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火箭上的不銹鋼和鋁合金，你選哪個？

2021-11-16 17:02:10 作者：航天愛好者來源：航天愛好者分享至：

2019年1月24日，《大眾機械》（Popular Mechanics）雜志對埃隆·馬斯克獨家采訪的報道（詳細內(nèi)容見文后），透露了星艦和超重火箭改為不銹鋼作為貯箱材料的信息，不銹鋼貯箱一時間傳遍大江南北。

之前關于火箭貯箱話題，一直以來都是由5A06（鋁鎂系）->2A14（鋁銅系）->2219（鋁銅系）->2195（鋁鋰系）->復合材料。

現(xiàn)在突然轉到301和304不銹鋼，是效率反轉？還是力大飛磚？還是新技術、新環(huán)境呼喚新思維？

先給出筆者調(diào)研結論：鋁合金有效能，不銹鋼出效率。

運載火箭貯箱和殼段不銹鋼使用情況統(tǒng)計

欲解未來先知古。在液體運載火箭上曾經(jīng)用過不銹鋼材料作為貯箱和殼段的見下表統(tǒng)計。其中最為知名的為宇宙神B/1/2/3一子級，以及與之技術同源的功勛上面級半人馬座，均采用了301不銹鋼。宇宙神2一子級的結構系數(shù)達到了驚人的0.946，超越了大多數(shù)鋁合金貯箱。

宇宙神導彈與半人馬座上面級均為康威爾公司研制產(chǎn)品，兩者直徑也一致。康維爾公司，后賣給通用動力，1992年導彈系統(tǒng)部門賣給了休斯飛機公司，1994年空間系統(tǒng)部門賣給了馬丁·瑪麗埃塔公司，成為今天洛馬太空部門的基礎。

難道我們大多數(shù)時候都走了彎路，而SpaceX又一次使用第一性原理化腐朽為神奇？

表運載火箭貯箱和殼段不銹鋼使用情況統(tǒng)計

比強度——力大飛磚

下表給出了鋁合金、不銹鋼和復合材料力學性能。

從比強度（抗拉強度與密度比值）看，常溫下：

2195鋁鋰合金比強度達到了215；

304不銹鋼為66，不到2195的1/3。

從這個看，采用304不銹鋼毫無優(yōu)勢。

難道Starship采用不銹鋼是一個力大飛磚的設計？

液氧/氮溫區(qū)比強度——效率反轉？

這里材料物性的適用條件是常溫，低溫呢？

下表為2A14（LD10）鋁合金低溫性能。

下圖為304不銹鋼低溫性能。

圖退火狀態(tài)下的304不銹鋼力學性能與溫度關系（數(shù)據(jù)來源為文獻5）

從低溫數(shù)據(jù)看，在液氧溫區(qū)（-183℃）：

2A14鋁合金抗拉強度由449MPa上升到543MPa，提升了1.2倍；

304不銹鋼由約600MPa上升到1500MPa，提升了2.5倍；

此時不銹鋼比強度達到189，已和2A14的比強度194相當。

為增強（奧氏體）不銹鋼強度，有一種應變強化技術，即通過一定程度的預應變使得亞穩(wěn)態(tài)奧氏體不銹鋼組織中的部分奧氏體晶格無擴散切變成馬氏體，由此提高材料的強度。

圖不銹鋼應變強化技術原理圖

上圖是奧氏體不銹鋼應變強化技術原理圖。在試驗機的作用下，試樣的應力從逐漸增加至超過了材料的屈服強度（2點），此時材料產(chǎn)生了不可恢復的塑性變形（3點）。之后將外力卸載，這個階段的應力沿著虛線下降，下降過程平行于材料的彈性階段曲線。當試樣重新加載時，應力應變曲線先沿上升，當應力超過強化應力，試樣產(chǎn)生塑性變形，沿緩慢發(fā)展。這說明應變強化技術提高了材料的屈服強度，達到了預期的目的。

有兩種奧氏體不銹鋼應變強化技術，Avesta模式和Ardeform模式。前者為常溫應變強化模式，最早由瑞典Avesta Sheffield公司提出，并在很多國家申請了專利。

Ardeform模式為低溫應變強化技術。早在1890年前，瑞士鐘表商就將鐘表中的一些關鍵零部件埋到寒冷的阿爾卑斯雪山中，以提高零件的耐磨型和可靠性。科學家們發(fā)現(xiàn)，深冷處理能夠改變材料的微觀組織，提高材料的強度、硬度，降低殘余應力，從而提高材料性能。

美國Arde-Protland公司自1961年開始對退火態(tài)301奧氏體不銹鋼在-196℃液氮環(huán)境下低溫應變強化模式開展了一系列的力學和型式試驗研究，發(fā)現(xiàn)退火態(tài)301奧氏體不銹鋼容器低溫應變強化后產(chǎn)生10%左右的塑性應變，強化后材料的屈服強度和抗拉強度均有所提高。

1959年，美國率先使用深冷應變強化技術制造了美國第一枚洲際導彈宇宙神的貯箱。

宇宙神導彈采用深冷應變強化的301 不銹鋼，它在-196℃下抗拉強度可達 1792.66MPa，比強度達到226，已經(jīng)超過了2A14；

W. Henderson, Arde-Portland在1964年提出，-196℃下不銹鋼應變強化后屈服強度將達到2068MPa，此時比強度超過260；

-196℃時2195鋁鋰合金抗拉強度提升到680MPa，比強度達到250，采用深冷應變強化技術的301奧氏體不銹鋼比強度與之相當。

Ardeform模式應變強化的程度更大，由于成本較高、工藝更復雜，主要用于航天工業(yè)，貯存的介質為液氮、液氧和液氫等，故報道較少。

從這樣看來，宇宙神火箭、半人馬座上面級和Starship是不是由于采用了深冷應變強化技術，因此不銹鋼效率依然很高？

難道Starship采用不銹鋼是一個效率反轉的設計？

軸壓載荷——不銹鋼再次落后

比強度并不是貯箱設計的全部。

在飛行過程中，貯箱受力復雜，既承受衛(wèi)星和火箭上面部段的軸壓作用，也承受貯箱內(nèi)增壓氣體內(nèi)壓作用。

對于火箭上面級的貯箱，一般軸壓較小，如內(nèi)壓大于軸壓，貯箱為內(nèi)壓設計，此時筒段厚度：

式中t1為內(nèi)壓下厚度，p為內(nèi)壓，D為筒段直徑，σ為材料抗拉強度。

從公式有結論：

同樣厚度貯箱，承受內(nèi)壓能力和貯箱半徑成反比，與抗拉強度成正比；

1m直徑貯箱，拉伸強度500MPa，1mm厚度可以承受1MPa內(nèi)壓；

半人馬座上面級為3m直徑，材料低溫抗拉強度1800MPa左右，筒段最薄處（最上部，不承受液柱壓力）厚度0.36mm，如考慮1.4倍安全系數(shù)，同時不考慮衛(wèi)星載荷的軸壓作用，對應內(nèi)壓約為0.3MPa；

Starship貯箱直徑為9m，即使與半人馬座承受內(nèi)壓能力相同，筒段最上部厚度需要增加3倍，即貯箱最薄弱處厚度超過1mm。

對于大多數(shù)基礎級貯箱，以及沒有內(nèi)壓的火箭殼段，由于其上重量大，軸壓將超過內(nèi)壓，貯箱為軸壓設計，對于無網(wǎng)格加筋的光筒段，厚度由失穩(wěn)決定：

式中t2為軸壓下厚度，T為軸壓，p為增壓壓力，A為筒段截面積，E為彈性模量，k為臨界壓力系數(shù)，（公式來源：https://www.docin.com/p-523989045.html）。

從公式有結論：

在軸壓工況下，箱體厚度與彈性模量平方根呈反比；

若考慮貯箱D/t2~1e3, p/E~1e-6，筆者估算不同材料sqrt（k）相差不到30%，因此不考慮k值差異，取表征軸壓工況下材料失穩(wěn)下重量系數(shù)，2195鋁合金為1/sqrt（76）*2.72=0.3120，不銹鋼為1/sqrt（193）*7.93=0.5708，同等工況下，如采用不銹鋼，所需重量比鋁合金大1.4~1.8倍；

純軸壓工況下，采用鋁合金效率遠遠高于不銹鋼。因此，火箭殼段不采用不銹鋼材料。

隨著過載變化，以及在氣動力、發(fā)動機擺動下火箭承受彎矩作用，此時貯箱為內(nèi)壓和軸壓的復合，可能同時呈現(xiàn)內(nèi)壓和軸壓工況，此時貯箱厚度由t1和t2的最大值決定。如果t2>t1，采用鋁合金具有明顯優(yōu)勢。

增壓作用——鋁合金再次領先

既然如此，對于基礎級貯箱，增大貯箱增壓壓力，使之與軸壓部分抵消，是不是可以減小貯箱重量？這樣可以彌補不銹鋼的劣勢？

由于火箭飛行中增壓氣體壓力變化較小，而隨著過載變化，軸壓變化范圍較大，因此內(nèi)壓、軸壓無法完全平衡。再加上火箭分離后，上面級軸壓消失，此時基礎級貯箱仍需滿足內(nèi)壓要求，以免結構破壞影響分離。尤其對于還需要返回地面的回收火箭，更需保證內(nèi)壓工況滿足需求。

因此先分析內(nèi)壓。考慮SuperHeavy，9m直徑貯箱，氧箱筒段長度30m（未仔細計算），采用不銹鋼材料。

假設貯箱增壓壓力0.4MPa，內(nèi)壓設計時貯箱頂部筒段厚度為1mm。

但這個承受軸向載荷能力極為有限，代入軸壓厚度公式計算，貯箱軸向載荷不能超過2.77e7N。

由于Starship重量為 1500噸左右，對應這個軸壓，要求SuperHeavy飛行過載不能超過1.9。但一般一級飛行末期過載可達到3~4，軸向載荷約4500~6000噸，此處按5000噸計算。

經(jīng)計算，不失穩(wěn)時箱頂筒段厚度需達到6.8mm，這與內(nèi)壓設計工況需要的1mm存在巨大鴻溝，此時筒段總重46噸，增重高達39噸。

為了確保不失穩(wěn)，經(jīng)計算，貯箱增壓壓力需增加到0.7MPa，此時內(nèi)壓設計和失穩(wěn)設計，對應的貯箱厚度都是1.8mm。在這個增壓壓力下，內(nèi)壓和軸壓需求均可滿足，與原39噸增重相比，降到了5噸。

但這5噸遠不是增重的全部，還有箱底增重和增壓氣體增重，前者增重不多，但后者極其可觀。

若增壓氣體為90K的氦氣，需要氣體重量約3.5噸，如采用35MPa氣瓶貯存90K的氦氣，需要氣瓶容積為19m^3。根據(jù)文獻7中的表1，56L/35MPa復合材料氣瓶重量為40kg，因此需要氣瓶本身重量約為13噸（沒有查到更大氣瓶重量數(shù)據(jù)，氣瓶增大重量會更低一些）。

這里采用的是90K氦氣，氣體和氣瓶總重高達16.5噸，折合5.5噸/0.1MPa。若采用自生增壓，假設為600K氧氣，氣體重量為4噸，而且沒有氣瓶了，效率能否大幅提升？

不能，別忘了，不銹鋼1800MPa的抗拉強度為低溫強度，它在常溫和高溫下的強度急劇降低，原厚度已經(jīng)遠遠不夠。

與不銹鋼相比，采用2195鋁合金貯箱，經(jīng)計算：

11.6mm厚度，可以完全兼顧0.4MPa的內(nèi)壓和5000噸的軸壓，此時貯箱總重為27噸；

6mm厚度，可以完全兼顧0.6MPa內(nèi)壓和5000噸軸壓，此時貯箱總重14噸，與1.8mm厚不銹鋼貯箱筒段重量相當，但增壓壓力減小了0.1MPa，與不銹鋼貯箱相比增壓氣相關重量可節(jié)省5.5噸。

返回熱防護——不銹鋼領先但不多

現(xiàn)在考慮了內(nèi)壓、軸壓設計，不銹鋼并不占優(yōu)勢，會不會因為返回的防熱呢？

圖 Starship再入大氣層

參考航天飛機軌道飛行器，它在發(fā)射和再入大氣層時，不同部位要經(jīng)受 315～1648 ℃的高溫，因而采用多種防熱措施，以確保飛行過程中飛行器的結構溫度保持在可接受的范圍內(nèi)（176 ℃以下）。

圖 “哥倫比亞號”航天飛機防熱瓦后溫度

圖 099 號和 099 號以后的軌道飛行器防熱系統(tǒng)

從航天飛機防熱情況看，如果背風面溫度為300℃，在這個溫度下，鋁合金強度降低80%，下降較多，需要增加防熱措施。而Starship采用不銹鋼后，背面無需防熱。

圖 Starship的單側防熱

從防熱角度，采用不銹鋼確實比鋁合金好，這也是衛(wèi)星號助推器尾段外表面面向芯級部分，采用拋光不銹鋼板彎成的蒙皮，保護尾段不受燃氣回流影響的原因。

我們簡單量化一下這個好處。

航天飛機對于再入溫度低于371℃和上升段溫度低于398℃的部位，采用柔性重復使用表面絕熱材料（FRSI），一種帶涂層的聚芳酰胺纖維（NOMEX）氈材料。約有 50%的軌道飛行器上表面為 FRSI 所覆蓋。每塊 FRSI 厚 4.8～16mm，面積為0.9 m×1.2 m，氈片直接粘貼在軌道飛行器外殼表面上。總覆蓋面積達333m^2，總重約532kg（文獻9）。考慮到一個30m貯箱半邊面積約420m^2，因此參考航天飛機，背風面需要防熱重量約670kg。

與之前內(nèi)壓和軸壓計算相比，防熱帶來的增重并不多。

制造工藝和快速迭代——不銹鋼有效率

這也不好，那也不好，那馬斯克為什么選擇不銹鋼呢？

筆者的觀點：因為制造工藝，因為快速迭代。在“多快好省”上，鋁合金占了“好”字，而不銹鋼占了“多快省”三字。

重量上，不銹鋼比不上鋁合金，鋁合金比不上復合材料。因此Starship設計之初，從減重角度選擇了復合材料。

歷史上，洛馬臭鼬工廠的X-33試驗飛行器首先選擇了復合材料貯箱。X-33飛行器采用了大量關鍵技術，如采用氣動塞式噴管發(fā)動機的升力體式構型，適于飛行使用的輕型復合材料結構（如氫貯箱），防熱技術和高效率的操作技術等。然而X－33項目在1999年下半年遭遇重大挫折，液氫燃料箱在試驗中出現(xiàn)了故障，臭鼬工廠不得不臨時修改計劃，用更為普通的鋁質燃料箱替換原先由輕質層狀復合材料制造的氫燃料箱。但最終，X－33項目還是沒能逃脫被遺棄的厄運。總體而言，復合材料的工藝就是復雜。

鋁合金工藝呢？一樣不簡單。

以下摘自文獻10：

航天制造技術

航天貯箱結構材料及其焊接技術的發(fā)展

第二代貯箱結構材料的抗拉和屈服強度大幅度超過鋁鎂合金，但其焊接性急劇下降，如2A02、2A14（LD10）合金在熱處理強化狀態(tài)下焊接時，易產(chǎn)生焊縫金屬凝固裂紋及近縫區(qū)母材液化裂紋；焊縫脆性大，對應力集中敏感。

美國人研制“雷神”導彈貯箱時，遇到了焊接技術上的麻煩，其焊接區(qū)厚度為網(wǎng)格壁板厚度的7倍，而且焊縫旁邊還有一排水密鉚釘，可見當時美國人在焊接技術上缺乏高招。直至研制“大力神”洲際導彈，期刊文獻方對其貯箱焊接技術作了廣泛報告，據(jù)說采用了標準的ER4043焊絲和計算機控制的鎢極氬弧焊方法。但據(jù)后來了解，美國人當面承認，2014-T6貯箱焊接生產(chǎn)過程中仍有時出現(xiàn)裂紋，他們的質量控制方法是自動記錄焊接工藝參數(shù)。

美國在研制向月球發(fā)射的土星五號運載火箭時，雖然LH/L02 貯箱仍采用20l4-T6 鋁合金材桿，但其一級貯箱太大，直徑達10m, 無法采用傳統(tǒng)的硬式工裝及臥式裝配焊接方法而改用立式總裝焊接方式和軟工裝實行橫焊和立焊，他們可能預見到2014-T6 鋁合金已不能適應此種焊接工藝條件，遂改用可焊性良好的2219鋁合金作為貯箱材料。但是2219 鋁合金似乎有個缺點，焊接時生成焊縫氣孔的傾向性較強。美國人曾系統(tǒng)研究過這個問題，但沒有找到既簡單又有效的特殊措施，只好在2219 鋁合金貯箱焊接生產(chǎn)中通過工藝流程控制，現(xiàn)場環(huán)境改善等多個方面對氣孔現(xiàn)象進行綜合治理。

此后，美國人又成功開發(fā)了用于2219鋁合金的可變極性等離子弧焊方法，由于焊縫內(nèi)夾雜物、氣孔等缺陷極少，美國人稱其為無缺陷焊接法，并將其用于2219鋁合金航天飛機外貯箱的生產(chǎn)。

為進一步減輕貯箱結構，增加有效載荷，美俄將貯箱結構材料轉向了新型鋁鋰合金，2195鋁鋰合金是這一系列合金的佼佼者，特別是低溫下斷裂韌性高，已應用于發(fā)現(xiàn)者號和奮進號航天飛機外貯箱。

熔焊鋁鋰合金時，存在的幾個主要問題是焊縫氣孔、裂紋、焊縫區(qū)鋰元素的揮發(fā)和接頭系數(shù)較低。為解決熔焊鋁鉀合金時的氣孔問題，焊前不得不進行機械加工或化銑方法去除表面；為消除鋁鋰合金熔焊產(chǎn)生的焊接裂紋不得不在填充焊絲和焊后熱處理做文章；所以不僅耗時、低效而且焊縫質量難以保證。解決的方法是采用攪拌摩擦焊，1997年麥道公司已將這種方法用于制造德爾塔2/3型火箭的推進劑貯箱。

采用攪拌摩擦焊后，鋁合金焊接問題的確已經(jīng)解決，但它需要龐大和精確的設備，這與SpaceX需要的露天焊接、快速迭代相比，顯然不銹鋼才能更好地滿足需求。

2019年11月21日，Starship的全尺寸原型機MK1在貯箱低溫強度試驗中突然發(fā)生破裂，不銹鋼貯箱前底和短殼被箱內(nèi)氣體高壓崩飛數(shù)十米遠，后底隨即也發(fā)生破裂，MK1直接報廢。

2020年2月28日，SN1 同樣沒能通過考驗，一樣是進行液態(tài)氮的低溫加壓測試時爆炸，像被壓扁的鋁罐一樣變成一堆不銹鋼片，現(xiàn)場濃煙滾滾。

2020年4月3日，SN3低溫試驗再次報廢，定位是閥門泄露故障。

終于在2020年4月27日和5月9日，SN4分別通過了0.49MPa和0.75MPa的低溫壓力試驗。

為什么能這么快，就是因為不銹鋼殼子不值錢，焊起來又快，想多快就多快。

如果Starship一開始就學SLS，十分精致地設計和生產(chǎn)，雖然壓力試驗一次成功，但最終失去的是時間，失去的是市場，是一種典型的戰(zhàn)術正確、戰(zhàn)略失敗。