30 kN上面級液氧甲烷發(fā)動機方案

趙海龍，張成印，曹紅娟，程圣清

(北京航天動力研究所， 北京 100076)

0 引言

上面級是指在基礎(chǔ)級運載火箭或運載器上增設(shè)的一級或多級[1]。上面級相對獨立，工作模式和技術(shù)特點介于運載火箭與航天器之間：任務(wù)周期長，承受的空間環(huán)境近于航天器[2]；任務(wù)模式多、適應(yīng)性強，發(fā)動機需要進行多次起動。但與航天器相比，上面級的軌道機動能力更強，發(fā)動機推力更大。上面級可將現(xiàn)有航天器直接發(fā)射入軌或大幅節(jié)省變軌時間，未來月球和火星等天體探測任務(wù)需要將探測器、衛(wèi)星和飛船等航天器直接送入環(huán)天體軌道，采用高性能上面級可以減少運載火箭末級入軌的質(zhì)量，與大型火箭組合后可以大幅提高運載能力。

美國的半人馬座、歐洲的EPS以及低溫上面級ESC—A/B、俄羅斯的微風(fēng)以及弗雷蓋特和KVRB等都是現(xiàn)役的上面級，均具備多星多軌道發(fā)射能力，可用于快速組網(wǎng)。我國為拓展現(xiàn)有運載火箭的工作能力，先后成功研制了遠征系列YZ—1、1A、2、3上面級[3]，這些上面級的主發(fā)動機使用常規(guī)推進劑，都存在推力及性能偏低和任務(wù)適應(yīng)性不足的問題。我國日益擴展的空間活動，要求上面級具備高性能(比沖大于360 s)、長期在軌以及較高軌道機動能力。相應(yīng)地，上面級主發(fā)動機需具有如下能力：①比沖高；②多次起動能力；③空間可長期貯存；④高可靠性[4-6]。

本文針對未來先進上面級發(fā)動機技術(shù)發(fā)展的需求，分析了液氧/甲烷推進劑組合的技術(shù)特點，對比了發(fā)動機系統(tǒng)循環(huán)方式，提出了閉式膨脹循環(huán)液氧/甲烷發(fā)動機系統(tǒng)方案，并介紹了30 kN液氧甲烷發(fā)動機系統(tǒng)、推力室、渦輪泵和發(fā)動機總裝產(chǎn)品的技術(shù)方案和研究進展。

1 液氧/甲烷的特點

液氧甲烷推進劑組合兼具氫氧和液氧煤油的優(yōu)點，除無毒無污染外還具有以下特點：①推進劑理論比沖高，相同室壓和面積比下，比沖較液氧煤油高約10 s、較液氫液氧低約90 s，密度比沖較液氧煤油低約60 s、較液氫液氧高約130 s；②甲烷結(jié)焦溫度高(950 K)、冷卻性能好、吸熱做功能力強，可用于膨脹循環(huán)系統(tǒng)；③甲烷沸點低，飽和蒸汽壓高，可實現(xiàn)貯箱自生增壓，同時易于發(fā)動機箱壓自身起動；④空間可貯存且液氧、甲烷的溫區(qū)接近，適應(yīng)長期在軌應(yīng)用，可使用共底貯箱；⑤可作為主動力和輔助動力系統(tǒng)的共用推進劑，減少火箭推進劑種類。液氧甲烷推進劑非常適用于長期在軌上面級主發(fā)動機[7-13]。

2 發(fā)動機系統(tǒng)方案

發(fā)動機的性能、技術(shù)難度、試驗方法、制造工藝和研發(fā)費用取決于系統(tǒng)循環(huán)方式，目前主動力發(fā)動機的系統(tǒng)循環(huán)方式主要有補燃循環(huán)、閉式膨脹循環(huán)、燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)等，幾種系統(tǒng)循環(huán)方式的對比如表1所示。

表1 系統(tǒng)循環(huán)方案對比

對比3種循環(huán)方式可知，膨脹循環(huán)系統(tǒng)設(shè)置更為簡單、比沖性能和固有可靠性高、可實現(xiàn)多次起動和推力調(diào)節(jié)，同時膨脹循環(huán)發(fā)動機國內(nèi)技術(shù)基礎(chǔ)較好、研制周期和成本可控，是低溫上面級發(fā)動機的首選方案[14-16]。

液氧甲烷上面級膨脹循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)原理如圖1所示，系統(tǒng)采用單推力室+串聯(lián)雙渦輪泵方案。液氧和甲烷分別經(jīng)渦輪泵增壓，增壓后的甲烷全流量進入推力室再生冷卻身部，吸熱汽化的甲烷氣體經(jīng)過甲烷渦輪和氧渦輪，膨脹做功后的甲烷與氧泵增壓后的液氧進入推力室混合燃燒。膨脹循環(huán)的上面級發(fā)動機總體布局如圖2所示，可以看到膨脹循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)簡單、布局結(jié)構(gòu)緊湊。

圖1 液氧甲烷發(fā)動機系統(tǒng)原理圖Fig.1 System schematic of LOX/methane engine

圖2 發(fā)動機總體布局示意圖Fig.2 Schematic layout of LOX/methane engine

根據(jù)總體的技術(shù)要求，確定發(fā)動機的主要設(shè)計指標(biāo)，運用質(zhì)量、能量和動量守恒原理，可計算得出發(fā)動機的系統(tǒng)參數(shù)，30 kN液氧甲烷上面級發(fā)動機的主要設(shè)計參數(shù)如表2所示。系統(tǒng)參數(shù)也是各組件設(shè)計的依據(jù)，圍繞閉式膨脹循環(huán)的系統(tǒng)方案，開展了系統(tǒng)、組件和總裝結(jié)構(gòu)的詳細(xì)方案設(shè)計，并完成了氣氧氣甲烷火炬式電點火器、推力室、渦輪泵和總裝結(jié)構(gòu)等關(guān)鍵組件的產(chǎn)品研制和試驗驗證工作，取得了階段性成果，初步驗證了系統(tǒng)和組件方案的可行性。火炬式點火器方案在參考文獻[14]中作了詳細(xì)介紹，該火炬點火器點火室壓1.0 MPa，氣氧氣甲烷總流量20 g/s，混合比3∶1，已共計參加19次縮比噴注器和2次全尺寸推力室擠壓熱試驗，全部實現(xiàn)成功點火，充分驗證了方案的合理可行性。本文重點介紹推力室、渦輪泵和總裝結(jié)構(gòu)的技術(shù)方案和研究進展。

表2 30 kN液氧甲烷上面級發(fā)動機主要參數(shù)

3 推力室

3.1 推力室總體

推力室由頭部、再生冷卻身部和噴管延伸段組成，如圖3和圖4所示。甲烷從入口集合器進入再生冷卻身部，在夾套逆流進行再生冷卻，吸熱汽化后的甲烷從推力室頭部的出口集合器流出，作為驅(qū)動渦輪泵的工質(zhì)。液氧和做功后的甲烷最終進入推力室頭部從噴注器噴出，在燃燒室內(nèi)充分混合并經(jīng)點火器點燃，燃燒膨脹加速從噴管噴出產(chǎn)生推力。

圖3 推力室身部和噴管延伸段示意圖(單段式再生冷卻方案)Fig.3 Combustion chamber and nozzle extension(single-stage regenerative cooling design scheme)

圖4 推力室Fig.4 Combustion chamber

3.2 推力室頭部

推力室頭部采用三底兩腔的結(jié)構(gòu)方案，甲烷腔位于液氧腔和燃燒室之間，如圖5所示。一底是滲透率為5%的發(fā)汗面板，分隔甲烷腔和燃燒室，少量滲透的甲烷通過發(fā)汗面板對其進行冷卻，可降低一底積碳或燒蝕風(fēng)險；二底為不銹鋼結(jié)構(gòu)，分隔甲烷腔和液氧腔；三底頂蓋為不銹鋼結(jié)構(gòu)，作為主要的承力結(jié)構(gòu)。

噴注器采用等混合比和等流強設(shè)計，中心安裝點火器的引火管，90個噴注單元呈5圈同心圓排布，噴嘴為同軸渦流離心方案，如圖6所示。由于發(fā)動機推力較小，并且燃燒室為氣液燃燒，所以未設(shè)計燃燒穩(wěn)定裝置。

圖5 推力室頭部示意和產(chǎn)品Fig.5 Top of combustion chamber

圖6 噴嘴和噴注器產(chǎn)品照片F(xiàn)ig.6 Nozzle and injector

3.3 再生冷卻身部

系統(tǒng)要求再生冷卻身部溫升不小于380 K，流阻不大于2.9 MPa，起動不小于20次。借鑒氫氧發(fā)動機的成熟技術(shù)，身部采用單段式再生冷卻結(jié)構(gòu)、溝槽銅合金內(nèi)壁/電鑄鎳外壁的方案，如圖7所示。身部的圓柱段長度350 mm，直徑150 mm，喉部直徑75 mm，截斷面積比為12，喉部溝槽通道數(shù)為120，圓柱段和擴張段的通道數(shù)為240，綜合考慮了溫升、流阻和夾套壽命因素。燃燒室的特征長度為1.75 m，燃?xì)馔Ａ魰r間為2.34 ms，最高氣壁溫為720 K，充分考慮了地面試車燃?xì)獠环蛛x以及輻射冷卻噴管的安全性。膨脹循環(huán)發(fā)動機需要較長的燃燒室對甲烷進行充分加熱，這就決定了燃燒室的特征長度和燃?xì)馔Ａ魰r間較大。大特征長度可提高燃燒效率，但同時增加了推力室的結(jié)構(gòu)長度和質(zhì)量[17-19]。

圖7 推力室身部Fig.7 Body of combustion chamber

3.4 推力室短噴管擠壓試驗

推力室擠壓試驗系統(tǒng)示意如圖8所示，試驗臺擠壓供應(yīng)的液氧經(jīng)過流量計和汽蝕管進入發(fā)動機，經(jīng)氧主閥進入推力室液氧集合器，在氧主閥上游設(shè)置泄出閥，用于預(yù)冷和關(guān)機泄出。液甲烷經(jīng)過流量計和甲烷汽蝕管進入發(fā)動機，經(jīng)甲烷主閥進入推力室再生冷卻夾套，換熱后的氣甲烷經(jīng)音速噴嘴進入推力室甲烷集合器，在甲烷主閥前設(shè)置甲烷泄出閥，用于預(yù)冷和關(guān)機泄出。液氧和甲烷的流量通過設(shè)置汽蝕管來控制，在夾套后的音速噴嘴來模擬夾套出口壓力，點火采用文獻[14]中介紹的氣氧/氣甲烷火炬式電點火系統(tǒng)。

圖8 推力室擠壓試驗系統(tǒng)示意圖Fig.8 Combustion chamber extrusion test system

推力室擠壓試驗時間為50 s，首次試驗為確保產(chǎn)品安全，選擇了較低的混合比2.85，試驗設(shè)計參數(shù)如表3所示。試驗的起動過程平穩(wěn)迅速，主級工作段監(jiān)測參數(shù)正常，試驗現(xiàn)場如圖9所示。試車后噴注器面板發(fā)生輕微高溫變色并有少量積碳，噴嘴表面光潔、無燒蝕、狀況良好，燃燒室內(nèi)壁光滑，圓柱段內(nèi)壁略有高溫變色，喉部前端有少量積碳，如圖10所示。

表3 試驗設(shè)計參數(shù)

圖9 推力室工作照片F(xiàn)ig.9 Combustion chamber

圖10 推力室試車后Fig.10 Combustion chamber after test

噴注器面板上設(shè)置了2個速變壓力測點，可獲得近似室壓，噴注面壓力曲線如圖11所示。通過試驗數(shù)據(jù)分析可知：試驗數(shù)據(jù)與試驗設(shè)計參數(shù)高度吻合，室壓的波動與主補增貯箱箱壓的波動相一致，屬正常現(xiàn)象；試驗獲得了同軸渦流離心噴注器燃燒起動加速性，點火延遲為0.35 s，點火器與推力室工作協(xié)調(diào)；推力室主級工作全程平均燃燒效率為0.986。如果噴管效率為0.96、面積比為120，推力室真空比沖可達363.2 s；如果混合比為3.2，再生冷卻夾套甲烷溫升可達到410 K，可為系統(tǒng)調(diào)節(jié)提供的裕量不低于10%。

圖11 噴注面壓力曲線Fig.11 Pressure curve of injection surface

4 渦輪泵

4.1 渦輪泵總體

渦輪泵是泵壓式液體火箭發(fā)動機中渦輪和泵組合的總稱，推進劑的流量和揚程由渦輪泵來保證，是發(fā)動機名副其實的“心臟”。渦輪泵的方案初步設(shè)計與發(fā)動機方案論證同步開展，30 kN液氧甲烷發(fā)動機的渦輪工質(zhì)流量僅為1.5 kg/s左右，不適宜分流并聯(lián)。綜合考慮性能、技術(shù)難度和研制周期等因素，沿襲我國成熟氫氧發(fā)動機的布局方案，采用雙渦輪泵串聯(lián)布局方案如圖12所示。

圖12 甲烷(左)和液氧(右)渦輪泵示意圖Fig.12 Methane (left) and liquid oxygen (right) turbo pumps

液氧和甲烷渦輪泵都采用亞音速部分進氣沖擊式軸流渦輪；泵與渦輪同軸，泵端組合使用誘導(dǎo)輪和單級離心輪，提高了泵的氣蝕比轉(zhuǎn)速，可有效改善泵的抗氣蝕性能；由于轉(zhuǎn)速較低，軸系采用剛性轉(zhuǎn)子，增加了重復(fù)使用的可靠性；軸承和密封都借用了現(xiàn)有氫氧發(fā)動機的產(chǎn)品，這里不再多做介紹[20-22]。

4.2 渦輪泵介質(zhì)試驗

液氧和液甲烷都屬低溫液體，地面狀態(tài)下極易汽化蒸發(fā)，為減少泵端的預(yù)冷時間，渦輪泵裝配測試完成后進行了簡易發(fā)泡熱防護，如圖13所示。

圖13 甲烷(左)和液氧(右)渦輪泵照片F(xiàn)ig.13 Methane (left) and liquid oxygen (right) turbo pumps

為了獲得渦輪泵綜合性能，分別進行了2輪甲烷渦輪泵和3輪液氧渦輪泵介質(zhì)試驗，渦輪工質(zhì)均為高壓常溫氮氣，泵介質(zhì)為液氮。通過系列試驗，獲得了渦輪泵的性能參數(shù)和起動特性，甲烷和液氧渦輪泵效率—轉(zhuǎn)速曲線如圖14和圖15所示。通過試驗數(shù)據(jù)分析，推算至氣甲烷作為渦輪泵工質(zhì)，泵端分別為液氧和液甲烷的工況下，渦輪泵基本滿足系統(tǒng)設(shè)計指標(biāo)。

圖14 甲烷渦輪泵效率—轉(zhuǎn)速曲線Fig.14 Efficiency—speed curve of methane turbo pump

圖15 液氧渦輪泵效率—轉(zhuǎn)速曲線Fig.15 Efficiency—speed curve of liquid oxygen turbo pump

針對試驗過程中暴露出的技術(shù)問題，及時對產(chǎn)品進行了改進和試驗驗證，主要包括：甲烷渦輪泵浮動環(huán)軸套Cr2O3涂層在試驗中脫落，試驗后將軸套的表面處理改為氮離子注入工藝，試驗考核證明可有效避免涂層脫落造成多余物風(fēng)險；氧渦輪泵起動力矩偏大，試驗后減小了端面密封的壓縮量，試驗考核證明該措施可有效解決起動力矩偏大的問題。試驗驗證了改進后的產(chǎn)品狀態(tài)良好，具備配套發(fā)動機系統(tǒng)試驗?zāi)芰Α?/p>

同時，試驗數(shù)據(jù)表明甲烷渦輪泵的效率偏低。分析認(rèn)為，主要原因是渦輪泵內(nèi)回流和軸承冷卻泄漏流量占比偏高，導(dǎo)致泵端體積效率偏低。后續(xù)可重新進行泵內(nèi)流場的設(shè)計，解決泵端分流占比偏高的問題，并可以通過適當(dāng)提高渦輪泵轉(zhuǎn)速或放大葉輪直徑等手段進行綜合治理，以進一步優(yōu)化渦輪泵的性能。

5 發(fā)動機總裝集成

利用新研制的推力室、渦輪泵、主閥和火炬點火器，借用成熟發(fā)動機的地面試驗機架和其他閥門產(chǎn)品，集成裝配了發(fā)動機全系統(tǒng)原理樣機，并完成了發(fā)動機全系統(tǒng)試驗方案設(shè)計，具備了開展發(fā)動機系統(tǒng)試驗研究的條件。發(fā)動機全系統(tǒng)原理樣機總裝布局示意圖及照片如圖16所示，采用以推力室為中心總體布局結(jié)構(gòu)，甲烷渦輪泵和液氧渦輪泵分置于推力室兩側(cè)，控制器及閥門控制盒等附件安裝在機架上[23]。

圖16 30 kN液氧甲烷上面級發(fā)動機全系統(tǒng)原理樣機Fig.16 Schematic prototype of the 30 kN upstage LOX/methane engine

6 結(jié)論

1)液氧甲烷推進劑性能較高、空間可貯存、重復(fù)使用性好、制備簡單，非常適用于長期在軌上面級發(fā)動機；閉式膨脹循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)設(shè)置簡單、性能和固有可靠性高、易于多次起動和變推力調(diào)節(jié)，是長期在軌上面級動力系統(tǒng)方案的首選。

2)開展了推力室和渦輪泵等發(fā)動機核心組件的設(shè)計、生產(chǎn)和試驗驗證，試驗結(jié)果初步證明了發(fā)動機系統(tǒng)及組件方案的可行性。

3)完成了發(fā)動機全系統(tǒng)原理樣機總裝和演示試驗方案設(shè)計工作，為深入開展發(fā)動機系統(tǒng)技術(shù)研究打下了良好基礎(chǔ)。后續(xù)將開展發(fā)動機全系統(tǒng)原理演示試驗飛行狀態(tài)閥門產(chǎn)品的研制配套和現(xiàn)有組件的改進，并可基于此發(fā)動機平臺開展深度變推力調(diào)節(jié)技術(shù)驗證。