國內外衛星用液體遠地點發動機發展綜述

周紅玲，姜文龍，劉昌國

（1.國防科學技術大學航天與材料工程學院，湖南長沙410073；2.上海空間推進研究所，上海200233）

0 引言

隨著衛星有效載荷和在軌壽命的增加，對衛星變軌用液體遠地點發動機的性能要求越來越高。液體遠地點發動機的真空比沖性能對衛星等航天器的工作壽命和能夠搭載的有效載荷的數量有重要影響。國外應用于衛星飛行的發動機其真空比沖已高達323 s。

回顧國內外液體遠地點發動機的研制歷程，提高液體遠地點發動機真空比沖性能的方法主要集中在兩個方面：其一是開展推力室結構特別是噴注器結構的研究，實現燃燒效率的不斷提高；其二是采用抗高溫氧化性能更好的新型材料，以解決發動機性能提高帶來的工作溫度上升的難題，實現發動機的高可靠、長壽命工作[1～3]。

經過多年發展，世界各國在液體遠地點發動機用高性能噴注器、高溫抗氧化材料研制方面均形成了自己的特色。國外具有代表性的為美國馬夸特公司的R-4D系列直流式噴注器遠地點發動機[1,4,9,15]、Aerojet公司的層板式噴注器遠地點發動機[5]、TRW公司的針栓式噴注器遠地點發動機[6]以及歐洲EADS公司的離心式噴注器遠地點發動機[7,10,11]。國內主要為上海空間推進研究所研制的第一代至第三代液體遠地點發動機。為不斷提高發動機的比沖性能，各公司將研制重點均放在了高性能噴注器和新型抗高溫氧化材料的研制上，其中抗高溫氧化材料主要發展趨勢為錸/銥材料[8,12,13,14]和C/SiC復合材料[16]。國內應用于飛行的主要為第一代液體遠地點發動機（真空比沖305 s），第二代液體遠地點發動機處于待飛行狀態（真空比沖315 s），第三代液體遠地點發動機正處于研究階段（真空比沖323 s）。

本文介紹和分析國外典型液體遠地點發動機和國內三代490 N發動機的主要技術特點、技術指標和應用情況，闡述液體遠地點發動機的技術現狀和發展趨勢，指出影響先進液體遠地點發動機性能指標的主要影響因素。

1 國外液體遠地點發動機研制情況

1.1 Maquardt公司（現屬Aerojet公司）

馬夸特公司 (Maquardt)研制的R-4D系列發動機是液體遠地點發動機的典型代表，該系列發動機經過幾十年的不斷研發，發動機真空比沖從R-4D-7的287 s到R-4D-16的327 s，比沖性能整整提高了40 s之多。近年來，以R-4D系列發動機為基礎研制的AMBR（Advanced Materials Bipropellant Rocket）發動機，通過了驗證試驗，表明其真空比沖可以達到333 s左右[1,2]。馬夸特公司遠地點發動機的主研制歷程如下所述。

上世紀60年代由美蘇登月競賽牽引研制了R-4D-7發動機，其真空推力445 N，真空比沖為287 s，噴注器采用直流式方案，推力室材料采用純鉬+鈷基合金。

上世紀70年代研制的R-4D-11發動機采用了MON-3/MMH為推進劑，真空推力445 N，以C103鈮合金為燃燒室材料，共有兩種噴管面積比方案，分別為164:1和300:1。這種發動機除噴管面積比差異外，兩個方案的閥門及噴注器等組件結構相同。噴管面積比300:1的方案在額定混合比（1.65）條件下，真空比沖為315.5 s，單臺發動機試車點火時間44000 s。R-4D-11發動機至2000年為止已經成功地為137顆衛星、軌道再入艙及其他航天器提供了所需的動力，成功率為100%。該發動機方案階段產品見圖1（噴管面積比達 300）[9]。

為滿足更大質量的衛星和衛星更長的在軌工作壽命的需求，馬夸特公司研制了R-4D-14高性能液體遠地點發動機（見圖2）[3]。該發動機基于R-4D-11發動機的技術基礎，主要通過以下幾個措施提高了真空比沖性能：1）燃燒室采用CVD（Chemical Vapor Deposition）方法制備的錸/銥材料，從而使發動機具備了在1750℃～1875℃條件下工作的能力；2）對噴注器的設計進行了改進，主噴嘴對數由R-4D-11的8對增加到16對；3）采用了獨特的預燃燃燒室技術。該預燃燃燒室技術是Areojet公司的一項專利技術，其應用主要有三個方面的功能：第一，實現錸/銥材料主燃室與鈦合金頭部過渡連接的功能；第二，為內表面銥涂層提供保護，防止噴注器附近部分未完全燃燒的推進劑和燃燒產物對銥涂層的腐蝕；第三，由于在預燃室末端采用了突然擴張的結構，增強了主核心區燃氣與液膜冷卻燃料之間的混合，提高了燃燒效率。

R-4D-14發動機噴管面積比仍為300:1，兩臺鑒定發動機分別進行了40034 s和31021 s考核工作，真空比沖323 s。在成功完成鑒定試驗后，該發動機先后在休斯601HP和702通信衛星上進行了飛行考核。2000年初，R-4D-14發動機在進行休斯601HP發動機變軌任務時，工作期間發動機安裝面溫度約為150℃，最大熱返浸溫度為171℃，該溫度與地面鑒定試驗溫度基本一致。

R-4D-15發動機額定真空推力445 N，推進劑為MON-3/MMH，真空比沖平均值為323.8 s，累計點火時間28610 s。該發動機采用改進型直流式噴注器，燃燒效率接近99%，在額定工況下燃燒室溫度為1760℃。在該發動機研制過程中，制定了通過推力、混合比、試車時間、氧化劑溫度等參數預測真空比沖性能的公式，經驗證，該公式與實際測量數據有相當好的吻合性。

在R-4D-15發動機的基礎上，研發了R-4D-15M發動機，該發動機燃料更換為N2H4，面積比仍保持在300:1，進一步提高了發動機的比沖性能。考核結果表明：在混合比0.85的條件下，發動機真空比沖326 s，在混合比1.0的條件下，發動機真空比沖328 s。

后續研制新一代R-4D-16發動機使用的推進劑為MON-3/N2H4，噴管面積比增加到400:1，燃燒室材料仍選用錸/銥材料。R-4D-16發動機具備在混合比0.7～1.33條件下、推力310～560 N范圍內穩定工作的能力。在混合比0.85條件下，R-4D-16發動機真空比沖為326.7 s，在混合比為0.97的條件下，其比沖值達到328.3 s。

R-4D系列發動機研制的主要特點如下：

1）均采用直流式噴注器，并不斷提高其燃燒性能；

2）采用CVD錸/銥材料作為其高性能發動機燃燒室的首選材料；

3）采用預燃室專利技術方案，效果顯著；

4）不斷增大噴管面積比。

1.2 Aerojet Propulsion公司

Aerojet Propulsion公司在雙組元發動機的研制中，堅持了兩項設計原則：1）耐高溫的抗高溫氧化材料；2）防止噴注器和閥門溫度過高的溫度控制技術，其中噴注器的溫度必須足夠的低，以防止氧化劑氣堵以及閥門溫度應控制在不至于損壞氟塑料密封件等材料的范圍內。

以上述設計原則為基礎，其高性能液體遠地點發動機采用了以下技術方案。

1）噴注器設計方案采用了層板式噴注器（見圖3）。應用層板式噴注器的發動機與采用傳統噴注器的發動機相比，具有響應快，小脈沖、質量輕等突出特點，它是液體火箭發動機噴注器技術發展的一次重大進步。噴注器主要采用光化學加工和擴散焊技術，擺脫了傳統的鉆孔加工工藝，能夠實現相對比較自由的流道設計。該公司的層板式噴注器可使燃燒效率大于99%。層板式噴注器預先霧化單元避免了兩個小直徑液柱為了霧化必須保持良好的對中和碰撞精度的要求，而小的碰撞推進劑射流不對中是影響發動機性能、工作穩定性的主要因素之一。

2）燃燒室和R-4D高性能發動機一樣采用了錸/銥材料，從而實現了能夠在輻射冷卻的模式下工作而不需要液膜冷卻。噴管擴張段為涂有硅化物涂層的C103鈮合金噴管。

該公司采用以上技術的液體遠地點發動機在噴管面積比286:1、額定混合比1.65的條件下，真空比沖性能為321 s。

1.3 TRW公司

TRW公司在其遠地點發動機的研制方面也有自己獨特的特點，該公司所選用的噴注器方案是其擁有的專利－針栓式噴注器（圖4）。

此噴注器廣泛應用于該公司幾乎所有的雙組元液體火箭發動機上，其主要特點如下：

1）高性能，燃燒效率可達96%～99%；

2）適用范圍廣，可以應用到各種推力量級的發動機上；

3）沒有發生燃燒不穩定性現象；

4）能夠用于多種推進劑的組合，目前已經成功的應用于25種推進劑組合；

5）結構簡單，有很強的流量調節能力從而達到調節推力的目的。

TRW公司研制的兩種典型的液體遠地點發動機。

1）TR-308雙模式液體遠地點發動機，采用N2O4/N2H4作為燃料，真空推力471.5 N，噴管面積比204:1，混合比1.0，發動機真空比沖322 s，鑒定壽命24190 s，身部采用C103鈮合金。在本發動機的研制中，精確控制了推進劑進入燃燒室的時間，一方面可防止過多的燃料積存而在燃燒室內造成啟動壓力峰；另一方面可防止由于肼的自分解造成“pop”現象的發生。

2）TR-312錸/銥發動機 （圖5），該發動機身部燃燒室采用了錸/銥材料。TRW公司發動機所采用的錸/銥材料在制備方法上與前面所述的CVD化學氣相沉積制備方法有所不同，其通過PM（Powder Metallurgy）粉末冶金的工藝制成。發動機錸燃燒室的內外表面除進行了銥涂層的制備外，內表面還分別制備了銠涂層和氧化鋯涂層。該發動機噴注器、燃燒室、噴管擴張段采用了特殊的連接工藝。

TR-312錸/銥發動機推進劑采用N2O4/MMH，額定真空推力502 N，額定混合比1.65，噴管面積比245:1，比沖性能達到325 s，最長連續點火時間3000 s，累計試車點火時間25000 s。

1.4 EADS公司

EADS公司在其遠地點發動機燃燒室材料選擇上與以上介紹公司有所不同，主要為鉑合金材料和C/SiC復合材料，雖然鉑銠合金不具備錸/銥材料那樣高的抗高溫性能，但是比鈮合金使用溫度高出200℃左右，而其最大優點是在不需要任何涂層的條件下，具有很好的抗高溫氧化性能。

EADS公司研制的鉑合金發動機（圖6），采用同軸離心式噴注器，氧化劑布置在外圈，燃料布置在內圈。由于鉑銥合金比鉑銠合金具有更好的冷熱張力性能，所以發動機燃燒室喉部附近為鉑銥合金，在其兩端為焊接的鉑銠合金，鉑銠合金再與鈮錳合金焊接，通過鈮錳合金實現與發動機噴注器的焊接。上述所有焊接均為電子束焊。

EADS公司鉑合金材料發動機所采用推進劑為NTO/MMH，額定真空推力420 N，額定混合比1.65，額定真空比沖318 s，噴管面積比220:1。后來，增加噴管面積比至300:1，比沖達到321 s。

EADS公司正在研發燃燒室及噴管延伸段全部采用C/SiC復合材料的新型發動機（圖7），在研制過程中主要開展了C/SiC復合材料、C/SiC復合材料表面涂層、C/SiC復合材料與金屬焊接連接等方面攻關研究。該發動機額定真空推力500 N，以NTO/MMH為推進劑，設計室壓1 MPa，額定真空比沖325 s，2008年其工作壽命達到了9000 s。

1.5 國外遠地點發動機技術特點

綜上所述，國外在遠地點發動機研制中，其技術特點如下。

1）不斷完善噴注器關鍵部件的設計方案，目的是提高燃燒效率性能，某些方案的燃燒效率近乎100%。

2）選擇高性能的能夠耐受更高溫度的材料以及相應的涂層技術，其中錸/銥材料及C/SiC復合材料應用最為廣泛，錸/銥材料具備在2200℃條件下長期穩定工作的能力，但是材料制備工藝復雜，需要較高的材料基礎工業能力作為保障條件，并且錸/銥材料重量較重，對發動機的重量有一定的影響，C/SiC復合材料具有重量輕的特點，也能夠滿足長壽命的使用要求，但是必須突破抗高溫燃氣的沖刷、與金屬材料焊接連接等關鍵技術。鉑銠合金特點是抗高溫氧化能力強，不需要制備抗高溫氧化涂層，但是其最高工作溫度相對錸/銥材料低，應用中同樣需要攻克與異種金屬連接的問題。

3）開展發動機性能評估與適應性研究，包括建立發動機真空比沖性能預測公式；在發動機啟動和中間過程注入氦氣，考核工作穩定性；運輸期間沖擊試驗考核；混合比、推力和推進劑溫度大范圍變化過程中發動機的熱穩定性考核等。

國外液體遠地點發動機（星用軌控發動機）的研制情況如表1所示。

2 國內遠地點發動機研制情況概述

國內某研究所從事星用雙組元液體遠地點發動機研制，截至目前已經開展三代490 N發動機的研制，形成了第一代490 N發動機在役飛行、第二代490 N發動機待飛行、第三代490 N發動機研制的良好格局。

表1 國外液體遠地點發動機匯總表Tab.1 Summary of foreign liquid apogee engines

2.1 第一代490 N發動機

第一代490 N發動機（圖8），1982年開始預研，1987年轉入型號研制，1992年轉入正樣研制。該發動機具有可靠性高、工作性能穩定、具備在混合比1.1～2.0偏工況條件下以及推力范圍450 N～550 N條件下工作的能力。該發動機使用推進劑為MON-1/MMH，噴注器采用直流互擊式方案，身部采用制備有抗高溫氧化涂層的鈮鉿合金材料，面積比154:1，額定真空比沖約305 s，單臺發動機起動次數最多達84次，累計最長工作時間28702.5 s。

1994年11 月，第一代490 N發動機首飛，用于第一顆東方紅三號廣播通信衛星。后來，延續用于我國所有三軸穩定地球同步軌道衛星以及探月工程繞月衛星，包括北斗導航，鑫諾二號、鑫諾五號、鑫諾六號、尼日利亞、委內瑞拉、嫦娥一號和嫦娥二號衛星等等。截至2011年7月，該發動機已成功完成29顆衛星變軌飛行任務，成功率100%，490 N發動機年度飛行情況如圖9所示。

2.2 第二代490 N發動機

為滿足我國大容量、長壽命、高可靠衛星發展的需要，研制了第二代490 N發動機（圖10）。自2006年開始進行工程化型號研制，2010年9月完成初樣研制并轉入正樣階段研制。

第二代490 N發動機仍采用直流互擊式噴注器，身部采用新型高強比鈮鎢合金和相應的抗高溫氧化涂層體系，通過高性能噴注器、高效燃燒室、身部抗高溫氧化涂層等一系列技術創新，突破了比沖達315 s、頭部法蘭溫度控制、燃燒室溫度控制、抗高量級力學環境能力以及熱防護罩等數項關鍵技術，連續10臺產品通過25000 s鑒定級壽命考核高空熱試車，發動機研制取得成功。該發動機面積比220:1，真空比沖315 s，單臺累計啟動次數119次，累計工作時間30703 s。2011年4月，完成了正樣階段研制工作并交付了首臺飛行產品，預計2012年年初飛行。

面積比為220:1的第二代490 N發動機為A型產品。為進一步提高發動機真空比沖，滿足新研衛星應用需求，正在研制B型產品。與A型產品相比，推進劑控制閥門、推力室頭部和推力室身部燃燒室保持不變，將噴管面積比由220:1增大至330:1，預計真空比沖將達到318 s。

2.3 第三代490 N發動機

為進一步提高490 N發動機液體遠地點發動機的性能，2006年開始進行第三代高性能490N液體遠地點發動機的研究，該發動機燃燒室材料選用錸/銥材料，預定目標比沖323 s。該發動機研制至今突破多項關鍵技術，完成了多輪高性能噴注器方案的試驗考核和錸/銥材料發動機的高空模擬熱試車考核，獲取了發動機燃燒室效率和燃燒室溫度特性。通過試驗結果外推計算，真空比沖可以達到323 s。

為了研制出高性能遠地點發動機，還需在以下兩個方面著重開展研究。

1）高性能噴注器。直流互擊式噴注器方案燃燒效率相對偏低，為提高其燃燒效率，可采用先進的直流式噴注器或其它形式的噴注器。在主噴注孔的排列，冷卻流量大小及其它噴注參數上開展研究，可進一步提高燃燒效率。

2）抗高溫氧化材料。在抗高溫氧化材料方面開展進一步研究，包括材料制備工藝、材料檢測方面等。國內研制的第三代遠地點發動機中擬使用錸/銥材料，在深入研究材料制備、檢測、焊接及試驗等方面的同時，還可相應開展C/SiC復合材料的應用研究。

3 結論

1)雙組元液體遠地點發動機的性能對大容量、長壽命衛星的工作壽命及可搭載的有效載荷質量至關重要，需進一步提高液體遠地點發動機真空比沖性能，影響比沖性能提高的主要影響因素主要包括燃燒效率和抗高溫氧化材料。

2)國外典型液體遠地點發動機飛行產品最高真空比沖為323 s，發動機主要特點為燃燒效率高，其不同形式的噴注器均能達到接近100%的燃燒效率，同時為適應高性能帶來的燃燒室工作溫度高的情況，燃燒室材料選用了錸/銥材料、C/SiC復合材料等新型抗高溫氧化材料。抗高溫氧化材料主要發展趨勢為錸/銥材料。燃燒室采用錸/銥材料、推進劑為MON-3/MMH的發動機真空比沖提高至330 s。

3)為滿足未來大容量、大質量衛星對推進系統的性能要求，需從高性能噴注器、抗高溫氧化材料、噴管大面積比（達300及以上）等幾個方面開展研究，進一步提高490 N遠地點發動機的性能。同時可適時開展推進劑組合為N2O4/N2H4液體遠地點發動機的研制。

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