重復使用液體火箭發動機典型特征分析

崔 朋, 劉 陽, 朱雄峰, 韓秋龍, 李晨陽, 劉 鷹, 譚云濤, 周城宏

(北京跟蹤與通信技術研究所, 北京 100094)

1 引言

隨著進入空間需求的大規模增加,低成本成為航天運輸領域近年來發展的主題[1-4]。美國Space-X 的獵鷹-9 號運載火箭通過一子級的重復使用,將單位發射成本控制到1.5 萬元/kg 以下[5-6],相當于一次性運載火箭發射成本的1/5 ～1/3,為實現低成本進入太空提供了可行方案,開啟了運載火箭垂直起降的新紀元。基于當前的技術水平和發展趨勢,實現運載火箭一子級垂直回收是低成本運輸的主要路徑[7]。運載火箭一子級的重復使用關鍵之一在于液體火箭發動機,因此發展高性能、低成本、高可靠性的重復使用運載火箭發動機勢在必行。

20 世紀80 年代航天飛機研制成功,拉開了運載器重復使用的序幕,但由于其發射成本高、維護周期長、安全可靠性低等原因[8],在運營30 年之后,于2011 年正式退出歷史舞臺。航天飛機采用的是水平著陸方案,對主火箭發動機的深度變推力性能要求不高。在試驗中,航天飛機主發動機推力調節范圍能夠達到17%～109%[9-10],但在實際飛行中,65%～109%的變推范圍就能滿足重復起降需求[11]。運載火箭采用的是垂直起降回收方案,這對液體火箭發動機提出了更高的要求,例如推力變比需求增大、起動次數需求增加、外部力學環境和熱環境更加復雜等[12],因此重復使用液體火箭發動機成為實現運載器重復使用的關鍵之一,與之相關的技術特征得到廣泛關注[13-16]。

研究重復使用液體火箭發動機需要明確典型特征。蔡國飆等[17]圍繞發動機性能總結了重復使用液體火箭發動機具備的若干特點,例如雙混合比、雙燃料和先進噴管等,發動機推力的提升是實現重復使用運載最直接的技術途徑。在其他方面,徐大富等[18]研究認為重復使用運載火箭要求發動機應當具備推力調節、多次起動、寬入口條件下的點火起動以及健康監測與壽命評估的能力;李斌等[19]針對發動機推力調節這一典型特征,提出了不同推進劑組合和循環方式在實現重復使用中發揮的重要作用,為開展重復使用液體火箭發動機典型特征分析打下基礎;鄭大勇等[16]研究了不同推進劑組合的發動機性能,認為相比液氫液氧和液氧煤油發動機,液氧甲烷發動機在重復使用性和使用維護性方面具有綜合的性能優勢,應是重復使用運載火箭的理想動力裝置;包佳玥[20]從工程研制角度指出,為了滿足重復使用需求,針對現有液體火箭發動機,應當明確一次性組件和多次使用組件,并分別對2 種類型組件開展有針對性研究。此外,張楠等[21]按照壽命、功能、性能、維修、檢測診斷的分類提出了重復使用液體火箭發動機的15 個技術指標體系,為挖掘并量化典型特征提供了啟示?？傮w來看,現有的研究圍繞重復使用主題提出了不同的典型特征和研究重點,對重復使用液體火箭發動機典型特征有了初步的共識,但針對重復使用液體火箭發動機典型特征尚缺乏系統全面的描述,對關鍵技術方向認識不夠清晰,制約了垂直起降重復使用運載火箭的發展。

本文對重復使用液體火箭發動機應具備的典型特征進行研究,定量分析重復使用能力、起動次數和推力調節范圍等典型指標,并給出定量化的依據。基于典型特征,分別開展符合特征要求的重復使用液體火箭發動機組件分析和重復使用關鍵技術分析,為進一步發展重復使用液體火箭發動機提供借鑒和參考。

2 典型特征分析

2.1 發動機重復使用內在特征分析

內在特征指為了滿足重復使用,液體火箭發動機應當具備的典型技術特征。

2.1.1 結構輕質化

運載火箭重復使用會增加火箭重量,因此重復使用要求之一為輕質化,以彌補重量增加帶來的運載能力損失。輕質化主要有3 層含義:一是采用輕質材料,二是開展參數優化,減輕結構質量,三是采用新型制造技術。

針對輕質材料的研究結果表明,液體火箭發動機輻射冷卻身部采用密度不及金屬合金1/4 的碳纖維復合材料,其推重比能夠大幅提升。

針對參數優化的研究結果表明,采用朱森元給出的推力室經驗估算模型[22],在推力和噴管面積比不變時,室壓從10 MPa 增加到15 MPa 時,推力室質量減輕5.9%。對于電動泵壓式發動機而言,電池質量占比較大。依據文獻中計算模型[23],當功率密度主導電池質量時,鋰聚合物電池質量是鋰硫電池的1/5;當能量密度主導電池質量時,鋰硫電池質量是鋰聚合物電池的37%。

針對新型制造技術研究,采用增材制造技術,例如3D 打印,能夠制造薄壁、緊湊的結構件,將傳統制造結構小型化,進而實現減重目的。研究結果表明,通過3D 打印技術,能夠將板翅式換熱器的體積及重量降低20%[24],直接提升發動機推重比。另外,3D 打印能夠將連續纖維復合材料應用于復雜構型結構[25],從而間接實現減重。

2.1.2 組件/元件可重復

火箭發動機重復使用則要求發動機組件/元件亦能重復使用,如表1 所示。因此應淘汰一次性組件或元件,例如火藥點火器、燒蝕熱防護材料等,以滿足重復使用的內在要求;盡量減少不適于多次使用的元件,例如化學點火裝置、富氧燃氣發生器等。

表1 部分元件/組件重復使用性能分析Table 1 Reuse performance analysis of some parts/components

2.1.3 便于維護

對于重復使用液體火箭發動機而言,便于維護是另一內在要求。便于維護有3 層含義,一是維修時間短,二是維修成本低,三是維修難度小。研究數據表明,由于維護時間長,航天飛機一年最多發射9 次,遠達不到年均50 次的目標[26];由于維護成本高,航天飛機每次發射費用高達4 億～5億美元,遠高于最初設定的3000 萬美元[11];由于航天飛機具有上千個分系統和上百萬個零件,維修難度大,例如防熱系統共有31 000 多塊防熱瓦,每次飛行后約需要更換50 塊防熱瓦,但是全部防熱瓦在飛行后都要進行檢修[8]。

2.2 火箭重復使用特征分析

2.2.1 重復使用

重復使用火箭決定了發動機應當具備重復使用的能力,其重復使用次數亦決定了發動機的重復使用次數。多次使用應當是重復使用發動機最直接且最典型的特征。多次使用的目的是為了降低成本,故具體重復使用次數可由成本分析得來。采用文獻[27-29]中的計算方法(TRANSCOST 模型),能夠計算得到一子級重復使用運載火箭的全壽命周期成本。圖1 和圖2 分別給出了比例系數取上限時無量綱單枚單次火箭全壽命周期費用隨單枚火箭發射次數的線圖和柱狀圖?？梢园l現,對于生產10 枚火箭而言,當發射次數超過10次時,全壽命周期費用減少超過64.8%;發射次數超過20 次時,全壽命周期費用減少超過67.2%;發射次數超過30 次時,全壽命周期費用減少超過69.6%,費用下降不再明顯,認為發動機飛行重復使用次數為15～30 次較為合理。

圖1 無量綱單枚單次火箭全壽命周期費用隨單枚火箭發射次數的變化Fig.1 Changes of dimensionless life cycle cost with launch number for a single rocket

圖2 2 種火箭數量下無量綱單枚單次火箭全壽命周期費用隨單枚火箭發射次數的變化Fig.2 Changes of dimensionless life cycle cost with launch number for a single rocketundertwo rocket numbers

從損傷的角度來分析發動機燃燒室應具備的當量重復使用次數。日本的Reusable Sound Rocket(RSR)發動機已經在這方面開展了較多工作,工程經驗較為豐富。圖3 給出了RSR 發動機燃燒室不同過程無量綱損傷占比[30]?？梢钥闯?對于重復使用發動機而言,變推力試驗相對一次完整回收飛行的當量使用次數約為21 次,而多次點火試驗相對一次完整回收飛行的當量使用次數約為90 次。一方面說明多次點火對發動機的損傷更大。另一方面說明,基于一次完整回收飛行,且考慮飛行重復使用次數,發動機燃燒室應具備的當量重復使用次數為百次量級,這對燃燒室提出了較高要求。

圖3 RSR 發動機燃燒室不同過程無量綱損傷占比[30]Fig.3 Dimensionless damage proportion of different processes for RSR chamber[30]

2.2.2 多次起動

研究結果表明,對驗證垂直起降相關技術的火箭動力垂直起降飛行器而言,例如DC-X[31]、Morpheus[32-33]、蚱蜢等,當其飛行高度為公里級時,發動機可不關機。而對垂直起降運載火箭而言,為了節省推進劑,其在實際飛行過程中一般重新點火起動2 ～3 次[28,34],故要求發動機具備多次起動的能力,部分重復使用火箭/運載器的起動次數如表2 所示。

表2 重復使用火箭/運載器發動機單次任務起動次數統計Table 2 Starting times of reusable launch vehicle engines for a single mission

2.2.3 推力可調

由于在飛行過程中垂直起降運載火箭推進劑消耗量大,導致運載火箭在垂直降落過程中質量變化較大,因此為了實現回收時的六自由度控制,運載火箭推力應當變化。研究表明,為實現軟著陸,垂直起降運載火箭降落時的推力需求大約為起飛推力的1/10[19]。由此可以得到,在火箭單芯級采用1 臺發動機時,為了實現回收,其推力變比需要達到10 ∶1,屬于深度變推[40-41],變化范圍大,難度高。為了解決該難題,在單芯級可以采取多臺發動機圓心排列的布局方式,降落時只有中心發動機工作,這樣就大大降低了對發動機的變推比需求,從而更容易實現,n臺發動機所需的推力變比為n×10%。如若考慮冗余,在中心發動機發生故障時,由對角線上2 臺發動機完成著陸任務,則單臺推力變比需求為n×10%/2。圖4 給出了變推比隨單芯級發動機臺數的變化曲線,可以看出,不考慮冗余時,單芯級采用大于5 臺發動機時,發動機需要的變推比小于50%;考慮冗余時,單芯級采用大于5 臺發動機時,發動機需要的變推比小于25%。

圖4 變推比隨單芯級發動機臺數的變化Fig.4 Changes of throttling ratio with engine number in single first stage

2.2.4 提升推進劑過冷度

運載火箭一子級重復使用需要消耗更多的推進劑,因此需要攜帶更多的推進劑量,這會導致推進劑貯箱體積更大。參考文獻[35],以獵鷹-9的重復使用一子級為對象,考慮一二級分離之后,返回點火50 s,再入點火20 s,著陸點火30 s,其中返回和再入時3 臺發動機工作,著陸時1 臺工作[42],計算得到一子級一次性、重復使用及提高推進劑過冷度后重復使用情況下的液氧貯箱體積,如表3 所示?？梢钥闯?重復使用比一次性使用推進劑質量增加近16.6%。另外,不提高過冷度時一級重復使用比一次性使用貯箱體積增大16.6%,過冷度提高5 K 時貯箱體積增大14.2%,過冷度提高10 K 時貯箱體積增大11.9%,說明提高過冷度在減小貯箱體積方面能發揮一定作用。但提升過冷度會增加推進劑成本,而在不提高過冷度時貯箱增大亦會造成火箭結構成本增加、運載能力下降,應當綜合考慮兩者的單位成本,以分析提升過冷度的綜合效益。

表3 一子級一次性與重復使用液氧貯箱體積對比Table 3 Volume comparison of disposable and reusable liquid oxygen tanks for the first stage

此外,在推進劑體積流量不變的情況下,提高低溫推進劑過冷度還能提高質量流量,進一步提高推力。以獵鷹-9 一子級為對象,假設混合比和噴管出口壓力不變,燃料流量隨氧流量同步增大,計算得到推進劑流量、噴管面積比、海平面比沖及推力隨過冷度增量的變化情況,如圖5 所示。可以看出,液氧過冷度增大,推進劑流量增加,最大增幅為8.3%,在混合比不變時,可認為室壓隨推進劑流量增大近似線性增加[23]。在噴管出口壓力保持不變(0.682 atm)時,室壓增大會導致噴管面積比增加,但最大增幅僅僅為6%,進一步導致海平面比沖增加,但增幅僅有0.6%。最終流量和比沖均增大導致推力增加,但主要來源為推進劑流量的增大。

圖5 推進劑流量、噴管面積比、海平面比沖及推力隨過冷度增量的變化(獵鷹-9 一級重復使用)Fig.5 Changes of propellant flowrate, nozzle area ratio, sea level specific impulse and thrust with undercooling increment (falcon-9 primary reuse)

2.2.5 推力提升

由于回收需要消耗更多的推進劑,箭體結構、貯箱和攜帶推進劑質量均增加,另外需要增加額外的回收和著陸裝置,因此適當挖掘一級發動機推力,可彌補火箭質量增加帶來的運載能力損失(原場返回損失近40%,非原場返回損失近20%[28])。研究結果表明,為了實現火箭重復使用,獵鷹-9 一直在進行推力挖掘[43],如圖6 所示?？梢园l現,Merlin-1D 的推力從最初版本到最終版本提升了近100%。

圖6 獵鷹-9 火箭一級推力隨版本的變化Fig.6 Changes of thrust with version for the first stageof Falcon-9 rocket

2.2.6 與箭體機械接口可活動

發動機無法箭上維護的情況下,運載火箭重復使用要求發動機能夠下箭維護或在必要時進行更換,因此為了避免對箭體造成損傷,火箭與發動機的機械接口應當處于可活動的狀態。研究結果表明,獵鷹-9 運載火箭在B4 更新到B5 版本時,發動機推力支架從焊接改為螺栓連接。

2.2.7 圓心式動力布局

前面提到運載火箭垂直起降需要推力能夠大范圍變化,采用多臺發動機組合則能夠降低對單臺的推力變比需求。在獵鷹-9 一級回收過程中,返回段和再入段重啟3 臺發動機,著陸段僅開啟1 臺發動機。由于圓心式動力布局任意一條對角線上3 臺發動機處于相同狀態,而3×3 布局中斜對角狀態與正對角狀態不同,如圖7 所示,因此圓心式布局具備一定優勢。

圖7 3×3 與圓心式動力布局Fig.7 Dynamic layouts of 3×3 and circle centered

2.3 小結

基于火箭回收對液體火箭發動機的要求及重復使用內在要求,分析得到重復使用液體火箭發動機應當具備的典型特征,如圖8 所示。

圖8 重復使用液體火箭發動機典型特征統計Fig.8 Statistics oftypical characteristics of reusable liquid rocket engine

3 基于典型特征的重復使用發動機關鍵技術分析

基于重復使用火箭發動機的典型特征,對發動機核心組件按照層層分解思路進行特征分析,如圖9 所示,得到了不同組件對重復使用的適應性分析,為按部組件凝練重復使用發動機關鍵技術提供支撐。

圖9 發動機核心組件特征分析Fig.9 Analysis of core component characteristics of the engine

3.1 重復使用火箭發動機系統方案設計技術

火箭發動機系統方案涉及到機械、燃燒、流動、熱等多個學科之間的耦合,其本身設計就比較復雜,目前無精確的數學模型予以準確描述,難以反映真實的物理過程。重復使用要求發動機應當至少具備10 個典型特征,其中燃燒室當量重復使用次數應達到上百次,這進一步增加了發動機系統方案設計的難度,要求在發動機組件類型選擇、材料體系設計、加工方式上都必須有大的創新,且需要聯合優化,以使發動機系統方案具備較優的水平。建議重點關注精確模型建立、考慮重復使用指標的發動機系統多學科優化設計等。

3.2 寬范圍多次可靠點火起動技術

在運載火箭子級回收過程中,需要發動機多次點火起動。一方面,點火過程中,燃燒室可能會出現壓力峰,導致其發生較大損傷,而多次點火則會加劇這一損傷過程;另一方面,多次點火要求每次點火具備較高可靠性,否則會導致任務失敗。多次起動尤其是后面的起動過程中,隨著推進劑消耗,推進劑貯箱壓力可能下降,泵入口壓力范圍變化較大,尤其是低入口壓力可能導致渦輪泵起動時出現汽蝕;另外,這會導致箱壓下起動轉速低,增加了箱壓下起動的時間和難度。建議重點關注減小起動超調、提高點火可靠性、增大渦輪泵抗汽蝕能力和優化分級起動最佳轉折點等。

3.3 推力深度調節與控制群組技術

在液體火箭發動機燃燒室內,燃燒室壓力可達幾十兆帕[48],燃燒室溫度3000 ～4000 K,燃燒室內熱通量高達160 MW/m2[49],最大熱流可達(2.3～7)×107W/m2[50]。推力深度調節過程中,燃燒過程變化復雜、非線性程度高,推力調節控制更加困難;噴注器噴注壓降的大范圍降低會導致推進劑霧化、混合性能變差,進一步導致燃燒性能變差,甚至會出現燃燒不穩定現象;冷卻劑流量的降低速度會超越燃燒室壁面熱流密度的降低速度,導致出現低工況時冷卻能力不足的情況。此外,推力深度調節過程中泵轉速降低,一方面其速度三角形改變,葉片攻角處于非最佳狀態,泵效率降低,另一方面容易出現泵失速導致的汽蝕。因此,推力深度調節與控制群組技術包括推力深度調節與控制技術、變工況高效穩定燃燒技術、寬范圍可靠熱防護技術和深度可調渦輪泵技術等。建議重點關注建立多自由度調節方法、發展高性能針栓噴注器、設計亞跨超臨界下高性能甲烷/煤油再生冷卻通道和大變比低溫渦輪泵設計方法等。

3.4 壽命評估與維修檢測群組技術

由于多次使用,承受高溫高壓、高速旋轉、大動態載荷的發動機組件壽命評估[51]與維修檢測成為必然命題。發動機推力室、燃氣發生器、渦輪等處于高溫高壓狀態,結構內部溫度不均和經歷瞬變,可能會導致其熱載荷較大,或材料力學性能等發生變化;發動機渦輪泵密封和軸承在高速高壓低潤滑作用下容易發生磨損失效;發動機推力室、渦輪泵等激勵源產生的振動、沖擊會嚴重影響發動機壽命。綜上,壽命評估與維修檢測群組技術包括高溫組件熱結構抗疲勞壽命評估[52]及延壽技術、高速運動組件摩擦評估與減損技術、結構動態載荷評估與控制技術、評估檢測與維修維護技術[19]等。建議重點關注建立高溫/運動/抗沖擊組件疲勞壽命評估準則,研制耐高溫/抗摩擦/抗沖擊材料,發展無損探傷/檢測、快速可靠維修方法等。

3.5 自主健康監控與智能故障診斷技術

有效的健康監控和故障診斷能夠提高重復使用發動機可靠性和壽命。發動機在進行健康監控時,需要實時監測多組件壓力、溫度、位移、轉速、脈動和振動等大量數據,這些測量數據存在復雜的耦合特征,對數據快速獲取、存儲和處理均提出較高要求,因此自主健康監控顯得尤為重要;發生故障進行診斷時,需要快速判定故障的部位、類型、原因、程度等,由于數據耦合性導致快速故障定位存在一定難度,故需要先進的智能控制算法來為發動機提供決策。建議重點關注架構健康監控與故障診斷平臺體系、建立先進智能算法等。

4 結語

本文率先開展了重復使用液體火箭發動機典型特征研究,分析得到了結構輕質化、組件/元件可重復、便于維護、重復使用、多次起動、推力可調、提升推進劑過冷度、推力提升、與箭體機械接口可活動和圓心式動力布局等10 個典型特征,并量化了部分特征指標。在此基礎上,系統性凝練了開展重復使用液體火箭發動機攻關亟待解決的關鍵技術。后續,應當基于典型特征建立重復使用液體火箭發動機標準體系,加快重復使用液體火箭發動機關鍵技術攻關,開展重復使用液體火箭發動機研制,促進重復使用運載火箭能力生成。