重復(fù)使用運載火箭液體動力技術(shù)發(fā)展

李 斌,李 程,高玉閃,張 淼,呂發(fā)正

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

0 引言

重復(fù)使用是下一代運載火箭的核心特征之一[1-2],可有效降低航天運輸成本,支撐航班化航天運輸系統(tǒng)建設(shè),是實現(xiàn)航天強國的重要標(biāo)志之一,其代表了未來運載火箭更新?lián)Q代的技術(shù)發(fā)展趨勢[3]。空間站運營、衛(wèi)星互聯(lián)網(wǎng)星座建設(shè)對運載火箭需求大、任務(wù)形式相對固化,運載火箭進行重復(fù)使用技術(shù)升級可有效降低航天發(fā)射成本、解決落區(qū)安全,成為未來航天發(fā)射主流趨勢,我國提出了天地往返運輸系統(tǒng)的發(fā)展戰(zhàn)略,其中先進的可重復(fù)使用液體動力技術(shù)是實現(xiàn)重復(fù)使用的關(guān)鍵環(huán)節(jié)[1,4]。

2015年以來,以美國太空探索公司(SpaceX)和藍源公司(Blue Origin)為代表的美國商業(yè)航天公司成功掌握了垂直起降重復(fù)使用運載火箭的關(guān)鍵技術(shù),分別實現(xiàn)獵鷹9和新謝波德運載火箭[5]的垂直起降和重復(fù)使用,使重復(fù)使用運載技術(shù)迅速成為了世界航天界關(guān)注的熱點[6]。2023年,獵鷹9系列火箭成功完成近百次飛行試驗(見圖1);單發(fā)火箭一子級從2020年5月首次服役以來,5年內(nèi)實現(xiàn)19次重復(fù)飛行,兩次重復(fù)飛行最短間隔時間為27天,對世界航天發(fā)射任務(wù)由一次性使用運載火箭到重復(fù)使用運載火箭的發(fā)展具有巨大的推動作用,掀起了重復(fù)使用技術(shù)的研究熱潮,世界各國均加速開展重復(fù)使用運輸系統(tǒng)的研制[7-9]。我國規(guī)劃了重復(fù)使用運載火箭,開展了液氧/煤油、液氧/甲烷重復(fù)使用發(fā)動機研制[10]。

圖1 美國太空探索公司歷年發(fā)射次數(shù)統(tǒng)計Fig.1 Statistics of the launch numbers for SpaceX over the past years

本文重點概述了國內(nèi)外垂直起降重復(fù)使用運載火箭液體動力技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀,分析了垂直起降重復(fù)使用運載火箭發(fā)射和回收全任務(wù)剖面,總結(jié)了垂直起降重復(fù)使用運載火箭動力技術(shù)的特點,包括寬范圍入口壓力多次啟動技術(shù)、大范圍快速高精度推力調(diào)節(jié)技術(shù)[11]、故障診斷及健康管理技術(shù)、狀態(tài)檢測與維修維護技術(shù)等。

1 重復(fù)使用運載技術(shù)發(fā)展概述

1.1 發(fā)展歷程

重復(fù)使用運載技術(shù)研究起源于20世紀(jì)中期,經(jīng)歷了暴風(fēng)雪號、航天飛機的快速發(fā)展,但均未真正達到低成本、快響應(yīng)的重復(fù)使用目標(biāo),直到近幾年,獵鷹9實現(xiàn)了運載火箭一子級重復(fù)使用技術(shù)在商業(yè)航天發(fā)射領(lǐng)域的廣泛應(yīng)用,再次掀起了航天運載器重復(fù)使用的研發(fā)熱潮。重復(fù)使用運載技術(shù)研究主要經(jīng)歷了4個發(fā)展階段[1],發(fā)展歷程如圖2所示。

圖2 重復(fù)使用運載技術(shù)的主要發(fā)展階段Fig.2 The main development stages of reusable launch vehicle technology

第一個階段(1950—1970年),提出重復(fù)使用運載技術(shù)概念并突破關(guān)鍵技術(shù)。20世紀(jì)50—70年代,提出基于近地軌道的重復(fù)使用運載系統(tǒng)設(shè)想,并實施了以X-15[12]、X-20[13]為代表的飛行演示試驗,初步驗證了可重復(fù)使用關(guān)鍵技術(shù)。

第二個階段(1970—1980年),航天飛機研制與飛行應(yīng)用。美國在1972年啟動航天飛機研制[14-15],2011年退役前共研制6架航天飛機,執(zhí)行135次發(fā)射任務(wù)。圖3為航天飛機主動力發(fā)動機(SSME),是第一型真正意義上實現(xiàn)多次重復(fù)使用的液體火箭發(fā)動機,單臺SSME發(fā)動機最多飛行8次[16]。之后由于SSME發(fā)動機重復(fù)使用維護工作復(fù)雜,平均2～3次飛行需更換渦輪泵,未實現(xiàn)低成本的目標(biāo),致使航天飛機在2011年最終退役[17]。

圖3 航天飛機及SSME發(fā)動機Fig.3 Space shuttle and SSME engine

第三個階段(1980—2000年),提出單級入軌運載技術(shù)。該時期對重復(fù)使用運載技術(shù)的研究主要分為兩個方向:①采用吸氣式動力的空天飛機,以美國國家空天飛機(NASP/X-30)[18]和吸氣式高超音速試驗飛行器(Hyper-X)為代表;②采用火箭發(fā)動機為動力的運載器,以三角快帆(DC-X)[19]和冒險星(X-33)[20-21]為代表。圖4為DC-X運載器和RL10A-5發(fā)動機機[22]。之后,由于單級入軌方案遲遲無法突破超燃發(fā)動機、輕質(zhì)貯箱等關(guān)鍵技術(shù),研制計劃被迫取消。

圖4 DC-X運載器及RL10A-5發(fā)動機Fig.4 DC-X launch vehicle and RL10A-5 liquid oxygen and hydrogen engine

第四個階段(2000年至今),研制基于火箭動力的兩級入軌重復(fù)使用運載器。兩級入軌重復(fù)使用運載器的研制主要分為垂直起飛/水平返回式和垂直起降式兩大方向(見圖5)。技術(shù)對比如表1所示。水平返回的帶翼重復(fù)使用運載器具備優(yōu)異的高超聲速飛行能力和快速響應(yīng)能力,可發(fā)展成為具有戰(zhàn)略威懾性的軍用空間飛機,提出了基于火箭動力發(fā)展助推級和軌道級部分重復(fù)使用的兩級入軌飛行器(ARES、RBS、X-37B等[23])和基于吸氣式推進技術(shù)發(fā)展的高超音速巡航飛行器(X-51A等)。火箭垂直起降式方案結(jié)構(gòu)設(shè)計簡單,技術(shù)難度相對較小,受到國內(nèi)外航天企業(yè)廣泛參與,相繼提出了基于垂直起降技術(shù)的重復(fù)使用運載器方案[24-25],典型的垂直起降重復(fù)使用火箭動力有獵鷹9火箭的梅林(Merlin-1D)液氧/煤油發(fā)動機[26-27]、超重-星艦火箭的猛禽(Raptor)液氧/甲烷發(fā)動機[28-29]和新格倫火箭的BE-4液氧/甲烷發(fā)動機[30]。

表1 火箭動力回收方案對比分析Tab.1 Comparative analysis of rocket power recovery scheme

圖5 典型的回收方案Fig.5 Typical recovery scheme

1.2 發(fā)展趨勢

分析重復(fù)使用運載技術(shù)的發(fā)展歷程,有如下趨勢。

1) 單級入軌技術(shù)跨度較大,對動力性能要求較高,短期內(nèi)較難實現(xiàn);垂直起降和垂直起飛/水平返回是當(dāng)前主流方向,其中基于火箭外形的垂直起降技術(shù)繼承性相對較好,通過拓展發(fā)動機相關(guān)功能,研制難度相對較小,且具備回收復(fù)用低成本屬性,受到國內(nèi)外航天企業(yè),特別是商業(yè)航天公司的青睞。

2) 垂直起降重復(fù)使用火箭可選用液氧/煤油發(fā)動機和液氧/甲烷發(fā)動機[10,31],持續(xù)進行現(xiàn)役發(fā)動機功能改進和性能提升,拓展用于重復(fù)使用火箭應(yīng)用場景,實現(xiàn)火箭一子級垂直起降是重復(fù)使用商業(yè)發(fā)展趨勢。

2 垂直起降式重復(fù)使用火箭動力發(fā)展

2.1 發(fā)展現(xiàn)狀分析

垂直起降重復(fù)使用運載火箭成為當(dāng)今航天發(fā)射重要組成部分[32],美國最具代表性的太空探索公司提出了獵鷹9和“超重-星艦”垂直起降重復(fù)使用運載火箭,其中獵鷹9火箭3.66 m箭徑安裝9臺梅林液氧/煤油發(fā)動機[25,33](見圖6),超重助推器9 m箭徑安裝33臺猛禽液氧/甲烷發(fā)動機[34-35](見圖7),星艦飛船(Starship)安裝6臺猛禽發(fā)動機,其中3臺為真空版猛禽發(fā)動機,3臺為海平面版猛禽發(fā)動機。

圖6 獵鷹9及梅林液氧/煤油發(fā)動機Fig.6 Falcon 9 launch vehicle and Merlin 1D liquid oxygen/kerosene engine

圖7 超重-星艦及猛禽液氧/甲烷發(fā)動機Fig.7 Super Heavy-Starship and Raptor liquid oxygen/methane engine

藍色起源提出了新格倫運載火箭[36],一子級按重復(fù)使用25次設(shè)計,8.5 m一級尾艙內(nèi)安裝7臺BE-4液氧/甲烷發(fā)動機(見圖8)。

圖8 新格倫及BE-4液氧/甲烷發(fā)動機Fig.8 New Glenn and BE-4 liquid oxygen/methane engine

中國航天科技集團有限公司提出長征十號甲運載火箭,一子級按重復(fù)使用10次設(shè)計,5 m箭徑安裝7臺130 tf可重復(fù)使用液氧/煤油發(fā)動機[37];面向商業(yè)航天發(fā)射需求,研制了YF-102R重復(fù)使用開式循環(huán)液氧/煤油發(fā)動機[見圖9(a)],定位于中小型商業(yè)運載火箭主動力[38]。

圖9 我國重復(fù)使用發(fā)動機Fig.9 Reusable liquid rocket engines in China

國內(nèi)商業(yè)航天公司相繼提出了基于垂直起降技術(shù)的重復(fù)使用運載火箭,開展了重復(fù)使用液氧/煤油和液氧/甲烷發(fā)動機研制,見表2～表3。其中藍箭提出了朱雀三號運載火箭,一子級按重復(fù)使用20次設(shè)計,4.5 m箭徑安裝9臺TQ-12B液氧/甲烷發(fā)動機;星際榮耀提出了雙曲線三號運載火箭,一子級按重復(fù)使用20次設(shè)計,4.2 m箭徑安裝9臺JD-2液氧/甲烷發(fā)動機;天兵科技提出了天龍三號運載火箭,一子級按重復(fù)使用10次設(shè)計,3.8 m箭徑安裝7臺TH-12液氧/煤油發(fā)動機[見圖9(b)];深藍航天提出了星云一號,4.5 m箭徑安裝9臺雷霆-R1液氧/煤油發(fā)動機。星河動力提出了智神星一號系列運載火箭,其中3.35 m箭徑安裝7臺CQ-50液氧/煤油發(fā)動機,3.8 m箭徑安裝7臺CQ-80液氧/煤油發(fā)動機。東方空間提出了引力二號運載火箭,4.2 m箭徑安裝9臺原力-85液氧/煤油發(fā)動機[見圖9(c)]。

表2 重復(fù)使用液氧/煤油發(fā)動機Tab.2 Reusable liquid oxygen/kerosene engines

表3 重復(fù)使用液氧/甲烷發(fā)動機Tab.3 Reusable liquid oxygen/methane engines

近年來,我國商業(yè)航天公司開展了垂直起降回收驗證試驗(見圖10)。2021年8月—2022年5月期間,深藍航天開展不同高度的星云-M垂直起降驗證飛行;2022年8月,星河動力開展火鳥一號垂直起降回收驗證飛行;2023年11月,星際榮耀開展雙曲線二號SQX-2Y垂直起降驗證飛行;2024年1月,藍箭開展朱雀三號VTVL-1垂直起降回收驗證飛行,計劃2024年開展10 km級VTVL-2垂直起降回收驗證飛行。

圖10 我國商業(yè)航天公司垂直起降回收驗證試驗Fig.10 VTVL recovery tests of Chinese commercial aerospace companies

2.2 任務(wù)剖面分析

垂直起降重復(fù)使用火箭可選擇“返回原場”和“不返回原場”兩種回收方式,運載能力損失分別約55%和30%[39],為減小運載能力損失一般選擇“不返回原場”回收方式,獵鷹9火箭一般采用海上駁船實現(xiàn)回收,相較于一次性使用火箭,垂直起降重復(fù)使用火箭任務(wù)剖面分為上升段、返回著陸段及回收處理段,典型任務(wù)剖面如表4所示。

表4 典型回收任務(wù)剖面Tab.4 Typical recovery task profile

1) 上升段:點火起飛至載荷入軌,此段時間內(nèi)為火箭主動工作段,上升段過程中柵格舵為收攏狀態(tài)。

2) 返回著陸段:一二級分離后,一子級進入無動力滑行段,隨后開始返回,期間經(jīng)歷了滑行調(diào)姿、動力減速、氣動減速、著陸4個階段[38]。在滑行調(diào)姿段,舵系統(tǒng)展開,輔助動力系統(tǒng)工作,進行姿態(tài)調(diào)整以滿足再入前姿態(tài)要求;在動力減速段,發(fā)動機點火減速制動,以降低進入稠密大氣后的熱流、過載等;在氣動減速段,采用舵系統(tǒng)及箭體產(chǎn)生的氣動力進行減速,同時舵系統(tǒng)可用于姿態(tài)控制和制導(dǎo)控制;在著陸段,發(fā)動機點火制動并進行調(diào)姿、落點控制等,滿足最終著陸點的位置、速度等實現(xiàn)一子級著陸。

3) 回收處理段:回收后,通過海上運輸和陸上運輸回維護廠房,對動力系統(tǒng)、箭體結(jié)構(gòu)、電氣等系統(tǒng)進行檢測和維修,完成檢修維護后具備再次飛行的條件。

綜合任務(wù)剖面特點,采用氣動減速和動力減速組合實現(xiàn)一子級垂直起降、回收復(fù)用火箭發(fā)動機需要具備重復(fù)使用、多次啟動、大范圍推力調(diào)節(jié)、故障診斷及健康監(jiān)控、短時快速處理、高空低入口壓力啟動、不離箭檢修維護等功能[40],具體說明如下。

1) 發(fā)動機具備搖擺功能且結(jié)構(gòu)徑向包絡(luò)緊湊,實現(xiàn)有限箭體直徑內(nèi)多機布局,以中心式環(huán)繞布局方案為宜(如5、7、9臺發(fā)動機),多機并聯(lián)可以降低發(fā)動機推力調(diào)節(jié)范圍要求,著陸階段中心發(fā)動機點火工作便于著陸過程控制。

2) 發(fā)動機需要具備重復(fù)使用能力,推進劑主流方案為液氧/煤油與液氧/甲烷[24],從成本、對運載能力影響、推力室冷卻、燃?xì)夥e碳、使用維護等方面對比分析,兩種推進劑組合無明顯差異,均適應(yīng)于重復(fù)使用運載火箭的助推級和一子級[6]。

3) 發(fā)動機具有故障診斷及健康管理能力,便于實現(xiàn)火箭上升段動力重構(gòu)及回收后檢修維護。

4) 發(fā)動機具備多次啟動功能,至少具備二次啟動能力,實現(xiàn)動力減速;同時具備大范圍推力調(diào)節(jié)能力,實現(xiàn)上升段動力冗余、返回段著陸減速控制。

5) 發(fā)動機具備短時快速處理、高空低入口壓力啟動和寬范圍入口條件適應(yīng)能力,以保證再次啟動可靠。

6) 發(fā)動機具備不離箭檢修維護,以實現(xiàn)回收產(chǎn)品快速復(fù)用及經(jīng)濟性。

3 垂直起降式重復(fù)使用火箭發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)

3.1 寬范圍入口壓力多次啟動技術(shù)

對于垂直起降重復(fù)使用火箭,為減小箭體再入段力熱載荷和著陸減速控制,發(fā)動機需在寬范圍入口壓力條件下完成多次啟動,主要研究內(nèi)容如下。

1)多次啟動點火方案研究。由于液氧/煤油、液氧/甲烷組合均為非自燃推進劑,推力室和發(fā)生器均需要設(shè)置用于二次或多次啟動的專用點火裝置[7],實現(xiàn)多次點火的主要方案包括化學(xué)點火、火炬點火、火藥點火、等離子體點火等,液氧/煤油發(fā)動機通常采用成熟可靠的化學(xué)點火方式,根據(jù)啟動次數(shù)需求選擇并聯(lián)點火器或采用點火劑貯箱供應(yīng)模塊方案,液氧/甲烷發(fā)動機通常采用火炬點火方式;啟動方式主要有冷氣(如氦氣)或火藥強迫啟動和基于火箭箱壓的自身起動等。

2)寬范圍入口壓力啟動動態(tài)過程控制技術(shù)研究。需要研究高抗氣蝕性能的誘導(dǎo)輪技術(shù)、高空低入口壓力啟動技術(shù)、著陸段氣流滯止產(chǎn)生動壓及高入口壓力啟動技術(shù)。

3)啟動間隔期處理及預(yù)冷技術(shù)。為保證發(fā)動機二次點火可靠,需要研究渦輪泵熱返侵抑制技術(shù)、間隔期短時內(nèi)腔殘余推進劑快速處理技術(shù)等。

3.2 大范圍快速高精度推力調(diào)節(jié)技術(shù)

垂直起降重復(fù)使用火箭要求發(fā)動機具備推力大范圍調(diào)節(jié)能力,回收過程需要進行動力減速,著陸階段箭體質(zhì)量較輕,要求發(fā)動機具備深度變推能力[11,41],為精確控制著陸過程,對發(fā)動機推力調(diào)節(jié)速度和推力調(diào)節(jié)延遲時間等方面提出更高要求;采用多機并聯(lián)的回收火箭具備任務(wù)在線規(guī)劃和動力重構(gòu),故障發(fā)動機關(guān)機隔離后要求其余發(fā)動機提高工況工作。主要研究內(nèi)容如下。

1)研究發(fā)動機大范圍推力快速、精準(zhǔn)調(diào)節(jié)技術(shù),確定合理的發(fā)動機系統(tǒng)調(diào)節(jié)方案[42],推力室、渦輪泵等核心組件方案,如熱力組件噴注器和冷卻結(jié)構(gòu)[43],研究基于發(fā)動機工作參數(shù)的高精度自反饋調(diào)節(jié)技術(shù)。

2)由于發(fā)動機推力大范圍調(diào)節(jié)時,系統(tǒng)和組件大范圍偏離額定點參數(shù)運行,導(dǎo)致系統(tǒng)穩(wěn)定性、組件適應(yīng)性等問題突出[10],開展大范圍變工況穩(wěn)定性控制技術(shù)研究[44],研究供應(yīng)系統(tǒng)-熱力組件穩(wěn)定性控制、調(diào)節(jié)元件及單向閥的自激振蕩、熱力組件低工況穩(wěn)定燃燒與可靠冷卻、渦輪泵大范圍軸向力平衡與轉(zhuǎn)子穩(wěn)定性控制等。

3.3 故障診斷與健康管理技術(shù)

重復(fù)使用火箭一般采用多機并聯(lián)布局,為提升發(fā)射可靠性,火箭依靠自身重量或?qū)Ｓ脿恐漆尫艡C構(gòu)固定箭體,期間對發(fā)動機初級工況進行故障診斷(約65%～75%工況)[11];為提升火箭飛行可靠性,飛行過程需要監(jiān)測發(fā)動機工作狀態(tài),必要時實施關(guān)機進行故障隔離[45],獵鷹9火箭曾多次檢出發(fā)動機故障并實施動力重構(gòu),挽救了飛行任務(wù)[46];回收發(fā)動機狀態(tài)需要進行健康診斷,用于指導(dǎo)檢修維護工作。研究發(fā)動機故障診斷與健康管理技術(shù)在重復(fù)使用發(fā)動機應(yīng)用中作用越來越顯著,為有效指導(dǎo)發(fā)動機測試、運行工作及使用維護階段提供支撐,主要研究內(nèi)容如下。

1)基于發(fā)動機緩、速變數(shù)據(jù)多源參數(shù)融合的健康管理技術(shù),研究各類故障模式及控制策略,實現(xiàn)渦輪泵轉(zhuǎn)子、軸承、熱力組件等早期故障識別。

2)研究先進測試診斷技術(shù),一方面需要提高傳統(tǒng)傳感器可靠性與準(zhǔn)確性,另一方面需發(fā)展先進特種測試診斷技術(shù),如原位無損檢測、光學(xué)診斷,全面獲取發(fā)動機工作信息[10]。

3)研究重復(fù)使用發(fā)動機專用的健康管理系統(tǒng),用于飛行階段在線診斷或回收后狀態(tài)判斷,基于發(fā)動機工作過程測量數(shù)據(jù),融合離線故障診斷及產(chǎn)品檢測結(jié)果,綜合判斷發(fā)動機健康狀態(tài),在發(fā)動機試車、飛行后快速進行健康評估。

3.4 狀態(tài)檢測與維修維護技術(shù)

重復(fù)使用火箭用于商業(yè)航天發(fā)射需要重視全壽命周期費用,隨著重復(fù)使用次數(shù)增加,其回收費用、狀態(tài)檢測和維修維護費用急劇增加,占火箭費用的主要部分[47]。狀態(tài)檢測與維修維護技術(shù)在重復(fù)使用發(fā)動機中的重要性越發(fā)凸顯[48],發(fā)動機隨箭回收后,需要對發(fā)動機狀態(tài)進行快速評估,制定合理的維修維護方案,主要研究內(nèi)容如下。

1)飛行數(shù)據(jù)自動化快速分析,對發(fā)動機狀態(tài)進行快速評估。

2)研制專用簡化處理設(shè)備,對內(nèi)腔氣體成分進行快速檢測和關(guān)鍵結(jié)構(gòu)件的原位無損檢測。

3)發(fā)動機維修維護技術(shù),制定離箭和不離箭維修維護方案,針對不離箭維修需要開展箭體約束條件下人機工程仿真和維修可達性研究。

4)發(fā)動機不離箭內(nèi)腔快速簡化處理技術(shù),優(yōu)化減少發(fā)動機重復(fù)使用檢查和維護項目,縮短重復(fù)使用處理周期,以實現(xiàn)回收產(chǎn)品快速復(fù)用,提升全箭的經(jīng)濟性和市場競爭力。

3.5 返回任務(wù)剖面環(huán)境適應(yīng)技術(shù)

相比于一次性使用發(fā)動機,重復(fù)使用發(fā)動機需要經(jīng)歷再入返回任務(wù)剖面,將面臨更加復(fù)雜的力熱環(huán)境,主要研究內(nèi)容如下。

1)發(fā)動機熱環(huán)境仿真預(yù)示及熱防護方案研究,研究發(fā)動機再入返回任務(wù)剖面力熱環(huán)境條件,設(shè)計合理的防熱結(jié)構(gòu)連接裝置和熱防護涂層[49]。

2)發(fā)動機環(huán)境適應(yīng)性研究,海上回收方案,發(fā)動機隨箭返回需要經(jīng)歷海運環(huán)境,研究典型結(jié)構(gòu)防潮濕、防鹽霧方案和低溫推進劑發(fā)動機自然回溫等。

3.6 重復(fù)使用結(jié)構(gòu)可靠性技術(shù)

發(fā)動機工作過程振動環(huán)境惡劣、破壞性強,其中推力室、渦輪泵及發(fā)生器為發(fā)動機的主要振源[50],某型號發(fā)動機多次出現(xiàn)因振動問題導(dǎo)致焊縫開裂、管路泄漏、卡箍斷裂等故障,約占發(fā)動機總故障率的30%以上,且90%屬于疲勞損傷。重復(fù)使用發(fā)動機渦輪轉(zhuǎn)子、葉片、推力室內(nèi)壁等存在高低周疲勞復(fù)合和疲勞蠕變耦合效應(yīng)[36],某型發(fā)動機經(jīng)歷長時間工作、多次啟動后出現(xiàn)渦輪轉(zhuǎn)子裂紋、推力室內(nèi)壁疲勞裂紋等。主要研究內(nèi)容如下。

1)渦輪泵振動控制技術(shù),包括變螺距誘導(dǎo)輪設(shè)計,主要減振機理為消除誘導(dǎo)輪入口旋轉(zhuǎn)空化,減小渦輪泵轉(zhuǎn)子軸端跳動量,圓管式擴壓器設(shè)計,降低葉輪尾流對殼體沖擊,減小泵殼體振動,轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性優(yōu)化研究,如提高軸系預(yù)緊力、改進密封及支承結(jié)構(gòu)等措施;小管路振動控制措施及研究,如避免多源振動環(huán)境,合理設(shè)置卡箍、阻尼裝置,管路系統(tǒng)模態(tài)控制等。

2)摩擦磨損控制技術(shù),重復(fù)使用發(fā)動機工作時間和啟停次數(shù)增加,旋轉(zhuǎn)及密封組件磨損嚴(yán)重,開展摩擦副動環(huán)表面鍍層研究,降低摩擦系數(shù),提升密封重復(fù)使用性能等。

3)熱應(yīng)力控制技術(shù),包括燃燒組件的強化換熱技術(shù)研究、金屬隔熱鍍層研究、熱-固耦合及熱疲勞研究。

3.7 結(jié)構(gòu)疲勞可靠性評估及壽命控制技術(shù)

一次使用發(fā)動機高靜載基礎(chǔ)上疊加強振動導(dǎo)致的高周疲勞破壞是最主要的疲勞失效模式[3]。重復(fù)使用發(fā)動機服役周期內(nèi)承受復(fù)雜的載荷條件,包括多次啟動、關(guān)機與變工況過程引起的瞬態(tài)熱沖擊、機械沖擊等低循環(huán)大載荷作用,返回過程復(fù)雜的、條件更加苛刻的力熱載荷環(huán)境將引起低周疲勞及高低周復(fù)合疲勞損傷,對于熱端部件還將產(chǎn)生熱疲勞損傷、蠕變損傷及疲勞-蠕變耦合損傷等[51-53]。主要研究內(nèi)容如下。

1)發(fā)動機全壽命周期載荷環(huán)境研究,包括全工況范圍(啟動、主級工況調(diào)節(jié)、關(guān)機)、全壽命周期(上升、返回)關(guān)鍵組件和關(guān)鍵部位載荷譜識別。

2)疲勞可靠性評估方法研究,開展發(fā)動機典型材料和結(jié)構(gòu)的疲勞性能研究,完善材料基礎(chǔ)性能數(shù)據(jù)庫,建立完備重復(fù)使用發(fā)動機疲勞壽命和可靠性評估流程[54]及規(guī)范體系。

3)發(fā)動機重復(fù)使用壽命驗證試驗技術(shù),通過整機試車進行重復(fù)使用定壽風(fēng)險大、成本高、周期長,亟需開展模擬件、縮尺件、部組件及至整機的多層級梯次壽命試驗驗證技術(shù)研究,包括開展關(guān)鍵件結(jié)構(gòu)材料疲勞性能試驗研究,力熱耦合作用下推力室熱機械疲勞縮尺件試驗技術(shù),異源振動激勵下管路疲勞壽命驗證技術(shù)等。

4 結(jié)論

1) 垂直起降重復(fù)使用運載火箭具有降低發(fā)射成本、解決落區(qū)安全等優(yōu)勢,在全球商業(yè)航天發(fā)射中的占比越來越大,我國航天科技集團公司和商業(yè)航天公司等相繼提出了垂直起降重復(fù)使用運載火箭方案,正在開展重復(fù)使用相關(guān)技術(shù)驗證和重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機研制。

2) 重復(fù)使用發(fā)動機選用無毒環(huán)保液氧/煤油和液氧/甲烷推進劑為兩大主流方向,具有成本低、密度比沖大、便于處理維護等特點。

3) 重復(fù)使用發(fā)動機具備寬范圍入口壓力多次啟動、大范圍推力調(diào)節(jié)、故障診斷與健康管理、狀態(tài)檢測與維修維護等特點,可為火箭一子級垂直起降、回收復(fù)用提供動力技術(shù)支撐。