低溫液體火箭發(fā)動機重復使用技術(shù)分析

張 楠，孫慧娟

(北京航天動力研究所，北京 100076)

0 引言

20世紀60年代開始，美國和俄羅斯開展登月競賽，兩大航天強國均制定了研制可重復使用運載器航天飛機的戰(zhàn)略。1981年重復使用的航天飛機登上太空舞臺。但航天飛機并沒有達到預期目的，發(fā)射成本居高不下，于2011年終止飛行,退出歷史舞臺[1-2]。但低成本商業(yè)化需求[3-4]必將促使一次性火箭向重復使用方向發(fā)展。近期美國的SpaceX公司“獵鷹”9運載火箭[5]一子級進行多次受控精確著陸和回收嘗試并取得了成功，X—37B太空飛機[6]回收后再次執(zhí)行飛行任務。2014年5月，英國廣播公司披露“云霄塔”計劃，其主發(fā)動機“佩刀”[7-8]研制取得重大進展，國家將其納入空間技術(shù)規(guī)劃。這些工作的進展，尤其是其所帶來的低成本[9]的愿景使得航天界再次掀起了重復使用運載器的研究浪潮。這些運載器所使用的動力可分為火箭發(fā)動機推進和組合動力推進。由于火箭發(fā)動機推進擁有較豐富的經(jīng)驗，因此當前兩級入軌、部分重復使用、火箭推進方案受到普遍關(guān)注[10]。國內(nèi)的重復使用技術(shù)尤其是發(fā)動機重復使用技術(shù)也在研究中。本文旨在依據(jù)運載器對重復使用火箭發(fā)動機的要求及發(fā)動機自身特點，確定初步技術(shù)指標體系，提出需攻克的關(guān)鍵技術(shù)，使研制更具有針對性，加快研制步伐。

1 國內(nèi)外重復使用技術(shù)研究現(xiàn)狀

重復使用運載器是可以多次往返于地球與空間軌道，在軌駐留執(zhí)行軌道服務，可按需返回地面的航天飛行器。按外形布局，可分為帶翼外形和火箭外形；按動力方式，可分為火箭發(fā)動機推進和組合動力推進；按起降方式，可分為垂直起降，如SpaceX公司的“獵鷹9”運載火箭、藍源公司“新謝帕德號”運載火箭；垂直起飛/水平降落，如軌道級重復使用的美國/俄羅斯航天飛機、X—37B和亞軌道飛行器；水平起降，如單級入軌(SSTO)、可完全重復使用的X—30/X—33/HOTOL和兩級入軌飛行器(TSTO)[11]。

動力技術(shù)作為可重復使用運載器的核心技術(shù)之一，各國的技術(shù)方案也不盡相同。

美國是重復使用研究歷史最悠久、形式最多的國家，除著名的航天飛機外，在20世紀90年代后還開展了X—37B、DC—X/XA單級入軌等重復使用飛行器的研究工作。

航天飛機主發(fā)動機SSME采用了氫氧推進劑的分級燃燒循環(huán)，5架航天飛機執(zhí)行了135次飛行任務[1]。航天飛機最初的設計目標是重復使用100次，但實際執(zhí)行下來，最多的1臺重復使用了39次?！矮C鷹”9運載火箭一子級可重復使用，主動力為液氧/煤油發(fā)動機“隼1D”，可2次重啟減速?！矮C鷹”9運載火箭設計之初就考慮了通用性，全箭用一種型號發(fā)動機，2017年發(fā)射回收成功，并于同年再次使用，發(fā)射間隔平均為3個多月。美國空軍研制的X—37B軌道試驗飛行器為可重復使用技術(shù)的驗證機，使用一次性火箭宇宙神5發(fā)射入軌，已完成了可重復使用飛行試驗，主動力是過氧化氫/煤油發(fā)動機。

在單級入軌方面，美國麥道公司提出了由火箭發(fā)動機提供動力、單級入軌、垂直起降、完全重復使用的“德爾塔快帆”(delta clipper)方案。DC—X/XA是2架技術(shù)驗證機，使用4臺RL10A—5氫氧膨脹循環(huán)火箭發(fā)動機[12]，通過各個發(fā)動機推力的調(diào)節(jié)實現(xiàn)飛行器的姿態(tài)控制、平飛和掉頭。在降落的時候，通過調(diào)節(jié)發(fā)動機的推力，實現(xiàn)懸停、下降和垂直降落。在1993—1996年的3年時間里，進行了12次飛行試驗，獲得了大量的試驗數(shù)據(jù)，驗證了相關(guān)的關(guān)鍵技術(shù)。其驗證機所用的膨脹循環(huán)RL10發(fā)動機在重復使用研究過程中，被證明可以起動75次而不需要分解檢查或更換部件。

聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟公司通過“明智模塊式自主返回技術(shù)”來實現(xiàn)“火神”火箭第一級發(fā)動機的重復使用，選用藍源公司的BE—4液氧/甲烷發(fā)動機[13-14]。該發(fā)動機采用分級燃燒循環(huán)，推力達240 t，實現(xiàn)100次以上復用。

英國提出的重復使用云霄塔運載器[15-16]，采用帶預冷器的組合動力方案。其佩刀發(fā)動機[8]采用雙模式工作，一種是吸氣模式，一種是火箭發(fā)動機模式，利用大氣環(huán)境中的空氣作為推進劑，減少自身攜帶的推進劑，提高有效運載能力。

俄羅斯正在研制以200 t液氧/甲烷發(fā)動機RD—0162為芯級及助推的聯(lián)盟5火箭(見表1)，計劃用于現(xiàn)有聯(lián)盟2、天頂號、質(zhì)子號火箭，并將作為亞軌道太空飛機MRKS[17]可重復使用火箭助推器。動力機械生產(chǎn)科研聯(lián)合體在2013—2014年同樣進行了RD—0192液氧甲烷發(fā)動機的研制。

日本JAXA已經(jīng)研制出可重復使用LOX/LH2火箭發(fā)動機，將作為可重復使用探空火箭的主發(fā)動機[18-19]。RSR的飛行時序如圖1所示。在2014年6月到2015年2月期間進行了54次發(fā)動機點火試驗，累計142次點火[20]。

針對天地往返運輸，我國專家在“十一五”期間對重復使用運載器開展論證，提出到2030年從部分重復使用到完全重復使用、從火箭動力到組合動力的“三步走”發(fā)展設想，如圖2所示。

表1 俄羅斯甲烷發(fā)動機參數(shù)(RD—0162系列)Tab.1 Russian methane engine parameters(RD—0162 series)

圖1 日本RSR的正常飛行時序Fig.1 Nominal flight sequence of the Japanese RSR

圖2 中國重復使用規(guī)劃Fig.2 Chinese reusable launch vehicle development plan

我國在氫氧發(fā)動機研制基礎上開展了液氧甲烷發(fā)動機重復使用技術(shù)研究，獲得了一定的成果，部分組件可重復使用30次以上。

綜上，可以獲知重復使用運載器技術(shù)發(fā)展趨勢:

1)火箭動力是現(xiàn)實選擇，吸氣式組合動力是未來方向。

2)火箭動力在國外皆是液體環(huán)保動力，主要是液氧/液氫、液氧/煤油、液氧/甲烷[21]這3類綠色環(huán)保型組合推進劑。

3)垂直起降、垂直起飛/水平返回是當前兩大主要研究方向；單級入軌、水平起降是遠期的終極目標。

4)降低全壽命周期費用，并進一步提高可靠性和任務適應性[22-23]。

5)重復使用運載器對發(fā)動機的需求：①長壽命、高可靠；②多次點火、漸進式起動；③大范圍變推力；④重復使用與維護；⑤環(huán)保；⑥高安全性；⑦高推質(zhì)比[24]。

按照最優(yōu)進入空間方式，發(fā)展組合動力是最佳選擇。但組合動力技術(shù)還不成熟，距離實際應用還有關(guān)鍵技術(shù)需要時間攻克。液體火箭發(fā)動機技術(shù)相對成熟，已成功應用于一次性運載火箭和部分重復使用的航天飛機上。采用低溫液體火箭動力構(gòu)建重復使用天地往返運輸系統(tǒng)，是近期較為現(xiàn)實的發(fā)展目標。

2 國內(nèi)低溫液體火箭發(fā)動機重復使用技術(shù)研究

新一代無毒無污無腐蝕推進劑組合是液體火箭重復使用發(fā)動機的保障。尤其是液氧/液氫、液氧/甲烷、液氧/煤油3種推進劑組合能夠滿足重復使用發(fā)動機基本需求，而且在國外重復使用發(fā)動機研究中皆取得了一定的成果。使用液氧/煤油推進劑的SpaceX梅林發(fā)動機已經(jīng)獲得了多次飛行回收成功。重復使用發(fā)動機鼻祖SSME發(fā)動機就采用了液氧/液氫推進劑，使用液氧/液氫推進劑的BE-3和RL10發(fā)動機也獲得了成功回收。液氧/甲烷推進劑的發(fā)動機因其成本低、性能適中、結(jié)焦少、與液氧沸點接近，利于深空探測飛行[25]，頗受國內(nèi)外航天同行青睞，均傾力研制。我國的液氧/液氫、液氧/煤油發(fā)動機均在CZ—3A系列火箭和新一代火箭發(fā)射中成功參加了飛行，液氧/甲烷發(fā)動機尚在研制過程中，也已經(jīng)完成了全系統(tǒng)試車。

我國重復使用液體火箭發(fā)動機的研制，可劃分為3個階段：①以目前的液體火箭發(fā)動機為平臺，開展發(fā)動機一機多試和校準試車不分解交付飛行；②以氫氧發(fā)動機為平臺，研究低成本液氧甲烷發(fā)動機重復使用技術(shù)；③以重復使用液體火箭發(fā)動機設計理念為指導，研制低溫液體發(fā)動機。

2.1 一機多試和校準試車不分解交付技術(shù)

20世紀初，在高密度發(fā)射需求牽引下，為降低成本、縮短周期、保留校準試車后的信息，使氫氧發(fā)動機由單臺組裝轉(zhuǎn)向批量組裝，某型發(fā)動機采用了液體火箭發(fā)動機校準試車不分解方案。圖3為發(fā)動機分解交付和不分解交付流程圖。

圖3 發(fā)動機校準試車后交付流程圖Fig.3 Engine check flow chart after calibration test

為評估發(fā)動機校準試車后健康狀態(tài)，保證交付后產(chǎn)品質(zhì)量可靠，從發(fā)動機性能和振動雙角度進行評價。建立了故障模式庫，其中裝入28種故障模式(見圖4)。通過與故障模式進行比對，評價發(fā)動機各組合件及整體參數(shù)校準試車后健康狀態(tài)，用于決策發(fā)動機再次進行點火工作的可靠性，以及能否交付飛行。

圖4 某型發(fā)動機故障診斷軟件及流程Fig.4 Fault diagnosis software and process of a certain engine

截至目前已有近50臺發(fā)動機采取了不分解交付措施后交付，飛行任務完成良好。

對于多次全程工作，液體火箭發(fā)動機也獲得了較豐富的經(jīng)驗。為試驗不分解交付和可靠性驗證，采取了地面考核不下臺連續(xù)試車的方式，俗稱一機多試。氫氧發(fā)動機、液氧/煤油發(fā)動機[26]均采取了同樣的方案，并在實踐過程中獲得了較豐富的試驗后健康狀態(tài)檢測、維修與再試驗的基礎措施、方法和再試驗使用評估標準。如地面試驗后、產(chǎn)品交付后、靶場飛行試驗前發(fā)動機檢測項目、內(nèi)腔潔凈度判斷指標、故障判斷、部分組件更換維修等技術(shù)。其中某膨脹循環(huán)發(fā)動機試驗壽命目前達到5 460 s，重復起動16次無異常。

2.2 液氧/甲烷發(fā)動機技術(shù)

液氧/甲烷發(fā)動機[27-28]是我國乃至國際航天界正在大力發(fā)展的方向。甲烷是一種被廣泛利用的清潔能源，具有燃燒熱值高、資源豐富和環(huán)保等優(yōu)點。與液氧組合作為火箭推進劑時，比沖性能介于液氧/液氫推進劑和液氧/煤油推進劑之間，且其具有較高的密度比沖[29]，利于提高運載器運載能力。液氧甲烷發(fā)動機是所有烴類燃料組合中，最不容易結(jié)焦和積碳的，為未來能夠?qū)崿F(xiàn)清潔環(huán)保、可重復使用的火箭發(fā)動機打下了堅實的基礎[30]。從長遠角度出發(fā)，科學家們已經(jīng)發(fā)現(xiàn)諸如火星、土衛(wèi)六等星球上存在液體甲烷“海洋”，如果未來做星際航行，甚至可以從目標星球直接汲取液體甲烷做燃料。液氧和甲烷溫度相近，可以設計成共底貯箱，降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量和復雜度。

目前國際上對于液氧/甲烷發(fā)動機還沒有研制成功飛行的先例，但研制歷程已達幾十年。其中俄羅斯以液氧/煤油發(fā)動機RD—0110MD和液氧/液氫發(fā)動機KVD—1作為演示樣機，開展了甲烷工作研究[31]。液氧/煤油發(fā)動機有70%～80%的組件可以借用[32]。NASA將RS—18改造為月球著陸器下降級液氧/甲烷發(fā)動機，開展了高空模擬試車和推進劑在月球表面的長期貯存模擬試驗研究[33]。

十一五期間，以重復使用亞軌道飛行器為背景，以某氫氧發(fā)動機為平臺，開展了60 t級燃氣發(fā)生器循環(huán)液氧/甲烷發(fā)動機[34]關(guān)鍵技術(shù)研究。該發(fā)動機為燃氣發(fā)生器循環(huán)，發(fā)動機地面推力60 t，地面比沖285 s。研究期間經(jīng)過組件級試驗、分系統(tǒng)試驗以及1臺液氧/甲烷發(fā)動機原理型樣機，完成了4次累計67 s的全系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)集成演示驗證試驗，實現(xiàn)了液氧/甲烷發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)的全面突破。探索出以氫氧發(fā)動機為平臺研究液氧甲烷技術(shù)的途徑。

此外還基于某膨脹循環(huán)發(fā)動機，開展了上面級甲烷發(fā)動機研制，分別進行了3 t和8 t的深度推力調(diào)節(jié)膨脹循環(huán)甲烷發(fā)動機研制[35-37]。完成了以甲烷火炬電點火試驗200多次，與噴注器縮比試驗件聯(lián)試點火28次、10∶1深度節(jié)流噴注器縮比件試驗為代表的各類組件級試驗。

三型甲烷發(fā)動機均取得了重大進展，尤其是8 t液氧甲烷發(fā)動機(見圖5)和60 t級甲烷發(fā)動機(見圖6)研制過程中均采用了氫氧發(fā)動機直接換甲烷推進劑方案，證明了各種循環(huán)方式的氫氧發(fā)動機均可實現(xiàn)與甲烷發(fā)動機同料加工、同線生產(chǎn)、同臺試驗、產(chǎn)品通用，為重復使用運載器提供性能更優(yōu)、功能更強的發(fā)動機奠定基礎。

圖5 8 t液氧/甲烷發(fā)動機系統(tǒng)原理圖Fig.5 8 t LOX/CH4 engine system

圖6 60 t液氧/甲烷發(fā)動機系統(tǒng)原理圖Fig.6 60 t LOX/CH4 engine system

2.3 重復使用低溫液體火箭發(fā)動機技術(shù)

目前的重復使用除航天飛機的SSME發(fā)動機在設計之初就按重復使用的理念進行設計外，其余的均是一次性液體火箭發(fā)動機直接移植，在現(xiàn)有的設計基礎上增加使用次數(shù)。

從當前一次性使用發(fā)動機技術(shù)水平來看，將其簡單“移植”到重復使用飛行器上，其壽命上限最多達到50次。根據(jù)重復使用航天器經(jīng)濟模型測算，復飛80次后才能收回成本，因此，提出100次重復使用指標。

以重復使用設計理念為指導開展低溫液體火箭發(fā)動機設計是減少彎路，實現(xiàn)重復使用的有效方法。針對低溫液體發(fā)動機壽命薄弱的組件渦輪泵、燃燒室等，從壽命、功能、檢測與診斷以及性能方面進行分析、設計。比如渦輪葉片疲勞壽命的提高要從渦輪葉片損傷模式與損傷機理上開展研究后納入設計規(guī)范中[38]。燃燒裝置壽命提高要從熱防護上開展設計[39-40]等。

圍繞重復使用運載器的動力需求，開展了60 t級液氧/甲烷發(fā)動機重復使用優(yōu)化設計技術(shù)研究，從循環(huán)方式、檢測可達性、模塊化設計[41]、快速測發(fā)能力、維修性、考核方案等方面完善產(chǎn)品重復使用的設計理念，從設計根源上提高發(fā)動機重復使用能力。

經(jīng)過研究和試驗，60 t液氧/甲烷發(fā)動機在重復使用上獲得了如下成果：

1)大熱流推力室身部熱防護技術(shù)通過了30次重復使用熱試驗。

2)渦輪泵軸承經(jīng)過低溫臺架試驗，壽命可以達到80次以上。

3)渦輪泵動密封經(jīng)過臺架試驗，壽命達到80次以上。

4)燃氣閥經(jīng)過高溫試驗考核，動作達到1 000次。

5)通過整機試驗，驗證了液氧/甲烷發(fā)動機簡單、安全、快捷的地面檢測維護處理流程。

圖8 一次性使用發(fā)動機可靠性模型Fig.8 Reliability chart of expendable engine

3 液體火箭發(fā)動機重復使用指標體系

采用傳統(tǒng)一次性航天器的研發(fā)和經(jīng)營模式，不可能降低宇航運輸成本。從60 t液氧/甲烷發(fā)動機研制，到SpaceX火箭回收和重復使用的實施路徑，可以看出，把技術(shù)成熟的一次性宇航產(chǎn)品作為“母機”，逐步實施可重復技術(shù)改造，才能降低研發(fā)成本，將一次性使用的發(fā)動機“蛻變”為重復使用發(fā)動機。

由此可見，借鑒航空發(fā)動機技術(shù)，識別和建立重復使用發(fā)動機專用技術(shù)體系是當務之急。液氧/液氫、液氧/煤油、液氧/甲烷這三類組合作為推進劑的液體火箭發(fā)動機均具有可重復使用的基礎[42]。但哪種發(fā)動機重復使用能實現(xiàn)較高的壽命、降低成本、獲得更大的利益則需要依據(jù)重復使用指標體系進一步分析。從目前研制進展上看，液氧/甲烷潛力最大，但卻要面臨發(fā)動機從無到有的研制歷程；液氧/液氫發(fā)動機由于性能高、可檢測維修、推進劑潔凈無結(jié)焦、返航后易處理、推重比高、燃燒穩(wěn)定性好等易于實現(xiàn)重復使用，但推進劑、制造、貯存成本高；液氧煤油發(fā)動機成本低、推重比高[43]，但由于煤油易結(jié)焦，返航后處理復雜。按目前研制的進展，不論哪種推進劑組合都需要開展技術(shù)攻關(guān)。

根據(jù)不同飛行模式和推進層級，在壽命型、功能型、性能型、維修型和檢測診斷型框架下，梳理辯識各項技術(shù)，構(gòu)建重復使用發(fā)動機技術(shù)體系(見圖7)。

重復使用發(fā)動機最重要的指標是壽命。壽命是指在給定的可靠性指標下，發(fā)動機以額定工況完成特定任務剖面時，提供安全、完備和準確功能的時間度量。

相對于以千秒為單位計壽命的一次性使用發(fā)動機，工作壽命要以小時為單位計將是發(fā)動機技術(shù)指標體系的跨越式提升。這將顛覆傳統(tǒng)設計理念、驗證考核、制造工藝。

圖7 重復使用發(fā)動機技術(shù)指標體系Fig.7 Reusable engine technology guideline system

3.1 可靠性設計和驗證

一次性發(fā)動機只考慮各零部件或分系統(tǒng)相互獨立完成功能，以簡單的串聯(lián)方式建立可靠性模型。而重復使用發(fā)動機就應依據(jù)載荷-強度干涉理論按系統(tǒng)級或系統(tǒng)層的建模方法開展可靠性設計和驗證(見圖8和圖9)。

在工程實踐中，葉片強度及壽命分析具有不確定性，隨機因素主要是：

1)載荷：氣動激勵載荷、溫度載荷及離心載荷；

2)材料參數(shù)：彈性模量、泊松比、導熱系數(shù)和熱膨脹系數(shù)等；

3)幾何尺寸：加工誤差、工作變形使敏感部位的幾何尺寸產(chǎn)生變化，而影響疲勞壽命。

圖9 重復使用發(fā)動機可靠性模型Fig.9 Reliability chart of reuable engine

3.2 熱力環(huán)境設計

高熱流對結(jié)構(gòu)沖刷產(chǎn)生高周疲勞和低周疲勞是熱力件失效的主要原因，因此，該指數(shù)是影響發(fā)動機壽命的關(guān)鍵技術(shù)指標。

SSME的主燃燒室、噴管可達到40次、預壓泵20余次，而高壓渦輪泵僅6次，以葉片損傷為主。高周疲勞和低周疲勞共同造成了葉片疲勞裂紋和損傷，熱載荷對渦輪葉片大約貢獻20%的應力[38]。

膨脹循環(huán)中渦輪工質(zhì)為常溫氣氫或甲烷，渦輪工作環(huán)境明顯優(yōu)于其他動力循環(huán)。

燃燒室的壽命與高溫蠕變、低周疲勞相關(guān)，而高溫蠕變與所處熱力環(huán)境相關(guān)，因此冷卻推進劑的選擇和冷卻設計是重要環(huán)節(jié)[44]。液氫、甲烷、煤油作為冷卻劑，結(jié)合各自特性設計熱防護結(jié)構(gòu)，重點控制燃燒室氣壁溫度，減少溫度應力[45]。同時輔以氣膜冷卻是較好的方式[23，40，48]。

3.3 起動沖擊

起動次數(shù)與壽命指標具有強關(guān)聯(lián)性。為了計入這種沖擊載荷對壽命的影響，就應在壽命指標框架下建立載荷作用次數(shù)的可靠性分析、評估和設計模型。獲得疊加在靜載、動載上的沖擊次數(shù)，獲得在強度退化條件下，發(fā)動機可靠性或失效率的變化規(guī)律。

點火機械沖擊：強烈的點火沖擊對結(jié)構(gòu)造成的損傷是引起發(fā)動機出現(xiàn)故障主要原因，如某試車的推力室頭部振動沖擊達49 000 m/s2，穩(wěn)定段的振動僅784 m/s2(見圖10)。這是傳統(tǒng)液體火箭發(fā)動機點火方式的固有特性，采用調(diào)時序、頭腔吹除、優(yōu)化點火混合比等常規(guī)技術(shù)，不能從根本上避免對結(jié)構(gòu)的沖擊。

圖10 發(fā)動機點火壓力沖擊曲線Fig.10 Pressure impact curve on engine ignition

大熱流沖擊：T90為毫秒級或秒級的加速起動性要求使傳統(tǒng)冷卻技術(shù)(再生冷卻、幅射冷卻、液膜冷卻等)難以確保熱結(jié)構(gòu)能經(jīng)受上百次大流量、高熱流的沖擊。熱起動瞬態(tài)過程的極大熱應力使渦輪材料的低周疲勞壽命也大為降低，會導致渦輪產(chǎn)生裂紋。

自身箱壓起動：雖然箱壓起動技術(shù)涉及到一次任務剖面多次起動能力，與重復使用次數(shù)無直接關(guān)聯(lián)，但是實現(xiàn)漸進式起動可降低傳統(tǒng)外能源起動方式產(chǎn)生的沖擊載荷(見圖11)。

圖11 發(fā)動機自身起動推力曲線Fig.11 Thrust curve during engine self-start

3.4 自潔凈性

推進劑種類及其組合決定發(fā)動機的自潔凈性。新一代采用無毒無污無腐蝕低溫推進劑是重復使用發(fā)動機基礎。燃燒產(chǎn)物結(jié)焦降低重復使用性。

自蒸發(fā)能力：發(fā)動機腔內(nèi)推進劑能否在常溫常壓下蒸發(fā)如初，從根本上決定了發(fā)動機復飛前處理的快捷簡易性。具有雙組元低溫特性的液氧/液氫或液氧/甲烷組合的自蒸發(fā)能力要優(yōu)于液氧煤油。

結(jié)焦性：氫氧發(fā)動機不存在結(jié)焦，因此，其重復使用性最佳。烷類燃料中的碳原子使液氧/甲烷和液氧/煤油發(fā)動機存在結(jié)焦問題[47]。其燃燒產(chǎn)物凝結(jié)在噴嘴或面板上，對燃燒性能產(chǎn)生累積影響。作為冷卻劑，經(jīng)高溫加熱，積碳沉積在夾套內(nèi)壁使推力室身部傳熱能力下降，進而也影響燃燒性能[48]。甲烷結(jié)焦溫度高，約1 200 K，適用于重復使用推力室[49]。富燃方案燃氣發(fā)生器結(jié)焦少，但隨氧含量的增加，結(jié)焦亦增加[50-51]。

從單臺60 t液氧/甲烷發(fā)動機累計13次試車情況來看(見圖12)，甲烷的自潔凈性較好，經(jīng)產(chǎn)品復溫吹除，少量結(jié)焦自行脫落。另外，各次試車夾套流阻和溫升穩(wěn)定。

圖12 液氧/甲烷發(fā)動機第12次試后噴嘴出口結(jié)焦情況Fig.12 Injector element status after the 12th test of LOX/CH4

3.5 可檢測性及維修性

可檢測性是對發(fā)動機工作前狀態(tài)的檢查與測試。一次使用發(fā)動機的外場檢測目的是確認產(chǎn)品質(zhì)量，而重復使用發(fā)動機的可檢測性是對發(fā)動機健康狀態(tài)實施評價，應包含直測式參數(shù)門檻、黑匣子飛行數(shù)據(jù)處理判據(jù)、關(guān)鍵件探傷孔設置及氣密性檢漏等技術(shù)，提高發(fā)動機復飛可檢測性。校準試車不分解交付的實施，提高了一次使用發(fā)動機的測試可達性，而重復使用發(fā)動機復飛前，不可能返廠進行熱點火測試，因此，需要重復使用飛行器的動力系統(tǒng)在發(fā)射臺上具備低工況點火熱測試。

維修性[52]包含了發(fā)動機保養(yǎng)(含返廠大修)、維護可操作性及總體優(yōu)化布局、模塊化裝配設計等技術(shù)。維修性好也會極大地降低發(fā)動機成本。

4 低溫液體火箭重復使用發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)

結(jié)合重復使用飛行器對發(fā)動機的要求、重復使用發(fā)動機研制規(guī)劃和重復使用指標體系，低溫液體火箭發(fā)動機重復使用技術(shù)涉及如下關(guān)鍵技術(shù)。

4.1 壽命型可靠性設計、驗證和評估模型

1)構(gòu)建壽命型技術(shù)體系及量化指標；

2)形成組件級壽命型設計方法和驗證方法；

3)以組件級壽命指標為離散型輸入變量，形成發(fā)動機壽命概率分布，包括組件強度分布、載荷譜、強度退化曲線、可靠性與載荷作用變化關(guān)系。

4.2 非沖擊起動技術(shù)

1)頭腔霧化積存機理及點火能量優(yōu)化；

2)點火方式優(yōu)化與改進；

3)低壓微量噴注及燃燒轉(zhuǎn)級；

4)箱壓載荷譜及箱壓起動。

4.3 長壽命材料仿真優(yōu)化

面對高低溫條件下，百量級循環(huán)載荷譜作用，突顯出傳統(tǒng)材料屬性的不確定性，主要有彈性模量、密度、泊松比、屈服強度等。

目前的認識是：材料的不均勻?qū)е虏牧蠈傩缘牟淮_定性，使其彈性模量和泊松比對結(jié)構(gòu)的強度應力分布產(chǎn)生了影響，進而影響疲勞壽命。為此，需要以百量級循環(huán)載荷為輸入，開展對現(xiàn)有材料仿真研究，對材料冶煉成形和均化處理提出相關(guān)要求。

4.4 電驅(qū)技術(shù)應用

1)流體集成IVF技術(shù)[53-54]可利用低溫推進劑的蒸發(fā)特性增強箭上供電持續(xù)能力；

2)電機技術(shù)的發(fā)展，為發(fā)動機無級調(diào)節(jié)提供新的應用前景。

4.5 狀態(tài)監(jiān)控與故障診斷的工程應用

目前，狀態(tài)監(jiān)控與故障診斷技術(shù)[55]的工程應用水平，僅限于多參數(shù)聯(lián)判的地面試車緊急關(guān)機。該技術(shù)的成熟應用是研制重復使用發(fā)動機的先決條件。與其他運輸工具的發(fā)動機相比，液體火箭發(fā)動機的應用水平差距很大。無論是傳統(tǒng)的一次性使用，還是將來的重復使用發(fā)動機，該技術(shù)的應用研究應高度重視，加大投入。

1)研制在線記錄器(黑匣子)及離線信號處理；

2)開展發(fā)動機系統(tǒng)和組件半實物(故障)仿真；

3)建立故障庫，包括實發(fā)故障案例的采集和仿真案例的錄入。

總之，真正意義的可重復使用航天發(fā)動機的研制，還需要突破一些關(guān)鍵技術(shù)。應借助傳統(tǒng)一次性宇航運輸體系，在不影響飛行成功率的前提下，采用搭載方式開展關(guān)鍵技術(shù)的工程驗證，漸進式完成從一次性向重復使用發(fā)動機的蛻變。國內(nèi)以某型發(fā)動機為平臺突破了60 t級液氧/甲烷重復使用發(fā)動機部分關(guān)鍵技術(shù)、SpaceX的一級或助推回收復飛，都是這種思想的工程實踐。

5 結(jié)束語

在重復使用運載器發(fā)展過程中，相比組合動力，液體火箭發(fā)動機是近期運載器實現(xiàn)重復使用的較為現(xiàn)實的動力技術(shù)方案。從氫氧發(fā)動機校準試車不分解交付飛行，到液氧/甲烷發(fā)動機研究的工程實踐，通過技術(shù)指標體系分析，可以得到如下結(jié)論：

1)新一代無毒無污無腐蝕推進劑組合是液體火箭重復使用發(fā)動機的保障。綜合比較，液氧甲烷推進劑組合是重復使用發(fā)動機的最佳選擇。

2)一次性使用發(fā)動機簡單移植為重復使用發(fā)動機不能解決壽命問題。識別和建立重復使用發(fā)動機專用技術(shù)體系是當務之急。

3)利用一次性使用發(fā)動機作為母機，突破100次重復使用的關(guān)鍵技術(shù)，降低全壽命周期成本，實現(xiàn)從一次性使用發(fā)動機向重復使用發(fā)動機的蛻變。