液氧甲烷發動機發展現狀

張小平 周亞強 嚴 偉

(1.陜西藍箭航天技術有限公司, 西安 710100; 2.中國載人航天工程辦公室, 北京 100034;3.藍箭航天空天科技股份有限公司, 北京 100176)

1 引言

火箭發動機是航天活動的基礎,在一定程度上決定著導彈武器、運載火箭、衛星和各種航天器的特性,是實現廉價、快捷及大規模進入太空的必要條件。

20 世紀80 年代之前,各國火箭發動機的研制均以導彈武器和一次性使用運載火箭為應用目標,推進劑主要包括液氧/煤油、液氧/液氫、四氧化二氮/偏二甲肼和固體推進劑等。 20 世紀80年代以來,美國和蘇聯以太空產業化為目標,開始研制可重復使用火箭發動機,研制成功了SSME等發動機。 但由于技術水平和頂層設計等問題,第一代可重復使用發動機和火箭并沒有達到大幅度降低成本的目的[1-2]。 進入21 世紀,SpaceX 公司以可重復使用的梅林液氧煤油發動機和獵鷹9火箭大幅度降低了發射成本,取得了人類航天史上前所未有的成就。 然而,液氧煤油發動機再次使用前,內腔的煤油和積碳需要清除,維護工作較為復雜,不利于重復使用,同時發動機使用壽命偏短,比沖性能偏低,存在諸多不足。

隨著液化天然氣(Liquefied Natural Gas,LNG)的大規模使用,來源廣泛、成本低廉的甲烷成為火箭發動機可供選擇的推進劑。 甲烷熱值高,液氧甲烷發動機的比沖性能具有一定優勢;液氧與甲烷均為低溫介質,再次使用前可自然蒸發排出,富燃燃燒基本無積碳,大幅減少了液氧甲烷發動機的維護工作,可快速再次發射。 經國內外各航天動力研發機構研究,對于重復使用運載火箭,液氧甲烷發動機是最佳選擇和發展方向[3-4]。 目前,美國SpaceX 公司、Blue Origin 公司以及歐洲、俄羅斯研制的新型發動機均采用了液氧甲烷推進劑,美國2 家公司已完成發動機研制。 20 世紀80 年代后期,中國開展了液氧甲烷發動機的探索性研究;2005 年以來,進行了液氧甲烷發動機關鍵技術研究工作[5-6];2017 年以來,中國多家民營航天企業開展了液氧甲烷發動機研制。

本文總結國內外液氧甲烷發動機研制情況,分析不同組分LNG 對發動機的影響,指出液氧甲烷發動機的發展方向和需要解決的關鍵技術,提出研制大推力重復使用液氧甲烷全流量補燃循環發動機的建議,可為相關研究提供借鑒。

2 國外液氧甲烷發動機發展情況

1931 年,德國試驗了世界上第一臺液氧甲烷發動機,開創了液氧甲烷發動機探索研究的先河。但是,在此后的幾十年間,運載火箭以一次性使用為主,主要采用四氧化二氮/偏二甲肼、液氧煤油、液氧液氫等推進劑,液氧甲烷發動機的優勢沒有得到發揮。 隨著可重復使用需求的凸顯和液化天然氣的應用,液氧甲烷發動機逐漸成為各國新一代航天主動力研究的重點和熱點[7-9]。

2.1 美國

美國前期致力于支持液氧甲烷的點火、傳熱、燃燒及積碳等基礎技術和小推力發動機研究[10-11]。 在NASA 支持下洛克達因、XCOR 及ATK 等公司進行了登月飛船上升級和獵戶座飛船反作用控制系統的液氧甲烷發動機研究,并進行了多次熱試車。 2010 年后,SpaceX 公司和Blue Origin 公司致力于可重復使用液氧甲烷發動機研制,分別完成了猛禽(Raptor)發動機和BE-4 發動機研制[12]。

猛禽液氧甲烷發動機采用全流量補燃循環,海平面推力為2000 kN,燃燒室壓力達到30 MPa,海平面比沖為3273 m/s,結構質量為1500 kg,是目前世界上技術水平最高的液體火箭發動機[3,12]。 猛禽發動機系統圖見圖1。

圖1 Raptor 發動機系統原理圖Fig.1 Schematic of the Raptor engine system

2009 年,SpaceX 公司提出下一代發動機的研制設想,比較了液氧煤油、液氧液氫和液氧甲烷等推進劑組合。 2012 年,考慮到甲烷有利于發動機重復使用、性能更高、火星上可能能夠制備等因素,決定采用液氧甲烷推進劑。 2014—2015 年,在NASA 的支持下,在斯坦尼斯E-2 試驗臺進行了主噴注器試驗富氧預燃室試驗。 2016 年,SpaceX 在McGregor 建設了試車臺,進行了發動機點火試車;同年美國空軍決定支持該發動機研制項目,SpaceX 可以獲得6730 萬美元,并根據進度可以再得到6130 萬美元。 2019 年,發動機安裝在火箭上進行了跳躍測試,開始了飛行試驗。 同時,SpaceX 公司快速迭代,2022 年研制了改進型猛禽2 發動機。 由于發動機技術難度大,2022 年披露曾爆炸過30 多臺產品,燒毀了50 多臺推力室。

BE-4 液氧甲烷發動機采用富氧補燃循環系統,推力為2400 kN,燃燒室壓力達到13.4 MPa,海平面比沖為3038 m/s[12]。 BE-4 發動機模型見圖2。 2011 年,Blue Origin 公司開始發動機研發。2014 年,United Launch Alliance 決定其新型運載火箭Vulcan 采用BE-4 發動機,以取代俄羅斯的RD-180 發動機[3,13]。 2015 年,進行了閥門、渦輪泵、噴注器、預燃室和推力室試驗。 2016 年,美國空軍向ULA 提供2.02 億美元研制資金。 2017年,完成了發動機整機低工況試車。 同年6 月,Blue Origin 建造了新的工廠和試驗設施。 2019年,開始進行額定推力試車。 2020 年,開始向ULA 交付發動機。

圖2 BE-4 發動機模型[3]Fig.2 Model of the BE-4 engine[3]

2.2 俄羅斯

俄羅斯的幾家液體火箭發動機設計局開展了不同推力的液氧甲烷發動機研究[14-15]。 能源機械聯合體提出了推力覆蓋10 N～2000 kN 的多種液氧甲烷發動機方案,提出使用RD-169、RD-182 及RD-185 發動機的Riksha 系列運載火箭方案,并在1995 年設計了推力1000 N 的發動機,進行了試車。 從1994 年開始,化學自動化設計局將RD-0110 液氧煤油發動機和RD-56 液氧液氫發動機改制為液氧甲烷發動機,在1997年后進行了多次試車。 熱過程研究所提出了推力覆蓋50～2400 kN 的多種發動機方案,進行了大量基礎研究。 同時,俄羅斯的幾家設計局積極輸出技術,與歐洲、日本、韓國進行了多項液氧甲烷發動機技術的合作。 目前,俄羅斯正在研制推力200 噸級的RD-0162 液氧甲烷發動機,計劃2030 年前后投入使用,但由于國家投入經費較少,項目進展緩慢[12]。

2.3 其他國家

2004 年,歐洲航天局啟動未來航天運載器預發展計劃,將液氧甲烷發動機作為研究的重點,以下一代可重復使用發動機和阿里安5 火箭替代發動機為目標,開展了多型液氧甲烷發動機研究[12,16],進行了推進劑性能試驗、噴注器設計與試驗、高壓推力室冷卻方式和冷卻結構研究、推力室內壁銅合金和耐高溫鍍層以及耐高溫復合材料等研究,對比了補燃循環和燃氣發生器循環的優劣性,曾提出過伏爾加和烏拉爾液氧甲烷發動機研制計劃,2008 年金融危機后這些項目終止。

2015 年以來,空客賽峰運載器公司和法國空間研究中心開展了普羅米修斯(Prometheus)液氧甲烷發動機研制,該發動機推力為1000 kN。2016 年12 月,歐空局部長會議決定將該發動機納入未來運載器計劃(FLPP),預計投入8500 萬歐元,為歐洲運載器的長期發展做準備,瞄準2030 年左右的發射市場[12,17-18]。

為了降低發射成本,日本曾提出采用液氧甲烷發動機代替固體助推器的方案,對液氧甲烷發動機的燃燒性能、冷卻性能、高壓推力室進行了研究[19-21],并改制了LE-7 發動機采用甲烷進行了熱試車[22-24]。 日本空間工作委員會曾計劃研制推力100 kN 級的液氧甲烷上面級火箭發動機,并進行了多次熱試車[25-26]。 但日本對航天的需求較少,因此在液氧甲烷發動機領域主要是一些關鍵技術的研究。

2.4 小結

進入本世紀以來,可重復使用成為航天發展的主要方向,各國研制的新型發動機基本上均采用液氧甲烷推進劑。 目前,SpaceX 公司的猛禽發動機和Blue Origin 公司的BE-4 發動機均已完成研制,開始交付飛行產品。 國外新型發動機中,猛禽發動機采用全流量補燃循環,性能高,渦輪泵密封相對簡單,有利于重復使用,系統壓力高,創新技術多,處于液體火箭發動機技術領域的最高水平;BE-4 發動機和RD-0162 發動機采用富氧燃氣補燃循環,性能較高,研制難度較大;歐洲的普羅米修斯發動機采用燃氣發生器循環,系統簡單,研制難度適中,性能偏低。 國外主要液氧甲烷發動機參數見表1。

表1 國外主要液氧甲烷發動機參數Table 1 Main LOX/methane engine abroad

3 中國液氧甲烷發動機發展情況

中國液氧甲烷發動機研究的歷史由來已久,幾家航天院所開展了多型基礎技術研究和關鍵技術攻關,多家民營火箭公司進行了發動機工程研制,取得了一定的成果。

20 世紀80 年代中后期,以新一代火箭發動機為背景,開展了液氧/煤油、液氧/甲烷和液氧/丙烷推進劑的比較研究,進行了甲烷的傳熱試驗和燃燒試驗。 1990 年后決策研制液氧煤油發動機,液氧甲烷發動機的研究暫時停滯。

2005—2010 年期間,中國開展了液氧甲烷發動機關鍵技術研究工作。 西安航天動力研究所進行了液氧甲烷發動機傳熱、燃燒、起動和系統方案等研究[27-29],進行了10 噸級液氧甲烷發動機燃氣發生器和推力室試驗[30];北京航天動力研究所以YF-77 液氧液氫發動機為基礎,改制出了液氧甲烷發動機原理樣機,并成功進行了全系統試驗[31]。

2010—2015 年期間,以重復使用亞軌道飛行器為應用背景,北京航天動力研究所進一步開展了液氧甲烷發動機組件性能和長壽命、重復使用關鍵技術研究,完成了單臺發動機的多次試車考核。

同時期,以上面級發動機載人登月等項目為背景[32],北京航天動力研究所開展了液氧甲烷上面級發動機技術研究、多次起動變推力發動機技術研究,開展了甲烷推進劑用于小型液氧甲烷發動機系統的可行性和方案性研究[33-34]。

2013 年,北京航天動力研究所開展了天地往返能力驗證飛行器OMS 和RCS 液氧/甲烷一體化方案的研究。 2017—2020 年,上海航天動力研究所成功進行了液氧甲烷姿軌控推力室試驗,獲得了相關工作特性。

此外,北京航空航天大學針對2 噸推力液氧甲烷重復使用發動機進行了結構設計、壽命指標分配方法等研究,以及相關噴嘴機理研究[35-36]。

在全流量補燃循環發動機領域,2010 年以來,西安航天動力研究所開展了推力200 噸級液氧甲烷發動機動力循環方式論證,近年來進行了全流量補燃循環發動機研究論證[29],發動機海平面推力2000 kN。

2015 年以來,多家民營航天企業成立。 2017年底,藍箭航天開始研制真空推力80 t 和8 t 兩型液氧甲烷發動機[37]。 2020 年,完成了極限工況試車、極限邊界條件試車、搖擺試車、長程試車、過冷推進劑試車等全面考核,試車過程如圖3所示。

圖3 藍箭航天80 噸和8 噸兩型發動機試車Fig.3 Landspace’s 80-ton and 8-ton engine test

2021 年,完成了火箭一級動力系統試車,完成了可靠性鑒定,其中8 t 發動機單機試車時間1萬秒、80 t 發動機單機長程試車11 次,交付了首飛火箭發動機產品。 與此同時,開始實施發動機改進與提升工作。 80 t 發動機及其改進型發動機主要性能參數見表2。

表2 藍箭航天發動機主要技術參數Table 2 Main technical parameters of engine

2021 年,藍箭航天啟動了200 噸級全流量補燃循環發動機論證與研究,初步確定了發動機技術參數,海平面推力為2200 kN,真空推力為2366 kN,海平面比沖為3219 m/s,真空比沖為3461 m/s,混合比為3.6,燃燒室壓力為26 MPa,推力調節范圍為40%～120%,混合比調節范圍為±8%。

九州云箭進行了10 噸級凌云和80 噸級龍云兩型液氧甲烷發動機研制,星際榮耀開展了15 噸級焦點一號液氧甲烷發動機研制,均取得了一定的進展和成果。 其中,九州云箭的兩型發動機和星際榮耀的15 噸級發動機已進行試車,取得了一定成果。 九州云箭80 噸級發動機試車見圖4。

圖4 九州云箭80 噸級發動機試車Fig.4 Jiuzhou Yunjian’s 80-ton engine test

4 火箭用LNG 研究與選擇

天然氣來源廣泛,包括自然形成和人工合成,其成分相差較大,甲烷含量一般在90%～99.8%,其余主要組分為乙烷、丙烷、氮氣以及微量的硫化物。 研究發現,對發動機影響較大的因素包括硫含量和組分差異。

4.1 硫化合物的影響

天然氣中微量的硫化合物,對推力室銅內壁、不銹鋼過濾網有腐蝕作用。 相關研究表明[38-40]:含硫量大于5 ppm 時,對銅內壁有明顯腐蝕;硫含量低于1 ppm 時,對銅合金內壁沒有腐蝕。

中國2020 年發布的液化天然氣國家標準[41]規定,總硫含量應低于20 mg/m3(28 ppm),大于發動機的允許值。 然而,實際生產過程中,多家生產廠的指標均小于1 ppm,可以滿足火箭發動機使用。 因此,在具體使用時需要檢測總硫含量,山東非金屬材料研究所研制了相關的標準氣,可以滿足硫含量的檢測需求。

此外,民用天然氣中需添加臭味劑四氫噻吩(C4H8S),添加標準為20 mg/m3,由于該物質含硫,在火箭用LNG 中應禁止添加。

4.2 組分差異的影響

經仿真計算和試車驗證,采用不同組分的LNG 發動機均可正常工作,對發動機性能影響如表3 所示。 可以發現,不同組分的LNG 密度差異較大,對發動機混合比影響較大。 因此,在發動機實際應用時需要嚴格控制LNG 的組分。

表3 LNG 組分對發動機性能的影響Table 3 Effects of LNG components on engine performance

4.3 火箭用LNG 選擇

國內市場LNG 主要有進口LNG 和利用管道氣、井口氣、煤制天然氣、焦爐氣制天然氣等生產的LNG。 海氣和管道氣產地多,組分差異較大而且不穩定,不能滿足要求。

井口氣采用單一氣源液化,品質一致性好。國內井口氣主要分布于陜北、甘肅和內蒙古,其中榆林金源天然氣有限公司的LNG 中甲烷含量為96%±0.3%,可以滿足要求。

煤制天然氣和焦爐氣制天然氣是以煤為原料形成,其甲烷含量為98.8%～99.6%,一致性好,能夠很好地滿足要求,可優先選擇。

5 關鍵技術與發展方向

5.1 液氧甲烷發動機關鍵技術

重復使用液氧甲烷發動機關鍵技術如下:

1)大范圍推力調節技術。 用于運載火箭垂直回收,需突破高精度低溫調節器、低工況下組織燃燒、系統穩定性等問題;

2)多次點火起動技術。 是運載火箭回收的關鍵,起動次數應達到3～4 次,需解決高可靠點火、再次起動前內腔推進劑熱管理等問題;

3)高效穩定燃燒技術。 解決燃氣發生器和推力室在不同工況下的燃燒穩定性問題,重點突破液氧甲烷液液燃燒技術;

4)大功率渦輪泵總體技術。 解決全流量補燃循環發動機軸向力平衡與轉子動力學問題;

5)多組件動力學技術。 解決發動機推力室、渦輪泵和燃氣發生器多場耦合問題;

6)重復使用發動機壽命設計與評估技術。結合仿真計算與試驗驗證,制定相關準則;

7)大尺寸高壓推力室制造與材料技術。 解決推力室內外壁焊接,研發高溫高強高導熱材料;8)發動機及其組件試驗技術。

5.2 液氧甲烷發動機發展方向

液體火箭發動機的技術水平主要取決于動力循環方式。 大推力發動機的動力循環方式主要包括燃氣發生器循環、富氧補燃循環、富燃補燃循環和全流量補燃循環。

燃氣發生器循環發動機中,驅動渦輪的燃氣排入推力室擴張段或直接排出,渦輪泵功率小,推力室壓力一般在10 MPa 以下,對生產和試驗的要求較低,研制難度相對較低,但發動機比沖較低。

富氧補燃循環或富燃補燃循環發動機中,氧化劑或燃料的絕大部分與另一種組元的小部分燃燒,產生富氧或富燃的燃氣,燃氣驅動渦輪后進入推力室,和另一種組元的其余部分在推力室燃燒。 推力室壓力可達到20 MPa 以上,發動機比沖比燃氣發生器循環高約10%,技術水平較高。

全流量補燃循環發動機中,2 種推進劑的絕大部分流量分別與另一種推進劑的一小部分流量燃燒,產生富燃和富氧的燃氣,分別驅動2 臺渦輪后進入推力室燃燒。 主要優點如下:

1)進一步提高推力室壓力,可達到30 MPa左右,提高發動機比沖;

2)由富氧燃氣驅動氧化劑渦輪泵,富燃燃氣驅動燃料渦輪泵,避免了氧燃接觸,對渦輪泵密封的要求大幅度降低;

3)渦輪流量大幅增加,可以降低燃氣溫度。

后2 個優點有利于提高發動機的使用壽命,因此,全流量補燃循環發動機更有利于重復使用。

中國在液氧甲烷發動機技術領域取得了一定成果。 但是,與猛禽發動機相比,中國整體技術差距較大;同時尚無明確的重復使用規劃,制約未來發展。 為此,建議如下:

1)根據大規模、廉價進入太空的需求,制定大型重復使用運載火箭及其發動機發展戰略;

2)液氧甲烷全流量補燃發動機是重復使用航天動力的發展方向,制定發動機的發展規劃;

3)充分利用科研院所和民營公司的力量,支持同步開展研發工作。

6 結束語

液氧甲烷發動機具有再次使用前維修維護工作少、成本低、性能高等優勢,是重復使用時代運載火箭的最佳選擇和發展方向。 美國SpaceX 公司研制的猛禽發動機采用液氧甲烷推進劑和全流量補燃循環系統,代表了目前世界先進水平。

中國開展了液氧甲烷發動機基礎技術研究和工程研制,取得了一定成果,建議制定重復使用發動機的發展戰略,開展大推力液氧甲烷全流量補燃發動機研制。