面向高轨卫星的液体轨控发动机研制进展

赵 婷，陈夏超，杨成虎，姚 锋，刘昌国

(上海空间推进研究所，上海 201112)

0 引言

自20世纪60年代开始，液体远地点轨控发动机因其推力大小适中、冲量偏差小和入轨精度高等优点被广泛应用于各国航天器远地点机动变轨[1-3]。提高轨控发动机比冲性能可增加航天器有效载荷，降低发射费用，延长航天器在轨寿命。因此，国内外航天科技界始终不遗余力在提高轨控发动机比冲性能，代表性的美国R-4D系列轨控发动机真空比冲从最初的287 s，通过不断改进真空比冲达到323 s[4]。

伴随着国内卫星平台技术的快速发展，各类通信、导航、高轨预警等卫星向着更大容量、更长寿命、更高可靠、更高精度的方向不断发展，带动国内星用490 N轨控发动机研究取得了持续性发展[5-8]。目前，国内正在研制更先进的新一代大型桁架式东方红五号(DFH-5)卫星平台，该平台各项技术指标国际领先，发射重量达到8 000 kg，寿命在15年以上，有效载荷承载能力为1 200～1 500 kg，可提供有效载荷功率达到15～20 kW，牵引着国内星用轨控发动机技术创新。面向东方红五号卫星平台应用的高性能750 N发动机已突破多项关键技术，基于低廉、成熟的铌合金材料实现真空比冲321.1 s，工作寿命25 000 s，达到同类材料轨控发动机的国际先进水平。后续国内还将持续技术改进提升性能，最终实现真空比冲323 s的铌合金发动机，达到该领域的国际领先水平，形成参与国际商业卫星轨控发动机市场竞争的新优势。

本文简要介绍了国内490 N轨控发动机从第一代、第二代到第三代持续性发展历程，着重阐述了瞄准东五平台的高性能750 N发动机研制情况，介绍了其技术方案及试验结果，总结了国内星用轨控发动机的研制经验，同时指出了后续750 N发动机的发展方向。

1 国内490 N轨控发动机发展历程

1.1 第一代490 N发动机

第一代490 N发动机采用甲基肼/绿色四氧化二氮推进剂组合，发动机主要由推力室和2只推进剂控制阀通过紧固件连接组成。推力室由直流互击式喷注器头部和带大面积比高空喷管的铌铪合金单壁辐射冷却身部组成。推力室身部的内、外表面均制备有“815A”抗高温氧化涂层，面积比154∶1，真空比冲305 s。该发动机自1982年5月开始预研，1990年4月通过初样设计评审，1992年6月通过正样设计评审，1994年11月随着国内首颗东方红三号卫星完成首次变轨飞行任务，在轨工作时间6 238 s，填补了当时国内的领域空白。迄今为止正样阶段共生产了6批，发动机已先后有46台次上天飞行，成功率100%。

1.2 第二代490N发动机

随着卫星重量的不断增加和使用寿命的不断增长，提高490 N发动机比冲性能需求越来越紧迫。2000年，国内开始预研第二代490 N发动机。重点突破发动机头部喷注器温度控制、燃烧稳定性、铌钨合金材料及其抗高温氧化涂层制备工艺等关键技术，喷管面积比为220∶1条件下发动机真空比冲达到315 s。2010年4月通过初样设计评审。2010年9月通过正样设计评审。2012年5月，随着中星2A卫星完成首次变轨飞行任务，在轨工作时间14 431 s，性能提升所节省的推进剂可延长卫星寿命16个月，经济效益显著。迄今为止正样阶段共生产了3批，已成功完成了15台次的变轨飞行任务，成功实现了对第一代490 N发动机的升级换代。

1.3 第三代490 N发动机

对标国际一流技术水平，开展了第三代490 N发动机的研制。通过“十一五”和“十二五”总装预研项目的研制，进一步改进喷注器方案、采用铼/铱复合材料、二次燃烧装置、提高燃烧室压力、扩大喷管面积比，获得喷管面积比330∶1条件下发动机真空比冲323 s以上，并于2015年12月通过25 000 s鉴定级高模试车考核，达到该类型发动机的世界一流水平。由于铼/铱材料的制备工艺难度太大，高模试车过程中也暴露出铼/铱材料的高温强度不足、铱涂层抗冲刷能力不足、高辐射涂层局部鼓包现象等问题，认为目前铼/铱材料的工艺稳定性不足，尚无法满足第三代490 N发动机的工程应用需要。

1.4 双模式490 N发动机

肼和甲基肼虽属于同一系列的自燃推进剂，但在性能上肼燃料的真空比冲要高于甲基肼燃料。2015年国内开展了采用无水肼/绿色四氧化二氮为推进剂双模式490 N发动机研制。采用当前成熟的铌钨合金材料，技术方案基于第二代490 N发动机的研制经验，通过头部喷注参数优化、发动机头部温度控制及最佳混合比匹配，发动机完成了真空度2 Pa条件的高空模拟热试车，验证了发动机多次真空启动能力，发动机累计稳态点火190次，真空比冲达到323～325 s。双模式490 N发动机所有机械接口均与第二代490 N发动机完全一致，该发动机的快速成功研制，为国内双模式发动机领域“零”的突破，为未来航天发动机应用提供更丰富的选择。

1.5 490 N轨控发动机研制小结

20余年来，伴随着卫星平台技术的快速发展，国内星用轨控发动机研究取得了持续性进展，真空比冲从第一代产品的305 s提升到第二代产品的315～318 s，再提升到第三代产品的323～325 s。表1给出了国内当前卫星平台用490 N发动机的主要性能参数。其中，最高性能的第三代490 N发动机由于铼/铱材料目前尚未达到高可靠、长寿命的工程应用要求，短期内欲满足东五平台要求的33 000 s鉴定寿命工作要求，达到工程型号应用尚存在一定差距。

图1 国内卫星用490 N轨控发动机发展历程Fig.1 Development history of 490 N orbit control engine for satellite in China

参数第一代第二代第二代(双模式)第三代推进剂NTO/MMHNTO/MMHNTO/N2H4NTO/MMH真空推力/N490490490490混合比16516510165入口压力/MPa141515155真空比冲/s305315～318323～325323～325稳态工作时间/s28000400002500025000启动次数/次8420019040喷管面积比154∶1220∶1220∶1330∶1重量/kg4244446燃烧室材料铌铪铌钨铌钨铼/铱应用情况东三/东四，已飞行东三/东四，已飞行双模式系统，在研高轨卫星，在研

2 高性能750 N发动机研制概况

2.1 研制背景

针对国内当前最先进的东方红五号卫星平台对推进系统的需求，结合当前耐高温材料发展现状，轨控发动机采用750 N推力比较适中，一方面将提高卫星的变轨效率，降低轨道损失，减轻飞控任务；另一方面可缩短轨控发动机在轨工作时间至15 000 s，鉴定级寿命考核时间22 000 s，进而提高其工作可靠性，同时不会因推力过大产生较大的加速度，对卫星太阳帆板造成冲击破坏。此外，真空比冲作为衡量发动机性能的关键指标，其数值提高代表着发动机实现相同工作目标可减少推进剂的消耗量，从而延长卫星的工作寿命或增加有效载荷的质量。

2.2 研制过程

自2014年初起，国内开展了旨在提高发动机真空比冲性能的双组元750 N轨控发动机预先研究工作，并于2016年得到“十三五”总装预研项目支持，目的在国内当前490 N发动机持续性发展研制的基础上，考虑“东方红五号”卫星平台的国际先进性标配，对标国际先进水平，依托当前成熟的铌合金材料，进一步开展技术攻关，研制高性能750 N轨控发动机并将真空比冲提高到320 s，同时完成长寿命试车验证工作，进一步提高国内在研“东方红五号”卫星平台的总体性能。

图2 750 N轨控发动机应用各类仿真技术Fig.2 Simulation results of 750 N orbit control engine

750 N轨控发动机研制过程中，在充分继承国内已突破的各项轨控发动机关键技术基础上，利用CFD，NHT，FEA及多学科优化设计技术等仿真手段，和相位多普勒粒子分析仪(PDA)、粒子图像速度场仪(PIV)、红外热像仪、高速相机等试验设备，对发动机内部流动、雾化、传热燃烧过程仿真分析和实验测试，减少了发动机试车数量，缩短了研制周期，有效地提高了发动机研制效率。

图3 750 N轨控发动机应用PDA，PIV，红外热像仪等实验设备Fig.3 Equipments such as PDA， PIV， IR camera utilized for 750 N orbit control engine

3 高性能750 N发动机技术方案

3.1 总体方案

750 N发动机由推力室和2只推进剂控制阀通过紧固件连接组成。推力室由直流互击式喷注器头部和大面积比单壁辐射冷却身部焊接而成。发动机所使用的推进剂控制阀门为大流量自锁式电磁阀技术。

发动机结构见图4，发动机与系统推进剂供应管道采用内锥60°外套M18×1的螺纹连接；发动机安装法兰与机架的对接尺寸与490 N轨控发动机相同，采用三孔螺栓连接，3个安装孔均布在φ162的节圆上，安装孔孔径3-φ6.5，安装法兰外径φ180，以适应目前卫星机架的对接要求。

表2 750 N发动机技术参数

3.2 主要组件方案

3.2.1 头部

推力室头部主要由喷注器架、喷注芯体、氧阀支座、燃阀支座等通过装配后经焊接而成。发动机头部设计中巧妙采用隔热结构降低法兰安装面及遥测点温度，实际试车过程8 100 s程序法兰各个测点温度均满足任务要求的260 ℃，有效头部温度控制技术可提高发动机与机架在轨工作的可靠性。

图4 750 N轨控发动机结构Fig.4 Structure of 750 N engine

图5 采用隔热结构的750 N头部温度分布仿真及试车结果Fig.5 Simulation and test results of temperature distribution of 750 N engine head with thermal insulation structure

3.2.2 身部

推力室身部喷管面积比为210∶1，喷管出口轮廓尺寸不大于φ365 mm，总长583 mm。身部由燃烧室段和扩散段两部分组成，燃烧室段和扩散段均采用耐高温的铌钨合金，两零件通过真空电子束焊连接构成推力室身部。身部的内、外表面均制备有高温抗氧化涂层。

图6 750 N发动机推力室身部Fig.6 Body of thrust chamber for 750 N engine

3.2.3 推进剂控制阀

高性能750 N发动机推进剂控制阀门延用第二代490 N发动机的FMZ400-11双稳态自锁式控制阀门，实现发动机的点火和关机，具有很好的继承性。阀门工作电压24～42 V，开启和关闭瞬时通电，推进剂供应过程不需要继续通电，可以有效地降低功耗。

4 750 N发动机试验验证

2014年5月，750 N发动机在北京航天试验技术研究所进行了首次高模试车，累计启动6次，一次连续最长工作时间为1 000 s，累计工作时间1 315 s，真空比冲315 s。对标国际轨控发动机最先进的水平，以此状态为基本型，开展高性能750 N发动机改进设计，研制目标真空比冲不低于320 s。

改进设计过程中先后进行头部方案优化比对热试车验证了高性能喷注器的设计方案；通过燃烧室构型优化热试车，验证了高性能喷注器与燃烧室结构的最佳匹配方案；通过头部边区优化热试车，确保发动机长稳态工作过程的可靠性。2017年6月和2018年1月，连续完成两台全尺寸发动机长寿命高模热试车。图7为750 N发动机高模试车过程照片，图8为发动机试车前后的外观。

图7 750 N发动机高模试车过程Fig.7 Test photo of 750 N engine in hot fire testing

图8 750 N发动机外观Fig.8 Appearance of 750 N engine

750 N发动机长寿命高模试车完成30次点火、累计25 100 s稳态工作，单次最长工作时间8 100 s。发动机各次工作过程中，压力、流量等参数曲线平稳，发动机各部位温度稳定，实测真空比冲达到321.1 s。图9为750 N发动机8 100 s工作过程的压力、流量和燃烧室温度随时间历程曲线。

截至目前750 N轨控发动机已突破了诸多关键技术，当前技术状态在成熟、低廉的铌合金材料体系下，已实现真空比冲321.1 s，工作寿命25 100 s的研制成果。对标国外使用NTO/MMH推进剂的典型轨控发动机性能及应用情况可见，当前状态的750 N发动机真空比冲性能已达到铌合金材料体系下国际领先水平，与采用铼/铱材料已飞行产品中性能最高的R-4D-14(15)尚存在一定差距，需进一步优化改进。后续，将进一步对高性能750 N发动机进行改进设计，实现真空比冲323 s。

图9 750 N发动机试车过程压力、流量、燃烧室温度随时间历程曲线Fig.9 Variation of pressure， flux and chamber temperature in test process of 750 N apogee engine with time

研制国家、单位产品代号推力/N真空比冲/s燃烧室材料面积比应用情况美国Aerojet公司R⁃4D⁃11⁃3004453155铌合金+钛合金300∶1飞行R⁃4D⁃14(15)445323铼/铱材料300∶1飞行R⁃42SR890304铌合金+钛合金164∶1飞行AJ10⁃221490321铼/铱材料286∶1飞行美国NorthropGrumman公司TR⁃312⁃100MN454325铼/铱材料245∶1在研欧洲EADS公司S400⁃12400318铂铑合金+铌锰合金220∶1飞行S400⁃15400321铂铑合金+铌锰合金330∶1飞行EAM500325C/SiC400∶1在研美国MOOG公司LEROS2490309铌合金150∶1鉴定LEROS2B400318铌合金150∶1鉴定LEROS41100323铂铑合金+铂铱合金293∶1在研印度LB44FR440316铌合金160∶1飞行

5 结束语和展望

经过20多年的发展，从第一代490 N发动机到第二代490 N发动机、第三代490 N发动机，再到高性能750 N发动机，国内已经形成一套行之有效的面向高轨卫星用轨控发动机设计、生产和试验研发体系，在高性能发动机研制方面积累了丰富的经验。

在采用成熟、廉价的铌合金基体条件下，高性能750 N发动机通过技术攻关及热试车考核，实现了发动机真空比冲321.1 s,工作寿命25 100 s的成果，可满足国内当前高轨卫星平台的应用需求。对标东五大平台的国际先进性，需要进一步提高750 N发动机真空比冲至323 s。

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