潘一力，周海清，程 誠(chéng)

(1.上海空間推進(jìn)研究所，上海 201112;2.上?？臻g發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心， 上海 201112)

0 引言

2005年以來(lái)，在美國(guó)宇航局NASA深空探索架構(gòu)以及美國(guó)空軍相關(guān)進(jìn)出空間項(xiàng)目的牽引下，液氧/液甲烷空間推進(jìn)技術(shù)已成為國(guó)際化學(xué)空間推進(jìn)的主流發(fā)展方向之一[1]。美國(guó)及歐洲的研究機(jī)構(gòu)認(rèn)為液氧/液甲烷推進(jìn)系統(tǒng)具有其獨(dú)特的性能及應(yīng)用優(yōu)勢(shì)，主要表現(xiàn)在以下幾方面：

1) 高真空比沖性能：350 s；

2) 綠色無(wú)毒；

3) 燃燒清潔：液氧/液甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)基本無(wú)積碳/結(jié)焦現(xiàn)象；

4) 液態(tài)溫區(qū)接近：液氧和液甲烷的液態(tài)溫區(qū)僅相差20 K，因此可以采用結(jié)構(gòu)緊湊的共體貯箱設(shè)計(jì)；

5) 可重復(fù)使用性好：液氧/液甲烷推進(jìn)系統(tǒng)管路及零部件中無(wú)不存在硝酸鹽或其他析出/沉積物，系統(tǒng)始終處于潔凈狀態(tài)；

6) 易于空間長(zhǎng)期貯存：液氧/液甲烷液態(tài)溫度比液氫高80 K，目前的低溫工程技術(shù)，完全可以實(shí)現(xiàn)液氧/液甲烷在空間的長(zhǎng)期貯存；

7) 姿軌控統(tǒng)一推進(jìn)：研究結(jié)果演示了液氧/液甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)具有良好的脈沖工作能力；

8) 行星現(xiàn)場(chǎng)資源利用：液氧/液甲烷存在能夠利用火星大氣成分進(jìn)行現(xiàn)場(chǎng)制備?；谝陨暇C合優(yōu)勢(shì)，液氧甲烷推進(jìn)技術(shù)能夠成功的應(yīng)用于火星與月球探測(cè)，低成本高性能上面級(jí)，可重復(fù)使用天地往返動(dòng)力等領(lǐng)域[2-4]。

針對(duì)國(guó)內(nèi)垂直起降可重復(fù)使用火箭演示驗(yàn)證機(jī)的需求，上?？臻g推進(jìn)研究所開(kāi)展了擠壓式3 000 N液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研制，并成功進(jìn)行了點(diǎn)火和性能試驗(yàn)。

1 國(guó)內(nèi)外液氧/液甲烷推進(jìn)技術(shù)發(fā)展概況

在液氧/液甲烷空間推進(jìn)領(lǐng)域，美國(guó)的研究發(fā)展最具有代表性，其牽引背景是NASA的深空探索架構(gòu)(ESAS)和載人火星往返任務(wù)參考架構(gòu)，深空探索架構(gòu)報(bào)告于2005年完成，報(bào)告確定液氧/液甲烷是載人重返月球任務(wù)獵戶(hù)座飛船服務(wù)艙軌姿控一體化推進(jìn)和月面著陸器姿態(tài)控制與上升級(jí)主推進(jìn)的最佳候選方案，載人火星往返任務(wù)參考架構(gòu)(HEMDR)5.0版于2007年推出，參考設(shè)計(jì)指出高性能且具備良好行星現(xiàn)場(chǎng)資源利用潛質(zhì)的低溫化學(xué)空間推進(jìn)技術(shù)是任務(wù)實(shí)施的關(guān)鍵基礎(chǔ)之一[5]。

2005年NASA正式啟動(dòng)了推進(jìn)與低溫技術(shù)先期研究計(jì)劃(PCAD)，重點(diǎn)是開(kāi)展液氧/液甲烷最不成熟單項(xiàng)技術(shù)的先期研究并最終進(jìn)行系統(tǒng)級(jí)試驗(yàn)。2008年P(guān)CAD衍生出另一個(gè)并列的研究項(xiàng)目，即低溫流體管理(CFM)，CFM主要開(kāi)展低溫流體在長(zhǎng)周期空間任務(wù)中的長(zhǎng)期貯存和管理技術(shù)，同時(shí)也涉及到地面操作與推進(jìn)劑現(xiàn)場(chǎng)資源利用技術(shù)[6]。

PCAD和CFM計(jì)劃均達(dá)到了預(yù)期總目標(biāo)。液氧/液甲烷主發(fā)動(dòng)機(jī)、反作用控制發(fā)動(dòng)機(jī)、點(diǎn)火器、低溫流體管理與供應(yīng)系統(tǒng)組件等已經(jīng)達(dá)到技術(shù)成熟度5～6級(jí)(圖1)。用于液氧/液甲烷軌姿控統(tǒng)一推進(jìn)技術(shù)演示的“夢(mèng)神”行星著陸器已經(jīng)成功進(jìn)行了自由飛行演示[7]。

圖1 液氧甲烷軌姿控發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.1 Liquid oxygen and liquid methane attitude control engines

國(guó)內(nèi)相關(guān)研究機(jī)構(gòu)也已經(jīng)認(rèn)識(shí)到了液氧/液甲烷空間推進(jìn)的性能及使用優(yōu)勢(shì)，曾開(kāi)展過(guò)60 t推力級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)演示[8]。上?？臻g推進(jìn)研究所近年來(lái)一直開(kāi)展液氧/液甲烷姿控發(fā)動(dòng)機(jī)以及低溫姿軌控系統(tǒng)相關(guān)技術(shù)的研究發(fā)展工作，已經(jīng)完成150 N和3 000 N的點(diǎn)火和穩(wěn)態(tài)和脈沖性能熱試車(chē)，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火可靠，最小脈沖可實(shí)現(xiàn)80 ms，1 t級(jí)的再生冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)投產(chǎn)，后續(xù)將進(jìn)一步開(kāi)展點(diǎn)火熱試車(chē)。于此同時(shí)，上?？臻g推進(jìn)研究所還同步開(kāi)展了低溫貯箱技術(shù)，低溫推進(jìn)系統(tǒng)熱控技術(shù)、低溫閥門(mén)技術(shù)等系統(tǒng)與組件技術(shù)研究。

2 3 000 N液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)方案

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)方案

發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)布局如圖2所示，發(fā)動(dòng)機(jī)由頭部(不銹鋼)、輻射冷卻燃燒室(鈮鎢合金)和火炬點(diǎn)火器3部分組成。頭部由本體和噴注器2部分組成?；鹁纥c(diǎn)火器通過(guò)法蘭安裝在本體上，火炬點(diǎn)火器本體也是發(fā)動(dòng)機(jī)頭部承力座，其上端面與搖擺機(jī)架聯(lián)接。頭部本體上配置推進(jìn)劑主供應(yīng)管路接口座。推力室與頭部采用法蘭連接，柔性石墨密封。頭部本體外圈設(shè)置一圈法蘭連接孔，可用于搖擺支桿球頭架連接，也可以用于發(fā)動(dòng)機(jī)配套組件安裝架聯(lián)接。

圖2 3 000 N液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)布局Fig.2 Structural configuration of 3 000 N liquid oxygen and liquid methane engine

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)部組件方案

主要設(shè)計(jì)參數(shù)：1)室壓為1.8 MPa；2)混合比為3.0；3)預(yù)測(cè)地面比沖為238 s(由圖3所示)；4)推力為3 000 N。

室壓、混合比選擇需要綜合協(xié)調(diào)比沖性能、60%低工況工作穩(wěn)定性、噴管熱結(jié)構(gòu)安全性以及系統(tǒng)能提供的最高入口壓力的關(guān)系。

圖3 液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)理論比沖與混合比關(guān)系Fig.3 Relation of theoretical specific impulse and mixture ratio of liquid oxygen and liquid methane engine

根據(jù)系統(tǒng)能提供的最高入口壓力2.8 MPa，初步選則室壓為1.8 MPa，考慮20%室壓準(zhǔn)則，選擇噴注壓降0.7 MPa。額定工況(3 000 N)下，噴注壓降/室壓為38.8%；60%工況(1 800 N)下，噴注壓降/室壓為24%，閥門(mén)流阻暫定0.3 MPa，則閥門(mén)入口壓力=室壓+噴注壓降+閥門(mén)流阻=2.8 MPa。

混合比的選擇按如下步驟進(jìn)行：地面理論比沖性能隨混合比及室壓的變化如圖3所示，最高比沖混合比位于2.8～3.1之間。室壓為1.8 MPa，環(huán)境壓力為0.1 MPa條件下，計(jì)算的地面比沖與混合比得出最高比沖對(duì)應(yīng)的混合比為2.9。考慮到國(guó)外擠壓式非再生冷卻主發(fā)動(dòng)機(jī)的經(jīng)驗(yàn)，本設(shè)計(jì)中混合比為3.0。

2.2.1 噴注器方案

噴注器設(shè)計(jì)方案如圖4所示。對(duì)于輻射冷卻的液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)需要采用精細(xì)霧化設(shè)計(jì)原則，達(dá)到精細(xì)霧化設(shè)計(jì)的主要技術(shù)途徑有：1)選擇合適的噴注單元形式；2)適當(dāng)增大噴注單元密度。對(duì)于直流式噴注單元形式，一種行之有效的選擇是F-O-O-F互擊單元，它能夠更精細(xì)地實(shí)現(xiàn)霧化與混合，美國(guó)及日本研制的液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)上廣泛采用這種噴注單元，并獲得了很高的燃燒效率，Aerojet公司3 872 N液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)采用該噴注單元形式，在特征長(zhǎng)度僅有254 mm的短燃燒室情況下獲得了超過(guò)0.96的燃燒效率[9]。實(shí)現(xiàn)精細(xì)霧化的另一個(gè)途徑就是增大噴注單元密度，傳統(tǒng)機(jī)械加工方法大幅度增加噴注單元密度是困難的，需要引入先進(jìn)的噴注器制造技術(shù)，層板噴注器制造技術(shù)就是一種有效的解決途徑，因此引入了層板工藝制造工藝技術(shù)，噴注單元分布情況為80個(gè)F-O-O-F單元。本方案中，在發(fā)動(dòng)機(jī)頭部上通過(guò)擴(kuò)散焊的方式，將不同形狀的層板焊接成噴注器，通過(guò)不同層級(jí)之間的流道的對(duì)接，構(gòu)造成復(fù)雜的內(nèi)部流道，進(jìn)而提高了噴注單元的密度。

圖4 噴注器方案(不銹鋼層板)Fig.4 Scheme of the injector(steel platelets )

2.2.2 冷卻方案

方案設(shè)計(jì)階段，選擇甲烷液膜冷卻流量FFC%(液膜冷卻流量百分比)，通常是先通過(guò)預(yù)估噴管喉部溫度的方式進(jìn)行。由于國(guó)內(nèi)還沒(méi)有設(shè)計(jì)試驗(yàn)過(guò)類(lèi)似的液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)，無(wú)試驗(yàn)數(shù)據(jù)可用，因此，喉部溫度預(yù)估目前只能參考國(guó)外類(lèi)似發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行。

喉部溫度預(yù)估通常采用巴茲公式進(jìn)行，需要使用膜冷卻系數(shù)φFFC，液膜冷卻情況下喉部的熱流需要為qc=φFFChg(Taw-Twg)，膜冷卻系數(shù)φFFC是冷卻介質(zhì)流量、物性以及發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)的復(fù)雜函數(shù)，需要參考類(lèi)似發(fā)動(dòng)機(jī)的熱試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合獲得，本方案與Aerojet公司3 872 N LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)非常類(lèi)似，公開(kāi)資料中有部分該發(fā)動(dòng)機(jī)的熱試驗(yàn)數(shù)據(jù)[9](圖5)，可作為擬合膜冷卻系數(shù)φFFC的基礎(chǔ)參考數(shù)據(jù)。參考Aerojet公司3872N LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)數(shù)據(jù)，擬合出膜冷卻系數(shù)φFFC關(guān)系后，將該擬合關(guān)系應(yīng)用到本方案的設(shè)計(jì)情況，利用巴茲公式和喉部熱流平衡關(guān)系可以初步預(yù)估本設(shè)計(jì)方案的喉部溫度。

參考Aerojet公司3872N LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)數(shù)據(jù)，擬合出膜冷卻系數(shù)φFFC關(guān)系后，可預(yù)估喉部溫度。當(dāng)FFC=30%時(shí)，額定工況下噴管喉部溫度約1 100 ℃，低于鈮鎢合金的長(zhǎng)期穩(wěn)定工作溫度1 400 ℃。

圖5 Aerojet 3 872 N LOX/LCH4發(fā)動(dòng)機(jī)噴管 溫度試驗(yàn)數(shù)據(jù)Fig.5 Datas of the nozzle temperature test of 3 872 N liquid oxygen and liquid methane rocket engine

考慮到溫度預(yù)估存在一定偏差，方案設(shè)計(jì)將在此基礎(chǔ)上選擇FFC=30%，40%兩種膜冷卻方案，通過(guò)熱試車(chē)分析進(jìn)一步確定合理的膜冷卻流量。

2.2.3 點(diǎn)火方案

2.2.3.1 點(diǎn)火器類(lèi)型

較大推力的液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)通常采用獨(dú)立的火炬點(diǎn)火器實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)，本案設(shè)計(jì)了2種火炬點(diǎn)火器，方案樣機(jī)如圖6所示。點(diǎn)火器A采用電嘴型火花塞激勵(lì)系統(tǒng)，該型點(diǎn)火器原理樣機(jī)曾成功實(shí)現(xiàn)液氧/甲烷、液氧/乙炔氨點(diǎn)火。點(diǎn)火器B原是針對(duì)高循環(huán)壽命的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的，采用了電極型火花塞激勵(lì)系統(tǒng)，火炬室采用放電間隙主動(dòng)氣流保護(hù)措施，能夠防止積碳/結(jié)焦問(wèn)題，適應(yīng)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)高循環(huán)壽命的需求。

2.2.3.2 啟動(dòng)時(shí)序

為了快速可靠啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，通常需要火炬點(diǎn)火器提前啟動(dòng)，待火炬點(diǎn)火器達(dá)到穩(wěn)態(tài)后再啟動(dòng)主推力室。

圖6 火炬點(diǎn)火器方案Fig.6 Scheme of torch-igniter A and B

火炬點(diǎn)火器正常啟動(dòng)，不等于發(fā)動(dòng)機(jī)能夠可靠點(diǎn)火啟動(dòng)，發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)過(guò)程還需要設(shè)置合適的啟動(dòng)條件，主要是氧、燃時(shí)序的配合，火炬點(diǎn)火器的輸出火焰是富燃的，主推力室啟動(dòng)通常需要先進(jìn)氧化劑，這樣可以將富燃火炬增強(qiáng)，提高發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火成功率。

2.2.3.3 啟動(dòng)前的預(yù)冷

根據(jù)國(guó)外資料，該擠壓式液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)前，主供應(yīng)管路無(wú)需預(yù)冷，但美國(guó)Morpheus著陸驗(yàn)證平臺(tái)的主發(fā)動(dòng)機(jī)的早期試驗(yàn)顯示[7]，點(diǎn)火器可能需要短暫放液預(yù)冷，因?yàn)辄c(diǎn)火器流量很低，管路比較細(xì)長(zhǎng)，啟動(dòng)前可能有較長(zhǎng)時(shí)間的氣相流動(dòng)，導(dǎo)致流量降低，火炬輸出功率不足。試驗(yàn)中增加了點(diǎn)火器路預(yù)冷，來(lái)保證點(diǎn)火器流量穩(wěn)定充足供應(yīng)。

2.2.3.4 點(diǎn)火器的關(guān)閉

主發(fā)推力室點(diǎn)火啟動(dòng)后，火炬點(diǎn)火器有兩種工作模式選擇：1)火炬點(diǎn)火器連續(xù)工作直到發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)車(chē)，對(duì)于長(zhǎng)時(shí)間工作的主發(fā)動(dòng)機(jī)，這種模式一般不采用，火炬點(diǎn)火器連續(xù)工作會(huì)持續(xù)加熱主噴注器，對(duì)主噴注器產(chǎn)生不良影響，嚴(yán)重時(shí)可能使主噴注器出現(xiàn)夾氣流動(dòng)，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的工作穩(wěn)定性和性能；2)主發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)一定時(shí)間后，關(guān)閉點(diǎn)火器氧閥，燃閥仍保持開(kāi)狀態(tài)，以便點(diǎn)火器處于低溫狀態(tài)，一方面保護(hù)火炬室的熱結(jié)構(gòu)安全性，另一方面可以消除主噴注器內(nèi)部熱源。Aerojet公司的2.5 kN級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)就是采用這種模式[10]，點(diǎn)火器啟動(dòng)0.35 s后關(guān)閉點(diǎn)火器氧閥，保持點(diǎn)火器燃閥仍處于開(kāi)狀態(tài)。

本案發(fā)動(dòng)機(jī)作為一個(gè)推進(jìn)主發(fā)動(dòng)機(jī)使用，火炬點(diǎn)火器沒(méi)有必要連續(xù)工作，因此，主推力室啟動(dòng)后將關(guān)閉點(diǎn)火器氧閥，具體的關(guān)閉延遲時(shí)間需要通過(guò)熱試車(chē)確定。

2.3 發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性分析

燃燒室振型頻率如表1所示，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生致命性破壞的振型通常為一階切向振型f1T，對(duì)一階切向振型需要采用阻尼措施，在中小推力發(fā)動(dòng)機(jī)上一般采用聲腔方法進(jìn)行聲振阻尼，方案發(fā)動(dòng)機(jī)聲腔設(shè)計(jì)計(jì)算過(guò)程如下。相對(duì)開(kāi)口面積應(yīng)在7.25%附近，但大于等于30%時(shí)更加可靠，在結(jié)構(gòu)允許的情況下應(yīng)盡量大于等于30%。

表1 燃燒室振型與頻率

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

試驗(yàn)產(chǎn)品A1：頭部A1(FFC%=30%)+熱沉燃燒室，產(chǎn)品A2：頭部A2(FFC%=40%)+鈮合金燃燒室。2017年3月24日進(jìn)行了產(chǎn)品A1的點(diǎn)火試驗(yàn)，共執(zhí)行了8次發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)，首先執(zhí)行2次單獨(dú)火炬點(diǎn)火試驗(yàn)，火炬點(diǎn)火成功；隨后進(jìn)行8次發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)，均點(diǎn)火成功，如圖7(a)所示。

2017年3月27日進(jìn)行了產(chǎn)品A2的點(diǎn)火試驗(yàn)，共執(zhí)行了8次發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)，首先執(zhí)行2次單獨(dú)火炬點(diǎn)火試驗(yàn)，火炬點(diǎn)火成功；隨后進(jìn)行6次5 s時(shí)

序發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)，均點(diǎn)火成功，隨后進(jìn)行了2次10 s時(shí)序發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)，均點(diǎn)火成功，如圖7(b)所示。典型的試驗(yàn)曲線(xiàn)如圖8所示。

圖7 3 000 N液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火熱試車(chē)Fig.7 Hot-fire test of 3 000 N liquid oxygen and liquid methane engine

圖8 典型發(fā)動(dòng)機(jī)工作曲線(xiàn)Fig.8 Representative results of the hot-fire test of the engine

A1頭部發(fā)動(dòng)機(jī)的前4次點(diǎn)火性能參數(shù)如表2所示，其余試驗(yàn)因與設(shè)計(jì)工況偏離較遠(yuǎn)、且入口呈現(xiàn)氣液兩相流導(dǎo)致混合比無(wú)法準(zhǔn)確獲得，而未列表統(tǒng)計(jì)。結(jié)果表明：A1發(fā)動(dòng)機(jī)基本達(dá)到額定工況，其燃燒效率約0.95，熱試數(shù)據(jù)反算地面推力大于2 860 N(推力系數(shù)1.36)，地面比沖大于242 s，與設(shè)計(jì)指標(biāo)基本相當(dāng)。其中室壓流量略低于額定值是因?yàn)槿肟谕七M(jìn)劑熱控問(wèn)題所導(dǎo)致，在進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)頭部之前有管路、閥門(mén)等產(chǎn)生相應(yīng)的漏熱，盡管實(shí)施了熱控包覆以及預(yù)冷措施，仍不能使得進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)頭部的推進(jìn)劑完全達(dá)到液相(設(shè)計(jì)中相應(yīng)的入口壓力和溫度)；A1頭部其余4次穩(wěn)態(tài)熱試車(chē)和A2頭部發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車(chē)中也存在這類(lèi)似問(wèn)題，由于推進(jìn)劑相態(tài)處于兩相流狀態(tài)，導(dǎo)致供應(yīng)的推進(jìn)劑流量處于波動(dòng)且流量值低于額定入口流量，故室壓呈現(xiàn)不穩(wěn)定且低于額定值的表現(xiàn)，偏離設(shè)計(jì)流態(tài)，其室壓范圍主要集中于大致的范圍為0.5～1 MPa，由于兩相流的流量不穩(wěn)定，故混合比無(wú)法給出具體的值，但可以得出的是混合比波動(dòng)較大，因?yàn)槿肟诮?jīng)歷氣液兩相流、液液相態(tài)的波動(dòng)，可以表明3 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)具有良好的入口條件適應(yīng)性，均能實(shí)現(xiàn)可靠點(diǎn)火。A2的燃燒效率估算在0.85左右，相比A1明顯偏低，分析原因可能與過(guò)大的液膜冷卻流量FFC%=40%有關(guān)，后續(xù)將進(jìn)一步開(kāi)展液膜冷卻方式的研究，確定合理的冷卻流量分配，兼顧冷卻效率和燃燒性能。

在典型的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)中，發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)響應(yīng)特性不佳，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)得出：3 000 N發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)響應(yīng)時(shí)間為1.4～1.6 s，之間，這是因?yàn)橥七M(jìn)劑進(jìn)入到發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生氣化，將產(chǎn)生一定程度的氣阻，這會(huì)增加燃燒室的建壓時(shí)間，從而導(dǎo)致響應(yīng)時(shí)間變慢，因此該時(shí)間僅能作為參考。后續(xù)將進(jìn)一步改進(jìn)頭部的熱控設(shè)計(jì)，保證流量持續(xù)穩(wěn)定供應(yīng)。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)表

本次試驗(yàn)主發(fā)動(dòng)機(jī)未進(jìn)行脈沖考核，但是在主發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后，為驗(yàn)證獨(dú)立點(diǎn)火器(試驗(yàn)中用于引燃3 000 N主噴注器)改進(jìn)作為姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的可行性，進(jìn)行了獨(dú)立點(diǎn)火器的點(diǎn)火試驗(yàn)。試驗(yàn)程序?yàn)? s穩(wěn)態(tài)+250 ms×10+1 s穩(wěn)態(tài)，試驗(yàn)曲線(xiàn)如圖9所示，試驗(yàn)結(jié)果表明獨(dú)立點(diǎn)火器點(diǎn)火工作可靠，脈沖一致性良好。后續(xù)將進(jìn)一步改進(jìn)設(shè)計(jì)，縮小脈寬，使得姿控發(fā)動(dòng)機(jī)具備精確脈沖沖量控制能力。

圖9 獨(dú)立點(diǎn)火器250 ms 脈沖序列曲線(xiàn)Fig.9 Curve of 250 ms impulse performance of the LOX/LCH4 igniter

4 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)于3 000 N液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的方案與試驗(yàn)過(guò)程進(jìn)行了詳細(xì)介紹與分析。液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)因其高比沖、低溫、非自燃的特點(diǎn)，相比與常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)方面存在諸多不同，對(duì)于液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)主要從總體結(jié)構(gòu)方案、發(fā)動(dòng)機(jī)噴注器方案設(shè)計(jì)、燃燒與冷卻方案設(shè)計(jì)、電點(diǎn)火方案設(shè)計(jì)及發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性設(shè)計(jì)與分析等方面進(jìn)行了介紹。并通過(guò)熱試車(chē)試驗(yàn)考核，發(fā)動(dòng)機(jī)以及配套的點(diǎn)火器均可靠點(diǎn)火，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)的合理性。初步試驗(yàn)結(jié)果顯示，3 000 N液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)在額定工況下的燃燒效率約0.95，推算推力大于2 860 N，地面比沖大于242 s，與設(shè)計(jì)指標(biāo)基本相當(dāng)。后續(xù)將獨(dú)立點(diǎn)火器開(kāi)展250 ms脈沖序列點(diǎn)火試驗(yàn)，得出脈沖一致性良好，后續(xù)將改進(jìn)獨(dú)立點(diǎn)火器，使之成為姿控發(fā)動(dòng)機(jī)并進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)精確沖量控制。

后續(xù)將基于3 000 N液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車(chē)情況進(jìn)行方案改進(jìn)設(shè)計(jì)，主要針對(duì)點(diǎn)火器，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行工程樣機(jī)研制。基于3 000 N的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，以進(jìn)一步完成1 t級(jí)的再生冷卻甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研制和試驗(yàn)工作。此外，還將開(kāi)展150 N液氧甲烷姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的工程樣機(jī)研制。同時(shí)開(kāi)展快響應(yīng)低溫電磁閥研制工作，力爭(zhēng)實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的連續(xù)可靠短脈沖序列工況。在發(fā)動(dòng)機(jī)研制之外，還將開(kāi)展低溫推進(jìn)系統(tǒng)

技術(shù)研究，主要包括低溫推進(jìn)系統(tǒng)熱控技術(shù)，低溫貯箱技術(shù)等。