可重復使用液體火箭發動機壽命問題探討

金 平，呂俊杰，戚亞群，蔡國飆

(北京航空航天大學宇航學院，北京 102206)

0 引言

隨著載人月球探測、深空探測等重大工程的實施，各國進入空間的需求快速增長。預計在2050年，全球進入空間的規模將達到13萬噸，超過當前運載能力兩個數量級[1]。一次性運載火箭在發射成本、產能和周轉周期等方面都將面臨巨大挑戰。可重復使用運載器通過多次回收再利用，可以有效降低成本、減少產能需求[2]，但現今在重復使用次數、周轉周期等方面還不能滿足要求。航班化航天運輸系統概念的提出[3]，使得未來可重復使用運載器像飛機一樣航班化運營，達到便捷、高效、低廉進出空間的目標。

液體火箭發動機技術成熟、可靠性高、繼承性好，已經成功應用于可重復使用運載器中[4]，但目前液體火箭發動機實現的重復使用次數還遠達不到航班化運輸系統所要求的上百次的目標[5]。航天飛機主發動機(SSME)單臺最多使用了19次[6]；截至2023年6月，梅林發動機單臺最多的使用次數為15次，發動機壽命問題已經成為制約航班化航天運輸系統的關鍵。壽命一般指產品在規定的使用條件下，保持安全工作能力的期限。在航空發動機領域，壽命為產品在使用中轉變為現行技術文件規定的極限狀態之前的工作時間[7]。對于可重復使用液體火箭發動機，壽命可定義為發動機能夠安全可靠完成任務的工作時間，這個工作時間有兩層含義，一是工作總時長，等于單次的工作時間乘以使用次數；二是使用的次數，這是由于循環開關機對壽命的影響較大，使用次數是現今可重復發動機壽命研究中更為關注的指標。

航班化航天運輸系統最終將像飛機一樣運營使用，飛機發動機在發展過程中也曾面臨壽命問題，并逐漸發現了疲勞現象[8]。對于可重復使用液體火箭發動機而言，除了疲勞，更重要的是，極端力熱載荷使得發動機工作在材料的極限附近，力學性能大幅降低、棘輪現象顯著，各種綜合效應導致火箭發動機的壽命問題更加突出。性能參數、結構設計、材料選取、使用策略等都是影響壽命的因素，準確的可重復使用液體火箭發動機壽命評估模型是探究各因素間影響規律、提供壽命問題解決方案的基礎。本文綜述了目前可重復使用液體火箭發動機壽命問題的研究現狀，總結了圖1中我國21種泵壓式發動機[9]中失效占比最多的推力室、渦輪、管路、密封結構等關鍵部組件的壽命評估方法，分析了研究的重點與方向，為解決可重復使用液體火箭發動機的壽命問題提供支撐。

圖1 典型的液體火箭發動機關鍵部組件及其失效模式Fig.1 Critical components and failure modes of typical liquid rocket engine

1 推力室壽命研究

典型大推力可重復使用液體火箭發動機推力室工作在極高壓(超過20 MPa)和極高溫(3 500 K以上)的條件下。為保證銅合金內壁面的結構強度，一般采用再生冷卻進行熱防護。在熱試過程中，內壁有著極大的溫度梯度(200 K/mm)和壓力梯度(20 MPa/mm)，在循環載荷作用下逐漸變薄并向燃氣側凸起，形成“狗窩”失效特征，限制了推力室的重復使用次數，如圖2所示[10]。

圖2 推力室典型失效模式——“狗窩”失效Fig.2 Typical failure mode thrust chamber：″Doghouse″ failure

1.1 失效機理研究

對發動機失效分析的主要內容包括明確分析對象、確定失效模式、判定失效原因、研究失效機理及提出預防措施。其中失效模式研究主要判斷失效的性質和類型，失效機理研究是失效分析的重要內容，旨在分析導致失效發生的深層次內因，研究失效的物理、化學變化本質。揭示可重復使用推力室內壁面的失效機理是進行壽命評估的基礎。20世紀70年代開始，Hannum等[11]、Jankovsky等[12]通過試驗初步探究了內壁的失效模式。隨著電子顯微鏡的發展，通過微觀斷口觀測來分析失效成為重要手段[13-14]，研究表明低周疲勞、棘輪、蠕變等均可能導致推力室失效。戚亞群[15]提出了包含宏觀和微觀分析的推力室失效分析方法，針對某多次使用的推力室開展研究，給出了失效發展過程和失效機理，如圖3所示。

1.2 壽命評估模型研究

20世紀80年代，針對SSME推力室的失效問題，研究人員開展了系列壽命研究，起初主要依靠簡化梁模型，Porowski等[16]基于經典塑性理論和Tresca屈服函數建立了評估推力室壽命的解析方法。隨著有限元技術的發展，數值模擬成為主要手段，其中準確的推力室材料本構模型是壽命計算的關鍵，首先得到使用的是彈塑性模型，如多線性彈塑性[17]、Chaboche彈塑性[18]、隨動硬化的彈塑性[19]等，Armstrong等[20-21]使用彈塑性模型先后開展了推力室二維與三維有限元計算，研究發現三維模型能夠更好地求解熱機械應變。戚亞群[15]在鋯銅性能試驗的基礎上，建立了考慮熱時效的Chaboche彈塑性本構模型，實現了推力室內壁面熱結構分析與壽命評估，如圖4所示。

高溫高室壓下推力室非彈性行為更加復雜、蠕變現象顯著，而彈塑性模型忽略了高溫不變塑性行為和時變蠕變行為之間的相互作用，由此黏塑性模型得到了發展與應用，代表性的有Miller黏塑性模型[22]、Chaboche黏塑性模型等[23]。Arya等[24-25]使用不同的黏塑性本構模型開展推力室二維熱結構分析，計算的推力室內壁面變形特征與試驗吻合。Yang等[26]采用Robinson黏塑性模型對推力室進行結構分析，發現開關機對壽命有較大影響。在上述數值仿真中，考慮了棘輪、疲勞、蠕變等多種損傷，采用線性累積損傷法則[27]，當總損傷達到1 時認為結構失效。

推力室在工作時，微觀上會出現微裂紋、微孔洞等損傷，材料承載能力下降。為了準確預測推力室的失效和破壞行為，損傷本構模型在21世紀得到了關注。德國航空航天中心先后建立了考慮隨動硬化[28]、熱老化[29-30]的黏塑性損傷本構模型。Thiede等[31]將黏塑性損傷本構模型用于熱機械疲勞金屬面板中，三維熱結構耦合分析的結果顯示內壁面損傷最大點均與試驗結果吻合。

總結而言，國內開展推力室壽命評估主要是基于彈塑性本構模型和線性累積損傷理論[32-35]，在黏塑性模型和損傷模型方面的研究較少，后續需要開展我國推力室銅合金材料的性能試驗，建立能夠準確描述材料力學行為的黏塑性損傷本構模型。

2 渦輪壽命研究

渦輪在工作中同時承受高速旋轉引起的離心力和高溫高壓燃氣的沖刷，此外還存在自身激勵和流體激振。渦輪故障的表征主要是渦輪葉片斷裂，針對該問題，首先開展非定常流場分析獲得載荷條件，之后對渦輪進行熱--結構耦合分析，根據線性累積損傷原則評估壽命。

2.1 失效機理研究

NASA對SSME的渦輪研究表明，渦輪葉片經歷了嚴苛的瞬態熱啟動/關機過程，失效機理包括低周疲勞、高周疲勞、氫環境脆化、熱震和蠕變疲勞等[36]。姜金朋[37]認為渦輪葉片既有開關機引起的低周疲勞，也有葉片尾跡和轉動引起的高周疲勞，并且在平均應力非零的循環載荷下出現塑性應變累積的棘輪效應。目前從微觀角度分析火箭發動機渦輪失效機理的研究還很匱乏，后續有待針對失效斷口開展更細致的宏微觀分析。

2.2 壽命評估模型研究

20世紀80年代開始，國外以SSME為研究對象，開展了渦輪疲勞壽命研究，Kaufma等[38]提出了一種簡化的非線性彈塑性循環結構分析方法。Abdul-Aziz等[39]針對典型的試驗發動機，對渦輪葉片進行了三維非線性有限元傳熱和結構分析，根據應力應變狀態計算的低周疲勞壽命有幾千次。渦輪葉片壽命在航空發動機中研究較多，有一定參考意義。Choura等[40]針對航空發動機中葉片振動引起的高周疲勞問題，建立葉片表面動應力和振動響應的計算方法。航空發動機渦輪葉片工作溫度高、時間長，需要考慮蠕變損傷，Majumdar[41]針對某航空發動機渦輪進行低周疲勞及蠕變分析，發現壽命取決于入口燃氣溫度、冷卻空氣參數以及轉子轉速等。Marchal等[42]采用黏塑性模型對單晶高壓渦輪葉片進行蠕變--疲勞分析，模擬了局部棘輪效應。

我國近年來也開展了渦輪壽命評估工作，姜金朋[37]詳細分析了圖5所示渦輪葉片在熱載荷、離心載荷及氣動載荷作用下的應力應變響應，并基于線性損傷累積方法建立了渦輪葉片壽命模型。杜大華等[43]對某型高壓補燃發動機渦輪開展了三維非定常氣--熱--固耦合分析，研究表明啟動過程力熱沖擊對輪疲勞壽命的影響較大。黃朝暉等[44]針對某發動機渦輪轉子葉片產生裂紋的問題，開展振動、氣動和強度仿真計算。在壽命計算中，燃氣的均勻性和開關機對瞬態溫度變化的影響，以及燃氣與葉片流--固雙向耦合引起的高頻振動等是未來渦輪壽命研究的重要方向。

(a)壓力面

3 管路壽命研究

發動機管路猶如“血管”，完成推進劑輸送、燃氣排放、貯箱增壓等功能，其工作條件較為惡劣，強振動和流體高壓、高低溫共同作用，造成管路振動疲勞失效。因此，開展管路隨機振動分析，準確評估管路疲勞壽命至關重要。

3.1 失效機理研究

針對發動機管路的失效問題，周帥等[45]通過微觀檢測發現管路斷口較為平整，未見明顯的塑性變形，是典型的疲勞斷裂特征。對于管路疲勞失效的誘因，研究發現異源載荷激勵的振動[46]、流體高壓、高低溫等[47]均可能導致管路失效。目前對于管路失效的微觀形貌、組織成分描述尚不完善，其失效機理需要進一步研究，從而為壽命評估提供依據。

3.2 壽命評估模型研究

管路在隨機振動載荷下的壽命求解一般有時域法和頻域法。時域法指的是直接使用載荷時間歷程進行瞬態結構分析，進而評估壽命[48]。該方法能準確描述隨機載荷，但計算量大，在管路中應用較少。頻域法利用功率密度譜獲得應力幅值概率密度函數等統計信息完成壽命計算，如圖6所示。方紅榮等[49]、王帥等[50]基于頻域隨機振動分析，計算了發動機管路的疲勞壽命。為了使管路壽命計算更加準確，研究人員還探究了含初始裂紋的管路裂紋擴展壽命，Chen等[51]的研究表明裂紋擴展壽命約占疲勞壽命的3%，周帥等[45]對焊接管路的壽命研究也發現裂紋擴展壽命所占比例較小，因此對于無缺陷的管路，在工程粗略計算中可以暫不考慮裂紋擴展壽命。

圖6 管路隨機振動疲勞壽命分析Fig.6 Random vibration fatigue life analysis of pipeline

目前管路壽命計算大都將其中的焊縫結構簡化處理，忽略了焊縫結構的特殊性，使得壽命評估結果遠高于實際壽命[52]。未來在管路壽命計算時不僅需要兼顧振動、高壓、高低溫等載荷條件，還要考慮焊縫成型過程中殘余應力和力學性能變化的影響。

4 密封結構壽命研究

液體火箭發動機廣泛使用多種類型密封結構，如供應系統的接頭與法蘭、渦輪泵的旋轉軸密封等。密封結構按密封面是否發生擠壓可分為接觸式和非接觸式密封，接觸式密封的兩表面緊密貼合達到密封效果；非接觸式密封在待密封部位之間形成氣/液膜，進而阻止流體通過。密封結構工作在高壓、高低溫和振動環境中，受載時經常發生泄漏和磨損失效，限制了發動機的使用次數。

4.1 失效機理研究

密封結構的失效機理包括泄漏率超標和磨損。其中常見的是泄漏率超過外部環境的允許值[53]。除此之外，密封面還存在因磨損導致已有密封區域失效。稅曉菊等[54]、Zhang等[55]對接觸式密封開展微觀分析，發現密封面存在磨粒磨損和黏著磨損。張琛[56]的研究表明，非接觸式密封的石墨靜環因氣蝕引起表面剝落，導致磨損問題加劇。

4.2 壽命評估模型研究

基于密封原理搭建密封結構的漏率評估模型，進而計算壽命是目前常用的方法，主要包括3部分工作：粗糙面重構、接觸分析和微流動仿真。金輝[57]將Gauss粗糙面引入管路接頭的密封面，建立考慮稀薄效應的雷諾方程求解泄漏區域流動過程，泄漏率預測結果和試驗吻合。此外，為準確描述泄漏過程，現有研究廣泛使用分形理論[58]、多孔介質理論[59]、雙尺度模型[60]等先進方法，它們或通過不同維度，或合理簡化，較為準確地描述了微流動問題。為開展快速的泄漏率評估，基于逾滲理論可將密封面離散為如圖7所示的接觸和非接觸二值區，當接觸區占比超過0.42則無泄漏區域，從而定性分析密封性能[61]。

圖7 基于逾滲理論的密封面Fig.7 Sealing surface based on percolation theory

在非接觸式密封磨損的研究方面，賈謙等[62]構建密封結構的摩擦學模型并借助試驗手段，對潤滑膜厚度和摩擦力矩進行分析。靳志鴻等[63]建立了RANS方程對非接觸式密封穩態泄漏過程開展數值模擬，對迷宮式、孔型阻尼和螺旋槽密封等進行研究。未來可以將不同失效機理引入漏率評估中，并考慮熱力載荷對密封性能的影響。

5 壽命評估總體思路

從上述可重復使用火箭發動機各組件的壽命研究中可以發現，各組件除了承受高溫、高壓、強振動的基礎載荷外，還要經受重復使用帶來的瞬態力、熱循環加卸載，由此引起結構斷裂、泄漏、磨損等多種失效模式。在開展發動機壽命評估中，整體的研究思路為：首先梳理容易失效的核心部組件，通過宏觀和微觀分析確定失效模式與機理，作為壽命評估的依據；之后開展工作過程仿真，根據失效機理建立對應的壽命評估模型，進行核心部組件壽命評估。

表1匯總了各關鍵部組件的失效機理與壽命評估方法。

表1 液體火箭發動機關鍵部組件失效機理與壽命評估方法

6 結論與展望

本文系統梳理了可重復使用背景下液體火箭發動機面臨的壽命問題，綜述了發動機關鍵部組件壽命評估方法的最新研究進展，分析了研究思路與其中的挑戰，主要結論與展望如下：

1)面向未來航班化航天運輸系統的發展目標，突破壽命評估技術是發展可重復使用液體火箭發動機的基礎。但現今，發動機壽命評估仍面臨著許多挑戰，比如失效模式和失效機理多樣、載荷復雜多變、涉及材料數據缺失、本構模型粗糙、壽命模型不完善等一系列問題；

2)在發動機關鍵部組件的壽命評估中應首先分析其失效模式，針對性地開展循環工作過程仿真分析，最后根據相應失效模式下的線性累積損傷理論、泄漏率評估模型等獲得部組件壽命；

3)發動機壽命評估中使用了復雜的多場耦合分析技術，結合智能化技術是提高計算效率的重要方法，最終還需要通過試驗驗證技術分析壽命評估的準確性，上述3個方面是未來壽命研究方向與重點。后續還需要不斷完善可重復使用發動機關鍵部組件的壽命評估方法，提升壽命計算結果的準確性，為可重復使用發動機技術的發展提供支撐。