增材制造液体火箭发动机推力室端到端的工艺评价（1）

江苏激光联盟导读：

本文探讨了增材制造液体火箭发动机的最新技术、挑战和机遇。本文为第一部分。

摘要

高性能液体火箭发动机需要冷却，以保持燃烧室的结构完整性，暴露在高热和环境负荷。对于许多系统来说，这是通过再生冷却的方式来实现的，冷却剂流经腔壁的通道，同时从腔壁中提取热量。金属增材制造(AM)是一种经常被考虑的新生产技术。增材制造技术的应用为发动机设计带来了新的机遇，无论从技术角度还是从经济角度来看，这都可以带来更具竞争力的设计。

本文详细综述了利用激光粉末床融合或粉末基和线基定向能沉积(DED)技术设计增材制造液体火箭发动机的最新技术、挑战和机遇。详细、系统地解释了加法制造推进器的步骤，包括过程考虑、AM技术和后处理操作。

1. 介绍

对于大多数液体火箭发动机，需要对燃烧室进行主动冷却，以适当地保持壁面温度，并考虑到设计和所用材料的结构余量。这种冷却通常被称为主动冷却、通道冷却或蓄冷，因为发动机系统中的推进剂后来会作为燃烧过程的一部分用于喷射。再生冷却也需要在发动机循环中，如膨胀器，以允许适当的推进剂热收集来驱动涡轮机械，并在某些循环中可以提供燃烧效率的提高。大多数燃烧室使用一组轴向通道，用薄(热)壁将热燃烧气体与通道中的冷却剂隔开。燃烧室的设计和随后的热壁与结构边缘和适当保持壁温的能力相平衡。为了降低壁温，需要一个无限薄的壁，但需要适当的厚度来控制压力。

历史上，液体火箭发动机的推力室已经使用了许多制造方法。最常见的推力室制造方法包括管壁(如RL-10, RS-27)和通道壁(如RS-25, Vulcain)。这些传统的方法使用一系列锻压成形和装配方法，包括锻造、机械加工、电镀、焊接、钎焊和铸造等多种技术。尽管这些生产技术已经在该行业中得到了广泛的应用，但往往被证明是劳动密集型的，成本高昂的，并且导致组件和后续系统的零件数量很高。在新航天公司在发射装置市场的地位日益突出的时代，新的推力室设计的成本效益比以往任何时候都更加重要。为了实现燃烧室的成本效益，有一些根本性的改进，包括减少制造时间、手动操作自动化、能够使用传统或更先进的材料来提高性能，以及使用整体燃烧室设计。在这些改进点上表现突出的一种新的生产方法是增材制造(AM)。

图1 比较传统制造和增材制造的发展(cost in US$, 2020 equivalent, credits NASA)。

AM设计为新材料，重量优化，以及实现复杂的形状和几何形状提供了巨大的机会，这是不可能或过于昂贵的传统生产技术。此外，与传统方法相比，AM推力室可以大大缩短生产时间，这也大大降低了相关成本。对于那些依赖可重复使用和消耗性运载工具架构并希望获得高发射频率的运载工具供应商来说，这可能尤其重要。其他优点包括能够使用各种合金的组合，或使用传统方法无法生产的新合金。

(A) AutoFab中距骨假体组件的设计;(B)利用SLM制作CoCrMo距骨假体;(C)抛光后用SLM制备的相同CoCrMo距骨假体;(D)采集数据时将标本放置在试验台;脚踝被替换成其中一个原型。

最近，包括选择性激光熔化(SLM)、电子束熔化(EBM)和激光工程净成形(LENSTM)在内的增材制造(AM)技术已被用于制造用于生物医学应用的CoCr合金。在这些AM技术中，SLM因其可加工的金属种类繁多，几何自由度和复杂性，以及与EBM制造的零件相比较低的表面粗糙度而在生物医学领域吸引了最大的兴趣。上图为一个通过SLM实现的CoCrMo踝关节内假体装置的实例。

AM推力室的兴趣在发射行业看到了巨大的增长，并已被证明为许多发展和几个飞行应用。AM技术甚至被称为未来欧洲Prometheus LOX/LCH引擎的“关键技术途径”。许多公司已经公开了他们的开发努力和飞行应用的AM舱室。利用AM技术制造燃烧室，缩短了生产周期，降低了成本。NASA强调了使用AM技术的传统制造的交货期和一般成本，该技术结合了各种AM工艺。

随着AM技术的发展和AM机器规模的增加，额外的成本和进度节省被实现从两件焊接到单件室。在图1中可以看到一个例子。增材制造应用的推进器规模差别很大，从立方体卫星的小型推进装置或反应控制系统到轨道运载火箭的主推进和上层系统。本工作的目的是对应用于再生冷却液体火箭推力室的端到端增材制造工艺进行全面的综述。有许多不同的金属增材制造技术可以用来制造整体冷却推力室。本文重点介绍了通过激光粉末床融合(第2节)和定向能量沉积(第3节)制备推力室的方法。对于这些生产技术，本文提供了用于推力室的端到端工艺流程(第4节)。

2. 激光粉末层聚变

激光粉末床融合(L-PBF)，也被称为商品名称“选择性激光熔化”或“直接金属激光烧结”，其中，是最常用的金属AM技术之一。原料以粉末的形式提供，在构建板上一层一层地沉积和熔化，如图2所示。激光束在微尺度上提供必要的能量，粉末吸收这种能量，产生局部熔化。在完成一层后，将构建板降低，用刀片或复涂机臂重新涂覆，并继续熔化过程，直到实现三维形状。沉积层的典型高度为20 ~ 100µm。为了防止金属在熔池中过度氧化，L-PBF过程发生在惰性环境中。

图2 激光粉末床聚变示意图(来源：美国宇航局)。

2．1． 整体高温合金和耐火材料室

在推进工业中，各种L-PBF推力室已经在各种材料中得到了验证。一个普遍观察到的趋势是，大多数公司依赖于高温合金或高导电性铜合金推力室设计。在2015年之前，在铜合金完全开发和使用L-PBF表征之前，高温合金很常见。这些合金中如典型的镍基或铁基，能够承受极端温度和腐蚀性环境。SpaceX公司指出，NTO/MMH SuperDraco发动机使用了Inconel 718，其中包括整体冷却通道。

同样的材料也被用于Avio开发的LOX/LCH推力室。初创公司Dawn Aerospace报告称，他们的一些再生冷却整体太空推进器中使用了铬镍铁合金和不锈钢。Aerojet Rocketdyne公司在再生冷却LOX/RP-1 Bantam发动机中也成功地演示了高温合金在液体火箭发动机中的应用。许多其他公司也展示了使用各种高温合金进行高温测试的图片。Inconel 625和Inconel 718是非常常见的AM材料，尽管在某些火箭环境（如氢）中有限制。虽然高温合金在使用中，但如果不使用气膜冷却或其他可能影响性能的设计修改，它们并不是高性能燃烧室的最佳材料。

L-PBF耐火合金用于推力室的评估工作也已经完成。这一过程被用在用于空间推进器的铌合金C-103上，由于其细小的晶粒尺寸分布而性能得到了改善。粉体供应链也在工业规模上取得了进步，允许更广泛地使用C-103。其他合金如钨、钨铼和钽，用L-PBF制造可用于推力室。虽然许多难熔合金用于辐射冷却应用，但它们可以与积分通道使用L-PBF工艺的各种应用。

2.2 整体式铜合金腔室

尽管大多数高温合金在比强度方面优于铜合金，但由于与这些合金相关的低导热系数，导致壁温超过材料极限，因此在高压发动机中的应用受到限制。对于这些应用，高导电性铜合金是更合适的。Aerojet Rocketdyne发布了关于C-18200燃烧室的开发和成功的热火测试的信息，作为RL-10的升级。一家初创公司Launcher Inc也公开讨论了使用C-18150的铜合金燃烧室，并成功进行了小规模的热火测试。由于C-18150在传统制造中的成熟应用以及潜在的低成本原料，它仍然是一种受欢迎的推力室航空合金。

从2014年开始，美国宇航局Marshall航天飞行中心和Glenn研究中心已经成功地应用L-PBF增材制造技术来制造GRCop-84（Cu-8 at.%Cr-4 at.%Nb）、GRCop-42（Cu-4 at.%Cr-2 at.%Nb）和C-18150铜推力室。grco合金最初由Glenn研究中心开发，是一种高导电性、高强度、弥散强化的铜合金，用于高温、高热流应用。其机械性能可与挤压(锻造)材料相媲美。然而，增材制造试样的低周疲劳寿命缩短，这是由于AM工艺固有的表面粗糙度增加引起的裂纹。尽管铜合金和内部通道还需要进一步的表征，但机械加工或后处理表面处理可以帮助解决固有表面粗糙度问题。除了双金属结构外，grco -42和grco -84合金还被用于各种推进剂的应用，包括LOX/LH 2、LOX/LCH 4和LOX/RP-1。

GRCop合金是弥散强化材料，主要由Cr2Nb相强化。与之前的铜基合金相比，该材料具有以下优势：

1.热、氧化还原循环过程中的抗氧化和漂烫性能

2.最大使用温度在800 ◦C左右，取决于强度和蠕变要求，

3.高温下具有良好的机械性能，

4.较低的热膨胀以减少热致应力和低周疲劳，

5.建立粉体供应链，

6.成熟的AM工艺，提供一致的，最低的材料性能

GRCop-42和GRCop-84能够在高达800 ◦C的温度下工作，它们已经成功地在超过750 ◦C的氧化环境中进行了热火测试。相比之下，纯铜限制在大约200 ◦C，而大多数铜合金不能超过500◦C。用GRCop-42或GRCop-84替代C-18150、NARloy-Z (Cu-3 wt% Ag-0.5 wt% Zr)或其他沉淀强化铜合金，可导致200 ◦C或更高的温度能力提高，提供更高的性能交易或更大的利润。这些特性，加上采用L-PBF工艺的GRCop合金的快速发展，使其成为高性能燃烧室的一个有吸引力的选择。

GRCop-84和GRCop-42之间有一些区别，它们可以在不同的应用场合进行。GRCop-42在某些温度范围内具有较低的机械性能，如强度，较高的导热系数(5%-8%)，因此壁温较低。GRCop-42的延性普遍优于GRCop-84。由于GRCop-84的Cr2Nb含量只有其一半，这是预期的。这两种合金在大多数应用中都有足够的延展性，并且会大量变形而不会失效。合金在低周疲劳时的主要区别在于应变控制试验中所观察到的应力。

自2016年以来，NASA已经制作并测试了30多个不同的l- pbfgrcop通道冷却燃烧室。所有的推力室都采用了之前描述的AM技术，一些单元采用了双金属AM护套。在各种推进剂和混合比下，推力室的室压从14到97 bar以上进行了测试，产生4.4到156 kN的推力。NASA已经在各种AM GRCop合金和AM双金属舱室上积累了超过400次启动和30,000次启动(图3)。AM L-PBF再生冷却室的设计过程的两个主要调整是考虑使用L-PBF和合成表面光洁度可以可靠地建立的最小特征尺寸。

图3 由NASA和商业合作伙伴演示的各种AM铜合金室:(a)双金属156 kN使用L-PBF grcop - 84和铬镍铁合金d, (b) 156 kN双金属的液态氧/ LH2点火测试室,(c)大规模GRCop-42 31 kN室,(d)液态氧31 kN / LCH4点火测试,e和(f) L-PBF c - 18150和双金属10.7 kN室,和(g)点火测试10.7 kN双金属室(NASA)。

理论上，用L-PBF制备的再生冷却推力室的最小壁厚或肋厚与激光聚焦光斑大小有关，一般为70 ~ 200 μ m。在大多数商用L-PBF打印机上，这种厚度的墙壁通常是不可重复的，或导致过多的孔隙。Patel等演示了在Inconel 718再生冷却室中使用0.6 mm最小壁厚和0.63 mm最小通道宽度。文献报道在室壁有几个气孔，导致冷却剂通过室壁泄漏。Zhang和Miyamoto在Co-28Cr-6Mo单片推力室中演示了最小壁厚为3mm，该推力室采用气膜冷却和再生冷却相结合的方法。Thomas提出了L-PBF制造部件的最小壁厚0.4±0.02 mm和最小槽宽大于0.3 mm的一般建议。Marchan等人的工作中也提到了Inconel 718和Co-28Cr-6Mo结构0.4 mm的壁厚限制。

3.定向能量沉积

在定向能沉积(DED)中，原料从沉积头沉积，如图4所示。与L-PBF相反，原料只沉积在局部以创建一个自由的部分，而不是覆盖完整的建立板与粉末。定向能沉积可以使用粉末或丝料。粉末原料对于制造具有高尺寸公差的零件是极好的，而成本是耗时的。另一方面，基于线材的工艺具有优越的沉积速率，但无法创建具有高分辨率的零件。这些DED工艺更适用于大型推力室、通道冷却喷管或辐射冷却喷管加长件。DED制造技术可用于制造双金属推力室(章节3.1)或单片推力室(章节3.2)。

图4 激光粉末定向能沉积示意图。

各种形式的DED在使用，主要的区别是原料，电线或电力，和能源来源。最常见的DED形式是激光吹粉DED (LP-DED)，它使用激光能量源(图4)。线材也可以用作原料，这种情况下称为激光线材DED (LW-DED)。其他的能量来源包括电子束和电弧，都使用线材。电子束集成在真空室内，因此在活性合金中使用具有优势。电弧丝沉积(AW-DED)，俗称“电弧丝增材制造”，可用于非常高的沉积速率，但分辨率有损失。

3.1 双金属结构

理想的推力室衬垫材料具有比强度高、延展性好、导热系数高、热膨胀系数低、晶粒尺寸小等特点。通常，大多数导电金属合金的强度重量比都很低，而强度重量比高的金属合金往往导热性差。在DED中，一个独特的组合是使用双金属或多金属结构，将多种合金组合成一个整体部分。Knight等人进行了数值研究，表明多金属、分级的壁结构可以用来降低再生冷却推推器壁的热结构载荷。Onuike等人实验研究了grco -84和Inconel 718的双金属界面，方法是将两种粉末直接沉积在彼此之上，用预混粉末(50% wt% Inconel 718, 50% wt% grco -84)进行成分分级。文献报道了两种材料之间成功的金属键合，并采用了两种生产工艺。这两种技术都成功地将金属连接起来。

虽然与L-PBF相比，DED具有较低的特征分辨率(图8)，但它可以与L-PBF结合用于多金属结构。在美国国家航空航天局(NASA)，使用L-PBF制造的grco -84和C-18150内衬，用Inconel 625结构夹套封闭，使用电子束DED和LP-DED。尽管成功地进行了热烧，但在DED制造过程中观察到了几何变形。这种变形在后续的出版物中继续，使用双金属DED界面时，观察到轴向变化为3%-4%，喉部径向变化为7%-10%。然而，来自残余应力的制造挑战是可重复的。这种L-PBF和DED混合工艺对于需要在高燃烧室压力和热负荷下工作的双金属和多金属燃烧室来说是可行的。这种设计还提供了一个重量优化结构，利用各种合金在当地需要的设计。

图8 L-PBF与DED推力室生产工艺比较。左图:参照航天飞机主引擎(SSME)，构建商业AM机器的外壳概述。右图:典型的最小特征尺寸和构建直径。

NASA实现的不同双金属推力室设计是使用基于线的DED技术建造的，特别是使用激光线直接收尾(LWDC)工艺。在这一过程中，带有开槽或成形通道的预制衬垫绕模具板上的中心轴旋转。在旋转的同时，激光束被用来将线材熔合到先前沉积的层和腔室壁的肋上，从而创建一个双金属键。早期的双金属结构试验表明，C-18150衬里和347系列钢或Inconel 625线之间存在薄弱连接。Anderson等进一步的研究成功地实现了Inconel 625和C-18150之间的完全结合，这两种材料都是基于粉末和金属丝的固体结构的DED。这篇文献报道了粉末基DED的高动能促进了再结晶和增强了结合的扩散，但代价是较高的残余应力。对于丝基工艺，出版物得出的结论是，机械混合区要窄得多。美国国家航空航天局的双金属LWDC实验使用了一个更低能量的激光系统来限制肋骨的变形。随后，通过使用C-18150衬管和Monel 400封井器，确定了有效的解决方案，之后进行了高温测试，积累了大量的启动和运行时间。

无论是基于粉末和基于金属丝的DED技术都适用于双金属燃烧室，包括结构关闭。这两种制造方法的主要区别在于，基于粉末的封装工艺需要一个带有封闭通道的预制腔体。由于基于线的DED熔断器在通道之间的肋骨上关闭，封闭的冷却通道对这种生产技术没有严格要求。采用后一种生产技术，设计人员可以在制造闭孔之前加工冷却通道，从而更好地控制冷却剂通道的粗糙度。这两种双金属制造方法都可以作为传统发动机设计中常用的电镀或钎焊技术的潜在替代品。

３．２．单片结构

与L-PBF一样，DED技术也可用于制造整体推力室。LP-DED工艺已经成熟，可以形成完整的通道结构，主要用于腔室的通道冷却喷嘴部分。由于材料是局部沉积的，不存在像L-PBF那样的尺寸限制，这是喷嘴扩展到大直径时所需要的。DED过程的限制是龙门式或机器人系统被使用。NASA和行业合作伙伴已经演示了LP-DED工艺在多种镍和铁基高温合金中整体通道的使用，包括Inconel 625、JBK-75和NASA HR-1。这些演示单元已经通过热火测试证明是可行的，包括使用JBK-75的整体通道DED喷嘴，该喷嘴在大于83 bar的燃烧室压力下完成了114次热火测试，LOX/GH2积累了4170秒。其他测试已经使用Inconel 625和NASA HR-1材料完成。在主测试阶段，这些喷嘴的壁温超过732 ◦C (见图5)。

图5 该工艺的积分通道DED和小尺寸热火测试实例。

作为工艺演示的一部分，NASA还演示了大型喷管结构的LP-DED工艺。使用NASA HR-1材料，在30天的沉积时间内制造出直径为101.6厘米、高度为96.5厘米的整体通道喷嘴（见图6）。在沉积和后处理之后，喷嘴完成了三维扫描，显示出与标称几何形状的偏差小于0.5 mm。在90天的沉积时间内，一个直径为152厘米、高度为178厘米的大型整体通道NASA HR-1合金喷嘴也已完成。这些喷嘴包括各种内部通道几何形状和过渡。与传统制造的组件相比，这种整体通道配置显著减少了操作和零件的数量。美国国家航空航天局还展示了其他各种推力等级为178 kN的整体通道喷嘴的制造，这些喷嘴将热发射。这些喷嘴都证明了成功制造符合几何公差，能够去除任何多余粉末，变形最小，并制定了构建和刀具路径策略。除了针对整体通道的高温合金开发外，还展示了使用GRCop-42合金和LP-DED的其他开发，该合金可用于大型腔室应用。正如前面提到的AM限制，表面粗糙度仍然是一个挑战，需要额外的开发或后处理，以允许与机加工或拉制表面光洁度具有可比性的压降。

图6 美国国家航空航天局(NASA)制造的LP-DED整体通道喷嘴实例。(a)直径101.6 cm，高度96.5 cm的HR-1合金喷嘴，带有整体通道，(b) GRCop-42通道演示器(NASA)。

虽然LP-DED工艺的一个优势是能够形成完整的通道，但整体结构也可以形成使用各种DED工艺和传统加工和开槽室形成冷却剂通道。这允许在设计中保持加工表面。然后可以应用各种收尾技术。使用DED在液体火箭发动机推力室上形成近净形结构，三菱公司在歧管上和GKN在喷管上的结构加强筋上也进行了演示。

除了PBF和DED，自2000年初以来，一种用于推力室制造的替代AM方法是冷气体动态喷涂(简称冷喷涂)。这是一种固态AM沉积技术，已被评估为近净形状的燃烧室内衬和夹克形成。该工艺使用一种会聚-发散式超音速喷嘴，将高压惰性气体和金属粉末喷射到背衬表面。当金属粉末颗粒达到临界速度时，材料发生塑性变形并通过动能粘附在目标表面上。这通常在500-900米/秒的范围内。该工艺是固态的，不熔化材料，最大限度地减少残余热应力观察在其他AM工艺。

可对惰性气体进行预热，以增加气体喷射速度。冷喷已经适用于高温合金和铜基合金。铜合金C-18150、GRCop-84和GRCop-42具有近锻造性能。冷喷是一种铸造或锻件替代铜合金燃烧室内衬，然后再通过机加工和开槽加工。并对冷喷工艺在铜衬套封闭和结构夹套的应用进行了验证。许多用于腔室套的高温合金可以通过冷喷涂成功应用，包括Inconel 625、Inconel 718和NASA HR-1以及其他。除部件制造外，冷喷涂还可用于涂层、修复、连接和钎焊合金应用。

来源：End toend process evaluation for additively manufactured liquid rocket engine thrustchambers，ActaAstronautica，doi.org/10.1016/j.actaastro.2021.02.034

参考文献：Gradl P.R., Protz C.S.，Technologyadvancements for channel wall nozzle manufacturing in liquid rocket engines，Acta Astronaut., 174 (2020),pp. 148-158, 10.1016/j.actaastro.2020.04.067