2022 年 5 月

第 43 卷 第 5 期

推 进 技 术

JOURNA L O F PRO PU L S ION TECHNO LOGY

May 2022

Vol.43 No.5

210235-1

液体火箭发动机增材制造技术研究进展 *

张武昆 1，2

，谭永华 1，3，4

，高玉闪 2

，杨欢庆 4，5

，赵 剑 1，2

（1. 西安航天动力研究所 液体火箭发动机技术重点实验室，陕西 西安 710100；

2. 西安航天动力研究所，陕西 西安 710100；

3. 航天推进技术研究院，陕西 西安 710100；

4. 国防科技工业航天特种构件增材制造技术创新中心，陕西 西安 710100；

5. 西安航天发动机有限公司，陕西 西安 710100）

摘 要：针对增材制造技术在国内外液体火箭发动机领域的应用成果和研究现状，分别综述了增材

制造在发动机的制造技术和流程、制造工艺标准以及在发动机推力室、涡轮泵、阀门、总装及其他组件

和整机中的应用研究，并展望了增材制造技术在液体发动机中的发展方向，指出在液体发动机领域，增

材制造应该在应用广度和深度、结合增材制造特点的发动机结构设计方法、制造技术和工艺标准、新材

料和材料性能数据库的构建等方面进行更加全面系统的研究，以应对未来航天领域的重大挑战。

关键词：液体火箭发动机；增材制造；制造技术；制造工艺；金属材料；综述

中图分类号：V434 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2022）05-210235-16

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 210235

Research Progress of Additive Manufacturing Technology

in Liquid Rocket Engine

ZHANG Wu-kun1，2

，TAN Yong-hua1，3，4

，GAO Yu-shan2

，YANG Huan-qing4，5

，ZHAO Jian1，2

（1. National Key Laboratory of Science and Technology on Liquid Rocket Engines，Xi’an Aerospace Propulsion Institute，

Xi'an 710100，China；2. Xi’an Aerospace Propulsion Institute，Xi’an 710100，China；

3. Academy of Aerospace Propulsion Technology，Xi’an 710100，China；

4. NDSTI Innovation Center of Aerospace Non-Traditional Component Additive Manufacturing，Xi’an 710100，China；

5. Xi’an Space Engine Company Limited，Xi’an 710100，China）

Abstract：According to domestic and foreign research progress of additive manufacturing（AM）technology

in liquid rocket engine，rocket engine manufacturing process，methods，process standards and materials were

summarized，as well as application of AM in liquid rocket engine，such as thrust chamber，turbine pumps，

valves，general assembly components and the whole machine. Meanwhile，the development direction of AM tech⁃

nology in the field of liquid rocket engine was also predicted. It is pointed out that in the field of liquid rocket en⁃

gine，AM should be carried out more comprehensive and systematic research on application level，engine struc⁃

ture design methods combined with AM characteristics，new manufacturing technology，manufacturing process

standards，new materials and construction of material performance database，so as to meet major challenges in fu⁃

ture aerospace field.

* 收稿日期：2021-04-19；修订日期：2021-06-22。

基金项目：航天先进制造技术研究联合基金（U1737205）；财政部军工稳定性科研院所支持项目（2019KGW.YY4007Tm）。

作者简介：张武昆，博士生，研究领域为液体火箭发动机结构设计。

通讯作者：谭永华，博士，研究员，研究领域为液体火箭发动机技术。

引用格式：张武昆，谭永华，高玉闪，等 . 液体火箭发动机增材制造技术研究进展［J］. 推进技术，2022，43（5）：210235.

（ZHANG Wu-kun，TAN Yong-hua，GAO Yu-shan，et al. Research Progress of Additive Manufacturing Technology in

Liquid Rocket Engine［J］. Journal of Propulsion Technology，2022，43（5）：210235.）

液体火箭发动机增材制造技术研究进展

210235-2

第 43 卷 第 5 期 2022 年

Key words： Liquid rocket engines； Additive manufacturing； Machining technology； Fabrication pro⁃

cess；Metal material；Review

1 引 言

液 体 火 箭 发 动 机 是 运 载 火 箭 发 展 的 重 点 和 核

心，其先进程度直接决定运载火箭的先进性，先进的

液体动力技术是航天强国的重要标志之一［1］

。近年

来 ，世 界 各 航 天 大 国 纷 纷 提 出 载 人 登 月［2］、卫 星 星

座［3］、深空探测［4］等重大航天活动，这些任务对液体

火箭发动机提出了大推力、高可靠、高性能、低成本、

短周期、可重复使用等目标要求［5-6］

。液体火箭发动

机的研制也面临着新的挑战，一是液体火箭发动机

的高比冲、高推质比等高性能指标要求更高的燃烧

室压力和更轻的结构质量，带来更严酷的工作环境

和热负荷，从而对发动机的设计提出更高的要求；二

是当前传统的减材制造模式生产周期长且原材料应

用率低，生产成本高。因此，必须创新和发展发动机

的设计技术，变革制造模式。

增 材 制 造［7］

（Additive Manufacturing），简 称 AM，

是指从 3D 模型数据，通过软件与控制系统将材料逐

层堆积，最终制造出实体结构的过程，涉及计算机辅

助设计、材料加工与成型、控制等多项技术。自从

1986 年开始使用光固化成型（SLA）制造技术［8］

，经过

多年的发展，又形成了 PBF（Powder Bed Fusion，粉末

床熔融）、DED（Directed Energy Deposition，直接能量

沉积）等制造技术［9］。增材制造在高精度复杂几何

体、定制产品的制造等方面具有优势，已经逐渐应用

于航空航天、船舶［10］

等多个领域，也成为先进制造和

智能制造［11］

的重要发展方向。液体火箭发动机的结

构具有柔性加工、小批量、薄壁、复杂拓扑、高成本等

特点，采用增材制造技术，可以突破传统减材制造的

工艺局限性，减少由于复杂装配操作、复杂内部特征

和高性能装配集成而产生的制造技术难题，同时减

少复杂的焊接等连接操作和零部件数量；在发动机

设计层面，可以充分利用增材制造技术在数字化和

快速灵活设计的优势，进行轻质化结构设计、材料结构-功能一体化融合集成设计、复杂拓扑构型设计

等，实现“方案完善-加工-试验”的多轮优化迭代制

造过程，减小发动机的质量、降低制造成本和缩短生

产周期，提高发动机的推质比和可靠性。

在过去的十多年间，增材制造在液体火箭发动

机中的应用实现了爆发式发展，本文对增材制造在

液体火箭发动机领域的应用研究进行了梳理。首先

讨论了增材制造技术在发动机中的制造方法、工艺

标准和材料，然后介绍了增材制造技术在国内外液

体发动机各部件的应用研究成果，最后分析了增材

制造在液体火箭发动机领域的发展方向。

2 液体火箭发动机增材制造方法

2.1 发动机增材制造技术

在经过多种增材制造技术的探索和比较后，目

前液体发动机中使用的增材制造技术主要是 PBF 和

DED 技术［12］

。发动机的增材制造技术分类如图 1，主

要包括 Selective Laser Melting（SLM，激光选区融化）、

Electron Beam Melting（EBM，电 子 束 融 化）、Blown

Powder Deposition（BPD 或称 BP-DED，送粉定向能量

沉积）、Arc-Based Deposition（电弧沉积）、Laser Wire

Deposition（LWD，激 光 金 属 丝 沉 积）、Electron Beam

Deposition（EBD，电子束沉积）等。其中，红框线标注

表示应用广泛的技术。

PBF 技术通过将金属粉末铺到基板上，然后用高

能量熔融成型。在发动机中应用的主要技术是 SLM

和 EBM，这些技术原理类似。PBF 技术首先将 3D 模

型切片成约 0.02mm 的薄层，将粉末撒在整个区域，根

据要固化的特征部分，定义激光扫描的路径，进行熔

融烧结［13-14］

。在一层固化完成后，撒上新的粉末，并

烧结新的构建层，使用激光将层与层之间连接起来，

之后不断重复直到整个零件制造出来，制造过程原

理如图 2 所示。这种方法可以最大程度地减少残余

应力，成型精度较高，可以用来制造复杂构型。但

是，SLM 技术也存在问题：制造尺寸有限，目前成熟的

制造中仅限于直径 800mm 以下的零件［15］；小尺寸结

构在制造完成后的残留粉末难以去除；结构的某些

小特征尺寸难以实现。后续还应研究液体发动机制

造的 SLM 技术，重点开展大尺寸、高效率制造方向的

研究，以满足未来发动机的研制任务需求。

DED 技术［16］将能量直接聚焦在基材（金属丝或

粉末）并进行熔化，熔化后的金属沉积到基材进行冷

却凝固。相比于 SLM 技术，可以进行更大尺寸结构

和多材料的制造［17-18］

，制造速度更快，但层厚更大，表

面粗糙度和制造精度差［19］。根据能量来源不同，形

成了激光金属丝沉积、吹粉沉积、电弧沉积及电子束

金属丝沉积等一系列新技术。

激 光 金 属 丝 沉 积（LWD）、电 子 束 金 属 丝 沉 积

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（EBD）和电弧沉积类似，能量来源分别是激光、电子

束和电弧，其熔化基材是金属丝。LWD 技术被用来

制造喷嘴的冷却通道等组件，成形过程热流密度低，

激光束小，因此可以进行各种类型尺寸的制造，并减

小整体变形。EBD 技术用来制造燃烧室的衬层，成

形 过 程 热 流 密 度 最 高 ，类 似 的 电 子 束 自 由 成 型

（EBF3

）技术也采用电子束作为热源，利用金属丝建

造零件，用来制造发动机燃烧室。电弧沉积技术主

要是电弧增材制造（WAAM），适应于大型零件制造，

沉积速率高，但成形精度较低，残余应力较大。

吹粉沉积技术（BPD）的能量来源是激光，其熔化

基材是粉末，采用惰性气体将粉末加速吹到熔池，以

减少高温氧化，其原理如图 3 所示。BPD 技术应用较

广泛，该技术常用来制造喷管集成件，也是后续将大

力发展的技术，类似的采用激光热源和粉末沉积方

案还有激光金属沉积技术（LMD）、激光静成型技术

（LENS）等。

2.2 发动机增材制造流程

NASA 提出的 AMDE 计划研究了基于增材制造

技术的发动机研发流程，由分析-制造-测试的串行

模式变成分析-制造/测试的并行模式［21］

。传统的制

造流程是原材料-切割粗加工-钣金/旋压/锻造-热处

理-机加-质量检测，采用增材制造后简化为粉末/金

属丝-打印-热等静压处理（HIP）-微机加-质量检测，

通过增材制造，零部件的制造周期是原来的 1/6，制造

成本是原来的 1/5，对于发动机整个设计、制造研发流

程，制造周期和成本分别是传统制造的 1/2 和 1/10［22］

。

NASA 还研究了 SLM 技术制造发动机燃烧室和 DED

技术制造发动机喷管的流程。西安航天发动机有限

公司也提出了 SLM 技术制造喷注器的研发流程，如

图 4 所示。

Fig. 3 Blown powder directed energy deposition process[20]

Fig. 2 Powder bed fusion process[8]

Fig. 1 Category of AM technology in liquid rocket engine

液体火箭发动机增材制造技术研究进展

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3 液体火箭发动机增材制造工艺标准

PBF 和 DED 是液体火箭发动机常用的增材制造

技术。针对发动机增材制造的标准，目前已有一些

研究，包括这两种技术的通用和发动机专业领域的

标准，通用标准对发动机的研制也有一定的借鉴意

义，以下是发动机增材制造工艺标准研究情况。

国际标准化组织 ISO 和美国材料试验协会 ASTM

在 2015 年发布了 ISO/ASTM52900-15［23］

，定义了增材

制造技术中的专用术语，美国制造和标准化协会 AM⁃

SC 在 2018 年针对增材制造发布了一份标准化路线

图［24］，指导增材制造行业标准的发展方向。关于 LPBF（Laser-PBF，激光粉末床融合）制造技术，SAE 发

布了 AMS7000［25］

和 AMS7003［26］

，ASTM 发布了设备指

南的标准 ASTM F3434-20［27］。关于 DED 制造技术，

SAE 发布了 AMS7004［28］

和 AMS7005［29］

，ASTM 发布了

ASTMF3187-16［30］。在材料方面，ASTM 发布了金属

粉末特性的标准 ASTM F3049-14［31］，美国焊接协会

AWS 发布了金属组件 的 增 材 制 造 规 范 AWS D20.1/

D20.1M：2019［32］，对整个增材制造过程给出了系列

规 范 。 在 增 材 制 造 零 件 的 设 计 方 面 ，ISO 和 ASTM

国际组织一直在积极合作制定新标准，2017 年发布

了 AM 的 通 用 设 计 指 南 ISO/ASTM 52910：2018［33］，

并发布了基于金属材料的 L-PBF 技术的设计指南

ISO/ASTM 52911-1：2019［34］，基 于 DED 技 术 的 设 计

指南 ASTM F3413-2019［35］。Holger Kruegerd［36］对航

空航天相关的增材制造标准进行了研究。国内在

2020 年 也 发 布 了 PBF 和 DED 技 术 的 工 艺 规 范 、热

处 理 、测 试 方 法 和 数 据 处 理 等 8 项 增 材 制 造 通 用

标准。

在液体火箭发动机领域，美国 NASA 发布了用

于制造发动机的 L-PBF 技术的标准，规定了冶金工

艺 、零 件 设 计 要 求 、零 件 制 造 、设 备 控 制 等 质 量 体

系 。 其 中 ，冶 金 工 艺 包 括 材 料 质 量 、微 观 结 构 、机

械 性 能 、粉 末 控 制 、熔 合 参 数 等 ；零 件 制 造 包 括 热

处 理 和 表 面 处 理 等 ，该 标 准 已 被 多 家 航 天 制 造 商

采纳［37-38］。

航天推进技术研究院 一 直 重 视 增 材 制 造 技 术

在液体火箭发动机装备研发和制造中的工程化应

用，目前已经掌握了增材制造热处理工艺，处理后

力 学 性 能 与 锻 件 相 当 ；增 材 制 造 流 道 结 构 表 面 磨

粒 流 光 整 ；600mm×600mm 超 大 幅 面 精 密 构 件 增 材

制 造 控 制 等 系 列 关 键 技 术 。 此 外 ，还 建 立 了 液 体

发 动 机 复 杂 结 构 的 成 形 、后 处 理 、评 价 技 术 体 系 ，

先 后 参 与 并 制 定 增 材 制 造 技 术 相 关 的 国 家 标 准 9

项（3 项 已 发 布）、航 天 行 业 标 准 1 项 、集 团 公 司 标

准 3 项。

表面粗糙度较差一直是发动机增材制造技术面

向应用的挑战之一，该方面的研究较少。NASA 联合

REM 公司，开发了新的基于化学方法的表面粗糙度

处理技术，包括化学抛光（CP）技术、化学机械抛光

（CMP）技术、化学铣削组合处理（OFT）技术。针对

Ti-6Al-4V，采用 CP 技术进行了后处理［39］

，提高了结

构抗疲劳性能，材料或结构的表面粗糙度处理结果

比较如表 1 所示，对 LLAMA 发动机燃烧室的处理比

较如图 5 所示。此外，还使用化学-机械加工方法开

展了 SLM 技术的 GRCop-84 等材料的表面粗糙度研

究［40］。表面粗糙度的后续研究将向多材料适应性、

复杂组件和大尺寸的方向发展。

Fig. 4 Engine components manufacturing process

fabricated by AM technology

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增材制造零部件的可靠性来源于材料性能、结

构设计、制造过程工艺控制、制造后处理及产品检测

评估环节的共同作用，这些部分均会对发动机的最

终性能产生重要影响。对于材料性能，有增材制造

材料粉末的制备和选择、试件材料的打印质量和性

能测试；对于结构设计，不是传统结构设计的原位替

代，而要结合增材制造技术要求，如打印角度限制、

打印产品结构的力学性能等，同时发挥增材制造灵

活的优势，进行结构功能融合一体化设计、轻量化设

计等；对于制造过程工艺控制，有进料速度控制、打

印方向及支撑、激光等能量的过程控制等；对于制造

后处理及产品检测，则是热等静压处理、结构健康检

测、发动机部件的冷热试车等。因此，对这些增材制

造的环节均需要进行标准化的研究，建立液体火箭

发动机增材制造标准化体系，以满足型号的正常生

产和服役要求。液体火箭发动机增材制造标准化体

系如图 6 所示。

4 液体火箭发动机增材制造材料

液体发动机使用的材料大多是耐高温、高比强

度和高比刚度等特性的金属材料，如铜合金、镍合

金、钛合金等，其中，铜合金和镍合金是研究热点。

这些材料大多比较昂贵，采用传统的减材制造方法

成品率低，制造成本高，制造周期长。

4.1 铜合金

铜合金以其良好的导热性能而广泛应用于液体

火箭发动机的燃烧室和喷管的夹层结构。但是，铜

合金在红外光谱中具有高度反射性，使得许多激光

器无法操作；铜合金良好的导热性使得注入粉末层

的能量无法集中。因此，铜合金的激光增材制造技

Table 1 Research on surface roughness,REM[41]

Material/Program

Inconel 625

Inconel 718

Inconel 718

Inconel 718

HR-1

LLAMA

Method

OFT

CP

CMP

OFT

OFT

CMP

Initial Ra/µm

7

~8

8

7

>15

>14

Final Ra/µm

<0.5

1.8~3.5

<0.1

<0.05

0.25~0.5

<0.75

Fig. 5 Comparison of LLAMA combustion chambers

before and after CMP

Fig. 6 Standardization system construction for AM in liquid rocket engine

液体火箭发动机增材制造技术研究进展

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术 一 直 是 国 内 外 研 究 的 难 点 和 热 点 。 NASA 的

LCUSP 项目研发了一系列发动机增材制造中使用的

铜合金材料，如 GRCop 系、C18XXX 系、Glidcop 铜合

金等。其中，GRCop 系铜合金应用在发动机燃烧室、

喷嘴和喷管的再生冷却流道，这是一种弥散强化材

料，具有良好的高温机械性能和抗氧化性，在 750°C

热试车下机械性能仍能达到发动机强度裕度，可用

来 替 代 传 统 制 造 中 的 NARloy-Z 和 C-18150 铜 合

金［42］

。GRCop-84 与传统铜合金相比，应变和疲劳性

能提高，同时，具有更好的能量吸收能力，激光反射

率随着温度的升高迅速下降，解决了铜合金增材制

造的工艺难题［43-44］

，Seltzman 等［45］

研究了 SLM 制造中

熔融环境下 GRCop-84 的材料性能。

目前GRCop-84的SLM制造工艺已经成熟，并实现

了商业化供应链。基于 GRCop-84 新开发的 GRCop42［46-47］

材料具有更好的导热性和延展性，且打印的粉

末易获取，成本更低，但强度和疲劳性能有些许下

降。RAMPT 计划目前正在对其力学性能和工艺参数

开展研究。Gradl等［48］

详细比较了两种合金的机械性

能等参数。表 2 为室温下经过 HIP 处理后的 GRCop84，C-18150 和 GRCop-42 的力学性能比较。国内发

动机增材制造的铜合金牌号主要是 QCr0.8。

4.2 镍合金

欧洲空客公司开展了铬镍合金 Inconel 718 的研

究，NASA 开展了使用 DED 技术的 Inconel 625 的制造

研究，这种材料具有优异的焊接性能和双材料间相

容性，在高温中仍能保持足够的强度。Fullen 等［49］

对

Inconel 625 的热处理和材料表征进行了详细的描述，

Gradl 等［50］比较了 JBK-75 和 Inconel 625 的性能和在

发动机喷管中应用的试车情况。HR-1

［51］是一种高

强度和高韧性的耐高温铁镍合金材料，是 NASA 从

A-286，JBK-75 等铁基高温合金的基础上研发的新

材料，具有良好的抗氢腐蚀、抗氧化性、高导热性和

良好的低循环疲劳性能，以及在高热通量环境下的

高 延 伸 率 和 强 度 。 RAMPT 计 划 对 使 用 DED 和 LPBF 技术的 HR-1 材料进行研究，并进行了热处理开

发、金相、化学评估、机械测试、热物理性能等材料表

征和氢氧发动机的喷嘴、喷管等制造工作。国内发

动 机 增 材 制 造 使 用 的 镍 合 金 主 要 是 K4202［52］，

GH4169，GH4202 和 GH3536 等，其中 GH4169 的性能

与国外 Inconel 718 相似。

4.3 钛合金

钛合金是目前增材制造中研究较多且成熟使用

的材料，具有高比强度、高比刚度、抗腐蚀及良好的

高低温性能等，广泛应用在飞机、导弹、火箭等飞行

器的结构件中。钛及钛合金共有 5 种系列，α 型、近 α

型、α+β 型、β 型和钛基金属间化合物［53］

，在液体发动

机中应用广泛的是 α+β 型合金，如国外的 Ti-6Al4V，国内的 TC4（与 Ti-6Al-4V 性能相似）和 TC11 等。

NASA 使用 Ti-6Al-4V 材料 3D 打印了发动机的常平

环［54］等总装结构件和喷管［55］，还测试了其在发动机

工作温度下的拉伸、疲劳、断裂等力学性能，图 7 为常

平环制造中关键步骤的材料性能表征。国内也研究

了 钛 合 金 在 喷 注 器 壳 体 、总 装 结 构 等 的 增 材 制 造

技术。

4.4 其他材料

NASA 将铌合金应用到发动机中。C103 是一种

高温固熔强化铌合金材料，使用传统的减材制造方

法难以加工，采用 L-PBF 制造技术大大了减少原材

料的消耗，并形成较高的打印精度和低表面粗糙度，

可用于薄壁结构，如发动机喉道或小型推进系统等，

NASA 研究了 C103［56］

的材料性能和加工工艺。此外，

还研究了其他增材制造金属材料，如高强度合金钢

JBK-75［57］，SS347，316L

［58］，钴 合 金 CoCr，铝 合 金 Al⁃

Si10Mg，6061，A205 等。国内增材制造的合金钢方面

的 研 究 主 要 集 中 在 304，316L，17-4PH，S-04/08/130

等，铝合金主要是 AlSi10Mg 和 2024 等。

5 液体火箭发动机增材制造应用

增材制造技术在国内外液体发动机中的应用呈

现出越来越广泛的趋势，从单一部件到多个零部件

组合，从单一材料到双材料制造，从一种制造技术到

多 种 技 术 相 结 合 。 美 国 NASA、洛 克 达 因 公 司 、

SpaceX，欧洲空客公司，我国西安航天发动机有限公

司、首都航天机械有限公司及许多商业航天公司等

航天企业纷纷针对火箭发动机各部件的增材制造技

术，进行了一系列的应用研究。

Table 2 Mechanical properties of copper alloys

Material

GRCop-84

GRCop-84

GRCop-42

GRCop-42

C-18150

Source/

Machine

SLM

Extruded

SLM

Extruded

SLM

Tensile

strength/

MPa

390

368

359

354

275.8

Yield

strength/

MPa

208

197

173

200

179.27

Elongation/

%

30

27

32.2

30

27

推 进 技 术

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5.1 推力室

推力室是液体火箭发动机中最复杂、制造难度

最大、制造周期最长的部件，因此，增材制造技术在

推力室中的研究最深入，主要集中在喷注器、再生冷

却喷管、燃烧室和点火器等组件。

5.1.1 喷注器

喷注器要承受高温高压、高流速冲击等一系列

恶劣工况，需要满足复杂流路的尺寸精度及表面粗

糙度等设计要求，也是发动机制造难度最大的零部

件之一。喷注器的制造水平直接影响着发动机推进

剂的雾化、混合和燃烧，决定着燃烧稳定性的水平和

发动机的性能。传统方式制造的喷注器有数十乃至

成百上千个独立零件，然后通过机械连接或焊接等

方式集成在一起，制造成本极高，生产周期很长。因

此，世界各航天制造商针对喷注器的增材制造技术

开展了大量研究工作。

美国洛克达因公司在 2009 年开始采用 SLM 技术

制造 F-1 发动机喷注器［59］

，随后又采用 SLM 技术制造

AR-1 发动机喷注器［60］，热试车室压超过 13.79MPa。

仅在喷注器方面，增材制造就使零件交付周期缩短 9

个月，成本降低 70%。此外还进行了 RS-25，RL-10

等发动机喷注器的增材制造技术研究。

NASA 不 仅 研 究 了 SLM 技 术 相 关 的 材 料、工 艺

和制造方法等，还根据部分具体型号要求和增材制

造技术特点，提出新的喷注器设计方案。在对 Na⁃

no Launch 的 同 轴 式 喷 注 器 的 制 造 中 ，将 传 统 的 环

状流道燃料管路方案改变为多个独立的围绕液氧

管路的孔状流道，解决了使用 SLM 技术制造方案出

现的管壁受压后的破坏问题；充分利用增材制造在

复 杂 几 何 体 制 造 方 面 的 优 势 ，重 新 设 计 了 管 路 拓

扑，解决燃料和液氧管路距离过近而引发的串腔风

险；将传统复杂的燃料冷却管路集成为一个独立部

件等，喷注器如图 8（a）所示［61］。NASA 还比较了传

统 和 增 材 制 造 两 种 方 式 下 某 推 力 90kN 液 氢/液 氧

发动机的喷注器性能，增材制造的喷注器的特征速

Fig. 8 Injectors fabricated by AM technology developed at

NASA[61]

Fig. 7 Characterization of Ti-6Al-4V in the process of manufacturing gimbal ring

液体火箭发动机增材制造技术研究进展

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度效率为 98%~99%，并有着稳定的燃烧特性，还大

大减少了零件数量。目前，NASA 已经完成了不同

推进剂组合（液氢/液氧、液氧/甲烷和液氧/丙烷）、

不同喷注方式（同轴式、离心式和撞击式）、不同推

力（几 百 牛 到 几 十 万 牛）、不 同 直 径（28~190mm）的

系列发动机喷注器的增材制造和热试车［62］，经过试

车的部分发动机喷注器项目如表 3 所示，部分喷注

器如图 8 所示。

国内在喷注器的增材制造研究方面，2016 年西

安航天发动机有限公司进行了国内首次液氧/甲烷发

动机 3D 打印喷注器研究，随后又攻克了液氧/煤油发

动机的离心式、直流式、同轴剪切式喷注器的 SLM 技

术成形，并进行了多次热试车，喷注器和液流试验如

图 9 所示。其中，对某型号喷注器采用 3D 打印后，零

件数量由原来的 142 个减少至 2 个，制造周期缩短

70%，成本下降 80%。首都航天机械有限公司也开展

了多型液氢/液氧发动机喷注器的直流喷嘴单元和离

心喷注单元的 3D 打印研究。星际荣耀公司在 2018

年进行了 15 吨级液氧/甲烷发动机燃气发生器试车，

其喷注器采用 3D 打印成型。

5.1.2 喷管及燃烧室

发动机的再生冷却喷管是发动机推力室的重要

组件，也是一种典型的薄壁结构，传统的制造方法［63］

是采用锻造/钣金/旋压，然后机加工、铣槽和热处理，

最后通过钎焊等方法连接，由于低温和流动对壁面

的设计要求，还需进行表面加工和制造公差等后处

理 工 作［64］，采 用 增 材 制 造 方 法 则 大 大 简 化 了 制 造

过程。

NASA 从 2013 年开始研究增材制造再生冷却喷

管 ，开 展 了 低 成 本 上 面 级 推 进 项 目（LCUSP），使 用

SLM 技术制造了直径 400mm 的大型冷却环集成喷

管，随后进行了 CT 扫描和热试车。由于 SLM 的制造

尺寸限制，NASA 还研究了使用 DED 技术制造大型冷

却喷管［65］

。2017 年 NASA 采用 LWDC（Laser Wire Di⁃

rect Closeout，原 理 与 LWD 技 术 相 同）技 术［66］，使 用

SS347 不锈钢和 Inconel 625 铬镍铁合金分别制造了

冷却喷管，相比 SS347 材料，Inconel 625 可以实现更

高的液氧液氢混合比试验，同时，热试车时间更长，

点火次数更多［67］。NASA 研究的部分增材制造喷管

项目如表 4 所示，部分喷管如图 10 所示。

针对发动机燃烧室的增材制造，NASA 研究了液

氢/液氧和液氧/甲烷发动机燃烧室的铜合金和镍合

金的双材料复合制造，主要采用 SLM 技术［68-70］

。在推

力 7.8kN 液氢/液氧发动机的燃烧室的双材料增材制

Table 3 Injector programs fabricated by AM technology developed at NASA[61]

Injector programs

Nano launch

（Thrust 445N）

PC020B，C

（Thrust 5338N）

PF057，PG040，PF086

（Thrust 155688N）

PH127（MET1）

PG056

Year

2012

2012

2015

2017

2017

Propellant

LOX/Propane

LOX/GH2

LOX/GH2

LOX/GCH4

LOX/GCH4

Material

Inconel

625

Inconel

625

Inconel

625

Inconel

625

Inconel

718

Type

Swirl

Coaxial

Shear

Coaxial

Swirl

Coaxial

Swirl

Coaxial

FOF（Fuel- Oxidizer-Fuel，Triplet impinging-jet）

Number

6

32

62

32

20

Diameter/mm

28.57

57.15

190.50

76.20

45.72

pc/MPa

0.90

4.96

9.65

2.41

8.27

Fig. 9 Injectors fabricated by AM technology developed at

Xi’an Space Engine Company Limited

Fig. 10 Nozzles fabricated by AM technology developed at

NASA by SLM technology

推 进 技 术

210235-9

第 43 卷 第 5 期 2022 年

造中，首先采用 L-PBF 技术制造 GRCop-84 铜合金燃

烧室夹层，再利用 EBF3

技术和 Inconel 625 镍合金制

造外壁［66，71］

，最后针对表面粗糙度要求，对制造过程

工艺参数进行了优化改进。NASA 增材制造部分发

动机燃烧室如图 11 所示，部分增材制造发动机燃烧

室项目如表 5 所示，采用增材制造可以使燃烧室节省

超过 50% 的制造周期和 25% 的成本，随着技术的成

熟，还可进一步减少。

LCUSP 计划之后，为了解决增材制造后的残余

应力问题，进一步减重和优化工艺，实现更大推力和

更复杂环境的发动机的增材制造，NASA 正在开展

RAMPT 计划［72］

，已经采用增材制造技术研究了液氧/

煤油、液氧/液氢、液氧/甲烷等系列发动机的制造。

对某发动机采用 L-PBF 技术制造 GRCop-42 铜合金

燃烧室，然后采用 BP-DED 技术和 HR-1 材料制造喷

管并与燃烧室连接，随后在外壁缠绕碳纤维复合材

料，复合材料的引入可以在满足结构强度设计要求

下减重 30%，并进行了热试车［73］

，整个过程如图 12 所

示。后续将全面开发再生冷却喷管的 DED 制造技

术［74］

，并扩大该技术的使用规模。

西 安 航 天 发 动 机 有 限 公 司 和 欧 洲 的 航 天 公

司［75-77］

也进行了增材制造燃烧室和喷管等部件的研

究，西安航天发动机有限公司还开展了发动机夹层

冷却结构的铜/钢双材料增材制造技术的研究，采用

LMD 技术，在铜合金基底上成形出 S-06 钢，获得了力

学性能优良、无裂纹孔洞等缺陷的铜钢异种材料结

合面，如图 13 所示。目前正在研究铜合金与 GH4169

镍合金结合的界面开裂问题。

首都航天机械有限公司采用增材制造技术一体

化制造的排气锥、筛孔涡流器、均流集合器、推力室

等发动机部件，减少了零件数量，大大缩短了生产周

期 ，并 提 高 了 系 统 可 靠 性 。 国 内 空 天 引 擎 公 司 在

2019 年对 21.5kN 发动机的全尺寸 3D 打印推力室进

行了热试车，累计试车时间 200s，创造了国内民营航

天推力室单次热试车时长记录。深蓝航天在 2019 年

热试的推力室主体结构全部采用 3D 打印，将研制周

Fig. 11 Combustion chambers fabricated by AM technology in LCUSP

Table 4 Nozzle programs fabricated by AM technology developed at NASA[66]

Nozzle programs

1.2k LWDC regen nozzle，PH034（Thrust 5338N）

1.4k LWDC regen nozzle，PH034（Thrust 6227.5N）

PF086

1.2k DED regen nozzle，PH034（Thrust 5338N）

800 radiatively-cooled nozzle，PD020C（Thrust 3558.5N）

PI084-2

PJ038

Propellant

LOX/GH2

LOX/GH2

LOX/GH2

LOX/GH2

LOX/GH2

LOX/RP-1

LOX/GH2

Process

LWDC

LWDC

SLM

DED

SLM

DED

DED

Material

SS347

Inconel 625

Inconel 625

Inconel 625

Inconel 718

Inconel 625

JBK-75

Starts

4

9

12

1

1

28

114

Time/s

160

880

147

15

30

1072

4170

Table 5 Combustion chamber programs fabricated by AM technology developed at NASA[71]

Chamber components

1k SLM chamber PD061（Thrust 4448N）

4k LOX-methane regen thruster，PF037-1（Thrust 17793N）

1.2k slip jacket liner cyclic SLM chamber，PG034（Thrust 5338N）

C-18150 slip jacket 1.2k liner，PH171（Thrust 5338N）

LCUSP 35k，PF08 6（Thrust 155688N）

META4 4k #2，PH135（Thrust 17793N）

Propellant

LOX/GH2

LOX/LCH4

LOX/GH2

LOX/GH2

LOX/GH2

LOX/LCH4

Process

SLM

SLM

SLM

SLM

SLM/DED

SLM

Material

Inconel 625

Inconel 718

GRCop-84

C-18150

GRCop-84/Inconel 625

GRCop-84

Starts

3

5

25

10

12

17

Time/s

17

16

2365

1443

147

141

液体火箭发动机增材制造技术研究进展

210235-10

第 43 卷 第 5 期 2022 年

期缩短 80% 以上。

5.1.3 点火器

点火器是发动机燃烧室的核心组件，NASA 使用

增材制造方法研发了增强型火花点火器 ASI，用于重

型载人航天系统 SLS 的核心级发动机。发动机点火

器是一种铜和铬镍铁合金的双材料结构，但使用 SLM

方法无法满足设计要求的混合比，且无法实现双材

料制造，故 NASA 提出基于 DED 技术和多轴计算机数

控技术（CNC）结合的增减材混合制造方案［61］

，这种制

造技术相比 SLM 的优势在于不局限于单一的建造方

向和一种材料，制造尺寸更大，同时突破了制造位置

和几何形状等制造要求限制。

NASA 对混合制造的点火器进行了测试，混合制

造将制造周期由传统的几周缩短到几天，且满足点

火 器 的 设 计 要 求 。 表 6 为 已 完 成 的 发 动 机 点 火 器

项目，图 14（a）和（b）为混合制造的发动机点火器，

图 14（c）为使用 DED 和 CNC 技术混合制造的双材料

微观界面，在 Inconel 625 界面周围的显微镜图像中可

以看到气孔，平均直径为 50~90µm，产生原因可能是

粉末原料内的气体或沉积过程中合金元素的汽化。

关于混合增材制造方法，还需进一步研究。

5.2 涡轮泵及阀门

在涡轮泵方面，2013 年洛克达因公司使用 SLM

技 术 制 造 了 J-2X 火 箭 发 动 机 涡 轮 泵 排 气 孔 盖［78］。

NASA 在 2015 年采用增材制造技术制造了上面级氢

泵，服役温度-240℃，转速为 5×104

～9.2×104

r/min，单

件产品累计试车 250s

［79］

。2016 年测试了增材制造的

甲烷涡轮泵，零件数量减少 45%，服役温度-159℃，转

速 3.6×104

r/min，进行了 6 次试车［80］

，并采用直接金属

激光烧结（DMLS）技术对 J-2X 发动机燃料泵的入口

管进行了研究［81］

。

西安航天发动机有限公司突破了某推力 180kN

和 1200kN 液氧/煤油发动机涡轮泵部件的 SLM 制造

技 术 ，部 分 产 品 直 接 应 用 在 型 号 中 并 完 成 飞 行 任

务［82］

。在某涡轮泵 Y/R 叶轮（Y 指氧化剂、R 指燃料）

中，采用增材制造替代传统的“机加工+钎焊”工艺，

产品结构的受拉强度和加工效率均提高一倍，如图

15（a）所示；在某涡轮泵的两器出口管中，使用增材制

造代替传统的精密铸造技术，产品合格率由不足 10%

提高至 100%，并应用于 CZ-5 Y1 飞行任务，如图 15

（b）所示。首都航天机械有限公司 3D 打印一体成型

的带叶片结构的涡轮薄壁壳体，减少了原零件制造

中的旋压、电火花、锻造和焊接等加工工序，提高了

加工效率，降低了生产成本，同时提高了产品一致

Fig. 12 Rocket engine in RAMPT plan[71]

Fig. 13 Copper/Steel bimetallic channel wall fabricated

using LMD

Table 6 ASI programs fabricated by AM technology

developed at NASA

ASI programs

Baseline ASI，AR-B-2

Hybrid，bi-metallic ASI

Propellant

LOX/LH2

LOX/LH2

Process

SLM

Hybrid

Material

Inco 625

Inco 625/C18150

Starts

21

33

Fig. 14 Engine igniter using AM technology

推 进 技 术

210235-11

第 43 卷 第 5 期 2022 年

性，如图 15（c）所示；在某发动机的泵壳体中，含有大

量加强筋，壁厚悬殊较大，内部含有叶片流道，结构

形状复杂，传统工艺采用分体铸造+焊接方案，采用

3D 打印一体成型后，焊缝和内部缺陷大大减少，尺寸

精度提升，并可在 5~60MPa 的低温环境下工作，如图

15（d）所示。

在阀门方面，Space X 采用 SLM 技术制造了梅林

1D 发动机主氧化剂阀门（MOV）［82］

，阀门在低温和高

振动的高压液氧环境下工作，与传统制造相比新阀

体具有更高的强度、延展性和断裂韧性，材料变形更

小，制造周期从数月缩短至不到 2 天，并于 2014 年发

射成功。随后在推力 300t 全流量分级燃烧循环猛禽

发动机中也采用了 3D 打印的阀门。

西安航天发动机有限公司使用增材制造的燃料

阀，替代原有的铸造成型工艺，研制周期由 3 个月缩

短为 7 天，并成功通过热试车，如图 16（a）所示。首都

航天机械有限公司 3D 打印的低温阀门壳体，最高工

作压力可达 40MPa，提高了带内部支撑结构的多层复

杂高温合金壳体的产品合格率，如图 16（b）所示。

5.3 总装及其他元件

西安航天发动机有限公司针对总装及其他元件

的增材制造技术进行了系列研究。在主承力结构

中，某常平环采用拓扑优化并使用 SLM 技术制造后，

减重 40%，加工周期缩短 70%，如图 17 所示。某常平

梁采用增材制造替代原有的“锻造+焊接”方案，结构

强度由 1200MPa 提升到 1650MPa，大大提升可靠性，

并通过热试车考核，如图 18 所示。

NASA 对 RS-25 发动机的升级提出了 AMDE 计

划，两种制造方式完成后的 Pogo-Z 弹簧隔板、涡轮泵

诱导轮、柔性 X 推进剂连接管路对比见表 7。

5.4 发动机整机

美国洛克达因公司研究了 MPS-120，MPS-110，

MPS-130，MPS-120XW，MPS-120XL 及 MPS-160 等

系列微推进系统的整机增材制造。全增材制造的液

氧煤油 Baby Bantam 发动机［83］

，推力 2.3t，并通过试车

考核，整台发动机仅 3 个零件，研制成本减少 65%。

新西兰 Rocket Lab 公司采用 EBM 技术制造的 Ruther⁃

ford 发动机整机在 2017 年首飞，截至 2021 年已经成

Fig. 18 Gimbal ring/beam after hot-fire test using AM

technology

Fig. 17 Gimbal ring after topology optimization using AM

technology

Fig. 15 Turbo pump using AM technology

Fig. 16 Valves using AM technology

液体火箭发动机增材制造技术研究进展

210235-12

第 43 卷 第 5 期 2022 年

功将 30 多颗小卫星送入轨道。Space X 采用直接金

属激光烧结技术（DMLS）制造了 Super Draco 发动机

整机，单台最大推力 6.8t，推力可在 20%～100% 内调

节，并可多次启动，其腔体采用具有高强度和高韧性

的镍合金，发动机如图 19 所示。国内星河动力公司

也对 3D 打印整体成型的 700N 姿控发动机进行了试

车 。 整 机 采 用 增 材 制 造 技 术 的 部 分 发 动 机 如 表 8

所示。

6 总结与展望

增材制造技术在液体火箭发动机的应用和研究

表现出相互融合、共同促进并发展的趋势。具体表

现在发动机各组件中的应用越来越广泛，而通过发

动机的研发，也进一步推进了增材制造技术的发展。

当前，国外在发动机的增材制造方面已经有了很多

的研究，国内也有相应的研究成果，其中，增材制造

的构件已经先后成功参与了天问一号、实践卫星、北

斗卫星导航系统等 50 余次发射和飞行任务，但相比

国外的研究还尚显不足。基于液体火箭发动机的研

发要求和当前的研究现状，增材制造技术在液体发

动机领域还应在以下方面重点发展：

（1）加大增材制造技术在液体发动机中的应用

广度和深度。目前关于发动机的增材制造应用研究

仍以关键零部件的制造为主，如喷管、喷注器等。针

对整机的增材制造则局限于简单的小型发动机，制

造产品也大多停留在试验阶段，距离在实际火箭型

号的大规模应用还有一定差距。后期针对小推力

发动机，应尽快实现批量化的整体 3D 打印；针对工

作环境严酷复杂的大推力发动机，则应继续开展部

件级和整机的增材制造技术研究，解决部件在高转

速、高温高压、高振动和噪声等环境中工作的技术

难题。

（2）加强结合增材制造特点的发动机结构设计

研究。增材制造技术具有复杂构件成形和首件研制

快等特点，非常契合液体发动机生产研制对设计灵

活性、加工柔性及低成本、高可靠性、短周期快速研

制的需求。目前，增材制造的发动机产品大多是对

原 设 计 方 案 的 原 位 替 代 制 造 ，并 没 有 充 分 体 现 增

材制造在结构设计中的优势。应该开展发动机的

创 新 设 计 方 法 研 究 ，如 基 于 点 阵 结 构 和 拓 扑 优 化

的 轻 量 化 结 构 设 计 方 法 ，复 合 材 料 、功 能 梯 度 材

料 、发 动 机 部 件 集 成 融 合 等 材 料 结 构 功 能 一 体 化

设计方法，材料利用率最大化设计、产品修复和重

复使用等的低成本设计制造方法，快速迭代优化的

设计方法等。

（3）加快基于发动机的新型增材制造技术方法

研究。发动机的许多部件都是多材料夹层复合结

构，如喷管、点火器等。目前增材制造技术在多材料

复合制造方面尚不成熟，亟需攻克相关的技术难题，

如材料性能梯度引发的界面缺陷，多材料送料及成

型控制，多材料结构整体的力学性能表征等。当前

制造以 PBF，DED 技术为主，各种方法均有一定的局

限性，如尺寸限制、表面粗糙度差、制造粉末难去除、

制造零件强度和刚度不足、制造精度差、制造速度慢

等，应针对这些局限性，开展组合制造技术或新制造

技术等研究。

（4）继续完善统一的液体火箭发动机增材制造

工艺标准。对于制造过程中的工艺，增材制造是一

种新技术，其相关工艺的积累较少，后续应研究增

材制造的过程表征参数与零件失效模式的关系；对

Fig. 19 Space X’s Super Draco engine

Table 7 Comparisons of engine components fabricated by

traditional and AM technology in the AMDE plan

Program

Pogo-Z spring

plate

Turbopump

induction wheel

Flexible X

connection line

Cost/%

Time/%

Cost/%

Time/%

Part numbers

Welding numbers

Traditional

manufacturing

1

1

1

1

45

70

Additive

manufacturing

0.36

0.25

0.5

0.2

17

26

Table 8 Programs of the whole engine fabricated by AM

technology

Enterprise

Space X

Rocket lab

Laucher

ARC

Relativity space

Engine

Super Draco

Rutherford

E-1

Nemesis

Aeon 1

Thrust/

kN

71

24

2.2

2

86.8

Propellant

MMH

RP-1

RP-1

RP-1

CH4

Process

DMLS

EBM

DMLS

DMLS

SLS

推 进 技 术

210235-13

第 43 卷 第 5 期 2022 年

于后处理工艺，表面粗糙度、不均匀晶粒结构等都

会对零件耐热度、强度和疲劳等性能产生影响，应

该 加 大 增 材 制 造 后 处 理 工 艺 与 零 件 可 靠 性 研 究 。

推 进 液 体 发 动 机 增 材 制 造 标 准 化 体 系 的 建 立 ，同

时，加快增材制造的发动机典型通用零部件设计标

准的构建。

（5）加快增材制造技术新材料的研发和材料性

能 数 据 库 的 构 建 ，这 是 当 前 增 材 制 造 领 域 中 亟 待

解决的问题。一方面要加快对现有材料性能数据

库 的 构 建 ，以 便 开 展 增 材 制 造 产 品 的 结 构 完 整 性

和裕度研究；另一方面，根据新的应用需求应该加

快 相 关 新 材 料 的 研 发 ，特 别 是 低 成 本 优 性 能 等 替

代 材 料 的 研 发 。 目 前 ，增 材 制 造 材 料 所 用 的 粉 末

或金属丝多是通过将棒材等成型产品通过物理化

学法或机械法制备，制造成本高，周期长，对于从原

材 料 直 接 制 造 增 材 制 造 基 材 的 方 法 ，还 应 进 一 步

研究。

致 谢：感谢航天先进制造技术研究联合基金和财政部

军工稳定性科研院所支持项目的资助，感谢西安航天发

动机有限公司和北京航天动力研究所提供的相关资料

支持。

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（编辑：梅 瑛）