轻质高比冲1000N双组元轨控发动机研制

刘晓伟，姚明明，李佳明，曹 晶，曲海军

（西安航天动力研究所，陕西西安710100）

0 引言

为延长空间飞行器寿命和增加有效载荷，对姿轨控发动机真空比冲和结构质量提出了越来越高的要求。随着新材料、新工艺和喷注器技术的不断发展和应用，国内外液体双组元轨控发动机技术性能均在不断提高。欧美等西方发达国家研制的高性能空间发动机逐渐用铼/铱合金、铂合金代替了铌合金，从而为达到更高的比冲提供了保障[1-3]。最为典型的是美国Marquardt公司（现属Aerojet公司）研制的R-4D系列445 N轨控发动机[4-8]。20世纪 60年代为载人登月研制的R-4D-7发动机真空比冲仅2 813 m/s，新研制的R-4D-16真空比冲已达到3 205 m/s，比冲提高了14%。由于采用新型铼-铱材料燃烧室和喷注器的精细化设计，R-4D-15 445 N轨控发动机燃烧效率高达99%。国内高性能发动机技术也取得了较大进展，国内研制的第1代490 N远地点发动机1994年首飞，真空比冲为2 989 m/s；第2代490 N远地点发动机2012年首飞，真空比冲提高至3 087 m/s；正在研制的第3代490 N发动机设计真空比冲为3 165 m/s[9-10]。

1 000 N轨控发动机采用陶瓷基复合材料（Cf/SiC）身部。头部为钛合金材料，与陶瓷基复合材料身部采用独特的陶瓷-金属连接结构。热试车结果表明，1 000 N发动机燃烧效率不低于96%，真空比冲约3 169 m/s，长程试车后发动机结构完好。

1 发动机技术方案

1 000 N发动机采用NTO/MMH推进剂，发动机由电动气阀和推力室组成。推力室质量≤2.5 kg，主要技术参数见表1。

1.1 喷注器

喷注器是发动机的核心部件，决定了发动机的燃烧效率、热防护效果和燃烧稳定性。常见的喷注器类型包括直流互击式喷注器、层板式喷注器、针栓式喷注器和离心式喷注器，如美国R-4D系列445 N直流互击式喷注器发动机[4-8]、航天飞机轨道机动27 kN层板喷注器发动机，欧洲400 N离心式喷注器发动机。1 000 N发动机采用设计和工艺均较为成熟的直流互击式喷注器结构。

表1 1 000 N发动机主要技术参数Tab.1 Primary parameters of 1 000 N engine

为提高燃烧效率，主要采取了2项措施：①选取较多的喷注对数，使雾化颗粒更小，混合更加均匀（美国R-4D系列445 N直流互击式喷注器发动机提高燃烧效率的措施之一就是将喷注对数由8对增加到16对，增加后每个喷注单元对应的推力为27.8 N。1 000 N发动机选取较多的喷注对数，喷注单元的推力比445 N发动机略小，有助于实现更高的燃烧效率）；②对喷注对设计参数进行优化设计，使鲁泊数、孔径比等设计参数合理匹配。

喷注面边缘布置倾斜于燃烧室内壁面的燃料冷却孔，从而形成液膜冷却。大量研究表明，在冷却液流量相同的情况下，不同冷却孔角度对冷却效果有重大影响[11]。1 000 N发动机选择了2种角度的冷却孔，2种角度冷却孔交替配置，以便兼顾燃烧室入口端和喉部附近的冷却。

喷注器周向边缘布置了声腔，以避免发动机出现高频不稳定燃烧，抑制目标频率为一次切向振型。声腔采用带过盈的1/4圆弧进口，为轴向声槽结构。这种声腔的优点是声腔开口面积相对较大，燃烧稳定性裕度高；缺点是身部进口结构相对复杂，头身对接部位温度较高。

喷注器生产过程中进行了氦质谱仪检漏试验和气密试验，检查合格后进行了撞击雾化试验，见图1。撞击雾化试验表明，喷注器实际参数与设计值基本吻合，雾化颗粒度小，流场分布均匀。

图1 喷注器撞击雾化照片Fig.1 Atomization effect of injector

1.2 发动机身部

高温抗氧化材料一直是制约火箭发动机性能提高的瓶颈。国外先后研发了铌合金材料、铼/铱材料、陶瓷材料（包括Si3N4陶瓷材料、Cf/SiC陶瓷基复合材料和超高温陶瓷基复合材料）和铂铑合金材料等。美国Aerojet公司研发的490 N发动机和TRW公司研发的454 N发动机均采用铼/铱材料，欧洲EADS Astrium公司研发的400 N发动机采用铂铑合金材料，虽然不具备铼/铱材料那样高的抗高温性能，但比铌合金使用温度高出200℃左右，最大优点是不需要任何涂层，具有较好的抗高温性能。EADS Astrium公司研发的500 N发动机采用Cf/SiC复合材料身部，该发动机以NTO/MMH为推进剂，设计室压为1 MPa，额定真空比冲325 s[9-10]。考虑到铼/铱合金和铂合金密度高且价格昂贵，1 000 N轨控发动机身部采用Cf/SiC陶瓷基复合材料。

陶瓷-金属连接关键技术是陶瓷基复合材料工程化应用的核心。主要难点在于：SiC基体原子间为共价键结构，而金属材料原子间为离子键结构，这增加了两者进行化学结合的难度；Cf/SiC复合材料与金属材料热膨胀系数差异较大且浸润性差，难以形成可靠的物理连接，而且高温工作时容易产生较大的热应力。美国Ultramet公司研制的复合材料身部与金属头部连接采用了化学气相沉积（CVD）铌技术。欧洲EADS Astrium公司研发的500 N也采用了该技术实现了Cf/SiC复合材料身部与金属头部的连接。俄罗斯Kompozit研究所在Cf/SiC复合材料与金属连接技术上独辟蹊径，其研制了与Cf/SiC复合材料等热膨胀率的钛合金，然后通过CVI工艺在连接环与Cf/SiC复合材料制品之间的缝隙内沉积SiC，从而实现Cf/SiC复合材料与金属的紧密结合。1 000 N发动机采用独特的陶瓷和金属的钎焊连接，并经过了热试车考核。

2 工作过程仿真及优化设计

为提高发动机比冲性能，利用数值仿真方法对喷注对设计参数、冷却液膜量、特征长度等影响燃烧效率的主要参数进行了分析，获得了优化的设计方案，并预估了燃烧效率和温度特性，以便在比冲性能提高的同时仍然具有足够的工作寿命和可靠性。仿真优化设计主要包括：喷注器单孔流量均匀性仿真、冷却设计参数仿真、特征长度对燃烧效率和温度的影响分析等。

2.1 喷注器单孔流量均匀性仿真

对燃料路和氧化剂路均采取等静压设计，对其进行仿真和腔道结构优化设计。优化后燃料路主孔最大相对偏差为-1.9%～+1.6%，冷却孔单孔流量最大相对偏差为-3.0%～+3.0%；氧化剂路单孔流量最大相对偏差为-1.8%～+1.7%。2种推进剂的单孔流量均匀性均较好。

2.2 冷却液百分比初步选取

对不同冷却液百分比下的气壁温和燃烧效率进行数值法估算，为冷却液百分比选取提供初步的参考。估算结果见表2。

表2 估算的燃烧效率和气壁温随冷却液百分比的变化情况Tab.2 Variation of estimated combustion efficiency and gas wall temperature with percentage of cooling liquid

考虑到Cf/SiC陶瓷喷管的SiC涂层在高温作用下会形成SiO2保护膜，若气壁温过高则会影响涂层工作可靠性。兼顾温度和燃烧效率，初步选取冷却液百分比为26%。

2.3 特征长度选取

根据选取的冷却液百分比，开展不同特征长度下的燃烧仿真计算。图2和图3为特征长度为600 mm时燃气团压力分布和燃气团表面温度分布情况。考虑到结构尺寸相同、流量相同的条件下，燃烧效率与室压成线性比例关系，本文采用仿真计算的燃烧室压力与设计压力的比值，表征仿真计算的燃烧效率。经过计算，特征长度为550 mm时，燃烧效率仿真值约为95.2%，对应真空比冲约为3 123 m/s；特征长度为600 mm时，燃烧效率仿真值约为96.2%，对应真空比冲约为3 157 m/s。

图2 特征长度为600 mm时燃气团温度分布（最高温度3 257～3 491 K，均值为3 374 K）Fig.2 Distribution of hot gas temperature when characteristic length of chamber is 600 mm（the highest temperature is 3 257～3 491 K,and the average temperature is 3374 K）

图3 特征长度为600 mm时燃气团压力分布（燃烧室压力0.765～0.77 MPa，均值为0.767 5 MPa）Fig.3 Distribution of hot gas pressure when characteristic length of chamber is 600 mm（chamber pressture is 0.765～0.77 MPa,and average pressure is 0.767 5 MPa）

2.4 传热计算

根据前文选取的冷却液参数和特征长度，对喷管进行传热计算，以确认参数选取是否合理。

喷管内壁的传热边界条件按照如下方法给定。喷管内壁从高温燃气得到的热流为：

式中：qr为高温燃气对喷管的辐射热流，qc为对流热流，h为对流传热系数，Tad为绝热壁温，Twg为喷管内壁温度。采用ANSYS计算时，令

故而

于是在喷管内壁只需要设置一个对流边界即可描述对流与辐射的总热流及其与壁温之间的耦合关系。

2.4.1 稳态计算结果

稳态计算结果见图4和图5。

图4 1 000 N发动机喷管内壁面温度分布曲线Fig.4 Distribution of interior wall temperature of 1 000 N engine nozzle

图5 1 000 N发动机喷管外壁面温度分布曲线Fig.5 Distribution of exterior wall temperature of 1 000 N engine nozzle

由图4和图5中可以看出，1 000 N发动机稳态工作时喷管内外壁最高温度均位于喉部附近，内壁温最高约为1 570℃，外壁温最高约为1 305℃，内外壁温均在Cf/SiC陶瓷材料的许用温度范围内。

2.4.2 热返浸计算结果

热返浸计算结果见图6。

图6 1 000 N发动机法兰盘温度分布曲线Fig.6 Temperature distribution of flange on 1 000 N engine

由计算结果可以看出，热返浸过程中法兰盘温度先升高再降低，最高温度为78.2℃，能够满足电动气阀可靠工作的温度要求。

2.5 小结

通过仿真计算，对主孔流量均匀性、冷却液参数和特征长度选取是否合理进行了确认。结果表明：优化后的集液腔结构设计合理，燃料路和氧化剂路单孔流量偏差均较小；选取的冷却液参数和特征长度合理，对应的燃烧效率仿真值约为96.2%，真空比冲约为3 157 m/s，陶瓷喷管内壁温最高约为1 570℃，外壁温最高约为1 305℃，能够满足发动机可靠性工作和比冲性能要求。

3 热试验证

依据仿真优化后的设计参数，进行产品加工和试验。发动机累计点火时间1 354 s，单次最长工作时间1 000 s，工作过程中，室压流量曲线平稳，长程试车后发动机结构完好。

试车数据表明：

1）1 000 N发动机燃烧效率约为96.6%，在预计喷管效率97%的条件下（根据以往同类发动机实际试验结果统计得出），计算真空比冲约为3 169 m/s，满足任务指标要求。

2）1 000 N/1.64工况点火时，喉部外壁面温度为1 328℃，经过了1 000 s长程考核。实测喉部外壁温度与仿真值差异不大。

图7为1 000 N发动机工作参数曲线，图8为发动机试车照片。

图7 1 000 N发动机工作参数曲线Fig.7 Operation parameters of 1 000 N engine

图8 1 000 N发动机试车照片Fig.8 Picture of 1 000 N engine in testing

4 结束语

发动机研制过程中，工作过程仿真对于优化选取各个设计参数至关重要。工作过程仿真包括喷注器流量均匀性、燃烧过程及传热等模块。1 000 N发动机通过对上述模块的仿真，对头部结构设计、冷却液参数、特征长度等参数进行了优化选取并经过了热试车考核。发动机燃烧室外壁温、燃烧效率的仿真值均与测量值基本相当，燃烧效率实测值96.6%，真空比冲约3 169 m/s。

后续还需进一步开展以下工作：

1）开展发动机高可靠、长寿命考核，以满足长工作寿命航天器的需求。

2）国外典型液体远地点发动机主要特点为燃烧效率高，其不同形式的喷注器均能接近100%的燃烧效率。为满足未来空间飞行器对推进系统的性能要求，还需从高性能喷注器、抗高温氧化材料等方面继续开展研究。

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