小推力姿/轨控液体火箭发动机材料的研究进展
张绪虎 汪 翔 贾中华 胡欣华 吕宏军
(航天材料及工艺研究所, 北京 100076)
文 摘 概述了国内外小推力姿/。姿/轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌/体系和高温抗氧化涂层, /轨控发动机技术水平的有效途径。
关键词 姿/Pr ogress ofMaterial of S mall Thruster f or
Attitude and O rbit Contr ol
Zhang Xuhu W ang Xiang J ia Zhonghua Hu Xinhua L üHongjun
(Aer os pace Research I nstitute ofM aterials and Pr ocessing Technol ogy, Beijing 100076)
Abstract The research p r ogress of advanced material f or s mall thruster f or attitude and orbit contr ol both a 2br oad and at home is p resented . Comparing with the traditi onalN i obiu m /silicide syste m , composite thruster has be 2come the research trends . The app licati on of ne w high te mperature structure materials and their coating syste m is ef 2fective way t o i m p r ove the p r operties of the thrusters .
Key words A ttitude and orbit contr ol thruster, Material, App licati on 1 前言
小推力液体火箭发动机是为导弹武器和航天器在空间进行轨道控制、姿态控制、航天器的对接和交
会、着陆等提供动力的推进装置; 特点是在空间环境多次起动脉冲工作, 推力较小, 一般为0. 001～4500[1]
N , 最小脉冲宽度为毫秒, 总工作时间(工作时间和间隙时间的总和) 可达5～10年。小推力姿/轨控液体火箭发动机技术广泛应用于卫星轨道定位、姿态调整, 飞行器(如动能拦截器KK V ) 的飞行控制和导弹末修和精确定位等, 在航天领域中用途广、品种多、数量大、要求高。随着航天器的发展, 需要轻质、高性能的小推力双组元液体火箭发动机, 以增加卫星有效载荷; 适应
收稿日期:2004-06-30; 修回日期:2005-08-22
动能拦截器不断向快速响应、轻质、低成本和安全化转化的要求, 深空探测器推进系统需要高性能、长寿命、多次起动、无羽流污染, 对小推力姿/轨控发动机的结构质量和性能提出了更高的要求。通过新材料、新工艺提高推进系统性能, 可增大有效载荷, 延长航天器工作寿命, 保证发动机长期可靠工作。2 国外小推力姿/轨控液体火箭发动机材料研究与
应用
姿/轨控发动机普遍采用双组元推进剂液体火箭发动机。由于推进剂燃烧温度较高(如NT O /MMH 的燃烧温度可达2700℃) , 一般材料无法承受这样高的燃气温度和环境条件, 而姿/轨控发动机以脉冲工作为主, 特别是卫星上的发动机需多次起
作者简介:张绪虎, 1966年出生, 高级工程师, 主要从事金属材料及工艺的研究工作
宇航材料工艺 2005年 第5期
—11—
动, 总工作时间长, 除耐温性能外对推力室的耐热冲击性能和寿命有更高的要求。发动机推力室材料应耐高温和抗氧化, 在高温情况下仍能保证其力学性能。因此, 耐高温材料的研制成为姿控、轨控发动机提高性能和可靠性的关键。
从20世纪50年代逐步发展了多种姿/轨控发动机材料, 材料的选择除考虑工作温度外, 还考虑材料的熔点、抗氧化性、热稳定性、强度、线膨胀系数、长期气密性和加工工艺性等。选用的材料主要有:高熔点金属材料(铌、钼、钽、铼、铂系金属) 料、C /C、Ir/Re/C-C 复合材料等2. 1 铌/硅化物材料
国外许多姿/。, 在推力室或喷管延伸段表面喷涂抗氧化涂层。铝化物涂层具有一定的高温抗氧化能力, 但由于有“破碎”现象, 抗氧化性能较低, 一般使用温度为1200℃; 20世纪70年代初研制成功硅化物涂层, 硅化物涂层制备温度较高, 形成硅化铌, 高温氧化条件下表面形成二氧化硅, 具有“自愈合”能力, 因而具有较高的抗氧化性能, 一般使用温度为1400℃。
美国Kaiser Marquardt 公司用铌合金和硅化物(Si -Cr -Ti ) 涂层研制了R -4D (490N ) [2]、R -1E (110N ) [3]和R -6C (22N ) [4]姿控和远地点发动机, 成功地应用于“阿波罗”飞船登月舱和服务舱上; 另外, 在“I N S AT ”广播气象卫星等多个航天器的姿态发动机和远地点发动机上均采用了铌合金。
俄罗斯采用Nb -W -Mo -Zr 系列合金先后研制了推力分别为12N 、50N 、100N 、135N 、200N 和400N 的发动机推力室, 应用在“宇宙”、“量子”、“晶体”、“光谱”、“自然”和“金刚石”等卫星, “进步”、“联盟-T ”和“联盟-T M ”飞船, “礼炮”和“和平”空间站。
采用铌合金推力室时, 必须设置液膜冷却来保护燃烧室内壁, 这部分冷却流量约占燃料的30%～
[5]
40%, 由于液膜冷却的燃料燃烧效率大大降低, 造成系统效率降低, 这不仅增加了发射费用, 而且缩短了航天器的工作寿命, 易产生羽流污染。因此任何有助于减少推进剂消耗的措施必将带来巨大的经济效益。20世纪80年代中期, 美国国家航空航天局(NAS A ) 开始研发不用燃料冷却的新一代高温
—12—
[6]
抗氧化推进器。2. 2 铂系金属
采用铂-铑合金为燃烧室和喷管材料的发动机, 由于取消了再生冷却, 提高了热稳定性, 避免了在液膜冷却和再生冷却之间的热藕合引起的热不稳定性, 并扩大了工作范围, 温度的提高, 。由于铂-铑合, , 从而。
) 采用高温抗4～400N 多种规格的双组元液体发动机推力室, 广泛应用于大型卫星、深空探测用的姿态、轨道控制和通信卫星的入轨等。其中推力为22N 的发动机系统见图1
。
[7～9]
图1 22N 发动机系统(E ADS 制备)
Fig . 1 22N thrust system made by E ADS
20世纪80年代, 美国研究成功了双组元发动机Ir/Re燃烧室, 将其使用温度提高到2250℃。它用铼作为燃烧室的基体材料, 铱作为抗氧化涂层。选铼是因其具有较好的低温塑性和高熔点(3180℃) , 用铱做涂层是因为它有良好的抗氧化性和较高的熔点(2454℃) , 并且铱的线膨胀系数与铼的相近, 可用
[9～10]
CVD 法在铼表面沉积铱涂层。
在Ir/Re燃烧室中, 可取消液膜冷却, 仅采用辐射冷却, 这可使发动机的性能明显提高。因为铼与其它难熔金属一样不能退火, 很难机械加工, 价格昂贵, 所以冶金和机械法难以成形复杂的部件。Ir/Re燃烧室的制造采用了由里到外的化学气相沉积技术。
宇航材料工艺 2005年 第5期
近期美国A ltra met 公司用CVD 法研制了22N 、
[11]
62N 和445N 的Ir/Re推力室。其中22N Ir/Re推力室见图2。原来的推力室材料是涂有二硅化物涂层的铌, 其使用寿命不到10h, 极限温度1316℃。使用Ir/Re材料后, 燃烧室的寿命增至几十个小时, 使用极限温度为2204℃, 比冲提高10～20s, 并取消了液膜冷却, 减少了它所带来的羽流污染, 其制造
[12]
工艺采用化学气相沉积技术, 工艺流程见图3, 先在钼芯模上沉积一层铱, 然后由氯气与铼反应生成热ReCl 5气态化合物, 在1200℃解沉积铼层, 真空冷却之后, 模,
。
Re 490N 发动机采用层板式喷注器。铼基体铱涂
层燃烧室在辐射冷却模式下工作, 没有液膜冷却, 测量表明, 当平衡运行温度为1866℃时, 燃烧效率达。
目前, 铂族金属尤其是铱的CVD 沉积技术除美国U ltranet 公司外, Le wis JP L 实验室也做了许多研究工作, CVD 法制, 但99%, 发动机在2200℃左右运行15h 未失效
[14]
2. 姿/轨控发动机用陶瓷基复合材料主要包括两种:C /Si C 及Si C /Si C 。陶瓷基复合材料具有优异的抗氧化性, 可在高温、氧化条件下使用, 其中Si C /Si C 抗氧化性能最佳。但因Si C 纤维的高温蠕变性能较差, 只能在1400℃以下使用; C /SiC 复合材料的热稳定性能优异, 使用温度有所提高, 可在1700℃使用, 但由于受碳纤维抗氧化性能所限, 只能在氧化性
[15]
条件下短期使用。
1988年法国液体推进和航天公司用陶瓷基复
图2 U ltra met 用C VD 法制备的22N Ir/Re推力室
Fig . 2 22N Ir/Rethrust cha mber made
by C VD at U
ltra met
合材料制作了20N 推力的姿控和轨控发动机, 其室
压为0. 8MPa, 混合比为1. 65, 燃烧室材料是Si C /
[16]
Si C, 喷管材料是C /Si C, 采用辐射冷却方式。法国欧洲动力公司(SEP ) 研制的C /Si C 、Si C /Si C 复合材料已在推力分别为5N 、25N 、200N 、600N 等多
[17～19]
种推力室上进行了成功的点火试验, 已在小型卫星和航天器上得到应用, 并逐渐取代了Nb 、Mo 、Hf 等高温合金, 其突出优点在于:(1) 质量轻, 比金属喷管质量减轻50%以上; (2) 使用温度提高, 最高工作温度可达1800℃, 而且无需冷却; (3) 烧蚀率小, 可重复使用。
2. 4 C /C及I r /Re /C-C 复合材料
3
C /C复合材料密度仅为1. 8g/cm , 随着温度的升高其力学性能呈上升趋势, 在2800℃惰性气氛下仍有较高的结构强度。为了在富氧环境下工作, 一般采用在表面涂敷抗氧化涂层, 采用Si C 系多层涂层系统, 可在1650℃长时间工作, 短时在2000℃下工作。通过改进涂层体系耐温极限, C /C材料的使用温度可以不断提高, 使用温度等同于抗氧化涂层的耐温极限。这种既轻又能超高温工作的材料, 很适合发动机需求, 但作为燃烧室的结构材料仍有不完善之处, 如在高温工作时, C /C材料与涂层的线膨
—13—
图3 Ir/Re燃烧室制造工艺流程和实物照片
Fig . 3 Fabricating p r ocess of Ir/Re thrust cha mber
KaiserMarquardt 公司研制的R -4D -14双组元液体火箭发动机, 采用U ltra met 公司的化学气相沉积专利技术制造了Ir/Re燃烧室, 工作温度最高为2200℃, 并具有高比冲(316±2) s, 1999年、2000年先后2次成功应用于休斯公司制造的601HP 卫星推进系统
[13]
。Aer ojet 公司研制的AJ10-221Ir/
宇航材料工艺 2005年 第5期
胀系数存在较显著的不匹配性和C /C材料的气密性问题影响了它的应用。俄罗斯空间拦截器用4台姿控发动机, 燃烧室是C /C复合材料缠绕而成, 质量为50g 。
3
Ir/Re/C-C 复合材料, 密度小于3g /φ, 综合了Ir/Re的良好高温强度、长寿命和好的抗氧化性以及C /C复合材料的密度低及高温高强特点, 解决了C /C材料高温下的气密性问题, 同时C /C材料的高温强度也得以发挥。U ltranet 已研制出Ir/Re/C-C 复合材料燃烧室。Ir/Re/C-C 造方法与Ir/Re, 内向外的沉积工艺, 复合, 见图4、图5
。
艺研究所在铌合金推力室及其高温抗氧化涂层方面
进行了系统深入的研究。研制出了推力为490N 、300N 、200N 、150N 、25N 、10N 等多种姿/轨控发动机铌合金推力室, 并广泛应用于多种卫星、飞船和运载火箭上。如应用于东方红三号的490N 卫星远地点双组元发动机, 推进剂为N 2O 4/MMH,高空热试车3010. 以上。高温抗氧化采用料浆1600℃达5～10h, 1700℃达15600～1500℃, 热循环不得少于1000次, 1200～1400℃热循环不得小于10000次。
[14]
航天材料及工艺研究所研制的490N 和25N 液体火箭发动机推力室如图6、图7
所示。
图4 Ir/Re/C -C 复合材料推力室(带Nb 合金法兰)
Fig . 4 Ir /Re/C-C composite thruster
(with ni obiu m flange
)
图6 490N 液体火箭发动机推力室
Fig . 6 490N thrust
chamber
图5 Ir /Re/C-C 推力室制造工艺流程
Fig . 5 The fabricating p r ocess of Ir /Re/C-C composite thrust cha mber
图7 25N 液体火箭发动机推力室
Fig . 7 25N thrust cha mber
3 国内小推力姿/轨控发动机材料应用现状
目前我国姿/轨控小推力液体火箭发动机推力
室的首选材料仍是铌合金(C103) 。航天材料及工
—14—
同时采用电弧沉积技术制造了多层Nb /Mo微
[20]
层复合材料推力室, 如图8、图9所示, 内部结构不存在微裂纹、孔洞与分层, 其使用温度较单一铌合金C103姿控发动机推力室预计可提高200℃。
宇航材料工艺 2005年 第5期
及将它们应用于制造发动机推力室是提高姿/轨控发动机技术水平的有效途径。
参考文献
1 萨顿G P, 比布拉兹O. 洪鑫等译. 火箭发动机基础. 北京:科学出版社, 2003:143
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10 胡昌义, 邓德国, 高逸群. CVD 铱涂层/铼基复合喷管研究进展. 宇航材料工艺, 1998; 28(3) :7～10
11 Tuffias R H, W illians B E, Kap lan R B. L igh weight, I n expensine radiati on 2cooled advanced composite combusti on cha mbers . A I A A 9522400, 1995:1
12 SchnieiderStevenJ. H igh te mperature thruster technol 2ogy f or s pacecraft p r opulsi on . I n:I A F -91-254, 42nd congress of the internati onal astr onautical federati on, 1991
13 Stech man C, Woll P, Fuller R. A high perf or mance liquid r ocket engine f or satellite main p r opulsi on . A I A A, 2000-3163
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17 毛根旺. GS O 卫星先进推进系统的现状与发展, 1999; (2) :103～107
18 张学和, 王慧珠. 国外地球同步卫星推进系统研制现状及改进, 1997; (2) :44～51
19 陈健. 燃烧室新材料在卫星双组元低推力发动机上的应用. 航天控制, 2001; (4) :8～12
20 汪翔, 张绪虎, 胡欣华等. 多层Nb /Mo复合材料的制备与微观组织分析. 材料工程, 2002; 增刊:157～159
(编辑
图8 Nb /Mo复合材料推力室
Fig . 8 Cha mber
made by Nb /Mocomposites
图9 Nb /Mo复合材料推力室壁结构
Fig . 9 M icr ostructure of Nb /Mocomposites
近年来, 我国多个科研院所进行了小推力液体
火箭发动机推力室用新材料的研制。已研制出10N 的Ir/Re发动机推力室并进行了高空热试车。航天材料及工艺研究所对C /C复合材料推力室进行了较为深入的研究, 采取碳纤维三向正交编织或三维四向仿形编织结构, 制成C /C推力室, 对表面抗氧化涂层、C /C身部与发动机之间的连接的研究取得了较大进展。虽然国内新材料在小推力液体火箭发动机上的应用研究取得了许多成果, 但在实用化方面与国外先进水平存在明显差距, 严重制约了我国高性能姿/轨控发动机技术的发展。今后的任务是尽快突破复合材料推力室材料及关键制造技术, 研制出高温性能更好的新型材料和高温抗氧化涂层体系, 提高姿/轨控发动机技术水平, 缩短与发达国家的技术差距。4 结语
国外姿/轨控液体火箭发动机推力室材料已从单一的铌合金加涂层体系向复合材料推力室技术发展, 并已达到实用化水平。我国姿/轨控发动机用材料及工艺技术与国外先进水平存在明显差距, 尽快突破复合材料推力室材料及关键制造技术, 研制出高温性能更好的新型材料和高温抗氧化涂层体系以
宇航材料工艺 2005年 第5期
任涛)
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小推力姿/轨控液体火箭发动机材料的研究进展
张绪虎 汪 翔 贾中华 胡欣华 吕宏军
(航天材料及工艺研究所, 北京 100076)
文 摘 概述了国内外小推力姿/。姿/轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌/体系和高温抗氧化涂层, /轨控发动机技术水平的有效途径。
关键词 姿/Pr ogress ofMaterial of S mall Thruster f or
Attitude and O rbit Contr ol
Zhang Xuhu W ang Xiang J ia Zhonghua Hu Xinhua L üHongjun
(Aer os pace Research I nstitute ofM aterials and Pr ocessing Technol ogy, Beijing 100076)
Abstract The research p r ogress of advanced material f or s mall thruster f or attitude and orbit contr ol both a 2br oad and at home is p resented . Comparing with the traditi onalN i obiu m /silicide syste m , composite thruster has be 2come the research trends . The app licati on of ne w high te mperature structure materials and their coating syste m is ef 2fective way t o i m p r ove the p r operties of the thrusters .
Key words A ttitude and orbit contr ol thruster, Material, App licati on 1 前言
小推力液体火箭发动机是为导弹武器和航天器在空间进行轨道控制、姿态控制、航天器的对接和交
会、着陆等提供动力的推进装置; 特点是在空间环境多次起动脉冲工作, 推力较小, 一般为0. 001～4500[1]
N , 最小脉冲宽度为毫秒, 总工作时间(工作时间和间隙时间的总和) 可达5～10年。小推力姿/轨控液体火箭发动机技术广泛应用于卫星轨道定位、姿态调整, 飞行器(如动能拦截器KK V ) 的飞行控制和导弹末修和精确定位等, 在航天领域中用途广、品种多、数量大、要求高。随着航天器的发展, 需要轻质、高性能的小推力双组元液体火箭发动机, 以增加卫星有效载荷; 适应
收稿日期:2004-06-30; 修回日期:2005-08-22
动能拦截器不断向快速响应、轻质、低成本和安全化转化的要求, 深空探测器推进系统需要高性能、长寿命、多次起动、无羽流污染, 对小推力姿/轨控发动机的结构质量和性能提出了更高的要求。通过新材料、新工艺提高推进系统性能, 可增大有效载荷, 延长航天器工作寿命, 保证发动机长期可靠工作。2 国外小推力姿/轨控液体火箭发动机材料研究与
应用
姿/轨控发动机普遍采用双组元推进剂液体火箭发动机。由于推进剂燃烧温度较高(如NT O /MMH 的燃烧温度可达2700℃) , 一般材料无法承受这样高的燃气温度和环境条件, 而姿/轨控发动机以脉冲工作为主, 特别是卫星上的发动机需多次起
作者简介:张绪虎, 1966年出生, 高级工程师, 主要从事金属材料及工艺的研究工作
宇航材料工艺 2005年 第5期
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动, 总工作时间长, 除耐温性能外对推力室的耐热冲击性能和寿命有更高的要求。发动机推力室材料应耐高温和抗氧化, 在高温情况下仍能保证其力学性能。因此, 耐高温材料的研制成为姿控、轨控发动机提高性能和可靠性的关键。
从20世纪50年代逐步发展了多种姿/轨控发动机材料, 材料的选择除考虑工作温度外, 还考虑材料的熔点、抗氧化性、热稳定性、强度、线膨胀系数、长期气密性和加工工艺性等。选用的材料主要有:高熔点金属材料(铌、钼、钽、铼、铂系金属) 料、C /C、Ir/Re/C-C 复合材料等2. 1 铌/硅化物材料
国外许多姿/。, 在推力室或喷管延伸段表面喷涂抗氧化涂层。铝化物涂层具有一定的高温抗氧化能力, 但由于有“破碎”现象, 抗氧化性能较低, 一般使用温度为1200℃; 20世纪70年代初研制成功硅化物涂层, 硅化物涂层制备温度较高, 形成硅化铌, 高温氧化条件下表面形成二氧化硅, 具有“自愈合”能力, 因而具有较高的抗氧化性能, 一般使用温度为1400℃。
美国Kaiser Marquardt 公司用铌合金和硅化物(Si -Cr -Ti ) 涂层研制了R -4D (490N ) [2]、R -1E (110N ) [3]和R -6C (22N ) [4]姿控和远地点发动机, 成功地应用于“阿波罗”飞船登月舱和服务舱上; 另外, 在“I N S AT ”广播气象卫星等多个航天器的姿态发动机和远地点发动机上均采用了铌合金。
俄罗斯采用Nb -W -Mo -Zr 系列合金先后研制了推力分别为12N 、50N 、100N 、135N 、200N 和400N 的发动机推力室, 应用在“宇宙”、“量子”、“晶体”、“光谱”、“自然”和“金刚石”等卫星, “进步”、“联盟-T ”和“联盟-T M ”飞船, “礼炮”和“和平”空间站。
采用铌合金推力室时, 必须设置液膜冷却来保护燃烧室内壁, 这部分冷却流量约占燃料的30%～
[5]
40%, 由于液膜冷却的燃料燃烧效率大大降低, 造成系统效率降低, 这不仅增加了发射费用, 而且缩短了航天器的工作寿命, 易产生羽流污染。因此任何有助于减少推进剂消耗的措施必将带来巨大的经济效益。20世纪80年代中期, 美国国家航空航天局(NAS A ) 开始研发不用燃料冷却的新一代高温
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[6]
抗氧化推进器。2. 2 铂系金属
采用铂-铑合金为燃烧室和喷管材料的发动机, 由于取消了再生冷却, 提高了热稳定性, 避免了在液膜冷却和再生冷却之间的热藕合引起的热不稳定性, 并扩大了工作范围, 温度的提高, 。由于铂-铑合, , 从而。
) 采用高温抗4～400N 多种规格的双组元液体发动机推力室, 广泛应用于大型卫星、深空探测用的姿态、轨道控制和通信卫星的入轨等。其中推力为22N 的发动机系统见图1
。
[7～9]
图1 22N 发动机系统(E ADS 制备)
Fig . 1 22N thrust system made by E ADS
20世纪80年代, 美国研究成功了双组元发动机Ir/Re燃烧室, 将其使用温度提高到2250℃。它用铼作为燃烧室的基体材料, 铱作为抗氧化涂层。选铼是因其具有较好的低温塑性和高熔点(3180℃) , 用铱做涂层是因为它有良好的抗氧化性和较高的熔点(2454℃) , 并且铱的线膨胀系数与铼的相近, 可用
[9～10]
CVD 法在铼表面沉积铱涂层。
在Ir/Re燃烧室中, 可取消液膜冷却, 仅采用辐射冷却, 这可使发动机的性能明显提高。因为铼与其它难熔金属一样不能退火, 很难机械加工, 价格昂贵, 所以冶金和机械法难以成形复杂的部件。Ir/Re燃烧室的制造采用了由里到外的化学气相沉积技术。
宇航材料工艺 2005年 第5期
近期美国A ltra met 公司用CVD 法研制了22N 、
[11]
62N 和445N 的Ir/Re推力室。其中22N Ir/Re推力室见图2。原来的推力室材料是涂有二硅化物涂层的铌, 其使用寿命不到10h, 极限温度1316℃。使用Ir/Re材料后, 燃烧室的寿命增至几十个小时, 使用极限温度为2204℃, 比冲提高10～20s, 并取消了液膜冷却, 减少了它所带来的羽流污染, 其制造
[12]
工艺采用化学气相沉积技术, 工艺流程见图3, 先在钼芯模上沉积一层铱, 然后由氯气与铼反应生成热ReCl 5气态化合物, 在1200℃解沉积铼层, 真空冷却之后, 模,
。
Re 490N 发动机采用层板式喷注器。铼基体铱涂
层燃烧室在辐射冷却模式下工作, 没有液膜冷却, 测量表明, 当平衡运行温度为1866℃时, 燃烧效率达。
目前, 铂族金属尤其是铱的CVD 沉积技术除美国U ltranet 公司外, Le wis JP L 实验室也做了许多研究工作, CVD 法制, 但99%, 发动机在2200℃左右运行15h 未失效
[14]
2. 姿/轨控发动机用陶瓷基复合材料主要包括两种:C /Si C 及Si C /Si C 。陶瓷基复合材料具有优异的抗氧化性, 可在高温、氧化条件下使用, 其中Si C /Si C 抗氧化性能最佳。但因Si C 纤维的高温蠕变性能较差, 只能在1400℃以下使用; C /SiC 复合材料的热稳定性能优异, 使用温度有所提高, 可在1700℃使用, 但由于受碳纤维抗氧化性能所限, 只能在氧化性
[15]
条件下短期使用。
1988年法国液体推进和航天公司用陶瓷基复
图2 U ltra met 用C VD 法制备的22N Ir/Re推力室
Fig . 2 22N Ir/Rethrust cha mber made
by C VD at U
ltra met
合材料制作了20N 推力的姿控和轨控发动机, 其室
压为0. 8MPa, 混合比为1. 65, 燃烧室材料是Si C /
[16]
Si C, 喷管材料是C /Si C, 采用辐射冷却方式。法国欧洲动力公司(SEP ) 研制的C /Si C 、Si C /Si C 复合材料已在推力分别为5N 、25N 、200N 、600N 等多
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种推力室上进行了成功的点火试验, 已在小型卫星和航天器上得到应用, 并逐渐取代了Nb 、Mo 、Hf 等高温合金, 其突出优点在于:(1) 质量轻, 比金属喷管质量减轻50%以上; (2) 使用温度提高, 最高工作温度可达1800℃, 而且无需冷却; (3) 烧蚀率小, 可重复使用。
2. 4 C /C及I r /Re /C-C 复合材料
3
C /C复合材料密度仅为1. 8g/cm , 随着温度的升高其力学性能呈上升趋势, 在2800℃惰性气氛下仍有较高的结构强度。为了在富氧环境下工作, 一般采用在表面涂敷抗氧化涂层, 采用Si C 系多层涂层系统, 可在1650℃长时间工作, 短时在2000℃下工作。通过改进涂层体系耐温极限, C /C材料的使用温度可以不断提高, 使用温度等同于抗氧化涂层的耐温极限。这种既轻又能超高温工作的材料, 很适合发动机需求, 但作为燃烧室的结构材料仍有不完善之处, 如在高温工作时, C /C材料与涂层的线膨
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图3 Ir/Re燃烧室制造工艺流程和实物照片
Fig . 3 Fabricating p r ocess of Ir/Re thrust cha mber
KaiserMarquardt 公司研制的R -4D -14双组元液体火箭发动机, 采用U ltra met 公司的化学气相沉积专利技术制造了Ir/Re燃烧室, 工作温度最高为2200℃, 并具有高比冲(316±2) s, 1999年、2000年先后2次成功应用于休斯公司制造的601HP 卫星推进系统
[13]
。Aer ojet 公司研制的AJ10-221Ir/
宇航材料工艺 2005年 第5期
胀系数存在较显著的不匹配性和C /C材料的气密性问题影响了它的应用。俄罗斯空间拦截器用4台姿控发动机, 燃烧室是C /C复合材料缠绕而成, 质量为50g 。
3
Ir/Re/C-C 复合材料, 密度小于3g /φ, 综合了Ir/Re的良好高温强度、长寿命和好的抗氧化性以及C /C复合材料的密度低及高温高强特点, 解决了C /C材料高温下的气密性问题, 同时C /C材料的高温强度也得以发挥。U ltranet 已研制出Ir/Re/C-C 复合材料燃烧室。Ir/Re/C-C 造方法与Ir/Re, 内向外的沉积工艺, 复合, 见图4、图5
。
艺研究所在铌合金推力室及其高温抗氧化涂层方面
进行了系统深入的研究。研制出了推力为490N 、300N 、200N 、150N 、25N 、10N 等多种姿/轨控发动机铌合金推力室, 并广泛应用于多种卫星、飞船和运载火箭上。如应用于东方红三号的490N 卫星远地点双组元发动机, 推进剂为N 2O 4/MMH,高空热试车3010. 以上。高温抗氧化采用料浆1600℃达5～10h, 1700℃达15600～1500℃, 热循环不得少于1000次, 1200～1400℃热循环不得小于10000次。
[14]
航天材料及工艺研究所研制的490N 和25N 液体火箭发动机推力室如图6、图7
所示。
图4 Ir/Re/C -C 复合材料推力室(带Nb 合金法兰)
Fig . 4 Ir /Re/C-C composite thruster
(with ni obiu m flange
)
图6 490N 液体火箭发动机推力室
Fig . 6 490N thrust
chamber
图5 Ir /Re/C-C 推力室制造工艺流程
Fig . 5 The fabricating p r ocess of Ir /Re/C-C composite thrust cha mber
图7 25N 液体火箭发动机推力室
Fig . 7 25N thrust cha mber
3 国内小推力姿/轨控发动机材料应用现状
目前我国姿/轨控小推力液体火箭发动机推力
室的首选材料仍是铌合金(C103) 。航天材料及工
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同时采用电弧沉积技术制造了多层Nb /Mo微
[20]
层复合材料推力室, 如图8、图9所示, 内部结构不存在微裂纹、孔洞与分层, 其使用温度较单一铌合金C103姿控发动机推力室预计可提高200℃。
宇航材料工艺 2005年 第5期
及将它们应用于制造发动机推力室是提高姿/轨控发动机技术水平的有效途径。
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(编辑
图8 Nb /Mo复合材料推力室
Fig . 8 Cha mber
made by Nb /Mocomposites
图9 Nb /Mo复合材料推力室壁结构
Fig . 9 M icr ostructure of Nb /Mocomposites
近年来, 我国多个科研院所进行了小推力液体
火箭发动机推力室用新材料的研制。已研制出10N 的Ir/Re发动机推力室并进行了高空热试车。航天材料及工艺研究所对C /C复合材料推力室进行了较为深入的研究, 采取碳纤维三向正交编织或三维四向仿形编织结构, 制成C /C推力室, 对表面抗氧化涂层、C /C身部与发动机之间的连接的研究取得了较大进展。虽然国内新材料在小推力液体火箭发动机上的应用研究取得了许多成果, 但在实用化方面与国外先进水平存在明显差距, 严重制约了我国高性能姿/轨控发动机技术的发展。今后的任务是尽快突破复合材料推力室材料及关键制造技术, 研制出高温性能更好的新型材料和高温抗氧化涂层体系, 提高姿/轨控发动机技术水平, 缩短与发达国家的技术差距。4 结语
国外姿/轨控液体火箭发动机推力室材料已从单一的铌合金加涂层体系向复合材料推力室技术发展, 并已达到实用化水平。我国姿/轨控发动机用材料及工艺技术与国外先进水平存在明显差距, 尽快突破复合材料推力室材料及关键制造技术, 研制出高温性能更好的新型材料和高温抗氧化涂层体系以
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任涛)
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