氣氧/煤油無毒姿控發(fā)動機(jī)技術(shù)研究

許宏博，吉 林，金盛宇，王愛玲

（上?？臻g推進(jìn)研究所，上海201112）

0 引言

目前國內(nèi)外成熟應(yīng)用的輔助動力系統(tǒng)通常采用有毒推進(jìn)劑，而無毒輔助動力系統(tǒng)主要采用液（氣）氧/醇類組合，如氣氧/煤油、氣氧/酒精、液氧/甲烷等。隨著近些年來對環(huán)境保護(hù)和人體健康的重視，無毒發(fā)動機(jī)已成為未來發(fā)展的趨勢，受到越來越多的關(guān)注。

新一代運(yùn)載火箭輔助動力系統(tǒng)采用氣氧/煤油姿控發(fā)動機(jī)，該發(fā)動機(jī)具有無毒、無污染、響應(yīng)快、可多次脈沖工作等特點(diǎn)。經(jīng)過多年研究，氣氧/煤油系列發(fā)動機(jī)技術(shù)研究工作取得突破性進(jìn)展，達(dá)到了工程應(yīng)用要求。本文介紹了氣氧/煤油系列60 N、150 N和300 N 3種推力發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)研究情況，給出了3種發(fā)動機(jī)的主要性能。

1 研究現(xiàn)狀

國內(nèi)外無毒輔助動力系統(tǒng)大多仍處于研究階段，僅美國和前蘇聯(lián)曾成功應(yīng)用于飛行試驗(yàn)。美國于上世紀(jì)80年代研制的氣氧/酒精姿控發(fā)動機(jī)（667 N）應(yīng)用在了第2代航天飛機(jī)的輔助動力系統(tǒng)上；前蘇聯(lián)在上世紀(jì)70年代為“暴風(fēng)雪”號航天飛機(jī)研制了液（氣）氧/煤油姿軌控統(tǒng)一推進(jìn)系統(tǒng)[1]（見表1）并成功飛行，其軌道機(jī)動及控制用發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑為液氧/煤油組合，姿態(tài)控制用發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑為氣氧/煤油組合，采用電脈沖點(diǎn)火技術(shù)[2]。

國內(nèi)上?？臻g推進(jìn)研究所進(jìn)行了液（氣）氧/煤油（醇類）無毒姿控發(fā)動機(jī)的研制工作，主要研究方向?yàn)闅庋?煤油和液氧/甲烷發(fā)動機(jī)。其中氣氧/煤油發(fā)動機(jī)已突破多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，達(dá)到工程應(yīng)用要求。

表1 “暴風(fēng)雪”號航天飛機(jī)液（氣）氧/煤油姿軌控統(tǒng)一推進(jìn)系統(tǒng)配置及性能參數(shù)Tab.1 Configuration and performance parameters of LOX(GOX)/kerosene integration propulsion system in“Snowstorm”space shuttle

2 技術(shù)方案

氣氧/煤油無毒姿控發(fā)動機(jī)主要由推力室、氧閥、燃閥及電點(diǎn)火器等組成。需要工作時，控制氣氧和煤油的電磁閥打開，煤油經(jīng)噴注器進(jìn)入燃燒室完成霧化和蒸發(fā)過程，并與氣氧充分混合，電點(diǎn)火器發(fā)火點(diǎn)燃混氣而燃燒，產(chǎn)生高溫高壓氣體經(jīng)噴管排出產(chǎn)生推力。

發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)如圖1所示。與常規(guī)雙元有毒發(fā)動機(jī)的自燃、液/液噴注不同，氣氧/煤油雙元無毒發(fā)動機(jī)為非自燃、氣/液噴注，因此需要點(diǎn)火裝置和氣/液雙元噴注單元。氣氧/煤油發(fā)動機(jī)分別采用電點(diǎn)火技術(shù)和同軸剪切式噴嘴實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)的脈沖工作及氣/液兩相組元的噴注，同時因煤油推進(jìn)劑易結(jié)焦和積碳的特性[3]，未采用常規(guī)有毒發(fā)動機(jī)的燃料液膜冷卻方式，而改用氧化劑氣膜冷卻來實(shí)現(xiàn)可靠的冷卻。

圖1 氣氧/煤油發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Structure of GOX/kerosene engine

為與氧氣相容，發(fā)動機(jī)頭部采用不銹鋼材料，身部則為鈮鎢合金材料。發(fā)動機(jī)主要技術(shù)指 標(biāo)要求見表2。

表2 發(fā)動機(jī)主要技術(shù)指標(biāo)Tab.2 Main technical specifications of engine

3 關(guān)鍵技術(shù)及攻關(guān)

3.1 關(guān)鍵技術(shù)

氣氧/煤油發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)如下：

1）點(diǎn)火技術(shù)

氣氧/煤油非自燃推進(jìn)劑組合需要強(qiáng)制引燃點(diǎn)火，不同于火箭主發(fā)動機(jī)采用化學(xué)或火藥一次點(diǎn)火，為實(shí)現(xiàn)真空環(huán)境下脈沖點(diǎn)火的可靠性，需采用電脈沖點(diǎn)火技術(shù)，同時要保護(hù)電嘴和噴注器不被高溫?zé)g，因此需采用可靠的點(diǎn)火結(jié)構(gòu)并研制適應(yīng)于真空環(huán)境下工作的電點(diǎn)火器。

2）燃燒技術(shù)

氣氧/煤油為氣/液推進(jìn)劑組合，需采用合理的噴嘴方案實(shí)現(xiàn)煤油的良好霧化以及氣、液雙元工質(zhì)的均勻混合，創(chuàng)造適宜的燃燒室流場維持高效燃燒。

3）冷卻技術(shù)

氣氧/煤油組合燃燒溫度高，氣氧對室壁形成高速沖刷且氧化性強(qiáng)，煤油則易結(jié)焦產(chǎn)生積碳，用其來冷卻身部均存在較大的困難。

3.2 關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)情況

3.2.1 點(diǎn)火噴嘴

發(fā)動機(jī)采用點(diǎn)火噴嘴方案[4]，即點(diǎn)火路氧氣和點(diǎn)火路煤油在電嘴附近混合點(diǎn)燃作為初始火炬為燃燒室內(nèi)的氧氣和煤油混氣提供點(diǎn)火能量。

點(diǎn)火噴嘴位于噴注器軸向前端中心，以保證初始火炬沿軸向進(jìn)入燃燒室，不破壞燃燒室內(nèi)的流場形式。其入口處安裝電點(diǎn)火器電嘴，電嘴發(fā)火端深入噴注器點(diǎn)火通道內(nèi)，其周圍分布點(diǎn)火路氧氣和煤油的噴注結(jié)構(gòu)以實(shí)現(xiàn)點(diǎn)火。

發(fā)動機(jī)點(diǎn)火噴嘴結(jié)構(gòu)達(dá)到了百分之百的點(diǎn)火成功率，既保證了發(fā)動機(jī)可靠脈沖點(diǎn)火能力，又保護(hù)了電嘴和噴注器不被高溫燃?xì)鉄g。

3.2.2 電點(diǎn)火器

發(fā)動機(jī)采用電點(diǎn)火方案[5]，為適應(yīng)空間雙元非自燃推進(jìn)劑的點(diǎn)火需求，在工業(yè)點(diǎn)火器的基礎(chǔ)上研制了低壓半導(dǎo)體式輕小型航天電點(diǎn)火器（見圖2），包括激勵源、電纜及電嘴3部分。其工作原理為：激勵源將低壓交流或直流電轉(zhuǎn)變?yōu)橹绷髅}沖電壓，對貯能電容器充電，當(dāng)電容器上電壓升至電嘴上的放電管擊穿電壓時，在半導(dǎo)體電嘴間隙形成高能電弧火花。

圖2 輕小型航天電點(diǎn)火器Fig.2 Lightweight aerospace igniter

輕小型航天電點(diǎn)火器為國內(nèi)首創(chuàng)，具有供電電壓小、頻率高、響應(yīng)快、體積小（僅相當(dāng)于一個小型傳感器）、重量輕（0.3 kg）、壽命長、電磁兼容及抗干擾能力好（通過了與箭上控制系統(tǒng)的電磁兼容性測試）等優(yōu)點(diǎn)，且具有與電磁閥同步開啟、自動延時關(guān)閉等功能，簡化了控制模式。在適應(yīng)箭上供電、空間、重量等條件的同時，滿足發(fā)動機(jī)多脈沖、快響應(yīng)、高可靠的要求，為空間無毒姿軌控發(fā)動機(jī)的點(diǎn)火技術(shù)提供了堅(jiān)實(shí)的保障。

3.2.3 燃燒技術(shù)

氣氧/煤油為氣/液兩相組合，其主噴嘴形式采用了典型的氣/液同軸剪切式噴嘴[6]，通過高速氣流加強(qiáng)液相推進(jìn)劑的霧化和混合，并通過初始火炬點(diǎn)燃。

通過調(diào)整噴嘴參數(shù)[7]，使其與點(diǎn)火噴嘴、冷卻結(jié)構(gòu)達(dá)到了較好的匹配，得到了理想的燃燒性能，在滿足比沖2 600 N·s/kg要求的情況下保證了燃燒室的壁面溫度在可接受的范圍內(nèi)，實(shí)測身部壁面最高溫度約為1 300～1 400℃。

3.2.4 氣膜冷卻技術(shù)

采用液體火箭發(fā)動機(jī)常規(guī)的液膜冷卻方式時，由于煤油易積碳的特性，發(fā)動機(jī)身部壁面、噴嘴出口等處長時間工作后積碳嚴(yán)重（圖3a），易導(dǎo)致身部溫度不均以致身部燒蝕，嚴(yán)重影響發(fā)動機(jī)的性能及壽命。

氣氧/煤油發(fā)動機(jī)采用了氧化劑氣膜冷卻的方法[8]，在身部內(nèi)壁面附近，利用高速流動的氣膜，阻止積碳在壁面的附著，達(dá)到了消除積碳的目的（圖3b）；同時通過調(diào)整冷卻氣膜的流量、流速等參數(shù)[9]，實(shí)現(xiàn)了身部的可靠冷卻，滿足了發(fā)動機(jī)的壽命指標(biāo)。

圖3 身部試車產(chǎn)品對比圖Fig.3 Comparison of nozzles cooled by liquid and air film

3.2.5 高溫抗氧化涂層技術(shù)

氣氧/煤油推進(jìn)劑燃燒溫度高且燃燒室壁面處于高速氧氣沖刷氛圍中，這些都對發(fā)動機(jī)身部材料（含涂層）的抗高溫、抗氧化及抗沖刷性能帶來了很大的挑戰(zhàn)，以前常用的鈮鉿合金/815涂層已不滿足氣氧/煤油發(fā)動機(jī)的使用要求。為適應(yīng)燃燒室內(nèi)高溫高壓的惡劣環(huán)境及高速氧氣沖刷氛圍，并能與身部鈮鎢合金材料相匹配，研制了氣氧/煤油發(fā)動機(jī)高溫抗氧化涂層。

高溫抗氧化涂層采用Si-Mo-W涂層體系，使用料漿熔燒法制備。通過添加貴金屬作為改性劑并搭配相應(yīng)的催化劑提升涂層擴(kuò)散能力和致密度，增強(qiáng)抗高溫氧化腐蝕能力；通過添加金屬元素調(diào)節(jié)熱匹配緩沖性強(qiáng)化涂層結(jié)合力，提升了涂層抗熱震能力以及高溫環(huán)境下的沖刷能力。

圖4為涂層試片的金相圖，由金相分析可得：涂層表面晶粒大小均勻，呈現(xiàn)為蜂窩狀結(jié)構(gòu)；截面結(jié)構(gòu)致密，沒有明顯裂紋、空缺及斷代，各層面沒有明顯的分界。這樣的結(jié)構(gòu)可以有效阻止氧元素侵入涂層內(nèi)部，并避免各涂層結(jié)構(gòu)層間性質(zhì)差異過大而開裂。

圖4 涂層表面及截面圖Fig.4 Surface and sectional view of coating

該涂層較好的完成了氧氣氛圍下的熱震及靜態(tài)抗氧化性能測試，裝配有該涂層身部的3種推力氣氧/煤油發(fā)動機(jī)（圖5）均通過了高空熱試車考核，發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)、脈沖工作可靠性及壽命大幅提高，3種推力身部均達(dá)到累計(jì)穩(wěn)態(tài)230 003 s和累計(jì)脈沖33 000次的工作要求。

圖5 氣氧/煤油發(fā)動機(jī)實(shí)物圖Fig.5 Picture of GOX/kerosene engines

4 發(fā)動機(jī)熱試車

通過關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，氣氧/煤油系列發(fā)動機(jī)通過了高空模擬熱試車考核（圖6），穩(wěn)態(tài)、脈沖工作性能及壽命均已滿足技術(shù)指標(biāo)，達(dá)到工程應(yīng)用要求。

圖6 發(fā)動機(jī)高空模擬熱試車Fig.6 Pictures of high altitude simulation test

3種推力發(fā)動機(jī)均滿足穩(wěn)態(tài)工作要求：單次最長工作時間300 s（其中60 N達(dá)到1 200 s）；累計(jì)工作時間均超過2 000 s；啟動和關(guān)機(jī)減速性分別約為30 ms和50 ms；身部最高溫度1 300～1 400℃；工作過程中室壓及推力曲線平穩(wěn)且身部周向冷卻均勻。

3種推力發(fā)動機(jī)均通過脈沖試驗(yàn)考核：連續(xù)脈沖次數(shù)達(dá)到1 000次；累計(jì)脈沖次數(shù)超過3 000次；高空脈沖點(diǎn)火可靠性為100%；脈沖寬度50～500 ms；脈沖間隔時間60～500 ms；脈沖工作過程中脈沖波形一致性較好。

典型穩(wěn)態(tài)和脈沖試驗(yàn)曲線（150 N）見圖7。

圖7 典型穩(wěn)態(tài)和脈沖工作曲線Fig.7 Curves of steady state and pulse operation

表3給出了氣氧/煤油系列發(fā)動機(jī)主要工作性能。

表3 氣氧/煤油系列發(fā)動機(jī)主要工作性能Tab.3 Performance parameters of GOX/kerosene engine

5 結(jié)束語

氣氧/煤油系列發(fā)動機(jī)是為新一代運(yùn)載火箭無毒、無污染、高性能、低成本等特點(diǎn)而研制的多脈沖、快響應(yīng)無毒姿控發(fā)動機(jī)，可實(shí)現(xiàn)航天器姿控發(fā)動機(jī)的無毒化，解決現(xiàn)有常規(guī)有毒推進(jìn)劑姿控發(fā)動機(jī)對人員健康影響和環(huán)境污染的問題，降低生產(chǎn)、運(yùn)輸、儲存和使用維護(hù)過程中的成本，簡化基地勤務(wù)，提高產(chǎn)品的安全性和可靠性。

經(jīng)過多年研制，氣氧/煤油系列發(fā)動機(jī)已具有可靠的穩(wěn)態(tài)及脈沖工作性能，達(dá)到工程應(yīng)用要求，在國內(nèi)率先掌握了無毒姿控發(fā)動機(jī)技術(shù)，可實(shí)現(xiàn)與液氧/煤油發(fā)動機(jī)的姿軌控統(tǒng)一推進(jìn)系統(tǒng)。

[1]王愛玲,林慶國,吳建軍.運(yùn)載火箭氣氧/煤油姿控發(fā)動機(jī)技術(shù)研究[J].上海航天,2006(5）：6-11.

[2]王愛玲,吳建軍.氣氧/煤油發(fā)動機(jī)電點(diǎn)火技術(shù)研究[J].上海航天,2006(6)：14-17.

[3]丁豐年,張恩昭.航天運(yùn)載器及液體推進(jìn)技術(shù)[J].火箭推進(jìn),2001(1)：10-19.DINGFengnian,ZHANGEnzhao.Spacevehiclesandliquid propulsion technology[J].Journal of Rocket Propulsion,2001(1)：10-19.

[4]金盛宇.氣氧/煤油姿控發(fā)動機(jī)噴注器方案研究[C]//中國航空學(xué)會火箭發(fā)動機(jī)專業(yè)委員會.中國航空學(xué)會火箭發(fā)動機(jī)專業(yè)委員會2006年火箭推進(jìn)技術(shù)學(xué)術(shù)會議論文集.宜昌：中國航空學(xué)會,2006：37-43.

[5]陳朝,金盛宇,白云峰.氣氧/煤油姿控發(fā)動機(jī)點(diǎn)火技術(shù)研究[C]//中國航空學(xué)會火箭發(fā)動機(jī)專業(yè)委員會.中國航空學(xué)會火箭發(fā)動機(jī)專業(yè)委員會2009年火箭推進(jìn)技術(shù)學(xué)術(shù)會議論文集.宜昌：中國航空學(xué)會,2009：229-234.

[6]劉國球.液體火箭發(fā)動機(jī)原理[M].北京：宇航出版社,1993.

[7]朱寧昌,董錫鑒.液體火箭發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)[M].北京：宇航出版社,1994.

[8]金盛宇,許宏博,吉林.氣氧/煤油發(fā)動機(jī)氣膜冷卻參數(shù)影響試驗(yàn)研究[C]//中國航天第三專業(yè)信息網(wǎng).中國航天第三專業(yè)信息網(wǎng)第35屆學(xué)術(shù)會議論文集.上海：中國航天第三專業(yè)信息網(wǎng),2014：325-329.

[9]高思秘,蔡銘湯,袁在順.液體推進(jìn)劑[M].北京：宇航出版社,1989.