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?？臻g發(fā)動機工程技術(shù)研究中心，上海 201112)

0 引言

世界航天已進入以大規(guī)?；ヂ?lián)網(wǎng)星座建設(shè)、太空旅游和空間資源開發(fā)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(tǒng)正逐漸變?yōu)楝F(xiàn)實[1-2]。美國太空探索技術(shù)公司(Space X)持續(xù)發(fā)展其低成本、快速、完全可重復(fù)使用運載火箭。獵鷹9號運載火箭垂直起降重復(fù)使用技術(shù)日趨成熟，目前已有多枚一級火箭實現(xiàn)15次重復(fù)利用[3]；“超重-星艦”運輸系統(tǒng)也在開展飛行驗證[4]。我國航天運輸系統(tǒng)經(jīng)過60多年的發(fā)展，取得了舉世矚目的成績，但在飛行可靠性、發(fā)射成本以及發(fā)射準(zhǔn)備時間等方面距離航班化目標(biāo)還存在較大差距，尚且不具備重復(fù)使用能力[5-6]。

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

面向液氧甲烷重復(fù)使用運載火箭，液氧甲烷輔助動力系統(tǒng)可以實現(xiàn)全箭推進劑統(tǒng)一和無毒化，助力運載火箭走向快速、完全可重復(fù)使用。本文針對某型重復(fù)使用運載火箭對一級返回輔助動力系統(tǒng)的要求，分析了液氧甲烷輔助動力系統(tǒng)方案的應(yīng)用優(yōu)勢，并介紹了核心單機的研究基礎(chǔ)以及國內(nèi)首款液氧/甲烷軌姿控推進系統(tǒng)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(tǒng)方案

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

1.1 基于電動泵的主輔一體化系統(tǒng)

一級返回液氧甲烷輔助動力系統(tǒng)采用與主發(fā)動機共用火箭貯箱推進劑、基于電動泵實現(xiàn)主輔一體化推進的技術(shù)方案，工作原理如圖 1所示。輔助動力系統(tǒng)液氧和液甲烷電動泵(圖中DDB)布置在一子級后短殼或發(fā)動機艙，分別從主輸送管路抽取低溫推進劑，然后經(jīng)姿控輸送管道(導(dǎo)管整流罩內(nèi))供應(yīng)給布置在級間段的4個姿控發(fā)動機組，最后經(jīng)循環(huán)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(zhuǎn)在低轉(zhuǎn)速小揚程工況(地面電源供電)進行輔助動力系統(tǒng)循環(huán)預(yù)冷；進入臨射程序前，姿控電動泵切換到額定轉(zhuǎn)速工況(箭載電源供電)并通過流量控制閥組調(diào)節(jié)循環(huán)冷卻流量，確保各姿控發(fā)動機入口工況滿足點火條件；輔助動力系統(tǒng)接收控制系統(tǒng)指令進行姿控發(fā)動機穩(wěn)態(tài)與脈沖工作，姿控電動泵動態(tài)調(diào)整泵送流量維持發(fā)動機入口壓力平穩(wěn)。

基于電動泵的主輔一體化系統(tǒng)的組件配套情況見表 1，系統(tǒng)干質(zhì)約157.2 kg。其中，箭載電池因系統(tǒng)功耗需求不大，可以與一級發(fā)動機搖擺伺服系統(tǒng)等供電統(tǒng)籌考慮。另外，輔助動力系統(tǒng)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(tǒng)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(tǒng)組件配套表

1.2 擠壓式液氧甲烷輔助動力系統(tǒng)

擠壓式液氧甲烷輔助動力系統(tǒng)工作原理如圖 2所示，相對比較獨立。系統(tǒng)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(yīng)。高壓氦氣通過1個減壓閥(圖中RV1)減壓至設(shè)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(jié)構(gòu)絕熱，貯箱內(nèi)推進劑采用表面張力管理方案，推進劑管理裝置采用篩網(wǎng)通道和氣泡陷阱復(fù)合結(jié)構(gòu)，滿足推進劑收集、輸送、分離和蒸發(fā)氣體可控排放等要求。兩個貯箱內(nèi)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(jiān)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(jīng)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(xiàn)可靠隔離，打開后供應(yīng)到4個姿控發(fā)動機組。輔助動力系統(tǒng)通過排放冷卻控制閥組以最少推進劑消耗量實現(xiàn)輸送管路預(yù)冷，同時保障系統(tǒng)工作時各發(fā)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(tǒng)的組件配套情況見表 2，系統(tǒng)干質(zhì)約215.2 kg?？紤]推進劑使用量255 kg，以及推進劑預(yù)冷消耗量和剩余量核算25 kg，系統(tǒng)總質(zhì)為495.2 kg。

1.3 系統(tǒng)方案比選

基于電動泵的主輔一體化液氧甲烷系統(tǒng)方案充分利用火箭貯箱內(nèi)推進劑剩余量(輔助動力系統(tǒng)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(tǒng)，系統(tǒng)組件數(shù)量及干質(zhì)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(zhì)量優(yōu)勢。此外，主輔一體化系統(tǒng)還取消了常規(guī)輔助動力系統(tǒng)獨立的推進劑加注、氣瓶充氣等靶場操作，利于火箭實現(xiàn)快速重復(fù)使用。然而，主輔一體化系統(tǒng)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(qū)動控制技術(shù)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(fā)動機艙位置，姿控發(fā)動機組布局在級間段位置，導(dǎo)致電動泵與姿控發(fā)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(tǒng)帶來新挑戰(zhàn)。此外，主輔一體化系統(tǒng)與火箭增壓輸送、結(jié)構(gòu)、控制、供配電等分系統(tǒng)高度耦合，研制階段不便高頻次開展系統(tǒng)級考核試驗，這將影響輔助動力系統(tǒng)技術(shù)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(tǒng)在運載火箭中為獨立模塊，氣路組件為貨架產(chǎn)品，且低溫表面張力貯箱技術(shù)較為成熟，因此利于快速實現(xiàn)系統(tǒng)集成，開展各項系統(tǒng)級驗證進而提高技術(shù)成熟度，將更早地滿足工程應(yīng)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(tǒng)工程化研制及飛行應(yīng)用和高可靠低溫電動泵技術(shù)攻關(guān)，進而實現(xiàn)基于電動泵的主輔一體化液氧甲烷輔助動力系統(tǒng)在重復(fù)使用運載火箭以及低溫上面級上的應(yīng)用，將更加切實可行。

2 應(yīng)用優(yōu)勢分析

以某型運載火箭一級返回輔助動力系統(tǒng)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(tǒng)方案的優(yōu)缺點，見表 3。氮冷氣發(fā)動機具備良好的重復(fù)使用性能，但比沖很低，約為635 (N·s)/kg，導(dǎo)致氮氣充填量需1 272 kg，且需要40個100 L/35 MPa 復(fù)合材料氣瓶(約665 kg)才能滿足貯存要求，系統(tǒng)總質(zhì)量非常大，不再詳細展開分析。

1)單組元發(fā)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(fā)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(lǐng)域最大單機，采用3臺并聯(lián)工作替代1臺1 000 N方案，單組元輔助動力系統(tǒng)將配套50臺推力器，系統(tǒng)干質(zhì)達到約315 kg(HAN發(fā)動機單機質(zhì)量較大，系統(tǒng)干質(zhì)約355 kg)；催化分解發(fā)動機重復(fù)使用的技術(shù)風(fēng)險較大，無法滿足可靠重復(fù)使用以及便捷維護的要求；推力器數(shù)量很多，并且貴金屬催化劑使用量很大，系統(tǒng)產(chǎn)品費用很高。

圖2 擠壓式液氧甲烷輔助動力系統(tǒng)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(tǒng)組件配套表

表3 采用不同推進劑的輔助動力系統(tǒng)綜合比對

2)常規(guī)雙組元發(fā)動機(四氧化二氮/甲基肼，NTO/MMH)比沖性能較高，系統(tǒng)總質(zhì)約466 kg，且技術(shù)成熟度高，研制周期較短，具有較高的綜合優(yōu)勢；但NTO/MMH推進劑具有劇毒和強致癌性，將導(dǎo)致一級返回后的靶場操作和復(fù)用維護非常不便，系統(tǒng)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(fù)使用，進一步提高了復(fù)用成本；因推進劑成本較高，產(chǎn)品費用也較高，兩款新研發(fā)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(tǒng)方案可以實現(xiàn)全箭推進劑統(tǒng)一和無毒化，簡化靶場操作，提高發(fā)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(fù)使用；液氧甲烷發(fā)動機比沖高，考慮推進劑預(yù)冷消耗量和剩余量，系統(tǒng)總質(zhì)量約495 kg，與常規(guī)雙組元方案相當(dāng)；鑒于一級返回對姿控發(fā)動機比沖性能要求不高，采用高溫合金噴管的技術(shù)方案適當(dāng)降低比沖但利于重復(fù)使用，并將顯著降低發(fā)動機產(chǎn)品費用與研制成本；目前國內(nèi)已經(jīng)完成了擠壓式液氧甲烷軌姿控推進系統(tǒng)方案集成演示驗證，技術(shù)成熟度基本達到五級，具備了工程研制基礎(chǔ)。

綜上所述，結(jié)合先進性、帶動性和綠色環(huán)保等因素，選擇液氧甲烷輔助動力系統(tǒng)方案將具有一定的綜合應(yīng)用優(yōu)勢。

3 研究基礎(chǔ)

3.1 軌姿控發(fā)動機

國內(nèi)在液氧甲烷軌姿控發(fā)動機領(lǐng)域已有近10年的技術(shù)積累，表 4給出了現(xiàn)有的幾款所研制的發(fā)動機的技術(shù)方案與性能參數(shù)情況。20 kN液氧甲烷軌控發(fā)動機采用一體化3D打印噴注器和燃燒室身部的技術(shù)方案，截至2023年2月累計完成4次/95 s穩(wěn)態(tài)及偏工況熱試車考核，如圖 3所示。5 kN軌控發(fā)動機[21]和150 N 姿控發(fā)動機[21]均采用火炬兩級點火技術(shù)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(xiàn)多次啟動和脈沖工作，單臺5 kN發(fā)動機累計點火31次/726 s，單臺150 N發(fā)動機累計穩(wěn)態(tài)工作694 s/脈沖點火725次且單組連續(xù)脈沖工作達到80次。兩型發(fā)動機均取消了傳統(tǒng)的獨立火炬點火器及其推進劑供應(yīng)系統(tǒng)，這極大簡化了配置多發(fā)動機的輔助動力系統(tǒng)總裝集成。同時，試驗結(jié)果還佐證了在5 kN～150 N寬推力跨度內(nèi)的液氧甲烷軌姿控發(fā)動機均可采用相似的技術(shù)方案。25 N液氧/甲烷姿控發(fā)動機[21]采用火花塞直接點火的技術(shù)方案，因推進劑流量(2～4 g/s)非常小，低溫推進劑在發(fā)動機頭部流動過程中的相變抑制技術(shù)是其設(shè)計要點。經(jīng)過多輪迭代優(yōu)化，最終于2020年年底通過了地面熱試車考核。發(fā)動機在120 s穩(wěn)態(tài)以及連續(xù)脈沖工作時頭部壁溫平衡在約-110 ℃，低溫推進劑入口相態(tài)以及流量穩(wěn)定。此外，在軌姿控發(fā)動機研制過程中，還配套開發(fā)了兩款長壽命、快響應(yīng)、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(jié)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(fā)動機方案與性能參數(shù)對比

圖3 3D打印20 kN液氧甲烷發(fā)動機穩(wěn)態(tài)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(huán)境下通過液體表面張力來實現(xiàn)推進劑管理是衛(wèi)星、飛船等領(lǐng)域推進系統(tǒng)常用的技術(shù)方案。運載火箭一級返回過程中，液氧甲烷輔助動力系統(tǒng)需要在無動力狀態(tài)實現(xiàn)箭體三通道姿態(tài)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(fā)，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(wǎng)倒排試驗和液氧篩網(wǎng)泡破點測試等基礎(chǔ)研究。小容積低溫貯箱(通?！?00 L)僅依靠變密度多層絕熱措施在模擬真空環(huán)境下的液氮日蒸發(fā)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(yīng)用的斜紋編織篩網(wǎng)包覆于鈦合金管上，構(gòu)造了兩根篩網(wǎng)排放通道用于液氮地面倒排試驗，如圖 4所示，驗證了篩網(wǎng)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(wǎng)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(shù)。

(a)篩網(wǎng)排放通道試驗件

(a)篩網(wǎng)泡破點測試裝置試驗件

3.3 系統(tǒng)集成演示試驗

2019年年初，開展了液氧甲烷輔助動力系統(tǒng)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(tǒng)一推進系統(tǒng)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(fā)動機和2個姿控發(fā)動機組(含1臺150 N和1臺25 N液氧甲烷姿控發(fā)動機)，并通過1套COP(Coil-On-Plug)點火系統(tǒng)控制5臺發(fā)動機的點火工作[21]。

圖6 液氧甲烷推進系統(tǒng)演示樣機照片F(xiàn)ig.6 Photograph of the LOX/LCH4propulsion system prototype

歷時3年，液氧甲烷推進系統(tǒng)演示樣機經(jīng)過兩輪系統(tǒng)級迭代后于2021年先后完成推進劑冷流試驗、20次半系統(tǒng)單機熱試車、2次半系統(tǒng)五機協(xié)同點火熱試車和2次全系統(tǒng)熱試車，總計進行了48次、約6 000 s系統(tǒng)冷/熱態(tài)試驗考核。演示樣機運行平穩(wěn)，軌/姿控發(fā)動機工作協(xié)調(diào)、產(chǎn)品狀態(tài)良好，全系統(tǒng)集成演示試驗獲得圓滿成功。

4 結(jié)束語

航班化航天運輸系統(tǒng)的應(yīng)用需求日趨迫切，液氧甲烷重復(fù)使用運載火箭已成為國內(nèi)外的研究熱點。液氧甲烷輔助動力系統(tǒng)可以實現(xiàn)全箭推進劑統(tǒng)一和無毒化，助力運載火箭走向快速、完全可重復(fù)使用。面向可返回一子級對輔助動力系統(tǒng)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(zhì)量優(yōu)勢，但高可靠低溫電動泵及其驅(qū)動控制技術(shù)攻關(guān)難度大，且輔助動力系統(tǒng)與總體增壓輸送等分系統(tǒng)高度耦合，不便高頻次地開展系統(tǒng)級試驗，進而影響技術(shù)成熟度水平的提升。鑒于國內(nèi)在液氧甲烷軌姿控發(fā)動機、低溫表面張力貯箱等核心單機領(lǐng)域具備較好的技術(shù)基礎(chǔ)，并且已經(jīng)完成了擠壓式液氧甲烷軌姿控推進系統(tǒng)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(tǒng)工程化研制及飛行應(yīng)用和低溫電動泵關(guān)鍵技術(shù)研究，逐步實現(xiàn)主輔一體化系統(tǒng)在重復(fù)使用運載火箭及低溫上面級領(lǐng)域的應(yīng)用，更加切實可行。