重復使用天地往返運輸系統動力技術發展研究

譚永華，李 平，杜飛平*

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

1 引言

近年來，隨著航天運輸領域的快速發展，世界各航天大國逐步開展了航天運輸系統的升級換代，并推動運輸系統向重復使用方向發展[1-2]。20世紀60年代以來，以美國為代表的世界航天強國開展了重復使用天地往返運輸系統的研究與探索，取得了階段性的成果。特別是2013年以來，美國SpaceX和藍源公司分別實現了獵鷹9[3]和新謝波德[4]的垂直起降回收和重復使用，初步驗證了子級重復使用技術，掀起了重復使用技術的研究熱潮。俄羅斯[5]、歐洲[6]、日本[7]等也開展了相關的研究。為實現自由進出空間、高效利用空間的目標，我國提出了天地往返運輸系統的發展戰略，其中先進重復使用動力技術是實現運輸系統重復使用的核心之一[8]。

2 國外重復使用動力研發現狀

重復使用天地往返運輸系統可分為多種類型。按重復使用程度分為部分重復使用和完全重復使用，按入軌級數分為單級入軌(SSTO)和兩級入軌(TSTO)，按起降模式分為垂直起降、水平起降和垂直起飛/水平降落，按外形分為帶翼構型(翼身融合體、升力體、乘波體)和火箭構型等。若按動力形式劃分，重復使用動力可分為火箭動力和組合循環動力。對于現階段重復使用天地往返運輸系統而言，火箭動力技術成熟度高，經適應性改進后，已經在國外應用于重復使用運載器[9]。

組合循環動力是以液體火箭發動機、沖壓發動機、渦輪發動機等基本動力形式為基礎，由兩種或兩種以上動力組合而成。如火箭基組合循環發動機(RBCC)、渦輪基組合循環發動機(TBCC)、空氣渦輪火箭發動機(ATR)以及復合預冷組合發動機(SABRE)等。組合循環動力可綜合不同推進方式的優點，具有比沖高、工作范圍寬以及一體化集成設計等特點[10]，可為飛行器在更廣空域內飛行提供更優的動力性能，因此逐漸成為研究的重點方向，但由于技術成熟度低，需突破的關鍵技術多，近期難以工程實現，可作為遠期前景規劃動力。

2.1 重復使用火箭動力發展

2.1.1 美國

美國在重復使用天地往返運輸系統方面，開展研究時間最早，投入的經費最多，而且具有良好的持續性，取得了豐碩的研究成果，代表了世界重復使用天地往返運輸系統的先進水平[11]，其發展階段可總結如圖1所示。

圖1 美國重復使用天地往返運輸系統的發展階段Fig.1 The development stages of reusable space transportation system in the United States

20世紀60～70年代是重復使用運載器探索階段，概念得以提出[12]，還提出了飛往近地軌道、可重復使用的天地往返運輸系統的設想[13]，實施X-15[14]、X-20[15]等飛行試驗計劃以及水星[16]、雙子星[17]、阿波羅[18]等載人飛船，為航天飛機的研制積累了經驗。

20世紀70～80年代是航天飛機的研制與應用階段。美國從20世紀60年代末開始進行航天飛機的方案論證，1972年正式批準立項[19]。1981年4月12日，哥倫比亞號航天飛機首飛成功，實現了運載器的部分重復使用，拉開了重復使用天地往返運輸系統的應用序幕[20]。航天飛機主發動機是世界上第一款實現重復使用工程應用的液體火箭發動機，其單臺飛行次數最多8次[21]。發動機實物和性能參數分別如圖2和表1所示。

圖2 航天飛機及其主發動機[21]Fig.2 Space Shuttle and its main engine[21]

Table1Performanceparametersofspaceshuttlemainengine[22]

性能參數SSME推進劑液氧/液氫循環方式富燃補燃真空推力/kN2090真空比沖/s452.5推力室室壓/MPa20.5推力調節范圍50%～109%設計重復使用次數55

航天飛機計劃通過高頻率發射和提高可重復使用次數來降低發射費用，但由于航天飛機存在技術方案不盡合理、重復使用能力遠低于預期的55次、維護成本和周期居高不下(5億美元)、安全性和可靠性存在風險等問題，最終于2011年退役[23]，但其主發動機在美國重型運載火箭SLS上得到重新應用。

20世紀80～90年代是單級入軌運載器的興起與隨后的沉寂階段。在航天飛機技術成功的鼓舞下，美國提出了更加先進的基于吸氣式火箭組合動力的水平起降空天飛機發展計劃，如國家空天飛機計劃(NASP/X-30)[24]。空天飛機屬于單級入軌完全重復使用運載器，技術難度遠超當時的技術水平，尤其是超燃發動機技術遲遲得不到突破，這些計劃無法如期實現，而且投資龐大，最終于90年代下馬。

在火箭動力方面，麥道公司設計的三角快帆試驗機(DC-X)是世界上第1個以火箭發動機為動力、垂直起降的完全重復使用運載器(圖3)，采用了4臺膨脹循環液氧液氫發動機RL10 A-5(海平面推力60 kN，調節范圍30%～100%，可重復使用20次)[22]。在麥道公司進行的12次DC-X以及改進型DC-XA的飛行試驗中，單級火箭系統垂直起降、快速飛回和地面簡化保障技術得到了驗證[25]。

圖3 DC-X運載器及其RL10 A-5液氫液氧發動機[25]Fig.3 DC-X launch vehicle and its RL10 A-5 liquid oxygen and hydrogen engine[25]

洛克希德·馬丁公司設計的X-33完全重復使用運載器是垂直起飛、水平降落的升力體方案，即冒險星(Venture Star)方案的試驗機[26]，采用RS-2200液氧液氫氣動塞式噴管發動機(圖4)，共進行了73次全尺寸試車，累計試車時間達到4000 s[27]。2001年，由于輕質量液氫貯箱等關鍵技術無法突破，X-33計劃取消，RS-2200發動機研制隨之停止。

圖4 X-33運載器及其RS-2200液氫液氧發動機[26-27]Fig.4 X-33 launch vehicle and its RS-2200 liquid oxygen/hydrogen engine[26-27]

20世紀90年代以后，由于單級入軌方案涉及大量的先進技術，技術風險高，資金投入多，實施非常困難，美國因此提出了重復使用天地往返運輸系統的驗證項目，主要是基于火箭動力發展助推級和軌道級部分重復使用的兩級入軌飛行器，如X-37B、RBS、XS-1等[28]。同時美國私營公司也加入該研究領域，探索性地開展了技術研究，并取得了突出成果。

太空探索技術公司(SpaceX)以Merlin 1系列發動機為動力，繼DC-X[25]、K-1[29]之后再次提出火箭外形的重復使用運載器方案，成功實現獵鷹9火箭多次陸地垂直起降以及海上平臺回收(圖5)，成為世界上第一個回收火箭并再利用的商業航天公司[30]，成功證明了火箭外形的箭體也能實現完整回收。與帶翼構型/水平著陸相比，火箭構型/垂直起降充分繼承了現有一次性火箭的技術基礎，無需新研復雜外形的翼舵等機構，也無需增加復雜的防熱結構，著陸時不需要幾千米長的跑道，因此火箭及其發動機的研制成本較低，具有廣闊的商業應用前景[31]。

圖5 獵鷹9火箭及其Merlin 1D液氧煤油發動機[31]Fig.5 Falcon 9 launch vehicle and its Merlin 1D liquid oxygen/kerosene engine[31]

為滿足后續行星際重復使用運輸系統ITS的要求，SpaceX公司正在研制Raptor液氧甲烷發動機，采用全流量補燃循環方式，海平面推力1700 kN，海平面比沖330 s，目前已完成縮比推力發動機的整機熱試車(圖6)[32]。Merlin 1D液氧煤油發動機和Raptor液氧甲烷發動機的性能參數如表2所示。

圖6 重復使用運輸系統ITS及其Raptor液氧甲烷發動機[32]Fig.6 Reusable transportation system ITS and its Raptor liquid oxygen/methane engine[32]

Table2PerformanceparametersofMerlin-1DandRaptorEngine[31-32]

性能參數Merlin-1DRaptor推進劑液氧/煤油液氧/甲烷循環方式發生器全流量補燃海平面推力/kN8451700海平面比沖/s288.5330推力室室壓/MPa10.825推力調節范圍40%～100%20%～100%起動次數3≥10

藍源公司(Blue Origin)于2010年開始研制的BE-3液氫液氧發動機，首次完成了亞軌道垂直起降火箭助推級的安全著陸與定點回收(圖7)[4]。2014年，藍源公司開始研制BE-4液氧甲烷發動機，采用富氧補燃循環方式，海平面推力為2446.5 kN，海平面比沖為307 s，已完成整機熱試車。為有利于重復使用，BE-4發動機并沒有選擇很高的燃燒室壓力，僅為13.4 MPa，主要是為了改善組件工作環境，延長發動機的工作壽命[32]。

圖7 New Shepard及其BE-3液氫液氧發動機[4]Fig.7 New Shepard and its BE-3 liquid oxygen/hydrogen engine[4]

BE-4液氧甲烷發動機擬用于火神(Vulcan)和新格倫(New Glenn)火箭。火神火箭將采用敏感模塊自主返回技術(Sensible Modular Autonomous Return Technology，SMART)實現一子級發動機回收及重復使用，即在一、二級分離后，火箭一子級發動機將脫離一子級，并在充氣式熱防護罩的保護下再入大氣層，然后依靠降落傘減速，最終由直升機在空中回收，如圖8所示[33]。

最近，又有商業航天公司提出了重復使用火箭動力的創新方案，如火箭實驗室(Rocket Lab)自主研發盧瑟福(Rutherford)發動機，利用高能蓄電池和電機驅動泵對推進劑進行增壓，發動機主要部件采用3D打印技術，成功實現了電子火箭(Electron Rocket)的飛行[34]，如圖9所示。

圖8 火神火箭一子級回收及其BE-4液氧甲烷發動機[33]Fig.8 One -stage recovery of Vulcan rocket and its BE-4 liquid oxygen/methane engine[33]

圖9 盧瑟福發動機及其電子火箭[34]Fig.9 Rutherford engine and its Electron rocket[34]

2.1.2 蘇聯/俄羅斯

蘇聯的暴風雪號航天飛機是典型早期重復使用運載器，其助推火箭——能源運載火箭可進行分段回收。暴風雪號航天飛機、能源號運載火箭的助推級RD-170液氧煤油發動機以及芯級RD-0120液氧液氫發動機如圖10所示，其性能參數如表3所示[22]。RD-170發動機按重復使用設計，其組件使用壽命不小于50次，發動機重復使用次數為10次，單臺發動機地面重復試車達到了19次[35]。RD-0120發動機的最大特點是采用了同軸渦輪泵，雖然達不到最佳功率特性，但是易于實現發動機可靠起動、穩定燃燒，同時具有較高的可靠性，累計試車時間達163 000 s[36]。俄羅斯在單級入軌可重復使用運載器研究中，還聯合航空噴氣公司(Aerojet)與NASA馬歇爾飛行中心，以RD-0120發動機為基礎進行了雙組元與三組元發動機方案論證，并進行了三組元發動機的試驗驗證[37]。

繼暴風雪號航天飛機之后，俄羅斯對未來天地往返運輸系統提出了多種方案，如使用RD-191液氧煤油發動機的貝加爾號(Baikal)助推器[38]，垂直起飛、水平降落，設計重復使用25次，如圖11所示；200 t級的RD-0162液氧甲烷發動機擬用于多用途空天系統(MRKS)等重復使用運載器[39]。

圖10 暴風雪號航天飛機、RD-170以及RD-0120發動機[35-36]Fig.10 Buran Space Shuttle, RD-170 and RD-0120 engine[35-36]

Table3PerformanceparametersofRD-170andRD-0120Engine[22]

性能參數RD-170RD-0120推進劑液氧/煤油液氧/液氫循環方式富氧補燃富燃補燃真空推力/kN79041863真空比沖/s337455推力室室壓/MPa24.520.6推力調節范圍40%～100%25%～106%重復使用次數1010

圖11 貝加爾號助推器及其RD-191液氧煤油發動機[38]Fig.11 Baikal booster and its RD-191 liquid oxygen/ kerosene engine[38]

由于多方面原因，俄羅斯的重復使用火箭動力目前尚未實現工程應用。

2.1.3 歐洲&日本

20世紀90年代，為降低發射成本，歐空局考慮用液體助推級取代阿里安5火箭的固體助推級，因此和俄羅斯聯合開展了VOLGA液氧甲烷發動機研究，采用補燃循環系統，設計重復使用50次，海平面推力2000 kN，海平面比沖310 s，作為未來可重復使用運載火箭一級動力，21世紀后處于停滯狀態[32]。

2015年以來，空客賽峰運載器公司和法國空間研究中心開展了普羅米修斯(Prometheus)液氧甲烷發動機的研制計劃[32]，如圖12所示。2016年底，歐空局將其列為未來運載器籌備計劃(FLPP)的重要組成部分，為其提供資金支持。該發動機將大量采用包括3D打印技術在內的新技術和新工藝[40]。

圖12 歐洲普羅米修斯液氧甲烷發動機的研制計劃[32]Fig.12 Development plan of European Prometheus liquid oxygen/ methane engine[32]

歐洲也有商業航天公司提出了重復使用火箭動力的創新方案，如零至無窮大(zero2infinity)公司利用氣球將小型火箭“藍星”(Bloostar)提升至25 km高度，成功實現海上回收，采用擠壓式液氧甲烷發動機，3D打印制造，如圖13所示[41]。

圖13 Bloostar火箭及其擠壓式液氧甲烷發動機[41]Fig.13 Bloostar rocket and its pressure-fed liquid oxygen/ methane engine[41]

20世紀90年代以來，日本提出了以LE-7 A液氧液氫發動機為核心技術的可重復使用運載器(HOPE)計劃，對LE-7 A發動機熱循環、渦輪泵振動技術等方面進行了大量的改進，但目前仍處于研究階段[42]。

2.2 重復使用組合循環動力

20世紀80年代，基于航天飛機的成功研制經驗，以及吸氣式動力的進展，各國掀起了基于組合循環動力的天地往返運輸系統研究高潮。美國提出國家空天飛機(NASP)計劃及X-30單級入軌飛行器；德國提出桑格爾(Sanger)兩級入軌運載器，其中一、二子級分別采用TBCC發動機和液體火箭發動機[43]。90年代初，由于技術水平無法支撐完全重復使用天地往返運輸系統的研制，各國組合動力天地往返系統的研究計劃相繼終止，但其研究成果為后續的關鍵技術突破奠定了良好的基礎。

近年來在組合循環動力方面，預冷組合循環動力被廣泛進行研究，它在傳統發動機前增設預冷裝置，預先冷卻壓氣機進口空氣，從而提高進氣密度以增大進氣質量流量，進而增大推力，提高發動機性能，有效拓寬發動機工作范圍，是未來寬速域、大空域天地往返運輸系統的理想動力方案之一[44]。

預冷組合循環動力具有很大的發展優勢和技術潛力。英國基于液化空氣循環發動機(LACE)的研究基礎(圖14)，提出了一種吸氣式火箭發動機RB545，用于HOTOL單級入軌空天飛機[45]。RB545發動機繼承了LACE對來流空氣預冷的設計思想，但放棄了對空氣的液化，這樣不僅回避了LACE發動機的諸如兩相熱交換、液態空氣處理等技術難題，而且在比沖性能上具有更大的優勢。

近年來，各航天大國繼續研制了一系列帶預冷裝置的組合循環動力系統。例如日本研制的吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(ATREX)發動機，如圖15所示，利用液氫將來流溫度最低降至160 K，可作為高超聲速飛行器或兩級入軌可往返式空天飛機的一級動力，能使飛行器從海平面靜止狀態推到30 km高空、Ma6的狀態[46]。

美國MSE技術應用公司提出了射流預冷卻TBCC發動機方案(MIPCC-TBCC)，傳統渦輪發動機壓氣機前部加裝液體噴射裝置，通過在進氣道內噴射冷卻介質(多為液體，如水、液氧、氮氧化物或混合物)，有效降低壓氣機進口空氣溫度，如圖16所示[47]。當高空高速飛行時，由于壓氣機進口水的注入及空氣中氧含量的降低，為防止發動機熄火，通常需在壓氣機后注入氧化劑。

圖15 ATREX發動機的總體方案[46]Fig.15 The overall scheme of ATREX engine[46]

圖16 MIPCC發動機噴流冷卻示意圖[47]Fig.16 The jet cooling drawing of MIPCC engine[47]

英國在HOTOL空天飛機計劃終止后，在其基礎上，開展了佩刀(Synergetic Air-Breathing Rocket engine，SABRE)復合預冷發動機及云霄塔(SKYLON)單級入軌飛行器研究，如圖17所示[33]。

圖17 英國云霄塔單級入軌飛行器構型[33]Fig.17 The structures of British SKYLON single-stage orbiting vehicle[33]

SABRE發動機是通過使用液氫燃料來冷卻閉式循環預冷器中的氦，從而快速降低入口處的空氣溫度；然后將吸入的空氣用于燃燒，類似于常規飛機發動機，一旦氦離開預冷器，其就被預燃燒器中的產物進一步加熱，可以為驅動渦輪機和液氫泵提供足夠的能量[48]。發動機的結構組成如圖18所示。

圖18 佩刀發動機的結構組成[48]Fig.18 The structure composition of SABRE engine[48]

SABRE發動機包含渦輪發動機和火箭發動機兩個工作模態。低空低速飛行時，渦輪發動機單獨工作，沿飛行軌跡發動機推力逐漸達到最大；在25 km高空、Ma5時，開始模態轉換，一旦脫離大氣層，火箭發動機將單獨工作。SABRE發動機具有低費用、高可靠、完全重復使用等特點[44]。目前英國反應發動機公司已對該發動機推力、空氣流量、壓氣機增壓比、預冷器工作范圍等進行了優化，方案迭代到SABRE4階段，提高了工程可實現性[49]。

3 重復使用動力的關鍵技術

重復使用動力的技術主要涉及發動機推力深度調節與多次起動技術、寬速域大空域組合循環動力技術、新概念推進與新型推進劑技術、發動機健康管理與壽命評估技術、重復使用發動機設計方法與準則研究、發動機先進材料和智能制造技術以及重復使用發動機熱防護技術共7個具體技術領域。

3.1 發動機推力深度調節與多次起動技術

根據運載能力和返回方式，發動機需進行推力深度調節和多次起動，實現著陸飛行控制以及減速獲得較優的再入返回熱環境。發動機大范圍變推力需要通過多個調節元件來實現，調節控制規律復雜, 同時噴注器、渦輪泵等關鍵組件也要具備低工況條件下可靠工作的能力，均需開展大量研究、試驗工作。因此，為突破發動機大范圍推力調節方案和多次起動技術研究，應建立非線性大范圍推力調節模型，開展點火方案、起動關機時序和特性參數等對比研究，獲得推力室和渦輪泵等核心組件的適應性，掌握發動機深度推力調節規律，實現起動、關機過程的品質優化。以我國目前的1200 kN液氧煤油高壓補燃循環發動機為例，現階段實現單機推力調節能力達50%～100%，確保發動機至少4次可靠起動的目標。通過以上途徑建立的發動機深度變推力和多次起動系統如圖19所示[50]。

圖19 深度節流及多次起動液氧煤油發動機的系統組成[50]Fig.19 The system composition of deep throttle and multi-start liquid oxygen/ kerosene engine[50]

3.2 寬速域大空域組合循環動力技術

當飛行器達到Ma5時，進氣滯止溫度可達950℃，此時進氣量將急劇減小，同時壓縮空氣所做的功也將急劇增大，對發動機性能造成較大的影響。而通過在發動機進氣道加裝預冷換熱器/射流預冷裝置可以降低進氣溫度，并在增大進氣量的同時減小渦輪壓氣機的壓縮功，對于擴展飛行器飛行包線以及提高發動機推重比有重要的意義。

預冷組合循環動力是寬速域大空域組合循環動力的理想方案之一，關鍵組成部分是預冷熱交換系統，主要涉及空氣、液氫、氦氣三路循環，具有調節平衡參數多，熱力學變化過程復雜的特點；采用第三流體循環技術，降低了方案難度，但氦氣分子量小、定壓比熱大、聲速大，因此流動換熱和壓縮膨脹過程控制難度高；需突破高效預冷換熱與工藝技術，將1240 K來流空氣冷卻到400 K左右，冷熱端溫差大、換熱功率高、預冷器結構工藝復雜。

預冷組合循環動力的氦循環系統和熱力循環過程分別如圖20和21所示[51]。

圖20 預冷組合循環動力的氦循環系統示意圖[51]Fig.20 The schematic diagram of helium cycle system with pre-cooling combined cycle power[51]

圖21 預冷組合循環動力的氦循環系統熱力循環過程[51]Fig.21 The thermal cycle process of helium cycle system with pre-cooling combined cycle power[51]

圖22 新型爆震燃燒發動機的原理與試車照片Fig.22 The principle and test picture of new detonation combustion engine

3.3 新概念推進與新型推進劑技術

隨著人類探索空間的活動規模不斷擴大，對重復使用運載器的飛行時間、載荷能力的要求不斷提高，先進的新概念推進與新型推進劑技術一直是研究與探索的目標。目前發展的新概念推進主要有新型爆震燃燒發動機(圖22)、電動泵推進以及核熱發動機等；新型推進劑主要有高能推進劑、煤基煤油、致密化液氫以及乙炔氨等，能顯著提高發動機比沖等性能，滿足多次高可靠重復使用的要求。

3.4 發動機健康管理與壽命評估技術

根據統計，動力系統占航天發射故障率的51%，是制約運載器可靠性的瓶頸。因此，應開展發動機狀態監控技術研究，辨識影響發動機壽命的主要影響因素，實時監控發動機及各組件的狀態，確保工作可靠；進行發動機重復使用維護技術研究，采用智能化檢測方法，制定發動機全壽命周期維護流程，確定發動機小修、中修以及大修的方案，綜合評估發動機的健康狀態；開展發動機智能減損控制技術研究，探索減損控制規律，減少關鍵零部組件的損傷增量，延長發動機工作壽命。

3.5 重復使用發動機設計方法與準則

與一次性發動機相比，重復使用發動機在性能、可靠性、安全性、維修性、成本、使用次數和壽命等有更高的要求。因此重復使用發動機設計方法與準則研究，是突破可重復使用推進技術的關鍵。針對發動機失效模式和機理，建立發動機重復使用全壽命周期模型和壽命預估模型形成重復使用設計方法，以及開展重復使用發動機的指標體系研究，形成發動機及核心組件的重復使用設計準則和設計流程。

3.6 發動機先進材料和智能制造技術

隨著高密度發射常態化和重復使用動力的發展，傳統的材料應用和制造方式逐漸無法適應新的需求，急需推動先進材料在發動機上的應用和開展發動機智能制造技術研究，革新研制模式。應積極引入碳纖維增強復合材料、耐高溫抗氧化抗沖刷熱防護材料等，減輕發動機的結構質量，提高工作可靠性；應用增材制造、智能裝配等先進技術，提高復雜精密構件的設計、制造水平。如發動機噴注器采用增材制造技術，則無需進行噴嘴和噴注器盤之間異種金屬材料的擴散釬焊連接，可以大幅減少中間工序和零部組件的數量，實現噴注器整體結構的一次成型，顯著降低生產成本和加工復雜度，提高發動機的可靠性。

3.7 重復使用發動機熱防護技術

對于重復使用發動機，大氣再入減速時噴管尾焰反流嚴重，會對部件表面產生氣動力、氣動熱作用，使部件產生結構應力、熱應力，這些都會改變結構原有的應力分布，影響發動機的重復使用次數。應開展再入返回過程的發動機熱環境仿真研究，對敏感組件進行熱環境試驗，進行氣動力、氣動熱效應測量，確定熱影響薄弱環節，制定發動機熱防護方案。開展低密度防熱復合材料的研究工作，如密度低于2 g/cm3的填料增強酚醛樹脂、環氧樹脂或有機硅彈性體等具有燒蝕防熱功能的復合材料。

獵鷹9火箭一級回收時的熱環境和某型發動機飛行熱環境仿真結果分別如圖23和24所示。

圖23 獵鷹9火箭一級回收的熱環境[9]Fig.23 The thermal environment of Falcon 9 rocket primary recovery[9]

圖24 某型發動機飛行熱環境仿真結果Fig.24 The simulation results of thermal environment for a certain type of engine

4 中國重復使用動力技術發展

4.1 研究現狀

21世紀初，我國開始進行重復使用動力基礎技術研究，如長壽命熱力組件研究、渦輪泵減振技術研究、重復使用自動器適應性研究以及狀態監測和評估技術研究等，取得了較大的突破，為后續可重復使用動力的工程研制奠定了技術基礎。

在運載火箭動力方面，目前，1200 kN高壓補燃循環液氧煤油發動機已完成連續5次試車、單機累計試車時間超過10倍額定工作時間，發動機具有重復使用的潛力，如圖25所示。

為進一步提高重復使用運載器的性能，我國提升了現役兩型液氧煤油發動機(1200k N高壓補燃循環液氧煤油發動機和180 kN高空起動補燃循環液氧煤油發動機)的性能，開展了1250 kN泵后擺液氧煤油發動機和二級狀態、以及180 kN多次起動液氧煤油發動機的研制工作。

1250 kN泵后擺液氧煤油發動機及其二級狀態是中國首型大推力高壓補燃循環泵后擺發動機(圖26)，以1200 kN液氧煤油發動機為基礎，進行了推力提升、泵后搖擺、大面積比噴管、低入口壓力起動、綜合性能與可靠性提高等改進。只用了不到兩年的時間，就已成功進行了500 s長程熱試車。

圖25 1200 kN高壓補燃循環液氧煤油發動機Fig.25 1200 kN high pressure staged combustion LOX/kerosene rocket engine

圖26 1250 kN泵后擺液氧煤油發動機及其二級狀態Fig.26 The 1250 kN Post Pump Swing LOX/kerosene Engine and its Second-stage State engine

180 kN多次起動液氧煤油發動機以現有180 kN液氧煤油發動機為基礎，改進發動機起動、點火等系統，具備多次起動能力，對火箭提高運載能力、拓寬發射任務具有重要的意義。

4.2 未來發展規劃

我國的重復使用天地往返運輸系統動力技術發展戰略可分為近期——基于液氧煤油發動機的重復使用驗證、中長期——基于新研動力的重復使用以及遠期——基于組合循環動力的重復使用技術三個階段。

4.2.1 近期——基于液氧煤油發動機的重復使用驗證

在以液氧煤油發動機為動力的近期重復使用驗證方面，基于1200 kN和180k N液氧煤油發動機的成熟平臺，突破推力深度調節與多次起動、健康管理與壽命評估等關鍵技術，支撐以新一代運載火箭為基礎的重復使用運載器飛行演示，實現落區可控、降低發射成本、推動重復使用技術發展的目標。

4.2.2 中長期——基于新研動力的重復使用

根據我國重復使用天地往返運輸系統的發展戰略，2030年完成火箭動力的兩級入軌天地往返飛行器飛行試驗，形成重復進出空間能力。可研制2000 kN全流量補燃循環液氧烴類發動機(圖27)，作為我國2030年的天地往返運輸系統主動力。

圖27 2000 kN全流量補燃循環液氧烴類發動機及其系統組成方案Fig.27 The 2000 kN LOX/ methane full staged combustion cycle engine and its system composition

為滿足重復使用動力的要求，該發動機采用全流量補燃循環，推力室為氣—氣燃燒，大范圍變工況燃燒穩定性好；自帶健康管理系統，具備故障診斷和智能減損功能；采用全自身增壓方案，氧貯箱和燃料貯箱增壓介質由發動機提供；發動機性能高，海平面比沖330 s，推力調節范圍30%～100%，重復使用50次以上。

4.2.3 遠期——基于組合循環動力的重復使用技術

根據中國天地往返運輸系統的要求，開展重復使用組合循環發動機技術攻關、演示飛行，以兩級入軌運載器為目標，2040年前實現工程應用。

我國已提出了預冷組合發動機的新型方案——PATR發動機[52]，如圖28所示。PATR發動機主要由可調進氣道、氦/空氣預冷器、空氣壓氣機、氦壓氣機、氫/氦換熱器、氦空氣渦輪、氦/氫渦輪、液氫泵、氫/氦渦輪、火箭發動機推力室、沖壓燃燒室及相應的燃油控制系統等主要組件組成。發動機地面推力為500 kN，平均比沖不小于3500 s，工作高度在0～30 km以內。

圖28 預冷組合動力新型方案PATR發動機的系統組成[52]Fig.28 The system composition of PATR engine with new pre-cooling combined power[52]

目前，針對該方案，已開展了氦循環系統特性研究，研制了圓形預冷器、氫氦換熱器、氦氣燃氣換熱器、氦氣渦輪機的試驗件，并進行了空氣預冷器流阻試驗及換熱試驗。

5 結束語

1)火箭發動機具備重復使用工程應用的能力，現階段重復使用運載器應以火箭動力為主；組合循環動力具有很好的發展潛力，可應用于遠期重復使用運載器。

2)選用密度比沖大、成本低、無毒環保液氧烴類發動機實現運載器一級和助推級的回收再利用是最佳運輸效益的理想選擇。

3)持續深入地開展新概念動力的基礎研究，拓展新型推進劑的應用范圍，推動特種新材料的開發及應用研究，突破先進高效的發動機制造工藝，更好地支撐重復使用動力技術的發展。