LOX/LCH4變推力發動機技術初步研究

劉昌波，李福云，蘭曉輝，林 革

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

符號說明：

A—— 面積P—— 功率 η —— 效率

c*—— 特征速度Pr—— 普朗特數 ρ —— 密度

cp—— 定壓比熱qm—— 流量 μ —— 粘性系數

d—— 直徑Q—— 熱流 θ —— 角度

h—— 對流換熱系數R—— 普適氣體常數/半徑 λ —— 熱導率

k—— 絕熱系數Re—— 雷諾數 π —— 壓比

M—— 分子量t—— 壁厚 ξ —— 損失系數

p—— 壓力/周長T—— 溫度

下標：

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—— 相對值

g—— 燃氣

0 引言

LOX/LCH4推進劑組合很早就受到了人們的重視，并對其燃燒、傳熱、結焦、積碳、材料相容性、使用安全性等等都進行了大量的研究，目前世界上已經有多臺試驗發動機，如5M15、CHASE-10、TR-408 等[1,2]。LOX/LCH4發動機的用途非常廣泛，可以用于星際著陸和上升發動機、載人亞軌道飛行、高性能飛機、探空火箭、運載火箭上面級、納米衛星運載火箭第一級。特別是隨著月球和火星探測的興起，考慮到推進劑就地取材的問題，LOX/LCH4發動機受到了人們更大的關注。

LOX/LCH4推進劑組合無毒、無污染，LCH4具有高的熱容，是一種優良的冷卻劑，適合用于膨脹循環發動機系統。LCH4密度約是LH2的6倍，且標準沸點比LH2高92K，貯存性比LH2好。相同情況下，LOX/LCH4是LOX/烴推進劑中性能最高的，而且LOX/LCH4性能比LOX/煤油高約100m/s[3]。因此，LOX/LCH4發動機同時具有LOX/LH2發動機和LOX/煤油發動機的共同優點。

本文根據變推力發動機和LOX/LCH4發動機的國內外研究進展，提出了一種膨脹循環LOX/LCH4發動機系統方案，并重點對變推力過程中推力室的冷卻和渦輪泵的功率平衡進行了深入的計算分析。

1 國內外研究進展

1.1 變推力發動機研究進展

目前，變推力發動機研制水平最高的是美國；前蘇聯/俄羅斯也有成熟的型號，但沒有經過飛行考驗；中國也在變推力發動機領域占有一席之地。

從50年代開始到目前為止，美國的諾斯羅普·格魯曼公司研制成功了多種變推力發動機，其雙組元栓式發動機涵蓋了很大的推力范圍：從22N的“光亮鵝卵石”發動機、440N飛船遠地點發動機、4.4～44kN阿波羅登月艙下降發動機、1100kN的“大啞巴助推器”發動機，到2900kN LO2/LH2發動機。超過130臺采用栓式噴注器的雙組元發動機成功地進行了飛行，飛行項目包括阿波羅計劃、德爾它運載火箭、多任務雙組元推進系統（MMBPS）、ISPS、ANIK的E-1/E-2和Intelsat-K、大氣層外再入運載器攔截子系統（ERIS）的KKV級、未來導彈技術集成（FMTI），以及NASA的Chandra[4～7]。諾斯羅普·格魯曼公司的雙組元發動機從未在飛行中失敗過。

美國的洛克達因公司，在著名的J-2S和航天飛機主發動機SSME等發動機的基礎上，在地面開展了LO2/LH2變推力發動機的研究，并取得了很大的成功[8]。

為了與美國進行登月競賽，前蘇聯走了泵壓式變推力發動機的研制路線。他們為載人登月工程 （N1-L3）研制的 11D411（РД-858）主發動機為泵壓式變推力發動機，推力調節范圍從25kN到3kN，比沖3089 m/s，發動機起動次數可達12次，實際飛行時起動次數為2次，該發動機經過了地面所有試驗的考驗。遺憾的是由于其它組件的原因，導致了前蘇聯四次登月均以失敗告終，最終沒能實現載人登月，從而該發動機也沒能經過飛行考驗。

中國在“八五”和“十五”期間，分別研制成功了5:1和10:1雙組元變推力發動機。

21世紀初期，人類提出了重返月球、火星登陸等重大計劃，必然需要大型、高性能、大變比、先進的變推力發動機。如，NASA探索計劃（NASA Exploration Initiative）需要變推力發動機，采用LO2/LH2或LO2/LCH4低溫推進劑，能夠使機器人或人在月球和火星上登陸，這是變推力發動機的直接需求。為了大型探測器或漫游車能在其它天體上軟著陸（如木衛二），NASA的其它科學探測器也很可能需要變推力發動機。美國空軍（USAF）的矢量1（Vector 1）計劃需要具有快速進入空間的運載火箭，顯然需要大變比的LO2/烴發動機，以研制能夠承擔多種任務、重復使用的上面級。目前，最具有代表性的研究成果是美國的CECE和MR-80B發動機。

從變推力發動機的研究情況來看，呈現出兩大研究方向：1）采用無毒、無污染、高性能的推進劑組合；2）較大推力的發動機采用泵壓式推進劑供應系統。

1.2 LOX/LCH4發動機研究現狀

目前，美國、俄羅斯、中國、歐空局、日本、韓國等國家和組織均在積極地進行LOX/LCH4發動機的預先研究和工程研制，并取得了很大進展。

美國很早就開始了LOX/LCH4發動機的基礎研究。為了支持重返月球計劃，近年來加快了工程研制步伐，特別是美國的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發動機，圖1為33.4kN的XR-5M15發動機試車照片；XCOR公司還與ATK公司聯合研制了15.6kN LOX/LCH4發動機，并在2008年進行了高空模擬試車。約翰遜航天中心將阿波羅上升發動機推進劑由N2O4/A-50更換成LOX/LCH4，準備在白沙試驗站進行高空試車。諾斯羅普·格魯曼公司研制了LOX/LCH4發動機TR-408（如圖2所示）。TR-408推力440N，采用氧化劑和燃料對推力室進行再生冷卻，并確保兩種推進劑在進入燃燒室前完全蒸發，噴注器為氣氣噴注器，這樣，發動機就能夠適應全氣和全液推進劑入口，已經進行了50余次點火。

由于俄羅斯的LOX/煤油發動機技術成熟，因此他們主要在成熟的型號發動機上將煤油更換成LCH4進行研究。俄羅斯的LOX/LCH4發動機已經達到了很高的技術水平。目前，正與歐空局合作研制新型VOLGA發動機，用于歐空局新一代運載火箭，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，因此各國還對采用LOX/LNG的發動機進行大量的研究。如1999～2001年，日本的液氧/LNG發動機（推力100kN）進行了16次點火試驗，累計點火時間683s。最長的一次點火時間為150s。韓國C&SPACE公司研制的CHASE-10采用LOX/LNG推進劑，可以重復使用50次。

中國也在積極進行LOX/LCH4發動機的基礎研究和工程應用研究。

2 系統方案選擇及工作參數確定

方案分析時，初步確定LOX/LCH4變推力發動機的最大推力50kN，推力變比10:1，采用泵壓式推進劑供應系統。

泵壓式供應系統一般有補燃循環、發生器循環和膨脹循環方案，要實現大范圍的推力變比，前兩種方案的工程實現難度太大，不予考慮，因此只對膨脹循環系統方案進行分析。

RL-10系列發動機為膨脹循環系統發動機，上世紀六十年代后期，美國普·惠公司將LOX/LH2推進劑換成FLOX/LCH4進行了試驗驗證，結果表明FLOX/LCH4采用膨脹循環的系統方案是完全可行的[9]。2004年，普·惠又提出將RL-10的LH2換成LCH4的發動機方案，推力98kN，室壓3.45MPa，渦輪入口溫度444K，在噴管面積比70時，發動機的真空比沖為353.2s[10]。2004年，法國提出了150kN的LOX/LCH4膨脹循環方案，設計燃燒室壓力6.0MPa，分析認為采用雙渦輪泵的方案最好[11]。2006年，普度大學提出了115kN LOX/LCH4膨脹循環方案，燃燒室壓力6.0MPa，設計比沖380s[12]。從國內外的研究情況來看，提出的LOX/LCH4膨脹循環系統方案主要具有如下共同點：發動機推力量級小于200kN，本文提出的推力量級處于此范圍；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計，但為了系統簡單，也可采用單軸方案；燃燒室壓力一般不超過6.0MPa。

下面再對渦輪泵方案進行分析。LOX/LCH4泵的轉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泵的轉速就可以取得更高，而LOX泵的轉速則要低一些。如果采用單軸渦輪泵，泵的轉速主要受到LOX泵的限制，轉速不能合理地選取。但這種方案結構簡單，而且如果LOX泵增加預壓泵后，還可以將轉速適當地提高，因此,國外提出的固定推力膨脹循環發動機大部分選用這種方案。如果要大范圍調節發動機推力，單軸渦輪泵方案的實施難度很大，因為要同時保證渦輪泵功率匹配、發動機兩路推進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劑的特性而選擇最佳的工作參數，LCH4路采用高轉速渦輪泵，而LOX路采用較低轉速的渦輪泵，此方案簡化了渦輪泵的設計難度，而且發動機變推力調節也非常簡單，可以分別調節兩套渦輪泵的轉速來調節發動機工況。而且采用兩套渦輪泵還有利于發動機自身抵消轉動慣量，減小姿態控制系統的消耗。雙渦輪泵方案的缺點是結構復雜。綜合分析認為，LOX/LCH4膨脹循環變推力發動機采用雙渦輪泵方案更好。

LOX/LCH4變推力發動機系統方案如圖3所示。

根據平衡計算，初步確定的發動機參數如表1所示。

表1 LOX/LCH4變推力發動機的主要設計參數Tab.1 Main design parameters of the LOX/LCH4 deep throttling engine

泵壓式推進劑供應系統要實現大范圍變推力，必須保證各工況下，渦輪泵的功率保持平衡；對膨脹循環系統，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），因此還必須對推力室的傳熱過程進行計算。發動機功率平衡和推力室冷卻是LOX/LCH4膨脹循環發動機中兩項最關鍵的技術。下面重點對發動機變推力過程的功率平衡和推力室傳熱過程進行理論分析。

3 理論分析模型

3.1 發動機功率平衡模型

發動機功率平衡模型主要包括兩套渦輪泵的功率計算。為了簡化計算過程，將兩套渦輪等效成單個渦輪處理。式（1）至式（4）為發動機功率平衡方程。

渦輪功率：

燃料泵功率：

氧化劑泵：

渦輪泵的功率平衡：

根據式（5）和式（6）估算氧化劑泵和燃料泵的壓升。

發動機平衡計算時，根據經驗取：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構，傳熱計算時作如下假設：

a.通過推力室內壁傳給冷卻劑的所有能量都被冷卻劑吸收，即假設外壁絕熱；

b.每個計算步中，假設傳熱系數為常數；

c.忽略每個計算步中冷卻劑沿軸向的溫度梯度對傳熱的影響。

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）中各對流換熱系數按照式（8）至式（13）計算。

燃燒室側氣體的對流傳熱系數方程：

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：

對于推力室喉部，考慮到縱向曲率半徑的影響，加修正項：

式中，Rt為喉部縱向曲率半徑。

近似計算時，根據熱力氣動計算結果來確定以下參數：

式中，Mr為相對分子量。

冷卻通道中的對流傳熱系數根據Seider-Tate公式來計算：

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，根據圖中的幾何關系，可以推導出冷卻通道寬度的計算公式：

3.3 模型計算過程

程序計算時，按照如下順序進行：

(1)首先根據不同燃燒室壓力進行熱力氣動計算，確定推力室的理論參數；

(2)再根據各工況下推進劑的壓力和溫度計算推進劑的密度、粘度、熱導率、比熱，再進行傳熱和功率平衡計算；

(3)計算發動機各工況下的推進劑流量，根據推進劑流量進行傳熱計算；

(4)獲得了冷卻套出口溫度等參數再返回到功率平衡計算中。

這樣就可以得到任何工況下燃氣溫度、冷卻套內推進劑溫度沿推力室軸向的溫度分布，還可以獲得發動機渦輪泵功率平衡計算結果，判斷發動機變推力過程的可行性。

4 計算結果分析

4.1 初始條件說明

對部分初始條件說明如下：

(1)推力室特征長度1.2m，收縮比取為3.0，冷卻通道入口在發動機噴管面積比15處；

(2)根據試算結果，確定了冷卻通道的尺寸：推力室內壁厚度0.8mm，肋片厚度0.8mm；

(3)推力室內壁采用鋯銅合金，正常使用溫度應限制在870K以下；

(4)渦輪等效壓比取為2.0。

4.2 計算結果分析

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，發動機入口氣壁溫為608K，比銅合金的正常使用溫度870K低，內壁的安全性沒有問題；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，也比國外最高的556K要低；計算的渦輪功率還剩余約20kW，這部分剩余功率將通過渦輪旁通消耗掉，以維持整個渦輪泵系統的功率平衡。此時，由于冷卻套內的壓力遠高于CH4的臨界壓力，故CH4處于超臨界狀態。計算結果表明，在20%推力工況以上，整個冷卻套中都能夠保證超臨界狀態。

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；計算的渦輪功率還剩余15kW。此時，冷卻套出口壓力約為3.2MPa，當170K時，推進劑仍然保持為液態，密度約310kg/m3，當達到180K時，推進劑變成氣體狀態，密度減小到約50kg/m3，即密度變成液態時的約1/6。分析表明，低工況下冷卻套中會出現過熱氣體，液氣轉化段的推進劑流動阻力增加，由于計算時LCH4泵后壓力余量較大且CH4的流量很小，因此發動機冷卻套中不會形成氣堵現象；同時，由于液體轉化成氣體，流動速度大幅提高，對室壁的冷卻效果更好，因此也不會引起低工況冷卻不足的問題。

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?？梢钥闯?，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，渦輪的功率不應低于泵所需的功率。對不同工況的渦輪泵功率平衡進行了計算，結果如圖8所示。從圖中可以看出，在5%～100%的推力變化范圍內，渦輪的功率均大于泵所需的功率，這說明，渦輪泵能夠實現功率平衡，剩余功率通過渦輪旁通消耗掉。

對本文所研究的LOX/LCH4膨脹循環系統，傳熱計算和功率平衡計算結果均表明，發動機實現10:1推力變比是完全可行的。當然，后續還需要依靠實際試驗結果進一步優化上述計算結果。

5 小結

對國內外變推力發動機和LOX/LCH4發動機的研究進展進行了總結。在此基礎上，提出了一種LOX/LCH4變推力發動機方案，并對此方案進行了功率平衡和推力室傳熱計算，結果表明該發動機能夠實現10:1的推力變比。

LOX/LCH4變推力發動機可以廣泛應用于多種運載器和航天器中，對我國探月及后續的載人登月工程均可提供技術支持。而且對LOX/LCH4發動機的技術發展和未來的載人登火星等任務都具有深遠的影響。

[1]Richard Stone.Altitude Testing of LOX-Methane Rocket Engines at ATK GASL[R].AIAA 2008-3701.

[2]禹天福,李亞裕.液氧/甲烷發動機的應用前景[J].航天制造技術.2007,(2).

[3]孫宏明.液氧/甲烷發動機評述[J].火箭推進.2006,32(2).

[4]Gordon A Dressler,J Martin Bauer.TRW Pintle Engine Heritage and Performance Characteristics [R].AIAA 2000-3871.

[5]劉昌波,蘭曉輝,陳煒.月球探測器變推力液體火箭發動機技術研究 [C].第八屆國際月球探測與應用大會.2006.

[6]章榮軍,林革,李福云.變推力液體火箭發動機技術研究[C].陜西動力機械研究所.第五屆液體火箭推進技術發展研討會.2005,11.

[7]Dressler G A.Summary of Deep Throttling Rocket Engines with Emphsis on Apollo LMDE[R].AIAA 2006-5220.

[8]Andrew M.Crocker.System Sensitivity Studies of a LOX/Methane Expander Cycle Rocket Engine[R].AIAA 98-3674.

[9]Corey D Brown.Conceptual Investigations for a Methane-Fueled Expander Rocket Engine[R].AIAA 2004-4210.

[10]P Pempie,L Boccaletto.LOX/CH4Expander Upper Stage Engine [C].55th International Astronautical Congress 2004-Vancouver,Canada.IAC-04-S.1.03.

[11]Reuben Schuff.Integrated Modeling and Analysis for a LOX/MethaneExpanderCycleEngine:Focusing on Regenerative Cooling Jacket Design[R].AIAA 2006-4534.

[12]劉國球.液體火箭發動機原理 [M].北京:宇航出版社,1993.