登月下降級液氧甲烷發動機方案研究

曹紅娟,趙海龍,蔡震宇,李 強,潘 亮

(北京航天動力研究所,北京100076)

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登月下降級液氧甲烷發動機方案研究

曹紅娟,趙海龍,蔡震宇,李 強,潘 亮

(北京航天動力研究所,北京100076)

摘要：月球軟著陸下降級發動機在載人登月任務中起著至關重要的作用，必須具備高性能、長期貯存、多次點火起動、大范圍推力調節等能力。針對此技術需求，論述了液氧甲烷推進劑具有空間可貯存、不易積碳和結焦、能夠實現膨脹循環等技術優點，且相關技術已得到國內外試驗驗證，技術可行性高，是登月下降級發動機理想選擇。經過論證，確定了發動機采用泵壓膨脹循環、雙渦輪泵串聯的系統方案。最后，介紹了國內液氧甲烷下降級發動機火炬式電點火器、大范圍變工況噴注器等關鍵技術的研究進展。

關鍵詞：登月著陸器；下降級發動機；液氧甲烷

1 引言

20世紀60年代,美國實施了“阿波羅”登月計劃,成功實現了登月［1］。時隔四十年,2004年,美國公布了“太空探索新構想”,宣稱在2020年前讓美國航天員重返月球,并爭取在2030年前登陸火星［2］。歐空局、俄羅斯、印度、日本也相繼發布月球計劃及深空探測計劃［3］。下降級發動機是載人登月的關鍵組件之一,在登月艙軟著陸過程中起著至關重要的作用,通常要求具備高性能、大范圍變推力、多次點火起動、長期貯存等能力,綜合技術指標要求高,研制難度大。目前,我國用于月球著陸器的下降級發動機由于采用擠壓方式且推力量級較小,不適應未來載人登月更高的性能需求,必須開展新型發動機的系統方案論證以及關鍵技術研究工作,為我國載人登月著陸器設計、研制奠定基礎。

本文針對登月下降級發動機的技術需求,提出了采用膨脹循環液氧甲烷發動機作為下降級主發動機的技術方案,分析了液氧甲烷推進劑的技術優勢,論證了發動機系統動力循環方式、點火方案以及調節方案,并介紹了關鍵組件技術方案的試驗驗證情況。

2 液氧甲烷推進劑技術優勢

1)比沖性能高

理論上可滿足下降級性能比沖要求(＞360 s),屬國際主流或研制熱點的液體火箭發動機有液氧/液氫發動機、液氧/煤油發動機和液氧/甲烷發動機三種,均屬于低溫發動機。為便于性能比較,將三種發動機同在室壓5 MPa、面積比140的狀態下的比沖性能進行了計算,計算結果列于表1。

表1 幾種發動機比沖性能Table 1 Performance of some engines

可以看出,三種低溫發動機中,液氫/液氧發動機的比沖性能最高,液氧/甲烷發動機的理論比沖略高于液氧/煤油發動機。

2)空間可貯存

甲烷沸點為-161℃,液氧沸點為-183℃,液氧和甲烷理想工作溫度更接近空間環境溫度,理論上更易實現推進劑的空間長期貯存,屬空間可貯存推進劑。進入21世紀,在重返月球背景下,美國提出“發展先進低溫推進技術”的PCAD計劃,對新一代載人登月著陸器“牽牛星”,液氧、甲烷的貯存要求是月面210天［4］。發動機采用液氧甲烷推進劑,由于溫區接近,兩種推進劑貯存及保溫可以采用同種方案和工藝手段,利于簡化系統。另外,貯箱可以采用共底,貯箱間無需特殊的絕熱措施,可以有效簡化貯箱結構設計,減輕箭體結構質量。

3)結焦溫度高,變推范圍廣

烴類燃料使用過程中最大的問題就是積碳和結焦。甲烷結焦溫度為950 K,煤油結焦溫度為560 K,與煤油相比,甲烷結焦溫度高［5］。結焦和積碳對燃氣產物用作渦輪工質不利,在發動機工作時可能會導致渦輪通道尺寸改變,進而渦輪性能惡化。對于大范圍變推力發動機,發動機在低工況工作時,由于冷卻流量小,冷卻介質溫升高,則可能在燃燒室冷卻夾套熱壁表面產生結焦,引起再生冷卻性能下降,甚至造成燃燒室燒蝕破壞。甲烷結焦溫度高于渦輪材料溫度上限,理論上能夠適應更廣的工況范圍。此外甲烷具有高的熱容,不易積碳和結焦,是優良的冷卻劑,適用于膨脹循環發動機系統。發動機采用膨脹循環,不需要設置發生器、預燃室以及相關閥門,可以有效簡化系統構成；由于渦輪工質為經冷卻夾套吸熱后的甲烷氣體,在發動機變推力全工況范圍內,氣體溫度不會超過600 K,且氣體為還原性,渦輪工作環境好,不存在燒蝕的隱患,發動機固有可靠性高。

4)易于實現多次點火起動

登月下降級發動機要求具備多次點火起動能力(大于5次)。美國在上世紀六十年代,利用RL-10發動機換氟氧/甲烷推進劑并開展了點火起動試驗,試驗證明,氟氧/甲烷發動機采用膨脹循環方案,可以實現箱壓自身起動［6］。膨脹循環發動機渦輪起旋初始能量來源于低溫甲烷吸收管路及身部冷卻夾套壁面熱量產生的初始焓,無需外部起動能源,理論上可實現無限次起動。國內外研究經驗表明,液氧/甲烷發動機可以采用火炬式電點火方式實現多次點火［7-8］。發動機采用膨脹循環方式,其點火介質可以從發動機工作過程中得到補充,理論上點火次數不限。

液氧甲烷發動機比沖性能較高、可貯存性好、發動機不易積碳和結焦、易于實現多次起動及變推力調節,是登月下降級主發動機的理想選擇。

3 發動機系統方案

3.1 循環方案

發動機系統循環方式決定了發動機的類型,在很大程度上影響到發動機的性能、研制難度、研制成本、制造工藝和試驗方法。因此,發動機系統方案選擇首先是確定循環方式。按照推進劑供應系統的類型,通常有擠壓式和泵壓式兩種。擠壓式發動機一般適用于小推力、短時間工作的姿控動力系統,在發動機推力超過一定量級和工作時間較長時,泵壓式供應系統比擠壓式供應系統具有明顯的技術優勢。登月下降級發動機真空推力要求達到幾噸級,采用擠壓式供應方式帶來的結構質量大幅增加是系統不能承受的,在此不作考慮。

泵壓式供應系統動力循環方式主要有補燃循環、閉式膨脹循環、燃氣發生器循環等。

三種循環方式相比,燃氣發生器循環方案設置較簡單,系統各組件間相互獨立性好,便于實現系統調節,但由于副系統流量小,導致調節元件尺寸過小,較難實現10∶1大范圍變推力調節。最重要的一點是渦輪做功燃氣排放造成了一定的性能損失,額定工況和低工況比沖比閉式循環低約10 s；補燃循環發動機性能最高,但由于系統壓力高,渦輪功率大,加上高溫高壓導管及密封等要求大大提高,導致其研制難度較其他方案大,研制周期長,成本高；膨脹循環發動機與其他循環方式的區別在于：驅動渦輪做功的工質由低溫氣甲烷取代了燃氣發生器/預燃室雙組元燃燒產生的高溫燃氣。經泵增壓的甲烷進入推力室再生冷卻身部夾套,對推力室身部再生冷卻,吸熱后轉變為溫度適中的氣甲烷,用于驅動渦輪做功。膨脹循環方案中,經過渦輪做功后的甲烷全部進入推力室和液氧燃燒,比沖較燃氣發生器循環有很大提高。與燃氣發生器循環和補燃循環相比,由于取消了燃氣發生器或預燃室副系統,渦輪工質為低溫還原性氣體,減輕了渦輪的熱應力,避免了渦輪燒蝕問題,發動機可靠性提高。

綜上分析,膨脹循環方案具有固有可靠性高、易于實現多次起動和變推力調節等優點,各項指標能夠滿足總體要求,研制周期短、成本低,是載人登月下降級主發動機的首選方案。

圖1所示為采用膨脹循環的登月下降級主發動機系統方案原理圖,液氧和甲烷分別經氧泵和甲烷泵增壓。氧泵后的液氧直接進入推力室進行燃燒,甲烷泵后的甲烷全流量對推力室身部進行再生冷卻,通過再生冷卻身部吸熱后的甲烷驅動甲烷渦輪和氧渦輪,做功后的甲烷直接進入推力室進行燃燒。

3.2 點火起動方案

如前所述,膨脹循環液氧甲烷發動機能夠實現箱壓自身起動,無需采用外能源,起動次數不限。在點火器選擇上參考了國外低溫發動機的主要方案［9-11］,選擇了火炬式電點火器高壓點火作為登月下降級發動機的點火方案,該方案點火系統獨立于發動機系統,盡管點火次數受氣瓶容積限制,但點火系統簡單,單項技術驗證方便,研制周期短。

圖1 液氧甲烷發動機系統原理圖Fig.1 System scheme of LOX/ methane engine

點火起動過程如下：在發動機預冷階段,甲烷泵后至甲烷主閥這一容腔內,甲烷與管路和推力室冷卻夾套金屬進行熱交換而達到某一個平衡溫度,為起動渦輪的工質提供一定的初始焓,與此同時,液氧也充填至氧主閥前。當發動機滿足預冷起動溫度和泵前壓力條件后,關閉甲烷泄出閥和氧泄出閥?；鹁纥c火器點火,打開甲烷主閥和氧主閥,在箱壓下,進入推力室內具有一定熱焓的氣甲烷與進入推力室的液氧點燃,進行低壓、低混合比燃燒,燃氣使冷卻夾套的溫升增加,氣甲烷驅動渦輪的能量增加,渦輪起動加速。經過一段時間的起動加速過程,發動機達到主級穩定工作狀態,發動機完成自身起動。

3.3 變推力調節方案

在發動機甲烷渦輪和氧渦輪處均設置了旁通路,通過調節旁通調節閥開度調節渦輪介質流量,控制渦輪功率,進而達到調節推力的目的；在甲烷泵出口設置流量調節閥,用于發動機工況變化過程中穩定混合比；為確保變工況過程中燃燒效率和穩定性,必須采用可調節噴注器方案(針栓噴注器、雙孔噴注器等)。發動機起動并轉入主級穩定工作后,根據登月艙發出變推力指令,發動機進入變推力調節程序。首先調節兩渦輪泵旁通調節閥開度,調節進入渦輪的熱氣流量,隨著渦輪功率改變,泵流量和壓力變化,發動機推力開始變化,與此同時,根據工況調整調節噴注器面積以及混合比調節閥開度,維持噴注壓降和發動機混合比。發動機調節控制程序需要在各組件動特性規律完全掌握后最終確定。

4 組件方案試驗驗證

針對膨脹循環液氧甲烷發動機的系統方案,開展詳細的系統和組件設計,并針對關鍵組件火炬式電點火器、噴注器開展試驗驗證工作,驗證了方案的可行性。

4.1 火炬式電點火器熱試驗研究

設計了富氧燃燒氣氧氣甲烷火炬式電點火器方案,并開展了地面點火試驗研究。圖2所示為點火器結構示意和三維外形圖。

圖2 火炬式電點火器結構示意及三維外形圖Fig.2 Cutaway view and outline of spark torch ignition

試驗共計點火100余次,進行了不同點火混合比、點火室壓力、點火室結構參數下的點火特性。試驗證明氣氧氣甲烷在16～38寬混合比范圍都能夠實現可靠點火,驗證了氣氧氣甲烷點火器結構和點火可靠性。該點火器成功參加了后續推力室變工況熱試驗,試驗進一步證明,點火器能夠在不同推力室工況下實現可靠點火,點火迅速,冷卻可靠,進一步驗證了點火器的可靠性。

圖3為點火器典型試驗壓力曲線及點火試驗現場發火照片。

4.2 噴注器變工況熱試驗研究

設計了氣液針栓式和雙孔直流式兩種噴注器結構方案,開展了噴注器變工況擠壓熱試驗研究。圖4為針栓式、雙孔直流式噴注器的產品實物。熱試驗中,均配套了自主研發的火炬式電點火器,并成功實現了多次推力室點火。

圖3 點火試驗壓力曲線及發火照片Fig.3 Pressure curve and flame of ignition firing tests

圖4 噴注器縮比件實物照片Fig.4 Photos of pintle injector and dual-orifice injector

兩臺推力室產品(針栓噴注器和雙孔噴注器各配套一臺)共計進行了10次熱試驗,單次點火時間50 s,累積試驗500 s,獲取了10比1變工況下噴注器的燃燒特性。

熱試驗結果顯示：針栓噴注器和雙孔噴注器與火炬式電點火器工作協調性好,發動機起動迅速,關機正常；兩種噴注器在大范圍變工況下均能夠穩定燃燒,其中針栓噴注器獲得了較高的燃燒效率,三種工況下燃燒效率達到了0.99,室壓粗糙度不大于5%,見表2,其中燃燒效率通過室壓、流量等測量參數換算得出,并對影響燃燒效率的三個主要因素：燃料組分、身部溫升、壓力恢復系數進行了修正。室壓粗糙度是衡量發動機燃燒穩定性的重要指標,其計算方法是取發動機主級工作段室壓峰峰值之半與穩態室壓的百分比。圖5為雙孔噴注器三種工況下火焰,圖6為針栓噴注器三種工況下火焰照片。

圖5 雙孔噴注器擠壓熱試驗照片Fig.5 Flame of dual-orifice injector firing

圖6 針栓噴注器擠壓試驗照片Fig.6 Flame of pintle injector firing

表2 針栓噴注器熱試驗數據統計Table 2 Thermal test results of the pintle injector

推力室研究性熱試驗初步證明了兩種噴注器用于變推力發動機的可行性,獲得了火炬式電點火器與噴注器協調工作特性及點火時序,為發動機的后續研究奠定了技術基礎。

5 結論

1)液氧甲烷發動機推進劑來源廣泛、成本低廉、性能較高、空間可貯存,且易于實現大范圍變推力和多次起動,是登月下降級主發動機的理想選擇；

2)登月下降級變推力發動機采用膨脹循環、箱壓自身起動,火炬式電點火器高壓點火方案,通過合理設置調節裝置,能夠實現大范圍推力調節,發動機各項性能指標能夠滿足總體要求；

3)開展了點火器、噴注器等關鍵組件的研究性試驗,取得了階段性成果,為發動機后續研究奠定了技術基礎。

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·工程技術·

The Research Scheme of Lunar Descent Engine Using LOX/ Methane

CAO Hongjuan，ZHAO Hailong，CAI Zhenyu，LI Qiang，PAN Liang
（Beijing Aerospace Propulsion Institute，Beijing 100076，China）

Abstract：The lunar descent engine is one of the most important components in manned lunar landing.It should have the capability of high performance，storable in space，multi-ignition and start，and variable-thrust etc.Based on these requirements，LOX/ methane propellant is the best solution for descent engine.It has many advantages such as space storable，not easy to coke，applying to expander cycle etc.This paper proved the system scheme of expander cycle and double turbopump.In the end，the research progress of key technologies including the igniter body and variable flux injector were introduced.

Key words：lunar lander；descent engine；LOX/ methane

作者簡介：曹紅娟(1976-),女,碩士,高級工程師,研究方向為液體火箭發動機總體設計。E-mail：837293524＠qq.com

基金項目：載人航天預先研究項目(060302)

收稿日期：2015-08-10；修回日期：2016-03-03

中圖分類號：V11

文獻標識碼：A

文章編號：1674-5825（2016）02-0186-05