液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用性設(shè)計技術(shù)分析

劉士杰,王 東,田 原,馬曉秋,鄭大勇

(1.北京航天動力研究所,北京 100076; 2.北京航天動力研究所 低溫液體推進技術(shù)實驗室,北京 100076; 3.首都航天機械有限公司,北京 100076)

0 引言

近幾年,以SpaceX為代表的國際民用航天事業(yè)快速發(fā)展[1],我國也成立了星際榮耀、藍箭等民營航天研發(fā)機構(gòu),開展了可重復(fù)使用80 tf級液氧/甲烷發(fā)動機的研制。以航空發(fā)展的血淚史為代價,形成的疲勞與斷裂設(shè)計新技術(shù)保證了飛機長壽命工作的安全性。但是,與航空等其他領(lǐng)域不同的是,液體火箭發(fā)動機的可重復(fù)設(shè)計技術(shù)依舊是行業(yè)空白。

航天飛機理論上可以經(jīng)過2～3次大修[2],而實際上航天飛機卻在大修期來臨之前就要退役,這主要是由于大量新技術(shù)應(yīng)用帶來了繁雜昂貴的維修[3],然而新技術(shù)的應(yīng)用不應(yīng)當是發(fā)展可重復(fù)使用飛行器的短板,而應(yīng)當是引領(lǐng)科技進步、增加產(chǎn)業(yè)技術(shù)附加值的關(guān)鍵。2002年,SpaceX公司成立,于2015年首次實現(xiàn)了可重復(fù)使用火箭的垂直回收,給重復(fù)使用火箭的研制注入了新的活力。2013年,美國國防部高級研究計劃局(DARPA)作戰(zhàn)技術(shù)辦公室推出了XS-1“實驗性空天飛機”項目,發(fā)動機采用Aerojet Rocketdyne公司的AR-22發(fā)動機,該發(fā)動機設(shè)計飛行任務(wù)55次,每10次任務(wù)維護一次[4]。俄羅斯的RD-0120發(fā)動機工作壽命為10次(大修之間,預(yù)定可大修4次[5-6]),發(fā)動機的壽命極限是由主渦輪泵中渦輪葉片尾部邊緣出現(xiàn)裂紋來判定的。液氧/煤油發(fā)動機NK-33是俄羅斯登月計劃中經(jīng)過使用驗證的發(fā)動機。1995年Aerojet公司引進該型發(fā)動機,并分為AJ26-58和AJ26-59兩種型號,其中AJ26-59是可重復(fù)使用發(fā)動機,用作Kistler K-1運載器的推進系統(tǒng)[7-8]。在可重復(fù)使用LOx/LCH4發(fā)動機RD-192(2001—2004年期間研制)的基礎(chǔ)上,俄羅斯于2008—2012年研制了RD-196發(fā)動機。RD-0169A(100 tf推力)和RD-0169V(110 tf推力)發(fā)動機分別用于阿穆爾可回收火箭的芯一級和上面級。其中,一級由5臺RD-0169A組成,單次發(fā)射任務(wù)要實現(xiàn)3次點火,采用類似獵鷹9號的垂直起降(VTVL)反推方式進行火箭回收,具有海上和陸地兩種回收模式[9]。歐洲、日本和印度也有可重復(fù)使用航天運載器研制方案,其中以英國的單級入軌“云霄塔”太空飛機最為經(jīng)典,它使用“佩刀”SABRE動力引擎,該發(fā)動機是一種采用組合深度預(yù)冷技術(shù)的性能卓越的發(fā)動機[10-11]。除此以外,還有歐洲的普羅米修斯(Prometheus)液氧甲烷發(fā)動機[12-13],美國的BE-4[14]和Raptor LOx/LCH4發(fā)動機[15],以及一些其他類型的發(fā)動機也帶有可重復(fù)使用設(shè)計特色。雖然可重復(fù)使用發(fā)動機型號已經(jīng)較多,但國外經(jīng)飛行驗證的重復(fù)使用過的發(fā)動機僅有美國的RS-25、Merlin系列[16-17],以及蘇聯(lián)的RD-0120發(fā)動機[18]。

我國也較早地開展了重復(fù)使用液氧/甲烷和液氧/煤油發(fā)動機的研究、研制工作[19]。2017年,李斌等對國外這兩種類型發(fā)動機的相關(guān)技術(shù)進行了比較,梳理了多項重點解決的關(guān)鍵技術(shù),指明了未來工作方向,提出了我國重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機的研制思路,結(jié)果表明我國液氧/煤油和液氧/甲烷發(fā)動機已經(jīng)具備重復(fù)使用的研制基礎(chǔ)[20]。2018年,尹亮等對國內(nèi)外液氧/甲烷發(fā)動機技術(shù)進行了研究,指出深度推力調(diào)節(jié)、針栓式噴注器、火炬點火、復(fù)合材料、增材制造等是液氧/甲烷發(fā)動機研制的關(guān)鍵技術(shù)[21]。2019年,西安航天動力研究所的張蒙正等梳理了國內(nèi)外可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機研制歷程,提出了可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機的設(shè)計理念,并對組合循環(huán)發(fā)動機的可重復(fù)使用性設(shè)計方案進行了分析[22]。2021年,Li等利用NSGA-II遺傳算法對液氧/甲烷重復(fù)使用發(fā)動機的設(shè)計指標進行了優(yōu)化分配方法研究,以推力室混合比和室壓作為設(shè)計變量,目標函數(shù)為比沖、結(jié)構(gòu)質(zhì)量和發(fā)動機壽命循環(huán)費用,約束條件由各學(xué)科按要求制定,優(yōu)化結(jié)果表明該方法對重復(fù)使用發(fā)動機指標分配的有效性和在復(fù)雜系統(tǒng)多學(xué)科指標分配中的適應(yīng)性[23]。液體火箭發(fā)動機的重復(fù)使用次數(shù)與航空發(fā)動機相比要少得多,二者具有很大的差異性。2020年,為了研究液體火箭發(fā)動機的可重復(fù)使用性指標分配方法,劉士杰對系統(tǒng)與部件的可重復(fù)使用性做了定義,并引入了經(jīng)濟性因子和維修性因子,這應(yīng)該是限額設(shè)計技術(shù)(以發(fā)動機全壽命周期成本為指標進行成本預(yù)分配的技術(shù))的一次理論初探[24]。選材與工藝是發(fā)動機設(shè)計的重要環(huán)節(jié),2023年,航天材料及工藝研究所的姚草根等對可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機選材與工藝進行了研究綜述,分析了各種發(fā)動機性能需求及結(jié)構(gòu)特點,探究了關(guān)鍵材料及工藝發(fā)展趨勢,為重復(fù)使用發(fā)動機設(shè)計研制提供了參考[25]。此外,國內(nèi)航天院校聯(lián)合科研院所開展了重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機基礎(chǔ)設(shè)計理論的研究。然而,與國內(nèi)外相關(guān)行業(yè)相比,我國在液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用設(shè)計技術(shù)上仍需較大的發(fā)展。為此,本文開展了液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用性設(shè)計技術(shù)研究,期望給出該領(lǐng)域的關(guān)鍵技術(shù)難題,以為相關(guān)學(xué)者和發(fā)動機研制人員提供一定的參考。

1 發(fā)動機可重復(fù)使用性設(shè)計技術(shù)

通俗地來講,液體火箭發(fā)動機是以液態(tài)推進劑為工作介質(zhì)的動力裝置,它利用自持增壓、混合燃燒等方式將存儲在推進劑中的化學(xué)能轉(zhuǎn)化為火箭的動能。以泵壓式(發(fā)動機對推進劑進行增壓)膨脹循環(huán)(燃料冷卻噴管)液氧/液氫火箭發(fā)動機為例,它利用數(shù)萬轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速的發(fā)動機將一定分量的液氧(約-183 ℃)和液氫(約-253 ℃)增壓至額定壓力后在推力室中組織燃燒(燃燒溫度約為3 000 ℃),整個啟動過程大約3 s,沖擊產(chǎn)生的振動達到幾千個g(1g=9.8 m/s2)的量級。航天飛機主發(fā)動機(SSME)的工作原理見圖1(a),發(fā)動機的啟動狀態(tài)示例見圖1(b)[26]。

圖1 SSME工作原理與啟動狀態(tài)Fig.1 Working principle and start-up condition of SSME

目前,國內(nèi)外的航天發(fā)射還是以一次性使用液體火箭發(fā)動機為主,執(zhí)行完發(fā)射任務(wù)后發(fā)動機報廢,這帶來了很大的成本問題。而之前大部分的研究是以發(fā)動機成本分析為重點,比如2015年,Meisl對一次性使用和重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機的研發(fā)、維護等成本進行了分析,并以SSME為例,對發(fā)動機各部件的成本占額進行了定性和定量的統(tǒng)計分析,這些工作對液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用性的研究具有重要的借鑒價值[2]。發(fā)展可重復(fù)使用火箭,提高航天發(fā)射頻次是降低發(fā)射成本的關(guān)鍵,而發(fā)動機的可重復(fù)使用又是保證火箭可重復(fù)使用的關(guān)鍵要素之一。但由于航天發(fā)射任務(wù)的重要性,人們不敢在冒高風(fēng)險的情況下輕易地重復(fù)使用這套推進裝置。

截至2023年9月,美國SpaceX公司的獵鷹9號一級火箭已經(jīng)完成單箭17次重復(fù)發(fā)射(執(zhí)行16次發(fā)射任務(wù)),涉及發(fā)動機重復(fù)使用的過程資料卻鮮有報道。圖2為一級火箭垂直回收示意圖[27]。

圖2 一級火箭垂直回收示意圖Fig.2 Diagram of vertical recovery of first stage rocket

作為獵鷹9號火箭的一級可回收發(fā)動機,Merlin發(fā)動機隨著箭體回收后如何開展基地級、廠所級的檢測維護,復(fù)飛風(fēng)險評估和復(fù)飛標準如何制定,退役期限如何評估等問題是發(fā)展可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機必須要考慮的問題。

如上所述,液體火箭發(fā)動機的重復(fù)使用需要以檢測和維修作為保障,所以與一次性使用的火箭發(fā)動機相比,對它提出了全壽命周期設(shè)計的要求,這使得可重復(fù)使用火箭發(fā)動機的研制風(fēng)險大、難度高,需要新的設(shè)計技術(shù)提供支撐。航空領(lǐng)域從靜強度設(shè)計出發(fā),發(fā)展了結(jié)構(gòu)疲勞、斷裂設(shè)計技術(shù),為航空飛行器的可重復(fù)使用提供了技術(shù)保障。然而,因為液體火箭發(fā)動機獨特的工作模式和工作特點,“直接將航空等其他領(lǐng)域現(xiàn)有的成熟的設(shè)計體系拷貝成液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用設(shè)計技術(shù)”的方法是需要謹慎考量的。

鑒于以上原因,應(yīng)重點開展液體火箭發(fā)動機的可重復(fù)使用設(shè)計技術(shù)研究。

1.1 全壽命周期運營體系建設(shè)技術(shù)

以航空領(lǐng)域作為參照,重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機需要一套完整的全壽命周期運營體系作為保障[28]。在這個體系中,僅有發(fā)動機基本結(jié)構(gòu)設(shè)計是遠遠不夠的,在研制初期就應(yīng)當將全壽命周期成本、檢測維修方案、保障資源配置等因素作為基本的設(shè)計變量。由文獻[29]可知,重復(fù)使用航天運載器全壽命周期使用成本中保障資源占比26%,地面支持設(shè)施占比14%,而60%的成本用于大修期的維修費用。液體火箭發(fā)動機作為運載器的核心組件,有著與運載器相似的成本分配比例問題。為了對此進行更清晰的解釋,圖3給出了可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機使用周轉(zhuǎn)過程[30]。

圖3 發(fā)動機可重復(fù)使用周轉(zhuǎn)示意圖Fig.3 Schematic diagram of reusable engine turnaround

由圖3可知,可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機全壽命周期運營體系應(yīng)當包括以下幾個方面。

1.1.1 新的設(shè)計體系

引入一次性使用液體火箭發(fā)動機設(shè)計以外的新的設(shè)計方法、設(shè)計準則(如疲勞設(shè)計、耐久性與損傷容限設(shè)計、可靠性設(shè)計等),以功能和性能為基本設(shè)計指標,制定發(fā)動機部件的維修級別和維修計劃,基于此實現(xiàn)發(fā)動機的成本設(shè)計。

1.1.2 新的保障體系

設(shè)計發(fā)動機回收地面支持系統(tǒng)、轉(zhuǎn)運保障系統(tǒng)、檢測維修系統(tǒng)、資源保障系統(tǒng)、實驗考核系統(tǒng),以降低發(fā)射成本、提高發(fā)射頻次為目標,建設(shè)并優(yōu)化協(xié)調(diào)發(fā)動機重復(fù)使用保障體系。

1.1.3 新的評價體系

以經(jīng)濟性為基本變量,以安全性為發(fā)動機可重復(fù)使用的紅線限制變量,綜合考慮發(fā)動機全壽命周期的可靠性、可維修性等因素,制定發(fā)動機的設(shè)計、實驗考核、復(fù)飛標準等評價體系。

1.1.4 有效的管理體系

發(fā)動機快速升級迭代是提高生產(chǎn)效率、降低研制成本的重要手段。借鑒SpaceX的扁平式管理技術(shù),簡化過程審批流程,弱化部門交流壁壘,建立學(xué)科互通和技術(shù)共享的機制,提高管理體系的有效性。

綜上可知,通過可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機全壽命周期運營體系建設(shè),將會形成一條區(qū)別于一次使用液體火箭發(fā)動機的全新的發(fā)動機全壽命周期運營產(chǎn)業(yè)鏈,顯著提升我國航天運營體系建設(shè),增強航天系統(tǒng)化建設(shè)能力。

1.2 核心件的功能設(shè)計技術(shù)

與一次性使用液體火箭發(fā)動機和飛機發(fā)動機相比,可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機有著顯著不同的設(shè)計技術(shù)特征。開展液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用設(shè)計技術(shù)的研究可以積累核心設(shè)計技術(shù),提升國際科技競爭力。

1.2.1 精準控制回收技術(shù)

1.2.1.1 推力調(diào)節(jié)技術(shù)

不同于一次性使用火箭,可重復(fù)使用火箭在設(shè)計之初就要考慮回收問題,推進劑貯箱中加注的推進劑要滿足回收的基本用量要求[27]。從火箭裝滿燃料發(fā)射一直到完成既定發(fā)射任務(wù),火箭質(zhì)量因推進劑的消耗而發(fā)生很大的變化,因此,發(fā)動機的推力要同時滿足大推力發(fā)射、小推力機動調(diào)姿和“軟著陸”回收的要求[31]。為了實現(xiàn)推力的深度調(diào)節(jié),SpaceX公司在推力室頭部使用了針栓噴注器,這種噴注器流量控制范圍大,對于燃燒穩(wěn)定性也有很強的適應(yīng)性。圖4是針栓式噴注器噴注效果圖。

圖4 針栓噴注器噴注效果Fig.4 Injection effect of pintle injector

對于海上回收,地面與火箭要實現(xiàn)協(xié)調(diào)配合,通過精確制導(dǎo)技術(shù)控制火箭到達回收平臺上方。從地面引導(dǎo)到安全降落回收的過程難度很大,對火箭的穩(wěn)定控制技術(shù)要求極高,并推動發(fā)展了發(fā)動機反推、再入和著陸點火等關(guān)鍵技術(shù)。

1.2.1.2 發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)控與檢測技術(shù)

發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)控與檢測技術(shù)是保障發(fā)動機可重復(fù)使用安全性的重要技術(shù),RS25發(fā)動機研發(fā)的新型飛行控制器實現(xiàn)了發(fā)動機狀態(tài)的實時監(jiān)測,保障了飛行的安全性。圖5為RS25發(fā)動機飛行控制器[32]。

圖5 RS25控制器Fig.5 RS25 controller

以上技術(shù)不僅保證了火箭的精準回收和狀態(tài)的檢測與監(jiān)控,而且相關(guān)技術(shù)可以應(yīng)用到自動駕駛、精確導(dǎo)航等一系列民用工業(yè)領(lǐng)域。

1.2.2 先進的設(shè)計技術(shù)

先進理念支撐的設(shè)計技術(shù)不僅可以保證液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用的安全性,還可以起到提高維修效率、降低成本的目的。其中,目前在用和使用得比較典型的先進設(shè)計技術(shù)如下。

1)模塊化設(shè)計技術(shù)。產(chǎn)品的模塊化設(shè)計可以顯著提高發(fā)動機維修的高效性,簡化可達性的設(shè)計要求,降低使用維護的成本。SpaceX的猛禽發(fā)動機采用模塊化設(shè)計技術(shù),大大簡化了發(fā)動機的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)布局,保障了可重復(fù)使用性能。

2)容錯性設(shè)計技術(shù)。這是提升發(fā)動機安全性的重要措施,采用多機表決的失效包容性設(shè)計技術(shù)將大大提升發(fā)動機失效后的風(fēng)險控制能力,拓寬發(fā)動機的有效使用裕度,如重型推力Merlin采用的“凱夫拉防彈插板”設(shè)計技術(shù)。

3)損傷容限設(shè)計技術(shù)。這也是提升發(fā)動機安全性的重要設(shè)計技術(shù),盡管發(fā)動機要求“零缺陷研制”、“零缺陷上天”,但焊接結(jié)構(gòu)的微缺陷等是無法避免的,損傷容限技術(shù)就是解決這一問題的重要手段。ACE-42R發(fā)動機采用了損傷容限設(shè)計技術(shù)[33]。

除了以上設(shè)計技術(shù),液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用設(shè)計技術(shù)還包括多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計技術(shù)、疲勞壽命設(shè)計技術(shù)、以可靠性和經(jīng)濟性為中心的設(shè)計技術(shù)等。其中,疲勞壽命設(shè)計技術(shù)是液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用必需的設(shè)計技術(shù),但這牽扯到高、低溫,強振動,疲勞復(fù)合等一系列問題,涉及的面比較廣泛,此處不再詳細介紹。

1.2.3 先進的制造加工技術(shù)

先進的制造加工技術(shù)是提升設(shè)計能力的重要保障,也是降低成本的一個手段。液體火箭發(fā)動機研制中的先進制造加工技術(shù)如下。

1)增材制造技術(shù)。目前該技術(shù)已在歐洲Prometheus發(fā)動機噴管、Merlin發(fā)動機氧閥門和RS-25Pogo蓄能器上被采用[34]。其中,3D打印和整體鑄造技術(shù)可顯著地減少零組件數(shù)目和焊縫數(shù)目,提高發(fā)動機的可靠性[35]。圖6中的綠色標示部分是RS25發(fā)動機的3D打印件。

圖6 RS25的3D打印部件Fig.6 3D printed components of RS25 engine

2)先進焊接技術(shù)。焊接過程是一個自帶生產(chǎn)缺陷的過程,而這些缺陷在高溫、高壓、強振動環(huán)境下易成為疲勞源[36],因此,減少焊縫數(shù)量是保證發(fā)動機安全重復(fù)使用的重要技術(shù)。RS25發(fā)動機的主燃燒室采用了“熱等靜壓”焊接技術(shù)。

3)復(fù)合材料加工技術(shù)。復(fù)合材料已經(jīng)在航空發(fā)動機、宇航元器件等領(lǐng)域得到了大量應(yīng)用。SpaceX獵鷹火箭采用兩級串聯(lián)不用氫氧發(fā)動機的方案將輕質(zhì)化設(shè)計表現(xiàn)得淋漓盡致,開展輕質(zhì)高強復(fù)合新材料/新工藝技術(shù)的研究,以實現(xiàn)發(fā)動機低成本、重復(fù)使用且高性能的目標。

4)結(jié)構(gòu)的連接優(yōu)化技術(shù)[37]。連接結(jié)構(gòu)問題表現(xiàn)在:液氧/液氫發(fā)動機管路球頭密封接頭出現(xiàn)常溫不漏低溫漏的“反常”規(guī)律[38];螺栓緊固件易出現(xiàn)松脫、咬死等連接“失效”問題;焊縫質(zhì)量控制不當引起連接失效等。開展結(jié)構(gòu)的連接優(yōu)化設(shè)計與控制是制定發(fā)動機重復(fù)使用維修策略,提高發(fā)射頻次的重要技術(shù)。

需要注意的是,美國航天飛機并沒有達到降成本的設(shè)計初衷,一個重要原因是載人載貨混合設(shè)計的頂層策劃不合理問題,另一個原因是大量新技術(shù)的應(yīng)用使得發(fā)射操作變得復(fù)雜,維修費用高昂,SSME維修方式見文獻[39]。由此可見,液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用設(shè)計技術(shù)應(yīng)該以現(xiàn)有技術(shù)為依托,結(jié)合發(fā)動機特有的工作模式和工作特點,研究成熟的方法與技術(shù)以保證發(fā)動機可重復(fù)使用的可行性,這也是SpaceX成功的一個重要原因。

1.3 成本化設(shè)計技術(shù)

除了強度設(shè)計、壽命設(shè)計等技術(shù)[40],應(yīng)當開展可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機的成本化設(shè)計技術(shù)研究,以此聯(lián)接可靠性[41]、維修性和經(jīng)濟性[42],達到真正降低再入空間成本的目的。其中成本化設(shè)計技術(shù)的重要性體現(xiàn)在以下幾方面。

1.3.1 維修成本最優(yōu)化能力

在技術(shù)不革新的情況下,隨著火箭發(fā)動機維修成本占比的增加會使得它不再具有重復(fù)使用價值,開展成本化設(shè)計將對現(xiàn)有技術(shù)和新技術(shù)下火箭發(fā)動機的可重復(fù)使用能力做出評估,以實現(xiàn)發(fā)射成本的最優(yōu)化[43]。

1.3.2 開展頂層的成本分配與控制

對發(fā)動機的制造、實驗和維修成本開展頂層的分配與控制,是實現(xiàn)成本化設(shè)計的主要內(nèi)容,是降低液體火箭發(fā)動機重復(fù)使用成本的保障[24]。俄羅斯在RD-0169發(fā)動機設(shè)計上開展了成本限額設(shè)計技術(shù)的嘗試。

1.3.3 重復(fù)使用性設(shè)計降低再入空間成本

發(fā)動機重復(fù)使用方案是成本化設(shè)計的重要內(nèi)容[44]。以獵鷹9號火箭為例,它的單次發(fā)射報價為6 000萬美元,一級火箭的首次重復(fù)使用使其發(fā)射成本降低30%左右,二次重復(fù)使用降低40%左右,……,第九次重復(fù)使用降低50%左右[45]。而作為火箭主要成本的發(fā)動機則是成本化設(shè)計的重點。

2 發(fā)動機重復(fù)使用的關(guān)鍵技術(shù)難題

深度變推力技術(shù)、多次啟動技術(shù)、噴管大角度調(diào)節(jié)技術(shù),以及故障診斷與監(jiān)測技術(shù)等已經(jīng)是火箭順利回收的性能保障技術(shù)[46],大部分已經(jīng)得到了有效解決。本節(jié)重點給出與結(jié)構(gòu)壽命相關(guān)的關(guān)鍵設(shè)計技術(shù)難題。

2.1 極端溫度下材料力學(xué)分析技術(shù)

為了適應(yīng)液體火箭發(fā)動機的高、低溫工作環(huán)境,結(jié)構(gòu)設(shè)計采用了大量的高強合金,但在極端溫度下材料依舊會出現(xiàn)性能退化,開展極端溫度下材料力學(xué)實驗技術(shù)的研究是發(fā)動機設(shè)計的關(guān)鍵難題之一[25],這主要表現(xiàn)為以下幾方面。

1)發(fā)動機推力室燃燒溫度高達3 000 ℃,液氫、液氧、液甲烷等深冷推進劑溫度極低(液氫約-253 ℃,液氧約-183 ℃,液甲烷約-161 ℃),發(fā)動機很多部件會長期在這種極端溫度環(huán)境下工作,然而開展這類極端高、低溫環(huán)境下的材料力學(xué)性能實驗極其困難[47]。

2)與常溫狀態(tài)相比,極端溫度環(huán)境下結(jié)構(gòu)的材料力學(xué)性能會發(fā)生顯著變化,比如GH4169在液氫環(huán)境下會出現(xiàn)彈性模量降低的“反常”現(xiàn)象[48]。分析并模擬特種環(huán)境下這類材料的力學(xué)行為仍然缺乏可依據(jù)的標準。

3)要想模擬燃氣的高溫、高壓、高速特性,必須要克服燃氣參數(shù)難以準確控制、燃氣監(jiān)測過程干擾性強等一些列技術(shù)難題,同時,低溫環(huán)境對測量系統(tǒng)的低溫適應(yīng)性要求提高,還要解決實驗室環(huán)境下的低溫結(jié)霜(冰)等一系列技術(shù)難題。

綜上可知,極端溫度環(huán)境下液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)的材料力學(xué)性能實驗技術(shù)是需要解決的關(guān)鍵技術(shù)難題之一。

2.2 發(fā)動機力熱載荷識別技術(shù)

液體火箭發(fā)動機啟動、關(guān)機時間短,燃燒沖擊作用大,關(guān)鍵件承受高、低溫環(huán)境,發(fā)動機各部件的動力學(xué)響應(yīng)特性復(fù)雜[49],研究方法不完備,這主要表現(xiàn)為以下幾方面。

1)結(jié)構(gòu)材料的溫度相關(guān)性導(dǎo)致結(jié)構(gòu)本身的阻尼、界面之間的作用表現(xiàn)出較強的非線性,這為動載荷的準確識別帶來了很大的不確定性。

2)復(fù)雜的燃燒過程、流體動特性參數(shù)難以實驗測量,渦輪泵、大跨度推進劑輸送管、波紋管等流致激振過程復(fù)雜,流-固-聲耦合作用的機理認識尚不清楚,基于仿真的載荷識別準確性無法保證。

3)高頻振動作用、高速轉(zhuǎn)動效應(yīng)、瞬時力與熱的沖擊作用對結(jié)構(gòu)的影響過程還未認識清楚,相關(guān)的計算分析模型也不夠準確,在實驗方法與理論模型研究上都有待發(fā)展。

液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)的動力學(xué)實驗方法與理論研究是需要解決的關(guān)鍵技術(shù)難題之一,直接影響了壽命設(shè)計分析的準確性。

2.3 發(fā)動機壽命分析與設(shè)計技術(shù)

壽命設(shè)計技術(shù)的需求將會隨著可重復(fù)使用液體火箭發(fā)動機的發(fā)展日益強烈。其中,焊縫、緊固件的壽命設(shè)計、概率風(fēng)險評估、維修方案將會變得越來越重要。這主要體現(xiàn)在以下幾方面。

1)焊縫是一種自帶缺陷的結(jié)構(gòu),它幾乎不存在裂紋的萌生,同時,焊接結(jié)構(gòu)的幾何特征比較復(fù)雜,要通過仿真獲得考核部位精確的力學(xué)響應(yīng)幾乎不可能。國際常用的主S-N曲線分析法對深度處理的焊縫無效,此類焊縫的壽命設(shè)計與分析成為了難題之一。

2)緊固件是發(fā)動機的另一個主要連接結(jié)構(gòu),試車、運輸、周轉(zhuǎn)過程中的緊固件經(jīng)常出現(xiàn)松脫和咬死,它們的發(fā)生機理涉及界面摩擦非線性、材料侵徹滲透等復(fù)雜現(xiàn)象,相關(guān)機理的分析和物理建模難度較大。

3)發(fā)動機設(shè)計、生產(chǎn)、工作中的可控參數(shù)具有一定的隨機性,很小的應(yīng)力評估誤差將會帶來數(shù)倍的壽命差異。盡管工藝與材料的隨機性是發(fā)動機結(jié)構(gòu)壽命的主要影響因素,但它們的追蹤與控制仍比較困難。

綜上可知,發(fā)動機的壽命分析與設(shè)計影響因素繁多,過程控制比較困難,是需要解決的關(guān)鍵技術(shù)難題之一。

2.4 維修性設(shè)計技術(shù)

從航空的數(shù)據(jù)統(tǒng)計和使用經(jīng)驗來看,航天產(chǎn)品存在如圖7所示的6種故障率類型[9]。

圖7 故障率曲線Fig.7 Curves of failure rate

由圖7可知,這6種類型的故障率,有耗損故障期的只有A型、B型和C型。D型、E型和F型都是沒有耗損期的,因而不需要對這類設(shè)備規(guī)定使用期限,定期維修這類設(shè)備是不必要的。因此,液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用設(shè)計技術(shù)應(yīng)當包括以可靠性為中心的維修策略[50]和以耐久性與損傷容限為指導(dǎo)的發(fā)動機檢查維修技術(shù)[51]。

除此之外,針對發(fā)動機采取實時狀態(tài)監(jiān)控與檢測也是保證發(fā)動機安全高效工作的重要環(huán)節(jié)[52],這在很大程度上增強了維修的有效性。

3 結(jié)論

本文旨在對液體火箭發(fā)動機可重復(fù)使用性設(shè)計技術(shù)和經(jīng)濟性進行分析,提出發(fā)動機設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)難題,為發(fā)動機的可重復(fù)使用性設(shè)計提供參考。通過本文的研究得出以下結(jié)論。

1)除了發(fā)動機保障火箭順利回收的基本技術(shù)外,疲勞壽命設(shè)計方法與設(shè)計準則、耐久性與損傷容限設(shè)計將會是發(fā)動機可重復(fù)使用性設(shè)計的重要組成部分。

2)液體火箭發(fā)動機有著顯著的高、低溫,強振動工況,極端溫度環(huán)境材料性能實驗與數(shù)據(jù)建庫技術(shù)、壽命設(shè)計與控制技術(shù)、全壽命周期運營體系設(shè)計技術(shù)等是迫切需要解決的關(guān)鍵技術(shù)難題。

3)發(fā)動機周轉(zhuǎn)過程中焊縫、緊固件的維修評價策略,一級發(fā)動機成本限額設(shè)計技術(shù),將會成為解決發(fā)動機可重復(fù)使用性的高新技術(shù)。