液体火箭发动机可重复使用性设计技术分析

刘士杰,王 东,田 原,马晓秋,郑大勇

(1.北京航天动力研究所,北京 100076; 2.北京航天动力研究所 低温液体推进技术实验室,北京 100076; 3.首都航天机械有限公司,北京 100076)

0 引言

近几年,以SpaceX为代表的国际民用航天事业快速发展[1],我国也成立了星际荣耀、蓝箭等民营航天研发机构,开展了可重复使用80 tf级液氧/甲烷发动机的研制。以航空发展的血泪史为代价,形成的疲劳与断裂设计新技术保证了飞机长寿命工作的安全性。但是,与航空等其他领域不同的是,液体火箭发动机的可重复设计技术依旧是行业空白。

航天飞机理论上可以经过2～3次大修[2],而实际上航天飞机却在大修期来临之前就要退役,这主要是由于大量新技术应用带来了繁杂昂贵的维修[3],然而新技术的应用不应当是发展可重复使用飞行器的短板,而应当是引领科技进步、增加产业技术附加值的关键。2002年,SpaceX公司成立,于2015年首次实现了可重复使用火箭的垂直回收,给重复使用火箭的研制注入了新的活力。2013年,美国国防部高级研究计划局(DARPA)作战技术办公室推出了XS-1“实验性空天飞机”项目,发动机采用Aerojet Rocketdyne公司的AR-22发动机,该发动机设计飞行任务55次,每10次任务维护一次[4]。俄罗斯的RD-0120发动机工作寿命为10次(大修之间,预定可大修4次[5-6]),发动机的寿命极限是由主涡轮泵中涡轮叶片尾部边缘出现裂纹来判定的。液氧/煤油发动机NK-33是俄罗斯登月计划中经过使用验证的发动机。1995年Aerojet公司引进该型发动机,并分为AJ26-58和AJ26-59两种型号,其中AJ26-59是可重复使用发动机,用作Kistler K-1运载器的推进系统[7-8]。在可重复使用LOx/LCH4发动机RD-192(2001—2004年期间研制)的基础上,俄罗斯于2008—2012年研制了RD-196发动机。RD-0169A(100 tf推力)和RD-0169V(110 tf推力)发动机分别用于阿穆尔可回收火箭的芯一级和上面级。其中,一级由5台RD-0169A组成,单次发射任务要实现3次点火,采用类似猎鹰9号的垂直起降(VTVL)反推方式进行火箭回收,具有海上和陆地两种回收模式[9]。欧洲、日本和印度也有可重复使用航天运载器研制方案,其中以英国的单级入轨“云霄塔”太空飞机最为经典,它使用“佩刀”SABRE动力引擎,该发动机是一种采用组合深度预冷技术的性能卓越的发动机[10-11]。除此以外,还有欧洲的普罗米修斯(Prometheus)液氧甲烷发动机[12-13],美国的BE-4[14]和Raptor LOx/LCH4发动机[15],以及一些其他类型的发动机也带有可重复使用设计特色。虽然可重复使用发动机型号已经较多,但国外经飞行验证的重复使用过的发动机仅有美国的RS-25、Merlin系列[16-17],以及苏联的RD-0120发动机[18]。

我国也较早地开展了重复使用液氧/甲烷和液氧/煤油发动机的研究、研制工作[19]。2017年,李斌等对国外这两种类型发动机的相关技术进行了比较,梳理了多项重点解决的关键技术,指明了未来工作方向,提出了我国重复使用液体火箭发动机的研制思路,结果表明我国液氧/煤油和液氧/甲烷发动机已经具备重复使用的研制基础[20]。2018年,尹亮等对国内外液氧/甲烷发动机技术进行了研究,指出深度推力调节、针栓式喷注器、火炬点火、复合材料、增材制造等是液氧/甲烷发动机研制的关键技术[21]。2019年,西安航天动力研究所的张蒙正等梳理了国内外可重复使用液体火箭发动机研制历程,提出了可重复使用液体火箭发动机的设计理念,并对组合循环发动机的可重复使用性设计方案进行了分析[22]。2021年,Li等利用NSGA-II遗传算法对液氧/甲烷重复使用发动机的设计指标进行了优化分配方法研究,以推力室混合比和室压作为设计变量,目标函数为比冲、结构质量和发动机寿命循环费用,约束条件由各学科按要求制定,优化结果表明该方法对重复使用发动机指标分配的有效性和在复杂系统多学科指标分配中的适应性[23]。液体火箭发动机的重复使用次数与航空发动机相比要少得多,二者具有很大的差异性。2020年,为了研究液体火箭发动机的可重复使用性指标分配方法,刘士杰对系统与部件的可重复使用性做了定义,并引入了经济性因子和维修性因子,这应该是限额设计技术(以发动机全寿命周期成本为指标进行成本预分配的技术)的一次理论初探[24]。选材与工艺是发动机设计的重要环节,2023年,航天材料及工艺研究所的姚草根等对可重复使用液体火箭发动机选材与工艺进行了研究综述,分析了各种发动机性能需求及结构特点,探究了关键材料及工艺发展趋势,为重复使用发动机设计研制提供了参考[25]。此外,国内航天院校联合科研院所开展了重复使用液体火箭发动机基础设计理论的研究。然而,与国内外相关行业相比,我国在液体火箭发动机可重复使用设计技术上仍需较大的发展。为此,本文开展了液体火箭发动机可重复使用性设计技术研究,期望给出该领域的关键技术难题,以为相关学者和发动机研制人员提供一定的参考。

1 发动机可重复使用性设计技术

通俗地来讲,液体火箭发动机是以液态推进剂为工作介质的动力装置,它利用自持增压、混合燃烧等方式将存储在推进剂中的化学能转化为火箭的动能。以泵压式(发动机对推进剂进行增压)膨胀循环(燃料冷却喷管)液氧/液氢火箭发动机为例,它利用数万转转速的发动机将一定分量的液氧(约-183 ℃)和液氢(约-253 ℃)增压至额定压力后在推力室中组织燃烧(燃烧温度约为3 000 ℃),整个启动过程大约3 s,冲击产生的振动达到几千个g(1g=9.8 m/s2)的量级。航天飞机主发动机(SSME)的工作原理见图1(a),发动机的启动状态示例见图1(b)[26]。

图1 SSME工作原理与启动状态Fig.1 Working principle and start-up condition of SSME

目前,国内外的航天发射还是以一次性使用液体火箭发动机为主,执行完发射任务后发动机报废,这带来了很大的成本问题。而之前大部分的研究是以发动机成本分析为重点,比如2015年,Meisl对一次性使用和重复使用液体火箭发动机的研发、维护等成本进行了分析,并以SSME为例,对发动机各部件的成本占额进行了定性和定量的统计分析,这些工作对液体火箭发动机可重复使用性的研究具有重要的借鉴价值[2]。发展可重复使用火箭,提高航天发射频次是降低发射成本的关键,而发动机的可重复使用又是保证火箭可重复使用的关键要素之一。但由于航天发射任务的重要性,人们不敢在冒高风险的情况下轻易地重复使用这套推进装置。

截至2023年9月,美国SpaceX公司的猎鹰9号一级火箭已经完成单箭17次重复发射(执行16次发射任务),涉及发动机重复使用的过程资料却鲜有报道。图2为一级火箭垂直回收示意图[27]。

图2 一级火箭垂直回收示意图Fig.2 Diagram of vertical recovery of first stage rocket

作为猎鹰9号火箭的一级可回收发动机,Merlin发动机随着箭体回收后如何开展基地级、厂所级的检测维护,复飞风险评估和复飞标准如何制定,退役期限如何评估等问题是发展可重复使用液体火箭发动机必须要考虑的问题。

如上所述,液体火箭发动机的重复使用需要以检测和维修作为保障,所以与一次性使用的火箭发动机相比,对它提出了全寿命周期设计的要求,这使得可重复使用火箭发动机的研制风险大、难度高,需要新的设计技术提供支撑。航空领域从静强度设计出发,发展了结构疲劳、断裂设计技术,为航空飞行器的可重复使用提供了技术保障。然而,因为液体火箭发动机独特的工作模式和工作特点,“直接将航空等其他领域现有的成熟的设计体系拷贝成液体火箭发动机可重复使用设计技术”的方法是需要谨慎考量的。

鉴于以上原因,应重点开展液体火箭发动机的可重复使用设计技术研究。

1.1 全寿命周期运营体系建设技术

以航空领域作为参照,重复使用液体火箭发动机需要一套完整的全寿命周期运营体系作为保障[28]。在这个体系中,仅有发动机基本结构设计是远远不够的,在研制初期就应当将全寿命周期成本、检测维修方案、保障资源配置等因素作为基本的设计变量。由文献[29]可知,重复使用航天运载器全寿命周期使用成本中保障资源占比26%,地面支持设施占比14%,而60%的成本用于大修期的维修费用。液体火箭发动机作为运载器的核心组件,有着与运载器相似的成本分配比例问题。为了对此进行更清晰的解释,图3给出了可重复使用液体火箭发动机使用周转过程[30]。

图3 发动机可重复使用周转示意图Fig.3 Schematic diagram of reusable engine turnaround

由图3可知,可重复使用液体火箭发动机全寿命周期运营体系应当包括以下几个方面。

1.1.1 新的设计体系

引入一次性使用液体火箭发动机设计以外的新的设计方法、设计准则(如疲劳设计、耐久性与损伤容限设计、可靠性设计等),以功能和性能为基本设计指标,制定发动机部件的维修级别和维修计划,基于此实现发动机的成本设计。

1.1.2 新的保障体系

设计发动机回收地面支持系统、转运保障系统、检测维修系统、资源保障系统、实验考核系统,以降低发射成本、提高发射频次为目标,建设并优化协调发动机重复使用保障体系。

1.1.3 新的评价体系

以经济性为基本变量,以安全性为发动机可重复使用的红线限制变量,综合考虑发动机全寿命周期的可靠性、可维修性等因素,制定发动机的设计、实验考核、复飞标准等评价体系。

1.1.4 有效的管理体系

发动机快速升级迭代是提高生产效率、降低研制成本的重要手段。借鉴SpaceX的扁平式管理技术,简化过程审批流程,弱化部门交流壁垒,建立学科互通和技术共享的机制,提高管理体系的有效性。

综上可知,通过可重复使用液体火箭发动机全寿命周期运营体系建设,将会形成一条区别于一次使用液体火箭发动机的全新的发动机全寿命周期运营产业链,显著提升我国航天运营体系建设,增强航天系统化建设能力。

1.2 核心件的功能设计技术

与一次性使用液体火箭发动机和飞机发动机相比,可重复使用液体火箭发动机有着显著不同的设计技术特征。开展液体火箭发动机可重复使用设计技术的研究可以积累核心设计技术,提升国际科技竞争力。

1.2.1 精准控制回收技术

1.2.1.1 推力调节技术

不同于一次性使用火箭,可重复使用火箭在设计之初就要考虑回收问题,推进剂贮箱中加注的推进剂要满足回收的基本用量要求[27]。从火箭装满燃料发射一直到完成既定发射任务,火箭质量因推进剂的消耗而发生很大的变化,因此,发动机的推力要同时满足大推力发射、小推力机动调姿和“软着陆”回收的要求[31]。为了实现推力的深度调节,SpaceX公司在推力室头部使用了针栓喷注器,这种喷注器流量控制范围大,对于燃烧稳定性也有很强的适应性。图4是针栓式喷注器喷注效果图。

图4 针栓喷注器喷注效果Fig.4 Injection effect of pintle injector

对于海上回收,地面与火箭要实现协调配合,通过精确制导技术控制火箭到达回收平台上方。从地面引导到安全降落回收的过程难度很大,对火箭的稳定控制技术要求极高,并推动发展了发动机反推、再入和着陆点火等关键技术。

1.2.1.2 发动机状态监控与检测技术

发动机状态监控与检测技术是保障发动机可重复使用安全性的重要技术,RS25发动机研发的新型飞行控制器实现了发动机状态的实时监测,保障了飞行的安全性。图5为RS25发动机飞行控制器[32]。

图5 RS25控制器Fig.5 RS25 controller

以上技术不仅保证了火箭的精准回收和状态的检测与监控,而且相关技术可以应用到自动驾驶、精确导航等一系列民用工业领域。

1.2.2 先进的设计技术

先进理念支撑的设计技术不仅可以保证液体火箭发动机可重复使用的安全性,还可以起到提高维修效率、降低成本的目的。其中,目前在用和使用得比较典型的先进设计技术如下。

1)模块化设计技术。产品的模块化设计可以显著提高发动机维修的高效性,简化可达性的设计要求,降低使用维护的成本。SpaceX的猛禽发动机采用模块化设计技术,大大简化了发动机的系统结构布局,保障了可重复使用性能。

2)容错性设计技术。这是提升发动机安全性的重要措施,采用多机表决的失效包容性设计技术将大大提升发动机失效后的风险控制能力,拓宽发动机的有效使用裕度,如重型推力Merlin采用的“凯夫拉防弹插板”设计技术。

3)损伤容限设计技术。这也是提升发动机安全性的重要设计技术,尽管发动机要求“零缺陷研制”、“零缺陷上天”,但焊接结构的微缺陷等是无法避免的,损伤容限技术就是解决这一问题的重要手段。ACE-42R发动机采用了损伤容限设计技术[33]。

除了以上设计技术,液体火箭发动机可重复使用设计技术还包括多学科优化设计技术、疲劳寿命设计技术、以可靠性和经济性为中心的设计技术等。其中,疲劳寿命设计技术是液体火箭发动机可重复使用必需的设计技术,但这牵扯到高、低温,强振动,疲劳复合等一系列问题,涉及的面比较广泛,此处不再详细介绍。

1.2.3 先进的制造加工技术

先进的制造加工技术是提升设计能力的重要保障,也是降低成本的一个手段。液体火箭发动机研制中的先进制造加工技术如下。

1)增材制造技术。目前该技术已在欧洲Prometheus发动机喷管、Merlin发动机氧阀门和RS-25Pogo蓄能器上被采用[34]。其中,3D打印和整体铸造技术可显著地减少零组件数目和焊缝数目,提高发动机的可靠性[35]。图6中的绿色标示部分是RS25发动机的3D打印件。

图6 RS25的3D打印部件Fig.6 3D printed components of RS25 engine

2)先进焊接技术。焊接过程是一个自带生产缺陷的过程,而这些缺陷在高温、高压、强振动环境下易成为疲劳源[36],因此,减少焊缝数量是保证发动机安全重复使用的重要技术。RS25发动机的主燃烧室采用了“热等静压”焊接技术。

3)复合材料加工技术。复合材料已经在航空发动机、宇航元器件等领域得到了大量应用。SpaceX猎鹰火箭采用两级串联不用氢氧发动机的方案将轻质化设计表现得淋漓尽致,开展轻质高强复合新材料/新工艺技术的研究,以实现发动机低成本、重复使用且高性能的目标。

4)结构的连接优化技术[37]。连接结构问题表现在:液氧/液氢发动机管路球头密封接头出现常温不漏低温漏的“反常”规律[38];螺栓紧固件易出现松脱、咬死等连接“失效”问题;焊缝质量控制不当引起连接失效等。开展结构的连接优化设计与控制是制定发动机重复使用维修策略,提高发射频次的重要技术。

需要注意的是,美国航天飞机并没有达到降成本的设计初衷,一个重要原因是载人载货混合设计的顶层策划不合理问题,另一个原因是大量新技术的应用使得发射操作变得复杂,维修费用高昂,SSME维修方式见文献[39]。由此可见,液体火箭发动机可重复使用设计技术应该以现有技术为依托,结合发动机特有的工作模式和工作特点,研究成熟的方法与技术以保证发动机可重复使用的可行性,这也是SpaceX成功的一个重要原因。

1.3 成本化设计技术

除了强度设计、寿命设计等技术[40],应当开展可重复使用液体火箭发动机的成本化设计技术研究,以此联接可靠性[41]、维修性和经济性[42],达到真正降低再入空间成本的目的。其中成本化设计技术的重要性体现在以下几方面。

1.3.1 维修成本最优化能力

在技术不革新的情况下,随着火箭发动机维修成本占比的增加会使得它不再具有重复使用价值,开展成本化设计将对现有技术和新技术下火箭发动机的可重复使用能力做出评估,以实现发射成本的最优化[43]。

1.3.2 开展顶层的成本分配与控制

对发动机的制造、实验和维修成本开展顶层的分配与控制,是实现成本化设计的主要内容,是降低液体火箭发动机重复使用成本的保障[24]。俄罗斯在RD-0169发动机设计上开展了成本限额设计技术的尝试。

1.3.3 重复使用性设计降低再入空间成本

发动机重复使用方案是成本化设计的重要内容[44]。以猎鹰9号火箭为例,它的单次发射报价为6 000万美元,一级火箭的首次重复使用使其发射成本降低30%左右,二次重复使用降低40%左右,……,第九次重复使用降低50%左右[45]。而作为火箭主要成本的发动机则是成本化设计的重点。

2 发动机重复使用的关键技术难题

深度变推力技术、多次启动技术、喷管大角度调节技术,以及故障诊断与监测技术等已经是火箭顺利回收的性能保障技术[46],大部分已经得到了有效解决。本节重点给出与结构寿命相关的关键设计技术难题。

2.1 极端温度下材料力学分析技术

为了适应液体火箭发动机的高、低温工作环境,结构设计采用了大量的高强合金,但在极端温度下材料依旧会出现性能退化,开展极端温度下材料力学实验技术的研究是发动机设计的关键难题之一[25],这主要表现为以下几方面。

1)发动机推力室燃烧温度高达3 000 ℃,液氢、液氧、液甲烷等深冷推进剂温度极低(液氢约-253 ℃,液氧约-183 ℃,液甲烷约-161 ℃),发动机很多部件会长期在这种极端温度环境下工作,然而开展这类极端高、低温环境下的材料力学性能实验极其困难[47]。

2)与常温状态相比,极端温度环境下结构的材料力学性能会发生显著变化,比如GH4169在液氢环境下会出现弹性模量降低的“反常”现象[48]。分析并模拟特种环境下这类材料的力学行为仍然缺乏可依据的标准。

3)要想模拟燃气的高温、高压、高速特性,必须要克服燃气参数难以准确控制、燃气监测过程干扰性强等一些列技术难题,同时,低温环境对测量系统的低温适应性要求提高,还要解决实验室环境下的低温结霜(冰)等一系列技术难题。

综上可知,极端温度环境下液体火箭发动机结构的材料力学性能实验技术是需要解决的关键技术难题之一。

2.2 发动机力热载荷识别技术

液体火箭发动机启动、关机时间短,燃烧冲击作用大,关键件承受高、低温环境,发动机各部件的动力学响应特性复杂[49],研究方法不完备,这主要表现为以下几方面。

1)结构材料的温度相关性导致结构本身的阻尼、界面之间的作用表现出较强的非线性,这为动载荷的准确识别带来了很大的不确定性。

2)复杂的燃烧过程、流体动特性参数难以实验测量,涡轮泵、大跨度推进剂输送管、波纹管等流致激振过程复杂,流-固-声耦合作用的机理认识尚不清楚,基于仿真的载荷识别准确性无法保证。

3)高频振动作用、高速转动效应、瞬时力与热的冲击作用对结构的影响过程还未认识清楚,相关的计算分析模型也不够准确,在实验方法与理论模型研究上都有待发展。

液体火箭发动机结构的动力学实验方法与理论研究是需要解决的关键技术难题之一,直接影响了寿命设计分析的准确性。

2.3 发动机寿命分析与设计技术

寿命设计技术的需求将会随着可重复使用液体火箭发动机的发展日益强烈。其中,焊缝、紧固件的寿命设计、概率风险评估、维修方案将会变得越来越重要。这主要体现在以下几方面。

1)焊缝是一种自带缺陷的结构,它几乎不存在裂纹的萌生,同时,焊接结构的几何特征比较复杂,要通过仿真获得考核部位精确的力学响应几乎不可能。国际常用的主S-N曲线分析法对深度处理的焊缝无效,此类焊缝的寿命设计与分析成为了难题之一。

2)紧固件是发动机的另一个主要连接结构,试车、运输、周转过程中的紧固件经常出现松脱和咬死,它们的发生机理涉及界面摩擦非线性、材料侵彻渗透等复杂现象,相关机理的分析和物理建模难度较大。

3)发动机设计、生产、工作中的可控参数具有一定的随机性,很小的应力评估误差将会带来数倍的寿命差异。尽管工艺与材料的随机性是发动机结构寿命的主要影响因素,但它们的追踪与控制仍比较困难。

综上可知,发动机的寿命分析与设计影响因素繁多,过程控制比较困难,是需要解决的关键技术难题之一。

2.4 维修性设计技术

从航空的数据统计和使用经验来看,航天产品存在如图7所示的6种故障率类型[9]。

图7 故障率曲线Fig.7 Curves of failure rate

由图7可知,这6种类型的故障率,有耗损故障期的只有A型、B型和C型。D型、E型和F型都是没有耗损期的,因而不需要对这类设备规定使用期限,定期维修这类设备是不必要的。因此,液体火箭发动机可重复使用设计技术应当包括以可靠性为中心的维修策略[50]和以耐久性与损伤容限为指导的发动机检查维修技术[51]。

除此之外,针对发动机采取实时状态监控与检测也是保证发动机安全高效工作的重要环节[52],这在很大程度上增强了维修的有效性。

3 结论

本文旨在对液体火箭发动机可重复使用性设计技术和经济性进行分析,提出发动机设计的关键技术难题,为发动机的可重复使用性设计提供参考。通过本文的研究得出以下结论。

1)除了发动机保障火箭顺利回收的基本技术外,疲劳寿命设计方法与设计准则、耐久性与损伤容限设计将会是发动机可重复使用性设计的重要组成部分。

2)液体火箭发动机有着显著的高、低温,强振动工况,极端温度环境材料性能实验与数据建库技术、寿命设计与控制技术、全寿命周期运营体系设计技术等是迫切需要解决的关键技术难题。

3)发动机周转过程中焊缝、紧固件的维修评价策略,一级发动机成本限额设计技术,将会成为解决发动机可重复使用性的高新技术。