国内外卫星用液体远地点发动机发展综述

周红玲，姜文龙，刘昌国

（1.国防科学技术大学航天与材料工程学院，湖南长沙410073；2.上海空间推进研究所，上海200233）

0 引言

随着卫星有效载荷和在轨寿命的增加，对卫星变轨用液体远地点发动机的性能要求越来越高。液体远地点发动机的真空比冲性能对卫星等航天器的工作寿命和能够搭载的有效载荷的数量有重要影响。国外应用于卫星飞行的发动机其真空比冲已高达323 s。

回顾国内外液体远地点发动机的研制历程，提高液体远地点发动机真空比冲性能的方法主要集中在两个方面：其一是开展推力室结构特别是喷注器结构的研究，实现燃烧效率的不断提高；其二是采用抗高温氧化性能更好的新型材料，以解决发动机性能提高带来的工作温度上升的难题，实现发动机的高可靠、长寿命工作[1～3]。

经过多年发展，世界各国在液体远地点发动机用高性能喷注器、高温抗氧化材料研制方面均形成了自己的特色。国外具有代表性的为美国马夸特公司的R-4D系列直流式喷注器远地点发动机[1,4,9,15]、Aerojet公司的层板式喷注器远地点发动机[5]、TRW公司的针栓式喷注器远地点发动机[6]以及欧洲EADS公司的离心式喷注器远地点发动机[7,10,11]。国内主要为上海空间推进研究所研制的第一代至第三代液体远地点发动机。为不断提高发动机的比冲性能，各公司将研制重点均放在了高性能喷注器和新型抗高温氧化材料的研制上，其中抗高温氧化材料主要发展趋势为铼/铱材料[8,12,13,14]和C/SiC复合材料[16]。国内应用于飞行的主要为第一代液体远地点发动机（真空比冲305 s），第二代液体远地点发动机处于待飞行状态（真空比冲315 s），第三代液体远地点发动机正处于研究阶段（真空比冲323 s）。

本文介绍和分析国外典型液体远地点发动机和国内三代490 N发动机的主要技术特点、技术指标和应用情况，阐述液体远地点发动机的技术现状和发展趋势，指出影响先进液体远地点发动机性能指标的主要影响因素。

1 国外液体远地点发动机研制情况

1.1 Maquardt公司（现属Aerojet公司）

马夸特公司 (Maquardt)研制的R-4D系列发动机是液体远地点发动机的典型代表，该系列发动机经过几十年的不断研发，发动机真空比冲从R-4D-7的287 s到R-4D-16的327 s，比冲性能整整提高了40 s之多。近年来，以R-4D系列发动机为基础研制的AMBR（Advanced Materials Bipropellant Rocket）发动机，通过了验证试验，表明其真空比冲可以达到333 s左右[1,2]。马夸特公司远地点发动机的主研制历程如下所述。

上世纪60年代由美苏登月竞赛牵引研制了R-4D-7发动机，其真空推力445 N，真空比冲为287 s，喷注器采用直流式方案，推力室材料采用纯钼+钴基合金。

上世纪70年代研制的R-4D-11发动机采用了MON-3/MMH为推进剂，真空推力445 N，以C103铌合金为燃烧室材料，共有两种喷管面积比方案，分别为164:1和300:1。这种发动机除喷管面积比差异外，两个方案的阀门及喷注器等组件结构相同。喷管面积比300:1的方案在额定混合比（1.65）条件下，真空比冲为315.5 s，单台发动机试车点火时间44000 s。R-4D-11发动机至2000年为止已经成功地为137颗卫星、轨道再入舱及其他航天器提供了所需的动力，成功率为100%。该发动机方案阶段产品见图1（喷管面积比达 300）[9]。

为满足更大质量的卫星和卫星更长的在轨工作寿命的需求，马夸特公司研制了R-4D-14高性能液体远地点发动机（见图2）[3]。该发动机基于R-4D-11发动机的技术基础，主要通过以下几个措施提高了真空比冲性能：1）燃烧室采用CVD（Chemical Vapor Deposition）方法制备的铼/铱材料，从而使发动机具备了在1750℃～1875℃条件下工作的能力；2）对喷注器的设计进行了改进，主喷嘴对数由R-4D-11的8对增加到16对；3）采用了独特的预燃燃烧室技术。该预燃燃烧室技术是Areojet公司的一项专利技术，其应用主要有三个方面的功能：第一，实现铼/铱材料主燃室与钛合金头部过渡连接的功能；第二，为内表面铱涂层提供保护，防止喷注器附近部分未完全燃烧的推进剂和燃烧产物对铱涂层的腐蚀；第三，由于在预燃室末端采用了突然扩张的结构，增强了主核心区燃气与液膜冷却燃料之间的混合，提高了燃烧效率。

R-4D-14发动机喷管面积比仍为300:1，两台鉴定发动机分别进行了40034 s和31021 s考核工作，真空比冲323 s。在成功完成鉴定试验后，该发动机先后在休斯601HP和702通信卫星上进行了飞行考核。2000年初，R-4D-14发动机在进行休斯601HP发动机变轨任务时，工作期间发动机安装面温度约为150℃，最大热返浸温度为171℃，该温度与地面鉴定试验温度基本一致。

R-4D-15发动机额定真空推力445 N，推进剂为MON-3/MMH，真空比冲平均值为323.8 s，累计点火时间28610 s。该发动机采用改进型直流式喷注器，燃烧效率接近99%，在额定工况下燃烧室温度为1760℃。在该发动机研制过程中，制定了通过推力、混合比、试车时间、氧化剂温度等参数预测真空比冲性能的公式，经验证，该公式与实际测量数据有相当好的吻合性。

在R-4D-15发动机的基础上，研发了R-4D-15M发动机，该发动机燃料更换为N2H4，面积比仍保持在300:1，进一步提高了发动机的比冲性能。考核结果表明：在混合比0.85的条件下，发动机真空比冲326 s，在混合比1.0的条件下，发动机真空比冲328 s。

后续研制新一代R-4D-16发动机使用的推进剂为MON-3/N2H4，喷管面积比增加到400:1，燃烧室材料仍选用铼/铱材料。R-4D-16发动机具备在混合比0.7～1.33条件下、推力310～560 N范围内稳定工作的能力。在混合比0.85条件下，R-4D-16发动机真空比冲为326.7 s，在混合比为0.97的条件下，其比冲值达到328.3 s。

R-4D系列发动机研制的主要特点如下：

1）均采用直流式喷注器，并不断提高其燃烧性能；

2）采用CVD铼/铱材料作为其高性能发动机燃烧室的首选材料；

3）采用预燃室专利技术方案，效果显著；

4）不断增大喷管面积比。

1.2 Aerojet Propulsion公司

Aerojet Propulsion公司在双组元发动机的研制中，坚持了两项设计原则：1）耐高温的抗高温氧化材料；2）防止喷注器和阀门温度过高的温度控制技术，其中喷注器的温度必须足够的低，以防止氧化剂气堵以及阀门温度应控制在不至于损坏氟塑料密封件等材料的范围内。

以上述设计原则为基础，其高性能液体远地点发动机采用了以下技术方案。

1）喷注器设计方案采用了层板式喷注器（见图3）。应用层板式喷注器的发动机与采用传统喷注器的发动机相比，具有响应快，小脉冲、质量轻等突出特点，它是液体火箭发动机喷注器技术发展的一次重大进步。喷注器主要采用光化学加工和扩散焊技术，摆脱了传统的钻孔加工工艺，能够实现相对比较自由的流道设计。该公司的层板式喷注器可使燃烧效率大于99%。层板式喷注器预先雾化单元避免了两个小直径液柱为了雾化必须保持良好的对中和碰撞精度的要求，而小的碰撞推进剂射流不对中是影响发动机性能、工作稳定性的主要因素之一。

2）燃烧室和R-4D高性能发动机一样采用了铼/铱材料，从而实现了能够在辐射冷却的模式下工作而不需要液膜冷却。喷管扩张段为涂有硅化物涂层的C103铌合金喷管。

该公司采用以上技术的液体远地点发动机在喷管面积比286:1、额定混合比1.65的条件下，真空比冲性能为321 s。

1.3 TRW公司

TRW公司在其远地点发动机的研制方面也有自己独特的特点，该公司所选用的喷注器方案是其拥有的专利－针栓式喷注器（图4）。

此喷注器广泛应用于该公司几乎所有的双组元液体火箭发动机上，其主要特点如下：

1）高性能，燃烧效率可达96%～99%；

2）适用范围广，可以应用到各种推力量级的发动机上；

3）没有发生燃烧不稳定性现象；

4）能够用于多种推进剂的组合，目前已经成功的应用于25种推进剂组合；

5）结构简单，有很强的流量调节能力从而达到调节推力的目的。

TRW公司研制的两种典型的液体远地点发动机。

1）TR-308双模式液体远地点发动机，采用N2O4/N2H4作为燃料，真空推力471.5 N，喷管面积比204:1，混合比1.0，发动机真空比冲322 s，鉴定寿命24190 s，身部采用C103铌合金。在本发动机的研制中，精确控制了推进剂进入燃烧室的时间，一方面可防止过多的燃料积存而在燃烧室内造成启动压力峰；另一方面可防止由于肼的自分解造成“pop”现象的发生。

2）TR-312铼/铱发动机 （图5），该发动机身部燃烧室采用了铼/铱材料。TRW公司发动机所采用的铼/铱材料在制备方法上与前面所述的CVD化学气相沉积制备方法有所不同，其通过PM（Powder Metallurgy）粉末冶金的工艺制成。发动机铼燃烧室的内外表面除进行了铱涂层的制备外，内表面还分别制备了铑涂层和氧化锆涂层。该发动机喷注器、燃烧室、喷管扩张段采用了特殊的连接工艺。

TR-312铼/铱发动机推进剂采用N2O4/MMH，额定真空推力502 N，额定混合比1.65，喷管面积比245:1，比冲性能达到325 s，最长连续点火时间3000 s，累计试车点火时间25000 s。

1.4 EADS公司

EADS公司在其远地点发动机燃烧室材料选择上与以上介绍公司有所不同，主要为铂合金材料和C/SiC复合材料，虽然铂铑合金不具备铼/铱材料那样高的抗高温性能，但是比铌合金使用温度高出200℃左右，而其最大优点是在不需要任何涂层的条件下，具有很好的抗高温氧化性能。

EADS公司研制的铂合金发动机（图6），采用同轴离心式喷注器，氧化剂布置在外圈，燃料布置在内圈。由于铂铱合金比铂铑合金具有更好的冷热张力性能，所以发动机燃烧室喉部附近为铂铱合金，在其两端为焊接的铂铑合金，铂铑合金再与铌锰合金焊接，通过铌锰合金实现与发动机喷注器的焊接。上述所有焊接均为电子束焊。

EADS公司铂合金材料发动机所采用推进剂为NTO/MMH，额定真空推力420 N，额定混合比1.65，额定真空比冲318 s，喷管面积比220:1。后来，增加喷管面积比至300:1，比冲达到321 s。

EADS公司正在研发燃烧室及喷管延伸段全部采用C/SiC复合材料的新型发动机（图7），在研制过程中主要开展了C/SiC复合材料、C/SiC复合材料表面涂层、C/SiC复合材料与金属焊接连接等方面攻关研究。该发动机额定真空推力500 N，以NTO/MMH为推进剂，设计室压1 MPa，额定真空比冲325 s，2008年其工作寿命达到了9000 s。

1.5 国外远地点发动机技术特点

综上所述，国外在远地点发动机研制中，其技术特点如下。

1）不断完善喷注器关键部件的设计方案，目的是提高燃烧效率性能，某些方案的燃烧效率近乎100%。

2）选择高性能的能够耐受更高温度的材料以及相应的涂层技术，其中铼/铱材料及C/SiC复合材料应用最为广泛，铼/铱材料具备在2200℃条件下长期稳定工作的能力，但是材料制备工艺复杂，需要较高的材料基础工业能力作为保障条件，并且铼/铱材料重量较重，对发动机的重量有一定的影响，C/SiC复合材料具有重量轻的特点，也能够满足长寿命的使用要求，但是必须突破抗高温燃气的冲刷、与金属材料焊接连接等关键技术。铂铑合金特点是抗高温氧化能力强，不需要制备抗高温氧化涂层，但是其最高工作温度相对铼/铱材料低，应用中同样需要攻克与异种金属连接的问题。

3）开展发动机性能评估与适应性研究，包括建立发动机真空比冲性能预测公式；在发动机启动和中间过程注入氦气，考核工作稳定性；运输期间冲击试验考核；混合比、推力和推进剂温度大范围变化过程中发动机的热稳定性考核等。

国外液体远地点发动机（星用轨控发动机）的研制情况如表1所示。

2 国内远地点发动机研制情况概述

国内某研究所从事星用双组元液体远地点发动机研制，截至目前已经开展三代490 N发动机的研制，形成了第一代490 N发动机在役飞行、第二代490 N发动机待飞行、第三代490 N发动机研制的良好格局。

表1 国外液体远地点发动机汇总表Tab.1 Summary of foreign liquid apogee engines

2.1 第一代490 N发动机

第一代490 N发动机（图8），1982年开始预研，1987年转入型号研制，1992年转入正样研制。该发动机具有可靠性高、工作性能稳定、具备在混合比1.1～2.0偏工况条件下以及推力范围450 N～550 N条件下工作的能力。该发动机使用推进剂为MON-1/MMH，喷注器采用直流互击式方案，身部采用制备有抗高温氧化涂层的铌铪合金材料，面积比154:1，额定真空比冲约305 s，单台发动机起动次数最多达84次，累计最长工作时间28702.5 s。

1994年11 月，第一代490 N发动机首飞，用于第一颗东方红三号广播通信卫星。后来，延续用于我国所有三轴稳定地球同步轨道卫星以及探月工程绕月卫星，包括北斗导航，鑫诺二号、鑫诺五号、鑫诺六号、尼日利亚、委内瑞拉、嫦娥一号和嫦娥二号卫星等等。截至2011年7月，该发动机已成功完成29颗卫星变轨飞行任务，成功率100%，490 N发动机年度飞行情况如图9所示。

2.2 第二代490 N发动机

为满足我国大容量、长寿命、高可靠卫星发展的需要，研制了第二代490 N发动机（图10）。自2006年开始进行工程化型号研制，2010年9月完成初样研制并转入正样阶段研制。

第二代490 N发动机仍采用直流互击式喷注器，身部采用新型高强比铌钨合金和相应的抗高温氧化涂层体系，通过高性能喷注器、高效燃烧室、身部抗高温氧化涂层等一系列技术创新，突破了比冲达315 s、头部法兰温度控制、燃烧室温度控制、抗高量级力学环境能力以及热防护罩等数项关键技术，连续10台产品通过25000 s鉴定级寿命考核高空热试车，发动机研制取得成功。该发动机面积比220:1，真空比冲315 s，单台累计启动次数119次，累计工作时间30703 s。2011年4月，完成了正样阶段研制工作并交付了首台飞行产品，预计2012年年初飞行。

面积比为220:1的第二代490 N发动机为A型产品。为进一步提高发动机真空比冲，满足新研卫星应用需求，正在研制B型产品。与A型产品相比，推进剂控制阀门、推力室头部和推力室身部燃烧室保持不变，将喷管面积比由220:1增大至330:1，预计真空比冲将达到318 s。

2.3 第三代490 N发动机

为进一步提高490 N发动机液体远地点发动机的性能，2006年开始进行第三代高性能490N液体远地点发动机的研究，该发动机燃烧室材料选用铼/铱材料，预定目标比冲323 s。该发动机研制至今突破多项关键技术，完成了多轮高性能喷注器方案的试验考核和铼/铱材料发动机的高空模拟热试车考核，获取了发动机燃烧室效率和燃烧室温度特性。通过试验结果外推计算，真空比冲可以达到323 s。

为了研制出高性能远地点发动机，还需在以下两个方面着重开展研究。

1）高性能喷注器。直流互击式喷注器方案燃烧效率相对偏低，为提高其燃烧效率，可采用先进的直流式喷注器或其它形式的喷注器。在主喷注孔的排列，冷却流量大小及其它喷注参数上开展研究，可进一步提高燃烧效率。

2）抗高温氧化材料。在抗高温氧化材料方面开展进一步研究，包括材料制备工艺、材料检测方面等。国内研制的第三代远地点发动机中拟使用铼/铱材料，在深入研究材料制备、检测、焊接及试验等方面的同时，还可相应开展C/SiC复合材料的应用研究。

3 结论

1)双组元液体远地点发动机的性能对大容量、长寿命卫星的工作寿命及可搭载的有效载荷质量至关重要，需进一步提高液体远地点发动机真空比冲性能，影响比冲性能提高的主要影响因素主要包括燃烧效率和抗高温氧化材料。

2)国外典型液体远地点发动机飞行产品最高真空比冲为323 s，发动机主要特点为燃烧效率高，其不同形式的喷注器均能达到接近100%的燃烧效率，同时为适应高性能带来的燃烧室工作温度高的情况，燃烧室材料选用了铼/铱材料、C/SiC复合材料等新型抗高温氧化材料。抗高温氧化材料主要发展趋势为铼/铱材料。燃烧室采用铼/铱材料、推进剂为MON-3/MMH的发动机真空比冲提高至330 s。

3)为满足未来大容量、大质量卫星对推进系统的性能要求，需从高性能喷注器、抗高温氧化材料、喷管大面积比（达300及以上）等几个方面开展研究，进一步提高490 N远地点发动机的性能。同时可适时开展推进剂组合为N2O4/N2H4液体远地点发动机的研制。

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