增材制造技术在国外航天动力系统中的应用

倪江涛，隋 阳，刘 涵，陈 帅，李东来

（1. 首都航天机械有限公司，北京，100076；2. 北京航天长征科技信息研究所，北京，100076）

0 引 言

航天发动机作为运载火箭的心脏，是决定进入太空能力的重要环节。为满足空间技术的飞速发展，航天动力产品一方面朝着整体化、轻量化和高可靠的方向发展，另一方面，为适应商业竞争新态势，需大幅降低发动机研制周期和成本。通过采用增材制造技术实现航天发动机复杂整体构件制造，以降低研制成本和周期，已成为国内外研究的热点。

本文针对面向增材制造的航天动力系统结构优化设计、工艺开发、无损检测等方面进行介绍，总结目前增材制造技术在航天动力系统中的应用研究情况。

1 面向增材制造的结构优化设计

基于传统工艺设计的涡轮泵壳体、喷注器等复杂发动机部件，如果仅仅是简单的将多个零件合为一个，采用增材制造工艺成形，虽然减少了焊缝数量，但并不能最大限度地发挥增材制造技术的优势。这是因为基于传统工艺设计的零件，没有充分考虑增材制造的受几何形状约束小、性能高等优点。为最大限度提高复杂构件性能，需根据增材制造工艺特点，研发复杂构件整体化、功能结构一体化的优化设计方法。

美国NASA 针对航天发动机喷注器开展了结构优化设计研究，不仅实现了喷注器的一体化设计，同时针对喷注器的局部特征结构进行了面向增材制造的设计（Design for Additive Manufacturing，DfAM），内部悬臂部位实现了自支撑优化设计，解决了喷注器一体化设计后内部支撑无法去除的难题，最终实现喷注器由100 多个零件集成为2 个零件（见图1），研制周期由6 个月缩短为1 个月。

图1 NASA 航天发动机喷注器设计方案对比Fig.1 The Design Comparison of Injector in NASA

航天发动机一般采用再生冷却推力室，内部含密排内流道结构。为了实现冷却效率的最大化，同时满足制造工艺的约束限制，NASA 针对增材制造推力室流道截面形状开展了优化设计研究（见图2），流道截面涵盖了传统的矩形以及新式的圆形、椭圆形、半圆形等形状，为基于增材制造的一体化推力室设计、制造奠定了基础。

图2 一体化冷却流道截面结构Fig.2 Examples of Various Integrated Channel Wall Structures

德国软件企业Hyperganic 开发了一种面向增材制造的体素级设计软件，通过算法实现火箭发动机推力室建模过程的数字进化，进化过程中将生成数百种变体模型，算法对这些模型进行物理仿真验证，筛选出最适合的模型（见图3），最终创建结构-功能一体化的仿生结构推力室。

图3 Hyperganic 智能算法设计的推力室Fig.3 Hyperganic Prototype Rocket Nozzle

2 航天动力系统增材制造工艺开发

2.1 推力室增材制造

美国航天技术公司Launcher 一直致力于将增材制造技术用于火箭发动机的研发。2020 年，该公司采用EOS 开发的M4K 型3D 打印机（450 mm×450 mm×1000 mm），完成了E-2 火箭发动机全尺寸铬锆铜合金推力室的研制，高达1 m，是迄今为止世界上最大的单一组成部分增材制造推力室。

图4 Launcher 公司增材制造的铜合金推力室Fig.4 The Copper Thruster Developed by Launcher

NASA 马歇尔航天飞行中心（Marshall Space Flight Center，MSFC）主导开展低成本上面级推进（Low Cost Upper Stage Propulsion，LCUSP）项目研究，研发人员开发了增材制造专用的导热性好、高温蠕变性能与强度 优 异 的 析 出 强 化 GRCop-84 铬 铌 铜（Cu-8at.%Cr-4at.%Nb），采用激光选区熔化成形技术（Selective Laser Melting，SLM）研制了GRCop-84 铬铌铜和C18150 铬锆铜推力室身部（见图5），并进行了热试车考核试验（见图6），GRCop-84 铜合金推力室身部和C18150 铬锆铜推力室身部分别累积进行了2365 s 和1443 s 的考核试验，未发生失效。

图5 SLM 成形的GRCop-84 身部（左）与C18150 身部（右）Fig.5 SLMed Combustion Chamber: GRCop-84 (left) and C18150 (right)

图6 GRCop-84 身部（左）与C18150 身部（右）热试车Fig.6 Hot-fire Testing of SLMed Combustion Chamber:GRCop-84 (left) and C18150 (right)

2018 年，NASA 启动了LCUSP 项目的后继项目，即快速分析和制造推进技术项目（Rapid Analysis and Manufacturing Propulsion Technology，RAMPT），该项目的核心技术之一是开发双金属燃烧室增材制造技术。在 RAMPT 项目的支持下，研发人员开发了GRCop42 铬铌铜（Cu-4at.%Cr-2at.%Nb），强度与GRCop84 相当，但具有更高的导热率。图7 为SLM成形的不同结构的GRCop42 铜合金推力室内壁。同时，RAMPT 项目对比研究了冷喷涂、激光同轴送粉熔化沉积（BP-DED）、电子束送丝增材制造（EBF）等技术成形铜合金-高温合金双金属结构的可行性（见图8）。

图7 SLM 成形的不同推力GRCop42 铜合金推力室Fig.7 SLMed Copper Thruster with Different Forces

图8 SLM 成形的不同推力GRCop42 铜合金推力室Fig.8 SLMed Copper Thruster with Different Forces

2.2 喷管增材制造

喷管是发动机核心部件，一般采用再生冷却夹层流道结构。针对SLM 技术难以成形大尺寸喷管延伸段的难题，NASA 提出了一种复合增材制造方案：电弧熔丝增材制造成形内壁，铣切沟槽，然后激光熔丝直接成形外壁（Laser Wire Direct Closeout，LWDC）。基于MIG 热源电弧熔丝增材制造的喷管内壁，相较于传统的锻造板材+旋压的生产方式，其具有更高的生产效率，目前已完成了Inconel 625 和Haynes 230沟槽内壁毛坯件的研制。电弧增材的内壁毛坯件内外表面精加工后，采用磨料水射流铣削的方法制备沟槽，再通过LWDC 技术直接沉积外壁，如图9 所示。产品通过了9 次880 s 点火实验，测试期间状态良好，无异常情况，验证了技术方案和产品的可靠性。

图9 喷管复合制造流程Fig.9 Combined Manufacturing of Nozzle

在RAMPT 项目的支持下，NASA 研究人员开展了整体喷管的激光送粉沉积（BP-DED）技术研究，成功试制了带冷却流道的整体喷管（Φ1016 mm×965 mm，见图10），经结构光检测，喷管尺寸精度达到0.5 mm。此外，研究人员还开展了激光粉末床增材（L-PBF）GRCop-42 推力室与激光送粉沉积（BP-DED）HR-1喷管复合制造工艺研究（见图11），该方案由于省去了集合器等结构，有望实现发动机的进一步减重。

图10 激光送粉沉积整体喷管（Φ1016mm×965mm）Fig.10 Integral Channel BP-DED Nozzle

图11 L-PBF 推力室/BP-DED 喷管复合制造Fig.11 Coupled BP-DED Nozzle with L-PBF Chamber Development

3 增材制造航天发动机无损检测

航天发动机类产品结构复杂，集成化设计后常规检测方法难以实现100%检测，存在较多的检测盲区，特别是针对密排内流道结构，其内部质量、表面粗糙度等方面需要探索新的检测技术来实现有效可靠检测。NASA 针对航天发动机推力室内流道结构开展了结构光扫描、工业CT 扫描等无损检测技术研究（见图12）。

图12 推力室无损检测Fig.12 Non-destructive Testing of Thruster

通过结构光扫描可以对推力室增材制造的不同阶段（成形、热处理、线切割等）进行外形轮廓检测记录，分析推力室整个制造流程中的变形规律。通过工业CT 可以对推力室内部质量以及流道截面形状进行有效检测。

4 结束语

增材制造技术在新一代航天动力系统的研制过程中发挥了重要作用，极大地推动了航天发动机喷注器、推力室、喷管等产品的整体化、轻量化进程，目前仍需系统、深入开展基于增材制理念的航天发动机结构设计、材料及工艺开发、质量检测评估等方面的研究，建立成熟的“设计-材料-工艺-检测-标准”体系，为增材制造技术在航天动力系统中的广泛应用奠定基础。