程 誠，曲 波，林慶國

(1.上?？臻g推進(jìn)研究所，上海 201112;2.上?？臻g發(fā)動機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海 201112)

0 引言

美國國家航空航天局(NASA)2005年發(fā)表了空間探索架構(gòu)(ESAS)研究報告[1]，針對獵戶座載人飛船服務(wù)倉(CEV SM)和牽牛星月球著陸器上升級(LLAS)，從結(jié)構(gòu)、質(zhì)量、發(fā)動機(jī)、供應(yīng)系統(tǒng)、能源系統(tǒng)、可靠性、可貯存性、技術(shù)成熟度、毒性和原位資源利用等方面綜合對比了4種可用的推進(jìn)劑組合(液氧/甲烷、液氧/酒精、液氧/液氫和NTO/MMH)的優(yōu)缺點(diǎn)，并推薦采用具有最高綜合性能的液氧/甲烷推進(jìn)系統(tǒng)執(zhí)行空間軌、姿控推進(jìn)任務(wù)。

為了降低液氧/甲烷空間推進(jìn)系統(tǒng)未來應(yīng)用的技術(shù)風(fēng)險，NASA隨后啟動了推進(jìn)與低溫技術(shù)先期發(fā)展計劃(PCAD)[2]和低溫流體管理計劃(CFM)。截至2011年，NASA在液氧/甲烷空間推進(jìn)系統(tǒng)涉及的各主要技術(shù)方向上都取得了重大突破，點(diǎn)火器[3-4]、主發(fā)動機(jī)[5-8]、反作用控制發(fā)動機(jī)[9-12]、低溫推進(jìn)劑空間長期貯存[13-16]及低溫流體微重力管理等技術(shù)成熟度均達(dá)到了TRL5～6級(即模擬環(huán)境下的系統(tǒng)/子系統(tǒng)模型或原型機(jī)驗(yàn)證水平)。

2011年，NASA啟動了先進(jìn)探索系統(tǒng)(AES)研究計劃，由約翰遜空間中心(JSC)負(fù)責(zé)研制Morpheus自主著陸器——未來先進(jìn)行星著陸器綜合技術(shù)演示驗(yàn)證平臺[17-18]。Morpheus著陸器主要包括兩項(xiàng)核心關(guān)鍵技術(shù)，即擠壓式液氧/甲烷軌姿控一體化推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)和自主著陸與避險技術(shù)(ALHAT)。2013年12月，Morpheus著陸器在肯尼迪航天中心(KSC)成功完成了首次自由飛行試驗(yàn)，這標(biāo)志著NASA的液氧/甲烷空間推進(jìn)技術(shù)已經(jīng)達(dá)到了從單項(xiàng)技術(shù)開發(fā)走向系統(tǒng)集成應(yīng)用的新里程碑。

在Morpheus著陸器完成所有自由飛行試驗(yàn)后，針對空間飛行器的應(yīng)用需求，NASA開始對Morpheus平臺進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計，主要包括減小液氧/甲烷主發(fā)動機(jī)的推力量級(至真空推力12.5 kN)和采用冷氦加溫增壓系統(tǒng)[19-20]。2016年～2017年，Morpheus改進(jìn)飛行器進(jìn)一步演變?yōu)榈蜏赝七M(jìn)系統(tǒng)集成試驗(yàn)平臺(ICPTA)[21-24]，在格倫研究中心(GRC)梅溪試驗(yàn)站(Plum Brook Station)完成地面系統(tǒng)集成熱試車后，進(jìn)入飛行器推進(jìn)系統(tǒng)研究平臺(B-2)進(jìn)一步完成了一系列的模擬真空與熱真空環(huán)境下的系統(tǒng)集成熱試車，這表明NASA液氧/甲烷軌姿控一體化推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)已經(jīng)具備了飛行演示試驗(yàn)的能力。同時，NASA在最近發(fā)布的空間推進(jìn)技術(shù)發(fā)展路線圖中進(jìn)一步指出，液氧/甲烷推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)展給NASA提供了能力更強(qiáng)的行星下降/上升、軌道轉(zhuǎn)移和反作用控制系統(tǒng)，能夠更好地滿足高比沖和深度節(jié)流要求的空間任務(wù)。

1 Morpheus著陸器

Morpheus項(xiàng)目于2010年6月正式開始實(shí)施，主要目的是開發(fā)能夠支持到達(dá)任何星球表面的載人及機(jī)器人任務(wù)的行星著陸器技術(shù)。項(xiàng)目最大的特點(diǎn)是提供了一款自主飛行的、可重復(fù)使用的、火箭發(fā)動機(jī)驅(qū)動的地面垂直起降測試平臺，它可以將實(shí)驗(yàn)室中的先進(jìn)技術(shù)以相對經(jīng)濟(jì)的價格帶到集成的飛行系統(tǒng)中進(jìn)行演示驗(yàn)證。

Morpheus著陸器結(jié)構(gòu)重量900 kg，最大有效載荷180 kg，典型飛行任務(wù)的最長飛行時間約120 s。雖然作為地面技術(shù)演示驗(yàn)證平臺，但系統(tǒng)的復(fù)雜度不可低估。Morpheus平臺主要包括4大系統(tǒng)要素：著陸器系統(tǒng)、有效載荷(ALHAT[25-26])、地面支持系統(tǒng)和操控組。整個著陸器共由400多個組件、230多個電氣接口和400多個機(jī)械接口構(gòu)成。

歷經(jīng)4年多時間，JSC的Morpheus項(xiàng)目團(tuán)隊(duì)總共制造了3個結(jié)構(gòu)基本相同的集成演示樣機(jī)。第一個飛行樣機(jī)(Morpheus 1.5 Alpha)在2012年8月的第二次自由飛行試驗(yàn)中損毀，歷時9個月后，項(xiàng)目團(tuán)隊(duì)又制造了第二個飛行樣機(jī)(Morpheus 1.5 Bravo)，并于2013年12月在KSC成功完成了首次自由飛行試驗(yàn)。為了預(yù)防意外事故再次損毀飛行樣機(jī)而耽誤項(xiàng)目研制進(jìn)度，JSC還制造了一個飛行樣機(jī)(Morpheus Charlie)用作備份。截至2015年，Morpheus項(xiàng)目總共完成60次著陸器集成演示試驗(yàn)，包括12次靜態(tài)熱試車、34次繩系試驗(yàn)和14次自由飛行試驗(yàn)，其中在KSC開展的最后5次自由飛行試驗(yàn)中，Morpheus著陸器均達(dá)到了245 m飛行高度和400 m航程，并且順利在KSC的星球地貌模擬降落場(SLF)實(shí)現(xiàn)了安全著陸(圖1)。

圖1 Morpheus著陸器在KSC星球地貌模擬降落場 自由飛行及自主著陸Fig.1 Free flight and autonomous landing of Morpheus lander at the simulative landing field in KSC

Morpheus項(xiàng)目不同于NASA傳統(tǒng)項(xiàng)目(較長的研發(fā)周期、專業(yè)的測試場地等)，低成本、高效率的樣機(jī)研制與測試由一個小型的系統(tǒng)工程和集成團(tuán)隊(duì)(SE&I)領(lǐng)導(dǎo)[27-28]，使整個項(xiàng)目的研制成本和周期達(dá)到最新水平：項(xiàng)目總共歷時4年多，總經(jīng)費(fèi)約1 400萬美元。

2 液氧/甲烷軌姿控一體化推進(jìn)系統(tǒng)

Morpheus著陸器采用液氧/甲烷軌姿控一體化推進(jìn)系統(tǒng)方案，主要包括4個鋁合金球形貯箱(落壓工作，貯箱壓力從2.4 MPa降低至1.0 MPa)、1臺推力24 kN主發(fā)動機(jī)和4臺最大推力約89 N滾動控制發(fā)動機(jī)。著陸器推進(jìn)劑最大加注量2 900 kg，總的速度增量約為1 500～2 000 m/s。作為Morpheus項(xiàng)目驗(yàn)證的核心關(guān)鍵技術(shù)之一，液氧/甲烷推進(jìn)系統(tǒng)研制的主要目標(biāo)包括：1)擠壓式24 kN液氧/甲烷主發(fā)動機(jī)，具有4∶1變推能力；2)軌姿控動力系統(tǒng)最小脈沖寬度40 ms；3)主發(fā)動機(jī)和軌姿控發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)集成；4)并行貯箱供應(yīng)系統(tǒng)推進(jìn)劑管理技術(shù)；5)貯箱推進(jìn)劑晃動抑制技術(shù)；6)液氧/甲烷推進(jìn)系統(tǒng)的飛行及地面工作特性等。

Morpheus液氧/甲烷推進(jìn)系統(tǒng)配置4個鋁合金球形貯箱，沿著陸器中心軸線對稱均勻布置，每個貯箱內(nèi)安裝有防晃擋板用來抑制推進(jìn)劑晃動，并通過一根氣墊聯(lián)通管來實(shí)現(xiàn)同種推進(jìn)劑的2個貯箱間的壓力平衡。貯箱可以采用氦氣恒壓擠壓工作模式，也可以在短時間的地面演示飛行試驗(yàn)中采用落壓工作模式。主發(fā)動機(jī)噴注器采用直流互擊式噴注單元方案，推力室采用液膜/輻射復(fù)合冷卻。如圖 2所示，通過2個相互垂直的電動伺服機(jī)構(gòu)配合萬向節(jié)來對主發(fā)動機(jī)進(jìn)行矢量控制，從而實(shí)現(xiàn)Morpheus著陸器的平移、俯仰與偏航。姿控動力系統(tǒng)共有4臺滾動控制發(fā)動機(jī)，分兩組對稱安裝在2個甲烷貯箱上(安裝位置位于著陸器重心平面)，如圖 3所示，每個安裝座上的兩個滾動控制發(fā)動機(jī)噴口反向安裝。

圖2 Morpheus液氧/甲烷主發(fā)動機(jī)Fig.2 LOX/LCH4 main engine of Morpheus

圖3 Morpheus液氧/甲烷滾動控制發(fā)動機(jī)Fig.3 LOX/LCH4 roll control engine of Morpheus

液氧/甲烷推進(jìn)劑分別從2個貯箱的底部對稱地通過管道輸送至同一接口，然后通過管道和過濾器輸送至一個電動球閥(用于隔離推進(jìn)劑貯箱和所有5臺發(fā)動機(jī)的截止閥，采用無線信號進(jìn)行開關(guān)控制)。供應(yīng)主發(fā)動機(jī)的推進(jìn)劑，經(jīng)球閥后流經(jīng)渦輪流量計和金屬軟管，然后經(jīng)節(jié)流閥進(jìn)入發(fā)動機(jī)噴注器。供應(yīng)滾動控制發(fā)動機(jī)的推進(jìn)劑，通過球閥后T型管路的分支管路，沿著陸器外邊沿以相反的方向流至滾控噴管，滾控噴管對稱安裝在2個甲烷貯箱上的發(fā)動機(jī)安裝座上。其中，T型分支管路后推進(jìn)劑分流位置的選擇原則為，使分流點(diǎn)后的軌姿控系統(tǒng)供應(yīng)管路長度相對于著陸器對稱，如圖 4所示。

圖4 Morpheus動力系統(tǒng)液氧/甲烷推進(jìn)劑供應(yīng)管路Fig.4 LOX/LCH4 propellant feeding lines of Morpheus propulsion system

Morpheus軌姿控動力系統(tǒng)推進(jìn)劑供應(yīng)管路末端設(shè)置有排放路，并采用節(jié)流孔板控制排放流量。部分推進(jìn)劑通過排放孔板后，經(jīng)較小直徑的排放管路并緊貼著軌姿控動力系統(tǒng)主推進(jìn)劑供應(yīng)管路逆向流動，最后通過電磁閥直接向外排放。上述的排放系統(tǒng)，在Morpheus著陸器飛行試驗(yàn)前和飛行過程中，通過排放低溫推進(jìn)劑保證姿控動力系統(tǒng)供應(yīng)管路內(nèi)的推進(jìn)劑條件。排放管路的氧氣，排放口設(shè)置在主發(fā)動機(jī)噴管出口附近，這樣可以在飛行試驗(yàn)中被發(fā)動機(jī)羽流消耗掉。排放管路的甲烷，排放口設(shè)置在著陸器的上部，并基本沿著陸器重心點(diǎn)的徑向朝外排放。這樣既可以防止甲烷蒸汽聚集在著陸器的航電設(shè)備與電源盒附近，減小甲烷與發(fā)熱部件接觸而導(dǎo)致著火的可能性，又可以盡量避免排氣沖量產(chǎn)生轉(zhuǎn)動力矩對著陸器控制帶來不利影響。

3 液氧甲烷發(fā)動機(jī)

3.1 變推力主發(fā)動機(jī)

Morpheus液氧/甲烷主發(fā)動機(jī)包括HD1～HD5五個版本，發(fā)動機(jī)設(shè)計推力逐漸增加，最終飛行版本的海平面推力最大達(dá)到約24 kN。發(fā)動機(jī)具有4∶1深度節(jié)流能力(推力變化范圍25%～109%)，使其能夠滿足著陸器起飛—懸?！陆怠懙热蝿?wù)需求。主發(fā)動機(jī)的研制遵循兩條原則：低成本和快速研發(fā)，即創(chuàng)造便宜的方式解決經(jīng)典的火箭發(fā)動機(jī)問題，以及少量的點(diǎn)火試驗(yàn)并且每次測試均有較多的試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)[29]。

發(fā)動機(jī)采用直流互擊式噴注器和燃料液膜冷卻的推力室。這兩種選擇均不是最先進(jìn)的技術(shù)，但是這些成熟的技術(shù)使得追求快速、低成本的發(fā)動機(jī)研制過程得到了簡化，并且可以順利推進(jìn)。然而，技術(shù)簡化的代價則是發(fā)動機(jī)性能的損失。在某些工況下，超過30%的燃料被用于推力室的膜冷卻而未經(jīng)完全燃燒就排放出去。另一個關(guān)鍵問題是：主發(fā)動機(jī)采用同一個伺服作動器來控制兩路推進(jìn)劑的節(jié)流球閥，使其均勻的轉(zhuǎn)動。這種選擇雖然減少了著陸器的失效模式，但卻導(dǎo)致發(fā)動機(jī)混合比不能調(diào)節(jié)，以及在發(fā)動機(jī)啟動時序中兩路推進(jìn)劑閥門不能單獨(dú)控制。

HD1發(fā)動機(jī)是為Morpheus著陸器研制的第一款液氧/甲烷主發(fā)動機(jī)，但由于燃燒不穩(wěn)定性問題，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)在地面試驗(yàn)階段噴注器面板被燒壞。隨后，研制團(tuán)隊(duì)嘗試通過更換噴注器面板等改進(jìn)來研制一款新的主發(fā)動機(jī)HD2，但由于釬焊問題，導(dǎo)致各類嘗試均出現(xiàn)了少量液氧泄漏進(jìn)噴注器的甲烷噴嘴問題而放棄。緊接著研制團(tuán)隊(duì)開始研制HD3發(fā)動機(jī)，通過地面測試后，HD3發(fā)動機(jī)便被用于2011年Morpheus 1.0的測試活動，但在第6次繩系試驗(yàn)時，因節(jié)流閥在點(diǎn)火啟動時突然全開導(dǎo)致推力室被燒穿。后續(xù)，Morpheus著陸器所有的測試活動(包括1.5 Alpha和1.5 Bravo)均是采用HD4發(fā)動機(jī)，如表 1所示，梳理了HD4發(fā)動機(jī)在著陸器和斯坦尼斯航天中心(SSC)地面臺上進(jìn)行點(diǎn)火試驗(yàn)的統(tǒng)計情況。其中，原始版的HD4-A發(fā)動機(jī)用于Morpheus 1.5 Alpha的測試活動，但在第2次自由飛行試驗(yàn)中，隨著陸器墜毀而損壞；由于升級版的Morpheus 1.5 Bravo要求更高的主發(fā)動機(jī)推力，研制團(tuán)隊(duì)于是研制了HD5發(fā)動機(jī)，但由于液膜冷卻問題一直不能得到很好的解決，HD5發(fā)動機(jī)僅在SSC地面臺上進(jìn)行了點(diǎn)火試驗(yàn)[30]；因此，研制團(tuán)隊(duì)又基于HD4-A發(fā)動機(jī)的噴注器，通過配備更大喉徑的推力室使發(fā)動機(jī)的最大推力增加到24 kN，即HD4-A/B-LT發(fā)動機(jī)，并使用HD4-A-LT發(fā)動機(jī)完成了Morpheus 1.5 Bravo在JSC和KSC的所有飛行試驗(yàn)任務(wù)。

表1 Morpheus HD4和HD5發(fā)動機(jī)的測試活動Tab.1 Test activities of Morpheus HD4 and HD5 engines

Morpheus著陸器自由飛行試驗(yàn)時，主發(fā)動機(jī)點(diǎn)火啟動過程首先通過節(jié)流閥控制推力從0上升至某一“停頓”值(idle thrust)，此時主發(fā)動機(jī)的推力遠(yuǎn)小于著陸器重量，這樣可以預(yù)防著陸器從發(fā)射臺上倉促起飛或移動。當(dāng)發(fā)動機(jī)保持“停頓”推力時，機(jī)載GN&C軟件接管主發(fā)動機(jī)的控制，并命令發(fā)動機(jī)達(dá)到接近最大推力狀態(tài)(起飛加速度約1.15g)，著陸器離地起飛，如圖 5所示。這種發(fā)動機(jī)啟動時序允許著陸器起飛前進(jìn)行發(fā)動機(jī)健康狀態(tài)檢查，再實(shí)現(xiàn)從靜態(tài)到飛行的平滑過渡。

圖5 Morpheus HD4發(fā)動機(jī)點(diǎn)火啟動過程Fig.5 Start-up procedure of Morpheus HD4 engine

Morpheus液氧/甲烷主發(fā)動機(jī)存在較明顯的高頻燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象，并且主要發(fā)生在發(fā)動機(jī)的點(diǎn)火啟動過程。表 1給出了發(fā)動機(jī)在著陸器集成飛行試驗(yàn)和SSC地面臺上出現(xiàn)高頻燃燒不穩(wěn)定的統(tǒng)計數(shù)據(jù)。圖 6給出了HD4-A-LT發(fā)動機(jī)在某次試驗(yàn)中觀測到的高頻燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象，發(fā)動機(jī)在3 125 Hz，6 250 Hz和9 400 Hz發(fā)生明顯的“蜂鳴”。這種3-6-9kHz頻率序列就是HD4-A-LT發(fā)動機(jī)及HD5發(fā)動機(jī)的高頻燃燒不穩(wěn)定特征，并分別對應(yīng)發(fā)動機(jī)的1T,1R和1T-1R振動模態(tài)。

Morpheus主發(fā)動機(jī)試驗(yàn)觀測結(jié)果表明：1)溫的液氧入口條件(“溫液氧”)可能誘發(fā)較低振幅的高頻燃燒不穩(wěn)定，并隨著液氧集合器被冷透而衰減；2)過冷的液甲烷入口條件(“冷甲烷”)很可能導(dǎo)致發(fā)動機(jī)在啟動過程出現(xiàn)較嚴(yán)重的高頻燃燒不穩(wěn)定，并且有可能延續(xù)至穩(wěn)態(tài)工作階段。圖 7給出了HD5發(fā)動機(jī)在某次試驗(yàn)中出現(xiàn)了兩次高頻燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象：第一次燃燒不穩(wěn)定較輕微是由“溫液氧”導(dǎo)致的；第二次燃燒不穩(wěn)定較嚴(yán)重則是由“冷甲烷”導(dǎo)致的?；谇捌诘脑囼?yàn)結(jié)果，Morpheus 1.5 Bravo著陸器通過調(diào)整主發(fā)動機(jī)啟動時序，保證發(fā)動機(jī)的入口條件為“冷液氧”和“溫甲烷”狀態(tài)，從而順利完成了所有自由飛行試驗(yàn)。

3.2 滾動控制發(fā)動機(jī)

Morpheus姿控動力系統(tǒng)的技術(shù)要求如表 2所示，最大的技術(shù)挑戰(zhàn)是：確保滾動控制發(fā)動機(jī)在寬廣的壓力范圍(2.4～1.0 MPa)和推進(jìn)劑狀態(tài)(氣態(tài)～液態(tài))下，能夠可靠、有效地工作。試驗(yàn)結(jié)果表明，Morpheus滾動控制發(fā)動機(jī)在上述較寬的入口條件下，點(diǎn)火可靠性達(dá)到99.5%，40 ms脈寬下的最小脈沖沖量達(dá)到3.8 N·s，并且在氣/氣和氣/液工況下能達(dá)到更小的脈沖沖量[31-32]。

圖6 HD4-A-LT發(fā)動機(jī)試驗(yàn)中的高頻燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象Fig.6 High-frequencycombustion instability appearing in HD4-A-LT engine test

圖7 HD5發(fā)動機(jī)某次試驗(yàn)中的高頻燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象Fig.7 High-frequency combustion instability occurring in HD5 engine test表2 Morpheus姿控動力系統(tǒng)技術(shù)要求Tab.2 Technical requirements of Morpheus attitude-control system

項(xiàng)目技術(shù)要求最小推力入口壓力2 300 kPa時80 N,入口壓力1 600 kPa時53 N(O2溫度116 K, CH4溫度150 K)最小脈沖沖量3.8 N·s總沖6 000 N·m·s脈沖寬度0.040 s～持續(xù)工作偏工況推進(jìn)劑條件氣/氣或氣/液工況,脈沖長度最大4 s

滾動控制發(fā)動機(jī)的設(shè)計原則是：快速、可靠的脈沖工作能力，低成本，以及與主發(fā)動機(jī)兼容的推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)。如圖8所示，發(fā)動機(jī)主要由定制的火花塞、兩個低溫電磁閥、燃燒室和噴管4部分構(gòu)成。燃燒室采用不銹鋼，噴管(面積比3.5∶1)采用耐高溫鎳基合金，發(fā)動機(jī)總重約1.36 kg。 推進(jìn)劑進(jìn)入燃燒室分三個階段：1)液氧在火花塞電極尖端上游通過4個自擊式噴注單元進(jìn)行霧化，然后流經(jīng)火花塞電極尖端被電極與燃燒室壁面間形成的高壓電弧電離，且部分氧離子被卷吸進(jìn)入電極下游的渦流區(qū)；2)一部分甲烷在電極尖端下游通過4個徑向孔噴入燃燒室，與電離的氧離子混合后誘發(fā)核心燃燒(核心混合比約為8)，并且在電極下游的渦流區(qū)內(nèi)形成穩(wěn)定的火焰核，以保證當(dāng)點(diǎn)火器關(guān)閉后以及工況變化情況下發(fā)動機(jī)能持續(xù)工作；3)剩余的甲烷在核心燃燒區(qū)下游通過8個切向孔噴入燃燒室，進(jìn)行燃料膜冷卻(FFC)，部分的甲烷液膜蒸發(fā)與富氧核心火焰混合燃燒。

圖8 Morpheus滾動控制發(fā)動機(jī)Fig.8 Morpheus roll control engine

Morpheus滾動控制發(fā)動機(jī)的點(diǎn)火可靠性以及不同工況下發(fā)動機(jī)的工作特性在JSC的車載移動低溫試驗(yàn)臺(Cryo-Cart portable test bed)上進(jìn)行熱試車考核。先后針對12個不斷改進(jìn)的試驗(yàn)樣機(jī)，開展了總共250次以上的點(diǎn)火試驗(yàn)。如表 3所示，A，B及C三個試驗(yàn)工況分別代表著陸器自由飛行試驗(yàn)中起始、中間和結(jié)束時刻滾動控制發(fā)動機(jī)的推進(jìn)劑入口條件。

表3 Morpheus滾動控制發(fā)動機(jī)試驗(yàn)工況Tab.3 Test sets of Morpheus roll control engine

圖9～圖11分別給出了12#試驗(yàn)樣機(jī)(最終版)在工況A,B及C下的測試結(jié)果。發(fā)動機(jī)在工況A下的室壓約1.59 MPa，推力約80 N，混合比約0.5，地面比沖約162 s；發(fā)動機(jī)在工況C下的室壓約0.59 MPa，推力約36 N，混合比約0.76，地面比沖約215 s；發(fā)動機(jī)在工況B下僅進(jìn)行脈沖工作，最大室壓約1 MPa，最大推力約44 N。

圖9 12#試驗(yàn)樣機(jī)工況A下的工作特性 (15 s穩(wěn)態(tài)工作+10個脈寬80 ms連續(xù)脈沖序列)Fig.9 Operation behavior of 12# engine sample under working condition A

圖10 12#試驗(yàn)樣機(jī)工況B下的工作特性(16個脈寬500 ms 連續(xù)脈沖序列+10個脈寬80 ms連續(xù)脈沖序列)Fig.10 Operation behavior of 12# engine sample under working condition B

圖11 12#試驗(yàn)樣機(jī)工況C下的工作特性 (5 s穩(wěn)態(tài)工作+10個脈寬80 ms連續(xù)脈沖序列)Fig.11 Operation behavior of 12# engine sample under working condition C

4 結(jié)論

1)液氧/甲烷推進(jìn)劑組合憑借高比沖性能、綠色無毒和空間易于長期貯存等優(yōu)勢，被美國NASA選定為未來化學(xué)空間推進(jìn)的主要發(fā)展方向。自2005年以來，NASA持續(xù)地進(jìn)行著液氧/甲烷空間推進(jìn)技術(shù)的攻關(guān)研究，目前其推進(jìn)系統(tǒng)及主要關(guān)鍵組件的技術(shù)成熟度已經(jīng)達(dá)到TRL5～6級，并且擠壓式液氧/甲烷軌姿控一體化推進(jìn)系統(tǒng)已經(jīng)完成了地面模擬環(huán)境下的集成演示驗(yàn)證，具備飛行試驗(yàn)的要求。

2)采用液氧/甲烷軌姿控一體化推進(jìn)系統(tǒng)方案的Morpheus著陸器，截至2015年總共完成60次著陸器集成演示試驗(yàn)，并且順利在KSC的星球地貌模擬降落場實(shí)現(xiàn)了自主安全著陸。著陸器的研制由一個小型、高效的系統(tǒng)工程與集成團(tuán)隊(duì)完成，歷時4年多，總經(jīng)費(fèi)1 400萬美元，達(dá)到了NASA最新水平。

3)Morpheus液氧/甲烷推進(jìn)系統(tǒng)主要由4個并行管理的鋁合金球形貯箱、1臺推力24 kN且能4：1節(jié)流變推的主發(fā)動機(jī)和4臺最大推力89 N的滾動控制發(fā)動機(jī)構(gòu)成，主發(fā)動機(jī)與滾動控制發(fā)動機(jī)采用集成的推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)方案。變推力主發(fā)動機(jī)研制遵循低成本和快速研發(fā)的原則，在發(fā)動機(jī)點(diǎn)火啟動過程中存在明顯的3-6-9 kHz頻率序列的高頻燃燒不穩(wěn)定，但通過調(diào)整主發(fā)動機(jī)啟動時序以保證入口條件為“冷液氧”和“溫甲烷”狀態(tài)，成功消除了燃燒不穩(wěn)定。滾動控制發(fā)動機(jī)在寬的入口壓力范圍(2.4～1.0 MPa)和不同的推進(jìn)劑相態(tài)(氣態(tài)～液態(tài))下，點(diǎn)火可靠性達(dá)到99.5%，40 ms脈寬下的最小脈沖沖量達(dá)到3.8 N·s。