輕質(zhì)高比沖1000N雙組元軌控發(fā)動(dòng)機(jī)研制

劉曉偉，姚明明，李佳明，曹 晶，曲海軍

（西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100）

0 引言

為延長空間飛行器壽命和增加有效載荷，對(duì)姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖和結(jié)構(gòu)質(zhì)量提出了越來越高的要求。隨著新材料、新工藝和噴注器技術(shù)的不斷發(fā)展和應(yīng)用，國內(nèi)外液體雙組元軌控發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)性能均在不斷提高。歐美等西方發(fā)達(dá)國家研制的高性能空間發(fā)動(dòng)機(jī)逐漸用錸/銥合金、鉑合金代替了鈮合金，從而為達(dá)到更高的比沖提供了保障[1-3]。最為典型的是美國Marquardt公司（現(xiàn)屬Aerojet公司）研制的R-4D系列445 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)[4-8]。20世紀(jì) 60年代為載人登月研制的R-4D-7發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖僅2 813 m/s，新研制的R-4D-16真空比沖已達(dá)到3 205 m/s，比沖提高了14%。由于采用新型錸-銥材料燃燒室和噴注器的精細(xì)化設(shè)計(jì)，R-4D-15 445 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率高達(dá)99%。國內(nèi)高性能發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)也取得了較大進(jìn)展，國內(nèi)研制的第1代490 N遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)1994年首飛，真空比沖為2 989 m/s；第2代490 N遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)2012年首飛，真空比沖提高至3 087 m/s；正在研制的第3代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)真空比沖為3 165 m/s[9-10]。

1 000 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)采用陶瓷基復(fù)合材料（Cf/SiC）身部。頭部為鈦合金材料，與陶瓷基復(fù)合材料身部采用獨(dú)特的陶瓷-金屬連接結(jié)構(gòu)。熱試車結(jié)果表明，1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率不低于96%，真空比沖約3 169 m/s，長程試車后發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完好。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案

1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)采用NTO/MMH推進(jìn)劑，發(fā)動(dòng)機(jī)由電動(dòng)氣閥和推力室組成。推力室質(zhì)量≤2.5 kg，主要技術(shù)參數(shù)見表1。

1.1 噴注器

噴注器是發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件，決定了發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒效率、熱防護(hù)效果和燃燒穩(wěn)定性。常見的噴注器類型包括直流互擊式噴注器、層板式噴注器、針?biāo)ㄊ絿娮⑵骱碗x心式噴注器，如美國R-4D系列445 N直流互擊式噴注器發(fā)動(dòng)機(jī)[4-8]、航天飛機(jī)軌道機(jī)動(dòng)27 kN層板噴注器發(fā)動(dòng)機(jī)，歐洲400 N離心式噴注器發(fā)動(dòng)機(jī)。1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)采用設(shè)計(jì)和工藝均較為成熟的直流互擊式噴注器結(jié)構(gòu)。

表1 1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)主要技術(shù)參數(shù)Tab.1 Primary parameters of 1 000 N engine

為提高燃燒效率，主要采取了2項(xiàng)措施：①選取較多的噴注對(duì)數(shù)，使霧化顆粒更小，混合更加均勻（美國R-4D系列445 N直流互擊式噴注器發(fā)動(dòng)機(jī)提高燃燒效率的措施之一就是將噴注對(duì)數(shù)由8對(duì)增加到16對(duì)，增加后每個(gè)噴注單元對(duì)應(yīng)的推力為27.8 N。1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)選取較多的噴注對(duì)數(shù)，噴注單元的推力比445 N發(fā)動(dòng)機(jī)略小，有助于實(shí)現(xiàn)更高的燃燒效率）；②對(duì)噴注對(duì)設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，使魯泊數(shù)、孔徑比等設(shè)計(jì)參數(shù)合理匹配。

噴注面邊緣布置傾斜于燃燒室內(nèi)壁面的燃料冷卻孔，從而形成液膜冷卻。大量研究表明，在冷卻液流量相同的情況下，不同冷卻孔角度對(duì)冷卻效果有重大影響[11]。1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)選擇了2種角度的冷卻孔，2種角度冷卻孔交替配置，以便兼顧燃燒室入口端和喉部附近的冷卻。

噴注器周向邊緣布置了聲腔，以避免發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)高頻不穩(wěn)定燃燒，抑制目標(biāo)頻率為一次切向振型。聲腔采用帶過盈的1/4圓弧進(jìn)口，為軸向聲槽結(jié)構(gòu)。這種聲腔的優(yōu)點(diǎn)是聲腔開口面積相對(duì)較大，燃燒穩(wěn)定性裕度高；缺點(diǎn)是身部進(jìn)口結(jié)構(gòu)相對(duì)復(fù)雜，頭身對(duì)接部位溫度較高。

噴注器生產(chǎn)過程中進(jìn)行了氦質(zhì)譜儀檢漏試驗(yàn)和氣密試驗(yàn)，檢查合格后進(jìn)行了撞擊霧化試驗(yàn)，見圖1。撞擊霧化試驗(yàn)表明，噴注器實(shí)際參數(shù)與設(shè)計(jì)值基本吻合，霧化顆粒度小，流場分布均勻。

圖1 噴注器撞擊霧化照片F(xiàn)ig.1 Atomization effect of injector

1.2 發(fā)動(dòng)機(jī)身部

高溫抗氧化材料一直是制約火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能提高的瓶頸。國外先后研發(fā)了鈮合金材料、錸/銥材料、陶瓷材料（包括Si3N4陶瓷材料、Cf/SiC陶瓷基復(fù)合材料和超高溫陶瓷基復(fù)合材料）和鉑銠合金材料等。美國Aerojet公司研發(fā)的490 N發(fā)動(dòng)機(jī)和TRW公司研發(fā)的454 N發(fā)動(dòng)機(jī)均采用錸/銥材料，歐洲EADS Astrium公司研發(fā)的400 N發(fā)動(dòng)機(jī)采用鉑銠合金材料，雖然不具備錸/銥材料那樣高的抗高溫性能，但比鈮合金使用溫度高出200℃左右，最大優(yōu)點(diǎn)是不需要任何涂層，具有較好的抗高溫性能。EADS Astrium公司研發(fā)的500 N發(fā)動(dòng)機(jī)采用Cf/SiC復(fù)合材料身部，該發(fā)動(dòng)機(jī)以NTO/MMH為推進(jìn)劑，設(shè)計(jì)室壓為1 MPa，額定真空比沖325 s[9-10]。考慮到錸/銥合金和鉑合金密度高且價(jià)格昂貴，1 000 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)身部采用Cf/SiC陶瓷基復(fù)合材料。

陶瓷-金屬連接關(guān)鍵技術(shù)是陶瓷基復(fù)合材料工程化應(yīng)用的核心。主要難點(diǎn)在于：SiC基體原子間為共價(jià)鍵結(jié)構(gòu)，而金屬材料原子間為離子鍵結(jié)構(gòu)，這增加了兩者進(jìn)行化學(xué)結(jié)合的難度；Cf/SiC復(fù)合材料與金屬材料熱膨脹系數(shù)差異較大且浸潤性差，難以形成可靠的物理連接，而且高溫工作時(shí)容易產(chǎn)生較大的熱應(yīng)力。美國Ultramet公司研制的復(fù)合材料身部與金屬頭部連接采用了化學(xué)氣相沉積（CVD）鈮技術(shù)。歐洲EADS Astrium公司研發(fā)的500 N也采用了該技術(shù)實(shí)現(xiàn)了Cf/SiC復(fù)合材料身部與金屬頭部的連接。俄羅斯Kompozit研究所在Cf/SiC復(fù)合材料與金屬連接技術(shù)上獨(dú)辟蹊徑，其研制了與Cf/SiC復(fù)合材料等熱膨脹率的鈦合金，然后通過CVI工藝在連接環(huán)與Cf/SiC復(fù)合材料制品之間的縫隙內(nèi)沉積SiC，從而實(shí)現(xiàn)Cf/SiC復(fù)合材料與金屬的緊密結(jié)合。1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)采用獨(dú)特的陶瓷和金屬的釬焊連接，并經(jīng)過了熱試車考核。

2 工作過程仿真及優(yōu)化設(shè)計(jì)

為提高發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能，利用數(shù)值仿真方法對(duì)噴注對(duì)設(shè)計(jì)參數(shù)、冷卻液膜量、特征長度等影響燃燒效率的主要參數(shù)進(jìn)行了分析，獲得了優(yōu)化的設(shè)計(jì)方案，并預(yù)估了燃燒效率和溫度特性，以便在比沖性能提高的同時(shí)仍然具有足夠的工作壽命和可靠性。仿真優(yōu)化設(shè)計(jì)主要包括：噴注器單孔流量均勻性仿真、冷卻設(shè)計(jì)參數(shù)仿真、特征長度對(duì)燃燒效率和溫度的影響分析等。

2.1 噴注器單孔流量均勻性仿真

對(duì)燃料路和氧化劑路均采取等靜壓設(shè)計(jì)，對(duì)其進(jìn)行仿真和腔道結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)。優(yōu)化后燃料路主孔最大相對(duì)偏差為-1.9%～+1.6%，冷卻孔單孔流量最大相對(duì)偏差為-3.0%～+3.0%；氧化劑路單孔流量最大相對(duì)偏差為-1.8%～+1.7%。2種推進(jìn)劑的單孔流量均勻性均較好。

2.2 冷卻液百分比初步選取

對(duì)不同冷卻液百分比下的氣壁溫和燃燒效率進(jìn)行數(shù)值法估算，為冷卻液百分比選取提供初步的參考。估算結(jié)果見表2。

表2 估算的燃燒效率和氣壁溫隨冷卻液百分比的變化情況Tab.2 Variation of estimated combustion efficiency and gas wall temperature with percentage of cooling liquid

考慮到Cf/SiC陶瓷噴管的SiC涂層在高溫作用下會(huì)形成SiO2保護(hù)膜，若氣壁溫過高則會(huì)影響涂層工作可靠性。兼顧溫度和燃燒效率，初步選取冷卻液百分比為26%。

2.3 特征長度選取

根據(jù)選取的冷卻液百分比，開展不同特征長度下的燃燒仿真計(jì)算。圖2和圖3為特征長度為600 mm時(shí)燃?xì)鈭F(tuán)壓力分布和燃?xì)鈭F(tuán)表面溫度分布情況?？紤]到結(jié)構(gòu)尺寸相同、流量相同的條件下，燃燒效率與室壓成線性比例關(guān)系，本文采用仿真計(jì)算的燃燒室壓力與設(shè)計(jì)壓力的比值，表征仿真計(jì)算的燃燒效率。經(jīng)過計(jì)算，特征長度為550 mm時(shí)，燃燒效率仿真值約為95.2%，對(duì)應(yīng)真空比沖約為3 123 m/s；特征長度為600 mm時(shí)，燃燒效率仿真值約為96.2%，對(duì)應(yīng)真空比沖約為3 157 m/s。

圖2 特征長度為600 mm時(shí)燃?xì)鈭F(tuán)溫度分布（最高溫度3 257～3 491 K，均值為3 374 K）Fig.2 Distribution of hot gas temperature when characteristic length of chamber is 600 mm（the highest temperature is 3 257～3 491 K,and the average temperature is 3374 K）

圖3 特征長度為600 mm時(shí)燃?xì)鈭F(tuán)壓力分布（燃燒室壓力0.765～0.77 MPa，均值為0.767 5 MPa）Fig.3 Distribution of hot gas pressure when characteristic length of chamber is 600 mm（chamber pressture is 0.765～0.77 MPa,and average pressure is 0.767 5 MPa）

2.4 傳熱計(jì)算

根據(jù)前文選取的冷卻液參數(shù)和特征長度，對(duì)噴管進(jìn)行傳熱計(jì)算，以確認(rèn)參數(shù)選取是否合理。

噴管內(nèi)壁的傳熱邊界條件按照如下方法給定。噴管內(nèi)壁從高溫燃?xì)獾玫降臒崃鳛椋?/p>

式中：qr為高溫燃?xì)鈱?duì)噴管的輻射熱流，qc為對(duì)流熱流，h為對(duì)流傳熱系數(shù)，Tad為絕熱壁溫，Twg為噴管內(nèi)壁溫度。采用ANSYS計(jì)算時(shí)，令

故而

于是在噴管內(nèi)壁只需要設(shè)置一個(gè)對(duì)流邊界即可描述對(duì)流與輻射的總熱流及其與壁溫之間的耦合關(guān)系。

2.4.1 穩(wěn)態(tài)計(jì)算結(jié)果

穩(wěn)態(tài)計(jì)算結(jié)果見圖4和圖5。

圖4 1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)噴管內(nèi)壁面溫度分布曲線Fig.4 Distribution of interior wall temperature of 1 000 N engine nozzle

圖5 1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)噴管外壁面溫度分布曲線Fig.5 Distribution of exterior wall temperature of 1 000 N engine nozzle

由圖4和圖5中可以看出，1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)工作時(shí)噴管內(nèi)外壁最高溫度均位于喉部附近，內(nèi)壁溫最高約為1 570℃，外壁溫最高約為1 305℃，內(nèi)外壁溫均在Cf/SiC陶瓷材料的許用溫度范圍內(nèi)。

2.4.2 熱返浸計(jì)算結(jié)果

熱返浸計(jì)算結(jié)果見圖6。

圖6 1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)法蘭盤溫度分布曲線Fig.6 Temperature distribution of flange on 1 000 N engine

由計(jì)算結(jié)果可以看出，熱返浸過程中法蘭盤溫度先升高再降低，最高溫度為78.2℃，能夠滿足電動(dòng)氣閥可靠工作的溫度要求。

2.5 小結(jié)

通過仿真計(jì)算，對(duì)主孔流量均勻性、冷卻液參數(shù)和特征長度選取是否合理進(jìn)行了確認(rèn)。結(jié)果表明：優(yōu)化后的集液腔結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)合理，燃料路和氧化劑路單孔流量偏差均較??；選取的冷卻液參數(shù)和特征長度合理，對(duì)應(yīng)的燃燒效率仿真值約為96.2%，真空比沖約為3 157 m/s，陶瓷噴管內(nèi)壁溫最高約為1 570℃，外壁溫最高約為1 305℃，能夠滿足發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性工作和比沖性能要求。

3 熱試驗(yàn)證

依據(jù)仿真優(yōu)化后的設(shè)計(jì)參數(shù)，進(jìn)行產(chǎn)品加工和試驗(yàn)。發(fā)動(dòng)機(jī)累計(jì)點(diǎn)火時(shí)間1 354 s，單次最長工作時(shí)間1 000 s，工作過程中，室壓流量曲線平穩(wěn)，長程試車后發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完好。

試車數(shù)據(jù)表明：

1）1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率約為96.6%，在預(yù)計(jì)噴管效率97%的條件下（根據(jù)以往同類發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)得出），計(jì)算真空比沖約為3 169 m/s，滿足任務(wù)指標(biāo)要求。

2）1 000 N/1.64工況點(diǎn)火時(shí)，喉部外壁面溫度為1 328℃，經(jīng)過了1 000 s長程考核。實(shí)測(cè)喉部外壁溫度與仿真值差異不大。

圖7為1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)曲線，圖8為發(fā)動(dòng)機(jī)試車照片。

圖7 1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)曲線Fig.7 Operation parameters of 1 000 N engine

圖8 1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)試車照片F(xiàn)ig.8 Picture of 1 000 N engine in testing

4 結(jié)束語

發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中，工作過程仿真對(duì)于優(yōu)化選取各個(gè)設(shè)計(jì)參數(shù)至關(guān)重要。工作過程仿真包括噴注器流量均勻性、燃燒過程及傳熱等模塊。1 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)通過對(duì)上述模塊的仿真，對(duì)頭部結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、冷卻液參數(shù)、特征長度等參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化選取并經(jīng)過了熱試車考核。發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室外壁溫、燃燒效率的仿真值均與測(cè)量值基本相當(dāng)，燃燒效率實(shí)測(cè)值96.6%，真空比沖約3 169 m/s。

后續(xù)還需進(jìn)一步開展以下工作：

1）開展發(fā)動(dòng)機(jī)高可靠、長壽命考核，以滿足長工作壽命航天器的需求。

2）國外典型液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)主要特點(diǎn)為燃燒效率高，其不同形式的噴注器均能接近100%的燃燒效率。為滿足未來空間飛行器對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的性能要求，還需從高性能噴注器、抗高溫氧化材料等方面繼續(xù)開展研究。

[1]胡昌義，鄭德國.CVD銥涂層/錸基復(fù)合噴管研究進(jìn)展[J].宇航材料工藝，1998,19(3)：7-10

[2]REED B D.High temperature oxidation behavior of iridium-rhenium alloys,AIAA 94-2893[R].Reston：AIAA,1994.

[3]FORTIN A J.Advanced materials for chemical propulsion：oxide-iridium/rhenium combustion chambers,AIAA 94-2894[R].Reston：AIAA,1994.

[4]HENDERSON S,STECHMAN C.Performance results for the advance materials bipropellant rocket(AMBR)engine,AIAA 2010-6883[R].Reston：AIAA,2010.

[5]WU P K,Woll P,STECHMAN C.Qualification testing of 2nd generation high performance apogee thrustor,AIAA 2001-3253[R].Reston：AIAA,2001.

[6]STECHMAN C.Off-limittestingofthe modelR-4D 110lbf(490 N)bipropellant rocket engine,AIAA 2004-3694[R].Reston：AIAA,2004.

[7]KRISMER D.Qualification testing of a high performance bipropellant rocket engine using MON-3 and hydrazine,AIAA 2003-4775[R].Reston：AIAA,2003.

[8]STECHMAN C.Development and qualification of a 890 newton(200Lbf)bipropellant rocket engine,AIAA 90-2055[R].Reston：AIAA,1990.

[9]周紅玲,姜文龍,劉昌國.國內(nèi)外衛(wèi)星用液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展綜述[J].火箭推進(jìn),2011,37(5)：1-8.

ZHOU Hongling,JIANG Wenlong,LIU Changguo.Development of liquid apogee engine for satellite at home and abroad[J].Journal of Rocket Propulsion,2011,37(5)：1-8.

[10]楊成虎,林慶國,劉昌國.高性能液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展[J].火箭推進(jìn),2013,39(4)：1-7.

YANG Chenghu,LIN Qingguo,LIU Changguo.Technology development of high performance liquid apogee engine[J].Journal of Rocket Propulsion,2013,39(4)：1-7.

[11]林慶國,楊成虎,劉D.射流角度和壁面曲率對(duì)撞壁液膜的影響[J].國防科技大學(xué)學(xué)報(bào),2013,35(2)：17-21.