液体火箭发动机辐射冷却身部材料研究进展 王 凯，张 鹏，杨卫鹏，张维明，李广阔(1.西安航天发动机有限公司，陕西 西安 710100； 2.航天推进技术研究院，陕西 西安 710100)0 引言液体火箭发动机推力室身部服役时承受高温高压燃气强力冲刷，通常采用再生冷却、辐射冷却或烧蚀冷却等方案，保证身部材料在许用温度以下服役辐射冷却身部采用耐高温材料，将高温燃气传导给身部的热量通过身部外壁表面辐射出去，具有质量轻、结构简单、制造难度小、设计温度范围内可靠性高等特点特别是相比一、二级火箭主发动机最常用的再生冷却方案，辐射冷却身部不需要承担推进剂流经身部再生冷却通道导致的压力损失，降低了推力室入口压力要求，进而降低上游贮箱或涡轮泵设计、制造难度，从系统上提升了发动机的可靠性，是空间发动机和其他姿轨控发动机推力室身部、上面级发动机喷管延伸段最常用的冷却方式[1-4]近年来以SpaceX猎鹰火箭二级Merlin-1D V液氧煤油发动机和拟用于美国战神火箭二级的J-2X氢氧发动机为代表的大推力泵压式液体火箭发动机，也都采用了辐射冷却喷管[5-6]，标志着辐射冷却身部未来在液体动力领域还有更广阔的应用前景。
由于身部燃烧室段温度高、热流密度大，超出了大部分材料的使用极限，为保证可靠性，辐射冷却燃烧室通常需要配合膜冷却，即在喷注器或身部上游排放冷却剂，在燃烧室壁形成一层薄膜，防止壁面过热膜冷却剂通常为某一组元推进剂，这一部分推进剂没有在燃烧室充分参与燃烧，材料的许用温度越高、用于冷却身部的推进剂用量越低，能够进一步提升发动机的性能航天工业的发展，对液体火箭发动机比冲、推重比、启动次数、服役时间和可靠性等都提出了更高的要求，对辐射冷却身部材料的耐高温、轻量化需求不断提升；而人类更加频繁地进入空间环境也要求身部制造材料成本进一步降低[7]本文对国内外已在液体火箭发动机推力室辐射身部应用的材料如钛合金、高温合金、难熔金属和C纤维复合材料[8-9]进行了整理概述，对辐射冷却身部材料的发展进行了展望1 金属材料辐射身部1.1 钛合金钛合金是常用轻合金中耐高温性能最好的材料，室温约600 ℃以下拥有优异的强度和抗腐蚀性能，部分钛合金短时使用温度甚至可达800 ℃，超过800 ℃以上强度则急剧降低，且高温条件下容易与气体元素发生反应[10]，因而限制了其在推力室身部中的应用但由于较低的密度和优异的比强度可减轻发动机质量[11]，部分发动机选择钛合金制造温度稍低的喷管后段。
阿波罗登月飞船采用了由Aerojet公司研发的AJ10-137作为服务舱主发动机(见图1)，该发动机身部喷管前段(面积比6∶1～40∶1段)采用C103铌合金，喷管后段(面积比40∶1～出口段)采用Ti-5Al-2.5Sn钛合金(国内相似牌号TA7)，前后段采用焊接方式连接[12]这是因为身部前段壁温达到1 000 ℃以上，超过了钛合金的许用温度，而壁温降至800 ℃以下的喷管后段采用钛合金材料一方面降低了发动机质量(密度仅为铌合金一半)；另一方面也节约了成本(价格不到铌合金的10)贝尔航空公司为航天飞机轨道器研制的2 665 N轨控发动机喷管也采用了这一方案[13]，在燃气温度降至650 ℃以下的喷管后段，采用了Ti-6Al-4V合金(国内相似牌号TC4)图1 阿波罗飞船服务舱主发动机及其钛合金喷管后段1.2 高温合金高温合金是一类以Fe、Ni、Co为基体的高合金化材料，能够在600 ℃以上高温环境和强氧化、强腐蚀、复杂应力条件下使用[14-15]，相比钛合金能够承受更高的温度，相比难熔金属成本较低，抗氧化和抗腐蚀能力更优异，可不喷涂防护涂层使用，在国内外部分液体火箭发动机身部喷管中得到了应用。
阿波罗登月飞船服务舱和着陆舱R-4D姿态控制发动机，推力室身部喷管延伸段材料采用了L-605(国内相似牌号GH5605)钴基固溶强化高温合金[16]该合金中Ni、Cr、W含量分别可达10、15和20[17]，在1 090 ℃以下具有优良的抗氧化性能图2所示为采用L-605辐射冷却喷管的R-4D发动机图2 阿波罗飞船服务舱R-4D姿控发动机拟用于美国战神火箭二级的J-2X氢氧发动机是由土星五号火箭二级J-2发动机改进而来该发动机喷管延伸段采用辐射冷却方案，材料为Haynes230镍基高温合金[6]，是一种Ni-Cr-W型固溶强化高温合金，在900 ℃以下具有良好的强度、抗氧化和抗腐蚀性能，且热膨胀系数较低[18]相比J-2发动机的管束式再生冷却喷管，单壁辐射喷管的制造难度、研制周期和生产成本都大幅降低图3所示即为采用管束式再生冷却的J-2发动机和采用辐射冷却喷管的J-2X发动机图3 J-2发动机和J-2X发动机1.3 难熔金属Ta、Nb、W、Mo、Re等难熔金属及以其为基体的合金，在喷涂抗氧化涂层后能够在1 000 ℃以上的温度下长期使用，是目前应用最广泛的辐射喷管材料[19]1.2节所述的阿波罗登月飞船R-4D发动机燃烧室便采用了金属钼制造，表面喷涂硅化物涂层，最高使用温度可达1 600 ℃[20]。
但该类材料脆性转变温度低，材料成形难度大，其他液体火箭发动机辐射身部较少采用铌的熔点高达2 467 ℃，在难熔金属中密度最低(8.6 g/cm3)，Nb中加入W、Mo、Ta、Hf等金属元素形成的合金，在固溶强化和弥散强化作用下，最高使用温度甚至可以达到1 600～1 800 ℃[20-21]此外铌合金还具有：①室温和高温塑性较好，可以进行各种冷热变形，进而获得大尺寸、薄壁构件；②脆性转变温度较低，能够长期在空间深冷环境服役；③自身焊接或与钛合金焊接性能良好，便于与其他材料制造的推力室头部或喷管延伸段连接铌合金因此也成为了液体火箭发动机辐射身部首选材料C103铌铪合金(国内相似牌号NbHf10-1)在1 400 ℃以下拥有优异的综合性能[22]该合金含10Hf和少量Zr元素，强化机理为固溶强化，因Hf原子和Nb原子尺寸差异小，形成的固溶体晶格畸变较小，固溶强化效果不明显，材料强度较低但液体火箭发动机辐射喷管或室压较低的上面级、空间发动机燃烧室对材料强度要求不高，而C103优异的塑性、极低的脆性转变温度、良好的焊接性能和推进剂相容性使其成为液体火箭发动机中应用最广泛的铌合金材料阿波罗飞船登月舱着陆主发动机(LMDE)喷管延伸段便采用了C103合金。
该喷管直径接近1.5 m，长度超过1 m，面积比从16∶1扩张至47.5∶1为了减少发动机质量，同时在登月舱着陆时吸收与月面撞击的能量，喷管的出口端最小壁厚仅为0.25 mm这种可溃式设计在阿波罗15号月面着陆时得到了应用，喷管着陆时变形吸能保护整个登月舱安然无恙，正是利用了C103铌铪合金强度较低、塑性和韧性优良的特点(见图4)[13, 21]图4 阿波罗飞船LMDE发动机及阿波罗12号、15号月面着陆后的喷管除用于制作身部喷管段外，辐射冷却燃烧室也经常采用铌合金材料，但通常需配合膜冷却以保证燃烧室的可靠性因用于膜冷却的推进剂在燃烧室内不能充分参与燃烧，影响了发动机性能进一步提升选用高温性能更好的材料可以减少膜冷却推进剂用量，提高发动机燃烧效率和比冲俄罗斯卫星和空间站轨控发动机身部采用的5ΒΜЦ合金 (国内相似牌号Nb521)，使用温度可达 1 650 ℃，该合金含有10W、2Mo和1Zr，1 600 ℃强度达到C103铌铪合金的3.4～4.5倍这是因为W原子半径与Nb差异较大，在高温条件下的固溶强化效果更加明显美国也开发了一系列含W、Ta元素的铌合金，代表性的有SCb291(Nb-10W-10Ta)、FS-85(Nb-11W-27.5Ta)，在航天飞机和导弹姿轨控发动机中得到了应用[13,23-24]。
Re具有高温强度和抗高温蠕变性能好、不易与碳形成化合物、抗燃气腐蚀性能好等优异性能，配合Ir制涂层，使用温度可达2 000 ℃以上，甚至可以在无膜冷却条件下长期服役[8]美国445 N空间发动机(R-4D)，起初燃烧室材料为钼，后改进为铌合金燃烧室比冲提升至311 s，21世纪初，又将最新开发的Re/Ir燃烧室技术应用于R-4D-16发动机，发动机真空比冲达到了327 s图5所示为不同燃烧室材料的R-4D发动机及其真空比冲[25-27]图5 不同燃烧室材料的R-4D发动机及其真空比冲我国上海空间推进研究所为东方红卫星平台研制的第一代和第二代490 N轨控发动机，身部材料分别选用了C103铌铪合金和Nb521铌钨合金，比冲分别为305 s和315 s；近年来新研的第三代490 N发动机采用Re/Ir燃烧室，经高模试车验证，真空比冲约325 s，达到国际先进水平[28]图6所示为不同燃烧室材料的490 N发动机及其真空比冲图6 不同燃烧室材料的490 N发动机及其真空比冲前述Mo、Nb、Re及其合金，在高温条件下都极易发生氧化，服役时必须喷涂抗氧化涂层高温条件下涂层一旦破坏，材料很快会被氧化烧蚀，这也制约了推力室使用寿命和可靠性进一步提升。
Pt/Rh合金在1 500 ℃条件下仍具有良好的强度和抗氧化性能，用于液体火箭发动机身部可不带涂层使用[29]，能够大幅提高发动机的使用寿命和可靠性欧洲航天局研制了一系列Pt/Rh合金推力室，并在其卫星姿轨控发动机中得到了应用，图7所示为10 N Pt/Rh合金推力室[30]但Pt、Rh均为稀贵金属元素，昂贵的成本限制了其进一步推广应用图7 10 N铂铑合金推力室2 碳纤维复合材料辐射身部现代液体火箭发动机推力室身部温度已经接近常用金属材料及其合金的许用极限，如继续使用熔点更高的金属材料制造推力室身部一方面材料制备、成形和抗氧化涂层技术攻关难度极大；另一方面难熔金属的密度高，降低了发动机推重比，不符合发动机轻量化的发展趋势C/SiC是以SiC陶瓷为基体的碳纤维增强复合材料，长效使用温度可达1 650 ℃；C/C是以石墨为基体的碳纤维增强复合材料，长效使用温度可达2 000 ℃两种材料具有优异的高温强度、高温断裂韧性和良好的比强度、耐磨损、耐腐蚀性能，密度仅为1.5～2.0 g/cm3，在一系列高性能液体火箭发动机辐射身部中得到了应用[31-32]欧洲20世纪80年代以来便开展了C/SiC复合材料身部的技术攻关，先后研制了阿丽亚娜上面级HM7发动机喷管延伸段、400 N远地点空间发动机燃烧室等一系列C/SiC复合材料身部[33-34]。
图8所示为德国Astrium公司为阿丽亚娜5号火箭芯级Vulcain氢氧发动机研制的C/SiC缩尺喷管，热试车考核验证了材料在高温条件下服役的可行性[35]图8 Vulcain发动机C/SiC缩尺喷管及试车考核美国普拉特·惠特尼公司(Pratt & Whitney)为德尔塔Ⅳ火箭上面级研制的RL-10B-2氢氧发动机采用了法国Snecma公司研制的C/C复合材料可延伸喷管(见图9)，发动机真空推力11.2 t、真空比冲达到惊人的465.5 s，总质量仅277 kg，其中复合材料可延伸喷管长度达到2.5 m，出口直径2.1 m，而质量仅有92 kgC/C复合材料可延伸喷管的应用大幅提升了发动机比冲和推重比，使得该发动机成为全世界性能最优异的上面级发动机之一[36-38]图9 采用C/C可延伸喷管的RL-10B-2发动机欧洲航天局阿丽亚娜5号上面级的Vinic发动机(见图10)[39]、俄罗斯天顶-3SL上面级DM-SL[40]也采用了C/C复合材料喷管延伸段图10 阿丽亚娜5号上面级Vinic发动机我国C纤维复合材料辐射身部研究起步较晚，进入21世纪相继有高校和科研院所在C/SiC和C/C复合材料辐射身部领域开展了研究与应用[41]。