液體火箭發動機復合材料噴管延伸段研究進展

劉昌國,邱金蓮,陳明亮

(1.上海空間推進研究所,上海 201112;2.上海空間發動機工程技術中心,上海 201112)

0 引言

為增加火箭的運載能力，液體火箭發動機特別是上面級液體火箭發動機都在向更大推力、更高比沖、更高推重比的發展方向。因此，增大噴管延伸段面積比、使用耐溫能力更優和質量更輕的噴管材料是上面級發動機制造的必然選擇。C/SiC復合材料以及含抗氧化防護涂層的C/C復合材料憑借優良的耐熱、耐機械、抗疲勞性能、抗氧化腐蝕及密度低等性能，成為上面級發動機噴管延伸段甚至整個液體火箭發動機推力室身部的首選材料[1-5]。與常規的金屬噴管延伸段相比，C/SiC和C/C復合材料的密度均不超過2.0 g/cm3，僅為金屬噴管材料密度的1/4～1/3；同時，復合材料的工作溫度可達到1 600 ℃，大幅度超過傳統金屬材料的耐溫能力[6]。近些年來，國內采用復合材料噴管的液體火箭發動機研制進展迅速，僅在2018年下半年，就先后有高室壓10 kN復合材料發動機完成某導彈武器飛行和5 000 N復合材料噴管延伸段發動機完成遠征三號上面級飛行，取得了良好的社會效益、經濟效益和軍事效益。本文系統地總結了國內外液體火箭發動機用復合材料噴管延伸的研究及應用現狀，綜述了復合材料噴管延伸段的成型與復合致密化技術，分析了國內的主要差距并提出了發展建議。

1 國外研究及應用現狀

國際上關于復合材料噴管延伸段在上面級液體火箭發動機中的應用研究，最早來自于歐洲Ariane上面級用HM7低溫發動機。該發動機采用了C/SiC復合材料噴管延伸段，在1989年通過了高空環境模擬熱試車考核，兩次啟動累計工作時間達到1 650 s。圖1為HM7發動機及其C/SiC復合材料噴管延伸段[1]。

復合材料噴管延伸段在上面級液體發動機中最成熟與最成功的應用案例是RL10系列低溫發動機[7]，包括Delta Ⅴ上面級用RL10B-2發動機，Atlas Ⅴ用RL10C-1發動機，以及ArianeⅤ上面級用Vinci發動機。歐洲SAFRAN集團旗下的Snecma固體推進公司在Delta Ⅳ上面級用RL10B-2低溫火箭的需求牽引下，開始研發C/C復合材料噴管，并成功在2002年11月投入Delta Ⅳ飛行應用。該項技術及產品沿用至今，截至2017年4月，已支撐Delta Ⅳ火箭成功完成35次衛星發射任務，在未來還將繼續應用于RL10B-2發動機，保障Delta IV火箭的發射任務。

圖1 Ariane上面級HM7發動機及其C/SiC 復合材料噴管延伸段 Fig.1 HM7 engine of Ariane upper stage with C/SiC composite nozzle extension

圖2為RL10B-2發動機及其C/C復合材料噴管延伸段[7]。為節約空間和降低制造難度，RL10B-2發動機的噴管延伸段采用了可延伸的三段式結構，延伸段全部為C/C復合材料。從上到下依次分為A，B，C三段：A段提前與再生冷卻燃燒室安裝固定，B段和C段分別制備，但在地面提前組裝為一個整體，在飛行過程中整體展開。展開后整個復合材料噴管出口面積比達到285∶1，直徑為2 136 mm，總長2 525 mm。

三段式結構的優勢除了能降低制造難度，還可根據發動機不同的比沖性能需求，靈活選用A段、A+B段、A+B+C段等形式。為Atlas Ⅴ上面級開發的RL10C-1發動機，同樣采用了C/C復合材料噴管延伸段方案，受限于空間結構，RL10C-1發動機只用了A段，但更新了抗氧化涂層，使涂層更環保、更安全。該發動機于2014年12月13日實現首飛，截至2017年4月，RL10C-1發動機共支撐Atlas Ⅴ火箭成功完成19次衛星發射任務。

圖2 RL10B-2發動機及其C/C復合材料 噴管延伸段Fig.2 RL10B-2 engine with C/C composite nozzle extension

Vinci發動機作為另一款高比沖低溫上面級發動機，其推力為180 kN，具有多次啟動能力，同樣采用了再生冷卻燃燒室及大尺寸復合材料輻射冷卻噴管延伸段方案[8-9]。該發動機復合材料噴管延伸段的結構設計與制造技術基本沿用了RL10B-2發動機的C/C噴管技術，且仍采用可延伸的三段式結構。展開后復合材料噴管延伸段出口面積比為243∶1，出口直徑達到2 150 mm，整體高度達到2 850 mm。與RL10B-2相比，其最大的區別在于A段利用C/SiC復合材料替代了涂層防護的C/C復合材料，B和C段仍采用C/C復合材料方案。2008年該發動機通過了鑒定級熱試車考核，發動機累計工作時間為700 s，噴管外壁溫度達到1 700 K。圖3為Vinci發動機C/SiC延伸段A段照片。

圖3 Vinci發動機A段C/SiC延伸段Fig.3 A cone of Vinci engine with C/SiC composite nozzle extension

此外，在2000年左右，歐洲EADS-Astrium公司為Ariane5主發動機Vulcain按1∶5的比例研制了C/SiC復合材料噴管擴張段，并成功進行了熱試車驗證，如圖4所示。為Aestus發動機研制了全尺寸C/SiC復合材料噴管延伸段，并通過了模擬發動機工況環境的正弦波振動考核和真空150 s熱試車考核，如圖5所示，但后續應用未見報道[10-11]。

圖4 Vulcain發動機縮比C/SiC噴管延伸段(1∶5)Fig.4 Vulcain engine with subscale C/SiC composite nozzle extension (1∶5)

圖5 Aestus發動機C/SiC噴管延伸段及其真空 熱試車考核照片Fig.5 Aestus engine with C/SiC composite nozzle extension and its vacuum hot-firing test

2 國內研究及應用現狀

經過十多年的發展，國內液體火箭發動機用復合材料噴管技術取得了長足的進步，相關工作主要集中在國防科技大學和西安航天復合材料研究所等單位，研制的輕小型、快響應姿軌控發動機采用C/SiC復合材料的整體噴管已成功應用于快舟一號和開拓者二號運載火箭，支撐快舟系列和天鯤一號新技術衛星等的發射任務。

在上海空間推進研究所的支持下，國防科技大學于2006年研制出10 kN發動機用C/SiC復合材料噴管[12]，如圖6所示。最大出口直徑530 mm，噴管面積比80∶1。該復合材料發動機兩臺產品先后通過了力學環境試驗和地面熱試車考核，但由于型號研制計劃調整而未能真正實現應用。

圖6 10 kN發動機及C/SiC復合材料噴管延伸段Fig.6 10 kN engine with C/SiC composite nozzle extension

“十二五”期間，北京航天動力研究所和西安航天復合材料研究所開展合作，借鑒RL10B-2發動機噴管設計方案，為我國某液氫液氧發動機設計出“A，B，C”三段式延伸噴管，其中A段采用再生冷卻金屬，B段采用固定安裝的C/C-SiC復合材料噴管，C段擬采用可延伸的C/C復合材料噴管[13]。B段C/C-SiC復合材料噴管面積比30∶1～80∶1，出口直徑達到了1 060 mm，A與B段通過法蘭連接后搭載某發動機進行了100 s工作程序高空模擬試車考核(圖7)，而更大尺寸的C段未進行有效考核。

目前國內已投入使用的復合材料噴管延伸段有兩個型號產品，均由國防科技大學研制。

一是液體雙組元2 400 N發動機用C/SiC復合材料噴管延伸段，產品出口直徑300 mm，在通過一系列地面試驗考核后，于2013年參與型號完成了飛行應用。圖8為2 400 N發動機高空熱試車工作照片。

圖7 B段C/C-SiC復合材料噴管延伸段安裝照片Fig.7 Installation of B cone with C/C-SiC composite nozzle extension

圖8 2 400 N發動機C/SiC復合材料噴管延伸段熱試車照片Fig.8 2 400 N engine with C/SiC composite nozzle extension during the altitude hot-firing test

二是我國新一代多星發射上面級遠征三號用高性能大角度雙向搖擺再生冷卻5 000 N發動機，該發動機采用了C/SiC復合材料噴管延伸段方案，延伸段面積比為80∶1，出口直徑558 mm，高度623 mm，出口壁厚僅1.3 mm，相比金屬噴管方案減重60%。圖9為遠征三號5 000 N發動機安裝復合材料噴管延伸段。2018年12月，C/SiC復合材料噴管延伸段支撐遠征三號上面級首飛成功，并成功將7顆衛星部署到不同軌道，實現國內首次多星異軌部署。該發動機累計啟動21 次，累計在軌工作時間達到1 100 s。

此外，國防科技大學還先后開發出雙組元750 N，2 000 N，10 kN液體火箭發動機用C/SiC復合材料噴管延伸段產品[14]，如圖10所示。并全部通過力學試驗和發動機熱試車考核，其中750 N發動機用噴管延伸段的面積比達到900∶1。從2017年7月—2018年6月，在不到一年的時間里，國防科技大學研制出具有大面積比噴管延伸段，對整體式復合材料身部先后進行了4次高空模擬熱試車和3次全系統熱試車，并于2018年9月為某武器型號的成功飛行提供了動力保障。該發動機如圖11(a)所示，其研制難度大，燃燒室壓力4 MPa，真空推力10 kN，實現了復合材料與金屬的焊接連接，圖11(b)為該發動機高空模擬熱試車照片。

圖9 遠征三號5 000 N發動機C/SiC復合材料噴管Fig.9 5 000 N engine of YZ-3 with C/SiC composite nozzle

圖10 系列C/SiC復合材料噴管延伸段產品照片Fig.10 A series of C/SiC composite nozzle extension products

3 復合材料噴管延伸段成型技術

復合材料噴管延伸段以碳纖維預制體為骨架，經C或SiC基體復合致密化而成。纖維預制體成型技術是復合材料噴管延伸段的關鍵技術之一。國內外先后發展了各具優缺點的一維纏繞成型、三維編織成型以及三維針刺成型等多種成型技術[13-16]。

纖維一維纏繞成型技術在樹脂基復合材料構件制備中的應用十分普遍與成熟。不同于樹脂基復合材料，對于C/C或C/SiC復合材料而言，在纖維纏繞并固化成型后，還需要進行高溫陶瓷化以及后續致密化。德國EADS-Astrium公司Aestus上面級發動機C/SiC復合材料噴管、Vulcain主發動機C/SiC噴管延伸段縮比件均采用一維纏繞成型[10]，如圖12所示。此外，歐洲新一代液體雙組元500 N遠地點發動機C/SiC復合材料整體噴管和我國飛行應用的液體雙組元2 400 N發動機噴管延伸段也采用了一維纏繞成型技術[12]，如圖13所示。需要指出的是一維纏繞成型的不足在于所得材料的層間結合強度弱，在發動機的強熱力沖擊載荷作用下，容易出現分層破壞。

圖11 高室壓10 kN復合材料(含噴管延伸段) 發動機(a)力學試驗和(b)高模熱試車Fig.11 High chamber pressure 10 kN engine with C/SiC composite nozzle extension during (a) the mecha- nical test and (b) altitude hot-firing test

三維編織成型技術所得復合材料噴管延伸段具有強度高、整體性強等優點[17]。纖維紗束通過相互交叉形成空間菱形的結構單元，不僅具有優異的整體性，還能夠根據需要變形，確保噴管產品的型面特征。然而，目前國內外機械自動化的三維編織成型技術僅適用于尺寸較小的姿軌控噴管產品，如圖14所示，對于大尺寸的噴管延伸段產品還只能靠手工操作，該過程屬于勞動密集型，周期長，效率低，成本高，難以滿足大面積或大面積比復合材料噴管延伸段的制備。

圖12 纏繞成型仿真過程及噴管延伸段產品照片Fig.12 Simulation process of winding molding and product of C/SiC composite nozzle extension

圖14 三維自動編織過程及10 kN噴管織物照片 Fig.14 3D-automatic weaving process and 10 kKN nozzle weave

三維針刺成型技術是法國Snecma固體推進公司開發的一種十分有效的預制體成型技術[16,18-19]，該成型工藝以纖維網胎和纖維布為針刺原料，采用一種帶有倒鉤的特殊針進行自動化穿刺，形成平面和層間均有一定強度的準三維網狀結構增強體。針刺預制體既克服了一維纏繞構件層間強度弱的缺點，又克服了三維編織工藝復雜、成本高的弱點。該技術在國際上被稱為Novoltex技術，RL10系列火箭用C/C或C/SiC復合材料噴管延伸段全部采用了該三維針刺成型技術，如圖15所示。該工藝的不足在于：一是需要制作兩套分別用于針刺成型和復合致密化的芯模；二是內外表面都需要機械加工；三是存在最小壁厚2.3 mm的限制，因為要針刺為一個整體，至少需要三層由纖維布和網胎組成的結構單元，累計厚度即2.3 mm。RL10系列火箭用復合材料噴管的最小壁厚都是2.3 mm。

圖15 三維針刺成型技術及織物照片Fig.15 3D-needling molding technology and weave

近期，國防科技大學開發出一種特殊的偽三維成型技術，有效地解決了復合材料噴管延伸段三維編織成型難度大、一維纏繞成型可靠性低，三維針刺成型加工難度大等問題。該技術不僅實現了復合材料噴管內外表面的凈成型，還可將產品最小壁厚控制到1.0 mm左右，是RL10B-2發動機用C/C復合材料噴管延伸段壁厚的1/2，噴管延伸段的減重效果更為突出。遠征三號上面級5 kN發動機噴管延伸段的制備即采用了偽三維成型技術。圖16為采用偽三維成型的復合材料噴管延伸段10 kN發動機照片。

4 復合材料噴管復合致密化技術

在纖維織物的基礎上，通過引入C基體或SiC基體，可以分別得到C/C和C/SiC復合材料噴管延伸段，二者均已成功實現型號應用。由于C/SiC復合材料自身具有優異的抗氧化性能，更適用于發動機燃燒室或工況條件更為苛刻的噴管延伸段。C/C復合材料必須在抗氧化涂層的防護下才能夠抵抗液體火箭發動機高溫燃氣的化學侵蝕，因此對C/C復合材料噴管而言抗氧化涂層至關重要[2,15,20]。為兼顧C/SiC復合材料優異的抗氧化性能和C/C復合材料的低成本，國內外都發展了C/C-SiC復合材料體系并應用于噴管延伸段產品，即前期以C基體增密，后期用SiC基體增密[13]。

圖16 偽三維成型10 kKN復合材料噴管延伸段照片Fig.16 10 kKN engine with composite nozzle extension by quasi 3D-molding technology

C/C或C/SiC復合材料噴管延伸段的增密或致密化過程又可分為氣相法(化學氣相滲透法，CVI法)和液相法(先驅體浸漬裂解法，PIP法)[21]。PIP法是以纖維預制件為骨架，采用溶液或熔融的聚碳硅烷(PCS)等SiC陶瓷前驅體或酚醛、瀝青等碳前驅體進行浸漬，填充先驅體的預制件，然后在惰性氣體保護下高溫裂解。由于裂解小分子逸出形成氣孔和基體裂解后的收縮，制備過程需多次實施浸漬裂解過程才能實現材料的致密化。

CVI法是SiC或C基體通過氣相滲透并沉積的方式實現材料致密化。其典型的工藝過程是將碳纖維預成型體置于CVI爐中，源氣通過擴散或由壓力差產生的定向流動輸送至預成型體周圍后向其內部擴散，此時氣態先驅體在孔隙內發生化學反應，所生成的固體產物沉積在孔隙壁上，使孔隙壁的表面逐漸增厚。

國內制備復合材料噴管延伸段通常采用的是PIP致密化技術，Snecma固體推進公司在制備RL10系列火箭用復合材料噴管產品時采用的是CVI致密化技術。

5 國內發展差距及建議

通過上述對國外和國內復合材料噴管技術的系統總結，可以看出國內大面積比復合材料噴管技術的應用水平遠低于國外先進水平。從執行任務來看，國際上最具代表的RL10發動機使用復合材料噴管延伸段累計執行了54次衛星發射任務，而國內僅有遠征三號上面級5 kN發動機使用復合材料噴管延伸段執行了一次衛星發射任務。從首次飛行應用時間來看，國外在2002年即實現了復合材料噴管在衛星發射中工程應用，我國在2018年年底才實現首飛。從噴管尺度來看，國外飛行產品的出口面積比達到285∶1，直徑高達2 136 mm，國內飛行產品的出口面積比僅為80∶1，直徑僅600 mm。

由于復合材料噴管延伸段在提升上面級發動機綜合性能方面具有重要意義，我國需在現有基礎上大力發展相關技術。重點做好四方面的工作：

1)由于復合材料獨特的可設計性，增強纖維牌號、纖維預制體成型方式、基體體系、復合工藝，以及致密化程度都對復合材料的強度、剛度和沖擊韌度等力學性能，以及熱膨脹、熱擴散、輻射系數等熱物理性能產生較大影響，需要建立與火箭發動機噴管密切相關的材料性能數據庫，在工藝和制造方面開展深入研究，為工程設計提供數據支撐。

2)提升復合材料噴管延伸段的總體設計能力，能夠根據發動機工況條件，解離出復合材料噴管將要承受的熱、力、化學環境，優化復合材料噴管的結構設計。

3)建立復合材料噴管的檢測規范，形成噴管產品合格判據。

4)解決復合材料與金屬的焊接連接技術難題，特別是針對大面積比噴管延伸段，因其尺寸大，與金屬的焊接連接技術難度格外大[22]。