液氧甲烷重復(fù)使用輔助動(dòng)力系統(tǒng)方案與進(jìn)展

程 誠(chéng)，楊明磊，周海清，熊靖宇，朱文杰

(1. 上海空間推進(jìn)研究所，上海 201112；2. 上海空間發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海 201112)

0 引言

世界航天已進(jìn)入以大規(guī)?；ヂ?lián)網(wǎng)星座建設(shè)、太空旅游和空間資源開(kāi)發(fā)為代表的新階段，進(jìn)出空間需求正在快速增長(zhǎng)，航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)正逐漸變?yōu)楝F(xiàn)實(shí)[1-2]。美國(guó)太空探索技術(shù)公司(Space X)持續(xù)發(fā)展其低成本、快速、完全可重復(fù)使用運(yùn)載火箭。獵鷹9號(hào)運(yùn)載火箭垂直起降重復(fù)使用技術(shù)日趨成熟，目前已有多枚一級(jí)火箭實(shí)現(xiàn)15次重復(fù)利用[3]；“超重-星艦”運(yùn)輸系統(tǒng)也在開(kāi)展飛行驗(yàn)證[4]。我國(guó)航天運(yùn)輸系統(tǒng)經(jīng)過(guò)60多年的發(fā)展，取得了舉世矚目的成績(jī)，但在飛行可靠性、發(fā)射成本以及發(fā)射準(zhǔn)備時(shí)間等方面距離航班化目標(biāo)還存在較大差距，尚且不具備重復(fù)使用能力[5-6]。

國(guó)內(nèi)現(xiàn)役運(yùn)載火箭輔助動(dòng)力系統(tǒng)通常采用單推3(DT-3)單組元催化分解發(fā)動(dòng)機(jī)或四氧化二氮/肼類(lèi)雙組元自燃發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)方案，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能較低，推進(jìn)劑劇毒且操作/維護(hù)成本高昂，無(wú)法重復(fù)使用。液氧/甲烷火箭發(fā)動(dòng)機(jī)憑借比沖性能高、易于多次啟動(dòng)和重復(fù)使用、使用維護(hù)方便、經(jīng)濟(jì)性好以及無(wú)毒無(wú)污染等優(yōu)勢(shì)，在可重復(fù)使用運(yùn)載火箭領(lǐng)域獲得了突飛猛進(jìn)的發(fā)展[7]，例如SpaceX公司“Raptor”發(fā)動(dòng)機(jī)、藍(lán)箭航天“天鵲12”發(fā)動(dòng)機(jī)和九州云箭“龍?jiān)啤卑l(fā)動(dòng)機(jī)等。液氧/甲烷軌姿控發(fā)動(dòng)機(jī)能夠提供能力更強(qiáng)的軌道轉(zhuǎn)移和姿態(tài)控制系統(tǒng)[8]，NASA先后通過(guò)推進(jìn)與低溫技術(shù)先期發(fā)展計(jì)劃(PCAD)、低溫流體管理計(jì)劃(CFM)、先進(jìn)探索系統(tǒng)計(jì)劃(AES)等多個(gè)研究計(jì)劃持續(xù)不斷地提升液氧/甲烷空間推進(jìn)系統(tǒng)的技術(shù)成熟度水平[9-10]。采用液氧/甲烷軌姿控推進(jìn)系統(tǒng)的Morpheus著陸器總共完成60次集成演示試驗(yàn)[11]，低溫推進(jìn)系統(tǒng)集成試驗(yàn)平臺(tái)(ICPTA)進(jìn)一步完成模擬熱真空環(huán)境下系統(tǒng)熱試車(chē)考核[12-13]，表明NASA液氧/甲烷空間推進(jìn)系統(tǒng)具備了在軌飛行演示的條件。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)在液氧甲烷軌姿控推進(jìn)系統(tǒng)涉及的點(diǎn)火、發(fā)動(dòng)機(jī)噴注、燃燒與冷卻、系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性、低溫電動(dòng)泵等關(guān)鍵技術(shù)方面取得顯著進(jìn)展[14-20]，但技術(shù)成熟度距離工程應(yīng)用還有差距。

面向液氧甲烷重復(fù)使用運(yùn)載火箭，液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)全箭推進(jìn)劑統(tǒng)一和無(wú)毒化，助力運(yùn)載火箭走向快速、完全可重復(fù)使用。本文針對(duì)某型重復(fù)使用運(yùn)載火箭對(duì)一級(jí)返回輔助動(dòng)力系統(tǒng)的要求，分析了液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)方案的應(yīng)用優(yōu)勢(shì)，并介紹了核心單機(jī)的研究基礎(chǔ)以及國(guó)內(nèi)首款液氧/甲烷軌姿控推進(jìn)系統(tǒng)集成演示試驗(yàn)情況，可以為工程化研制提供參考。

1 液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)方案

某型重復(fù)使用運(yùn)載火箭采用液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案，一級(jí)返回輔助動(dòng)力系統(tǒng)配置16臺(tái)1 000 N和2臺(tái)300 N姿控發(fā)動(dòng)機(jī)，總沖約810 kN·s，參與箭體的三通道姿態(tài)控制與推進(jìn)劑沉底。

1.1 基于電動(dòng)泵的主輔一體化系統(tǒng)

一級(jí)返回液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)采用與主發(fā)動(dòng)機(jī)共用火箭貯箱推進(jìn)劑、基于電動(dòng)泵實(shí)現(xiàn)主輔一體化推進(jìn)的技術(shù)方案，工作原理如圖 1所示。輔助動(dòng)力系統(tǒng)液氧和液甲烷電動(dòng)泵(圖中DDB)布置在一子級(jí)后短殼或發(fā)動(dòng)機(jī)艙，分別從主輸送管路抽取低溫推進(jìn)劑，然后經(jīng)姿控輸送管道(導(dǎo)管整流罩內(nèi))供應(yīng)給布置在級(jí)間段的4個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)組，最后經(jīng)循環(huán)冷卻流量控制閥組返回火箭貯箱。在運(yùn)載火箭推進(jìn)劑加注過(guò)程，姿控電動(dòng)泵運(yùn)轉(zhuǎn)在低轉(zhuǎn)速小揚(yáng)程工況(地面電源供電)進(jìn)行輔助動(dòng)力系統(tǒng)循環(huán)預(yù)冷；進(jìn)入臨射程序前，姿控電動(dòng)泵切換到額定轉(zhuǎn)速工況(箭載電源供電)并通過(guò)流量控制閥組調(diào)節(jié)循環(huán)冷卻流量，確保各姿控發(fā)動(dòng)機(jī)入口工況滿(mǎn)足點(diǎn)火條件；輔助動(dòng)力系統(tǒng)接收控制系統(tǒng)指令進(jìn)行姿控發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)與脈沖工作，姿控電動(dòng)泵動(dòng)態(tài)調(diào)整泵送流量維持發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力平穩(wěn)。

基于電動(dòng)泵的主輔一體化系統(tǒng)的組件配套情況見(jiàn)表 1，系統(tǒng)干質(zhì)約157.2 kg。其中，箭載電池因系統(tǒng)功耗需求不大，可以與一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺伺服系統(tǒng)等供電統(tǒng)籌考慮。另外，輔助動(dòng)力系統(tǒng)推進(jìn)劑需求量約255 kg，可并入一級(jí)返回貯箱推進(jìn)劑剩余量考慮。

圖1 基于電動(dòng)泵的主輔一體化系統(tǒng)原理圖Fig.1 Schematic diagram of integrated main and auxiliary propulsion system based on electric pump

表1 基于電動(dòng)泵的主輔一體化系統(tǒng)組件配套表

1.2 擠壓式液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)

擠壓式液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)工作原理如圖 2所示，相對(duì)比較獨(dú)立。系統(tǒng)采用1個(gè)用于貯存高壓氦氣增壓氣源的50 L氣瓶，通過(guò)1個(gè)高壓自鎖閥(圖中LV1)保證氣體可靠隔離和工作時(shí)可靠打開(kāi)供應(yīng)。高壓氦氣通過(guò)1個(gè)減壓閥(圖中RV1)減壓至設(shè)定出口壓力，然后輸送至液氧和液甲烷貯箱對(duì)推進(jìn)劑進(jìn)行增壓。2個(gè)200 L低溫貯箱采用杜瓦結(jié)構(gòu)絕熱，貯箱內(nèi)推進(jìn)劑采用表面張力管理方案，推進(jìn)劑管理裝置采用篩網(wǎng)通道和氣泡陷阱復(fù)合結(jié)構(gòu)，滿(mǎn)足推進(jìn)劑收集、輸送、分離和蒸發(fā)氣體可控排放等要求。兩個(gè)貯箱內(nèi)各安裝1個(gè)多測(cè)點(diǎn)集成式溫度傳感器(圖中TZO1～TZO6和TZR1～TZR6)以監(jiān)測(cè)低溫推進(jìn)劑及氣墊的溫度并測(cè)算推進(jìn)劑加注量或剩余量。液氧和液甲烷經(jīng)貯箱出口低溫過(guò)濾器后，通過(guò)低溫自鎖閥(圖中LD)與下游管路實(shí)現(xiàn)可靠隔離，打開(kāi)后供應(yīng)到4個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)組。輔助動(dòng)力系統(tǒng)通過(guò)排放冷卻控制閥組以最少推進(jìn)劑消耗量實(shí)現(xiàn)輸送管路預(yù)冷，同時(shí)保障系統(tǒng)工作時(shí)各發(fā)動(dòng)機(jī)的入口推進(jìn)劑能夠可靠地維持液相且溫度一致性較好。

擠壓式液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)的組件配套情況見(jiàn)表 2，系統(tǒng)干質(zhì)約215.2 kg?？紤]推進(jìn)劑使用量255 kg，以及推進(jìn)劑預(yù)冷消耗量和剩余量核算25 kg，系統(tǒng)總質(zhì)為495.2 kg。

1.3 系統(tǒng)方案比選

基于電動(dòng)泵的主輔一體化液氧甲烷系統(tǒng)方案充分利用火箭貯箱內(nèi)推進(jìn)劑剩余量(輔助動(dòng)力系統(tǒng)推進(jìn)劑消耗量不用單獨(dú)考慮)，同時(shí)取消了獨(dú)立的推進(jìn)劑貯箱和增壓系統(tǒng)，系統(tǒng)組件數(shù)量及干質(zhì)相對(duì)要小。針對(duì)某型運(yùn)載火箭可回收一子級(jí)，存在約338 kg(含推進(jìn)劑280 kg)的質(zhì)量?jī)?yōu)勢(shì)。此外，主輔一體化系統(tǒng)還取消了常規(guī)輔助動(dòng)力系統(tǒng)獨(dú)立的推進(jìn)劑加注、氣瓶充氣等靶場(chǎng)操作，利于火箭實(shí)現(xiàn)快速重復(fù)使用。然而，主輔一體化系統(tǒng)因配套兩臺(tái)低溫電動(dòng)泵，突破高可靠、高效率、零泄漏且具備大范圍變工況能力的高速電動(dòng)泵及其高電壓驅(qū)動(dòng)控制技術(shù)便成為了方案成立的前提。同時(shí)由于火箭控制和組件特性等因素，低溫電動(dòng)泵只能布局在一級(jí)后短殼或者發(fā)動(dòng)機(jī)艙位置，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)組布局在級(jí)間段位置，導(dǎo)致電動(dòng)泵與姿控發(fā)動(dòng)機(jī)間存在約幾十米的距離，小流量低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)距離輸送熱控問(wèn)題以及高壓輸送管道冷縮問(wèn)題給增壓輸送系統(tǒng)帶來(lái)新挑戰(zhàn)。此外，主輔一體化系統(tǒng)與火箭增壓輸送、結(jié)構(gòu)、控制、供配電等分系統(tǒng)高度耦合，研制階段不便高頻次開(kāi)展系統(tǒng)級(jí)考核試驗(yàn)，這將影響輔助動(dòng)力系統(tǒng)技術(shù)成熟度水平的提升，進(jìn)而影響工程化研制進(jìn)度。

擠壓式液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)在運(yùn)載火箭中為獨(dú)立模塊，氣路組件為貨架產(chǎn)品，且低溫表面張力貯箱技術(shù)較為成熟，因此利于快速實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)集成，開(kāi)展各項(xiàng)系統(tǒng)級(jí)驗(yàn)證進(jìn)而提高技術(shù)成熟度，將更早地滿(mǎn)足工程應(yīng)用需求。因此，選擇“分步走”的策略，首先開(kāi)展擠壓式液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)工程化研制及飛行應(yīng)用和高可靠低溫電動(dòng)泵技術(shù)攻關(guān)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)基于電動(dòng)泵的主輔一體化液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)在重復(fù)使用運(yùn)載火箭以及低溫上面級(jí)上的應(yīng)用，將更加切實(shí)可行。

2 應(yīng)用優(yōu)勢(shì)分析

以某型運(yùn)載火箭一級(jí)返回輔助動(dòng)力系統(tǒng)要求為基線(xiàn)，綜合對(duì)比了采用不同推進(jìn)劑的恒壓擠壓式推進(jìn)系統(tǒng)方案的優(yōu)缺點(diǎn)，見(jiàn)表 3。氮冷氣發(fā)動(dòng)機(jī)具備良好的重復(fù)使用性能，但比沖很低，約為635 (N·s)/kg，導(dǎo)致氮?dú)獬涮盍啃? 272 kg，且需要40個(gè)100 L/35 MPa 復(fù)合材料氣瓶(約665 kg)才能滿(mǎn)足貯存要求，系統(tǒng)總質(zhì)量非常大，不再詳細(xì)展開(kāi)分析。

1)單組元發(fā)動(dòng)機(jī)(DT-3/HAN基)比沖性能較低，推進(jìn)劑加注量需約385 kg；因催化分解發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)推力做大存在可靠性等問(wèn)題，330 N單元推力器為運(yùn)載姿控領(lǐng)域最大單機(jī)，采用3臺(tái)并聯(lián)工作替代1臺(tái)1 000 N方案，單組元輔助動(dòng)力系統(tǒng)將配套50臺(tái)推力器，系統(tǒng)干質(zhì)達(dá)到約315 kg(HAN發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)質(zhì)量較大，系統(tǒng)干質(zhì)約355 kg)；催化分解發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用的技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)較大，無(wú)法滿(mǎn)足可靠重復(fù)使用以及便捷維護(hù)的要求；推力器數(shù)量很多，并且貴金屬催化劑使用量很大，系統(tǒng)產(chǎn)品費(fèi)用很高。

圖2 擠壓式液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)原理圖Fig.2 Schematic diagram of pressurizing auxiliary propulsion system using LOX/LCH4

表2 擠壓式液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)組件配套表

表3 采用不同推進(jìn)劑的輔助動(dòng)力系統(tǒng)綜合比對(duì)

2)常規(guī)雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)(四氧化二氮/甲基肼，NTO/MMH)比沖性能較高，系統(tǒng)總質(zhì)約466 kg，且技術(shù)成熟度高，研制周期較短，具有較高的綜合優(yōu)勢(shì)；但NTO/MMH推進(jìn)劑具有劇毒和強(qiáng)致癌性，將導(dǎo)致一級(jí)返回后的靶場(chǎng)操作和復(fù)用維護(hù)非常不便，系統(tǒng)采用的金屬膜片貯箱、電爆閥門(mén)、鈮鎢合金推力室等不可重復(fù)使用，進(jìn)一步提高了復(fù)用成本；因推進(jìn)劑成本較高，產(chǎn)品費(fèi)用也較高，兩款新研發(fā)動(dòng)機(jī)的研制及可靠性提升費(fèi)用很高。

3)液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)方案可以實(shí)現(xiàn)全箭推進(jìn)劑統(tǒng)一和無(wú)毒化，簡(jiǎn)化靶場(chǎng)操作，提高發(fā)射效率，降低維護(hù)成本，并助力運(yùn)載火箭走向快速、完全可重復(fù)使用；液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)比沖高，考慮推進(jìn)劑預(yù)冷消耗量和剩余量，系統(tǒng)總質(zhì)量約495 kg，與常規(guī)雙組元方案相當(dāng)；鑒于一級(jí)返回對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能要求不高，采用高溫合金噴管的技術(shù)方案適當(dāng)降低比沖但利于重復(fù)使用，并將顯著降低發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品費(fèi)用與研制成本；目前國(guó)內(nèi)已經(jīng)完成了擠壓式液氧甲烷軌姿控推進(jìn)系統(tǒng)方案集成演示驗(yàn)證，技術(shù)成熟度基本達(dá)到五級(jí)，具備了工程研制基礎(chǔ)。

綜上所述，結(jié)合先進(jìn)性、帶動(dòng)性和綠色環(huán)保等因素，選擇液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)方案將具有一定的綜合應(yīng)用優(yōu)勢(shì)。

3 研究基礎(chǔ)

3.1 軌姿控發(fā)動(dòng)機(jī)

國(guó)內(nèi)在液氧甲烷軌姿控發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域已有近10年的技術(shù)積累，表 4給出了現(xiàn)有的幾款所研制的發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)方案與性能參數(shù)情況。20 kN液氧甲烷軌控發(fā)動(dòng)機(jī)采用一體化3D打印噴注器和燃燒室身部的技術(shù)方案，截至2023年2月累計(jì)完成4次/95 s穩(wěn)態(tài)及偏工況熱試車(chē)考核，如圖 3所示。5 kN軌控發(fā)動(dòng)機(jī)[21]和150 N 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)[21]均采用火炬兩級(jí)點(diǎn)火技術(shù)方案，并通過(guò)精密層板擴(kuò)散焊工藝將噴注器和火炬點(diǎn)火器集成一體化，僅用一對(duì)推進(jìn)劑閥門(mén)同時(shí)控制點(diǎn)火器和噴注器的點(diǎn)火工作，便于實(shí)現(xiàn)多次啟動(dòng)和脈沖工作，單臺(tái)5 kN發(fā)動(dòng)機(jī)累計(jì)點(diǎn)火31次/726 s，單臺(tái)150 N發(fā)動(dòng)機(jī)累計(jì)穩(wěn)態(tài)工作694 s/脈沖點(diǎn)火725次且單組連續(xù)脈沖工作達(dá)到80次。兩型發(fā)動(dòng)機(jī)均取消了傳統(tǒng)的獨(dú)立火炬點(diǎn)火器及其推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)，這極大簡(jiǎn)化了配置多發(fā)動(dòng)機(jī)的輔助動(dòng)力系統(tǒng)總裝集成。同時(shí)，試驗(yàn)結(jié)果還佐證了在5 kN～150 N寬推力跨度內(nèi)的液氧甲烷軌姿控發(fā)動(dòng)機(jī)均可采用相似的技術(shù)方案。25 N液氧/甲烷姿控發(fā)動(dòng)機(jī)[21]采用火花塞直接點(diǎn)火的技術(shù)方案，因推進(jìn)劑流量(2～4 g/s)非常小，低溫推進(jìn)劑在發(fā)動(dòng)機(jī)頭部流動(dòng)過(guò)程中的相變抑制技術(shù)是其設(shè)計(jì)要點(diǎn)。經(jīng)過(guò)多輪迭代優(yōu)化，最終于2020年年底通過(guò)了地面熱試車(chē)考核。發(fā)動(dòng)機(jī)在120 s穩(wěn)態(tài)以及連續(xù)脈沖工作時(shí)頭部壁溫平衡在約-110 ℃，低溫推進(jìn)劑入口相態(tài)以及流量穩(wěn)定。此外，在軌姿控發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中，還配套開(kāi)發(fā)了兩款長(zhǎng)壽命、快響應(yīng)、輕小型低溫閥門(mén)，氣動(dòng)閥采用波紋管動(dòng)密封與球形線(xiàn)接觸運(yùn)動(dòng)副方案，電磁閥采用高比壓坡面密封與節(jié)能加速電路方案，兩款低溫閥門(mén)的漏率均≤1×10-6(Pa·m3)/s。

表4 液氧甲烷軌姿控發(fā)動(dòng)機(jī)方案與性能參數(shù)對(duì)比

圖3 3D打印20 kN液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)熱試車(chē)Fig.3 Steady-state hot fire of 3D printed 20 kN LOX/LCH4 engine

3.2 低溫表面張力貯箱

空間微重力環(huán)境下通過(guò)液體表面張力來(lái)實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑管理是衛(wèi)星、飛船等領(lǐng)域推進(jìn)系統(tǒng)常用的技術(shù)方案。運(yùn)載火箭一級(jí)返回過(guò)程中，液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)需要在無(wú)動(dòng)力狀態(tài)實(shí)現(xiàn)箭體三通道姿態(tài)控制并為火箭貯箱推進(jìn)劑沉底，因低溫推進(jìn)劑沸點(diǎn)低、易蒸發(fā)，只能采用表面張力管理方式。

近年來(lái)，針對(duì)小容積低溫推進(jìn)劑貯箱，開(kāi)展了多輪次的熱控性能測(cè)試、液氮篩網(wǎng)倒排試驗(yàn)和液氧篩網(wǎng)泡破點(diǎn)測(cè)試等基礎(chǔ)研究。小容積低溫貯箱(通?！?00 L)僅依靠變密度多層絕熱措施在模擬真空環(huán)境下的液氮日蒸發(fā)量測(cè)試值為1.6%～1.93%。2017年，使用325×2 300(泡破點(diǎn)6 100 Pa)和200×1 400(泡破點(diǎn)3 700 Pa)兩種工程應(yīng)用的斜紋編織篩網(wǎng)包覆于鈦合金管上，構(gòu)造了兩根篩網(wǎng)排放通道用于液氮地面倒排試驗(yàn)，如圖 4所示，驗(yàn)證了篩網(wǎng)通道式表面管理裝置能有效地進(jìn)行液氮的氣液分離和液體輸送。2020年，進(jìn)一步開(kāi)展了斜紋編制篩網(wǎng)裝置液氧泡破點(diǎn)測(cè)試及定向排氣試驗(yàn)，如圖 5所示，獲取了液氧泡破點(diǎn)實(shí)測(cè)值(約3 595 Pa，比理論值高約12.8%)，并驗(yàn)證了低溫推進(jìn)劑指定通道排氣技術(shù)。

(a)篩網(wǎng)排放通道試驗(yàn)件

(a)篩網(wǎng)泡破點(diǎn)測(cè)試裝置試驗(yàn)件

3.3 系統(tǒng)集成演示試驗(yàn)

2019年年初，開(kāi)展了液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)集成演示試驗(yàn)。演示樣機(jī)實(shí)物見(jiàn)圖 6，采用氦氣恒壓擠壓式姿/軌控統(tǒng)一推進(jìn)系統(tǒng)方案，配套3個(gè)100 L高壓氣瓶、2個(gè)400 L低溫貯箱、1臺(tái)5 000 N 液氧甲烷軌控發(fā)動(dòng)機(jī)和2個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)組(含1臺(tái)150 N和1臺(tái)25 N液氧甲烷姿控發(fā)動(dòng)機(jī))，并通過(guò)1套COP(Coil-On-Plug)點(diǎn)火系統(tǒng)控制5臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火工作[21]。

圖6 液氧甲烷推進(jìn)系統(tǒng)演示樣機(jī)照片F(xiàn)ig.6 Photograph of the LOX/LCH4propulsion system prototype

歷時(shí)3年，液氧甲烷推進(jìn)系統(tǒng)演示樣機(jī)經(jīng)過(guò)兩輪系統(tǒng)級(jí)迭代后于2021年先后完成推進(jìn)劑冷流試驗(yàn)、20次半系統(tǒng)單機(jī)熱試車(chē)、2次半系統(tǒng)五機(jī)協(xié)同點(diǎn)火熱試車(chē)和2次全系統(tǒng)熱試車(chē)，總計(jì)進(jìn)行了48次、約6 000 s系統(tǒng)冷/熱態(tài)試驗(yàn)考核。演示樣機(jī)運(yùn)行平穩(wěn)，軌/姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作協(xié)調(diào)、產(chǎn)品狀態(tài)良好，全系統(tǒng)集成演示試驗(yàn)獲得圓滿(mǎn)成功。

4 結(jié)束語(yǔ)

航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)的應(yīng)用需求日趨迫切，液氧甲烷重復(fù)使用運(yùn)載火箭已成為國(guó)內(nèi)外的研究熱點(diǎn)。液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)全箭推進(jìn)劑統(tǒng)一和無(wú)毒化，助力運(yùn)載火箭走向快速、完全可重復(fù)使用。面向可返回一子級(jí)對(duì)輔助動(dòng)力系統(tǒng)的功能性能需求，基于電動(dòng)泵的主輔一體化方案具有明顯的質(zhì)量?jī)?yōu)勢(shì)，但高可靠低溫電動(dòng)泵及其驅(qū)動(dòng)控制技術(shù)攻關(guān)難度大，且輔助動(dòng)力系統(tǒng)與總體增壓輸送等分系統(tǒng)高度耦合，不便高頻次地開(kāi)展系統(tǒng)級(jí)試驗(yàn)，進(jìn)而影響技術(shù)成熟度水平的提升。鑒于國(guó)內(nèi)在液氧甲烷軌姿控發(fā)動(dòng)機(jī)、低溫表面張力貯箱等核心單機(jī)領(lǐng)域具備較好的技術(shù)基礎(chǔ)，并且已經(jīng)完成了擠壓式液氧甲烷軌姿控推進(jìn)系統(tǒng)集成演示驗(yàn)證。選擇“分步走”策略，首先開(kāi)展擠壓式液氧甲烷輔助動(dòng)力系統(tǒng)工程化研制及飛行應(yīng)用和低溫電動(dòng)泵關(guān)鍵技術(shù)研究，逐步實(shí)現(xiàn)主輔一體化系統(tǒng)在重復(fù)使用運(yùn)載火箭及低溫上面級(jí)領(lǐng)域的應(yīng)用，更加切實(shí)可行。