氫氧發動機噴管制造技術發展

張晗翌 劉潤澤

綜述·專稿

氫氧發動機噴管制造技術發展

張晗翌劉潤澤

（1.中國運載火箭技術研究院空間物理重點實驗室，北京 100076；2. 北京銳影醫療技術有限公司，北京 100089）

以氫氧發動機噴管為主，綜合分析了國外氫氧發動機噴管制造技術發展現狀，包括美國SSME發動機、日本LE-7發動機的縱向管束式、歐洲航天局“火神”1/“火神”2發動機的螺旋管束式、以及俄羅斯RD-0120發動機等的銑槽式，單壁結構的噴管結構簡單，在氫氧發動機上也有應用。最后介紹了正在研究的火箭噴管快速制造技術，如內襯成形的同軸送粉激光沉積增材制造技術和電弧熔絲增材制造，加工冷卻通道的磨料水射流銑削技術，以及用于封合冷卻通道的激光熔絲技術等。

噴管；釬焊；激光焊；增材制造

1 引言

噴管是發動機的重要組件，負責控制熱氣的方向和膨脹，這些熱氣從燃燒室排出，經過喉襯部分膨脹并加速，為發動機產生推力。噴管的結構設計、材料選擇及加工工藝都會直接影響發動機的整體性能。美國和俄羅斯兩個航天強國在最初的火箭發動機研制中，噴管的設計與制造就走了兩條完全不同的道路，美國航天工業在燃燒室和噴管的制造上選擇了錐管釬焊成型的管束式結構，而俄羅斯采用的是銑槽式結構。從理論上講，錐管形成的冷卻通道比銑槽結構的質量要少，但制造工藝復雜。目前氫氧發動機噴管的結構形式主要分為管束式結構、銑槽式結構和單壁結構。其中，管束式又分為縱向管束式和螺旋管束式。美國早期的上面級發動機LE-10、航天飛機主發動機（SSME）以及日本的LE-7/LE-7A發動機均采用縱向管束式結構；歐洲航天局“火神”1/“火神”2發動機和中國的YF-77發動機采用了螺旋管束式結構；銑槽式結構的噴管以蘇俄研制的RD-0120氫氧發動機為代表，蘇俄的液氧煤油發動機也同樣采用了這種內壁銑槽+擴散釬焊外壁的制造工藝，如RD-120發動機等。美國曾與俄羅斯合作研究過銑槽式結構噴管，意圖用于SSME改進型等發動機上。21世紀初，歐洲航天局研究出內壁銑槽+激光焊外壁的銑槽式結構，現用于“火神”2.1型發動機，該發動機將用于阿里安6的芯級，預計2022年第二季度首次發射。目前美國多個機構正在研究銑槽式噴管的快速制造技術，即采用增材制造技術制造噴管的內襯和封合外殼，與傳統工藝相比，這種快速制造技術工序少，周期短，對制造大型噴管極具潛力；單壁結構的噴管結構簡單，常用于固體火箭發動機，在氫氧發動機上也有應用，如美國RS-68發動機的噴管沿用了和航天飛機固體助推器一樣的單壁復合材料噴管。歐洲航天局“火神”2、日本LE-9以及美國J-2X發動機都在噴管下半段大面積比處采用了排放冷卻的金屬單壁結構。國外典型氫氧發動機噴管所用材料與工藝參見表1。

表1 國外典型氫氧發動機性能及噴管材料與工藝

2 管束式結構噴管

圖1 管束式結構示意圖

管束式噴管有兩種形式，圖1a所示的縱向管束式結構采用圓形錐管，冷卻劑從上直接向下流動冷卻噴管。這種結構的噴管設計簡潔、重量輕，但噴管剛度相對較差，而且制造技術比較復雜，管間間隙不易調整，容易影響焊接質量。另一種是圖1b所示的螺旋管束式結構，采用方管（或矩形管）按螺旋狀依次排放，然后焊接在一起。螺旋管束式結構的噴管冷卻效果和剛度都比縱向管束式好，且可以通過改變螺旋升角調整管間間隙，易于保證焊接質量。

2.1 縱向管束式噴管制造技術

美國SSME發動機噴管長3.05m，主要由管壁結構件、結構外殼、加強箍和集合器組成。噴管兩端的錐管直徑分別為1.59mm和6.35mm，壁厚在0.18～0.38mm之間變化。管壁結構件由1080根錐形管豎直裝配，并釬焊成一體，形成鐘型噴管。錐管材料為A-286不銹鋼，累計總長為3292m；管壁結構件焊接成功后，在外表面釬焊因康鎳718結構外殼和9個加強箍。薄壁外殼具有熱屏障功能，殼壁上加工有錯綜復雜的冷卻劑進出孔。9個環箍作為加強箍，以增加噴管的強度；最后將錐管兩端與上下集合器釬焊在一起，再與3個傳送管道和6個排放管路連接。噴管冷卻時，液氫作為冷卻劑分成兩股，一股直接流向噴注器，另一股通過三條輸送管道，分六個點進入噴管尾部的入口集合器，向上流過1080根錐管后到達噴管頂端的出口集合器，經混合器后再通過旁路流過。

釬焊操作一般進行2～3個循環，所用釬料為Au-22Ni-8Pd和Au-25Mn-6Pd-6Ni-45Cu。錐形管與外殼的裝配需要使用7kg的釬料，錐管與集合器共有2160個釬焊接頭，焊縫總長度超過4200m。

2.2 螺旋管束式噴管制造技術

以歐洲航天局“火神”1發動機為例，噴管由管壁結構件、加強箍和集合器組成。管壁結構件由456根因康鎳600薄壁方管組成，這些薄壁方管呈螺旋形纏繞形成鐘形，管壁橫截面為4mm×4mm的正方形。焊縫總長達1800m，焊縫間距僅為4mm。這種結構的噴管沒有結構外殼，僅由加強箍輔助支撐。“火神”2發動機的噴管結構改為：上半部分仍為螺旋管束式結構，由288根橫截面為4mm×6mm的矩形管組成，下半部采用了薄膜冷卻的金屬單壁結構。

管壁結構件制造工序包括：將圓管拉伸成所需尺寸的方管；將方管切割到合適長度；對方管逐個去毛刺、清洗等；采用專用數控彎管機床將方管彎曲到指定的螺旋形狀；將模具做成噴管內尺寸形狀；將方管手工依次纏繞到模具上，并用絲帶纏繞固定，如圖2所示。方管之間緊密排放，避免間隙過大使后續焊接出現問題；使用TIG焊將螺旋型排列的方管焊接成噴管。焊接系統由焊接機器人、激光跟蹤傳感器和TIG焊槍組成。焊接時，模具旋轉，同機器人協調動作，激光跟蹤傳感器在焊接之前定位焊縫；將焊好的管壁結構件放置在特制的車床上，將零件的兩端切割到合適尺寸并清洗。檢查焊縫是否滿足標準，如有必要，還需手工修補焊縫。

圖2 制造中的“火神”1/“火神”2螺旋管束式噴管

接下來是集合器和加強箍的焊接。集合器安裝在管壁結構件的上下兩端，焊接時使用填充材料，接口孔由鉆孔和鉸孔工藝完成；為確保噴管在高壓下不變形，需進行抗壓試驗。試驗包括對整個噴管內腔加壓和在管中加壓兩部分；加強箍共有14個，上下邊都要焊接，并用熒光滲透檢查焊接區域的裂紋，保證焊接后的方管內腔沒有變形；用水沖刷清洗管道，檢漏后再次進行加壓檢測；最后精車接合面直徑和表面、焊接裝配渦輪排氣管支架，以及對所有焊接區域和出口端面進行熒光滲透檢查和尺寸檢測等。

首次使用螺旋管束噴管的是歐洲航天局的HM-7發動機，當時采用手工焊接技術。從“火神”1發動機噴管開始使用自動焊接技術，全自動數控焊接機床上配備了旋轉加傾斜的工作臺。焊接時焊接機器人會根據焊縫位置變化對焊縫進行精確跟蹤，這是噴管焊接的關鍵。

3 銑槽式結構噴管

銑槽式結構的噴管由內襯和外殼組成，在內襯的外表面加工出冷卻通道，再用外殼進行封合。封合技術是銑槽式噴管的制造難點，俄羅斯最早開始使用銑槽式結構噴管，采用釬焊技術封合。21世紀初，為滿足降低成本及向高壓發動機方向發展的要求，歐洲航天局開發了激光焊接銑槽式結構噴管。與釬焊相比，這種形式的噴管工藝性好、生產柔性強，機械性能、完整性和重復性都有很大提高，而且沒有了真空釬焊爐的限制，對大尺寸噴管的研制潛力很大。由于激光焊接材料范圍廣，又采用標準加工工藝及設備，因此，噴管的加工時間和成本都得到降低。

目前，國外正在研究大型銑槽式結構噴管的快速制造技術，包括內襯成形、冷卻通道的加工及封合等，以電弧熔絲沉積和激光送粉沉積增材制造技術為主的快速制造技術，加工出的零件可以達到近凈成形，減少了后續加工工序，可大幅縮減噴管的制造周期與成本。

3.1 采用真空釬焊的銑槽式噴管

以俄羅斯RD-0120發動機為例，噴管由三部分組成：上段、中段和下段。每段噴管都是由各自的內襯和外殼構成，上段內襯材料為青銅，外殼材料為BHC-25鎳鉻合金，中段和下段的內外壁材料均為12X18H10T不銹鋼。在內襯上銑出溝槽作為冷卻通道，外殼作為噴管結構的外壁在施加了釬焊合金之后，按特定步驟裝配，然后采用俄羅斯專有的旋轉真空壓力釬焊（RVCB）工藝封合冷卻通道。完成釬焊的噴管段經檢查后進行焊接總裝，三段之間的連接采用真空電子束焊接，并在下段噴管上安裝5條加強筋，以保證噴管結構的穩定。最后在噴管的兩端焊接集合器。這種銑槽式噴管的連接方式不需要復雜的夾具，所有零件放置在合適的位置在一定的壓力下完成釬焊。

RD-0120發動機是模擬可重復使用發動機SSME而制造的一次性發動機，與SSME的推力、尺寸和操作條件幾乎完全相同。與SSME相比，噴管的零件數量、焊接部位均大幅減少。這種結構類型的噴管不僅具有優異的冷卻特性，同時還具有制造工藝簡單、結構堅固的優點。美國曾與俄羅斯合作進行過這種真空釬焊銑槽式噴管的研究，試圖用于SSME改進型等。美國早期的液體火箭發動機燃燒室和噴管常采用管束式結構，20世紀70年代開始在SSME的主燃燒室和X-33的塞式發動機上使用這種銑槽式結構。20世紀90年代，美國曾考慮過為SSME研制銑槽式噴管，此時正值蘇聯政局改變，俄羅斯開放火箭發動機和運載器的合作，NASA和美國的幾家航天公司開始研究俄羅斯火箭技術，其中Aerojet-CADB-洛克達因合作團隊同NASA一起進行SSME升級中銑槽式噴管的研發。但這種釬焊銑槽式結構的噴管對內壁冷卻槽精度要求高，加工難度大，且冷卻液氫排放量的增加增大了性能損失。后來隨著航天飛機的退役，對SSME銑槽式噴管的研究也中止了。

3.2 采用激光焊接的銑槽式噴管

圖3 激光焊接銑槽式噴管工藝流程

以歐洲航天局制造的噴管示范件為例，激光焊接銑槽式噴管加工流程如圖3所示。a.內襯和外壁的制造：根據噴管尺寸大小，用激光從平板上切下2～3塊板材；將板材滾壓成形，并沿軸線對焊在一起形成筒形，然后放置在可擴張夾具上撐開，滿足圓度和直度的要求。b.冷卻通道的加工：采用雙銑刀平行放置，兩刀之間的間隙是一個筋的厚度。在內襯的外表面上銑出720條冷卻槽，槽寬在2～4.2mm之間，壁厚剩余0.75mm。c.內外壁的焊接：采用激光焊從錐型外壁的外表面“盲”焊在內襯的筋上，技術的關鍵就是定位筋的位置，保證焊接的精度和可重復性等。如圖4a所示，焊接系統由兩部分組成，即裝夾噴管并可進行6軸運動的激光焊接裝置和焊縫跟蹤系統。焊縫跟蹤系統采用X光實時對內壁的冷卻槽壁掃描，計算機根據掃描信號確定冷卻槽壁的位置，指導激光焊槍跟蹤焊接。激光焊接的熱量輸入相對較少，可以保持材料的性能，避免零件變形。采用激光焊接的銑槽式噴管已用于“火神”2.1發動機，并將作為阿里安6的芯級發動機于2022年發射。

為了增強噴管的強度，噴管的加強筋和法蘭等采用激光金屬沉積工藝（Laser Metal Deposition，LMD）制造。LMD技術是利用激光熔化傳統焊絲在工件表面形成沉積，沉積出幾毫米厚的加強筋。該工藝可集成在焊接設備中，將可旋轉和傾斜的標準工業機器人安裝在超精密軌道上，在機器人上裝有跟蹤器，從噴管的頂邊開始沉積。沉積層厚度可達0.25～0.5mm，10mm的加強筋需要連續多層沉積才能完成。經X射線檢測驗證，激光金屬沉積可達到無夾雜物、無氣孔和其它潛在缺陷。圖4b為激光沉積產品。

圖4 激光金屬沉積

3.3 采用增材制造技術的銑槽式噴管

以美國宇航局馬歇爾太空飛行中心制造的噴管示范件為例，采用同軸送粉激光沉積技術制造的噴管內襯為610mm，由因康鎳625粉末制成。對內襯表面加工后，內襯壁厚不到1.5mm。內襯外表面的冷卻通道采用磨料水射流銑削（WJM），公差保持在±0.05mm的范圍內。冷卻通道的封合技術采用了激光熔絲沉積增材制造。

激光熔絲沉積技術在民用工業中已使用多年，也曾用于宇航零件的修補，歐洲航天局用于噴管外壁加強筋的沉積技術也屬于同類。如圖5所示，作為噴管冷卻通道的封合技術，封合時不需填充冷卻通道，而是通過激光熔絲在每個冷卻通道上搭接成“橋”，形成局部焊接。加工時，焊絲和激光沿著噴管周向行進，以形成初始層，然后制造支撐外殼。使用該技術封合的冷卻通道，其流道面積會有所減少，但可控制在5%之內，屬于工藝設計認可的范圍。采用增材技術制造的噴管，充分展示了這些技術的快速成形能力，比傳統工藝制造的噴管工序少、周期短，對制造大型噴管具有很大的潛力。

圖5 激光熔絲沉積技術制造噴管外殼

4 單壁結構噴管

液體火箭發動機噴管除采用再生冷卻結構之外，也可采用燒蝕冷卻、薄膜冷卻和輻射冷卻等單壁結構。燒蝕冷卻常用于固體火箭發動機的噴管，美國航天飛機固體助推器噴管就是采用燒蝕冷卻的單壁結構，不過在氫氧發動機上也有應用，如RS-68發動機、上面級發動機RL10B-2和J-2X等。歐洲航天局的“火神”2和日本的LE-9發動機的噴管都是在上半段采用再生冷卻方式，在下半段采用薄膜冷卻技術的金屬單壁結構。輻射冷卻是利用熾熱物體的熱輻射向外散熱，一般用于熱流密度較小的噴管，“火神”2噴管的下半段也采用了輻射冷卻。

4.1 應用于RS-68發動機的碳/酚醛燒蝕噴管

RS-68氫氧發動機采用的燒蝕噴管是碳/酚醛復合材料，這種材料可以暴露在超過3316℃的高溫氣體下，具有成本低、制造周期短以及制造技術成熟等優點，但這種噴管最大的缺點是質量大，因此，常用于大型運載火箭的第一級發動機和大型助推器。

碳/酚醛燒蝕噴管是現代固體火箭最早使用的一種噴管，從20世紀60年代到80年代初，無論大型發動機還是小型發動機，噴管大多采用這種材料。目前也仍在一些固體發動機上使用，如美國民兵導彈、MX導彈等的第一級發動機、航天飛機固體助推器發動機、美國重型運載火箭“戰神1”的第一級、法國阿里安3～5的助推器，以及日本H-2火箭的助推器等。

4.2 應用于J-2X發動機的碳／碳燒蝕噴管

J-2X噴管的上半段采用再生冷卻的縱向管束結構，下半段沿用了德爾它4上面級發動機RL-10B-2的碳/碳噴管技術。這種噴管技術由美國普惠航天推進公司（P&W SP）與法國歐洲推進器公司（SEP）合作研制，所選材料為法國SEP公司研制的三向加固（3D）碳/碳材料。這種材料由聚丙烯腈（PAN）基碳預成型通過化學蒸汽滲透（CVI）工藝添加碳基材制成，預成型采用SEP的專利NOVOLTEX方法構成，通過自動針刺工藝定位三向加固。NOVOLTEX工藝自然地形成3D，在所有方向產生了極佳的機械性能，比用于碳/碳出口錐和NOVOLTEX工藝的2D漸開工藝更可靠，更易于制造。

錐段預成型需要三個工藝步驟：先碳化到900℃；再進一步碳化到1600℃；通過一個相對短暫的碳化學蒸汽滲透（CVI）工藝進行硬化處理，然后從石墨夾具上移除剛性預成型件，并嵌套在CVI爐中的兩個架子頂部進行第一個長周期的致密化處理。可將兩套噴管同時致密化處理以提高效率。首次致密化循環后，錐段要進行粗加工后再放置在CVI爐中進行二次致密化循環，然后把錐段加工到最終形狀并檢測，最后將加工好的噴管用指型鎖和螺釘連接到相應的位置。

4.3 “火神”2發動機的薄膜冷卻噴管

“火神”2發動機的噴管由沃爾沃宇航公司設計制造，將“火神”發動機排放冷卻噴管改為兩部分組成的大噴管替代，如圖6所示。噴管的上半部4.5～32面積比段為排放冷卻段, 噴管下半部32～60面積比段采用鐘形裙體，由鈑金件焊接而成，裙體外焊有加強肋，以防徑向彎曲。金屬噴管使用單排薄膜冷卻，上面加工了大量的三維小孔，冷卻裙用螺栓安裝在出口處。試驗結果顯示，和“火神”1發動機全排放冷卻方式相比，“火神”2發動機比沖有所提高。

圖6 “火神”2噴管冷卻方式

5 結束語

分析國外氫氧發動機噴管的結構及制造技術，可以看出，工藝復雜的管束式結構逐漸退出，如美國SSME所用縱向管束式結構、歐洲航天局“火神”2所用的螺旋管束式結構等在最新型號中都由銑槽式結構和單壁結構所代替。結構簡潔的銑槽式結構將成為今后的主要發展方向，如采用激光焊接的銑槽式噴管、采用增材制造技術快速制造的大型噴管等。薄膜冷卻的單壁結構作為噴管下半部分的候選，如“火神”2、LE-9及J-2X等噴管的下半段都采用了單壁結構。美國RS-68發動機噴管選用的固體發動機單壁噴管形式也是噴管結構選擇的一個補充。歐洲航天局正在研制的先進上面級發動機芬奇（Vinci）也采用了復合材料的單壁結構。我國長征五號使用的YF-77發動機采用噴管是螺旋管束式結構，工藝難度大，制造周期長，不適于重型運載器推力的發展。未來重型220t氫氧發動機各部件的制造技術都要有很大的更新和發展，噴管也不例外。因此，需要借鑒國外經驗，廣泛開展制造技術的研究，使研制水平有跨越式發展。

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7 羅巍，張晗翌，矯慧，等. 液體火箭發動機推力室快速制造技術航天制造技術[J]. 2020(5)：61～65

Review on Fabrication Techniques of Liquid Rocket Nozzle

Zhang HanyiLiu Runze

(1. Science and Technology on Space Physics Laboratory, China Academy of Launch Vehicle Technology,Beijing 100076; 2. Beijing Real Imaging Medical Technology Co., Ltd., Beijing 100089)

Based on the nozzles of LH2/LOX engine, this paper comprehensively analyzes the current situation of manufacturing technologies of LH2/LOX engine nozzles abroad, including the conical tubes of SSME in America, LE-7 engine in Japan, the tubes spiral wounded of Vulcain 1/ Vulcain 2 engine in the European Space Agency, and the sandwich structure of RD-0120 in Russia. The single-wall nozzle is simple in structure and is also used in LH2/LOX engines. In the end, the rapid fabrication techniques of the nozzles are introduced, such as Direct Metal Deposition (DMD) and Arc-Directed Energy Deposition (Arc-DED) of liner forming, Water Jet Milling (WJT) of channel slotting, and Freeform Deposition of channel closeout.

nozzle；brazing；laser welding；additive manufacturing

V434

A

張晗翌（1994），碩士，材料物理與化學專業；研究方向：防隔熱設計。

2020-10-12