重復使用液體火箭發動機用材料及工藝研究進展

姚草根 張大海 劉鳳娟 呂宏軍 鄧太慶

（航天材料及工藝研究所，北京 100076）

文 摘 系統梳理了國外幾種典型的可重復使用液體火箭發動機用材料及工藝情況，著重介紹了氫氧火箭發動機、液氧/煤油火箭發動機、液氧/甲烷發動機等可重復使用液體火箭發動機的推力室、渦輪泵、噴管等關鍵構件材料選用及成型工藝情況。分析各種液體火箭發動機性能需求及結構特點，探究關鍵材料及工藝技術發展趨勢，對比國內可重復使用液體火箭發動機材料及工藝研究現狀，為后續可重復使用液體火箭發動機材料及工藝技術發展方向提供思路。

0 引言

重復使用的天地往返航天運輸系統是實現大規模空間開發與應用的前提，可降低有效載荷發射成本，實現有效載荷回收與在軌服務，同時解決航區安全問題，是實現“快速、機動、廉價、可靠”自由進出空間的重要途徑和有效手段。可重復使用發動機是重復使用的天地往返航天運輸系統最為關鍵的分系統之一，其特點是研制周期長，投入大，并且隨著發動機推力和重復使用次數的增加研制風險和經費進一步增大。而材料工藝技術又是可重復使用發動機的基礎技術、先導技術和關鍵技術，是決定可重復使用發動機性能、可靠性和成本的一個重要因素，貫穿發動機研制、生產、使用和維修的全過程，其性能與水平在很大程度上制約著可重復使用發動機的發展和研制進程，也是衡量發動機發展水平的重要標志之一。重復使用液體火箭發動機是天地往返航天運輸系統的重要組成部分，不同的發動機需要采用不同的材料體系和工藝方式。本文結合液體火箭發動機推進系統性能要求及結構特點，著重介紹可重復使用液體火箭發動機在材料工藝選擇與研究進展方面的情況。

1 國外重復使用液體火箭發動機新型材料體系選材、性能特性與評價

1.1 航天飛機主發動機（SSME）氫氧火箭發動機

1.1.1 SSME發動機性能結構及各部件工作條件對材料選擇的總要求

SSME發動機用于美國的航天飛機，是至今世界上唯一投入應用的重復使用的氫氧火箭發動機，目前仍是世界上最先進的火箭發動機之一。發動機由洛克達因公司研制，自 1984年4月首次上天至2011年退役，美國航天飛機實現了135次上天飛行，總飛行距離約達5.4 億公里，37 次同國際空間站對接，還曾9次同俄羅斯和平號空間站對接［1］。作為第一個專為長工作壽命而設計的大型液體火箭發動機，且要多次載人飛行，要求航天飛機主發動機具有長壽命、可重復、減少維修以及高的比推力、推重比和可靠性等特點。SSME發動機外形結構及各組件分解示意圖見圖1［2-3］。發動機性能結構及各部件工作條件對材料選擇的要求如下：

圖1 SSME發動機外形結構及各組件分解示意圖Fig.1 SSME rocket engine outline structure and exploded schematic diagram of each component

（1）高強度，許多部件工作在高壓下，包括預燃燒室、高壓渦輪泵、燃氣集合器、燃燒室及導管等；

（2）良好的高溫疲勞和蠕變性能（特別對于熱氣系統）；

（3）良好的低溫性能（在低溫推進劑環境工作的低壓渦輪泵、導管等）；

（4）對氫環境效應的預防；

（5）結構質量限制。

1.1.2 SSME發動機各關鍵部件性能特點與應用材料及工藝

（1）預燃燒室

預燃燒室包括燃料預燃燒室和氧化劑預燃燒室，其作用是使氫氣在氧中燃燒產生熱氣，作為驅動高壓渦輪泵的動力。預燃燒室由結構殼體、氫/氧點火起燃的電火花點火器、噴注器和岐管系統組成，見圖2［2］。預燃燒室殼體在40 MPa壓力和-101 ℃下工作，由高比強度的Inconel 718鎳基高溫合金鍛件機加工而成；內襯工作在約36 MPa和500～700 ℃環境下，因此，內襯材料采用的是高溫強度、蠕變抗力和熱疲勞抗力較好的Haynes 188鈷基合金；燃料輸入管也由Inconel 718合金制造；預燃燒室噴注器面板、推進劑隔板和導管材料為Inconel 625鎳基高溫合金；電火花點火器插入部分由銅合金NARloy-A制成［2-4］。

圖2 預燃燒室結構示意圖Fig.2 Schematic structure diagram of precombustion chamber

（2）主燃燒室

燃燒室是SSME發動機的心臟，內部溫度高、壓力大，又要經受喉部熱流達107 MW/m2（比“土星”發動機高2～10倍）的400次熱循環（起動）。當發動機點火時，內部氣體溫度高達3 300 ℃，而內壁溫度要求低于約540 ℃。采用溝槽式結構再生冷卻，冷卻劑進口壓力42 MPa，2 760 ℃時出口壓力為25 MPa［5］。

燃燒室由內部襯套和結構外殼組成，如圖3所示［4］。內部襯套采用帶溝槽的銅銀鋯合金內壁和電鑄鎳外壁組成，液氫流經溝槽冷卻燃燒室。外部結構殼體承受壓力載荷和來自噴管的推力載荷。結構外殼包括岐管和兩環間的殼體組成，殼體由兩個對稱部分合成，全部選用Inconel 718鎳基高溫合金（相當我國GH4169）作結構材料。

圖3 主燃燒室結構示意圖及實物Fig.3 Schematic structure diagram of main combustion chamber and the real product

（3）延伸噴管

延伸噴管在膨脹比5∶1處與燃燒室相連。延伸噴管結構如圖4所示［4］。全長約3 m，重約420 kg。采用高壓燃燒再生冷卻，其冷卻劑管分為上流管和下流管，都呈錐形，采用釬焊工藝為一體，材料為A-286鐵基高溫合金。外殼和帽狀結構帶采用Inconel 718合金材料制造而成，均為焊接結構。

圖4 延伸噴管結構示意圖Fig.4 Schematic structure diagram of rocket extension nozzle

SSME噴管延伸段由1 080根A-286合金錐形管裝配釬焊成一體，錐形管總長為3 292 m，噴管延伸段與Inconel718外殼和9個結構環通過釬焊鏈接在一起。釬焊工藝一般需要進行2～3個釬焊循環，噴管焊接所用釬料為Au-22Ni-8Pd和Au-25Mn-6Pd-6Ni-45Cu等。錐形管與噴管延伸段外殼焊接組裝通常在氫氣保護氣氛中進行，釬焊縫總長度超過4 277 m，管端插入集合器鉆孔處有2 160個釬焊接頭，釬焊中所用釬料為7 kg。

主燃燒室與噴管延伸段通過最簡單的機械聯接形成，然后采用亞弧焊或電子束焊進行焊接密封。

（4）渦輪泵

航天飛機的渦輪泵推進劑進口壓力與出口工作壓力相差很懸殊，因此分別采用了低壓泵和高壓泵。低壓泵是一種具有低速、高吸氣特性的助推泵，它可使推進劑壓力由不到1 MPa 增至幾倍。高壓泵則通過高速將壓力進一步增壓至幾十倍，通過這種方式解決了在同一種泵中進口低速與出口增壓高速之間的矛盾，減輕了泵重與機械裝置的復雜性，并使材料得到更合理的應用。

高壓氧化劑泵為兩級泵，使液氧增壓至約33 MPa，另有一個獨立級使16%流量的氧增壓至54 MPa。渦輪工作溫度約為820 ℃，渦輪轉速約為29 000 r/min，主泵液氧輸送量kg/s，這種高溫高壓及液氧的介質環境要求選用鎳基和鈷基高溫合金。渦輪進口套筒支柱環采用低膨脹高溫鐵鎳鉻合金Incoloy 903 合金制造，渦輪葉片采用MAR-M246 定向凝固高溫合金制造。渦輪盤和軸由Waspaloy 合金制造而成，為防止高壓氫脆，在渦輪盤的樅樹形區域鍍約0.038 mm厚度的鋅。

高壓燃料泵為三級離心泵，液氫輸送量為66 kg/s。由于當時工藝水平限制，最初研制的超低溫Ti-5Al-2.5Sn 鈦合金氫泵葉輪采用的是精密鑄技術成形，后來改進為粉末冶金成型。此外，進口集流管也由鈦合金制造。

低壓氧化劑泵通過高壓泵排出的液氧驅動，液氧輸送量可達475 kg/s。低壓氧化劑泵外殼采用Tens-50鑄鋁制造，導流葉片采用Monel合金制造，轉子、定子葉片采用K-Monel鎳銅合金制造。

（5）燃氣岐管（燃氣集合器）

熱氣岐管結構上需要支撐預燃燒室、高壓渦輪泵、噴注和燃燒室組件，因此對其材料要求為剛度大、質量輕。熱氣歧管還擔負著把高壓高溫富氫氣體從渦輪泵輸送到主噴注器的任務，其內部氣體的壓力約24 MPa，氣體溫度為450～600 ℃。因此通常采用夾壁結構，以Incoloy 903 為內襯套，抵抗高壓氫產生的氫脆，采用高強度高溫合金Inconel 718 為外壁結構材料，由兩部分鍛件焊成一體，中間通氫氣冷卻。

1.1.3 SSME發動機研制過程中反映出的材料工藝問題

SSME 發動機研制試驗過程中出現過各種各樣的故障［6］，其中很大部分原因是所用材料工藝不當，金屬結構材料易發生疲勞損壞，密封材料使用性能不合格。SSME 發動機的振動環境對部件材料性能影響很大，幾乎所有主要部件所用金屬材料均發生過疲勞開裂，特別是鎳、鈷基高溫合金。因而，必須注意選擇并改進材料，提高材料的抗疲勞性能。對某些鎳基合金如Inconel 718 的高壓氫脆化敏感性也應保持足夠的警惕。此外，還需要不斷改進密封和潤滑材料，這對保證發動機的可靠性有重要意義。

SSME 發動機在研制過程中由于材料工藝應用不當而導致故障及改進要點見表1。

表1 SSME發動機在研制過程中由于材料工藝應用不當而導致的故障及改進要點Tab.1 The malfunction caused by misapplication of materials technology and key points for improvement in the development process of SSME rocket engine

梳理SSME發動機關鍵材料體系：（a）Inconel 718合金，主要用于制造發動機氧化劑預燃室本體和燃料輸入管、高壓氧化劑泵葉輪、燃氣集合器、噴注器本體、燃燒室外殼、閥門殼體及彈簧等；（b）MARM246 定向凝固高溫合金，用于制造高壓氧泵渦輪葉片；（c）Waspaloy 高溫合金，用于制造高壓氧泵渦輪盤和軸，為防止高壓氫脆，需在盤的樅樹形區域鍍以38 μm 厚的鋅；（d）K-Monel 鎳銅合金，主要用于低壓氧化劑泵導流葉輪、轉子和定子；（e）L-605鈷基高溫合金主要用噴注器與燃燒室連接密封環；（f）Ti-5Al-2.5Sn 鈦合金，用于高壓氫泵鑄造葉輪、推進劑閥門等；（g）NARloy-Z 銅銀鋯合金，含Ag 3%、Zr 0.15%，由于具有高的熱導率以及良好的高溫抗疲勞性能，特別適合用來制造發動機燃燒室內壁及其他類似性能要求的部件；（h）NARloy-A 銅銀合金，用于制造預燃燒室電火花點火器插入部分、噴注器率流器等；（i）Incoloy 903低膨脹鐵鎳鉻合金，在高壓氫氣中具有良好的抗脆化能力，主要用于制造發動機高壓氧化劑泵渦輪的進口套筒支柱環，熱氣岐管內襯等，在預燃燒室部件上，為了防止發生氫脆，在進口管和燃料導管之間也采用Incoloy 903 合金作為過渡環；（j）Rene'41 鎳基高溫合金，主要用于螺栓、螺釘等連接件的制備；（k）Haynes 188鈷基高溫合金，具有較高的高溫強度與蠕變抗力，良好的熱疲勞壽命及耐熱震性，可在氫氣壓35 MPa、應變1.0%下經受高達1 000次的循環，主要用于預燃燒室內襯套；（l）304 L 奧氏體不銹鋼，用于制造發動機預燃燒室面板構件等；（m）316 L 奧氏體不銹鋼，用于熱交換順蛇形管；（n）Ti-6Al-6V-2Sn 鈦合金，用作萬向架彈簧和環等；（o）440C 馬氏體不銹鋼，用于制造渦輪泵止推滾珠軸承等；（p）17-4PH 馬氏體沉淀硬化不銹鋼，用于制造自調節彈簧。

隨著SSME 發動機重復使用次數的增加，其關鍵部件的材料后續還進行了進一步改進：（1）發動機氧渦輪輪緣線速度超過550 m/s，葉片應力較大，后來的ATD 改進型氧渦輪采用了IN100 粉末冶金渦輪盤和PWA1480 單晶葉片，進一步提高了高壓氧渦輪葉盤結構的可靠性和壽命［7］；（2）針對超低溫用氫泵葉輪，采用粉末冶金熱等靜壓鈦合金整體葉輪替代鑄造方案，以解決使用及熱試車后氫泵葉輪疲勞開裂的問題；（3）針對推力室內壁，為進一步提高高溫強度和疲勞性能，還在開展銅鉻鈮以及氧化物彌散強化銅合金的研究［8-9］。

近年來，針對SLS火箭采用的RS-25發動機（航天飛機主發動機SSME改進型）噴注器，洛克達因公司還與NASA 合作，采用激光粉末床熔融（L-PBF，也稱為SLM）增材制造技術進行3D打印整體成形，前后共試車11次，累計試車時間46 s。傳統方法制造SLS 發動機噴注器需要6個月時間，而使用SLM 制造，從成形、拋光到無損檢測僅用40 h，同時制造成本降低50%。此外，傳統加工工藝需要十幾個零件分體制造，而SLM 制造可以實現噴注器一體化成形，減少工序提高可靠性的同時，減輕了噴注器的質量［10］。

1.2 可重復使用液氧/煤油火箭發動機用材料工藝概況

應用于Space X 公司獵鷹9 火箭的液氧/煤油梅林（Merlin）發動機已經獲得了多次飛行回收成功，也是至今世界上唯一實現工程應用的可重復使用液氧/煤油火箭發動機。按開發的時間順序至少包括Merlin 1A、Merlin 1B、Merlin 1C 及其真空版、Merlin 1D及其真空版這六個型號及它們的各種改進版的衍生型，Merlin 1C 和1D 如圖5 所示。目前廣泛使用的梅林Merlin 1D發動機可稱得上是世界上最先進的液氧煤油火箭發動機之一，并且性價比很高［11-12］。

圖5 Merlin 1C、1D發動機Fig.5 Rocket engines of Merlin 1C and 1D

（1）燃燒室

燃燒室采用煤油冷卻金屬夾套結構，Merlin 1C及其之前系列發動機內壁為銅合金，外壁為電鑄成形鎳合金。銅合金牌號未見報道，估計與航天飛機使用的是同一牌號，即銅銀鋯合金，以滿足重復使用高疲勞性能技術要求。

據報道，Merlin 1D 新研制了燃燒室，生產效率大幅提升，甚至可以1 d生產1臺［13］，據此推測其燃燒室內外壁連接工藝可能由電鑄成形更改成為熱等靜壓擴散連接（HIP）技術。因為熱等靜壓擴散連接技術具有生產周期短和后續加工難度小等優點，其外壁可采用強度高的合金以減輕材料質量及成本，而且HIP 擴散連接技術已在美國RS-68、J-2X、日本LE-X等氫氧火箭發動機中成功應用。推測Merlin 1D及后續型號推力室內壁材料仍可能為銅銀鋯合金，外壁材料可能為與RS-68一致的347不銹鋼。

（2）延伸噴管

Merlin 1A 發動機采用了碳纖維復合材料作為延伸噴管材料，并采用了類似太空返回艙的燒蝕冷卻技術。Merlin 1C 及其后續發動機將碳纖維噴管換成了可重復使用的煤油再生冷卻金屬夾層噴管，通過回熱冷卻，極大地緩解了過熱問題，但噴管材料及制造工藝未見報道。

Merlin 1C 發動機真空版是Space X 公司為獵鷹火箭研發的第一款上面級液氧煤油發動機。為節省成本和開發時間，Merlin 1C、Merlin 1D 真空版與相應Merlin 1C、Merlin 1D 幾乎完全相同，只是改用了面積比更大的鈮合金噴管，如圖6 所示［2］，單壁結構，內外壁有抗氧化涂層，鈮合金材料為C103 鈮鉿合金，噴管成形估計采用的是板材旋壓成形。

圖6 Merlin 1C真空版發動機（左）和它的鈮合金大噴管（右）Fig.6 Vacuum rocket engine of Merlin 1C（left）and its niobium alloy large nozzle（right）

（3）渦輪泵

Merlin 1A 發動機的渦輪泵轉速最大可達20 000 r/min，總質量68 kg，采用Inconel 718 鎳基高溫合金（相當于我國的GH4169合金）制造封頭，并采用摩擦焊接加工主軸。渦輪泵外殼采用精密鑄造成形，燃料泵采用鋁合金制造整體式渦輪葉盤，氧化劑管路則是采用300 系列不銹鋼。Merlin 1A 發動機渦輪泵實物如圖7所示［11］。

圖7 Merlin 1A發動機渦輪泵Fig.7 Turbopump of rocket engine of Merlin 1 A

Merlin 1B 與Merlin 1A 發動機相比做了一系列小的改動，其材料體系與Merlin 1A 大致相同。Merlin 1C的渦輪泵大部分組件與Merlin 1B相比沒有什么變化。從Merlin 1D 開始，原Barber-Nichols 公司不再為梅林系列提供渦輪泵，新型號的渦輪泵可能是Space X 公司自行開發，也可能是委托其他公司開發。Merlin 1D 渦輪泵轉速可達到驚人的36 000 r/min，產生7 350 kW 以上的功率，并將液氧和煤油加壓到20 MPa 以上。不僅如此，在Merlin 1D 后續的改進版本中，為了滿足NASA對將來執行載人任務的安全性要求，還更換了渦輪葉片。據說新渦輪葉片采用高密度材料以避免微裂紋的產生，但是具體何種高密度材料未見報道。

1.3 可重復使用液氧/甲烷發動機用材料工藝概況

液氧/甲烷火箭發動機具有密度比沖高、無毒環保、富燃燃燒積炭少、重復使用、維護方便等優點，是很有發展潛力的可重復使用火箭動力。

2011 年，Space X 公司公布可重復使用火箭的試驗器“蚱蜢”項目，提出了大推力液體火箭發動機計劃，其中包括液氧甲烷發動機，即“猛禽”（Raptor）發動機，其實物及原理如圖8［11，14］所示。“猛禽”發動機采用了分級燃燒循環方式，未來將主要應用于星際運輸系統及火星探索。其材料工藝細節未見報道，只是有報道稱Space X 公司針對氧預燃室的高溫高壓富氧氣體帶來的材料氧化問題，專門研發了一種耐富氧環境的SX500 合金，由使用環境推測，SX500合金可能是一種鎳基高溫合金。其他材料工藝可能大多與Space X 的Merlin 1D 發動機大致相當。2016年Space X 針對“猛禽”發動機中的推進劑閥、渦輪泵和噴注器組件等采用了增材制造技術制造。同年，馬斯克宣布Space X 公司成功進行了猛禽發動機的首次熱試車［15-16］。

圖8 “猛禽”發動機及其原理圖以及增材制造部件熱試車Fig.8 Rocket engine of “raptor” and the schematic diagram，and the picture of additive manufacturing components during hot-firing test

藍色起源公司從2011 年開始對BE-4 液氧/甲烷發動機進行研制［17］，該發動機采用富氧分級燃燒循環方式，推力為2 400 kN，燃燒室壓力13.4 MPa，可重復次數達25 次，將用于聯合發射聯盟公司的“火神”火箭以及藍色起源公司的“新格倫”火箭。2017年，藍色起源完成了首臺BE-4 發動機的組裝工作（圖9）［17］。由圖9 可知，從顏色看，該發動機關鍵部件——推力室和噴管的內壁材料應該都是銅合金，推測可能是航天飛機應用的疲勞性能較好的銅銀鋯合金。在可重復使用液體火箭發動機零件增材制造方面，據稱該公司的BE-4 發動機中的渦輪噴嘴等零件使用了增材制造技術。

圖9 藍色起源公司BE-4液氧/甲烷發動機及其零部件拆解圖Fig.9 BE-4 liquid oxygen and methane rocket engine and the exploded components of Blue Origin

1.4 可重復使用液體火箭動機用關鍵材料體系及關鍵材料分析評價

1.4.1 推力室身部（燃燒室）用材料及工藝

1.4.1.1 內壁材料

可重復使用液體火箭發動機推力室身部一般由高導熱的銅合金內壁和鎳或不銹鋼、高溫合金外壁連接而成。發動機工作時，銅合金內壁材料經歷低溫——高溫的熱交變循環過程，易因低周疲勞而破壞，因此是制約推力室使用壽命的關鍵因素，也是可重復使用火箭發動機研制中首先必須解決的關鍵材料問題之一。

針對氫氧火箭發動機，20 世紀70 年代，NASA 路易斯研究中心開展了無氧銅、銅鋯合金和銅銀鋯（NARloy-z）合金三種內壁材料的圓柱形推力室低周熱疲勞試驗（室壓4.2 MPa/氫氧混合比6.0/喉部熱流54 MW/m2），所有的破壞模式均為通道內壁減薄直至斷裂，其結果表明，三種內壁材料中銅銀鋯合金具有最好的循環壽命。表2 是三種典型內壁材料性能數據，可見銅銀鋯合金的高溫強度與導熱率和鋯銅合金接近，是無氧銅的2 倍多，但銅銀鋯合金的實驗熱疲勞循環次數是鋯銅合金的1.6倍［18-19］。

表2 無氧銅、鋯銅和銅銀鋯材料（400 ℃）性能對比Tab.2 Performance comparison of materials of oxygen-free copper，zirconium copper and copper silver zirconium alloys（400 ℃）

NARloy-z 是一種兼具高導熱性和高強度的Cu-3%Ag-0.15%Zr 合金，既具有銅合金的高導熱性，又因Ag、Zr合金元素的添加而改善了其高溫強度，因此可專門用來制造可重復使用液體火箭主發動機燃燒室內壁及具有類似性能要求的部件。美國航天飛機主發動機推力室身部內壁材料采用的NARloy-z 銅銀鋯合金是可重復使用氫氧、液氧/甲烷火箭發動機推力室身部內壁首選材料。

近年來，美國NASA Glenn 研究中心開發出一種銅鉻鈮GRCop-84［Cu-8%（a）Cr-4%（a）Nb］粉末冶金材料，這種Cu-Cr-Nb 新合金材料以彌散強化為主［8］，可在700 ℃高溫下工作。NASA/TM 披露的實驗結果表明，這種銅鉻鈮合金GRCop-84比目前使用的銅鋯合金、銅銀鋯合金有更好的性能（傳導性、熱膨脹、強度、抗蠕變）以及低周疲勞（壽命）組合，可用于火箭發動機內襯，而且粉末冶金技術已成為一種低成本、高效率的推力室內壁的制備方法。

近年來，Space X 公司的液氧/煤油發動機上采用銅銀鋯合金作為推力室內壁，目前已經過了十幾次飛行驗證。俄羅斯液氧/煤油發動機推力室身部內壁材料一般為QCr0.8 鉻青銅合金，其化學成分要求見表3，力學性能要求見表4。QCr0.8 鉻青銅合金在我國新一代液氧/煤油發動機上也已應用，相對較為成熟，但是在可重復使用性能上，鉻青銅還有待于多次考核和重復使用飛行驗證。

表3 QCr0.8鉻青銅合金化學成分要求Tab.3 Chemical composition requirement of QCr0.8 alloy %（w）

表4 QCr0.8鉻青銅合金力學性能要求Tab.4 Mechanical property requirement of QCr0.8 alloy

1.4.1.2 外壁材料

推力室身部外壁材料一般為純鎳、Inconel 718高溫合金或不銹鋼、高溫合金等，一般較為成熟。

1.4.1.3 內外壁連接技術

根據冷卻通道封合方式的不同，分為三種形式：1）擴散釬焊外殼，如能源號RD-0120 發動機、YF-100/115；2）電鑄鎳封合，如SSME、LE-7/LE-7A、火神/火神2 發動機、Merlin 1C、YF-75 系列/77；3）熱等靜壓擴散連接（HIP）冷卻通道封合，如美國RS-68、J-2X、Merlin 1D 和日本的LE-X、歐空局的火神X 發動機。大型液體火箭發動機主燃燒室內外壁連接技術方案列于表5［17］。在可重復使用發動機的內外壁連接技術方面，航天飛機SSME 上采用的電鑄鎳發動機已經飛行了25 次，馬斯克的梅林發動機采用的電鑄以及熱等靜壓擴散連接（HIP）也通過了多次飛行驗證，而俄羅斯及我國液氧/煤油火箭發動機采用的擴散釬焊目前還有待于后續工程重復使用飛行驗證。

表5 國外典型液體火箭發動機主燃燒室內外壁連接技術方案Tab.5 The interconnection technique projects of inner and outer walls of main combustion chambers for foreign typical liquid rocket engines

（1）釬焊外殼結構

前蘇聯的銑槽式結構推力室分4～6段進行制造，一般使用銅、錳或銀、銅涂層做釬料，在感應加熱爐中進行擴散釬焊，然后通過真空電子束焊把各殼段焊在一起。前蘇聯的銑槽式結構推力室已用于RD-253、RD-120、RD-170、RD-180 和RD-0120 等發動機，并在“質子號”、“天頂號”和“能源號”等運載火箭上獲得應用［20］。

RD-0120發動機的燃燒室是一種焊接/釬焊裝配結構，由外殼、內襯和氫出口集合器組成。燃燒室喉部冷卻方案優化為最好的氫特性冷卻，氫冷卻液從噴管上層向上流動通過燃燒室，出口靠近噴注器混合處，再通過外部管道轉回噴管上部，在排出燃燒室之前穿過噴管的所有部分。

（2）電鑄鎳封合

電鑄過程是一個連續電鍍的過程，被電鑄的零件作為陰極，金屬離子通過電解液沉積到陰極表面，陽極材料通常由電沉積在陰極表面的金屬材料組成。電鑄工藝具有成形工藝溫度低和成形后精度高的優點。電鑄鎳封合結構的燃燒室一般由兩種基體合金組成，銅基合金作為內襯，內有冷卻通道，鎳基合金結構外殼封合冷卻通道。

用電鑄鎳封合冷卻通道，由于采用的是冷電鍍工藝，因此對內壁銅合金材料的機械及物理特性沒有影響，而且電鑄可實現復雜幾何形狀部件的高精度復制成形。針對銅合金內壁，冷卻通道的寬度和高度都可以大范圍調整，通過電鑄將鎳電沉積到燃燒室的銅基體上，構成發動機的承載結構。電鑄層表面復制基材的形貌，表面粗糙度較小，有利于降低冷卻通道的壓力損失。但是，電鑄是一個原子沉積成形，因此制造時間較長，成本相對較高。

采用銑槽+電鑄鎳封合結構制造燃燒室的步驟如下：a）真空精密鑄造、鍛造（或者旋壓成形）銅合金內壁坯料；b）精車后銑加工銑冷卻通道，再車外輪廓；c）用蠟填充冷卻通道并使其導電化；d）電鍍銅封合冷卻通道，防止鎳發生氫脆；e）電鑄鎳外壁；f）退除蠟填料［21］。

（3）熱等靜壓擴散連接（HIP）冷卻通道封合

熱等靜壓擴散連接（HIP）燃燒室由三個基本組件構成：結構外殼、單件內襯和多塊喉部支撐。內襯一般選用具有高熱傳導性的銅基合金，外殼和集合器選用較高強度的鎳基合金，均為鑄造完成。燃燒室制造步驟如下：a）在內襯的外表面加工出冷卻通道；b）制造喉部支撐，并裝配在喉部周圍；c）將喉部支撐和內襯一起滑入外殼中；d）裝配上前后集合器后一起在加壓爐中進行HIP連接。

HIP 連接時，整個裝配件被放置在真空爐中，爐中加壓，并加溫至一定溫度。在HIP 連接過程中，從冷卻通道和喉部區域的空隙間抽出空氣，達到真空狀態。在HIP 連接溫度以上，壓力作用于整個外殼外表面以及內襯上，使內襯與外殼直接接觸，由此在內襯和外殼之間產生連接接頭。內襯與喉部支撐之間、喉部支撐與外殼之間也都產生了連接接頭。所有連接一步完成，不需要特殊的夾具對各部件進行強制直接接觸。RS-68 推力室組件包括燒蝕燃燒室內襯、300系列的不銹鋼外殼、300系列的不銹鋼氧化劑入口球座，以及高強度4130 合金鋼的推力錐。連接前需要在零件的待連接面上鍍焊接合金，如銅內襯上鍍金，不銹鋼外殼和喉襯上鍍鎳，然后內襯與外殼緊密接觸形成擴散連接［22］。

HIP 整體連接方法的好處之一就是不需要復雜和昂貴的壓力包套和結構支撐外殼夾具。因此，這種制造方法生產周期短，且后續加工難度小。

1.4.2 渦輪泵用材料及工藝

1.4.2.1 氫（或甲烷）泵葉輪用材料及工藝

可重復使用氫氧或液氧/甲烷發動機中氫（或甲烷）泵葉輪具有形狀復雜、工況惡劣（超低溫區、高轉速）、對材料性能及產品可靠性要求極高等特點。目前，氫（或甲烷）泵葉輪大多為超低間隙鈦合金［Ti-6Al-4V ELI（相當于我國的TC4ELI）］或Ti-5Al-2.5Sn ELI（相當于我國的TA7ELI）等材料制造，液氫溫區采用Ti-5Al-2.5Sn ELI，液氧及其以上溫區采用Ti-6Al-4V ELI。葉輪生產工藝已由鑄造成形向鍛件分步加工后焊接成形以及后來的粉末冶金成形工藝發展。

美國航天飛機采用的是Ti-5Al-2.5Sn ELI 鈦合金鑄造成形。日本等國家使用了鍛件分部加工再焊接為一體的工藝制造，使用性能相對鑄件而言略好，但其工作轉速仍受到限制。俄羅斯采用先進的粉末冶金技術，首先研制出了形狀復雜的整體粉末鈦合金氫泵葉輪，具有極高的使用性能，并在RD-0120等型氫氧發動機上獲得應用。美國后續研制的RS-83可重復使用氫氧發動機以及SSME 后續改進中的氫泵葉輪也采用低溫鈦合金粉末冶金整體成形。

1.4.2.2 氧渦輪泵用材料及工藝

可重復使用發動機氧渦輪泵在高溫高壓、特殊介質、高速旋轉和交變應力等苛刻復雜條件下工作，材料選擇是一個極其重要問題。

（1）渦輪盤用材料

渦輪盤是航天發動機具有關鍵特性的核心部件，對發動機和航天器的可靠性、安全壽命與性能提高具有決定性影響。早期歐美國家可重復使用發動機氧渦輪泵渦輪盤選用了鑄鍛Waspaloy 合金，該合金在760 ℃以下具有高的拉伸和持久強度，在870 ℃以下具有良好的抗氧化性能，且有良好的強韌化匹配，在使用性能上表現出很低的裂紋擴展速率，這對制造渦輪盤件來說是至關重要的。Waspaloy 合金760 ℃下的抗拉強度為810～880 MPa，815 ℃下10 h的持久強度為390～410 MPa［23］。

粉末高溫合金興起后，美國航天飛機采用粉末冶金IN-100 渦輪盤替代了Waspaloy 合金，前者利用快速凝固粉末通過熱等靜壓以及超塑性等溫鍛造成形。該合金中γ'相含量高，有較高強度，且粉末熱等靜壓工藝使合金組織均勻細小，保證了較高的使用性能和最小的性能分散性，提高了渦輪盤的完整性和可靠性。因此，渦輪盤批量生產時具有較好的質量穩定性和經濟性。粉末冶金IN100 合金815 ℃下的抗拉強度高于1 000 MPa，815 ℃下10 h 的持久強度高于630 MPa［24］。對比Waspaloy合金性能可知，粉末冶金In-100 高溫合金的高溫強度和高溫持久性能有了較大提高。

（2）渦輪葉片材料

發動機氧渦輪輪緣線速度超過500 m/s，葉片應力較大，容易導致微裂紋產生擴展使部件失效。針對這些問題，美國航天飛機SSME 發動機氧渦輪泵渦輪葉片用材料最早選用了Mar-M246 定向凝固高溫合金，該合金有很好的鑄造性能，易于鑄成葉片，同時合金焊接性能良好，甚至可以與不銹鋼相比。定向凝固高溫合金是高溫合金熔體在鑄型中進行凝固時，通過一定方式控制晶核的形成去向，形成幾乎都是相互平行的柱狀晶。如果葉片通過定向凝固制備而成，且其結晶方向與葉片所受應力方向平行，那么葉片的承力能力或耐溫能力就大大提高，同時作用在晶界上的應力會最小，從而延緩裂紋形成并增加蠕變持久壽命。Mar-M246 合金不同溫度下的拉伸性能見表6［25］。

表6 Mar-M246不同溫度下拉伸性能Tab.6 Tensile properties of Mar-M246 under different temperatures

后來，隨著可重復使用發動機對氧渦輪泵渦輪葉片的可靠性進一步提高以及新材料研制進步，美國SSME 發動機渦輪葉片選用了單晶鑄造高溫合金PWA 1480 替代了Mar-M246 定向凝固高溫合金。單晶鑄造高溫合金是指整個鑄件僅由一個晶粒組成的鑄造高溫合金。PWA 1480 合金去除了硼、鋯、鉿等晶界強化元素，提高了合金的熔化溫度起始點，從而使固溶處理溫度可以適當提高，以獲得更細小、彌散的γ'相，使合金的潛力得到更充分發揮。單晶PWA1480高溫合金的承溫能力比當時最好的定向凝固鑄造高溫合金PWA l422 提高了25 ℃，自從1982年開始服役，服役時間超過5×106h。

為了適應當前工業技術發展趨勢，提高材料生產加工與應用過程的工藝性與經濟性，近年來，歐美國家出現了整體葉盤制造工藝。整體葉盤是把發動機渦輪盤和葉片設計成一個整體，無須加工榫頭和榫槽。這種結構的優點是：葉盤的輪緣徑向高度、厚度和葉片原榫頭部位尺寸均可大大減小，減重效果明顯；發動機轉子部件結構大大簡化；避免了葉片與輪盤裝配不當造成的微動磨損、裂紋以及鎖片損壞帶來的故障。整體葉盤制造工藝不僅提高了發動機的工作效率，也進一步提升其可靠性。

針對可重復使用發動機氧渦輪泵整體葉盤可采用直接熱等靜壓成形方式制備，其優點在于這種工藝可實現近凈成形，能以最小的加工余量和簡化工序制成接近零件最終形狀的半成品葉盤。這不僅節約大量貴重的戰略元素，同時可以不依賴大型擠壓機和等溫鍛造設備。因此開展高壓氧泵整體葉盤用高性能粉末高溫合金材料及直接熱等靜壓技術研究是非常有意義的。

（3）渦輪殼體材料

目前歐美國家可重復使用發動機氧渦輪泵殼體材料多采用鑄造IN718合金，該合金的主要強化相是γ''，與γ 基體點陣錯配度較大，共格應力強化作用顯著，在低溫和650 ℃以下具有高的強度和優異塑性，合金組織比較穩定，元素的擴散速度較低，無論在固溶狀態或者時效狀態都具有良好的成形性和焊接性，非常適合用作低溫和超低溫結構件。但是，鑄造構件存在難以避免的疏松、縮孔、偏析等缺陷，可靠性下降，成品率較低。氧渦輪泵殼體構件形狀復雜，尺寸精度要求高，而鑄造IN718 合金加工困難，材料利用率低，生產成本居高不下。熱等靜壓工藝方法可以避免鑄造缺陷的產生，同時組織細小均勻，且能實現近凈成形，大大提高材料利用率，有效降低成本。因此建議采用熱等靜壓粉末冶金工藝替代鑄造工藝生產IN718合金構件，但需要開展相關的技術研究，以滿足可重復使用發動機氧渦輪泵殼體材料需求。

1.4.3 燃氣集合器（熱氣岐管）及管路用材料及工藝

針對接觸高壓氫環境的集合器或管路用材料，一定要考慮抗氫脆。SSME 發動機研制初期，熱交換器蛇形管、噴管高壓氫輸送導管等采用了Inconel 718合金，但在試驗過程中發生開裂泄漏，后來內襯加上了抗氫脆性能更好的Inocel 903 合金，解決了這一問題。

對于可重復使用氫氧發動機來說，高壓氫環境效應是高溫合金應用中不可避免的一個大問題，它的主要影響是氫原子的滲透會導致大多數鐵、鈷、鎳基高溫合金發生明顯的塑性下降，以及一定的強度下降，同時會降低循環疲勞壽命，促進裂紋生長率的增加。

Inconel 718 合金（相當于我國的GH4169 合金）一般認為抗氫脆性能較好，但在高壓氫環境下，其會變脆。這一點一定要引起我國發動機設計人員的重視。因為我國普遍認為GH4169 合金應用于液氫環境一般沒有問題，并且現在YF-75、YF-77 氫氧發動機正是如此應用。現在沒有出現問題的原因，可能是現在的發動機為一次性使用，試車時間較短，也可能是我們的發動機氫的壓力還未達到臨界值，或者兩者兼而有之。

Inconel 718 合金是以體心四方的γ''（Ni3Nb）和面心立方γ'（Ni3（Al，Ti，Nb）強化的鎳基合金，在-253～700 ℃內具有良好的綜合性能，650 ℃以下的屈服強度居變形高溫合金的首位，具有良好的抗疲勞、抗輻射、抗氧化、耐腐蝕性能，以及良好加工性能、焊接性能和長期組織穩定性。

Incoloy 903（相當于我國的GH2903）是Fe-Ni-Co 基沉淀硬化型變形高溫合金，其合金成分和典型拉伸性能分別見表7 和表8［26］。該合金特點是在較寬的溫度范圍內具有低的熱膨脹系數和幾乎恒定的彈性模量，當使用溫度在650 ℃以下時，具有較高的強度、良好的抗冷熱疲勞性能、焊接性能以及抗高壓氫脆等能力。

表7 Incoloy 903合金化學成分Tab.7 Chemical composition analysis of Incoloy 903 alloy %（w）

表8 Incoloy 903合金典型的拉伸性能Fig.8 Typical tensile properties of Incoloy 903 alloy

為了解決Inconel 718合金高壓氫脆問題，美國正在研究一種強度不低于Inconel 718合金、同時耐高壓氫的粉末冶金高強合金NASA-23，用來代替廣泛使用的Inconel 718。NASA-23合金是以Incoloy 903合金為原型，增加Cr元素質量分數到10%左右，其主成分為：Fe-32Ni-15Co-10Cr-3Nb-2.5Ti-0.15Al。與Incoloy 903合金相比，NASA-23合金因鉻元素增加而提高了抗氧化性能，美國預計會應用在后續的可重復使用運載火箭中。

2 國內可重復使用液體火箭發動機用材料及工藝概況

目前我國液體火箭發動機一般以滿足運載火箭一次性使用為設計依據，追求最高的性能和推重比是發動機設計的目標，零組件的疲勞尤其是高周疲勞問題一般不作重點考慮。未來的可重復使用運載器要求液體火箭發動機必須具備可重復使用能力，工作壽命與一次性使用要求相比提高幾十倍，要實現這種技術跨越，不僅要對發動機全壽命周期載荷譜下的疲勞壽命進行設計，對關鍵零組件進行必要的疲勞和可靠性試驗驗證，還必須采用先進的材料和制造工藝從源頭上保證零組件的疲勞壽命，從而保證發動機工作壽命和可靠性達到可重復使用的要求。

我國目前在可重復使用液體火箭發動機的關鍵技術研究中［27-28］，涉及材料及工藝技術的較少，只對推力室用銅銀鋯合金開展了探索研究，以替代目前應用的鋯銅/鉻青銅合金，提高推力室的疲勞性能。其他材料都是借用現一次性運載火箭中發動機用材料，而現用渦輪泵、推力室、燃氣集合器等關鍵部位構件用材料工作壽命可能滿足不了與一次性使用要求相比提高幾十倍的要求，與國外用關鍵典型材料性能差距見表9。可知，國內渦輪盤用高溫合金材料處于第二至第三代之間，與國外第四代的粉末冶金高溫合金相比差距較大；國內推力室內壁材料仍然以第二代鋯銅/鉻青銅合金為主，國外使用已久的第三代銅銀鋯合金熱疲勞性能是銅鋯合金的1.6倍，對比之下，國內關鍵材料體系與國外相應材料體系相差一到兩代。

表9 液體火箭發動機用關鍵材料國內外對比Fig.9 Comparison of key materials used in domestic and foreign liquid rocket engines

國內液氧/煤油火箭發動機關鍵材料與表9 內相近，推力室及預燃室內壁材料均為鉻青銅QCr0.8，外壁為S-03/06 馬氏體時效不銹鋼，渦輪泵的渦輪盤為GH4586 鎳基合金，燃氣進出口殼體和渦輪靜子是GH4202抗氧化高溫合金，氧化劑離心輪是S-04鑄造馬氏體時效不銹鋼，渦輪泵殼體是S-03/06 馬氏體時效不銹鋼、TC4［29］。

液氧甲烷發動機方面，國內研究單位分別采用了電鑄和釬焊工藝進行推力室內外壁連接，目前已經實現了多次熱試車考核。近年來商業航天在液氧甲烷發動機上也采用了電鑄和釬焊工藝進行發動機推力室內外壁連接，電鑄工藝已經通過多次熱試車考核，釬焊工藝目前正在進行工藝攻關。但關于內外壁熱等靜壓擴散連接（HIP）工藝研究報道不多。

國內在液體火箭發動機構件增材制造技術方面，也開展了一些研究，研制出了氫氧發動機氧泵殼體、氧泵進氣殼體以及某上面級發動機中的起動器、發生器出口管、排風管等并飛行成功［30］。此外，通過對增材制造技術的研究，還實現了航天大型鈦合金骨架、支座、位移接頭等大尺寸、復雜結構難加工金屬材料的高效制造，從而提高了材料利用率，降低了生產成本，加快了研制進程。

3 我國可重復使用發動機關鍵材料及成形工藝技術發展方向

可重復使用發動機的工作壽命與一次性使用要求相比提高幾十倍，因此，可重復使用火箭發動機對關鍵部件的綜合性能提出了極高的要求，如力學性能、結構性能、功能性能、耐高低溫、耐介質以及發動機全壽命周期載荷譜下的疲勞壽命等特性。要從源頭上保證零組件的綜合性能，必須采用先進的材料及成形工藝技術。

依據國外重復使用液體火箭發動機的研制現狀和技術發展，針對未來我國的可重復使用液體火箭發動機，國內先進新型材料工藝技術及工藝成形技術的發展方向概括為如下幾個主要方面：

新材料技術方面：（1）銅銀鋯合金、銅鉻鈮合金以及氧化物彌散強化銅合金等高性能銅合金材料及應用技術，以滿足高疲勞壽命和更高使用溫度的推力室內壁需求；（2）航天用高性能粉末高溫合金材料技術；（3）高性能低溫鈦合金材料技術；（4）高性能密封材料技術，包括高性能銀合金材料、渦輪泵動密封用高性能石墨材料以及閥門用長壽命密封材料等；（5）新型涂層技術，包括耐富氧燃氣的金屬表面長壽命涂層技術以及長壽命推力室用身部內壁表面復合熱障涂層材料技術等；（6）噴管延伸段用輕質抗沖刷C/C 復合材料及其制造技術，以適應未來可重復使用運載器一次入軌輕質化需求等。

新型成形工藝技術方面：（1）高溫合金和鈦合金等精密鑄造成形技術；（2）異種金屬材料焊接及特種金屬材料高能束焊接技術；（3）增材制造技術，以適應噴注器、殼體等精細、復雜構件的精密、一體化、整體化成形；（4）高強快速電鑄技術；（5）熱等靜壓（HIP）粉末冶金成形及HIP 擴散連接技術，克服了增材制造（3D 打印）技術本身無法避免的殘余應力、微裂紋、孔洞等缺陷導致的疲勞性能低的問題［31-32］，以適應泵葉輪和渦輪盤等旋轉關鍵零件的高周疲勞以及高密度功率的服役要求。

4 結束語

發動機材料技術是未來可重復使用液體火箭必須解決的技術難題之一。新一代可重復使用液體火箭的特點要求發動機材料滿足耐溫更高、耐介質、可重復使用、耐高周疲勞、高可靠性以及低成本等要求。經過長時間發展和積累，液氧煤油、液氫液氧等發動機材料與工藝取得了很大進展，但現有的材料技術仍面臨嚴峻挑戰。未來針對可重復使用液體火箭發動機材料技術的研究，表現出以下趨勢：首先，以航天飛機為基礎的材料與結構創新不斷取得新進展，在新型飛行器研制和發展中繼續發揮關鍵作用；其次，一種飛行器概念牽引一代材料和結構的發展，材料類別和結構形式呈現多樣化發展態勢；以輕量化、一體化為目標的材料與結構創新帶動材料的進步和發展。