液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)研究進(jìn)展與技術(shù)展望

尹亮 劉偉強(qiáng)

摘要： 液氧/甲烷推進(jìn)劑由于其積碳少、 可長(zhǎng)期貯存、 成本低、 無(wú)污染、 重復(fù)性好等優(yōu)點(diǎn)已成為未來(lái)可重復(fù)使用運(yùn)載器的最佳動(dòng)力選擇。 本文對(duì)比分析了國(guó)際上主流可重復(fù)使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑組合的優(yōu)缺點(diǎn)及應(yīng)用， 介紹了目前國(guó)內(nèi)外液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研究進(jìn)展及發(fā)展動(dòng)態(tài)， 其中包括SpaceX公司的“猛禽”、 藍(lán)色起源公司BE-4液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)、 中國(guó)藍(lán)箭PNX-1及俄羅斯的RD-0162等， 總結(jié)了我國(guó)在開(kāi)展液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)中的主要研究工作， 以期為我國(guó)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的探索研究提供參考。

關(guān)鍵詞： 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)； 液氧/甲烷； 研究進(jìn)展； 關(guān)鍵技術(shù)

中圖分類號(hào)： TJ763； V434文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 1673-5048（2018）04-0021-07

0引言

發(fā)展航天， 動(dòng)力先行。 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為航天動(dòng)力裝置主要的動(dòng)力來(lái)源， 對(duì)人類載人航天事業(yè)的發(fā)展、 登陸月球的實(shí)現(xiàn)和深空探測(cè)任務(wù)的完成等具有重大意義。 從一百多年前液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)概念的提出到1921年美國(guó)科學(xué)家Robert最先對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)展開(kāi)工程研究， 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)歷了一系列重大發(fā)展[1]。 然而隨著航天技術(shù)的深入發(fā)展， 研制周期短、 成本低、 安全可靠的航天運(yùn)載器已成為世界各國(guó)航天發(fā)展的目標(biāo)及方向。 在航天產(chǎn)業(yè)化的大背景下， 可重復(fù)使用運(yùn)載器（Reusable Launch Vehicle， RLV）備受關(guān)注。 液氧/甲烷推進(jìn)劑由于其積碳少、 可長(zhǎng)期貯存、 成本低、 無(wú)污染、 重復(fù)性好等優(yōu)點(diǎn)已成為未來(lái)可重復(fù)使用運(yùn)載器的最佳動(dòng)力選擇。 因此準(zhǔn)確把握國(guó)內(nèi)外液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)研究進(jìn)展及開(kāi)展技術(shù)跟蹤十分必要[2]。

1可重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑應(yīng)用對(duì)比

目前國(guó)際上主流的可重復(fù)使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑組合主要有液氧/甲烷、 液氧/煤油、 液氧/液氫等， 對(duì)于可重復(fù)使用的發(fā)動(dòng)機(jī)類型來(lái)說(shuō)， 推進(jìn)劑組合應(yīng)具有性能好、 成本低廉、 資源豐富等優(yōu)點(diǎn)。 隨著社會(huì)對(duì)環(huán)境保護(hù)和人類健康的意識(shí)越來(lái)越高， 運(yùn)載火箭、 衛(wèi)星及其他飛行器使用無(wú)毒、 無(wú)污染的推進(jìn)劑已成為各國(guó)航天追求的方向。 2000年， 我國(guó)政府在《中國(guó)的航天》白皮書(shū)中， 明確提出要研制新一代無(wú)毒、 無(wú)污染、 高性能和低成本的航天運(yùn)載工具。 液氧/甲烷作為一種新型的推進(jìn)劑組合， 具有推進(jìn)劑資源豐富、 可重復(fù)使用、 高比沖、 成本低、 無(wú)毒無(wú)污染等優(yōu)點(diǎn)[3]。

液氧/煤油常溫可貯存， 溫區(qū)范圍寬， 但冰點(diǎn)較高， 其主要特點(diǎn)是成本低、 無(wú)毒環(huán)保， 性能較高； 但相對(duì)于液氧/液氫推進(jìn)劑來(lái)說(shuō)比沖較低， 且易受積碳和結(jié)焦的影響， 可重復(fù)性較差。 液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)已經(jīng)比較成熟， 目前典型的發(fā)動(dòng)機(jī)類型有美國(guó)的F1， H1， Kestrel， SpaceX的Merlin系列， 歐洲的RZ2， 俄羅斯的RD170/180以及中國(guó)的YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)等。

液氧/液氫推進(jìn)劑組合比沖最高， 屬于最清潔的燃料， 不存在積碳和結(jié)焦現(xiàn)象， 但其使用溫度低， 難以長(zhǎng)期貯存且價(jià)格昂貴， 目前典型的發(fā)動(dòng)機(jī)類型有航天飛機(jī)SSME 發(fā)動(dòng)機(jī)， XX-75/77， RD-0120， X-33， LE-7A等。

液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)具有推進(jìn)劑資源豐富、 無(wú)毒無(wú)污染、 變推力特性好、 冷卻特性好和維護(hù)使用方便等優(yōu)點(diǎn)， 雖然密度、 比沖不如液氧/煤油， 但比沖性能略高， 在發(fā)動(dòng)機(jī)性能方面與液氧/煤油基本持平， 且液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)在使用成本及性能維護(hù)方面具有明顯的優(yōu)勢(shì)。 與液氧/液氫相比， 甲烷價(jià)格僅為液氫的三十分之一， 且可以實(shí)現(xiàn)空間中長(zhǎng)期貯存， 能有效減小發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸和質(zhì)量。 綜上所述， 液氧/甲烷推進(jìn)劑組合更適合低成本可重復(fù)使用的運(yùn)載器[4-5]。

表1為典型推進(jìn)劑組合發(fā)動(dòng)機(jī)比沖對(duì)比， 可以看到， 相同情況下液氧/煤油理論真空比沖最低， 液氧/液氫最高； 當(dāng)考慮理論密度真空比沖時(shí)， 液氧/煤油最高， 液氧/液氫最低。

2液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)國(guó)外研究進(jìn)展

最早的液氧/甲烷推進(jìn)劑組合的應(yīng)用研究應(yīng)追溯至1931年， 德國(guó)研制了世界上第一臺(tái)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)， 開(kāi)創(chuàng)了液氧/甲烷火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研究先河。 但是由于甲烷密度低且其可貯存性無(wú)法滿足軍用燃料的要求， 在此后的幾十年時(shí)間里甲烷的使用受到了很大的限制。 然而隨著液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢(shì)逐漸被開(kāi)發(fā)出來(lái)， 德國(guó)宇航中心對(duì)甲烷作為可重復(fù)性使用運(yùn)載器推進(jìn)劑的性能進(jìn)行了大量的研究[6-7]。

20世紀(jì)60年代， Masters等[8]以液氧/甲烷取代液氧/液氫作為推進(jìn)劑對(duì)RL10發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了研究， 首次證明了采用液氧/甲烷作為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑燃料的可行性。 德國(guó)宇航中心（DLR）在可重復(fù)使用運(yùn)載器上很少采用液氧/甲烷作為推進(jìn)劑， 其提出的一種可重復(fù)使用的液體飛回式助推級(jí)（LFBB）主要采用甲烷和煤油混合物作為推進(jìn)劑燃料。 目前DLR的研究重點(diǎn)主要在液氧/甲烷的燃燒及點(diǎn)火方面。 Cuoco等[9]對(duì)不同壓力下燃燒室內(nèi)OH和CH組分進(jìn)行了可視化研究， 同時(shí)采用光學(xué)測(cè)量?jī)x對(duì)液氧/液氫燃燒不穩(wěn)定性進(jìn)行了分析。 Lux等[10]采用光學(xué)測(cè)量?jī)x對(duì)噴注器面板附近區(qū)域火焰穩(wěn)定性進(jìn)行了研究， 其中液氧的噴注溫度為120 K， 甲烷為氣體狀態(tài)， 溫度為270 K， 研究結(jié)果表明相同條件下液氧/甲烷的火焰特性與液氧/液氫具有很大的相似性。 Yang等[11]對(duì)比分析了液氧/甲烷與液氧/液氫燃燒特性， 對(duì)不同噴注條件下推進(jìn)劑霧化及噴注火焰進(jìn)行了分析。

航空兵器2018年第4期尹亮， 等： 液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)研究進(jìn)展與技術(shù)展望美國(guó)是最早對(duì)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行研究的國(guó)家之一。 在前期的研究中， 針對(duì)甲烷的結(jié)焦、 積碳、 傳熱性和與燃燒室壁面材料的相容性等進(jìn)行了相關(guān)研究。 20世紀(jì)80年代初， 美國(guó)蘭利研究中心開(kāi)展了液氧/甲烷可重復(fù)使用航天航空兩用飛行器 HL-42 方案的研究。 1999年， 由美國(guó)空軍提出的 “液氧/甲烷推進(jìn)劑低成本重復(fù)使用運(yùn)載器”， 其有效載荷為4 300 kg， 主發(fā)動(dòng)機(jī)比沖 2 940 m/s， 飛行器速度增量290 m/s[12]。 從21世紀(jì)中期開(kāi)始， NASA開(kāi)展了低溫推進(jìn)劑發(fā)展（Propulsion and Cryogenic Advanced Development， PCAD）及低溫流體管理（Cryogenic Fluid Management， CFM）研究。 在PCAD計(jì)劃下， NASA進(jìn)行了一系列研究， 包括低溫供應(yīng)系統(tǒng)、 液氧/甲烷RCE（Reaction Control Engine）發(fā)動(dòng)機(jī)、 液氧/甲烷點(diǎn)火器等。 2006年4月， NASA馬歇爾航天飛行中心、 美國(guó)空軍及KT工程公司團(tuán)隊(duì)成功完成了一臺(tái)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)達(dá)103 s的點(diǎn)火試驗(yàn)， 此次點(diǎn)火試驗(yàn)被認(rèn)為是美國(guó)在此類發(fā)動(dòng)機(jī)上持續(xù)時(shí)間最長(zhǎng)的。 同時(shí)NASA工程師從該試驗(yàn)中也了解到液氧/甲烷推進(jìn)劑系統(tǒng)的不同結(jié)構(gòu)及強(qiáng)大性能。 2007 年 1 月 16 日， 美國(guó) XCOR 公司成功進(jìn)行了 7 500磅推力的液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)。 2008年， 惠普公司及NASA中心采用甲烷對(duì)RS-18發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑進(jìn)行了置換， 并進(jìn)行了一系列的熱試車試驗(yàn)[13]。 2010年5月5日， 美國(guó)航空噴氣公司（Aerojet）在美軍白沙導(dǎo)彈試驗(yàn)場(chǎng)成功完成了推力為2.5 t的液氧/甲烷火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的高空試車。 該發(fā)動(dòng)機(jī)是航空噴氣公司研制的第一代液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)， 用于NASA探索技術(shù)發(fā)展計(jì)劃中的先進(jìn)低溫推進(jìn)和發(fā)展項(xiàng)目， 屬于小推力液氧/甲烷火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。 此外美國(guó)還在研制CECE發(fā)動(dòng)機(jī)， 該發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)十分先進(jìn)， 但也屬于小推力發(fā)動(dòng)機(jī)。

“猛禽”液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)項(xiàng)目由SpaceX公司于2009年開(kāi)始立項(xiàng)到2015年試驗(yàn)驗(yàn)證成功。 “猛禽”發(fā)動(dòng)機(jī)采用了分級(jí)燃燒循環(huán)方式， 該發(fā)動(dòng)機(jī)未來(lái)將應(yīng)用于星際運(yùn)輸系統(tǒng)（ITS）， 用于火星探索。 2016年1月， 美國(guó)空軍對(duì)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)表現(xiàn)出了濃厚的興趣， 決定支持該公司液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研制， 并提供了3 360萬(wàn)美元的技術(shù)資金。 由于SpaceX公司在該項(xiàng)目中的投入資金為6 730萬(wàn)美元， 基本上保證了商業(yè)航天企業(yè)與美國(guó)軍方的投入比例為2∶1。 2016年9月25日， “猛禽”液氧/甲烷火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在麥格雷戈試驗(yàn)場(chǎng)首次點(diǎn)火成功。 這款海平面比沖330 s、 真空比沖375 s、 真空推力高達(dá)1 900 kN的發(fā)動(dòng)機(jī)將會(huì)成為SpaceX公司星際航行任務(wù)的動(dòng)力來(lái)源，是現(xiàn)役“梅林”1D液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力的2.08倍。 2018年2月7日， “獵鷹”9號(hào)重型火箭發(fā)射成功， 在順利把特斯拉跑車發(fā)射并收回后， 2月22日， 又將3顆衛(wèi)星送入太空， 其中2顆為互聯(lián)網(wǎng)試驗(yàn)衛(wèi)星Microsat 2a和2b， 另外1枚是西班牙軍事衛(wèi)星。 2018年5月12日， “獵鷹”9號(hào)終極版本“Block 5”完成首次發(fā)射， 將孟加拉國(guó)1顆3.5 t重的通信衛(wèi)星Bangadandhu-1送入預(yù)定軌道。 在歷經(jīng)20多次陸地及海上回收后， “Block 5”可能進(jìn)行的技術(shù)革新包括：采用鈦合金格柵舵、 對(duì)防熱罩進(jìn)行重新設(shè)計(jì)、 增加工作推力至190 000磅， 采用螺栓對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)固件進(jìn)行緊固連接等。 圖1 為XCOR的5M15液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火。

藍(lán)色起源公司從2011年開(kāi)始對(duì)BE-4液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行研制， 該發(fā)動(dòng)機(jī)采用分級(jí)燃燒循環(huán)方式， 推力為2 400 kN， 燃燒室壓力13.4 MPa， 可重復(fù)次數(shù)達(dá)25次， 將用于聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟公司的“火神”火箭以及藍(lán)色起源公司的“新格倫”火箭， 如圖2所示。 從開(kāi)始研制到第一臺(tái)完全裝配好的BE-4發(fā)動(dòng)機(jī)出廠， 藍(lán)色起源公司對(duì)BE-4組件進(jìn)行了大量的試驗(yàn)， 包括預(yù)燃室、 燃燒室以及噴注器試驗(yàn)， 并將試驗(yàn)結(jié)果用于修正噴注器性能、 熱傳遞和燃燒穩(wěn)定性模型中， 從而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)進(jìn)行進(jìn)一步完善。 然而， 在2015年及2017年， 由于技術(shù)原因， BE-4發(fā)動(dòng)機(jī)在試驗(yàn)過(guò)程中均出現(xiàn)了由于意外而損毀的事件。

意大利航天局（ASI）早在15年前就對(duì)液氧/甲烷技術(shù)進(jìn)行了相關(guān)研究， 最先是以小發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)為主。 在隨后的“Vega Launcher”項(xiàng)目研究計(jì)劃中， ASI與俄羅斯太空總署進(jìn)行合作， 開(kāi)展了推力為100 kN的液氧/甲烷膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)MIRA的研究， 并于2012年成功進(jìn)行了點(diǎn)火， 在2014年5月又對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能進(jìn)行了試驗(yàn)研究， 期間共進(jìn)行了11次試驗(yàn)， 累計(jì)點(diǎn)火時(shí)間超過(guò)600 s。 意大利航空研究中心目前正在進(jìn)行的“Hyprob”項(xiàng)目， 其目的在于設(shè)計(jì)一款30 kN推力的可重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)， 主要對(duì)甲烷的燃燒特性及穩(wěn)定性進(jìn)行研究[14]。

法國(guó)國(guó)家空間研究所（CNES）對(duì)于液氧/甲烷推進(jìn)劑系統(tǒng)的應(yīng)用一直持保留態(tài)度， 仍在尋求液氧/甲烷推進(jìn)劑與其他無(wú)毒推進(jìn)劑組合優(yōu)劣的對(duì)比， 從系統(tǒng)重量、 尺寸、 發(fā)動(dòng)機(jī)性能和經(jīng)濟(jì)性等多方面對(duì)比分析了液氧/甲烷與液氧/液氫等無(wú)毒推進(jìn)劑的差異， 并開(kāi)展了以下研究： 甲烷的性質(zhì)及實(shí)用性； 增壓形式； 發(fā)動(dòng)機(jī)工作工況的變化； 點(diǎn)火性能。

到目前為止， 法國(guó)并沒(méi)有成熟的液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)[15]面世。 目前其主要工作是與法國(guó)工業(yè)部門(mén)合作的1 000 kN液氧/甲烷燃?xì)獍l(fā)生器研究， 包括前期的10 kN膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)研究， 并計(jì)劃于 2023年前完成相關(guān)工作。

1987年日本曾開(kāi)展了液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研究工作， 對(duì)甲烷的冷卻特性及燃燒穩(wěn)定性方面進(jìn)行了相關(guān)試驗(yàn)， 驗(yàn)證了采用甲烷作為替代燃料的可行性。 日本典型的液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的主要參數(shù)見(jiàn)表2。

LE-8液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)由日本宇宙航空研究開(kāi)發(fā)機(jī)構(gòu)（JAXA）和石川島播磨重工業(yè)航天部門(mén)（IA）共同研制， 其地面推力為100 kN， 主要用于GX中型運(yùn)載火箭上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)。 截止到2009年， LE-8發(fā)動(dòng)機(jī)累計(jì)試車時(shí)間超過(guò)了2 000 s， 包括1次600 s長(zhǎng)程熱試車試驗(yàn)。 通過(guò)對(duì)LE-8發(fā)動(dòng)機(jī)的研制， 日本在液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)方面積累了大量經(jīng)驗(yàn)。 然而， 對(duì)LE-8液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研究?jī)H限于試驗(yàn)階段， 其飛行條件下的可行性方案并沒(méi)有得到驗(yàn)證。 繼LE-8發(fā)動(dòng)機(jī)之后， JAXA與IA又開(kāi)展了一項(xiàng)高海拔（HATS）液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研究， 其設(shè)計(jì)推力達(dá)30 kN， 該推力下發(fā)動(dòng)機(jī)能滿足未來(lái)多種有效提高發(fā)動(dòng)機(jī)比沖的同時(shí)可以使系統(tǒng)結(jié)構(gòu)得到最優(yōu)化。 在LE-8和30 kN發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上， JAXA與IA通過(guò)采用再生冷卻方式， 又研發(fā)出新一代的液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)IHI， IHI真空比沖可達(dá)354 s[16-17]， 截至2013年3月， 共進(jìn)行了27次熱試車試驗(yàn)， 累計(jì)工作時(shí)間達(dá)1 800 s。

盡管日本在液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)方面做了大量研究， 但并沒(méi)有用于真實(shí)飛行當(dāng)中。 其原因在于相對(duì)于其他推進(jìn)劑類型的發(fā)動(dòng)機(jī)， 液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)并沒(méi)有表現(xiàn)出足夠大的優(yōu)勢(shì)。 因此， JAXA將研究重點(diǎn)放在如何進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能上， 如采用再生冷卻方式、 單噴嘴與多噴嘴點(diǎn)火試驗(yàn)及熱傳遞測(cè)量等。 圖3所示為意大利、 日本、 法國(guó)、 美國(guó)等國(guó)家對(duì)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)研究。

俄羅斯在二十世紀(jì)八九十年代設(shè)計(jì)了多種液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)， 包括能源機(jī)械聯(lián)合體研究的RD-185， RD-182等及Riksha系列運(yùn)載火箭方案， 并進(jìn)行了相關(guān)熱試車試驗(yàn)。 在2001～2004年期間研制的RD-192可重復(fù)使用液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)， 用于重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)MRKS-1的第一級(jí)， 該發(fā)動(dòng)機(jī)采用富燃補(bǔ)燃循環(huán)方式， 推力2 000 kN， 燃燒室壓力19.6 MPa。 在此基礎(chǔ)上， 2008～2012年， 俄羅斯又設(shè)計(jì)了一款40 kN的 RD-196發(fā)動(dòng)機(jī)。 另外， 俄羅斯化學(xué)自動(dòng)化設(shè)計(jì)局研制的RD-0162液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)， 其推力2 000 kN， 燃燒室壓力17.1 MPa， 可重復(fù)次數(shù)為25次， 見(jiàn)圖4。 2002～2005年， 俄羅斯和歐洲方面共同研制200 t可重復(fù)使用液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)“伏爾加”（Volga）， 計(jì)劃用于“歐空局未來(lái)運(yùn)載火箭準(zhǔn)備項(xiàng)目”（FLPP）。 2016年9月～2018年11月， 俄羅斯化學(xué)自動(dòng)化設(shè)計(jì)局計(jì)劃開(kāi)展85 t級(jí)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)原型機(jī)的研發(fā)， 并進(jìn)行推力為40 t的樣機(jī)和推力為7.5 t展示機(jī)的測(cè)試。

2017年12月14日， Ariane集團(tuán)與歐洲航天局（ESA）簽署了一份7 500萬(wàn)歐元的合同， 用于“普羅米修斯”液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)， 如圖5所示， 計(jì)劃于2030年發(fā)射。 其主要目的在于制造一臺(tái)低成本的引擎， 該發(fā)動(dòng)機(jī)擬采用新的設(shè)計(jì)方法及制造技術(shù)， 利用數(shù)字化技術(shù)進(jìn)行引擎的控制及診斷， 還將3D打印技術(shù)用于原型機(jī)的制造及最終生產(chǎn)流程中。

3液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)國(guó)內(nèi)研究進(jìn)展

我國(guó)于20世紀(jì)80年代開(kāi)展了液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)先研究工作， 對(duì)甲烷的電傳熱和推力室點(diǎn)火進(jìn)行了試驗(yàn)研究。 同時(shí)對(duì)比分析了甲烷和煤油、 丙烷的燃燒穩(wěn)定性、 積碳、 結(jié)焦以及冷卻性能， 結(jié)果表明液氧/甲烷是一種很有發(fā)展前景的推進(jìn)劑組合[19]。

進(jìn)入21世紀(jì)后， 我國(guó)啟動(dòng)了液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)研究。 北京航天動(dòng)力研究所從2006年以來(lái)經(jīng)過(guò)5年的艱苦攻關(guān)， 成功進(jìn)行了推力600 kN的液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)， 在液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒、 傳熱及啟動(dòng)等技術(shù)上取得了初步突破。 2013年， 600 kN級(jí)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)全系統(tǒng)試車取得成功， 此次全系統(tǒng)試驗(yàn)解決了甲烷操作、 預(yù)冷、 安全排放等技術(shù)難點(diǎn)， 實(shí)現(xiàn)了單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī) 13 次啟動(dòng)， 10 次長(zhǎng)程試車， 累計(jì)試驗(yàn)時(shí)間達(dá)2 103 s[20]， 為后續(xù)的試驗(yàn)打下了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

近年來(lái)， 我國(guó)廣泛開(kāi)展了有關(guān)甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)的研究工作， 對(duì)液氧/甲烷不同狀態(tài)下的燃燒機(jī)理及燃燒特性進(jìn)行了大量的研究對(duì)比分析[21]， 研制出了一種采用氣氧/甲烷的火炬式電點(diǎn)火器， 并獲得了點(diǎn)火器的工作特性及工作邊界。 完成了液氧/甲烷噴注器縮尺的試驗(yàn)研究， 確定了全尺度噴注器方案。 對(duì)比分析了不同噴注器設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)氣氧/甲烷推進(jìn)劑燃燒特性及燃燒室熱載影響的區(qū)別和聯(lián)系， 并對(duì)氣氣燃燒流場(chǎng)火焰結(jié)構(gòu)進(jìn)行了顯示試驗(yàn)研究， 進(jìn)一步深入了解氣氣燃燒機(jī)理[22]。 進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)材料與甲烷相容性試驗(yàn)。 對(duì)渦輪泵進(jìn)行了相關(guān)方案設(shè)計(jì)， 完成了相關(guān)介質(zhì)試驗(yàn)及適應(yīng)性研究。 對(duì)液氧/甲烷膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了首次點(diǎn)火試驗(yàn)， 如圖6所示， 獲得了發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷點(diǎn)火和起動(dòng)特性， 驗(yàn)證了甲烷推進(jìn)劑用于中小推力膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的可行性。 開(kāi)展了“天地往返能力驗(yàn)證飛行器 OMS 和 RCS 液氧/甲烷一體化方案的研究”工作， 在動(dòng)力系統(tǒng)方案論證、 低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌貯存、 姿軌控推力室方案等方面均取得了實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。 在發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力循環(huán)方面， 研究比較了全流量補(bǔ)燃循環(huán)、 富燃補(bǔ)燃循環(huán)、 富氧補(bǔ)燃循環(huán)和燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)等多種方案[23-27]。

實(shí)際上， 與SpaceX公司和藍(lán)色起源公司等航天民企一樣， 中國(guó)的藍(lán)箭空間科技公司也在進(jìn)行著液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)和生產(chǎn)， 并相繼完成了多項(xiàng)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)論證和研制工作。 2017年12月14日， 藍(lán)箭自主研發(fā)的10 t級(jí)液氧/甲烷火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器成功進(jìn)行了首輪點(diǎn)火試驗(yàn)， 2018年6月，首批大噴管成品已完成出廠。 圖7為藍(lán)箭公司的PNX-1“鳳凰”液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)三維設(shè)計(jì)圖。 此次試驗(yàn)， 藍(lán)箭公司在燃?xì)獍l(fā)生器的研制、 低溫推進(jìn)劑點(diǎn)火、 甲烷燃燒特性及試驗(yàn)測(cè)試等方面均積累了寶貴的經(jīng)驗(yàn)。 2018年7月14日， 九州云箭邁出了液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研發(fā)中關(guān)鍵一步， 完成了“凌云”10 t級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)副系統(tǒng)200 s的長(zhǎng)程試車。

4液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)展望

（1） 液氧/甲烷推進(jìn)劑由于其積碳少、 可長(zhǎng)期貯存、 成本低、 無(wú)污染、 重復(fù)性好等優(yōu)點(diǎn)已成為未來(lái)可重復(fù)使用運(yùn)載器的最佳動(dòng)力選擇。

（2） 我國(guó)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研制還處于起步階段， 技術(shù)基礎(chǔ)薄弱， 仍有許多問(wèn)題亟需解決。 目前我國(guó)在氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)及液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)上技術(shù)較成熟， 在此基礎(chǔ)上通過(guò)改進(jìn)達(dá)到研制液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的目的具有技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)小、 研制周期短的優(yōu)勢(shì)。 同時(shí)大力開(kāi)展液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)， 如： a.提高燃?xì)獍l(fā)生器性能，解決液-液燃燒穩(wěn)定性問(wèn)題； b.采用具有深度調(diào)節(jié)、 燃燒穩(wěn)定能力的針?biāo)ㄊ絿娮⑵鳎⑼ㄟ^(guò)設(shè)計(jì)一種可變出口節(jié)流面積的噴注器結(jié)構(gòu)來(lái)對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器進(jìn)行匹配； c.火炬電點(diǎn)火方式由于具有適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)多次起動(dòng)的技術(shù)優(yōu)勢(shì)， 是未來(lái)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的主要方向， 但仍需解決點(diǎn)火室壓力、 混合比和冷卻方式等對(duì)點(diǎn)火系統(tǒng)可靠性的影響等問(wèn)題； d.新型復(fù)合材料的應(yīng)用， 如碳纖維復(fù)合材料， 采用3D打印技術(shù)實(shí)現(xiàn)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及助推器等零件的低成本、 快速和批量制造； e.箭上控制系統(tǒng)小型化、 智能化、 分布化發(fā)展， 利用自主檢測(cè)系統(tǒng)和發(fā)射控制系統(tǒng)， 對(duì)全箭各系統(tǒng)狀態(tài)的自主監(jiān)控、 故障診斷、 故障隔離及恢復(fù)等。

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Abstract： LOX/methane propellant can be considered as the optimal choice for the reusable liquid rocket engine due to the less carbon， longterm storage， low cost， nontoxic， and reusability. The advantages and disadvantages as well as the applications of the main propellants are described in this paper. The LOX/methane rocket engine development status and production at home and abroad are introduced， including Raptor （SpaceX）， BE4 （Blue Origin）， PNX1 （Landspace）， and RD0162 （KBKhA）. Finally， the main works are summarized in order to offer reviews and guided tours for the development of the LOX/methane liquid rocket engine in China.

Key words： liquid rocket engine； LOX/methane； research progress； key technology