液體火箭發動機可重復使用性設計技術分析

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快速發展[1],我國也成立了星際榮耀、藍箭等民營航天研發機構,開展了可重復使用80 tf級液氧/甲烷發動機的研制。以航空發展的血淚史為代價,形成的疲勞與斷裂設計新技術保證了飛機長壽命工作的安全性。但是,與航空等其他領域不同的是,液體火箭發動機的可重復設計技術依舊是行業空白。

航天飛機理論上可以經過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應用帶來了繁雜昂貴的維修[3],然而新技術的應用不應當是發展可重復使用飛行器的短板,而應當是引領科技進步、增加產業技術附加值的關鍵。2002年,SpaceX公司成立,于2015年首次實現了可重復使用火箭的垂直回收,給重復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)作戰技術辦公室推出了XS-1“實驗性空天飛機”項目,發動機采用Aerojet Rocketdyne公司的AR-22發動機,該發動機設計飛行任務55次,每10次任務維護一次[4]。俄羅斯的RD-0120發動機工作壽命為10次(大修之間,預定可大修4次[5-6]),發動機的壽命極限是由主渦輪泵中渦輪葉片尾部邊緣出現裂紋來判定的。液氧/煤油發動機NK-33是俄羅斯登月計劃中經過使用驗證的發動機。1995年Aerojet公司引進該型發動機,并分為AJ26-58和AJ26-59兩種型號,其中AJ26-59是可重復使用發動機,用作Kistler K-1運載器的推進系統[7-8]。在可重復使用LOx/LCH4發動機RD-192(2001—2004年期間研制)的基礎上,俄羅斯于2008—2012年研制了RD-196發動機。RD-0169A(100 tf推力)和RD-0169V(110 tf推力)發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,單次發射任務要實現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”太空飛機最為經典,它使用“佩刀”SABRE動力引擎,該發動機是一種采用組合深度預冷技術的性能卓越的發動機[10-11]。除此以外,還有歐洲的普羅米修斯(Prometheus)液氧甲烷發動機[12-13],美國的BE-4[14]和Raptor LOx/LCH4發動機[15],以及一些其他類型的發動機也帶有可重復使用設計特色。雖然可重復使用發動機型號已經較多,但國外經飛行驗證的重復使用過的發動機僅有美國的RS-25、Merlin系列[16-17],以及蘇聯的RD-0120發動機[18]。

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

1 發動機可重復使用性設計技術

通俗地來講,液體火箭發動機是以液態推進劑為工作介質的動力裝置,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能轉化為火箭的動能。以泵壓式(發動機對推進劑進行增壓)膨脹循環(燃料冷卻噴管)液氧/液氫火箭發動機為例,它利用數萬轉轉速的發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,沖擊產生的振動達到幾千個g(1g=9.8 m/s2)的量級。航天飛機主發動機(SSME)的工作原理見圖1(a),發動機的啟動狀態示例見圖1(b)[26]。

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

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

截至2023年9月,美國SpaceX公司的獵鷹9號一級火箭已經完成單箭17次重復發射(執行16次發射任務),涉及發動機重復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動機,Merlin發動機隨著箭體回收后如何開展基地級、廠所級的檢測維護,復飛風險評估和復飛標準如何制定,退役期限如何評估等問題是發展可重復使用液體火箭發動機必須要考慮的問題。

如上所述,液體火箭發動機的重復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動機相比,對它提出了全壽命周期設計的要求,這使得可重復使用火箭發動機的研制風險大、難度高,需要新的設計技術提供支撐。航空領域從靜強度設計出發,發展了結構疲勞、斷裂設計技術,為航空飛行器的可重復使用提供了技術保障。然而,因為液體火箭發動機獨特的工作模式和工作特點,“直接將航空等其他領域現有的成熟的設計體系拷貝成液體火箭發動機可重復使用設計技術”的方法是需要謹慎考量的。

鑒于以上原因,應重點開展液體火箭發動機的可重復使用設計技術研究。

1.1 全壽命周期運營體系建設技術

以航空領域作為參照,重復使用液體火箭發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,僅有發動機基本結構設計是遠遠不夠的,在研制初期就應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計變量。由文獻[29]可知,重復使用航天運載器全壽命周期使用成本中保障資源占比26%,地面支持設施占比14%,而60%的成本用于大修期的維修費用。液體火箭發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給出了可重復使用液體火箭發動機使用周轉過程[30]。

圖3 發動機可重復使用周轉示意圖Fig.3 Schematic diagram of reusable engine turnaround

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

1.1.1 新的設計體系

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

1.1.2 新的保障體系

設計發動機回收地面支持系統、轉運保障系統、檢測維修系統、資源保障系統、實驗考核系統,以降低發射成本、提高發射頻次為目標,建設并優化協調發動機重復使用保障體系。

1.1.3 新的評價體系

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

1.1.4 有效的管理體系

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

綜上可知,通過可重復使用液體火箭發動機全壽命周期運營體系建設,將會形成一條區別于一次使用液體火箭發動機的全新的發動機全壽命周期運營產業鏈,顯著提升我國航天運營體系建設,增強航天系統化建設能力。

1.2 核心件的功能設計技術

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

1.2.1 精準控制回收技術

1.2.1.1 推力調節技術

不同于一次性使用火箭,可重復使用火箭在設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]。從火箭裝滿燃料發射一直到完成既定發射任務,火箭質量因推進劑的消耗而發生很大的變化,因此,發動機的推力要同時滿足大推力發射、小推力機動調姿和“軟著陸”回收的要求[31]。為了實現推力的深度調節,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,對于燃燒穩定性也有很強的適應性。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,地面與火箭要實現協調配合,通過精確制導技術控制火箭到達回收平臺上方。從地面引導到安全降落回收的過程難度很大,對火箭的穩定控制技術要求極高,并推動發展了發動機反推、再入和著陸點火等關鍵技術。

1.2.1.2 發動機狀態監控與檢測技術

發動機狀態監控與檢測技術是保障發動機可重復使用安全性的重要技術,RS25發動機研發的新型飛行控制器實現了發動機狀態的實時監測,保障了飛行的安全性。圖5為RS25發動機飛行控制器[32]。

圖5 RS25控制器Fig.5 RS25 controller

以上技術不僅保證了火箭的精準回收和狀態的檢測與監控,而且相關技術可以應用到自動駕駛、精確導航等一系列民用工業領域。

1.2.2 先進的設計技術

先進理念支撐的設計技術不僅可以保證液體火箭發動機可重復使用的安全性,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計技術如下。

1)模塊化設計技術。產品的模塊化設計可以顯著提高發動機維修的高效性,簡化可達性的設計要求,降低使用維護的成本。SpaceX的猛禽發動機采用模塊化設計技術,大大簡化了發動機的系統結構布局,保障了可重復使用性能。

2)容錯性設計技術。這是提升發動機安全性的重要措施,采用多機表決的失效包容性設計技術將大大提升發動機失效后的風險控制能力,拓寬發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”設計技術。

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

除了以上設計技術,液體火箭發動機可重復使用設計技術還包括多學科優化設計技術、疲勞壽命設計技術、以可靠性和經濟性為中心的設計技術等。其中,疲勞壽命設計技術是液體火箭發動機可重復使用必需的設計技術,但這牽扯到高、低溫,強振動,疲勞復合等一系列問題,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

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

1)增材制造技術。目前該技術已在歐洲Prometheus發動機噴管、Merlin發動機氧閥門和RS-25Pogo蓄能器上被采用[34]。其中,3D打印和整體鑄造技術可顯著地減少零組件數目和焊縫數目,提高發動機的可靠性[35]。圖6中的綠色標示部分是RS25發動機的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。焊接過程是一個自帶生產缺陷的過程,而這些缺陷在高溫、高壓、強振動環境下易成為疲勞源[36],因此,減少焊縫數量是保證發動機安全重復使用的重要技術。RS25發動機的主燃燒室采用了“熱等靜壓”焊接技術。

3)復合材料加工技術。復合材料已經在航空發動機、宇航元器件等領域得到了大量應用。SpaceX獵鷹火箭采用兩級串聯不用氫氧發動機的方案將輕質化設計表現得淋漓盡致,開展輕質高強復合新材料/新工藝技術的研究,以實現發動機低成本、重復使用且高性能的目標。

4)結構的連接優化技術[37]。連接結構問題表現在:液氧/液氫發動機管路球頭密封接頭出現常溫不漏低溫漏的“反常”規律[38];螺栓緊固件易出現松脫、咬死等連接“失效”問題;焊縫質量控制不當引起連接失效等。開展結構的連接優化設計與控制是制定發動機重復使用維修策略,提高發射頻次的重要技術。

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

1.3 成本化設計技術

除了強度設計、壽命設計等技術[40],應當開展可重復使用液體火箭發動機的成本化設計技術研究,以此聯接可靠性[41]、維修性和經濟性[42],達到真正降低再入空間成本的目的。其中成本化設計技術的重要性體現在以下幾方面。

1.3.1 維修成本最優化能力

在技術不革新的情況下,隨著火箭發動機維修成本占比的增加會使得它不再具有重復使用價值,開展成本化設計將對現有技術和新技術下火箭發動機的可重復使用能力做出評估,以實現發射成本的最優化[43]。

1.3.2 開展頂層的成本分配與控制

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

1.3.3 重復使用性設計降低再入空間成本

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

2 發動機重復使用的關鍵技術難題

深度變推力技術、多次啟動技術、噴管大角度調節技術,以及故障診斷與監測技術等已經是火箭順利回收的性能保障技術[46],大部分已經得到了有效解決。本節重點給出與結構壽命相關的關鍵設計技術難題。

2.1 極端溫度下材料力學分析技術

為了適應液體火箭發動機的高、低溫工作環境,結構設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性能退化,開展極端溫度下材料力學實驗技術的研究是發動機設計的關鍵難題之一[25],這主要表現為以下幾方面。

1)發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 ℃),發動機很多部件會長期在這種極端溫度環境下工作,然而開展這類極端高、低溫環境下的材料力學性能實驗極其困難[47]。

2)與常溫狀態相比,極端溫度環境下結構的材料力學性能會發生顯著變化,比如GH4169在液氫環境下會出現彈性模量降低的“反常”現象[48]。分析并模擬特種環境下這類材料的力學行為仍然缺乏可依據的標準。

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難以準確控制、燃氣監測過程干擾性強等一些列技術難題,同時,低溫環境對測量系統的低溫適應性要求提高,還要解決實驗室環境下的低溫結霜(冰)等一系列技術難題。

綜上可知,極端溫度環境下液體火箭發動機結構的材料力學性能實驗技術是需要解決的關鍵技術難題之一。

2.2 發動機力熱載荷識別技術

液體火箭發動機啟動、關機時間短,燃燒沖擊作用大,關鍵件承受高、低溫環境,發動機各部件的動力學響應特性復雜[49],研究方法不完備,這主要表現為以下幾方面。

1)結構材料的溫度相關性導致結構本身的阻尼、界面之間的作用表現出較強的非線性,這為動載荷的準確識別帶來了很大的不確定性。

2)復雜的燃燒過程、流體動特性參數難以實驗測量,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、高速轉動效應、瞬時力與熱的沖擊作用對結構的影響過程還未認識清楚,相關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展。

液體火箭發動機結構的動力學實驗方法與理論研究是需要解決的關鍵技術難題之一,直接影響了壽命設計分析的準確性。

2.3 發動機壽命分析與設計技術

壽命設計技術的需求將會隨著可重復使用液體火箭發動機的發展日益強烈。其中,焊縫、緊固件的壽命設計、概率風險評估、維修方案將會變得越來越重要。這主要體現在以下幾方面。

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

2)緊固件是發動機的另一個主要連接結構,試車、運輸、周轉過程中的緊固件經常出現松脫和咬死,它們的發生機理涉及界面摩擦非線性、材料侵徹滲透等復雜現象,相關機理的分析和物理建模難度較大。

3)發動機設計、生產、工作中的可控參數具有一定的隨機性,很小的應力評估誤差將會帶來數倍的壽命差異。盡管工藝與材料的隨機性是發動機結構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,發動機的壽命分析與設計影響因素繁多,過程控制比較困難,是需要解決的關鍵技術難題之一。

2.4 維修性設計技術

從航空的數據統計和使用經驗來看,航天產品存在如圖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備規定使用期限,定期維修這類設備是不必要的。因此,液體火箭發動機可重復使用設計技術應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的發動機檢查維修技術[51]。

除此之外,針對發動機采取實時狀態監控與檢測也是保證發動機安全高效工作的重要環節[52],這在很大程度上增強了維修的有效性。

3 結論

本文旨在對液體火箭發動機可重復使用性設計技術和經濟性進行分析,提出發動機設計的關鍵技術難題,為發動機的可重復使用性設計提供參考。通過本文的研究得出以下結論。

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

2)液體火箭發動機有著顯著的高、低溫,強振動工況,極端溫度環境材料性能實驗與數據建庫技術、壽命設計與控制技術、全壽命周期運營體系設計技術等是迫切需要解決的關鍵技術難題。

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