我國可重復使用液體火箭發動機發展的思考

李 斌，張小平，高玉閃

（1.航天推進技術研究院，陜西西安710100；2.西安航天動力研究所,陜西西安710100）

我國可重復使用液體火箭發動機發展的思考

李 斌1，張小平2，高玉閃2

（1.航天推進技術研究院，陜西西安710100；2.西安航天動力研究所,陜西西安710100）

重復使用是降低航天發射成本的重要途徑之一，是液體火箭發動機未來發展的重要方向。本文分析了可重復使用液體發動機的發展趨勢，針對可重復使用運載器對發動機功能的需求，探討了動力系統方案；對比了液氧煤油和液氧甲烷等推進劑組合和不同循環方式，認為幾種發動機方案均可滿足重復使用運載器的需求；研究了重復使用發動機的關鍵技術，提出應重點研究可重復使用液體火箭發動機高溫組件熱結構疲勞壽命評估及延壽技術、運動組件摩擦磨損技術、結構動載荷控制與評估技術、快速檢測評估與維修維護技術、健康監控與故障診斷技術、二次或多次起動技術與大范圍推力調節技術等。

重復使用；液體火箭發動機；推進劑；推力；關鍵技術

0 引言

2015年以來，藍源公司成功發射并回收新謝帕德飛行器，SpaceX公司回收獵鷹9運載火箭的一子級，引起各國航天界對重復使用技術的高度關注。

實現重復使用，大幅度降低成本，是航天運載技術發展的重要方向。上世紀八十年代初以來，美國成功研制了部分重復使用的航天飛機，開展了X-33，K-1等重復使用運載器研制，目前正在進行XS-1重復使用運載器研究，提出了發動機重復使用的火神運載火箭。俄羅斯（前蘇聯）開展了能源-暴風雪號、MAKS等重復使用運載器研制，提出了貝加爾重復使用助推器方案。歐洲、日本也進行了相關研究[1]。

動力系統是航天運載器的重要組成部分，各國開展了多個型號重復使用發動機的研制。美國航天飛機SSME發動機是人類最早實現重復使用的火箭發動機，采用液氧液氫推進劑、補燃循環，此外美國還開展了RS-2200液氧液氫氣動塞式噴管發動機、RS-2100液氧液氫全流量補燃循環發動機[2]研制，進行了RS-84、RS-76和TR-107液氧煤油補燃循環發動機、RS-83和COBRA液氧液氫補燃循環發動機研究。目前，美國SpaceX公司正在驗證Merlin 1D液氧煤油發動機的重復使用能力，并進行Raptor液氧甲烷發動機研制；美國藍源公司研制成功BE-3液氧液氫發動機，用于新謝帕德飛行器，同時正在研制BE-4液氧甲烷富氧補燃循環發動機，計劃2019年用于火神運載火箭，通過直升機空中回收，實現發動機的重復使用。俄羅斯（前蘇聯）在重復使用火箭發動機領域也進行了大量工作，上世紀六十年代研制的NK-33液氧煤油補燃循環發動機[3]具有較長的工作壽命，1996年被美國航空噴氣公司購買，曾計劃用于K-1重復使用火箭[4-5]。上世紀八十年代，蘇聯研制成功RD-170液氧煤油發動機和RD-0120液氧液氫發動機，按重復使用設計。蘇聯能源機械聯合體以RD-170發動機為基礎，開展了RD-701可重復使用三組元發動機研究[6]。2000年后，俄羅斯赫魯尼切夫國家科研生產中心以RD-191液氧煤油補燃循環發動機為動力，提出貝加爾號可重復使用火箭助推級方案。2004年開始，歐洲開展了VEDA液氫液氧補燃循環發動機研究，用于新一代兩級完全重復使用運載器。同時，提出VOLGA等重復使用液氧甲烷發動機方案，并開展了多項關鍵技術研究[7]。

根據技術發展情況分析，可重復使用液體火箭發動機的技術發展趨勢是：使用次數15次至100次，推進劑主要為液氧煤油或液氧甲烷，循環方式主要為補燃循環，發動機推力需要根據具體任務采用多臺中小推力發動機組合或1-2臺大推力發動機。相比一次性使用運載火箭，重復使用運載器對動力系統提出更高的要求，需要實現數十次至上百次的重復使用、具備故障診斷、快速檢測與維護等功能；對于垂直著陸的方案，發動機還需要滿足二次或多次起動、大范圍推力調節等要求。這些要求帶來了發動機設計狀態的變化和新的關鍵技術，在較大程度上影響著重復使用發動機乃至運載器技術方案的優化選擇甚至技術可行性。

多年來，我國密切跟蹤國外技術進展，開展了可重復使用液氧煤油發動機、液氧液氫發動機、液氧甲烷發動機關鍵技術攻關，進行了渦輪泵軸承與密封、推力室冷卻、故障診斷、大范圍工況調節、多次點火與起動等技術研究，取得了一些成果[8]。本文在分析可重復使用發動機技術發展趨勢的基礎上，探討了垂直著陸運載器的發動機方案，對比了不同推進劑組合和循環方式的發動機方案，研究了可重復使用發動機的關鍵技術，供發展可重復使用發動機參考借鑒。

1 可重復使用運載器對動力系統的需求分析

根據未來航天發射市場的發展趨勢，低成本的小、微衛星將有大幅度的增長，可重復使用運載器可以以此為切入點，瞄準500 kg以下的LEO運載能力，運載器起飛推力為百噸級，通過降低運載器的規模控制研制風險，相關技術成熟和發射市場增長后，進一步發展中大型可重復使用運載器。

航天運載器動力系統可以采用少臺數的大推力發動機和多臺數的中小推力發動機。獵鷹9等運載火箭采用多臺發動機的方案，為了確保運載器的可靠性，需要采用發動機冗余。但是，液體火箭發動機工作過程復雜，故障診斷與防護技術并不十分成熟，因此主流的發展趨勢是少臺數大推力發動機方案。

以火箭發動機為動力的可重復使用運載器均采用垂直起飛，降落方式主要包括水平著陸、垂直著陸和降落傘回收。其中，垂直著陸需要發動機再次起動工作[9]。因為返回時子級的質量較輕，需要的推力約為起飛推力的1/10左右，以便使推力與重力相匹配，如獵鷹9起飛時9臺發動機同時工作，減速下降階段發動機工作臺數降至3臺，著陸階段僅1臺發動機工作，而且需要70%的推力調節。

我國未來小型可重復使用運載器的動力系統可以采用如下兩種方案：

1）單臺百噸級主發動機方案。如果采用水平著陸或降落傘回收，則1臺發動機可以完成任務。如果采用垂直著陸，則可以增加1臺10噸級的4推力室游機，主發動機固定，依靠游機完成矢量控制，起飛時兩臺發動機同時工作，返回時游機再次起動工作，根據需要游機具備80%～100%的推力調節能力。此方案可以降低大推力主發動機的技術難度，同時游機改進后可以用作二級發動機。根據我國目前航天動力的發展情況，可以以YF-100發動機為主機，在YF-115發動機的基礎上研制游機；或者研制百噸級和10噸級的液氧甲烷補燃循環發動機。

2）多臺小推力發動機方案。運載器的一級可以采用5臺25噸級發動機，邊上4臺發動機切向搖擺，起飛時提供推力矢量；二級采用1臺該發動機的真空型。對于垂直著陸，返回時一級的中心發動機再次起動工作，雙向搖擺提供推力矢量，并進行50%～100%的推力調節。發動機可以采用液氧煤油和液氧甲烷補燃循環發動機。

上述兩種方案中，百噸級發動機便于未來的進一步發展，可滿足更大重復使用運載器的發展需要，因此應重點關注百噸級發動機方案。

2 推進劑組合與動力循環方式比較

2.1 推進劑組合比較

可重復使用液體火箭發動機的推進劑組合主要包括液氧液氫、液氧煤油和液氧甲烷等。液氧液氫比沖最高，美國航天飛機的SSME發動機、X-33單級入軌運載器的RS-2200發動機等即采用此推進劑。液氧煤油是目前航天主動力使用最多的推進劑組合，包括俄羅斯的RD-170，RD-180，RD-191，NK-33和SpaceX公司的Merlin 1D等發動機。液氧甲烷推進劑組合也受到重視，歐洲聯合俄羅斯開展了多種液氧甲烷發動機研究，2011年美國開始研制推力2 446 kN的BE-4液氧甲烷發動機計劃用于火神運載火箭，通過直升機空中回收發動機實現重復使用。

在3種推進劑組合中，液氧液氫的比沖高出液氧煤油和液氧甲烷近1 000 m/s，但是由于液氫密度過低，液氧液氫發動機的組合密度只有362 kg/m3。對于助推級和一子級來說，如果推進劑密度低，則需要增加貯箱容積，導致運載器體積龐大；而對上面級來說，比沖對運載能力的提升更為關鍵。因此，2000年以來各國研究的航天運載器的助推級和一子級主要采用高密度比沖的液氧煤油和液氧甲烷推進劑，液氫液氧則更適應于上面級。

液氧煤油和液氧甲烷的對比分析如下：

1）對運載能力的影響。液氧甲烷比沖比液氧煤油高約3%，而液氧煤油的組合密度比液氧甲烷高約27%，導致液氧煤油的密度比沖比液氧甲烷高23%。國內外研究表明，相同起飛質量的運載火箭，采用液氧煤油和液氧甲烷運載能力基本相同，兩種推進劑組合對運載能力的影響較小[10-11]。

2）推進劑來源與成本。甲烷是液化天然氣（LNG）的主要成分，在部分產地的液化天然氣中甲烷含量達到99%以上，可以直接使用；火箭煤油為化工產品，與汽油和普通煤油相比，只要控制分餾點即可獲得。因此，煤油和甲烷同樣來源廣泛。甲烷（純度97%左右液化天然氣）的價格約為6元/kg，煤油約為15元/kg，但甲烷為低溫推進劑，在運輸、貯存和加注等過程有蒸發損耗，同時需要一定的安全費用，兩者的成本基本相當，對發射成本影響較小。

3）推力室冷卻問題。冷卻性能對推力室壽命影響較大，甲烷比熱容高、結焦溫度高、粘度小，是較為理想的冷卻劑，適應于重復使用推力室的冷卻。煤油的冷卻性能明顯差于甲烷，但是通過液氧煤油發動機的研制經驗和重復使用研究，以煤油為再生冷卻劑的推力室壽命可以達到30次以上。因此，甲烷的冷卻性能高于煤油，但煤油也可以滿足重復使用推力室冷卻的要求。

4）燃氣積碳問題。煤油在富燃燃燒時存在比較嚴重的積碳問題，將導致渦輪堵塞影響發動機推力，但分析美國F-1等發動機的多次試車、Merlin 1發動機的重復使用，說明積碳問題對發動機的重復使用影響不大。甲烷在富燃燃燒時積碳極少，基本上沒有影響。對于采用富氧補燃循環的發動機，無論煤油還是甲烷均不存在渦輪燃氣積碳問題。

5）渦輪與燃氣通道壽命問題。液氧煤油補燃循環發動機采用富氧補燃循環，高溫富氧環境一般需要采用抗氧化的涂層，重復使用發動機多次的壓力和溫度循環使涂層的貼合性受到影響，如果涂層材料或工藝處理不好可能發生涂層破損或脫落，影響發動機壽命。根據相關經驗，現有的涂層材料和工藝可以滿足十次以上的使用要求，更多的次數需要進一步研究。液氧甲烷補燃循環發動機則可以采用富燃燃氣，避免此問題。

6）使用維護問題。煤油為常溫推進劑，加注過程簡單方便，有利于縮短發射周期；但重復使用后，需要泄出發動機內腔積存的煤油。甲烷為低溫推進劑，加注時需要進行吹除、預冷等工作，并需要確保蒸發的甲烷氣體安全排放或回收；但發動機回收后甲烷全部揮發，重復使用時內腔無需處理。因此，煤油和甲烷的使用維護性均滿足重復使用的要求。

綜上所述，液氧煤油和液氧甲烷兩種推進劑組合均適應于重復使用助推級和一子級，無明顯差異。目前，液氧煤油發動機的研究更為深入，而液氧甲烷的研究較為滯后。

表1 幾種循環方式液氧甲烷發動機的性能參數與比較Tab.1 Comparison of performance parameters for LOX/Methane engine with different cycle modes

2.2 動力循環方式比較

大推力液體火箭發動機可以選擇的循環方式主要包括：燃氣發生器循環、富氧補燃循環、富燃補燃循環和全流量補燃循環等，以液氧甲烷發動機為例進行分析比較，不同循環方式的發動機性能參數和比較結果見表1。發動機循環方式的對比分析如下。

1）對重復使用次數的影響。燃氣發生器循環系統壓力低，富燃補燃循環對渦輪和燃氣通道的影響小，排序應為燃氣發生器循環、富燃補燃循環、全流量補燃循環、富氧補燃循環。根據國內外研究情況，補燃循環中SSME發動機設計壽命55次，美國2000年前后提出的幾種發動機重復使用次數為50至100次；我國液氧煤油發動機推力室和渦輪泵等主要組件初步計算表明壽命可以達到30次以上。因此，燃氣發生器循環發動機使用次數更多，但補燃循環也可以達到30次以上。

2）對研制難度的影響?？傮w來說，發動機研制難度排序應為燃氣發生器循環、富燃補燃循環、富氧補燃循環、全流量補燃循環。然而，目前液體火箭發動機技術較為成熟，具備研制各種循環方式發動機的技術和材料基礎。因此，燃氣發生器循環發動機研制難度較低，但補燃循環技術也已成功掌握。

3）對發射成本的影響。燃氣發生器循環發動機對材料、制造、試驗的要求相對較低，發動機自身成本低于補燃循環發動機。但是，補燃循環比燃氣發生器循環的比沖高10%以上，可以將運載火箭的發射能力提高20%左右，對發射成本的影響顯著。因此，除Space X公司外，2000年以來各國提出的發動機方案大部分為補燃循環。

綜合比較，補燃循環技術先進，可以有效降低航天運載器的發射成本，代表著液體火箭發動機的發展方向。對于液氧甲烷發動機，富燃補燃循環發揮了甲烷的優點，是較佳的選擇。對于液氧煤油發動機則應采用富氧補燃循環。

3 可重復使用液體火箭發動機關鍵技術研究

液體火箭主發動機工作條件惡劣，實現重復使用必須區分發動機中需要替換的少部分一次性使用組件和大部分多次重復使用組件。對一次性使用的組件，可以利用現有的設計與考核手段對其進行優化，對重復多次使用的發動機組件則需要開展深入的基礎研究，解決多項關鍵技術，主要包括：高溫組件熱結構抗疲勞壽命評估及延壽技術、運動組件摩擦磨損技術、結構動載荷控制與評估技術、快速檢測評估與維修維護技術、健康監控與故障診斷技術、二次或多次起動技術與大范圍推力調節技術等。

1）高溫組件熱結構抗疲勞壽命評估及延壽技術

液體火箭發動機的高溫組件包括推力室、燃氣發生器、渦輪、燃氣導管等，這些高溫組件在嚴酷的熱循環條件下工作，形成了結構內部溫度分布的嚴重不均和瞬時驟變。這種瞬態溫度分布會產生較大的熱載荷，有可能超過結構的機械載荷；同時劇烈的溫度變化，可能使材料的熱學性能和力學性能發生變化，多次重復使用引起的熱載荷循環加卸載，導致結構發生熱疲勞失效。目前，液氧煤油發動機的推力室采用再生冷卻、液膜冷卻和金屬隔熱鍍層等組合冷卻，根據熱疲勞壽命初步評估，壽命可以達到30次以上，未來需要進一步優化冷卻結構，進行組件熱循環考核。根據渦輪泵轉子和殼體瞬態熱強度分析和低周疲勞壽命損耗研究，氣動力和離心力所造成的影響較小，應力峰值主要出現在起動和關機過程，由于溫度劇烈變化，導致很大的溫度梯度，循環次數達到一定數量后熱膨脹變形可能引起疲勞裂紋萌生，未來需要開展結構抗疲勞優化、材料和工作壽命提升技術研究，以及高溫組件熱循環疲勞壽命考核，針對富氧補燃循環液氧煤油發動機熱端結構的熱障涂層在重復使用中的開裂、脫落機理，內部缺陷監測與診斷方法，工作壽命預估與考核，開展相關基礎研究。

2）運動組件摩擦磨損技術

液體火箭發動機的運動組件主要包括高速旋轉的渦輪泵密封和軸承等，這些組件工作在高壓高速低潤滑環境下，易磨損失效，是制約發動機長時間、多次工作的關鍵環節。目前，已開展了可重復使用發動機密封和軸承的研究，在密封動環端面噴涂陶瓷涂層，開展了涂層工藝研究和不同摩擦副材料的摩擦試驗，優化了摩擦副配對材料，采用全空間逐點優化方法優化了螺旋槽密封結構；進行了軸承滾珠滾道鍍膜、離子束輔助沉積復合固體潤滑膜研究，在交變載荷條件下通過了3小時、20次起停試驗。未來需要在此基礎上進一步研究流體動密封，進行組合式密封試驗研究，優選組合式密封的結構和參數，開展適應性改進設計，提高渦輪泵密封的長時間、多次使用能力；同時優選軸承膜層材料和結構，研究鍍膜技術，提高軸承及其膜層的使用壽命和次數。

3）結構動態載荷控制與評估技術

液體火箭發動機推力室、渦輪泵、燃氣發生器、推進劑供應管路等激勵源產生的振動、沖擊等動態載荷是影響發動機結構壽命與可靠性的關鍵因素，根據發動機重復使用的要求，未來需要進一步考慮動態載荷對可重復使用發動機組件使用壽命與可靠性的影響。通過建立發動機虛擬試驗樣機，掌握發動機整機結構動特性；開展多振源載荷傳遞路徑分析，根據路徑載荷特征開展發動機結構動響應預示研究及多振源耦合激勵下結構疲勞壽命預估研究，對響應過大組件采取進一步的減振、吸振、隔振等控制措施，以滿足長壽命、多次使用、高可靠性設計要求；同時分析燃燒激勵、流體激振、轉子動力學特性等對各激勵源子結構壽命的影響，并就如何改善各激勵源的載荷環境、延長使用壽命和使用次數進行研究；通過優化點火流量與點火時序以及吹除流量，減小發動機起動關機的水擊壓力和點火沖擊，減小發動機啟動、關機產生的沖擊載荷對整體結構疲勞壽命的影響。

4）快速評估檢測與維修維護技術

重復使用發動機使用返回后，需要進行相關檢測，評估發動機狀態和剩余壽命，如有故障則需要判斷是否可維修并提出維修方案，進行必要的維護維修，達到再次使用要求。需要根據重復使用的要求，參考航空發動機檢測項目和方法，重新梳理和完善發動機重復使用檢測方法，形成產品狀態和剩余壽命評估評價標準；優化維修維護流程，降低發動機使用維護要求，簡化處理操作，縮短處理周期，減少人為差錯，提高再次發射的效率。

5）健康監控與故障診斷技術

健康監測與故障診斷技術是提高可重復使用運載器動力系統可靠性的有效途徑。在發動機工作時實時監測壓力、轉速、溫度、振動、壓力脈動、位移等數據，判定發動機工作是否正常，如有故障則需要判定故障的部位、類型、原因、嚴重程度和影響，必要時采取降低工況、關機甚至返場等措施，提高飛行任務的安全性?？芍貜褪褂冒l動機健康監控與故障診斷技術需要研制各類高可靠的傳感器、研究各種故障模式、制定可靠的控制策略。

6）二次或多次起動技術與大范圍推力調節技術

對于垂直著陸的重復使用運載器，發動機還需要具備二次或多次起動與大范圍推力調節能力。由于液氧煤油、液氧甲烷和液氧液氫均為非自燃推進劑，推力室和燃氣發生器均需要點火，發動機需要構建新的再次點火系統，開展熱泵起動、關機后和再次起動前的處理技術研究。大范圍推力調節發動機需要設置調節元件，噴注器、冷卻結構、渦輪泵等關鍵組件應適應寬范圍工作，需要研究確定調節方案，進行大范圍推力調節過程的非線性動態仿真研究，研制高精度大范圍調節器，在各種工況下開展關鍵組件特性試驗，研究推力室和渦輪泵等核心組件的適應性，研究推力調節控制規律等。

4 結論

1）重復使用有望成為大幅度降低航天發射成本的重要途徑，是航天運載技術發展的重要方向。在當前的技術水平下，可重復使用運載器的助推級和一級應選擇火箭動力。為了降低研制難度和技術風險，并根據小衛星的發展需求，可以以小型可重復使用運載器為切入點。

2）液氧煤油和液氧甲烷是運載火箭一子級和助推級的較佳選擇，補燃循環和燃氣發生器循環均可實現30次以上重復使用的目標，我國已構建了液氧煤油動力體系，開展了液氧甲烷發動機研究，具備了可重復使用發動機研制的基礎。

3）可重復使用液體火箭發動機涉及多項關鍵技術，應持續開展研究工作。

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（編輯：王建喜）

Consideration on development of reusable liquid rocket engine in China

LI Bin1,ZHANG Xiaoping2,GAO Yushan2
（1.Academy of Aerospace Propulsion Technology,Xi’an 710100,China; 2.Xi’an Aerospace Propulsion Institute,Xi’an 710100,China）

Reusability is an important way to reduce the cost of space launch,and is an important direction for the future development of liquid rocket engine.The development tendency of reusable liquid rocket engine is described in this paper.The power systems are discussed according to the demands of engine functions of the reusable launch vehicle(RLV).The combination of LOX/Kerosene and LOX/Methane propellants as well as their different cycle modes are compared.It is found according to the comparison that all these mentioned above can meet the needs of RLV.The key technologies of the reusable engine were studied,which indicates that the assessment technologies for thermal fatigue of high-temperature engine components,motion assembly friction and wear,structural dynamic load control,rapid detection of repair and maintenance,health monitoring,fault diagnosis secondaryor multi-start,and wide-range thrust modulation should be researched emphatically.

reusability;liquid rocket engine;propellant;thrust;key technology

V434-34

A

1672-9374(2017)01-0001-07

2016-07-03；

2016-07-11

李斌（1969—），男，研究員，研究領域為液體火箭發動機