30 kN上面級液氧甲烷發動機方案

趙海龍，張成印，曹紅娟，程圣清

(北京航天動力研究所， 北京 100076)

0 引言

上面級是指在基礎級運載火箭或運載器上增設的一級或多級[1]。上面級相對獨立，工作模式和技術特點介于運載火箭與航天器之間：任務周期長，承受的空間環境近于航天器[2]；任務模式多、適應性強，發動機需要進行多次起動。但與航天器相比，上面級的軌道機動能力更強，發動機推力更大。上面級可將現有航天器直接發射入軌或大幅節省變軌時間，未來月球和火星等天體探測任務需要將探測器、衛星和飛船等航天器直接送入環天體軌道，采用高性能上面級可以減少運載火箭末級入軌的質量，與大型火箭組合后可以大幅提高運載能力。

美國的半人馬座、歐洲的EPS以及低溫上面級ESC—A/B、俄羅斯的微風以及弗雷蓋特和KVRB等都是現役的上面級，均具備多星多軌道發射能力，可用于快速組網。我國為拓展現有運載火箭的工作能力，先后成功研制了遠征系列YZ—1、1A、2、3上面級[3]，這些上面級的主發動機使用常規推進劑，都存在推力及性能偏低和任務適應性不足的問題。我國日益擴展的空間活動，要求上面級具備高性能(比沖大于360 s)、長期在軌以及較高軌道機動能力。相應地，上面級主發動機需具有如下能力：①比沖高；②多次起動能力；③空間可長期貯存；④高可靠性[4-6]。

本文針對未來先進上面級發動機技術發展的需求，分析了液氧/甲烷推進劑組合的技術特點，對比了發動機系統循環方式，提出了閉式膨脹循環液氧/甲烷發動機系統方案，并介紹了30 kN液氧甲烷發動機系統、推力室、渦輪泵和發動機總裝產品的技術方案和研究進展。

1 液氧/甲烷的特點

液氧甲烷推進劑組合兼具氫氧和液氧煤油的優點，除無毒無污染外還具有以下特點：①推進劑理論比沖高，相同室壓和面積比下，比沖較液氧煤油高約10 s、較液氫液氧低約90 s，密度比沖較液氧煤油低約60 s、較液氫液氧高約130 s；②甲烷結焦溫度高(950 K)、冷卻性能好、吸熱做功能力強，可用于膨脹循環系統；③甲烷沸點低，飽和蒸汽壓高，可實現貯箱自生增壓，同時易于發動機箱壓自身起動；④空間可貯存且液氧、甲烷的溫區接近，適應長期在軌應用，可使用共底貯箱；⑤可作為主動力和輔助動力系統的共用推進劑，減少火箭推進劑種類。液氧甲烷推進劑非常適用于長期在軌上面級主發動機[7-13]。

2 發動機系統方案

發動機的性能、技術難度、試驗方法、制造工藝和研發費用取決于系統循環方式，目前主動力發動機的系統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，幾種系統循環方式的對比如表1所示。

表1 系統循環方案對比

對比3種循環方式可知，膨脹循環系統設置更為簡單、比沖性能和固有可靠性高、可實現多次起動和推力調節，同時膨脹循環發動機國內技術基礎較好、研制周期和成本可控，是低溫上面級發動機的首選方案[14-16]。

液氧甲烷上面級膨脹循環發動機系統原理如圖1所示，系統采用單推力室+串聯雙渦輪泵方案。液氧和甲烷分別經渦輪泵增壓，增壓后的甲烷全流量進入推力室再生冷卻身部，吸熱汽化的甲烷氣體經過甲烷渦輪和氧渦輪，膨脹做功后的甲烷與氧泵增壓后的液氧進入推力室混合燃燒。膨脹循環的上面級發動機總體布局如圖2所示，可以看到膨脹循環發動機系統簡單、布局結構緊湊。

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

圖2 發動機總體布局示意圖Fig.2 Schematic layout of LOX/methane engine

根據總體的技術要求，確定發動機的主要設計指標，運用質量、能量和動量守恒原理，可計算得出發動機的系統參數，30 kN液氧甲烷上面級發動機的主要設計參數如表2所示。系統參數也是各組件設計的依據，圍繞閉式膨脹循環的系統方案，開展了系統、組件和總裝結構的詳細方案設計，并完成了氣氧氣甲烷火炬式電點火器、推力室、渦輪泵和總裝結構等關鍵組件的產品研制和試驗驗證工作，取得了階段性成果，初步驗證了系統和組件方案的可行性。火炬式點火器方案在參考文獻[14]中作了詳細介紹，該火炬點火器點火室壓1.0 MPa，氣氧氣甲烷總流量20 g/s，混合比3∶1，已共計參加19次縮比噴注器和2次全尺寸推力室擠壓熱試驗，全部實現成功點火，充分驗證了方案的合理可行性。本文重點介紹推力室、渦輪泵和總裝結構的技術方案和研究進展。

表2 30 kN液氧甲烷上面級發動機主要參數

3 推力室

3.1 推力室總體

推力室由頭部、再生冷卻身部和噴管延伸段組成，如圖3和圖4所示。甲烷從入口集合器進入再生冷卻身部，在夾套逆流進行再生冷卻，吸熱汽化后的甲烷從推力室頭部的出口集合器流出，作為驅動渦輪泵的工質。液氧和做功后的甲烷最終進入推力室頭部從噴注器噴出，在燃燒室內充分混合并經點火器點燃，燃燒膨脹加速從噴管噴出產生推力。

圖3 推力室身部和噴管延伸段示意圖(單段式再生冷卻方案)Fig.3 Combustion chamber and nozzle extension(single-stage regenerative cooling design scheme)

圖4 推力室Fig.4 Combustion chamber

3.2 推力室頭部

推力室頭部采用三底兩腔的結構方案，甲烷腔位于液氧腔和燃燒室之間，如圖5所示。一底是滲透率為5%的發汗面板，分隔甲烷腔和燃燒室，少量滲透的甲烷通過發汗面板對其進行冷卻，可降低一底積碳或燒蝕風險；二底為不銹鋼結構，分隔甲烷腔和液氧腔；三底頂蓋為不銹鋼結構，作為主要的承力結構。

噴注器采用等混合比和等流強設計，中心安裝點火器的引火管，90個噴注單元呈5圈同心圓排布，噴嘴為同軸渦流離心方案，如圖6所示。由于發動機推力較小，并且燃燒室為氣液燃燒，所以未設計燃燒穩定裝置。

圖5 推力室頭部示意和產品Fig.5 Top of combustion chamber

圖6 噴嘴和噴注器產品照片Fig.6 Nozzle and injector

3.3 再生冷卻身部

系統要求再生冷卻身部溫升不小于380 K，流阻不大于2.9 MPa，起動不小于20次。借鑒氫氧發動機的成熟技術，身部采用單段式再生冷卻結構、溝槽銅合金內壁/電鑄鎳外壁的方案，如圖7所示。身部的圓柱段長度350 mm，直徑150 mm，喉部直徑75 mm，截斷面積比為12，喉部溝槽通道數為120，圓柱段和擴張段的通道數為240，綜合考慮了溫升、流阻和夾套壽命因素。燃燒室的特征長度為1.75 m，燃氣停留時間為2.34 ms，最高氣壁溫為720 K，充分考慮了地面試車燃氣不分離以及輻射冷卻噴管的安全性。膨脹循環發動機需要較長的燃燒室對甲烷進行充分加熱，這就決定了燃燒室的特征長度和燃氣停留時間較大。大特征長度可提高燃燒效率，但同時增加了推力室的結構長度和質量[17-19]。

圖7 推力室身部Fig.7 Body of combustion chamber

3.4 推力室短噴管擠壓試驗

推力室擠壓試驗系統示意如圖8所示，試驗臺擠壓供應的液氧經過流量計和汽蝕管進入發動機，經氧主閥進入推力室液氧集合器，在氧主閥上游設置泄出閥，用于預冷和關機泄出。液甲烷經過流量計和甲烷汽蝕管進入發動機，經甲烷主閥進入推力室再生冷卻夾套，換熱后的氣甲烷經音速噴嘴進入推力室甲烷集合器，在甲烷主閥前設置甲烷泄出閥，用于預冷和關機泄出。液氧和甲烷的流量通過設置汽蝕管來控制，在夾套后的音速噴嘴來模擬夾套出口壓力，點火采用文獻[14]中介紹的氣氧/氣甲烷火炬式電點火系統。

圖8 推力室擠壓試驗系統示意圖Fig.8 Combustion chamber extrusion test system

推力室擠壓試驗時間為50 s，首次試驗為確保產品安全，選擇了較低的混合比2.85，試驗設計參數如表3所示。試驗的起動過程平穩迅速，主級工作段監測參數正常，試驗現場如圖9所示。試車后噴注器面板發生輕微高溫變色并有少量積碳，噴嘴表面光潔、無燒蝕、狀況良好，燃燒室內壁光滑，圓柱段內壁略有高溫變色，喉部前端有少量積碳，如圖10所示。

表3 試驗設計參數

圖9 推力室工作照片Fig.9 Combustion chamber

圖10 推力室試車后Fig.10 Combustion chamber after test

噴注器面板上設置了2個速變壓力測點，可獲得近似室壓，噴注面壓力曲線如圖11所示。通過試驗數據分析可知：試驗數據與試驗設計參數高度吻合，室壓的波動與主補增貯箱箱壓的波動相一致，屬正常現象；試驗獲得了同軸渦流離心噴注器燃燒起動加速性，點火延遲為0.35 s，點火器與推力室工作協調；推力室主級工作全程平均燃燒效率為0.986。如果噴管效率為0.96、面積比為120，推力室真空比沖可達363.2 s；如果混合比為3.2，再生冷卻夾套甲烷溫升可達到410 K，可為系統調節提供的裕量不低于10%。

圖11 噴注面壓力曲線Fig.11 Pressure curve of injection surface

4 渦輪泵

4.1 渦輪泵總體

渦輪泵是泵壓式液體火箭發動機中渦輪和泵組合的總稱，推進劑的流量和揚程由渦輪泵來保證，是發動機名副其實的“心臟”。渦輪泵的方案初步設計與發動機方案論證同步開展，30 kN液氧甲烷發動機的渦輪工質流量僅為1.5 kg/s左右，不適宜分流并聯。綜合考慮性能、技術難度和研制周期等因素，沿襲我國成熟氫氧發動機的布局方案，采用雙渦輪泵串聯布局方案如圖12所示。

圖12 甲烷(左)和液氧(右)渦輪泵示意圖Fig.12 Methane (left) and liquid oxygen (right) turbo pumps

液氧和甲烷渦輪泵都采用亞音速部分進氣沖擊式軸流渦輪；泵與渦輪同軸，泵端組合使用誘導輪和單級離心輪，提高了泵的氣蝕比轉速，可有效改善泵的抗氣蝕性能；由于轉速較低，軸系采用剛性轉子，增加了重復使用的可靠性；軸承和密封都借用了現有氫氧發動機的產品，這里不再多做介紹[20-22]。

4.2 渦輪泵介質試驗

液氧和液甲烷都屬低溫液體，地面狀態下極易汽化蒸發，為減少泵端的預冷時間，渦輪泵裝配測試完成后進行了簡易發泡熱防護，如圖13所示。

圖13 甲烷(左)和液氧(右)渦輪泵照片Fig.13 Methane (left) and liquid oxygen (right) turbo pumps

為了獲得渦輪泵綜合性能，分別進行了2輪甲烷渦輪泵和3輪液氧渦輪泵介質試驗，渦輪工質均為高壓常溫氮氣，泵介質為液氮。通過系列試驗，獲得了渦輪泵的性能參數和起動特性，甲烷和液氧渦輪泵效率—轉速曲線如圖14和圖15所示。通過試驗數據分析，推算至氣甲烷作為渦輪泵工質，泵端分別為液氧和液甲烷的工況下，渦輪泵基本滿足系統設計指標。

圖14 甲烷渦輪泵效率—轉速曲線Fig.14 Efficiency—speed curve of methane turbo pump

圖15 液氧渦輪泵效率—轉速曲線Fig.15 Efficiency—speed curve of liquid oxygen turbo pump

針對試驗過程中暴露出的技術問題，及時對產品進行了改進和試驗驗證，主要包括：甲烷渦輪泵浮動環軸套Cr2O3涂層在試驗中脫落，試驗后將軸套的表面處理改為氮離子注入工藝，試驗考核證明可有效避免涂層脫落造成多余物風險；氧渦輪泵起動力矩偏大，試驗后減小了端面密封的壓縮量，試驗考核證明該措施可有效解決起動力矩偏大的問題。試驗驗證了改進后的產品狀態良好，具備配套發動機系統試驗能力。

同時，試驗數據表明甲烷渦輪泵的效率偏低。分析認為，主要原因是渦輪泵內回流和軸承冷卻泄漏流量占比偏高，導致泵端體積效率偏低。后續可重新進行泵內流場的設計，解決泵端分流占比偏高的問題，并可以通過適當提高渦輪泵轉速或放大葉輪直徑等手段進行綜合治理，以進一步優化渦輪泵的性能。

5 發動機總裝集成

利用新研制的推力室、渦輪泵、主閥和火炬點火器，借用成熟發動機的地面試驗機架和其他閥門產品，集成裝配了發動機全系統原理樣機，并完成了發動機全系統試驗方案設計，具備了開展發動機系統試驗研究的條件。發動機全系統原理樣機總裝布局示意圖及照片如圖16所示，采用以推力室為中心總體布局結構，甲烷渦輪泵和液氧渦輪泵分置于推力室兩側，控制器及閥門控制盒等附件安裝在機架上[23]。

圖16 30 kN液氧甲烷上面級發動機全系統原理樣機Fig.16 Schematic prototype of the 30 kN upstage LOX/methane engine

6 結論

1)液氧甲烷推進劑性能較高、空間可貯存、重復使用性好、制備簡單，非常適用于長期在軌上面級發動機；閉式膨脹循環發動機系統設置簡單、性能和固有可靠性高、易于多次起動和變推力調節，是長期在軌上面級動力系統方案的首選。

2)開展了推力室和渦輪泵等發動機核心組件的設計、生產和試驗驗證，試驗結果初步證明了發動機系統及組件方案的可行性。

3)完成了發動機全系統原理樣機總裝和演示試驗方案設計工作，為深入開展發動機系統技術研究打下了良好基礎。后續將開展發動機全系統原理演示試驗飛行狀態閥門產品的研制配套和現有組件的改進，并可基于此發動機平臺開展深度變推力調節技術驗證。