液氧甲烷重复使用辅助动力系统方案与进展

程 诚，杨明磊，周海清，熊靖宇，朱文杰

(1. 上海空间推进研究所，上海 201112；2. 上海空间发动机工程技术研究中心，上海 201112)

0 引言

世界航天已进入以大规模互联网星座建设、太空旅游和空间资源开发为代表的新阶段，进出空间需求正在快速增长，航班化航天运输系统正逐渐变为现实[1-2]。美国太空探索技术公司(Space X)持续发展其低成本、快速、完全可重复使用运载火箭。猎鹰9号运载火箭垂直起降重复使用技术日趋成熟，目前已有多枚一级火箭实现15次重复利用[3]；“超重-星舰”运输系统也在开展飞行验证[4]。我国航天运输系统经过60多年的发展，取得了举世瞩目的成绩，但在飞行可靠性、发射成本以及发射准备时间等方面距离航班化目标还存在较大差距，尚且不具备重复使用能力[5-6]。

国内现役运载火箭辅助动力系统通常采用单推3(DT-3)单组元催化分解发动机或四氧化二氮/肼类双组元自燃发动机的技术方案，发动机比冲性能较低，推进剂剧毒且操作/维护成本高昂，无法重复使用。液氧/甲烷火箭发动机凭借比冲性能高、易于多次启动和重复使用、使用维护方便、经济性好以及无毒无污染等优势，在可重复使用运载火箭领域获得了突飞猛进的发展[7]，例如SpaceX公司“Raptor”发动机、蓝箭航天“天鹊12”发动机和九州云箭“龙云”发动机等。液氧/甲烷轨姿控发动机能够提供能力更强的轨道转移和姿态控制系统[8]，NASA先后通过推进与低温技术先期发展计划(PCAD)、低温流体管理计划(CFM)、先进探索系统计划(AES)等多个研究计划持续不断地提升液氧/甲烷空间推进系统的技术成熟度水平[9-10]。采用液氧/甲烷轨姿控推进系统的Morpheus着陆器总共完成60次集成演示试验[11]，低温推进系统集成试验平台(ICPTA)进一步完成模拟热真空环境下系统热试车考核[12-13]，表明NASA液氧/甲烷空间推进系统具备了在轨飞行演示的条件。近年来，国内在液氧甲烷轨姿控推进系统涉及的点火、发动机喷注、燃烧与冷却、系统动态特性、低温电动泵等关键技术方面取得显著进展[14-20]，但技术成熟度距离工程应用还有差距。

面向液氧甲烷重复使用运载火箭，液氧甲烷辅助动力系统可以实现全箭推进剂统一和无毒化，助力运载火箭走向快速、完全可重复使用。本文针对某型重复使用运载火箭对一级返回辅助动力系统的要求，分析了液氧甲烷辅助动力系统方案的应用优势，并介绍了核心单机的研究基础以及国内首款液氧/甲烷轨姿控推进系统集成演示试验情况，可以为工程化研制提供参考。

1 液氧甲烷辅助动力系统方案

某型重复使用运载火箭采用液氧甲烷发动机技术方案，一级返回辅助动力系统配置16台1 000 N和2台300 N姿控发动机，总冲约810 kN·s，参与箭体的三通道姿态控制与推进剂沉底。

1.1 基于电动泵的主辅一体化系统

一级返回液氧甲烷辅助动力系统采用与主发动机共用火箭贮箱推进剂、基于电动泵实现主辅一体化推进的技术方案，工作原理如图 1所示。辅助动力系统液氧和液甲烷电动泵(图中DDB)布置在一子级后短壳或发动机舱，分别从主输送管路抽取低温推进剂，然后经姿控输送管道(导管整流罩内)供应给布置在级间段的4个姿控发动机组，最后经循环冷却流量控制阀组返回火箭贮箱。在运载火箭推进剂加注过程，姿控电动泵运转在低转速小扬程工况(地面电源供电)进行辅助动力系统循环预冷；进入临射程序前，姿控电动泵切换到额定转速工况(箭载电源供电)并通过流量控制阀组调节循环冷却流量，确保各姿控发动机入口工况满足点火条件；辅助动力系统接收控制系统指令进行姿控发动机稳态与脉冲工作，姿控电动泵动态调整泵送流量维持发动机入口压力平稳。

基于电动泵的主辅一体化系统的组件配套情况见表 1，系统干质约157.2 kg。其中，箭载电池因系统功耗需求不大，可以与一级发动机摇摆伺服系统等供电统筹考虑。另外，辅助动力系统推进剂需求量约255 kg，可并入一级返回贮箱推进剂剩余量考虑。

图1 基于电动泵的主辅一体化系统原理图Fig.1 Schematic diagram of integrated main and auxiliary propulsion system based on electric pump

表1 基于电动泵的主辅一体化系统组件配套表

1.2 挤压式液氧甲烷辅助动力系统

挤压式液氧甲烷辅助动力系统工作原理如图 2所示，相对比较独立。系统采用1个用于贮存高压氦气增压气源的50 L气瓶，通过1个高压自锁阀(图中LV1)保证气体可靠隔离和工作时可靠打开供应。高压氦气通过1个减压阀(图中RV1)减压至设定出口压力，然后输送至液氧和液甲烷贮箱对推进剂进行增压。2个200 L低温贮箱采用杜瓦结构绝热，贮箱内推进剂采用表面张力管理方案，推进剂管理装置采用筛网通道和气泡陷阱复合结构，满足推进剂收集、输送、分离和蒸发气体可控排放等要求。两个贮箱内各安装1个多测点集成式温度传感器(图中TZO1～TZO6和TZR1～TZR6)以监测低温推进剂及气垫的温度并测算推进剂加注量或剩余量。液氧和液甲烷经贮箱出口低温过滤器后，通过低温自锁阀(图中LD)与下游管路实现可靠隔离，打开后供应到4个姿控发动机组。辅助动力系统通过排放冷却控制阀组以最少推进剂消耗量实现输送管路预冷，同时保障系统工作时各发动机的入口推进剂能够可靠地维持液相且温度一致性较好。

挤压式液氧甲烷辅助动力系统的组件配套情况见表 2，系统干质约215.2 kg。考虑推进剂使用量255 kg，以及推进剂预冷消耗量和剩余量核算25 kg，系统总质为495.2 kg。

1.3 系统方案比选

基于电动泵的主辅一体化液氧甲烷系统方案充分利用火箭贮箱内推进剂剩余量(辅助动力系统推进剂消耗量不用单独考虑)，同时取消了独立的推进剂贮箱和增压系统，系统组件数量及干质相对要小。针对某型运载火箭可回收一子级，存在约338 kg(含推进剂280 kg)的质量优势。此外，主辅一体化系统还取消了常规辅助动力系统独立的推进剂加注、气瓶充气等靶场操作，利于火箭实现快速重复使用。然而，主辅一体化系统因配套两台低温电动泵，突破高可靠、高效率、零泄漏且具备大范围变工况能力的高速电动泵及其高电压驱动控制技术便成为了方案成立的前提。同时由于火箭控制和组件特性等因素，低温电动泵只能布局在一级后短壳或者发动机舱位置，姿控发动机组布局在级间段位置，导致电动泵与姿控发动机间存在约几十米的距离，小流量低温推进剂长距离输送热控问题以及高压输送管道冷缩问题给增压输送系统带来新挑战。此外，主辅一体化系统与火箭增压输送、结构、控制、供配电等分系统高度耦合，研制阶段不便高频次开展系统级考核试验，这将影响辅助动力系统技术成熟度水平的提升，进而影响工程化研制进度。

挤压式液氧甲烷辅助动力系统在运载火箭中为独立模块，气路组件为货架产品，且低温表面张力贮箱技术较为成熟，因此利于快速实现系统集成，开展各项系统级验证进而提高技术成熟度，将更早地满足工程应用需求。因此，选择“分步走”的策略，首先开展挤压式液氧甲烷辅助动力系统工程化研制及飞行应用和高可靠低温电动泵技术攻关，进而实现基于电动泵的主辅一体化液氧甲烷辅助动力系统在重复使用运载火箭以及低温上面级上的应用，将更加切实可行。

2 应用优势分析

以某型运载火箭一级返回辅助动力系统要求为基线，综合对比了采用不同推进剂的恒压挤压式推进系统方案的优缺点，见表 3。氮冷气发动机具备良好的重复使用性能，但比冲很低，约为635 (N·s)/kg，导致氮气充填量需1 272 kg，且需要40个100 L/35 MPa 复合材料气瓶(约665 kg)才能满足贮存要求，系统总质量非常大，不再详细展开分析。

1)单组元发动机(DT-3/HAN基)比冲性能较低，推进剂加注量需约385 kg；因催化分解发动机单机推力做大存在可靠性等问题，330 N单元推力器为运载姿控领域最大单机，采用3台并联工作替代1台1 000 N方案，单组元辅助动力系统将配套50台推力器，系统干质达到约315 kg(HAN发动机单机质量较大，系统干质约355 kg)；催化分解发动机重复使用的技术风险较大，无法满足可靠重复使用以及便捷维护的要求；推力器数量很多，并且贵金属催化剂使用量很大，系统产品费用很高。

图2 挤压式液氧甲烷辅助动力系统原理图Fig.2 Schematic diagram of pressurizing auxiliary propulsion system using LOX/LCH4

表2 挤压式液氧甲烷辅助动力系统组件配套表

表3 采用不同推进剂的辅助动力系统综合比对

2)常规双组元发动机(四氧化二氮/甲基肼，NTO/MMH)比冲性能较高，系统总质约466 kg，且技术成熟度高，研制周期较短，具有较高的综合优势；但NTO/MMH推进剂具有剧毒和强致癌性，将导致一级返回后的靶场操作和复用维护非常不便，系统采用的金属膜片贮箱、电爆阀门、铌钨合金推力室等不可重复使用，进一步提高了复用成本；因推进剂成本较高，产品费用也较高，两款新研发动机的研制及可靠性提升费用很高。

3)液氧甲烷辅助动力系统方案可以实现全箭推进剂统一和无毒化，简化靶场操作，提高发射效率，降低维护成本，并助力运载火箭走向快速、完全可重复使用；液氧甲烷发动机比冲高，考虑推进剂预冷消耗量和剩余量，系统总质量约495 kg，与常规双组元方案相当；鉴于一级返回对姿控发动机比冲性能要求不高，采用高温合金喷管的技术方案适当降低比冲但利于重复使用，并将显著降低发动机产品费用与研制成本；目前国内已经完成了挤压式液氧甲烷轨姿控推进系统方案集成演示验证，技术成熟度基本达到五级，具备了工程研制基础。

综上所述，结合先进性、带动性和绿色环保等因素，选择液氧甲烷辅助动力系统方案将具有一定的综合应用优势。

3 研究基础

3.1 轨姿控发动机

国内在液氧甲烷轨姿控发动机领域已有近10年的技术积累，表 4给出了现有的几款所研制的发动机的技术方案与性能参数情况。20 kN液氧甲烷轨控发动机采用一体化3D打印喷注器和燃烧室身部的技术方案，截至2023年2月累计完成4次/95 s稳态及偏工况热试车考核，如图 3所示。5 kN轨控发动机[21]和150 N 姿控发动机[21]均采用火炬两级点火技术方案，并通过精密层板扩散焊工艺将喷注器和火炬点火器集成一体化，仅用一对推进剂阀门同时控制点火器和喷注器的点火工作，便于实现多次启动和脉冲工作，单台5 kN发动机累计点火31次/726 s，单台150 N发动机累计稳态工作694 s/脉冲点火725次且单组连续脉冲工作达到80次。两型发动机均取消了传统的独立火炬点火器及其推进剂供应系统，这极大简化了配置多发动机的辅助动力系统总装集成。同时，试验结果还佐证了在5 kN～150 N宽推力跨度内的液氧甲烷轨姿控发动机均可采用相似的技术方案。25 N液氧/甲烷姿控发动机[21]采用火花塞直接点火的技术方案，因推进剂流量(2～4 g/s)非常小，低温推进剂在发动机头部流动过程中的相变抑制技术是其设计要点。经过多轮迭代优化，最终于2020年年底通过了地面热试车考核。发动机在120 s稳态以及连续脉冲工作时头部壁温平衡在约-110 ℃，低温推进剂入口相态以及流量稳定。此外，在轨姿控发动机研制过程中，还配套开发了两款长寿命、快响应、轻小型低温阀门，气动阀采用波纹管动密封与球形线接触运动副方案，电磁阀采用高比压坡面密封与节能加速电路方案，两款低温阀门的漏率均≤1×10-6(Pa·m3)/s。

表4 液氧甲烷轨姿控发动机方案与性能参数对比

图3 3D打印20 kN液氧甲烷发动机稳态热试车Fig.3 Steady-state hot fire of 3D printed 20 kN LOX/LCH4 engine

3.2 低温表面张力贮箱

空间微重力环境下通过液体表面张力来实现推进剂管理是卫星、飞船等领域推进系统常用的技术方案。运载火箭一级返回过程中，液氧甲烷辅助动力系统需要在无动力状态实现箭体三通道姿态控制并为火箭贮箱推进剂沉底，因低温推进剂沸点低、易蒸发，只能采用表面张力管理方式。

近年来，针对小容积低温推进剂贮箱，开展了多轮次的热控性能测试、液氮筛网倒排试验和液氧筛网泡破点测试等基础研究。小容积低温贮箱(通常≤500 L)仅依靠变密度多层绝热措施在模拟真空环境下的液氮日蒸发量测试值为1.6%～1.93%。2017年，使用325×2 300(泡破点6 100 Pa)和200×1 400(泡破点3 700 Pa)两种工程应用的斜纹编织筛网包覆于钛合金管上，构造了两根筛网排放通道用于液氮地面倒排试验，如图 4所示，验证了筛网通道式表面管理装置能有效地进行液氮的气液分离和液体输送。2020年，进一步开展了斜纹编制筛网装置液氧泡破点测试及定向排气试验，如图 5所示，获取了液氧泡破点实测值(约3 595 Pa，比理论值高约12.8%)，并验证了低温推进剂指定通道排气技术。

(a)筛网排放通道试验件

(a)筛网泡破点测试装置试验件

3.3 系统集成演示试验

2019年年初，开展了液氧甲烷辅助动力系统集成演示试验。演示样机实物见图 6，采用氦气恒压挤压式姿/轨控统一推进系统方案，配套3个100 L高压气瓶、2个400 L低温贮箱、1台5 000 N 液氧甲烷轨控发动机和2个姿控发动机组(含1台150 N和1台25 N液氧甲烷姿控发动机)，并通过1套COP(Coil-On-Plug)点火系统控制5台发动机的点火工作[21]。

图6 液氧甲烷推进系统演示样机照片Fig.6 Photograph of the LOX/LCH4propulsion system prototype

历时3年，液氧甲烷推进系统演示样机经过两轮系统级迭代后于2021年先后完成推进剂冷流试验、20次半系统单机热试车、2次半系统五机协同点火热试车和2次全系统热试车，总计进行了48次、约6 000 s系统冷/热态试验考核。演示样机运行平稳，轨/姿控发动机工作协调、产品状态良好，全系统集成演示试验获得圆满成功。

4 结束语

航班化航天运输系统的应用需求日趋迫切，液氧甲烷重复使用运载火箭已成为国内外的研究热点。液氧甲烷辅助动力系统可以实现全箭推进剂统一和无毒化，助力运载火箭走向快速、完全可重复使用。面向可返回一子级对辅助动力系统的功能性能需求，基于电动泵的主辅一体化方案具有明显的质量优势，但高可靠低温电动泵及其驱动控制技术攻关难度大，且辅助动力系统与总体增压输送等分系统高度耦合，不便高频次地开展系统级试验，进而影响技术成熟度水平的提升。鉴于国内在液氧甲烷轨姿控发动机、低温表面张力贮箱等核心单机领域具备较好的技术基础，并且已经完成了挤压式液氧甲烷轨姿控推进系统集成演示验证。选择“分步走”策略，首先开展挤压式液氧甲烷辅助动力系统工程化研制及飞行应用和低温电动泵关键技术研究，逐步实现主辅一体化系统在重复使用运载火箭及低温上面级领域的应用，更加切实可行。