面向高軌衛(wèi)星的液體軌控發(fā)動機研制進展

趙 婷，陳夏超，楊成虎，姚 鋒，劉昌國

(上?？臻g推進研究所，上海 201112)

0 引言

自20世紀60年代開始，液體遠地點軌控發(fā)動機因其推力大小適中、沖量偏差小和入軌精度高等優(yōu)點被廣泛應(yīng)用于各國航天器遠地點機動變軌[1-3]。提高軌控發(fā)動機比沖性能可增加航天器有效載荷，降低發(fā)射費用，延長航天器在軌壽命。因此，國內(nèi)外航天科技界始終不遺余力在提高軌控發(fā)動機比沖性能，代表性的美國R-4D系列軌控發(fā)動機真空比沖從最初的287 s，通過不斷改進真空比沖達到323 s[4]。

伴隨著國內(nèi)衛(wèi)星平臺技術(shù)的快速發(fā)展，各類通信、導(dǎo)航、高軌預(yù)警等衛(wèi)星向著更大容量、更長壽命、更高可靠、更高精度的方向不斷發(fā)展，帶動國內(nèi)星用490 N軌控發(fā)動機研究取得了持續(xù)性發(fā)展[5-8]。目前，國內(nèi)正在研制更先進的新一代大型桁架式東方紅五號(DFH-5)衛(wèi)星平臺，該平臺各項技術(shù)指標國際領(lǐng)先，發(fā)射重量達到8 000 kg，壽命在15年以上，有效載荷承載能力為1 200～1 500 kg，可提供有效載荷功率達到15～20 kW，牽引著國內(nèi)星用軌控發(fā)動機技術(shù)創(chuàng)新。面向東方紅五號衛(wèi)星平臺應(yīng)用的高性能750 N發(fā)動機已突破多項關(guān)鍵技術(shù)，基于低廉、成熟的鈮合金材料實現(xiàn)真空比沖321.1 s，工作壽命25 000 s，達到同類材料軌控發(fā)動機的國際先進水平。后續(xù)國內(nèi)還將持續(xù)技術(shù)改進提升性能，最終實現(xiàn)真空比沖323 s的鈮合金發(fā)動機，達到該領(lǐng)域的國際領(lǐng)先水平，形成參與國際商業(yè)衛(wèi)星軌控發(fā)動機市場競爭的新優(yōu)勢。

本文簡要介紹了國內(nèi)490 N軌控發(fā)動機從第一代、第二代到第三代持續(xù)性發(fā)展歷程，著重闡述了瞄準東五平臺的高性能750 N發(fā)動機研制情況，介紹了其技術(shù)方案及試驗結(jié)果，總結(jié)了國內(nèi)星用軌控發(fā)動機的研制經(jīng)驗，同時指出了后續(xù)750 N發(fā)動機的發(fā)展方向。

1 國內(nèi)490 N軌控發(fā)動機發(fā)展歷程

1.1 第一代490 N發(fā)動機

第一代490 N發(fā)動機采用甲基肼/綠色四氧化二氮推進劑組合，發(fā)動機主要由推力室和2只推進劑控制閥通過緊固件連接組成。推力室由直流互擊式噴注器頭部和帶大面積比高空噴管的鈮鉿合金單壁輻射冷卻身部組成。推力室身部的內(nèi)、外表面均制備有“815A”抗高溫氧化涂層，面積比154∶1，真空比沖305 s。該發(fā)動機自1982年5月開始預(yù)研，1990年4月通過初樣設(shè)計評審，1992年6月通過正樣設(shè)計評審，1994年11月隨著國內(nèi)首顆東方紅三號衛(wèi)星完成首次變軌飛行任務(wù)，在軌工作時間6 238 s，填補了當時國內(nèi)的領(lǐng)域空白。迄今為止正樣階段共生產(chǎn)了6批，發(fā)動機已先后有46臺次上天飛行，成功率100%。

1.2 第二代490N發(fā)動機

隨著衛(wèi)星重量的不斷增加和使用壽命的不斷增長，提高490 N發(fā)動機比沖性能需求越來越緊迫。2000年，國內(nèi)開始預(yù)研第二代490 N發(fā)動機。重點突破發(fā)動機頭部噴注器溫度控制、燃燒穩(wěn)定性、鈮鎢合金材料及其抗高溫氧化涂層制備工藝等關(guān)鍵技術(shù)，噴管面積比為220∶1條件下發(fā)動機真空比沖達到315 s。2010年4月通過初樣設(shè)計評審。2010年9月通過正樣設(shè)計評審。2012年5月，隨著中星2A衛(wèi)星完成首次變軌飛行任務(wù)，在軌工作時間14 431 s，性能提升所節(jié)省的推進劑可延長衛(wèi)星壽命16個月，經(jīng)濟效益顯著。迄今為止正樣階段共生產(chǎn)了3批，已成功完成了15臺次的變軌飛行任務(wù)，成功實現(xiàn)了對第一代490 N發(fā)動機的升級換代。

1.3 第三代490 N發(fā)動機

對標國際一流技術(shù)水平，開展了第三代490 N發(fā)動機的研制。通過“十一五”和“十二五”總裝預(yù)研項目的研制，進一步改進噴注器方案、采用錸/銥復(fù)合材料、二次燃燒裝置、提高燃燒室壓力、擴大噴管面積比，獲得噴管面積比330∶1條件下發(fā)動機真空比沖323 s以上，并于2015年12月通過25 000 s鑒定級高模試車考核，達到該類型發(fā)動機的世界一流水平。由于錸/銥材料的制備工藝難度太大，高模試車過程中也暴露出錸/銥材料的高溫強度不足、銥涂層抗沖刷能力不足、高輻射涂層局部鼓包現(xiàn)象等問題，認為目前錸/銥材料的工藝穩(wěn)定性不足，尚無法滿足第三代490 N發(fā)動機的工程應(yīng)用需要。

1.4 雙模式490 N發(fā)動機

肼和甲基肼雖屬于同一系列的自燃推進劑，但在性能上肼燃料的真空比沖要高于甲基肼燃料。2015年國內(nèi)開展了采用無水肼/綠色四氧化二氮為推進劑雙模式490 N發(fā)動機研制。采用當前成熟的鈮鎢合金材料，技術(shù)方案基于第二代490 N發(fā)動機的研制經(jīng)驗，通過頭部噴注參數(shù)優(yōu)化、發(fā)動機頭部溫度控制及最佳混合比匹配，發(fā)動機完成了真空度2 Pa條件的高空模擬熱試車，驗證了發(fā)動機多次真空啟動能力，發(fā)動機累計穩(wěn)態(tài)點火190次，真空比沖達到323～325 s。雙模式490 N發(fā)動機所有機械接口均與第二代490 N發(fā)動機完全一致，該發(fā)動機的快速成功研制，為國內(nèi)雙模式發(fā)動機領(lǐng)域“零”的突破，為未來航天發(fā)動機應(yīng)用提供更豐富的選擇。

1.5 490 N軌控發(fā)動機研制小結(jié)

20余年來，伴隨著衛(wèi)星平臺技術(shù)的快速發(fā)展，國內(nèi)星用軌控發(fā)動機研究取得了持續(xù)性進展，真空比沖從第一代產(chǎn)品的305 s提升到第二代產(chǎn)品的315～318 s，再提升到第三代產(chǎn)品的323～325 s。表1給出了國內(nèi)當前衛(wèi)星平臺用490 N發(fā)動機的主要性能參數(shù)。其中，最高性能的第三代490 N發(fā)動機由于錸/銥材料目前尚未達到高可靠、長壽命的工程應(yīng)用要求，短期內(nèi)欲滿足東五平臺要求的33 000 s鑒定壽命工作要求，達到工程型號應(yīng)用尚存在一定差距。

圖1 國內(nèi)衛(wèi)星用490 N軌控發(fā)動機發(fā)展歷程Fig.1 Development history of 490 N orbit control engine for satellite in China

參數(shù)第一代第二代第二代(雙模式)第三代推進劑NTO/MMHNTO/MMHNTO/N2H4NTO/MMH真空推力/N490490490490混合比16516510165入口壓力/MPa141515155真空比沖/s305315～318323～325323～325穩(wěn)態(tài)工作時間/s28000400002500025000啟動次數(shù)/次8420019040噴管面積比154∶1220∶1220∶1330∶1重量/kg4244446燃燒室材料鈮鉿鈮鎢鈮鎢錸/銥應(yīng)用情況東三/東四，已飛行東三/東四，已飛行雙模式系統(tǒng)，在研高軌衛(wèi)星，在研

2 高性能750 N發(fā)動機研制概況

2.1 研制背景

針對國內(nèi)當前最先進的東方紅五號衛(wèi)星平臺對推進系統(tǒng)的需求，結(jié)合當前耐高溫材料發(fā)展現(xiàn)狀，軌控發(fā)動機采用750 N推力比較適中，一方面將提高衛(wèi)星的變軌效率，降低軌道損失，減輕飛控任務(wù)；另一方面可縮短軌控發(fā)動機在軌工作時間至15 000 s，鑒定級壽命考核時間22 000 s，進而提高其工作可靠性，同時不會因推力過大產(chǎn)生較大的加速度，對衛(wèi)星太陽帆板造成沖擊破壞。此外，真空比沖作為衡量發(fā)動機性能的關(guān)鍵指標，其數(shù)值提高代表著發(fā)動機實現(xiàn)相同工作目標可減少推進劑的消耗量，從而延長衛(wèi)星的工作壽命或增加有效載荷的質(zhì)量。

2.2 研制過程

自2014年初起，國內(nèi)開展了旨在提高發(fā)動機真空比沖性能的雙組元750 N軌控發(fā)動機預(yù)先研究工作，并于2016年得到“十三五”總裝預(yù)研項目支持，目的在國內(nèi)當前490 N發(fā)動機持續(xù)性發(fā)展研制的基礎(chǔ)上，考慮“東方紅五號”衛(wèi)星平臺的國際先進性標配，對標國際先進水平，依托當前成熟的鈮合金材料，進一步開展技術(shù)攻關(guān)，研制高性能750 N軌控發(fā)動機并將真空比沖提高到320 s，同時完成長壽命試車驗證工作，進一步提高國內(nèi)在研“東方紅五號”衛(wèi)星平臺的總體性能。

圖2 750 N軌控發(fā)動機應(yīng)用各類仿真技術(shù)Fig.2 Simulation results of 750 N orbit control engine

750 N軌控發(fā)動機研制過程中，在充分繼承國內(nèi)已突破的各項軌控發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)基礎(chǔ)上，利用CFD，NHT，F(xiàn)EA及多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計技術(shù)等仿真手段，和相位多普勒粒子分析儀(PDA)、粒子圖像速度場儀(PIV)、紅外熱像儀、高速相機等試驗設(shè)備，對發(fā)動機內(nèi)部流動、霧化、傳熱燃燒過程仿真分析和實驗測試，減少了發(fā)動機試車數(shù)量，縮短了研制周期，有效地提高了發(fā)動機研制效率。

圖3 750 N軌控發(fā)動機應(yīng)用PDA，PIV，紅外熱像儀等實驗設(shè)備Fig.3 Equipments such as PDA， PIV， IR camera utilized for 750 N orbit control engine

3 高性能750 N發(fā)動機技術(shù)方案

3.1 總體方案

750 N發(fā)動機由推力室和2只推進劑控制閥通過緊固件連接組成。推力室由直流互擊式噴注器頭部和大面積比單壁輻射冷卻身部焊接而成。發(fā)動機所使用的推進劑控制閥門為大流量自鎖式電磁閥技術(shù)。

發(fā)動機結(jié)構(gòu)見圖4，發(fā)動機與系統(tǒng)推進劑供應(yīng)管道采用內(nèi)錐60°外套M18×1的螺紋連接；發(fā)動機安裝法蘭與機架的對接尺寸與490 N軌控發(fā)動機相同，采用三孔螺栓連接，3個安裝孔均布在φ162的節(jié)圓上，安裝孔孔徑3-φ6.5，安裝法蘭外徑φ180，以適應(yīng)目前衛(wèi)星機架的對接要求。

表2 750 N發(fā)動機技術(shù)參數(shù)

3.2 主要組件方案

3.2.1 頭部

推力室頭部主要由噴注器架、噴注芯體、氧閥支座、燃閥支座等通過裝配后經(jīng)焊接而成。發(fā)動機頭部設(shè)計中巧妙采用隔熱結(jié)構(gòu)降低法蘭安裝面及遙測點溫度，實際試車過程8 100 s程序法蘭各個測點溫度均滿足任務(wù)要求的260 ℃，有效頭部溫度控制技術(shù)可提高發(fā)動機與機架在軌工作的可靠性。

圖4 750 N軌控發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure of 750 N engine

圖5 采用隔熱結(jié)構(gòu)的750 N頭部溫度分布仿真及試車結(jié)果Fig.5 Simulation and test results of temperature distribution of 750 N engine head with thermal insulation structure

3.2.2 身部

推力室身部噴管面積比為210∶1，噴管出口輪廓尺寸不大于φ365 mm，總長583 mm。身部由燃燒室段和擴散段兩部分組成，燃燒室段和擴散段均采用耐高溫的鈮鎢合金，兩零件通過真空電子束焊連接構(gòu)成推力室身部。身部的內(nèi)、外表面均制備有高溫抗氧化涂層。

圖6 750 N發(fā)動機推力室身部Fig.6 Body of thrust chamber for 750 N engine

3.2.3 推進劑控制閥

高性能750 N發(fā)動機推進劑控制閥門延用第二代490 N發(fā)動機的FMZ400-11雙穩(wěn)態(tài)自鎖式控制閥門，實現(xiàn)發(fā)動機的點火和關(guān)機，具有很好的繼承性。閥門工作電壓24～42 V，開啟和關(guān)閉瞬時通電，推進劑供應(yīng)過程不需要繼續(xù)通電，可以有效地降低功耗。

4 750 N發(fā)動機試驗驗證

2014年5月，750 N發(fā)動機在北京航天試驗技術(shù)研究所進行了首次高模試車，累計啟動6次，一次連續(xù)最長工作時間為1 000 s，累計工作時間1 315 s，真空比沖315 s。對標國際軌控發(fā)動機最先進的水平，以此狀態(tài)為基本型，開展高性能750 N發(fā)動機改進設(shè)計，研制目標真空比沖不低于320 s。

改進設(shè)計過程中先后進行頭部方案優(yōu)化比對熱試車驗證了高性能噴注器的設(shè)計方案；通過燃燒室構(gòu)型優(yōu)化熱試車，驗證了高性能噴注器與燃燒室結(jié)構(gòu)的最佳匹配方案；通過頭部邊區(qū)優(yōu)化熱試車，確保發(fā)動機長穩(wěn)態(tài)工作過程的可靠性。2017年6月和2018年1月，連續(xù)完成兩臺全尺寸發(fā)動機長壽命高模熱試車。圖7為750 N發(fā)動機高模試車過程照片，圖8為發(fā)動機試車前后的外觀。

圖7 750 N發(fā)動機高模試車過程Fig.7 Test photo of 750 N engine in hot fire testing

圖8 750 N發(fā)動機外觀Fig.8 Appearance of 750 N engine

750 N發(fā)動機長壽命高模試車完成30次點火、累計25 100 s穩(wěn)態(tài)工作，單次最長工作時間8 100 s。發(fā)動機各次工作過程中，壓力、流量等參數(shù)曲線平穩(wěn)，發(fā)動機各部位溫度穩(wěn)定，實測真空比沖達到321.1 s。圖9為750 N發(fā)動機8 100 s工作過程的壓力、流量和燃燒室溫度隨時間歷程曲線。

截至目前750 N軌控發(fā)動機已突破了諸多關(guān)鍵技術(shù)，當前技術(shù)狀態(tài)在成熟、低廉的鈮合金材料體系下，已實現(xiàn)真空比沖321.1 s，工作壽命25 100 s的研制成果。對標國外使用NTO/MMH推進劑的典型軌控發(fā)動機性能及應(yīng)用情況可見，當前狀態(tài)的750 N發(fā)動機真空比沖性能已達到鈮合金材料體系下國際領(lǐng)先水平，與采用錸/銥材料已飛行產(chǎn)品中性能最高的R-4D-14(15)尚存在一定差距，需進一步優(yōu)化改進。后續(xù)，將進一步對高性能750 N發(fā)動機進行改進設(shè)計，實現(xiàn)真空比沖323 s。

圖9 750 N發(fā)動機試車過程壓力、流量、燃燒室溫度隨時間歷程曲線Fig.9 Variation of pressure， flux and chamber temperature in test process of 750 N apogee engine with time

研制國家、單位產(chǎn)品代號推力/N真空比沖/s燃燒室材料面積比應(yīng)用情況美國Aerojet公司R?4D?11?3004453155鈮合金+鈦合金300∶1飛行R?4D?14(15)445323錸/銥材料300∶1飛行R?42SR890304鈮合金+鈦合金164∶1飛行AJ10?221490321錸/銥材料286∶1飛行美國NorthropGrumman公司TR?312?100MN454325錸/銥材料245∶1在研歐洲EADS公司S400?12400318鉑銠合金+鈮錳合金220∶1飛行S400?15400321鉑銠合金+鈮錳合金330∶1飛行EAM500325C/SiC400∶1在研美國MOOG公司LEROS2490309鈮合金150∶1鑒定LEROS2B400318鈮合金150∶1鑒定LEROS41100323鉑銠合金+鉑銥合金293∶1在研印度LB44FR440316鈮合金160∶1飛行

5 結(jié)束語和展望

經(jīng)過20多年的發(fā)展，從第一代490 N發(fā)動機到第二代490 N發(fā)動機、第三代490 N發(fā)動機，再到高性能750 N發(fā)動機，國內(nèi)已經(jīng)形成一套行之有效的面向高軌衛(wèi)星用軌控發(fā)動機設(shè)計、生產(chǎn)和試驗研發(fā)體系，在高性能發(fā)動機研制方面積累了豐富的經(jīng)驗。

在采用成熟、廉價的鈮合金基體條件下，高性能750 N發(fā)動機通過技術(shù)攻關(guān)及熱試車考核，實現(xiàn)了發(fā)動機真空比沖321.1 s,工作壽命25 100 s的成果，可滿足國內(nèi)當前高軌衛(wèi)星平臺的應(yīng)用需求。對標東五大平臺的國際先進性，需要進一步提高750 N發(fā)動機真空比沖至323 s。

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