3 000 N液氧/液甲烷發(fā)動機方案與試驗研究

潘一力，周海清，程 誠

(1.上海空間推進研究所，上海 201112;2.上海空間發(fā)動機工程技術研究中心， 上海 201112)

0 引言

2005年以來，在美國宇航局NASA深空探索架構以及美國空軍相關進出空間項目的牽引下，液氧/液甲烷空間推進技術已成為國際化學空間推進的主流發(fā)展方向之一[1]。美國及歐洲的研究機構認為液氧/液甲烷推進系統(tǒng)具有其獨特的性能及應用優(yōu)勢，主要表現(xiàn)在以下幾方面：

1) 高真空比沖性能：350 s；

2) 綠色無毒；

3) 燃燒清潔：液氧/液甲烷發(fā)動機基本無積碳/結焦現(xiàn)象；

4) 液態(tài)溫區(qū)接近：液氧和液甲烷的液態(tài)溫區(qū)僅相差20 K，因此可以采用結構緊湊的共體貯箱設計；

5) 可重復使用性好：液氧/液甲烷推進系統(tǒng)管路及零部件中無不存在硝酸鹽或其他析出/沉積物，系統(tǒng)始終處于潔凈狀態(tài)；

6) 易于空間長期貯存：液氧/液甲烷液態(tài)溫度比液氫高80 K，目前的低溫工程技術，完全可以實現(xiàn)液氧/液甲烷在空間的長期貯存；

7) 姿軌控統(tǒng)一推進：研究結果演示了液氧/液甲烷發(fā)動機具有良好的脈沖工作能力；

8) 行星現(xiàn)場資源利用：液氧/液甲烷存在能夠利用火星大氣成分進行現(xiàn)場制備?；谝陨暇C合優(yōu)勢，液氧甲烷推進技術能夠成功的應用于火星與月球探測，低成本高性能上面級，可重復使用天地往返動力等領域[2-4]。

針對國內(nèi)垂直起降可重復使用火箭演示驗證機的需求，上海空間推進研究所開展了擠壓式3 000 N液氧甲烷發(fā)動機的研制，并成功進行了點火和性能試驗。

1 國內(nèi)外液氧/液甲烷推進技術發(fā)展概況

在液氧/液甲烷空間推進領域，美國的研究發(fā)展最具有代表性，其牽引背景是NASA的深空探索架構(ESAS)和載人火星往返任務參考架構，深空探索架構報告于2005年完成，報告確定液氧/液甲烷是載人重返月球任務獵戶座飛船服務艙軌姿控一體化推進和月面著陸器姿態(tài)控制與上升級主推進的最佳候選方案，載人火星往返任務參考架構(HEMDR)5.0版于2007年推出，參考設計指出高性能且具備良好行星現(xiàn)場資源利用潛質(zhì)的低溫化學空間推進技術是任務實施的關鍵基礎之一[5]。

2005年NASA正式啟動了推進與低溫技術先期研究計劃(PCAD)，重點是開展液氧/液甲烷最不成熟單項技術的先期研究并最終進行系統(tǒng)級試驗。2008年PCAD衍生出另一個并列的研究項目，即低溫流體管理(CFM)，CFM主要開展低溫流體在長周期空間任務中的長期貯存和管理技術，同時也涉及到地面操作與推進劑現(xiàn)場資源利用技術[6]。

PCAD和CFM計劃均達到了預期總目標。液氧/液甲烷主發(fā)動機、反作用控制發(fā)動機、點火器、低溫流體管理與供應系統(tǒng)組件等已經(jīng)達到技術成熟度5～6級(圖1)。用于液氧/液甲烷軌姿控統(tǒng)一推進技術演示的“夢神”行星著陸器已經(jīng)成功進行了自由飛行演示[7]。

圖1 液氧甲烷軌姿控發(fā)動機Fig.1 Liquid oxygen and liquid methane attitude control engines

國內(nèi)相關研究機構也已經(jīng)認識到了液氧/液甲烷空間推進的性能及使用優(yōu)勢，曾開展過60 t推力級主發(fā)動機的技術演示[8]。上海空間推進研究所近年來一直開展液氧/液甲烷姿控發(fā)動機以及低溫姿軌控系統(tǒng)相關技術的研究發(fā)展工作，已經(jīng)完成150 N和3 000 N的點火和穩(wěn)態(tài)和脈沖性能熱試車，發(fā)動機點火可靠，最小脈沖可實現(xiàn)80 ms，1 t級的再生冷卻發(fā)動機已經(jīng)投產(chǎn)，后續(xù)將進一步開展點火熱試車。于此同時，上?？臻g推進研究所還同步開展了低溫貯箱技術，低溫推進系統(tǒng)熱控技術、低溫閥門技術等系統(tǒng)與組件技術研究。

2 3 000 N液氧甲烷發(fā)動機發(fā)動機方案

2.1 發(fā)動機總體結構方案

發(fā)動機總體結構布局如圖2所示，發(fā)動機由頭部(不銹鋼)、輻射冷卻燃燒室(鈮鎢合金)和火炬點火器3部分組成。頭部由本體和噴注器2部分組成。火炬點火器通過法蘭安裝在本體上，火炬點火器本體也是發(fā)動機頭部承力座，其上端面與搖擺機架聯(lián)接。頭部本體上配置推進劑主供應管路接口座。推力室與頭部采用法蘭連接，柔性石墨密封。頭部本體外圈設置一圈法蘭連接孔，可用于搖擺支桿球頭架連接，也可以用于發(fā)動機配套組件安裝架聯(lián)接。

圖2 3 000 N液氧/甲烷發(fā)動機總體結構布局Fig.2 Structural configuration of 3 000 N liquid oxygen and liquid methane engine

2.2 發(fā)動機部組件方案

主要設計參數(shù)：1)室壓為1.8 MPa；2)混合比為3.0；3)預測地面比沖為238 s(由圖3所示)；4)推力為3 000 N。

室壓、混合比選擇需要綜合協(xié)調(diào)比沖性能、60%低工況工作穩(wěn)定性、噴管熱結構安全性以及系統(tǒng)能提供的最高入口壓力的關系。

圖3 液氧甲烷發(fā)動機理論比沖與混合比關系Fig.3 Relation of theoretical specific impulse and mixture ratio of liquid oxygen and liquid methane engine

根據(jù)系統(tǒng)能提供的最高入口壓力2.8 MPa，初步選則室壓為1.8 MPa，考慮20%室壓準則，選擇噴注壓降0.7 MPa。額定工況(3 000 N)下，噴注壓降/室壓為38.8%；60%工況(1 800 N)下，噴注壓降/室壓為24%，閥門流阻暫定0.3 MPa，則閥門入口壓力=室壓+噴注壓降+閥門流阻=2.8 MPa。

混合比的選擇按如下步驟進行：地面理論比沖性能隨混合比及室壓的變化如圖3所示，最高比沖混合比位于2.8～3.1之間。室壓為1.8 MPa，環(huán)境壓力為0.1 MPa條件下，計算的地面比沖與混合比得出最高比沖對應的混合比為2.9。考慮到國外擠壓式非再生冷卻主發(fā)動機的經(jīng)驗，本設計中混合比為3.0。

2.2.1 噴注器方案

噴注器設計方案如圖4所示。對于輻射冷卻的液氧/甲烷發(fā)動機需要采用精細霧化設計原則，達到精細霧化設計的主要技術途徑有：1)選擇合適的噴注單元形式；2)適當增大噴注單元密度。對于直流式噴注單元形式，一種行之有效的選擇是F-O-O-F互擊單元，它能夠更精細地實現(xiàn)霧化與混合，美國及日本研制的液氧/甲烷發(fā)動機上廣泛采用這種噴注單元，并獲得了很高的燃燒效率，Aerojet公司3 872 N液氧/甲烷發(fā)動機采用該噴注單元形式，在特征長度僅有254 mm的短燃燒室情況下獲得了超過0.96的燃燒效率[9]。實現(xiàn)精細霧化的另一個途徑就是增大噴注單元密度，傳統(tǒng)機械加工方法大幅度增加噴注單元密度是困難的，需要引入先進的噴注器制造技術，層板噴注器制造技術就是一種有效的解決途徑，因此引入了層板工藝制造工藝技術，噴注單元分布情況為80個F-O-O-F單元。本方案中，在發(fā)動機頭部上通過擴散焊的方式，將不同形狀的層板焊接成噴注器，通過不同層級之間的流道的對接，構造成復雜的內(nèi)部流道，進而提高了噴注單元的密度。

圖4 噴注器方案(不銹鋼層板)Fig.4 Scheme of the injector(steel platelets )

2.2.2 冷卻方案

方案設計階段，選擇甲烷液膜冷卻流量FFC%(液膜冷卻流量百分比)，通常是先通過預估噴管喉部溫度的方式進行。由于國內(nèi)還沒有設計試驗過類似的液氧/甲烷發(fā)動機，無試驗數(shù)據(jù)可用，因此，喉部溫度預估目前只能參考國外類似發(fā)動機的試驗數(shù)據(jù)進行。

喉部溫度預估通常采用巴茲公式進行，需要使用膜冷卻系數(shù)φFFC，液膜冷卻情況下喉部的熱流需要為qc=φFFChg(Taw-Twg)，膜冷卻系數(shù)φFFC是冷卻介質(zhì)流量、物性以及發(fā)動機工作參數(shù)的復雜函數(shù)，需要參考類似發(fā)動機的熱試驗數(shù)據(jù)擬合獲得，本方案與Aerojet公司3 872 N LOX/LCH4發(fā)動機非常類似，公開資料中有部分該發(fā)動機的熱試驗數(shù)據(jù)[9](圖5)，可作為擬合膜冷卻系數(shù)φFFC的基礎參考數(shù)據(jù)。參考Aerojet公司3872N LOX/LCH4發(fā)動機熱試驗數(shù)據(jù)，擬合出膜冷卻系數(shù)φFFC關系后，將該擬合關系應用到本方案的設計情況，利用巴茲公式和喉部熱流平衡關系可以初步預估本設計方案的喉部溫度。

參考Aerojet公司3872N LOX/LCH4發(fā)動機熱試驗數(shù)據(jù)，擬合出膜冷卻系數(shù)φFFC關系后，可預估喉部溫度。當FFC=30%時，額定工況下噴管喉部溫度約1 100 ℃，低于鈮鎢合金的長期穩(wěn)定工作溫度1 400 ℃。

圖5 Aerojet 3 872 N LOX/LCH4發(fā)動機噴管 溫度試驗數(shù)據(jù)Fig.5 Datas of the nozzle temperature test of 3 872 N liquid oxygen and liquid methane rocket engine

考慮到溫度預估存在一定偏差，方案設計將在此基礎上選擇FFC=30%，40%兩種膜冷卻方案，通過熱試車分析進一步確定合理的膜冷卻流量。

2.2.3 點火方案

2.2.3.1 點火器類型

較大推力的液氧/甲烷發(fā)動機通常采用獨立的火炬點火器實現(xiàn)發(fā)動機點火啟動，本案設計了2種火炬點火器，方案樣機如圖6所示。點火器A采用電嘴型火花塞激勵系統(tǒng)，該型點火器原理樣機曾成功實現(xiàn)液氧/甲烷、液氧/乙炔氨點火。點火器B原是針對高循環(huán)壽命的姿控發(fā)動機設計的，采用了電極型火花塞激勵系統(tǒng)，火炬室采用放電間隙主動氣流保護措施，能夠防止積碳/結焦問題，適應姿控發(fā)動機對高循環(huán)壽命的需求。

2.2.3.2 啟動時序

為了快速可靠啟動發(fā)動機，通常需要火炬點火器提前啟動，待火炬點火器達到穩(wěn)態(tài)后再啟動主推力室。

圖6 火炬點火器方案Fig.6 Scheme of torch-igniter A and B

火炬點火器正常啟動，不等于發(fā)動機能夠可靠點火啟動，發(fā)動機的啟動過程還需要設置合適的啟動條件，主要是氧、燃時序的配合，火炬點火器的輸出火焰是富燃的，主推力室啟動通常需要先進氧化劑，這樣可以將富燃火炬增強，提高發(fā)動機點火成功率。

2.2.3.3 啟動前的預冷

根據(jù)國外資料，該擠壓式液氧/甲烷發(fā)動機的啟動前，主供應管路無需預冷，但美國Morpheus著陸驗證平臺的主發(fā)動機的早期試驗顯示[7]，點火器可能需要短暫放液預冷，因為點火器流量很低，管路比較細長，啟動前可能有較長時間的氣相流動，導致流量降低，火炬輸出功率不足。試驗中增加了點火器路預冷，來保證點火器流量穩(wěn)定充足供應。

2.2.3.4 點火器的關閉

主發(fā)推力室點火啟動后，火炬點火器有兩種工作模式選擇：1)火炬點火器連續(xù)工作直到發(fā)動機關車，對于長時間工作的主發(fā)動機，這種模式一般不采用，火炬點火器連續(xù)工作會持續(xù)加熱主噴注器，對主噴注器產(chǎn)生不良影響，嚴重時可能使主噴注器出現(xiàn)夾氣流動，影響發(fā)動機的工作穩(wěn)定性和性能；2)主發(fā)動機點火啟動一定時間后，關閉點火器氧閥，燃閥仍保持開狀態(tài)，以便點火器處于低溫狀態(tài)，一方面保護火炬室的熱結構安全性，另一方面可以消除主噴注器內(nèi)部熱源。Aerojet公司的2.5 kN級發(fā)動機就是采用這種模式[10]，點火器啟動0.35 s后關閉點火器氧閥，保持點火器燃閥仍處于開狀態(tài)。

本案發(fā)動機作為一個推進主發(fā)動機使用，火炬點火器沒有必要連續(xù)工作，因此，主推力室啟動后將關閉點火器氧閥，具體的關閉延遲時間需要通過熱試車確定。

2.3 發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性分析

燃燒室振型頻率如表1所示，對發(fā)動機產(chǎn)生致命性破壞的振型通常為一階切向振型f1T，對一階切向振型需要采用阻尼措施，在中小推力發(fā)動機上一般采用聲腔方法進行聲振阻尼，方案發(fā)動機聲腔設計計算過程如下。相對開口面積應在7.25%附近，但大于等于30%時更加可靠，在結構允許的情況下應盡量大于等于30%。

表1 燃燒室振型與頻率

3 試驗結果與分析

試驗產(chǎn)品A1：頭部A1(FFC%=30%)+熱沉燃燒室，產(chǎn)品A2：頭部A2(FFC%=40%)+鈮合金燃燒室。2017年3月24日進行了產(chǎn)品A1的點火試驗，共執(zhí)行了8次發(fā)動機點火試驗，首先執(zhí)行2次單獨火炬點火試驗，火炬點火成功；隨后進行8次發(fā)動機點火試驗，均點火成功，如圖7(a)所示。

2017年3月27日進行了產(chǎn)品A2的點火試驗，共執(zhí)行了8次發(fā)動機點火試驗，首先執(zhí)行2次單獨火炬點火試驗，火炬點火成功；隨后進行6次5 s時

序發(fā)動機點火試驗，均點火成功，隨后進行了2次10 s時序發(fā)動機點火試驗，均點火成功，如圖7(b)所示。典型的試驗曲線如圖8所示。

圖7 3 000 N液氧甲烷發(fā)動機點火熱試車Fig.7 Hot-fire test of 3 000 N liquid oxygen and liquid methane engine

圖8 典型發(fā)動機工作曲線Fig.8 Representative results of the hot-fire test of the engine

A1頭部發(fā)動機的前4次點火性能參數(shù)如表2所示，其余試驗因與設計工況偏離較遠、且入口呈現(xiàn)氣液兩相流導致混合比無法準確獲得，而未列表統(tǒng)計。結果表明：A1發(fā)動機基本達到額定工況，其燃燒效率約0.95，熱試數(shù)據(jù)反算地面推力大于2 860 N(推力系數(shù)1.36)，地面比沖大于242 s，與設計指標基本相當。其中室壓流量略低于額定值是因為入口推進劑熱控問題所導致，在進入發(fā)動機頭部之前有管路、閥門等產(chǎn)生相應的漏熱，盡管實施了熱控包覆以及預冷措施，仍不能使得進入發(fā)動機頭部的推進劑完全達到液相(設計中相應的入口壓力和溫度)；A1頭部其余4次穩(wěn)態(tài)熱試車和A2頭部發(fā)動機熱試車中也存在這類似問題，由于推進劑相態(tài)處于兩相流狀態(tài)，導致供應的推進劑流量處于波動且流量值低于額定入口流量，故室壓呈現(xiàn)不穩(wěn)定且低于額定值的表現(xiàn)，偏離設計流態(tài)，其室壓范圍主要集中于大致的范圍為0.5～1 MPa，由于兩相流的流量不穩(wěn)定，故混合比無法給出具體的值，但可以得出的是混合比波動較大，因為入口經(jīng)歷氣液兩相流、液液相態(tài)的波動，可以表明3 000 N發(fā)動機具有良好的入口條件適應性，均能實現(xiàn)可靠點火。A2的燃燒效率估算在0.85左右，相比A1明顯偏低，分析原因可能與過大的液膜冷卻流量FFC%=40%有關，后續(xù)將進一步開展液膜冷卻方式的研究，確定合理的冷卻流量分配，兼顧冷卻效率和燃燒性能。

在典型的發(fā)動機點火試驗中，發(fā)動機的啟動響應特性不佳，根據(jù)試驗結果統(tǒng)計得出：3 000 N發(fā)動機啟動響應時間為1.4～1.6 s，之間，這是因為推進劑進入到發(fā)動機發(fā)生氣化，將產(chǎn)生一定程度的氣阻，這會增加燃燒室的建壓時間，從而導致響應時間變慢，因此該時間僅能作為參考。后續(xù)將進一步改進頭部的熱控設計，保證流量持續(xù)穩(wěn)定供應。

表2 發(fā)動機性能參數(shù)表

本次試驗主發(fā)動機未進行脈沖考核，但是在主發(fā)動機點火后，為驗證獨立點火器(試驗中用于引燃3 000 N主噴注器)改進作為姿控發(fā)動機的可行性，進行了獨立點火器的點火試驗。試驗程序為1 s穩(wěn)態(tài)+250 ms×10+1 s穩(wěn)態(tài)，試驗曲線如圖9所示，試驗結果表明獨立點火器點火工作可靠，脈沖一致性良好。后續(xù)將進一步改進設計，縮小脈寬，使得姿控發(fā)動機具備精確脈沖沖量控制能力。

圖9 獨立點火器250 ms 脈沖序列曲線Fig.9 Curve of 250 ms impulse performance of the LOX/LCH4 igniter

4 結束語

本文對于3 000 N液氧甲烷發(fā)動機的方案與試驗過程進行了詳細介紹與分析。液氧甲烷發(fā)動機因其高比沖、低溫、非自燃的特點，相比與常規(guī)發(fā)動機在設計方面存在諸多不同，對于液氧甲烷發(fā)動機的設計主要從總體結構方案、發(fā)動機噴注器方案設計、燃燒與冷卻方案設計、電點火方案設計及發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性設計與分析等方面進行了介紹。并通過熱試車試驗考核，發(fā)動機以及配套的點火器均可靠點火，驗證了設計的合理性。初步試驗結果顯示，3 000 N液氧甲烷發(fā)動機在額定工況下的燃燒效率約0.95，推算推力大于2 860 N，地面比沖大于242 s，與設計指標基本相當。后續(xù)將獨立點火器開展250 ms脈沖序列點火試驗，得出脈沖一致性良好，后續(xù)將改進獨立點火器，使之成為姿控發(fā)動機并進一步實現(xiàn)精確沖量控制。

后續(xù)將基于3 000 N液氧甲烷發(fā)動機熱試車情況進行方案改進設計，主要針對點火器，發(fā)動機進行工程樣機研制?；? 000 N的設計經(jīng)驗，以進一步完成1 t級的再生冷卻甲烷發(fā)動機的研制和試驗工作。此外，還將開展150 N液氧甲烷姿控發(fā)動機的工程樣機研制。同時開展快響應低溫電磁閥研制工作，力爭實現(xiàn)發(fā)動機的連續(xù)可靠短脈沖序列工況。在發(fā)動機研制之外，還將開展低溫推進系統(tǒng)

技術研究，主要包括低溫推進系統(tǒng)熱控技術，低溫貯箱技術等。