劉昌波，李福云，蘭曉輝，林 革

（西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100）

符號(hào)說(shuō)明：

A—— 面積P—— 功率 η —— 效率

c*—— 特征速度Pr—— 普朗特?cái)?shù) ρ —— 密度

cp—— 定壓比熱qm—— 流量 μ —— 粘性系數(shù)

d—— 直徑Q—— 熱流 θ —— 角度

h—— 對(duì)流換熱系數(shù)R—— 普適氣體常數(shù)/半徑 λ —— 熱導(dǎo)率

k—— 絕熱系數(shù)Re—— 雷諾數(shù) π —— 壓比

M—— 分子量t—— 壁厚 ξ —— 損失系數(shù)

p—— 壓力/周長(zhǎng)T—— 溫度

下標(biāo)：

ad—— 絕熱h—— 高度rid—— 寬度

c—— 燃燒室l—— 冷卻液t—— 渦輪/喉部

chan—— 冷卻通道lig—— 冷卻通道流通面w—— 壁面

f—— 燃料o—— 氧化劑wet—— 冷卻通道溫周

fin—— 肋片p—— 泵r—— 相對(duì)值

g—— 燃?xì)?/p>

0 引言

LOX/LCH4推進(jìn)劑組合很早就受到了人們的重視，并對(duì)其燃燒、傳熱、結(jié)焦、積碳、材料相容性、使用安全性等等都進(jìn)行了大量的研究，目前世界上已經(jīng)有多臺(tái)試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)，如5M15、CHASE-10、TR-408 等[1,2]。LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)的用途非常廣泛，可以用于星際著陸和上升發(fā)動(dòng)機(jī)、載人亞軌道飛行、高性能飛機(jī)、探空火箭、運(yùn)載火箭上面級(jí)、納米衛(wèi)星運(yùn)載火箭第一級(jí)。特別是隨著月球和火星探測(cè)的興起，考慮到推進(jìn)劑就地取材的問(wèn)題，LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)受到了人們更大的關(guān)注。

LOX/LCH4推進(jìn)劑組合無(wú)毒、無(wú)污染，LCH4具有高的熱容，是一種優(yōu)良的冷卻劑，適合用于膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)。LCH4密度約是LH2的6倍，且標(biāo)準(zhǔn)沸點(diǎn)比LH2高92K，貯存性比LH2好。相同情況下，LOX/LCH4是LOX/烴推進(jìn)劑中性能最高的，而且LOX/LCH4性能比LOX/煤油高約100m/s[3]。因此，LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)具有LOX/LH2發(fā)動(dòng)機(jī)和LOX/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的共同優(yōu)點(diǎn)。

本文根據(jù)變推力發(fā)動(dòng)機(jī)和LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)的國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展，提出了一種膨脹循環(huán)LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案，并重點(diǎn)對(duì)變推力過(guò)程中推力室的冷卻和渦輪泵的功率平衡進(jìn)行了深入的計(jì)算分析。

1 國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展

1.1 變推力發(fā)動(dòng)機(jī)研究進(jìn)展

目前，變推力發(fā)動(dòng)機(jī)研制水平最高的是美國(guó)；前蘇聯(lián)/俄羅斯也有成熟的型號(hào)，但沒(méi)有經(jīng)過(guò)飛行考驗(yàn)；中國(guó)也在變推力發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域占有一席之地。

從50年代開始到目前為止，美國(guó)的諾斯羅普·格魯曼公司研制成功了多種變推力發(fā)動(dòng)機(jī)，其雙組元栓式發(fā)動(dòng)機(jī)涵蓋了很大的推力范圍：從22N的“光亮鵝卵石”發(fā)動(dòng)機(jī)、440N飛船遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)、4.4～44kN阿波羅登月艙下降發(fā)動(dòng)機(jī)、1100kN的“大啞巴助推器”發(fā)動(dòng)機(jī)，到2900kN LO2/LH2發(fā)動(dòng)機(jī)。超過(guò)130臺(tái)采用栓式噴注器的雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)成功地進(jìn)行了飛行，飛行項(xiàng)目包括阿波羅計(jì)劃、德爾它運(yùn)載火箭、多任務(wù)雙組元推進(jìn)系統(tǒng)（MMBPS）、ISPS、ANIK的E-1/E-2和Intelsat-K、大氣層外再入運(yùn)載器攔截子系統(tǒng)（ERIS）的KKV級(jí)、未來(lái)導(dǎo)彈技術(shù)集成（FMTI），以及NASA的Chandra[4～7]。諾斯羅普·格魯曼公司的雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)從未在飛行中失敗過(guò)。

美國(guó)的洛克達(dá)因公司，在著名的J-2S和航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)SSME等發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上，在地面開展了LO2/LH2變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的研究，并取得了很大的成功[8]。

為了與美國(guó)進(jìn)行登月競(jìng)賽，前蘇聯(lián)走了泵壓式變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的研制路線。他們?yōu)檩d人登月工程 （N1-L3）研制的 11D411（РД-858）主發(fā)動(dòng)機(jī)為泵壓式變推力發(fā)動(dòng)機(jī)，推力調(diào)節(jié)范圍從25kN到3kN，比沖3089 m/s，發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)次數(shù)可達(dá)12次，實(shí)際飛行時(shí)起動(dòng)次數(shù)為2次，該發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)過(guò)了地面所有試驗(yàn)的考驗(yàn)。遺憾的是由于其它組件的原因，導(dǎo)致了前蘇聯(lián)四次登月均以失敗告終，最終沒(méi)能實(shí)現(xiàn)載人登月，從而該發(fā)動(dòng)機(jī)也沒(méi)能經(jīng)過(guò)飛行考驗(yàn)。

中國(guó)在“八五”和“十五”期間，分別研制成功了5:1和10:1雙組元變推力發(fā)動(dòng)機(jī)。

21世紀(jì)初期，人類提出了重返月球、火星登陸等重大計(jì)劃，必然需要大型、高性能、大變比、先進(jìn)的變推力發(fā)動(dòng)機(jī)。如，NASA探索計(jì)劃（NASA Exploration Initiative）需要變推力發(fā)動(dòng)機(jī)，采用LO2/LH2或LO2/LCH4低溫推進(jìn)劑，能夠使機(jī)器人或人在月球和火星上登陸，這是變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的直接需求。為了大型探測(cè)器或漫游車能在其它天體上軟著陸（如木衛(wèi)二），NASA的其它科學(xué)探測(cè)器也很可能需要變推力發(fā)動(dòng)機(jī)。美國(guó)空軍（USAF）的矢量1（Vector 1）計(jì)劃需要具有快速進(jìn)入空間的運(yùn)載火箭，顯然需要大變比的LO2/烴發(fā)動(dòng)機(jī)，以研制能夠承擔(dān)多種任務(wù)、重復(fù)使用的上面級(jí)。目前，最具有代表性的研究成果是美國(guó)的CECE和MR-80B發(fā)動(dòng)機(jī)。

從變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的研究情況來(lái)看，呈現(xiàn)出兩大研究方向：1）采用無(wú)毒、無(wú)污染、高性能的推進(jìn)劑組合；2）較大推力的發(fā)動(dòng)機(jī)采用泵壓式推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)。

1.2 LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)研究現(xiàn)狀

目前，美國(guó)、俄羅斯、中國(guó)、歐空局、日本、韓國(guó)等國(guó)家和組織均在積極地進(jìn)行LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)先研究和工程研制，并取得了很大進(jìn)展。

美國(guó)很早就開始了LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)研究。為了支持重返月球計(jì)劃，近年來(lái)加快了工程研制步伐，特別是美國(guó)的XCOR公司、ATK公司、約翰遜航天中心和諾斯羅普·格魯曼公司的研究成果非常引人注目。XCOR公司研制了222N和33.4kN LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)，圖1為33.4kN的XR-5M15發(fā)動(dòng)機(jī)試車照片；XCOR公司還與ATK公司聯(lián)合研制了15.6kN LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)，并在2008年進(jìn)行了高空模擬試車。約翰遜航天中心將阿波羅上升發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑由N2O4/A-50更換成LOX/LCH4，準(zhǔn)備在白沙試驗(yàn)站進(jìn)行高空試車。諾斯羅普·格魯曼公司研制了LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)TR-408（如圖2所示）。TR-408推力440N，采用氧化劑和燃料對(duì)推力室進(jìn)行再生冷卻，并確保兩種推進(jìn)劑在進(jìn)入燃燒室前完全蒸發(fā)，噴注器為氣氣噴注器，這樣，發(fā)動(dòng)機(jī)就能夠適應(yīng)全氣和全液推進(jìn)劑入口，已經(jīng)進(jìn)行了50余次點(diǎn)火。

由于俄羅斯的LOX/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)成熟，因此他們主要在成熟的型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)上將煤油更換成LCH4進(jìn)行研究。俄羅斯的LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)達(dá)到了很高的技術(shù)水平。目前，正與歐空局合作研制新型VOLGA發(fā)動(dòng)機(jī)，用于歐空局新一代運(yùn)載火箭，取代目前的阿里安5。

由于液化天然氣（LNG）的主要成份也是甲烷，因此各國(guó)還對(duì)采用LOX/LNG的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行大量的研究。如1999～2001年，日本的液氧/LNG發(fā)動(dòng)機(jī)（推力100kN）進(jìn)行了16次點(diǎn)火試驗(yàn)，累計(jì)點(diǎn)火時(shí)間683s。最長(zhǎng)的一次點(diǎn)火時(shí)間為150s。韓國(guó)C&SPACE公司研制的CHASE-10采用LOX/LNG推進(jìn)劑，可以重復(fù)使用50次。

中國(guó)也在積極進(jìn)行LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)研究和工程應(yīng)用研究。

2 系統(tǒng)方案選擇及工作參數(shù)確定

方案分析時(shí)，初步確定LOX/LCH4變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的最大推力50kN，推力變比10:1，采用泵壓式推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)。

泵壓式供應(yīng)系統(tǒng)一般有補(bǔ)燃循環(huán)、發(fā)生器循環(huán)和膨脹循環(huán)方案，要實(shí)現(xiàn)大范圍的推力變比，前兩種方案的工程實(shí)現(xiàn)難度太大，不予考慮，因此只對(duì)膨脹循環(huán)系統(tǒng)方案進(jìn)行分析。

RL-10系列發(fā)動(dòng)機(jī)為膨脹循環(huán)系統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)，上世紀(jì)六十年代后期，美國(guó)普·惠公司將LOX/LH2推進(jìn)劑換成FLOX/LCH4進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)果表明FLOX/LCH4采用膨脹循環(huán)的系統(tǒng)方案是完全可行的[9]。2004年，普·惠又提出將RL-10的LH2換成LCH4的發(fā)動(dòng)機(jī)方案，推力98kN，室壓3.45MPa，渦輪入口溫度444K，在噴管面積比70時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的真空比沖為353.2s[10]。2004年，法國(guó)提出了150kN的LOX/LCH4膨脹循環(huán)方案，設(shè)計(jì)燃燒室壓力6.0MPa，分析認(rèn)為采用雙渦輪泵的方案最好[11]。2006年，普度大學(xué)提出了115kN LOX/LCH4膨脹循環(huán)方案，燃燒室壓力6.0MPa，設(shè)計(jì)比沖380s[12]。從國(guó)內(nèi)外的研究情況來(lái)看，提出的LOX/LCH4膨脹循環(huán)系統(tǒng)方案主要具有如下共同點(diǎn)：發(fā)動(dòng)機(jī)推力量級(jí)小于200kN，本文提出的推力量級(jí)處于此范圍；推力室冷卻套出口溫度小于556K；采用兩套渦輪泵方案有利于氧化劑泵和燃料泵設(shè)計(jì)，但為了系統(tǒng)簡(jiǎn)單，也可采用單軸方案；燃燒室壓力一般不超過(guò)6.0MPa。

下面再對(duì)渦輪泵方案進(jìn)行分析。LOX/LCH4泵的轉(zhuǎn)速主要受到泵汽蝕裕度的限制。LCH4泵的凈正抽吸壓頭（NPSH）比LOX泵的NPSH高，因此LCH4泵的轉(zhuǎn)速就可以取得更高，而LOX泵的轉(zhuǎn)速則要低一些。如果采用單軸渦輪泵，泵的轉(zhuǎn)速主要受到LOX泵的限制，轉(zhuǎn)速不能合理地選取。但這種方案結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，而且如果LOX泵增加預(yù)壓泵后，還可以將轉(zhuǎn)速適當(dāng)?shù)靥岣撸虼?國(guó)外提出的固定推力膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)大部分選用這種方案。如果要大范圍調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力，單軸渦輪泵方案的實(shí)施難度很大，因?yàn)橐瑫r(shí)保證渦輪泵功率匹配、發(fā)動(dòng)機(jī)兩路推進(jìn)劑流量和混合比是非常困難的。如果采用雙渦輪泵方案，則兩套渦輪泵均可以按照兩種推進(jìn)劑的特性而選擇最佳的工作參數(shù)，LCH4路采用高轉(zhuǎn)速渦輪泵，而LOX路采用較低轉(zhuǎn)速的渦輪泵，此方案簡(jiǎn)化了渦輪泵的設(shè)計(jì)難度，而且發(fā)動(dòng)機(jī)變推力調(diào)節(jié)也非常簡(jiǎn)單，可以分別調(diào)節(jié)兩套渦輪泵的轉(zhuǎn)速來(lái)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)工況。而且采用兩套渦輪泵還有利于發(fā)動(dòng)機(jī)自身抵消轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，減小姿態(tài)控制系統(tǒng)的消耗。雙渦輪泵方案的缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)復(fù)雜。綜合分析認(rèn)為，LOX/LCH4膨脹循環(huán)變推力發(fā)動(dòng)機(jī)采用雙渦輪泵方案更好。

LOX/LCH4變推力發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案如圖3所示。

根據(jù)平衡計(jì)算，初步確定的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)如表1所示。

表1 LOX/LCH4變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的主要設(shè)計(jì)參數(shù)Tab.1 Main design parameters of the LOX/LCH4 deep throttling engine

泵壓式推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)要實(shí)現(xiàn)大范圍變推力，必須保證各工況下，渦輪泵的功率保持平衡；對(duì)膨脹循環(huán)系統(tǒng)，渦輪泵的功率在很大程度上受制于冷卻套出口溫度（也即渦輪入口溫度），因此還必須對(duì)推力室的傳熱過(guò)程進(jìn)行計(jì)算。發(fā)動(dòng)機(jī)功率平衡和推力室冷卻是LOX/LCH4膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)中兩項(xiàng)最關(guān)鍵的技術(shù)。下面重點(diǎn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)變推力過(guò)程的功率平衡和推力室傳熱過(guò)程進(jìn)行理論分析。

3 理論分析模型

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)功率平衡模型

發(fā)動(dòng)機(jī)功率平衡模型主要包括兩套渦輪泵的功率計(jì)算。為了簡(jiǎn)化計(jì)算過(guò)程，將兩套渦輪等效成單個(gè)渦輪處理。式（1）至式（4）為發(fā)動(dòng)機(jī)功率平衡方程。

渦輪功率：

燃料泵功率：

氧化劑泵：

渦輪泵的功率平衡：

根據(jù)式（5）和式（6）估算氧化劑泵和燃料泵的壓升。

發(fā)動(dòng)機(jī)平衡計(jì)算時(shí)，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)取：ξf=0.5，ξo＝0.3。

3.2 推力室冷卻套傳熱模型

推力室為再生冷卻套結(jié)構(gòu)，傳熱計(jì)算時(shí)作如下假設(shè)：

a.通過(guò)推力室內(nèi)壁傳給冷卻劑的所有能量都被冷卻劑吸收，即假設(shè)外壁絕熱；

b.每個(gè)計(jì)算步中，假設(shè)傳熱系數(shù)為常數(shù)；

c.忽略每個(gè)計(jì)算步中冷卻劑沿軸向的溫度梯度對(duì)傳熱的影響。

傳熱模型的二維示意圖如圖4所示，能量平衡方程如式（7）所示。

推力室傳熱模型的能量平衡：

方程（7）中各對(duì)流換熱系數(shù)按照式（8）至式（13）計(jì)算。

燃燒室側(cè)氣體的對(duì)流傳熱系數(shù)方程：

式中，η、cp和pr都是以總溫T*為定性溫度的，σ為定性溫度變換系數(shù)：

對(duì)于推力室喉部，考慮到縱向曲率半徑的影響，加修正項(xiàng)：

式中，Rt為喉部縱向曲率半徑。

近似計(jì)算時(shí)，根據(jù)熱力氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果來(lái)確定以下參數(shù)：

式中，Mr為相對(duì)分子量。

冷卻通道中的對(duì)流傳熱系數(shù)根據(jù)Seider-Tate公式來(lái)計(jì)算：

引入肋片冷卻效率的概念[12]：

垂直推力室軸向的冷卻通道截面如圖5所示，根據(jù)圖中的幾何關(guān)系，可以推導(dǎo)出冷卻通道寬度的計(jì)算公式：

3.3 模型計(jì)算過(guò)程

程序計(jì)算時(shí)，按照如下順序進(jìn)行：

(1)首先根據(jù)不同燃燒室壓力進(jìn)行熱力氣動(dòng)計(jì)算，確定推力室的理論參數(shù)；

(2)再根據(jù)各工況下推進(jìn)劑的壓力和溫度計(jì)算推進(jìn)劑的密度、粘度、熱導(dǎo)率、比熱，再進(jìn)行傳熱和功率平衡計(jì)算；

(3)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)各工況下的推進(jìn)劑流量，根據(jù)推進(jìn)劑流量進(jìn)行傳熱計(jì)算；

(4)獲得了冷卻套出口溫度等參數(shù)再返回到功率平衡計(jì)算中。

這樣就可以得到任何工況下燃?xì)鉁囟?、冷卻套內(nèi)推進(jìn)劑溫度沿推力室軸向的溫度分布，還可以獲得發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵功率平衡計(jì)算結(jié)果，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)變推力過(guò)程的可行性。

4 計(jì)算結(jié)果分析

4.1 初始條件說(shuō)明

對(duì)部分初始條件說(shuō)明如下：

(1)推力室特征長(zhǎng)度1.2m，收縮比取為3.0，冷卻通道入口在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管面積比15處；

(2)根據(jù)試算結(jié)果，確定了冷卻通道的尺寸：推力室內(nèi)壁厚度0.8mm，肋片厚度0.8mm；

(3)推力室內(nèi)壁采用鋯銅合金，正常使用溫度應(yīng)限制在870K以下；

(4)渦輪等效壓比取為2.0。

4.2 計(jì)算結(jié)果分析

100 %和10%推力工況下，氣壁溫和冷卻液溫度沿推力室軸線的變化曲線如圖6所示。100%推力工況下，發(fā)動(dòng)機(jī)入口氣壁溫為608K，比銅合金的正常使用溫度870K低，內(nèi)壁的安全性沒(méi)有問(wèn)題；由于噴管喉部的熱流最高，氣壁溫在喉部有一尖峰；冷卻套出口冷卻液溫度500.1K，也比國(guó)外最高的556K要低；計(jì)算的渦輪功率還剩余約20kW，這部分剩余功率將通過(guò)渦輪旁通消耗掉，以維持整個(gè)渦輪泵系統(tǒng)的功率平衡。此時(shí)，由于冷卻套內(nèi)的壓力遠(yuǎn)高于CH4的臨界壓力，故CH4處于超臨界狀態(tài)。計(jì)算結(jié)果表明，在20%推力工況以上，整個(gè)冷卻套中都能夠保證超臨界狀態(tài)。

10%推力工況下，入口氣壁溫455.8K，比100%工況低約150K；冷卻套出口的冷卻液溫度440.5K；計(jì)算的渦輪功率還剩余15kW。此時(shí)，冷卻套出口壓力約為3.2MPa，當(dāng)170K時(shí)，推進(jìn)劑仍然保持為液態(tài)，密度約310kg/m3，當(dāng)達(dá)到180K時(shí)，推進(jìn)劑變成氣體狀態(tài)，密度減小到約50kg/m3，即密度變成液態(tài)時(shí)的約1/6。分析表明，低工況下冷卻套中會(huì)出現(xiàn)過(guò)熱氣體，液氣轉(zhuǎn)化段的推進(jìn)劑流動(dòng)阻力增加，由于計(jì)算時(shí)LCH4泵后壓力余量較大且CH4的流量很小，因此發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻套中不會(huì)形成氣堵現(xiàn)象；同時(shí)，由于液體轉(zhuǎn)化成氣體，流動(dòng)速度大幅提高，對(duì)室壁的冷卻效果更好，因此也不會(huì)引起低工況冷卻不足的問(wèn)題。

各工況下的最高氣壁溫和冷卻套出口冷卻液溫度如圖7和表2所示。可以看出，隨著工況的降低，最高氣壁溫和冷卻液溫度均有所下降，且兩者之間的差值也不斷減小，這與實(shí)際情況比較接近。高工況下，冷卻液的溫升大，氣壁溫與冷卻液的溫差也應(yīng)該大；而低工況則正好相反。

表2 各工況下最高氣壁溫和冷卻套出口冷卻液溫度Tab.2 Maxmum gas temperature near the wall and coolant temperature at the cooling channel outlet at each power-level

要使渦輪泵保持功率平衡，渦輪的功率不應(yīng)低于泵所需的功率。對(duì)不同工況的渦輪泵功率平衡進(jìn)行了計(jì)算，結(jié)果如圖8所示。從圖中可以看出，在5%～100%的推力變化范圍內(nèi)，渦輪的功率均大于泵所需的功率，這說(shuō)明，渦輪泵能夠?qū)崿F(xiàn)功率平衡，剩余功率通過(guò)渦輪旁通消耗掉。

對(duì)本文所研究的LOX/LCH4膨脹循環(huán)系統(tǒng)，傳熱計(jì)算和功率平衡計(jì)算結(jié)果均表明，發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)10:1推力變比是完全可行的。當(dāng)然，后續(xù)還需要依靠實(shí)際試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)一步優(yōu)化上述計(jì)算結(jié)果。

5 小結(jié)

對(duì)國(guó)內(nèi)外變推力發(fā)動(dòng)機(jī)和LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)的研究進(jìn)展進(jìn)行了總結(jié)。在此基礎(chǔ)上，提出了一種LOX/LCH4變推力發(fā)動(dòng)機(jī)方案，并對(duì)此方案進(jìn)行了功率平衡和推力室傳熱計(jì)算，結(jié)果表明該發(fā)動(dòng)機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)10:1的推力變比。

LOX/LCH4變推力發(fā)動(dòng)機(jī)可以廣泛應(yīng)用于多種運(yùn)載器和航天器中，對(duì)我國(guó)探月及后續(xù)的載人登月工程均可提供技術(shù)支持。而且對(duì)LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)發(fā)展和未來(lái)的載人登火星等任務(wù)都具有深遠(yuǎn)的影響。

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