和渦輪盤等旋轉(zhuǎn)關(guān)鍵零件的高周疲勞以及高密度功率的服役要求。

4 結(jié)束語

發(fā)動機(jī)材料技術(shù)是未來可重復(fù)使用液體火箭必須解決的技術(shù)難題之一。新一代可重復(fù)使用液體火箭的特點(diǎn)要求發(fā)動機(jī)材料滿足耐溫更高、耐介質(zhì)、可重復(fù)使用、耐高周疲勞、高可靠性以及低成本等要求。經(jīng)過長時間發(fā)展和積累，液氧煤油、液氫液氧等發(fā)動機(jī)材料與工藝取得了很大進(jìn)展，但現(xiàn)有的材料技術(shù)仍面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。未來針對可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機(jī)材料技術(shù)的研究，表現(xiàn)出以下趨勢：首先，以航天飛機(jī)為基礎(chǔ)的材料與結(jié)構(gòu)創(chuàng)新不斷取得新進(jìn)展，在新型飛行器研制和發(fā)展中繼續(xù)發(fā)揮關(guān)鍵作用；其次，一種飛行器概念牽引一代材料和結(jié)構(gòu)的發(fā)展，材料類別和結(jié)構(gòu)形式呈現(xiàn)多樣化發(fā)展態(tài)勢；以輕量化、一體化為目標(biāo)的材料與結(jié)構(gòu)創(chuàng)新帶動材料的進(jìn)步和發(fā)展。