氫氧推力室內壁用銅合金疲勞及蠕變性能研究

丁兆波 王 玨

氫氧推力室內壁用銅合金疲勞及蠕變性能研究

丁兆波1王 玨2

（1. 北京航天動力研究所，北京 100076；2. 中國運載火箭技術研究院，北京 100076）

為了獲得氫氧推力室內壁用鋯銅CuZr0.15和銀鋯銅CuAg3Zr0.5的低周疲勞特性、蠕變特性和冷熱疲勞特性，對比試驗研究了在不同溫度和應力應變水平下的兩種材料。試驗結果表明，銀鋯銅在相同的控制應力條件下比鋯銅具有更長的疲勞壽命；而在相同的控制應變條件下，鋯銅的疲勞壽命高于銀鋯銅；在相同應力條件下，銀鋯銅的蠕變總應變和殘余應變均高于鋯銅，其抗蠕變損傷性能稍遜于CuZr0.15；在同等熱震試驗條件下，兩種合金的抗拉強度均隨熱震次數的增加出現小幅下降。相關研究結果可為分析推力室內壁裂紋失效機理，預估推力室內壁的使用壽命，優化冷卻通道設計提供依據。

氫氧推力室；銅合金內壁；低周疲勞；高溫蠕變；熱震試驗

1 引言

大推力氫氧發動機推力室由于室壓高、熱流大、內壁熱防護非常關鍵。國外的SSME、Vulcain和國內的YF-XX等高壓發動機在多次熱試驗后，在燃燒室內壁喉部及上游收斂段處均出現了不同程度的裂紋[1，2]。內壁裂紋破壞成為推力室壽命增長的主要制約因素，國內外的研究情況表明，低周疲勞和高溫蠕變是造成內壁裂紋破壞的主要原因[3]。在通道許用壓降和深寬比加工能力受限，以及隔熱涂層和邊區低混合比對燃燒穩定性影響程度不明確的情況下，采用疲勞性能更好的內壁材料（如銀鋯銅）是提高內壁低周疲勞壽命的最有效措施[4]。

上世紀70年代NASA路易斯研究中心開展了Amzirc（鋯銅）、NARloy Z（銀鋯銅）等六種推力室內壁候選材料的物理和機械性能實驗，給出了周期應力-應變曲線和低周疲勞壽命曲線[5]。后續又進行了OFHC、Amzirc和NARloy-Z三種內壁材料的圓柱形氫氧推力室的低周熱疲勞試驗，熱試結果表明三種內壁材料中NARloy-Z具有最好的循環壽命[6]。

國內氫氧推力室內壁普遍采用鋯銅材料，而國外的SSME、RS-68系列、J-2X、Vulcain系列和LE-7系列等大推力氫氧發動機推力室內壁普遍采用了銀鋯銅材料，熱試車結果表明其循環壽命顯著高于采用鋯銅材料的國內某型號氫氧發動機[7]。國內江蘇科技大學的張超等探索研究了Cu-0.2Zr和Cu-3Ag-0.5Zr兩種銅合金的高溫蠕變機理[8]。

NASA格林研究中心近期又開發出一種粉末冶金新材料GRCop-84，其化學成分（質量分數）是：8%的鉻、4%的鈮和余量的銅，是一種彌散強化合金，具有優異的導電、熱膨脹、強度和延展性。相比傳統銅合金，GRCop-84材料具有更優異的抗蠕變和低周疲勞等性能[9]。

介紹了鋯銅和銀鋯銅材料的疲勞及蠕變性能對比試驗研究情況，初步揭示了兩種材料的低周疲勞和高溫蠕變性能的變化規律。

2 鋯銅和銀鋯銅材料的性能對比試驗研究

試驗銅合金材料牌號分別為鋯銅CuZr0.15和銀鋯銅CuAg3Zr0.5，材料的最終熱處理為固溶—冷變形—時效處理。

2.1 應力疲勞對比試驗

應力疲勞試驗是在控制應力比的條件下進行，疲勞壽命取決于應力幅或應力場強度因子范圍。試驗溫度分別選取600K、700K、750K、800K和850K五個參數，應力分別選取150MPa和250MPa兩個參數，應力比=-1進行試驗。應力疲勞試樣采用《金屬軸向疲勞試驗方法》GB3075所規定的6mm試樣，如圖1所示。應力疲勞試驗數據如表1所示。

圖1 應力疲勞試樣

表1 應力疲勞試驗數據

對比分析表1數據，可以得出以下結論：

a. 在250MPa應力水平下，CuAg3Zr0.5在600～700K溫度區間的應力疲勞壽命明顯高于CuZr0.15；在150MPa應力水平下，CuAg3Zr0.5在800～850K溫度區間的應力疲勞壽命明顯高于CuZr0.15，如圖2所示。

圖2 不同應力水平下疲勞壽命對比

圖3 不同應力水平下的疲勞壽命隨溫度變化曲線

b. 在150MPa和250MPa應力水平下，溫度對應力疲勞壽命的影響如圖3所示，可以看出在相同應力條件下，溫度的升高使疲勞壽命顯著降低。

2.2 應變疲勞對比試驗

應變疲勞試驗是在控制總應變范圍，或者控制塑性應變范圍條件下測定的疲勞壽命。試驗溫度分別選取600K、700K和800K三個參數，應變比=-1。應變疲勞試樣采用《金屬軸向疲勞試驗方法》GB3075所規定的7mm試樣，試樣基本外形結構與圖1相似。應變疲勞試驗數據如表2所示。

表2 應變疲勞試驗數據

圖4 不同溫度下兩種合金的應變疲勞壽命對比

對比分析表2、圖4數據，可以看出：

a. 在600～800K溫度區間內，在相同的控制應變條件下，CuZr0.15的應變疲勞壽命高于CuAg3Zr0.5，這是因為要達到相同的應變量，CuZr0.15所需施加的應力要小于后者；

b. 在600～800K溫度區間內，CuAg3Zr0.5的應變疲勞壽命隨溫度升高明顯下降，而CuZr0.15的壽命隨溫度升高略有提高。

2.3 高溫蠕變對比試驗

蠕變試驗依據《金屬高溫拉伸蠕變試驗方法》HB5151—1996的檢測標準進行，試樣采用《金屬材料單軸拉伸蠕變試驗方法》GB/T2039—1997所規定的10mm試樣，如圖5所示。蠕變試驗溫度分別選取600K、700K、800K和900K四個參數。蠕變試驗數據如表3所示。

圖5 蠕變試驗試樣

表3 蠕變試驗數據

對比分析表3數據，可以看出：

a. 材料在蠕變過程中，溫度是影響其臨界工作應力的一個重要因素。如圖6所示，CuZr0.15在700K時的臨界應力在230～250MPa之間，而800K時的臨界應力僅在120～160MPa之間，隨著蠕變溫度的升高，材料的蠕變臨界工作應力顯著下降。

圖6 CuZr合金700K、800K下的蠕變應力-應變曲線

圖7 不同溫度、應力水平下蠕變性能對比

b. 如圖7所示，在相同的溫度和應力條件下，CuAg3Zr0.5的高溫蠕變殘余應變高于CuZr0.15，可見其抗蠕變損傷性能稍遜于CuZr0.15。

2.4 冷熱疲勞對比試驗

表4 熱震試驗數據

圖8 材料性能隨熱震試驗次數的變化曲線

冷熱疲勞試驗采用熱震方法，即800K×20min+水淬，熱震次數分別為5次、10次、15次、20次、25次、30次，試驗結果如表4所示。試驗結果表明，在同等熱震試驗條件下，兩種合金的抗拉強度均隨熱震次數的增加呈現小幅下降，延伸率變化無明顯規律，在30次試驗后有提升趨勢,見圖8。

3 試驗結果分析

a. 上述試驗銀鋯銅材料在相同的控制應力條件下比鋯銅具有更長的疲勞壽命，與NASA的研究結果一致；而在相同的控制應變條件下，銀鋯銅的疲勞壽命低于鋯銅，與NASA的研究結果不一致[3]。分析認為不一致的主要原因在于二者試驗所用銀鋯銅試樣的力學性能差異較大造成的。表5為上述試驗所用試樣室溫力學性能與NASA的對比。上述試驗所用鋯銅合金的各項性能指標均與NASA較接近，而銀鋯銅合金的強度則顯著高于NASA數據，屈服強度接近2倍，延伸率尚不到NASA的50%。這就意味著要達到相同的應變量，上述試驗銀鋯銅試樣所需施加的應力要顯著高于鋯銅，而NASA試驗銀鋯銅試樣所需施加的應力要顯著低于鋯銅，因此相同的控制應變條件下循環壽命差異的主要原因在于屈服強度不同導致的應力水平不同的影響。同時結合火箭發動機推力室的實際工作狀況，分析認為，推力室內壁應該按控制應力水平設計，銀鋯銅具有更好的疲勞壽命。

表5 室溫力學性能對比

b. 上述試驗銀鋯銅的高溫蠕變總應變和殘余應變均高于鋯銅，與NASA的研究結果一致，但NASA銀鋯銅的循環壽命仍高于鋯銅[9]。分析認為主要原因在于二者試驗所用銀鋯銅試樣的延伸率差異較大造成的。NASA試驗用銀鋯銅的延伸率比鋯銅好，相比鋯銅具有更長的抗蠕變壽命。而上述試驗所用銀鋯銅合金的延伸率顯著低于鋯銅合金，尚不足NASA銀鋯銅的50%。分析認為為了提高推力室內壁材料的抗蠕變循環壽命，內壁材料應該在具有適當強度的同時，提高其延展性。

c. 上述冷熱疲勞試驗結果與理論預期差別較大，未體現出溫度應力對材料性能的影響。分析認為主要原因在于冷熱疲勞試驗模擬條件與推力室實際工作過程差別較大，未模擬到內壁的真實約束條件。實際工作過程中，推力室在預冷階段，內壁溫從300K降到40K，由于內壁熱膨脹系數高于外壁，內壁的收縮被外壁約束，使內壁面承受較大的切向拉應力作用；在熱試車階段，外壁溫接近于冷卻劑溫度導致外壁收縮，而內壁溫度急劇升高導致內壁膨脹，由于外壁相對內壁厚度大，屈服強度也大于內，使得內壁面受切向壓應力；在關機后冷階段，內壁因溫度降低而導致收縮，使內壁受到切向拉應力的作用。分析認為冷熱疲勞試驗除了模擬實際的溫度條件，還應模擬內壁的真實約束條件。

4 結束語

通過鋯銅CuZr0.15和銀鋯銅CuAg3Zr0.5兩種材料在不同試驗溫度和應力應變水平下的低周疲勞特性、蠕變特性和冷熱疲勞特性對比試驗研究，在目前的試驗條件下可以得到以下結論：

a. 銀鋯銅在相同的控制應力條件下比鋯銅具有更長的疲勞壽命；而在相同的控制應變條件下，鋯銅的疲勞壽命高于銀鋯銅。實際推力室內壁應該按控制應力水平設計，銀鋯銅具有更好的疲勞壽命。

b. 在相同應力條件下，銀鋯銅的高溫蠕變總應變和殘余應變均高于鋯銅，其抗蠕變損傷性能稍遜于銀鋯銅。為了提高推力室內壁銀鋯銅材料的抗蠕變循環壽命，應該在具有適當強度的同時，提高其延展性。

c. 在目前的熱震試驗條件下，兩種合金的抗拉強度均隨熱震次數的增加呈現小幅下降。但試驗模擬條件與真實差別較大，熱震試驗除模擬實際的溫度條件，還應模擬內壁的真實約束條件。

1 Newell J F, Rajagopal K R. Integrated structural risk-based approach for design and analysis of combustion chamber liners[R]. AIAA 92-3418.

2 Neittaanmaki P, Rossi T, Korotov S. Thermomechanical analysis using finite element methods with particular emphasis on rocket combustion chambers[R]. European Congress on computational Methods in Applied Sciences and Engineering ECCOMAS 2004.

3 孫冰.液體火箭發動機推力室內壁壽命預估[J].航空動力學報，2014(12)：2980～2986

4 丁兆波.推力室內壁熱結構壽命預估及延壽技術研究[J].推進技術，2013(8)：1088～1094

5 Esposito J J, Zabora R F. Thrust chamber life prediction. Volume 1 Mechanical and physical properties of high performance rocket nozzle materials[R]. NASA-CR-134806

6 Quentmeyer R J. Experimental fatigue life investigation of cylindrical thrust chambers[R]. AIAA77-893

7 丁兆波. 國外大推力氫氧推力室制造技術現狀與趨勢[J].航天制造技術，2012(2)：1～4

8 張超. Cu-0.2Zr合金和Cu-3Ag-0.5Zr合金的高溫蠕變行為[J]. 機械工程材料，2011(12)：38～43

9 Nguyentat T, Hayes W A. Fabrication of a liquid rocket combustion chamber liner of advanced copper alloy GRCop-84 via formed platelet liner technology[R]. AIAA 2006-5192

Experimental Study on Fatigue and Creep Properties of LOX/LH2 Thrust Chamber Copper Alloy Liner Wall

Ding Zhaobo1Wang Jue2

(1. Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing 100076; 2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076)

To obtain the low cycle fatigue, high temperature creep and cold-hot fatigue properties of CuZr0.15 and CuAg3Zr0.5 used in LOX/LH2 thrust chamber, comparative experiments under different temperature and stress-strain level have been studied. The experiments results reveal that CuAg3Zr0.5 has a better fatigue life than CuZr0.15 with the same control stress，while the contrary results could be observed with the same control strain. Meanwhile, CuAg3Zr0.5 has a higher total strain and residual strain than CuZr0.15 with the same control stress, so the latter has the better ability of resistance to creep than the former. The tensile strength of two copper alloy will slightly decrease with the number of thermal shock tests increased at the same experimental conditions. The results can provide a useful direction for the failure mechanism analysis, the life-prediction, and the optimization of thrust chamber liner wall.

LOX/LH2 thrust chamber；copper alloy liner wall；low cycle fatigue；high temperature creep；thermal shock test

V45

B

丁兆波（1980），研究員，航空航天科學與工程專業；研究方向：液體火箭發動機燃燒裝置。

2021-09-01