氢氧推力室内壁用铜合金疲劳及蠕变性能研究

丁兆波 王 珏

氢氧推力室内壁用铜合金疲劳及蠕变性能研究

丁兆波1王 珏2

（1. 北京航天动力研究所，北京 100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京 100076）

为了获得氢氧推力室内壁用锆铜CuZr0.15和银锆铜CuAg3Zr0.5的低周疲劳特性、蠕变特性和冷热疲劳特性，对比试验研究了在不同温度和应力应变水平下的两种材料。试验结果表明，银锆铜在相同的控制应力条件下比锆铜具有更长的疲劳寿命；而在相同的控制应变条件下，锆铜的疲劳寿命高于银锆铜；在相同应力条件下，银锆铜的蠕变总应变和残余应变均高于锆铜，其抗蠕变损伤性能稍逊于CuZr0.15；在同等热震试验条件下，两种合金的抗拉强度均随热震次数的增加出现小幅下降。相关研究结果可为分析推力室内壁裂纹失效机理，预估推力室内壁的使用寿命，优化冷却通道设计提供依据。

氢氧推力室；铜合金内壁；低周疲劳；高温蠕变；热震试验

1 引言

大推力氢氧发动机推力室由于室压高、热流大、内壁热防护非常关键。国外的SSME、Vulcain和国内的YF-XX等高压发动机在多次热试验后，在燃烧室内壁喉部及上游收敛段处均出现了不同程度的裂纹[1，2]。内壁裂纹破坏成为推力室寿命增长的主要制约因素，国内外的研究情况表明，低周疲劳和高温蠕变是造成内壁裂纹破坏的主要原因[3]。在通道许用压降和深宽比加工能力受限，以及隔热涂层和边区低混合比对燃烧稳定性影响程度不明确的情况下，采用疲劳性能更好的内壁材料（如银锆铜）是提高内壁低周疲劳寿命的最有效措施[4]。

上世纪70年代NASA路易斯研究中心开展了Amzirc（锆铜）、NARloy Z（银锆铜）等六种推力室内壁候选材料的物理和机械性能实验，给出了周期应力-应变曲线和低周疲劳寿命曲线[5]。后续又进行了OFHC、Amzirc和NARloy-Z三种内壁材料的圆柱形氢氧推力室的低周热疲劳试验，热试结果表明三种内壁材料中NARloy-Z具有最好的循环寿命[6]。

国内氢氧推力室内壁普遍采用锆铜材料，而国外的SSME、RS-68系列、J-2X、Vulcain系列和LE-7系列等大推力氢氧发动机推力室内壁普遍采用了银锆铜材料，热试车结果表明其循环寿命显著高于采用锆铜材料的国内某型号氢氧发动机[7]。国内江苏科技大学的张超等探索研究了Cu-0.2Zr和Cu-3Ag-0.5Zr两种铜合金的高温蠕变机理[8]。

NASA格林研究中心近期又开发出一种粉末冶金新材料GRCop-84，其化学成分（质量分数）是：8%的铬、4%的铌和余量的铜，是一种弥散强化合金，具有优异的导电、热膨胀、强度和延展性。相比传统铜合金，GRCop-84材料具有更优异的抗蠕变和低周疲劳等性能[9]。

介绍了锆铜和银锆铜材料的疲劳及蠕变性能对比试验研究情况，初步揭示了两种材料的低周疲劳和高温蠕变性能的变化规律。

2 锆铜和银锆铜材料的性能对比试验研究

试验铜合金材料牌号分别为锆铜CuZr0.15和银锆铜CuAg3Zr0.5，材料的最终热处理为固溶—冷变形—时效处理。

2.1 应力疲劳对比试验

应力疲劳试验是在控制应力比的条件下进行，疲劳寿命取决于应力幅或应力场强度因子范围。试验温度分别选取600K、700K、750K、800K和850K五个参数，应力分别选取150MPa和250MPa两个参数，应力比=-1进行试验。应力疲劳试样采用《金属轴向疲劳试验方法》GB3075所规定的6mm试样，如图1所示。应力疲劳试验数据如表1所示。

图1 应力疲劳试样

表1 应力疲劳试验数据

对比分析表1数据，可以得出以下结论：

a. 在250MPa应力水平下，CuAg3Zr0.5在600～700K温度区间的应力疲劳寿命明显高于CuZr0.15；在150MPa应力水平下，CuAg3Zr0.5在800～850K温度区间的应力疲劳寿命明显高于CuZr0.15，如图2所示。

图2 不同应力水平下疲劳寿命对比

图3 不同应力水平下的疲劳寿命随温度变化曲线

b. 在150MPa和250MPa应力水平下，温度对应力疲劳寿命的影响如图3所示，可以看出在相同应力条件下，温度的升高使疲劳寿命显著降低。

2.2 应变疲劳对比试验

应变疲劳试验是在控制总应变范围，或者控制塑性应变范围条件下测定的疲劳寿命。试验温度分别选取600K、700K和800K三个参数，应变比=-1。应变疲劳试样采用《金属轴向疲劳试验方法》GB3075所规定的7mm试样，试样基本外形结构与图1相似。应变疲劳试验数据如表2所示。

表2 应变疲劳试验数据

图4 不同温度下两种合金的应变疲劳寿命对比

对比分析表2、图4数据，可以看出：

a. 在600～800K温度区间内，在相同的控制应变条件下，CuZr0.15的应变疲劳寿命高于CuAg3Zr0.5，这是因为要达到相同的应变量，CuZr0.15所需施加的应力要小于后者；

b. 在600～800K温度区间内，CuAg3Zr0.5的应变疲劳寿命随温度升高明显下降，而CuZr0.15的寿命随温度升高略有提高。

2.3 高温蠕变对比试验

蠕变试验依据《金属高温拉伸蠕变试验方法》HB5151—1996的检测标准进行，试样采用《金属材料单轴拉伸蠕变试验方法》GB/T2039—1997所规定的10mm试样，如图5所示。蠕变试验温度分别选取600K、700K、800K和900K四个参数。蠕变试验数据如表3所示。

图5 蠕变试验试样

表3 蠕变试验数据

对比分析表3数据，可以看出：

a. 材料在蠕变过程中，温度是影响其临界工作应力的一个重要因素。如图6所示，CuZr0.15在700K时的临界应力在230～250MPa之间，而800K时的临界应力仅在120～160MPa之间，随着蠕变温度的升高，材料的蠕变临界工作应力显著下降。

图6 CuZr合金700K、800K下的蠕变应力-应变曲线

图7 不同温度、应力水平下蠕变性能对比

b. 如图7所示，在相同的温度和应力条件下，CuAg3Zr0.5的高温蠕变残余应变高于CuZr0.15，可见其抗蠕变损伤性能稍逊于CuZr0.15。

2.4 冷热疲劳对比试验

表4 热震试验数据

图8 材料性能随热震试验次数的变化曲线

冷热疲劳试验采用热震方法，即800K×20min+水淬，热震次数分别为5次、10次、15次、20次、25次、30次，试验结果如表4所示。试验结果表明，在同等热震试验条件下，两种合金的抗拉强度均随热震次数的增加呈现小幅下降，延伸率变化无明显规律，在30次试验后有提升趋势,见图8。

3 试验结果分析

a. 上述试验银锆铜材料在相同的控制应力条件下比锆铜具有更长的疲劳寿命，与NASA的研究结果一致；而在相同的控制应变条件下，银锆铜的疲劳寿命低于锆铜，与NASA的研究结果不一致[3]。分析认为不一致的主要原因在于二者试验所用银锆铜试样的力学性能差异较大造成的。表5为上述试验所用试样室温力学性能与NASA的对比。上述试验所用锆铜合金的各项性能指标均与NASA较接近，而银锆铜合金的强度则显著高于NASA数据，屈服强度接近2倍，延伸率尚不到NASA的50%。这就意味着要达到相同的应变量，上述试验银锆铜试样所需施加的应力要显著高于锆铜，而NASA试验银锆铜试样所需施加的应力要显著低于锆铜，因此相同的控制应变条件下循环寿命差异的主要原因在于屈服强度不同导致的应力水平不同的影响。同时结合火箭发动机推力室的实际工作状况，分析认为，推力室内壁应该按控制应力水平设计，银锆铜具有更好的疲劳寿命。

表5 室温力学性能对比

b. 上述试验银锆铜的高温蠕变总应变和残余应变均高于锆铜，与NASA的研究结果一致，但NASA银锆铜的循环寿命仍高于锆铜[9]。分析认为主要原因在于二者试验所用银锆铜试样的延伸率差异较大造成的。NASA试验用银锆铜的延伸率比锆铜好，相比锆铜具有更长的抗蠕变寿命。而上述试验所用银锆铜合金的延伸率显著低于锆铜合金，尚不足NASA银锆铜的50%。分析认为为了提高推力室内壁材料的抗蠕变循环寿命，内壁材料应该在具有适当强度的同时，提高其延展性。

c. 上述冷热疲劳试验结果与理论预期差别较大，未体现出温度应力对材料性能的影响。分析认为主要原因在于冷热疲劳试验模拟条件与推力室实际工作过程差别较大，未模拟到内壁的真实约束条件。实际工作过程中，推力室在预冷阶段，内壁温从300K降到40K，由于内壁热膨胀系数高于外壁，内壁的收缩被外壁约束，使内壁面承受较大的切向拉应力作用；在热试车阶段，外壁温接近于冷却剂温度导致外壁收缩，而内壁温度急剧升高导致内壁膨胀，由于外壁相对内壁厚度大，屈服强度也大于内，使得内壁面受切向压应力；在关机后冷阶段，内壁因温度降低而导致收缩，使内壁受到切向拉应力的作用。分析认为冷热疲劳试验除了模拟实际的温度条件，还应模拟内壁的真实约束条件。

4 结束语

通过锆铜CuZr0.15和银锆铜CuAg3Zr0.5两种材料在不同试验温度和应力应变水平下的低周疲劳特性、蠕变特性和冷热疲劳特性对比试验研究，在目前的试验条件下可以得到以下结论：

a. 银锆铜在相同的控制应力条件下比锆铜具有更长的疲劳寿命；而在相同的控制应变条件下，锆铜的疲劳寿命高于银锆铜。实际推力室内壁应该按控制应力水平设计，银锆铜具有更好的疲劳寿命。

b. 在相同应力条件下，银锆铜的高温蠕变总应变和残余应变均高于锆铜，其抗蠕变损伤性能稍逊于银锆铜。为了提高推力室内壁银锆铜材料的抗蠕变循环寿命，应该在具有适当强度的同时，提高其延展性。

c. 在目前的热震试验条件下，两种合金的抗拉强度均随热震次数的增加呈现小幅下降。但试验模拟条件与真实差别较大，热震试验除模拟实际的温度条件，还应模拟内壁的真实约束条件。

1 Newell J F, Rajagopal K R. Integrated structural risk-based approach for design and analysis of combustion chamber liners[R]. AIAA 92-3418.

2 Neittaanmaki P, Rossi T, Korotov S. Thermomechanical analysis using finite element methods with particular emphasis on rocket combustion chambers[R]. European Congress on computational Methods in Applied Sciences and Engineering ECCOMAS 2004.

3 孙冰.液体火箭发动机推力室内壁寿命预估[J].航空动力学报，2014(12)：2980～2986

4 丁兆波.推力室内壁热结构寿命预估及延寿技术研究[J].推进技术，2013(8)：1088～1094

5 Esposito J J, Zabora R F. Thrust chamber life prediction. Volume 1 Mechanical and physical properties of high performance rocket nozzle materials[R]. NASA-CR-134806

6 Quentmeyer R J. Experimental fatigue life investigation of cylindrical thrust chambers[R]. AIAA77-893

7 丁兆波. 国外大推力氢氧推力室制造技术现状与趋势[J].航天制造技术，2012(2)：1～4

8 张超. Cu-0.2Zr合金和Cu-3Ag-0.5Zr合金的高温蠕变行为[J]. 机械工程材料，2011(12)：38～43

9 Nguyentat T, Hayes W A. Fabrication of a liquid rocket combustion chamber liner of advanced copper alloy GRCop-84 via formed platelet liner technology[R]. AIAA 2006-5192

Experimental Study on Fatigue and Creep Properties of LOX/LH2 Thrust Chamber Copper Alloy Liner Wall

Ding Zhaobo1Wang Jue2

(1. Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing 100076; 2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076)

To obtain the low cycle fatigue, high temperature creep and cold-hot fatigue properties of CuZr0.15 and CuAg3Zr0.5 used in LOX/LH2 thrust chamber, comparative experiments under different temperature and stress-strain level have been studied. The experiments results reveal that CuAg3Zr0.5 has a better fatigue life than CuZr0.15 with the same control stress，while the contrary results could be observed with the same control strain. Meanwhile, CuAg3Zr0.5 has a higher total strain and residual strain than CuZr0.15 with the same control stress, so the latter has the better ability of resistance to creep than the former. The tensile strength of two copper alloy will slightly decrease with the number of thermal shock tests increased at the same experimental conditions. The results can provide a useful direction for the failure mechanism analysis, the life-prediction, and the optimization of thrust chamber liner wall.

LOX/LH2 thrust chamber；copper alloy liner wall；low cycle fatigue；high temperature creep；thermal shock test

V45

B

丁兆波（1980），研究员，航空航天科学与工程专业；研究方向：液体火箭发动机燃烧装置。

2021-09-01