劉昌國,邱金蓮,陳明亮

(1.上?？臻g推進(jìn)研究所,上海 201112;2.上?？臻g發(fā)動機工程技術(shù)中心,上海 201112)

0 引言

為增加火箭的運載能力，液體火箭發(fā)動機特別是上面級液體火箭發(fā)動機都在向更大推力、更高比沖、更高推重比的發(fā)展方向。因此，增大噴管延伸段面積比、使用耐溫能力更優(yōu)和質(zhì)量更輕的噴管材料是上面級發(fā)動機制造的必然選擇。C/SiC復(fù)合材料以及含抗氧化防護(hù)涂層的C/C復(fù)合材料憑借優(yōu)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(fā)動機噴管延伸段甚至整個液體火箭發(fā)動機推力室身部的首選材料[1-5]。與常規(guī)的金屬噴管延伸段相比，C/SiC和C/C復(fù)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(fù)合材料的工作溫度可達(dá)到1 600 ℃，大幅度超過傳統(tǒng)金屬材料的耐溫能力[6]。近些年來，國內(nèi)采用復(fù)合材料噴管的液體火箭發(fā)動機研制進(jìn)展迅速，僅在2018年下半年，就先后有高室壓10 kN復(fù)合材料發(fā)動機完成某導(dǎo)彈武器飛行和5 000 N復(fù)合材料噴管延伸段發(fā)動機完成遠(yuǎn)征三號上面級飛行，取得了良好的社會效益、經(jīng)濟(jì)效益和軍事效益。本文系統(tǒng)地總結(jié)了國內(nèi)外液體火箭發(fā)動機用復(fù)合材料噴管延伸的研究及應(yīng)用現(xiàn)狀，綜述了復(fù)合材料噴管延伸段的成型與復(fù)合致密化技術(shù)，分析了國內(nèi)的主要差距并提出了發(fā)展建議。

1 國外研究及應(yīng)用現(xiàn)狀

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

復(fù)合材料噴管延伸段在上面級液體發(fā)動機中最成熟與最成功的應(yīng)用案例是RL10系列低溫發(fā)動機[7]，包括Delta Ⅴ上面級用RL10B-2發(fā)動機，Atlas Ⅴ用RL10C-1發(fā)動機，以及ArianeⅤ上面級用Vinci發(fā)動機。歐洲SAFRAN集團(tuán)旗下的Snecma固體推進(jìn)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(fā)C/C復(fù)合材料噴管，并成功在2002年11月投入Delta Ⅳ飛行應(yīng)用。該項技術(shù)及產(chǎn)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(wèi)星發(fā)射任務(wù)，在未來還將繼續(xù)應(yīng)用于RL10B-2發(fā)動機，保障Delta IV火箭的發(fā)射任務(wù)。

圖1 Ariane上面級HM7發(fā)動機及其C/SiC 復(fù)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(fā)動機及其C/C復(fù)合材料噴管延伸段[7]。為節(jié)約空間和降低制造難度，RL10B-2發(fā)動機的噴管延伸段采用了可延伸的三段式結(jié)構(gòu)，延伸段全部為C/C復(fù)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(fù)合材料噴管出口面積比達(dá)到285∶1，直徑為2 136 mm，總長2 525 mm。

三段式結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢除了能降低制造難度，還可根據(jù)發(fā)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(fā)的RL10C-1發(fā)動機，同樣采用了C/C復(fù)合材料噴管延伸段方案，受限于空間結(jié)構(gòu)，RL10C-1發(fā)動機只用了A段，但更新了抗氧化涂層，使涂層更環(huán)保、更安全。該發(fā)動機于2014年12月13日實現(xiàn)首飛，截至2017年4月，RL10C-1發(fā)動機共支撐Atlas Ⅴ火箭成功完成19次衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)。

圖2 RL10B-2發(fā)動機及其C/C復(fù)合材料 噴管延伸段Fig.2 RL10B-2 engine with C/C composite nozzle extension

Vinci發(fā)動機作為另一款高比沖低溫上面級發(fā)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(fù)合材料輻射冷卻噴管延伸段方案[8-9]。該發(fā)動機復(fù)合材料噴管延伸段的結(jié)構(gòu)設(shè)計與制造技術(shù)基本沿用了RL10B-2發(fā)動機的C/C噴管技術(shù)，且仍采用可延伸的三段式結(jié)構(gòu)。展開后復(fù)合材料噴管延伸段出口面積比為243∶1，出口直徑達(dá)到2 150 mm，整體高度達(dá)到2 850 mm。與RL10B-2相比，其最大的區(qū)別在于A段利用C/SiC復(fù)合材料替代了涂層防護(hù)的C/C復(fù)合材料，B和C段仍采用C/C復(fù)合材料方案。2008年該發(fā)動機通過了鑒定級熱試車考核，發(fā)動機累計工作時間為700 s，噴管外壁溫度達(dá)到1 700 K。圖3為Vinci發(fā)動機C/SiC延伸段A段照片。

圖3 Vinci發(fā)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(fā)動機Vulcain按1∶5的比例研制了C/SiC復(fù)合材料噴管擴張段，并成功進(jìn)行了熱試車驗證，如圖4所示。為Aestus發(fā)動機研制了全尺寸C/SiC復(fù)合材料噴管延伸段，并通過了模擬發(fā)動機工況環(huán)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(xù)應(yīng)用未見報道[10-11]。

圖4 Vulcain發(fā)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(fā)動機C/SiC噴管延伸段及其真空 熱試車考核照片F(xiàn)ig.5 Aestus engine with C/SiC composite nozzle extension and its vacuum hot-firing test

2 國內(nèi)研究及應(yīng)用現(xiàn)狀

經(jīng)過十多年的發(fā)展，國內(nèi)液體火箭發(fā)動機用復(fù)合材料噴管技術(shù)取得了長足的進(jìn)步，相關(guān)工作主要集中在國防科技大學(xué)和西安航天復(fù)合材料研究所等單位，研制的輕小型、快響應(yīng)姿軌控發(fā)動機采用C/SiC復(fù)合材料的整體噴管已成功應(yīng)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(shù)衛(wèi)星等的發(fā)射任務(wù)。

在上?？臻g推進(jìn)研究所的支持下，國防科技大學(xué)于2006年研制出10 kN發(fā)動機用C/SiC復(fù)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(fù)合材料發(fā)動機兩臺產(chǎn)品先后通過了力學(xué)環(huán)境試驗和地面熱試車考核，但由于型號研制計劃調(diào)整而未能真正實現(xiàn)應(yīng)用。

圖6 10 kN發(fā)動機及C/SiC復(fù)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(fù)合材料研究所開展合作，借鑒RL10B-2發(fā)動機噴管設(shè)計方案，為我國某液氫液氧發(fā)動機設(shè)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(fù)合材料噴管，C段擬采用可延伸的C/C復(fù)合材料噴管[13]。B段C/C-SiC復(fù)合材料噴管面積比30∶1～80∶1，出口直徑達(dá)到了1 060 mm，A與B段通過法蘭連接后搭載某發(fā)動機進(jìn)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(jìn)行有效考核。

目前國內(nèi)已投入使用的復(fù)合材料噴管延伸段有兩個型號產(chǎn)品，均由國防科技大學(xué)研制。

一是液體雙組元2 400 N發(fā)動機用C/SiC復(fù)合材料噴管延伸段，產(chǎn)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(yīng)用。圖8為2 400 N發(fā)動機高空熱試車工作照片。

圖7 B段C/C-SiC復(fù)合材料噴管延伸段安裝照片F(xiàn)ig.7 Installation of B cone with C/C-SiC composite nozzle extension

圖8 2 400 N發(fā)動機C/SiC復(fù)合材料噴管延伸段熱試車照片F(xiàn)ig.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(fā)射上面級遠(yuǎn)征三號用高性能大角度雙向搖擺再生冷卻5 000 N發(fā)動機，該發(fā)動機采用了C/SiC復(fù)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(yuǎn)征三號5 000 N發(fā)動機安裝復(fù)合材料噴管延伸段。2018年12月，C/SiC復(fù)合材料噴管延伸段支撐遠(yuǎn)征三號上面級首飛成功，并成功將7顆衛(wèi)星部署到不同軌道，實現(xiàn)國內(nèi)首次多星異軌部署。該發(fā)動機累計啟動21 次，累計在軌工作時間達(dá)到1 100 s。

此外，國防科技大學(xué)還先后開發(fā)出雙組元750 N，2 000 N，10 kN液體火箭發(fā)動機用C/SiC復(fù)合材料噴管延伸段產(chǎn)品[14]，如圖10所示。并全部通過力學(xué)試驗和發(fā)動機熱試車考核，其中750 N發(fā)動機用噴管延伸段的面積比達(dá)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(xué)研制出具有大面積比噴管延伸段，對整體式復(fù)合材料身部先后進(jìn)行了4次高空模擬熱試車和3次全系統(tǒng)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(fā)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(xiàn)了復(fù)合材料與金屬的焊接連接，圖11(b)為該發(fā)動機高空模擬熱試車照片。

圖9 遠(yuǎn)征三號5 000 N發(fā)動機C/SiC復(fù)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(fù)合材料噴管延伸段產(chǎn)品照片F(xiàn)ig.10 A series of C/SiC composite nozzle extension products

3 復(fù)合材料噴管延伸段成型技術(shù)

復(fù)合材料噴管延伸段以碳纖維預(yù)制體為骨架，經(jīng)C或SiC基體復(fù)合致密化而成。纖維預(yù)制體成型技術(shù)是復(fù)合材料噴管延伸段的關(guān)鍵技術(shù)之一。國內(nèi)外先后發(fā)展了各具優(yōu)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(shù)[13-16]。

纖維一維纏繞成型技術(shù)在樹脂基復(fù)合材料構(gòu)件制備中的應(yīng)用十分普遍與成熟。不同于樹脂基復(fù)合材料，對于C/C或C/SiC復(fù)合材料而言，在纖維纏繞并固化成型后，還需要進(jìn)行高溫陶瓷化以及后續(xù)致密化。德國EADS-Astrium公司Aestus上面級發(fā)動機C/SiC復(fù)合材料噴管、Vulcain主發(fā)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(yuǎn)地點發(fā)動機C/SiC復(fù)合材料整體噴管和我國飛行應(yīng)用的液體雙組元2 400 N發(fā)動機噴管延伸段也采用了一維纏繞成型技術(shù)[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(jié)合強度弱，在發(fā)動機的強熱力沖擊載荷作用下，容易出現(xiàn)分層破壞。

圖11 高室壓10 kN復(fù)合材料(含噴管延伸段) 發(fā)動機(a)力學(xué)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(shù)所得復(fù)合材料噴管延伸段具有強度高、整體性強等優(yōu)點[17]。纖維紗束通過相互交叉形成空間菱形的結(jié)構(gòu)單元，不僅具有優(yōu)異的整體性，還能夠根據(jù)需要變形，確保噴管產(chǎn)品的型面特征。然而，目前國內(nèi)外機械自動化的三維編織成型技術(shù)僅適用于尺寸較小的姿軌控噴管產(chǎn)品，如圖14所示，對于大尺寸的噴管延伸段產(chǎn)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(fù)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(chǎn)品照片F(xiàn)ig.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(shù)是法國Snecma固體推進(jìn)公司開發(fā)的一種十分有效的預(yù)制體成型技術(shù)[16,18-19]，該成型工藝以纖維網(wǎng)胎和纖維布為針刺原料，采用一種帶有倒鉤的特殊針進(jìn)行自動化穿刺，形成平面和層間均有一定強度的準(zhǔn)三維網(wǎng)狀結(jié)構(gòu)增強體。針刺預(yù)制體既克服了一維纏繞構(gòu)件層間強度弱的缺點，又克服了三維編織工藝復(fù)雜、成本高的弱點。該技術(shù)在國際上被稱為Novoltex技術(shù)，RL10系列火箭用C/C或C/SiC復(fù)合材料噴管延伸段全部采用了該三維針刺成型技術(shù)，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(fù)合致密化的芯模；二是內(nèi)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(wǎng)胎組成的結(jié)構(gòu)單元，累計厚度即2.3 mm。RL10系列火箭用復(fù)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(shù)及織物照片F(xiàn)ig.15 3D-needling molding technology and weave

近期，國防科技大學(xué)開發(fā)出一種特殊的偽三維成型技術(shù)，有效地解決了復(fù)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(shù)不僅實現(xiàn)了復(fù)合材料噴管內(nèi)外表面的凈成型，還可將產(chǎn)品最小壁厚控制到1.0 mm左右，是RL10B-2發(fā)動機用C/C復(fù)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(yuǎn)征三號上面級5 kN發(fā)動機噴管延伸段的制備即采用了偽三維成型技術(shù)。圖16為采用偽三維成型的復(fù)合材料噴管延伸段10 kN發(fā)動機照片。

4 復(fù)合材料噴管復(fù)合致密化技術(shù)

在纖維織物的基礎(chǔ)上，通過引入C基體或SiC基體，可以分別得到C/C和C/SiC復(fù)合材料噴管延伸段，二者均已成功實現(xiàn)型號應(yīng)用。由于C/SiC復(fù)合材料自身具有優(yōu)異的抗氧化性能，更適用于發(fā)動機燃燒室或工況條件更為苛刻的噴管延伸段。C/C復(fù)合材料必須在抗氧化涂層的防護(hù)下才能夠抵抗液體火箭發(fā)動機高溫燃?xì)獾幕瘜W(xué)侵蝕，因此對C/C復(fù)合材料噴管而言抗氧化涂層至關(guān)重要[2,15,20]。為兼顧C/SiC復(fù)合材料優(yōu)異的抗氧化性能和C/C復(fù)合材料的低成本，國內(nèi)外都發(fā)展了C/C-SiC復(fù)合材料體系并應(yīng)用于噴管延伸段產(chǎn)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(fù)合材料噴管延伸段照片F(xiàn)ig.16 10 kKN engine with composite nozzle extension by quasi 3D-molding technology

C/C或C/SiC復(fù)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(xué)氣相滲透法，CVI法)和液相法(先驅(qū)體浸漬裂解法，PIP法)[21]。PIP法是以纖維預(yù)制件為骨架，采用溶液或熔融的聚碳硅烷(PCS)等SiC陶瓷前驅(qū)體或酚醛、瀝青等碳前驅(qū)體進(jìn)行浸漬，填充先驅(qū)體的預(yù)制件，然后在惰性氣體保護(hù)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(xiàn)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(xiàn)材料致密化。其典型的工藝過程是將碳纖維預(yù)成型體置于CVI爐中，源氣通過擴散或由壓力差產(chǎn)生的定向流動輸送至預(yù)成型體周圍后向其內(nèi)部擴散，此時氣態(tài)先驅(qū)體在孔隙內(nèi)發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，所生成的固體產(chǎn)物沉積在孔隙壁上，使孔隙壁的表面逐漸增厚。

國內(nèi)制備復(fù)合材料噴管延伸段通常采用的是PIP致密化技術(shù)，Snecma固體推進(jìn)公司在制備RL10系列火箭用復(fù)合材料噴管產(chǎn)品時采用的是CVI致密化技術(shù)。

5 國內(nèi)發(fā)展差距及建議

通過上述對國外和國內(nèi)復(fù)合材料噴管技術(shù)的系統(tǒng)總結(jié)，可以看出國內(nèi)大面積比復(fù)合材料噴管技術(shù)的應(yīng)用水平遠(yuǎn)低于國外先進(jìn)水平。從執(zhí)行任務(wù)來看，國際上最具代表的RL10發(fā)動機使用復(fù)合材料噴管延伸段累計執(zhí)行了54次衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)，而國內(nèi)僅有遠(yuǎn)征三號上面級5 kN發(fā)動機使用復(fù)合材料噴管延伸段執(zhí)行了一次衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)。從首次飛行應(yīng)用時間來看，國外在2002年即實現(xiàn)了復(fù)合材料噴管在衛(wèi)星發(fā)射中工程應(yīng)用，我國在2018年年底才實現(xiàn)首飛。從噴管尺度來看，國外飛行產(chǎn)品的出口面積比達(dá)到285∶1，直徑高達(dá)2 136 mm，國內(nèi)飛行產(chǎn)品的出口面積比僅為80∶1，直徑僅600 mm。

由于復(fù)合材料噴管延伸段在提升上面級發(fā)動機綜合性能方面具有重要意義，我國需在現(xiàn)有基礎(chǔ)上大力發(fā)展相關(guān)技術(shù)。重點做好四方面的工作：

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

2)提升復(fù)合材料噴管延伸段的總體設(shè)計能力，能夠根據(jù)發(fā)動機工況條件，解離出復(fù)合材料噴管將要承受的熱、力、化學(xué)環(huán)境，優(yōu)化復(fù)合材料噴管的結(jié)構(gòu)設(shè)計。

3)建立復(fù)合材料噴管的檢測規(guī)范，形成噴管產(chǎn)品合格判據(jù)。

4)解決復(fù)合材料與金屬的焊接連接技術(shù)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(shù)難度格外大[22]。