液氧甲烷重復使用輔助動力系統方案與進展

程 誠，楊明磊，周海清，熊靖宇，朱文杰

(1. 上?？臻g推進研究所，上海 201112；2. 上海空間發動機工程技術研究中心，上海 201112)

0 引言

世界航天已進入以大規?；ヂ摼W星座建設、太空旅游和空間資源開發為代表的新階段，進出空間需求正在快速增長，航班化航天運輸系統正逐漸變為現實[1-2]。美國太空探索技術公司(Space X)持續發展其低成本、快速、完全可重復使用運載火箭。獵鷹9號運載火箭垂直起降重復使用技術日趨成熟，目前已有多枚一級火箭實現15次重復利用[3]；“超重-星艦”運輸系統也在開展飛行驗證[4]。我國航天運輸系統經過60多年的發展，取得了舉世矚目的成績，但在飛行可靠性、發射成本以及發射準備時間等方面距離航班化目標還存在較大差距，尚且不具備重復使用能力[5-6]。

國內現役運載火箭輔助動力系統通常采用單推3(DT-3)單組元催化分解發動機或四氧化二氮/肼類雙組元自燃發動機的技術方案，發動機比沖性能較低，推進劑劇毒且操作/維護成本高昂，無法重復使用。液氧/甲烷火箭發動機憑借比沖性能高、易于多次啟動和重復使用、使用維護方便、經濟性好以及無毒無污染等優勢，在可重復使用運載火箭領域獲得了突飛猛進的發展[7]，例如SpaceX公司“Raptor”發動機、藍箭航天“天鵲12”發動機和九州云箭“龍云”發動機等。液氧/甲烷軌姿控發動機能夠提供能力更強的軌道轉移和姿態控制系統[8]，NASA先后通過推進與低溫技術先期發展計劃(PCAD)、低溫流體管理計劃(CFM)、先進探索系統計劃(AES)等多個研究計劃持續不斷地提升液氧/甲烷空間推進系統的技術成熟度水平[9-10]。采用液氧/甲烷軌姿控推進系統的Morpheus著陸器總共完成60次集成演示試驗[11]，低溫推進系統集成試驗平臺(ICPTA)進一步完成模擬熱真空環境下系統熱試車考核[12-13]，表明NASA液氧/甲烷空間推進系統具備了在軌飛行演示的條件。近年來，國內在液氧甲烷軌姿控推進系統涉及的點火、發動機噴注、燃燒與冷卻、系統動態特性、低溫電動泵等關鍵技術方面取得顯著進展[14-20]，但技術成熟度距離工程應用還有差距。

面向液氧甲烷重復使用運載火箭，液氧甲烷輔助動力系統可以實現全箭推進劑統一和無毒化，助力運載火箭走向快速、完全可重復使用。本文針對某型重復使用運載火箭對一級返回輔助動力系統的要求，分析了液氧甲烷輔助動力系統方案的應用優勢，并介紹了核心單機的研究基礎以及國內首款液氧/甲烷軌姿控推進系統集成演示試驗情況，可以為工程化研制提供參考。

1 液氧甲烷輔助動力系統方案

某型重復使用運載火箭采用液氧甲烷發動機技術方案，一級返回輔助動力系統配置16臺1 000 N和2臺300 N姿控發動機，總沖約810 kN·s，參與箭體的三通道姿態控制與推進劑沉底。

1.1 基于電動泵的主輔一體化系統

一級返回液氧甲烷輔助動力系統采用與主發動機共用火箭貯箱推進劑、基于電動泵實現主輔一體化推進的技術方案，工作原理如圖 1所示。輔助動力系統液氧和液甲烷電動泵(圖中DDB)布置在一子級后短殼或發動機艙，分別從主輸送管路抽取低溫推進劑，然后經姿控輸送管道(導管整流罩內)供應給布置在級間段的4個姿控發動機組，最后經循環冷卻流量控制閥組返回火箭貯箱。在運載火箭推進劑加注過程，姿控電動泵運轉在低轉速小揚程工況(地面電源供電)進行輔助動力系統循環預冷；進入臨射程序前，姿控電動泵切換到額定轉速工況(箭載電源供電)并通過流量控制閥組調節循環冷卻流量，確保各姿控發動機入口工況滿足點火條件；輔助動力系統接收控制系統指令進行姿控發動機穩態與脈沖工作，姿控電動泵動態調整泵送流量維持發動機入口壓力平穩。

基于電動泵的主輔一體化系統的組件配套情況見表 1，系統干質約157.2 kg。其中，箭載電池因系統功耗需求不大，可以與一級發動機搖擺伺服系統等供電統籌考慮。另外，輔助動力系統推進劑需求量約255 kg，可并入一級返回貯箱推進劑剩余量考慮。

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

表1 基于電動泵的主輔一體化系統組件配套表

1.2 擠壓式液氧甲烷輔助動力系統

擠壓式液氧甲烷輔助動力系統工作原理如圖 2所示，相對比較獨立。系統采用1個用于貯存高壓氦氣增壓氣源的50 L氣瓶，通過1個高壓自鎖閥(圖中LV1)保證氣體可靠隔離和工作時可靠打開供應。高壓氦氣通過1個減壓閥(圖中RV1)減壓至設定出口壓力，然后輸送至液氧和液甲烷貯箱對推進劑進行增壓。2個200 L低溫貯箱采用杜瓦結構絕熱，貯箱內推進劑采用表面張力管理方案，推進劑管理裝置采用篩網通道和氣泡陷阱復合結構，滿足推進劑收集、輸送、分離和蒸發氣體可控排放等要求。兩個貯箱內各安裝1個多測點集成式溫度傳感器(圖中TZO1～TZO6和TZR1～TZR6)以監測低溫推進劑及氣墊的溫度并測算推進劑加注量或剩余量。液氧和液甲烷經貯箱出口低溫過濾器后，通過低溫自鎖閥(圖中LD)與下游管路實現可靠隔離，打開后供應到4個姿控發動機組。輔助動力系統通過排放冷卻控制閥組以最少推進劑消耗量實現輸送管路預冷，同時保障系統工作時各發動機的入口推進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力系統的組件配套情況見表 2，系統干質約215.2 kg?？紤]推進劑使用量255 kg，以及推進劑預冷消耗量和剩余量核算25 kg，系統總質為495.2 kg。

1.3 系統方案比選

基于電動泵的主輔一體化液氧甲烷系統方案充分利用火箭貯箱內推進劑剩余量(輔助動力系統推進劑消耗量不用單獨考慮)，同時取消了獨立的推進劑貯箱和增壓系統，系統組件數量及干質相對要小。針對某型運載火箭可回收一子級，存在約338 kg(含推進劑280 kg)的質量優勢。此外，主輔一體化系統還取消了常規輔助動力系統獨立的推進劑加注、氣瓶充氣等靶場操作，利于火箭實現快速重復使用。然而，主輔一體化系統因配套兩臺低溫電動泵，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泵及其高電壓驅動控制技術便成為了方案成立的前提。同時由于火箭控制和組件特性等因素，低溫電動泵只能布局在一級后短殼或者發動機艙位置，姿控發動機組布局在級間段位置，導致電動泵與姿控發動機間存在約幾十米的距離，小流量低溫推進劑長距離輸送熱控問題以及高壓輸送管道冷縮問題給增壓輸送系統帶來新挑戰。此外，主輔一體化系統與火箭增壓輸送、結構、控制、供配電等分系統高度耦合，研制階段不便高頻次開展系統級考核試驗，這將影響輔助動力系統技術成熟度水平的提升，進而影響工程化研制進度。

擠壓式液氧甲烷輔助動力系統在運載火箭中為獨立模塊，氣路組件為貨架產品，且低溫表面張力貯箱技術較為成熟，因此利于快速實現系統集成，開展各項系統級驗證進而提高技術成熟度，將更早地滿足工程應用需求。因此，選擇“分步走”的策略，首先開展擠壓式液氧甲烷輔助動力系統工程化研制及飛行應用和高可靠低溫電動泵技術攻關，進而實現基于電動泵的主輔一體化液氧甲烷輔助動力系統在重復使用運載火箭以及低溫上面級上的應用，將更加切實可行。

2 應用優勢分析

以某型運載火箭一級返回輔助動力系統要求為基線，綜合對比了采用不同推進劑的恒壓擠壓式推進系統方案的優缺點，見表 3。氮冷氣發動機具備良好的重復使用性能，但比沖很低，約為635 (N·s)/kg，導致氮氣充填量需1 272 kg，且需要40個100 L/35 MPa 復合材料氣瓶(約665 kg)才能滿足貯存要求，系統總質量非常大，不再詳細展開分析。

1)單組元發動機(DT-3/HAN基)比沖性能較低，推進劑加注量需約385 kg；因催化分解發動機單機推力做大存在可靠性等問題，330 N單元推力器為運載姿控領域最大單機，采用3臺并聯工作替代1臺1 000 N方案，單組元輔助動力系統將配套50臺推力器，系統干質達到約315 kg(HAN發動機單機質量較大，系統干質約355 kg)；催化分解發動機重復使用的技術風險較大，無法滿足可靠重復使用以及便捷維護的要求；推力器數量很多，并且貴金屬催化劑使用量很大，系統產品費用很高。

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

表2 擠壓式液氧甲烷輔助動力系統組件配套表

表3 采用不同推進劑的輔助動力系統綜合比對

2)常規雙組元發動機(四氧化二氮/甲基肼，NTO/MMH)比沖性能較高，系統總質約466 kg，且技術成熟度高，研制周期較短，具有較高的綜合優勢；但NTO/MMH推進劑具有劇毒和強致癌性，將導致一級返回后的靶場操作和復用維護非常不便，系統采用的金屬膜片貯箱、電爆閥門、鈮鎢合金推力室等不可重復使用，進一步提高了復用成本；因推進劑成本較高，產品費用也較高，兩款新研發動機的研制及可靠性提升費用很高。

3)液氧甲烷輔助動力系統方案可以實現全箭推進劑統一和無毒化，簡化靶場操作，提高發射效率，降低維護成本，并助力運載火箭走向快速、完全可重復使用；液氧甲烷發動機比沖高，考慮推進劑預冷消耗量和剩余量，系統總質量約495 kg，與常規雙組元方案相當；鑒于一級返回對姿控發動機比沖性能要求不高，采用高溫合金噴管的技術方案適當降低比沖但利于重復使用，并將顯著降低發動機產品費用與研制成本；目前國內已經完成了擠壓式液氧甲烷軌姿控推進系統方案集成演示驗證，技術成熟度基本達到五級，具備了工程研制基礎。

綜上所述，結合先進性、帶動性和綠色環保等因素，選擇液氧甲烷輔助動力系統方案將具有一定的綜合應用優勢。

3 研究基礎

3.1 軌姿控發動機

國內在液氧甲烷軌姿控發動機領域已有近10年的技術積累，表 4給出了現有的幾款所研制的發動機的技術方案與性能參數情況。20 kN液氧甲烷軌控發動機采用一體化3D打印噴注器和燃燒室身部的技術方案，截至2023年2月累計完成4次/95 s穩態及偏工況熱試車考核，如圖 3所示。5 kN軌控發動機[21]和150 N 姿控發動機[21]均采用火炬兩級點火技術方案，并通過精密層板擴散焊工藝將噴注器和火炬點火器集成一體化，僅用一對推進劑閥門同時控制點火器和噴注器的點火工作，便于實現多次啟動和脈沖工作，單臺5 kN發動機累計點火31次/726 s，單臺150 N發動機累計穩態工作694 s/脈沖點火725次且單組連續脈沖工作達到80次。兩型發動機均取消了傳統的獨立火炬點火器及其推進劑供應系統，這極大簡化了配置多發動機的輔助動力系統總裝集成。同時，試驗結果還佐證了在5 kN～150 N寬推力跨度內的液氧甲烷軌姿控發動機均可采用相似的技術方案。25 N液氧/甲烷姿控發動機[21]采用火花塞直接點火的技術方案，因推進劑流量(2～4 g/s)非常小，低溫推進劑在發動機頭部流動過程中的相變抑制技術是其設計要點。經過多輪迭代優化，最終于2020年年底通過了地面熱試車考核。發動機在120 s穩態以及連續脈沖工作時頭部壁溫平衡在約-110 ℃，低溫推進劑入口相態以及流量穩定。此外，在軌姿控發動機研制過程中，還配套開發了兩款長壽命、快響應、輕小型低溫閥門，氣動閥采用波紋管動密封與球形線接觸運動副方案，電磁閥采用高比壓坡面密封與節能加速電路方案，兩款低溫閥門的漏率均≤1×10-6(Pa·m3)/s。

表4 液氧甲烷軌姿控發動機方案與性能參數對比

圖3 3D打印20 kN液氧甲烷發動機穩態熱試車Fig.3 Steady-state hot fire of 3D printed 20 kN LOX/LCH4 engine

3.2 低溫表面張力貯箱

空間微重力環境下通過液體表面張力來實現推進劑管理是衛星、飛船等領域推進系統常用的技術方案。運載火箭一級返回過程中，液氧甲烷輔助動力系統需要在無動力狀態實現箭體三通道姿態控制并為火箭貯箱推進劑沉底，因低溫推進劑沸點低、易蒸發，只能采用表面張力管理方式。

近年來，針對小容積低溫推進劑貯箱，開展了多輪次的熱控性能測試、液氮篩網倒排試驗和液氧篩網泡破點測試等基礎研究。小容積低溫貯箱(通常≤500 L)僅依靠變密度多層絕熱措施在模擬真空環境下的液氮日蒸發量測試值為1.6%～1.93%。2017年，使用325×2 300(泡破點6 100 Pa)和200×1 400(泡破點3 700 Pa)兩種工程應用的斜紋編織篩網包覆于鈦合金管上，構造了兩根篩網排放通道用于液氮地面倒排試驗，如圖 4所示，驗證了篩網通道式表面管理裝置能有效地進行液氮的氣液分離和液體輸送。2020年，進一步開展了斜紋編制篩網裝置液氧泡破點測試及定向排氣試驗，如圖 5所示，獲取了液氧泡破點實測值(約3 595 Pa，比理論值高約12.8%)，并驗證了低溫推進劑指定通道排氣技術。

(a)篩網排放通道試驗件

(a)篩網泡破點測試裝置試驗件

3.3 系統集成演示試驗

2019年年初，開展了液氧甲烷輔助動力系統集成演示試驗。演示樣機實物見圖 6，采用氦氣恒壓擠壓式姿/軌控統一推進系統方案，配套3個100 L高壓氣瓶、2個400 L低溫貯箱、1臺5 000 N 液氧甲烷軌控發動機和2個姿控發動機組(含1臺150 N和1臺25 N液氧甲烷姿控發動機)，并通過1套COP(Coil-On-Plug)點火系統控制5臺發動機的點火工作[21]。

圖6 液氧甲烷推進系統演示樣機照片Fig.6 Photograph of the LOX/LCH4propulsion system prototype

歷時3年，液氧甲烷推進系統演示樣機經過兩輪系統級迭代后于2021年先后完成推進劑冷流試驗、20次半系統單機熱試車、2次半系統五機協同點火熱試車和2次全系統熱試車，總計進行了48次、約6 000 s系統冷/熱態試驗考核。演示樣機運行平穩，軌/姿控發動機工作協調、產品狀態良好，全系統集成演示試驗獲得圓滿成功。

4 結束語

航班化航天運輸系統的應用需求日趨迫切，液氧甲烷重復使用運載火箭已成為國內外的研究熱點。液氧甲烷輔助動力系統可以實現全箭推進劑統一和無毒化，助力運載火箭走向快速、完全可重復使用。面向可返回一子級對輔助動力系統的功能性能需求，基于電動泵的主輔一體化方案具有明顯的質量優勢，但高可靠低溫電動泵及其驅動控制技術攻關難度大，且輔助動力系統與總體增壓輸送等分系統高度耦合，不便高頻次地開展系統級試驗，進而影響技術成熟度水平的提升。鑒于國內在液氧甲烷軌姿控發動機、低溫表面張力貯箱等核心單機領域具備較好的技術基礎，并且已經完成了擠壓式液氧甲烷軌姿控推進系統集成演示驗證。選擇“分步走”策略，首先開展擠壓式液氧甲烷輔助動力系統工程化研制及飛行應用和低溫電動泵關鍵技術研究，逐步實現主輔一體化系統在重復使用運載火箭及低溫上面級領域的應用，更加切實可行。