面向高軌衛星的液體軌控發動機研制進展

趙 婷，陳夏超，楊成虎，姚 鋒，劉昌國

(上?？臻g推進研究所，上海 201112)

0 引言

自20世紀60年代開始，液體遠地點軌控發動機因其推力大小適中、沖量偏差小和入軌精度高等優點被廣泛應用于各國航天器遠地點機動變軌[1-3]。提高軌控發動機比沖性能可增加航天器有效載荷，降低發射費用，延長航天器在軌壽命。因此，國內外航天科技界始終不遺余力在提高軌控發動機比沖性能，代表性的美國R-4D系列軌控發動機真空比沖從最初的287 s，通過不斷改進真空比沖達到323 s[4]。

伴隨著國內衛星平臺技術的快速發展，各類通信、導航、高軌預警等衛星向著更大容量、更長壽命、更高可靠、更高精度的方向不斷發展，帶動國內星用490 N軌控發動機研究取得了持續性發展[5-8]。目前，國內正在研制更先進的新一代大型桁架式東方紅五號(DFH-5)衛星平臺，該平臺各項技術指標國際領先，發射重量達到8 000 kg，壽命在15年以上，有效載荷承載能力為1 200～1 500 kg，可提供有效載荷功率達到15～20 kW，牽引著國內星用軌控發動機技術創新。面向東方紅五號衛星平臺應用的高性能750 N發動機已突破多項關鍵技術，基于低廉、成熟的鈮合金材料實現真空比沖321.1 s，工作壽命25 000 s，達到同類材料軌控發動機的國際先進水平。后續國內還將持續技術改進提升性能，最終實現真空比沖323 s的鈮合金發動機，達到該領域的國際領先水平，形成參與國際商業衛星軌控發動機市場競爭的新優勢。

本文簡要介紹了國內490 N軌控發動機從第一代、第二代到第三代持續性發展歷程，著重闡述了瞄準東五平臺的高性能750 N發動機研制情況，介紹了其技術方案及試驗結果，總結了國內星用軌控發動機的研制經驗，同時指出了后續750 N發動機的發展方向。

1 國內490 N軌控發動機發展歷程

1.1 第一代490 N發動機

第一代490 N發動機采用甲基肼/綠色四氧化二氮推進劑組合，發動機主要由推力室和2只推進劑控制閥通過緊固件連接組成。推力室由直流互擊式噴注器頭部和帶大面積比高空噴管的鈮鉿合金單壁輻射冷卻身部組成。推力室身部的內、外表面均制備有“815A”抗高溫氧化涂層，面積比154∶1，真空比沖305 s。該發動機自1982年5月開始預研，1990年4月通過初樣設計評審，1992年6月通過正樣設計評審，1994年11月隨著國內首顆東方紅三號衛星完成首次變軌飛行任務，在軌工作時間6 238 s，填補了當時國內的領域空白。迄今為止正樣階段共生產了6批，發動機已先后有46臺次上天飛行，成功率100%。

1.2 第二代490N發動機

隨著衛星重量的不斷增加和使用壽命的不斷增長，提高490 N發動機比沖性能需求越來越緊迫。2000年，國內開始預研第二代490 N發動機。重點突破發動機頭部噴注器溫度控制、燃燒穩定性、鈮鎢合金材料及其抗高溫氧化涂層制備工藝等關鍵技術，噴管面積比為220∶1條件下發動機真空比沖達到315 s。2010年4月通過初樣設計評審。2010年9月通過正樣設計評審。2012年5月，隨著中星2A衛星完成首次變軌飛行任務，在軌工作時間14 431 s，性能提升所節省的推進劑可延長衛星壽命16個月，經濟效益顯著。迄今為止正樣階段共生產了3批，已成功完成了15臺次的變軌飛行任務，成功實現了對第一代490 N發動機的升級換代。

1.3 第三代490 N發動機

對標國際一流技術水平，開展了第三代490 N發動機的研制。通過“十一五”和“十二五”總裝預研項目的研制，進一步改進噴注器方案、采用錸/銥復合材料、二次燃燒裝置、提高燃燒室壓力、擴大噴管面積比，獲得噴管面積比330∶1條件下發動機真空比沖323 s以上，并于2015年12月通過25 000 s鑒定級高模試車考核，達到該類型發動機的世界一流水平。由于錸/銥材料的制備工藝難度太大，高模試車過程中也暴露出錸/銥材料的高溫強度不足、銥涂層抗沖刷能力不足、高輻射涂層局部鼓包現象等問題，認為目前錸/銥材料的工藝穩定性不足，尚無法滿足第三代490 N發動機的工程應用需要。

1.4 雙模式490 N發動機

肼和甲基肼雖屬于同一系列的自燃推進劑，但在性能上肼燃料的真空比沖要高于甲基肼燃料。2015年國內開展了采用無水肼/綠色四氧化二氮為推進劑雙模式490 N發動機研制。采用當前成熟的鈮鎢合金材料，技術方案基于第二代490 N發動機的研制經驗，通過頭部噴注參數優化、發動機頭部溫度控制及最佳混合比匹配，發動機完成了真空度2 Pa條件的高空模擬熱試車，驗證了發動機多次真空啟動能力，發動機累計穩態點火190次，真空比沖達到323～325 s。雙模式490 N發動機所有機械接口均與第二代490 N發動機完全一致，該發動機的快速成功研制，為國內雙模式發動機領域“零”的突破，為未來航天發動機應用提供更豐富的選擇。

1.5 490 N軌控發動機研制小結

20余年來，伴隨著衛星平臺技術的快速發展，國內星用軌控發動機研究取得了持續性進展，真空比沖從第一代產品的305 s提升到第二代產品的315～318 s，再提升到第三代產品的323～325 s。表1給出了國內當前衛星平臺用490 N發動機的主要性能參數。其中，最高性能的第三代490 N發動機由于錸/銥材料目前尚未達到高可靠、長壽命的工程應用要求，短期內欲滿足東五平臺要求的33 000 s鑒定壽命工作要求，達到工程型號應用尚存在一定差距。

圖1 國內衛星用490 N軌控發動機發展歷程Fig.1 Development history of 490 N orbit control engine for satellite in China

參數第一代第二代第二代(雙模式)第三代推進劑NTO/MMHNTO/MMHNTO/N2H4NTO/MMH真空推力/N490490490490混合比16516510165入口壓力/MPa141515155真空比沖/s305315～318323～325323～325穩態工作時間/s28000400002500025000啟動次數/次8420019040噴管面積比154∶1220∶1220∶1330∶1重量/kg4244446燃燒室材料鈮鉿鈮鎢鈮鎢錸/銥應用情況東三/東四，已飛行東三/東四，已飛行雙模式系統，在研高軌衛星，在研

2 高性能750 N發動機研制概況

2.1 研制背景

針對國內當前最先進的東方紅五號衛星平臺對推進系統的需求，結合當前耐高溫材料發展現狀，軌控發動機采用750 N推力比較適中，一方面將提高衛星的變軌效率，降低軌道損失，減輕飛控任務；另一方面可縮短軌控發動機在軌工作時間至15 000 s，鑒定級壽命考核時間22 000 s，進而提高其工作可靠性，同時不會因推力過大產生較大的加速度，對衛星太陽帆板造成沖擊破壞。此外，真空比沖作為衡量發動機性能的關鍵指標，其數值提高代表著發動機實現相同工作目標可減少推進劑的消耗量，從而延長衛星的工作壽命或增加有效載荷的質量。

2.2 研制過程

自2014年初起，國內開展了旨在提高發動機真空比沖性能的雙組元750 N軌控發動機預先研究工作，并于2016年得到“十三五”總裝預研項目支持，目的在國內當前490 N發動機持續性發展研制的基礎上，考慮“東方紅五號”衛星平臺的國際先進性標配，對標國際先進水平，依托當前成熟的鈮合金材料，進一步開展技術攻關，研制高性能750 N軌控發動機并將真空比沖提高到320 s，同時完成長壽命試車驗證工作，進一步提高國內在研“東方紅五號”衛星平臺的總體性能。

圖2 750 N軌控發動機應用各類仿真技術Fig.2 Simulation results of 750 N orbit control engine

750 N軌控發動機研制過程中，在充分繼承國內已突破的各項軌控發動機關鍵技術基礎上，利用CFD，NHT，FEA及多學科優化設計技術等仿真手段，和相位多普勒粒子分析儀(PDA)、粒子圖像速度場儀(PIV)、紅外熱像儀、高速相機等試驗設備，對發動機內部流動、霧化、傳熱燃燒過程仿真分析和實驗測試，減少了發動機試車數量，縮短了研制周期，有效地提高了發動機研制效率。

圖3 750 N軌控發動機應用PDA，PIV，紅外熱像儀等實驗設備Fig.3 Equipments such as PDA， PIV， IR camera utilized for 750 N orbit control engine

3 高性能750 N發動機技術方案

3.1 總體方案

750 N發動機由推力室和2只推進劑控制閥通過緊固件連接組成。推力室由直流互擊式噴注器頭部和大面積比單壁輻射冷卻身部焊接而成。發動機所使用的推進劑控制閥門為大流量自鎖式電磁閥技術。

發動機結構見圖4，發動機與系統推進劑供應管道采用內錐60°外套M18×1的螺紋連接；發動機安裝法蘭與機架的對接尺寸與490 N軌控發動機相同，采用三孔螺栓連接，3個安裝孔均布在φ162的節圓上，安裝孔孔徑3-φ6.5，安裝法蘭外徑φ180，以適應目前衛星機架的對接要求。

表2 750 N發動機技術參數

3.2 主要組件方案

3.2.1 頭部

推力室頭部主要由噴注器架、噴注芯體、氧閥支座、燃閥支座等通過裝配后經焊接而成。發動機頭部設計中巧妙采用隔熱結構降低法蘭安裝面及遙測點溫度，實際試車過程8 100 s程序法蘭各個測點溫度均滿足任務要求的260 ℃，有效頭部溫度控制技術可提高發動機與機架在軌工作的可靠性。

圖4 750 N軌控發動機結構Fig.4 Structure of 750 N engine

圖5 采用隔熱結構的750 N頭部溫度分布仿真及試車結果Fig.5 Simulation and test results of temperature distribution of 750 N engine head with thermal insulation structure

3.2.2 身部

推力室身部噴管面積比為210∶1，噴管出口輪廓尺寸不大于φ365 mm，總長583 mm。身部由燃燒室段和擴散段兩部分組成，燃燒室段和擴散段均采用耐高溫的鈮鎢合金，兩零件通過真空電子束焊連接構成推力室身部。身部的內、外表面均制備有高溫抗氧化涂層。

圖6 750 N發動機推力室身部Fig.6 Body of thrust chamber for 750 N engine

3.2.3 推進劑控制閥

高性能750 N發動機推進劑控制閥門延用第二代490 N發動機的FMZ400-11雙穩態自鎖式控制閥門，實現發動機的點火和關機，具有很好的繼承性。閥門工作電壓24～42 V，開啟和關閉瞬時通電，推進劑供應過程不需要繼續通電，可以有效地降低功耗。

4 750 N發動機試驗驗證

2014年5月，750 N發動機在北京航天試驗技術研究所進行了首次高模試車，累計啟動6次，一次連續最長工作時間為1 000 s，累計工作時間1 315 s，真空比沖315 s。對標國際軌控發動機最先進的水平，以此狀態為基本型，開展高性能750 N發動機改進設計，研制目標真空比沖不低于320 s。

改進設計過程中先后進行頭部方案優化比對熱試車驗證了高性能噴注器的設計方案；通過燃燒室構型優化熱試車，驗證了高性能噴注器與燃燒室結構的最佳匹配方案；通過頭部邊區優化熱試車，確保發動機長穩態工作過程的可靠性。2017年6月和2018年1月，連續完成兩臺全尺寸發動機長壽命高模熱試車。圖7為750 N發動機高模試車過程照片，圖8為發動機試車前后的外觀。

圖7 750 N發動機高模試車過程Fig.7 Test photo of 750 N engine in hot fire testing

圖8 750 N發動機外觀Fig.8 Appearance of 750 N engine

750 N發動機長壽命高模試車完成30次點火、累計25 100 s穩態工作，單次最長工作時間8 100 s。發動機各次工作過程中，壓力、流量等參數曲線平穩，發動機各部位溫度穩定，實測真空比沖達到321.1 s。圖9為750 N發動機8 100 s工作過程的壓力、流量和燃燒室溫度隨時間歷程曲線。

截至目前750 N軌控發動機已突破了諸多關鍵技術，當前技術狀態在成熟、低廉的鈮合金材料體系下，已實現真空比沖321.1 s，工作壽命25 100 s的研制成果。對標國外使用NTO/MMH推進劑的典型軌控發動機性能及應用情況可見，當前狀態的750 N發動機真空比沖性能已達到鈮合金材料體系下國際領先水平，與采用錸/銥材料已飛行產品中性能最高的R-4D-14(15)尚存在一定差距，需進一步優化改進。后續，將進一步對高性能750 N發動機進行改進設計，實現真空比沖323 s。

圖9 750 N發動機試車過程壓力、流量、燃燒室溫度隨時間歷程曲線Fig.9 Variation of pressure， flux and chamber temperature in test process of 750 N apogee engine with time

研制國家、單位產品代號推力/N真空比沖/s燃燒室材料面積比應用情況美國Aerojet公司R?4D?11?3004453155鈮合金+鈦合金300∶1飛行R?4D?14(15)445323錸/銥材料300∶1飛行R?42SR890304鈮合金+鈦合金164∶1飛行AJ10?221490321錸/銥材料286∶1飛行美國NorthropGrumman公司TR?312?100MN454325錸/銥材料245∶1在研歐洲EADS公司S400?12400318鉑銠合金+鈮錳合金220∶1飛行S400?15400321鉑銠合金+鈮錳合金330∶1飛行EAM500325C/SiC400∶1在研美國MOOG公司LEROS2490309鈮合金150∶1鑒定LEROS2B400318鈮合金150∶1鑒定LEROS41100323鉑銠合金+鉑銥合金293∶1在研印度LB44FR440316鈮合金160∶1飛行

5 結束語和展望

經過20多年的發展，從第一代490 N發動機到第二代490 N發動機、第三代490 N發動機，再到高性能750 N發動機，國內已經形成一套行之有效的面向高軌衛星用軌控發動機設計、生產和試驗研發體系，在高性能發動機研制方面積累了豐富的經驗。

在采用成熟、廉價的鈮合金基體條件下，高性能750 N發動機通過技術攻關及熱試車考核，實現了發動機真空比沖321.1 s,工作壽命25 100 s的成果，可滿足國內當前高軌衛星平臺的應用需求。對標東五大平臺的國際先進性，需要進一步提高750 N發動機真空比沖至323 s。

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