30 kN上面级液氧甲烷发动机方案

赵海龙，张成印，曹红娟，程圣清

(北京航天动力研究所， 北京 100076)

0 引言

上面级是指在基础级运载火箭或运载器上增设的一级或多级[1]。上面级相对独立，工作模式和技术特点介于运载火箭与航天器之间：任务周期长，承受的空间环境近于航天器[2]；任务模式多、适应性强，发动机需要进行多次起动。但与航天器相比，上面级的轨道机动能力更强，发动机推力更大。上面级可将现有航天器直接发射入轨或大幅节省变轨时间，未来月球和火星等天体探测任务需要将探测器、卫星和飞船等航天器直接送入环天体轨道，采用高性能上面级可以减少运载火箭末级入轨的质量，与大型火箭组合后可以大幅提高运载能力。

美国的半人马座、欧洲的EPS以及低温上面级ESC—A/B、俄罗斯的微风以及弗雷盖特和KVRB等都是现役的上面级，均具备多星多轨道发射能力，可用于快速组网。我国为拓展现有运载火箭的工作能力，先后成功研制了远征系列YZ—1、1A、2、3上面级[3]，这些上面级的主发动机使用常规推进剂，都存在推力及性能偏低和任务适应性不足的问题。我国日益扩展的空间活动，要求上面级具备高性能(比冲大于360 s)、长期在轨以及较高轨道机动能力。相应地，上面级主发动机需具有如下能力：①比冲高；②多次起动能力；③空间可长期贮存；④高可靠性[4-6]。

本文针对未来先进上面级发动机技术发展的需求，分析了液氧/甲烷推进剂组合的技术特点，对比了发动机系统循环方式，提出了闭式膨胀循环液氧/甲烷发动机系统方案，并介绍了30 kN液氧甲烷发动机系统、推力室、涡轮泵和发动机总装产品的技术方案和研究进展。

1 液氧/甲烷的特点

液氧甲烷推进剂组合兼具氢氧和液氧煤油的优点，除无毒无污染外还具有以下特点：①推进剂理论比冲高，相同室压和面积比下，比冲较液氧煤油高约10 s、较液氢液氧低约90 s，密度比冲较液氧煤油低约60 s、较液氢液氧高约130 s；②甲烷结焦温度高(950 K)、冷却性能好、吸热做功能力强，可用于膨胀循环系统；③甲烷沸点低，饱和蒸汽压高，可实现贮箱自生增压，同时易于发动机箱压自身起动；④空间可贮存且液氧、甲烷的温区接近，适应长期在轨应用，可使用共底贮箱；⑤可作为主动力和辅助动力系统的共用推进剂，减少火箭推进剂种类。液氧甲烷推进剂非常适用于长期在轨上面级主发动机[7-13]。

2 发动机系统方案

发动机的性能、技术难度、试验方法、制造工艺和研发费用取决于系统循环方式，目前主动力发动机的系统循环方式主要有补燃循环、闭式膨胀循环、燃气发生器循环等，几种系统循环方式的对比如表1所示。

表1 系统循环方案对比

对比3种循环方式可知，膨胀循环系统设置更为简单、比冲性能和固有可靠性高、可实现多次起动和推力调节，同时膨胀循环发动机国内技术基础较好、研制周期和成本可控，是低温上面级发动机的首选方案[14-16]。

液氧甲烷上面级膨胀循环发动机系统原理如图1所示，系统采用单推力室+串联双涡轮泵方案。液氧和甲烷分别经涡轮泵增压，增压后的甲烷全流量进入推力室再生冷却身部，吸热汽化的甲烷气体经过甲烷涡轮和氧涡轮，膨胀做功后的甲烷与氧泵增压后的液氧进入推力室混合燃烧。膨胀循环的上面级发动机总体布局如图2所示，可以看到膨胀循环发动机系统简单、布局结构紧凑。

图1 液氧甲烷发动机系统原理图Fig.1 System schematic of LOX/methane engine

图2 发动机总体布局示意图Fig.2 Schematic layout of LOX/methane engine

根据总体的技术要求，确定发动机的主要设计指标，运用质量、能量和动量守恒原理，可计算得出发动机的系统参数，30 kN液氧甲烷上面级发动机的主要设计参数如表2所示。系统参数也是各组件设计的依据，围绕闭式膨胀循环的系统方案，开展了系统、组件和总装结构的详细方案设计，并完成了气氧气甲烷火炬式电点火器、推力室、涡轮泵和总装结构等关键组件的产品研制和试验验证工作，取得了阶段性成果，初步验证了系统和组件方案的可行性。火炬式点火器方案在参考文献[14]中作了详细介绍，该火炬点火器点火室压1.0 MPa，气氧气甲烷总流量20 g/s，混合比3∶1，已共计参加19次缩比喷注器和2次全尺寸推力室挤压热试验，全部实现成功点火，充分验证了方案的合理可行性。本文重点介绍推力室、涡轮泵和总装结构的技术方案和研究进展。

表2 30 kN液氧甲烷上面级发动机主要参数

3 推力室

3.1 推力室总体

推力室由头部、再生冷却身部和喷管延伸段组成，如图3和图4所示。甲烷从入口集合器进入再生冷却身部，在夹套逆流进行再生冷却，吸热汽化后的甲烷从推力室头部的出口集合器流出，作为驱动涡轮泵的工质。液氧和做功后的甲烷最终进入推力室头部从喷注器喷出，在燃烧室内充分混合并经点火器点燃，燃烧膨胀加速从喷管喷出产生推力。

图3 推力室身部和喷管延伸段示意图(单段式再生冷却方案)Fig.3 Combustion chamber and nozzle extension(single-stage regenerative cooling design scheme)

图4 推力室Fig.4 Combustion chamber

3.2 推力室头部

推力室头部采用三底两腔的结构方案，甲烷腔位于液氧腔和燃烧室之间，如图5所示。一底是渗透率为5%的发汗面板，分隔甲烷腔和燃烧室，少量渗透的甲烷通过发汗面板对其进行冷却，可降低一底积碳或烧蚀风险；二底为不锈钢结构，分隔甲烷腔和液氧腔；三底顶盖为不锈钢结构，作为主要的承力结构。

喷注器采用等混合比和等流强设计，中心安装点火器的引火管，90个喷注单元呈5圈同心圆排布，喷嘴为同轴涡流离心方案，如图6所示。由于发动机推力较小，并且燃烧室为气液燃烧，所以未设计燃烧稳定装置。

图5 推力室头部示意和产品Fig.5 Top of combustion chamber

图6 喷嘴和喷注器产品照片Fig.6 Nozzle and injector

3.3 再生冷却身部

系统要求再生冷却身部温升不小于380 K，流阻不大于2.9 MPa，起动不小于20次。借鉴氢氧发动机的成熟技术，身部采用单段式再生冷却结构、沟槽铜合金内壁/电铸镍外壁的方案，如图7所示。身部的圆柱段长度350 mm，直径150 mm，喉部直径75 mm，截断面积比为12，喉部沟槽通道数为120，圆柱段和扩张段的通道数为240，综合考虑了温升、流阻和夹套寿命因素。燃烧室的特征长度为1.75 m，燃气停留时间为2.34 ms，最高气壁温为720 K，充分考虑了地面试车燃气不分离以及辐射冷却喷管的安全性。膨胀循环发动机需要较长的燃烧室对甲烷进行充分加热，这就决定了燃烧室的特征长度和燃气停留时间较大。大特征长度可提高燃烧效率，但同时增加了推力室的结构长度和质量[17-19]。

图7 推力室身部Fig.7 Body of combustion chamber

3.4 推力室短喷管挤压试验

推力室挤压试验系统示意如图8所示，试验台挤压供应的液氧经过流量计和汽蚀管进入发动机，经氧主阀进入推力室液氧集合器，在氧主阀上游设置泄出阀，用于预冷和关机泄出。液甲烷经过流量计和甲烷汽蚀管进入发动机，经甲烷主阀进入推力室再生冷却夹套，换热后的气甲烷经音速喷嘴进入推力室甲烷集合器，在甲烷主阀前设置甲烷泄出阀，用于预冷和关机泄出。液氧和甲烷的流量通过设置汽蚀管来控制，在夹套后的音速喷嘴来模拟夹套出口压力，点火采用文献[14]中介绍的气氧/气甲烷火炬式电点火系统。

图8 推力室挤压试验系统示意图Fig.8 Combustion chamber extrusion test system

推力室挤压试验时间为50 s，首次试验为确保产品安全，选择了较低的混合比2.85，试验设计参数如表3所示。试验的起动过程平稳迅速，主级工作段监测参数正常，试验现场如图9所示。试车后喷注器面板发生轻微高温变色并有少量积碳，喷嘴表面光洁、无烧蚀、状况良好，燃烧室内壁光滑，圆柱段内壁略有高温变色，喉部前端有少量积碳，如图10所示。

表3 试验设计参数

图9 推力室工作照片Fig.9 Combustion chamber

图10 推力室试车后Fig.10 Combustion chamber after test

喷注器面板上设置了2个速变压力测点，可获得近似室压，喷注面压力曲线如图11所示。通过试验数据分析可知：试验数据与试验设计参数高度吻合，室压的波动与主补增贮箱箱压的波动相一致，属正常现象；试验获得了同轴涡流离心喷注器燃烧起动加速性，点火延迟为0.35 s，点火器与推力室工作协调；推力室主级工作全程平均燃烧效率为0.986。如果喷管效率为0.96、面积比为120，推力室真空比冲可达363.2 s；如果混合比为3.2，再生冷却夹套甲烷温升可达到410 K，可为系统调节提供的裕量不低于10%。

图11 喷注面压力曲线Fig.11 Pressure curve of injection surface

4 涡轮泵

4.1 涡轮泵总体

涡轮泵是泵压式液体火箭发动机中涡轮和泵组合的总称，推进剂的流量和扬程由涡轮泵来保证，是发动机名副其实的“心脏”。涡轮泵的方案初步设计与发动机方案论证同步开展，30 kN液氧甲烷发动机的涡轮工质流量仅为1.5 kg/s左右，不适宜分流并联。综合考虑性能、技术难度和研制周期等因素，沿袭我国成熟氢氧发动机的布局方案，采用双涡轮泵串联布局方案如图12所示。

图12 甲烷(左)和液氧(右)涡轮泵示意图Fig.12 Methane (left) and liquid oxygen (right) turbo pumps

液氧和甲烷涡轮泵都采用亚音速部分进气冲击式轴流涡轮；泵与涡轮同轴，泵端组合使用诱导轮和单级离心轮，提高了泵的气蚀比转速，可有效改善泵的抗气蚀性能；由于转速较低，轴系采用刚性转子，增加了重复使用的可靠性；轴承和密封都借用了现有氢氧发动机的产品，这里不再多做介绍[20-22]。

4.2 涡轮泵介质试验

液氧和液甲烷都属低温液体，地面状态下极易汽化蒸发，为减少泵端的预冷时间，涡轮泵装配测试完成后进行了简易发泡热防护，如图13所示。

图13 甲烷(左)和液氧(右)涡轮泵照片Fig.13 Methane (left) and liquid oxygen (right) turbo pumps

为了获得涡轮泵综合性能，分别进行了2轮甲烷涡轮泵和3轮液氧涡轮泵介质试验，涡轮工质均为高压常温氮气，泵介质为液氮。通过系列试验，获得了涡轮泵的性能参数和起动特性，甲烷和液氧涡轮泵效率—转速曲线如图14和图15所示。通过试验数据分析，推算至气甲烷作为涡轮泵工质，泵端分别为液氧和液甲烷的工况下，涡轮泵基本满足系统设计指标。

图14 甲烷涡轮泵效率—转速曲线Fig.14 Efficiency—speed curve of methane turbo pump

图15 液氧涡轮泵效率—转速曲线Fig.15 Efficiency—speed curve of liquid oxygen turbo pump

针对试验过程中暴露出的技术问题，及时对产品进行了改进和试验验证，主要包括：甲烷涡轮泵浮动环轴套Cr2O3涂层在试验中脱落，试验后将轴套的表面处理改为氮离子注入工艺，试验考核证明可有效避免涂层脱落造成多余物风险；氧涡轮泵起动力矩偏大，试验后减小了端面密封的压缩量，试验考核证明该措施可有效解决起动力矩偏大的问题。试验验证了改进后的产品状态良好，具备配套发动机系统试验能力。

同时，试验数据表明甲烷涡轮泵的效率偏低。分析认为，主要原因是涡轮泵内回流和轴承冷却泄漏流量占比偏高，导致泵端体积效率偏低。后续可重新进行泵内流场的设计，解决泵端分流占比偏高的问题，并可以通过适当提高涡轮泵转速或放大叶轮直径等手段进行综合治理，以进一步优化涡轮泵的性能。

5 发动机总装集成

利用新研制的推力室、涡轮泵、主阀和火炬点火器，借用成熟发动机的地面试验机架和其他阀门产品，集成装配了发动机全系统原理样机，并完成了发动机全系统试验方案设计，具备了开展发动机系统试验研究的条件。发动机全系统原理样机总装布局示意图及照片如图16所示，采用以推力室为中心总体布局结构，甲烷涡轮泵和液氧涡轮泵分置于推力室两侧，控制器及阀门控制盒等附件安装在机架上[23]。

图16 30 kN液氧甲烷上面级发动机全系统原理样机Fig.16 Schematic prototype of the 30 kN upstage LOX/methane engine

6 结论

1)液氧甲烷推进剂性能较高、空间可贮存、重复使用性好、制备简单，非常适用于长期在轨上面级发动机；闭式膨胀循环发动机系统设置简单、性能和固有可靠性高、易于多次起动和变推力调节，是长期在轨上面级动力系统方案的首选。

2)开展了推力室和涡轮泵等发动机核心组件的设计、生产和试验验证，试验结果初步证明了发动机系统及组件方案的可行性。

3)完成了发动机全系统原理样机总装和演示试验方案设计工作，为深入开展发动机系统技术研究打下了良好基础。后续将开展发动机全系统原理演示试验飞行状态阀门产品的研制配套和现有组件的改进，并可基于此发动机平台开展深度变推力调节技术验证。