藍箭航天液氧甲烷發動機研制進展

張小平，嚴 偉

（藍箭航天空間科技股份有限公司，北京 100176）

0 引言

隨著科學技術的發展，航天技術正在由探索空間的“事業”向利用空間的“產業”發展。在美國國家政策支持下，Space X 等公司獲得巨大成功，憑借其獵鷹9 火箭及其Merlin 1D 發動機占據了國際商業發射市場的大部分份額。在發展過程中，Space X高度注重發動機的研制和改進，通過持續改進發展了Merlin 1A、B、C、D 四代發動機，實現了發動機與運載火箭的重復使用。為了滿足未來發展的需求，Space X 和Blue Origin 兩家美國商業航天公司正在分別研制Raptor 和BE-4 液氧甲烷可重復使用發動機，其技術水平達到了新的高度[1-4]。

為響應國家創新驅動發展戰略和軍民融合發展戰略，2015 年以來我國多家商業航天公司競相成立[5]，規劃發展了小型固體運載火箭、中小型液體運載火箭及其液氧甲烷發動機或者液氧煤油發動機，這將成為我國航天發展的有力補充，提高我國在商業航天市場上的競爭力。

藍箭航天空間科技股份有限公司（簡稱藍箭航天）成立于2015 年，組建了一支不忘初心、有志于中國航天的研發團隊，主要從事液體火箭發動機、運載火箭及其分系統研制。成立以來，藍箭航天繼承和發揚我國傳統的航天精神，堅持以國為重、航天報國的原則，2017 年10 月開始論證、研制80 t 級和8 t 級兩型液氧甲烷發動機。

目前，藍箭航天建成了湖州制造基地和液體火箭發動機試車臺，形成了質量管理體系，具備了液體火箭發動機的設計、制造、冷態試驗、組件高壓熱試驗和整機熱試車的各種能力，完成了80 t 級和8 t級兩型液氧甲烷發動機整機試車，驗證了關鍵技術突破的有效性，將為我國商業航天發展提供新的動力。

本文介紹了藍箭航天液氧甲烷發動機的推進劑選擇、推力選擇、總體技術方案、性能指標、技術創新點、用途和研制情況。

1 藍箭航天液氧甲烷發動機研制情況

1.1 推進劑研究與選擇[6-11]

推進劑的選擇對液體火箭發動機影響重大。目前，世界各國有毒的常規推進劑已處于逐步淘汰的過程中，不應作為商業火箭主動力的選擇。無毒推進劑主要包括液氧/液氫、液氧/煤油和液氧/甲烷。液氧/液氫比沖最高，但密度很低，加之液氫成本高昂，更適用于上面級發動機；液氧/煤油和液氧/甲烷密度比沖高，更適用于助推級、一級和二級發動機。

液氧/煤油是傳統的推進劑，典型型號包括俄羅斯的RD-107/108、RD-170、RD-180、RD-191 等，美國的F-1、Merlin 1D，中國的YF-100、YF-115 等，廣泛用于各種一次性運載火箭。SpaceX 公司的Merlin 1D 發動機實現了重復使用，但由于性能、重復使用壽命、使用維護性等原因，該公司的后續型號Raptor 發動機已改用液氧/甲烷。

液氧/甲烷是近20 多年來快速發展的推進劑，21 世紀以來美國、俄羅斯、歐洲、日本均進行了研究，美國SpaceX 公司、Blue Origin 公司已選擇其用于下一代可重復使用發動機。液氧/煤油和液氧/甲烷的特性對比如下：

1）密度比沖。相同設計條件下，液氧/甲烷的組合密度比液氧煤油低20%；液氧/甲烷的理論比沖比液氧/煤油高約3%，燃燒效率高約1%，實際比沖高約15 s。由于比沖是強影響因素，綜合考慮后，兩種推進劑組合對火箭的影響不大。

2）來源與成本。航天煤油來自石化產品，國內主要由克拉瑪依煉油廠提供，價格約15 元/kg；國內外多個產地的液化天然氣中甲烷含量在95%以上，雜質主要為乙烷和丙烷，總硫含量在1×10ˉ6以下，對發動機性能影響很小，可以直接用于液體火箭發動機，價格約6 元/kg，國內多地可實現次日送達。2000 年前，液化天然氣尚未大規模使用，需要航天公司獨自負責生產、運輸、貯存，成本很高，這也是之前液氧/甲烷發動機沒有得到發展的主要原因之一。

3）冷卻特性。大型液體火箭發動機推力室內溫度高達3 500 K 左右，必須采用推進劑進行冷卻，推進劑的冷卻性能制約著發動機的可靠性、成本和壽命。煤油的結焦溫度為560 K，比熱為1 980 J·kgˉ1·Kˉ1，黏度 為1 964×10ˉ6Pa·s；甲烷的結焦溫度為950 K、比熱為3；496 J·kgˉ1·Kˉ1，黏度為127×10ˉ6Pa·s，甲烷均大幅優于煤油，綜合冷卻性能是煤油的3 倍以上。因此，甲烷更適合推力室的冷卻，特別是長壽命的可重復使用發動機。

4）使用維護性。使用維護性對運載火箭的發射成本和發射周期影響較大。煤油為常溫推進劑，便于貯存、運輸和加注，適用于一次性使用；但對于重復使用火箭則需要進行大量的清洗工作，同時清洗劑存在環保問題。甲烷為低溫推進劑，貯存、運輸和加注與液氧相似，比煤油復雜；但對于重復使用火箭，回收后液氧和甲烷均可快速蒸發，無需處理，24 h 內可再次飛行。

5）對火箭的影響。甲烷的沸點為112 K，液氧沸點90 K，相差較小，可以方便地采用共底貯箱，有效縮短貯箱長度、減輕箭體重量，從而增加火箭的運載能力，降低發射成本。液氧和甲烷均為低溫推進劑，火箭貯箱可以采用自生增壓，降低成本。

綜上所述，液氧/煤油更適用于一次性使用火箭，液氧/甲烷是目前重復使用火箭的發展方向和最佳選擇。鑒于此，藍箭航天選擇采用液氧甲烷推進劑。

1.2 發動機推力選擇

發動機的推力選擇主要考慮其用途，即火箭及其應用市場。發動機推力和火箭方案選擇的是否合理，將嚴重影響其應用前景。我國CZ-2/3/4 系列運載火箭及其YF-20 系列發動機頂層規劃堪稱完美，以一型主發動機和一型游機組成火箭一、二級動力，發動機品種少、效率高，成本在獵鷹9 火箭大幅降低價格之前為世界最低，50 年來支撐著中國航天的發展，是國之脊梁。

我國商業航天火箭發動機的選擇需要重點考慮火箭未來的市場前景和我國的技術基礎、研制體系、基礎設施等。根據商業發射市場分析，未來中、小、微衛星市場龐大，需要火箭具有1 t 以上700 km SSO 軌道的運載能力。我國目前運載火箭的技術體系是2.25、3.35 和5 m 直徑。2.25 m 直徑的火箭運載能力過小，難以取得盈利；5 m 直徑的火箭規模過大，對于初創的商業航天來說研制經費難以支持；因此，商業航天最佳選擇是3.35 m 直徑的火箭，5 m 直徑的火箭作為未來發展的選擇。

對于商業航天公司，較佳的選擇是先發展技術難度較低的一次性使用火箭，然后發展難度較大的可重復使用火箭。藍箭航天的選擇是先發展3.35 m 直徑的中型火箭，按照3.35 m 直徑火箭的允許高度，確定液氧甲烷火箭的起飛質量和起飛推力。藍箭航天的發動機海平面推力優化選擇為67 t，用于二級的發動機采用大面積比噴管，真空推力為80 t。為了滿足二級火箭姿態控制的需求，提高兩級火箭的運載能力，火箭二級采用1 臺4 推力室的游動發動機，真空推力8.2 t。未來發展三級火箭時，可以將8 t 級發動機的4 臺推力室改為1 臺大面積比推力室，形成8.8 t 推力的三級發動機。同時，80 t 級發動機具備重復使用的能力，未來可以在5 m 直徑內布置9 臺，形成大型可重復使用火箭的動力。

藍箭航天主發動機推力選擇80 t，適用于中型和大型運載火箭，滿足火箭一級和二級的需求，具有非常良好的應用前景。

1.3 發動機循環方式選擇[6]

動力循環方式是發動機最關鍵的技術路線，主要包括燃氣發生器循環、補燃循環以及膨脹循環等。

燃氣發生器循環系統簡單、壓力低，對材料、工藝的要求低，研制難度較低、周期較短、投入較少、成本較低、性能適中，更適合規模較小的商業航天公司。同時，更為重要的是發動機的力、熱環境較好，便于實現重復使用。

補燃循環包括富氧補燃、富燃補燃和全流量補燃，其比沖性能比燃氣發生器循環高約10%，但系統復雜，壓力是燃氣發生器循環的幾倍，研制難度大、周期長、投入多、成本高，更適合大型航天公司。補燃循環也可實現重復使用，但由于力、熱環境非常復雜，研制難度大。

膨脹循環分為開式膨脹循環和閉式膨脹循環，一般用于液氧液氫發動機。這是由于氫的分子量只有2，渦輪的做功能力較強。對于液氧甲烷發動機，甲烷的分子量為16，渦輪的做功能力遠低于氫，如采用膨脹循環則發動機比沖很低，因此，液氧甲烷發動機不適宜采用膨脹循環。

通過上述分析，藍箭航天兩型液氧甲烷發動機均采用燃氣發生器循環。

1.4 發動機總體方案

藍箭航天80 t 級液氧甲烷發動機采用燃氣發生器循環，單臺推力室、同軸式渦輪泵、泵后搖擺、火藥點火（后期采用火炬點火實現多次點火）、分級起動、自生增壓。8 t 級發動機采用4 臺推力室，其余系統配置與80 t 級發動機相同。兩型發動機主要系統組成如下。

氧化劑供應系統：由主系統和副系統組成，包括氧泵、氧主閥、氧副閥、推力調節閥、節流圈及相應管路等組成。

燃料供應系統：由主系統和副系統組成，包括燃料泵、燃料主閥、燃料副閥、混合比調節閥、節流圈及相應管路等組成。

燃氣系統：由推力室、燃氣發生器、燃氣導管、渦輪及排氣管組成。主要功能是驅動渦輪做功，為氧換熱器提供加熱熱源，組織燃燒產生推力。

控制與吹除系統：由控制氣瓶、吹除氣瓶、自鎖電磁閥、控制電磁閥及相應管路、電纜等組成。主要功能是控制閥門的打開、關閉，并提供吹除氣源。

點火起動系統：由火藥點火器、火藥起動器及相應電纜等組成。主要功能是在發動機起動時，帶動渦輪泵起旋，點燃推力室、燃氣發生器中的推進劑。

預冷回流/泄出系統：主要由吹除單向閥、節流圈、預冷泄出閥、預冷回流閥及相應管路組成。主要功能是發動機預冷時完成推進劑的回流、泄出與排放。

貯箱增壓系統：由氧自生增壓系統和燃料自生增壓系統組成，包括增壓氣蝕管、增壓單向閥、節流圈、換熱器及相應管路等組成，主要功能是為貯箱提供增壓氣源。

調節系統：由推力調節閥、混合比調節閥和控制電機組成。通過電機運轉，改變調節閥的流通面積，調節系統流量和壓力，實現推力和混合比調節。

推力矢量控制系統：由常平座、軟管和伺服機構組成。通過伺服機構控制推力室擺動，從而控制推力方向。

熱防護系統：由隔熱包覆層等組成，主要功能是對低溫及高溫部件進行包覆，減少低溫部件和高溫部件的熱傳導。

1.5 發動機主要性能

發動機主要性能參數見表1。

表1 發動機主要性能參數Tab.1 Technique targets of the engine

2 發動機技術創新點

藍箭航天以國內外和行業內外的最新技術為基礎，勇于創新，突破并采用了一系列先進技術，主要包括：

1）80 t 發動機是國內首臺作為工程型號的液氧甲烷可重復使用發動機，相關技術代表著航天主動力的發展方向，研發的故障診斷、使用維護技術已在多次試車中得到初步應用。

2）大型泵壓式液體火箭主發動機大范圍推力調節技術，設計調節范圍50%～110%，具備分級起動功能，達到國內先進水平。

3）液氧甲烷高效穩定燃燒技術，推力室燃燒效率達到0.985，燃燒室脈動壓力低于0.1 MPa，達到國際一流水平。

4）大型噴管激光焊接技術，此項技術為國內首創，達到國際領先水平。

5）高效率低溫泵技術，設計中采用了先進的仿真技術，氧泵效率0.80，甲烷泵效率0.72，振動幅值小于50 g，達到國際先進水平。

6）渦輪泵流體動壓密封技術，此項技術是發動機重復使用的關鍵之一，具有低泄漏、零磨損、適應多次起停等特點。

7）高精度高壓低溫調節器技術，調節器由電機、控制儀驅動，實現低溫發動機推力和混合比無級調節。此項技術是實現發動機大范圍推力調節和運載火箭回收的關鍵，為國內首創。

8）采用新型密封結構的低溫閥門技術，在國內液體火箭發動機低溫閥門中首次采用泛塞封動密封技術，大幅降低了閥門的制造成本，縮短了制造周期。

9）泵后搖擺技術，相比傳統的泵前搖擺技術，藍箭航天立足最新技術，采用泵后搖擺方案，可有效減小搖擺力矩和搖擺空間，實現單向搖擺、雙向搖擺。

10）過冷推進劑技術，瞄準發射場和火箭的工程應用，將采用過冷液氧和甲烷，以提高發動機和火箭性能。

3 發動機的用途

兩型液氧甲烷發動機主要用于藍箭航天朱雀二號系列運載火箭，該火箭繼承傳統的3.35 m 直徑，基本型為兩級方案，未來拓展為三級方案，一級采用4 臺80 t 發動機，二級采用1 臺80 t 發動機和1臺8 t 發動機，三級采用1 臺8 t 發動機。朱雀二號運載火箭兩級狀態的LEO 軌道運載能力為4 t、500 km SSO 軌道運載能力為2 t，三級狀態的LEO 軌道運載能力為6 t。將兩個一級捆綁為助推后，LEO 軌道運載能力可達17 t。

對于可重復使用運載火箭，可以在5 m 直徑內布置9 臺80 t 發動機，或者在3.8 m 內布置5 臺，形成可重復使用航天動力裝置。

4 研制進展

按照“動力先行”的原則，2017 年10 月開始論證和研制兩型液氧甲烷發動機。2019 年5 月，完成了80 t 發動機80%工況20 s 整機試車，完成模樣研制。2019 年7 月，完成了80 t 發動機100%工況100 s 整機試車，試車中發動機海平面推力設計值為658 kN、實測值為667 kN，海平面比沖設計值為283.5 s、實測值為284.5 s，推力室室壓設計值為10.0 MPa、實測值為10.1 MPa，試車照片如圖1 所示。

圖1 藍箭航天液氧甲烷發動機試車照片Fig.1 Photograph of Land Space liquid oxygen/methane rocket engine hot test

按照研制計劃，2020 年5 月，將完成極限工況試車、極限邊界條件試車、搖擺試車、長程試車等全面考核，完成初樣階段研制。2020 年，完成可靠性驗證與鑒定試車，具備飛行條件，交付動力系統試車產品，初步形成批產交付能力。2021 年，發動機重復使用次數達到10 次以上。

5 結束語

當前，航天技術正在快速蓬勃發展。響應國家創新驅動發展戰略和軍民融合發展戰略，2015 年以來我國多家商業航天公司競相成立。根據對未來發射市場的研究，藍箭航天選擇80 t 和8 t 兩型液氧甲烷發動機作為發展戰略，發動機均采用燃氣發生器循環、泵后搖擺、分級起動，創新研發了十余項先進技術，預計2020 年具備批生產交付飛行能力，為我國航天發展提供新的動力。