登月下降级液氧甲烷发动机方案研究

曹红娟,赵海龙,蔡震宇,李 强,潘 亮

(北京航天动力研究所,北京100076)



登月下降级液氧甲烷发动机方案研究

曹红娟,赵海龙,蔡震宇,李 强,潘 亮

(北京航天动力研究所,北京100076)

摘要：月球软着陆下降级发动机在载人登月任务中起着至关重要的作用，必须具备高性能、长期贮存、多次点火起动、大范围推力调节等能力。针对此技术需求，论述了液氧甲烷推进剂具有空间可贮存、不易积碳和结焦、能够实现膨胀循环等技术优点，且相关技术已得到国内外试验验证，技术可行性高，是登月下降级发动机理想选择。经过论证，确定了发动机采用泵压膨胀循环、双涡轮泵串联的系统方案。最后，介绍了国内液氧甲烷下降级发动机火炬式电点火器、大范围变工况喷注器等关键技术的研究进展。

关键词：登月着陆器；下降级发动机；液氧甲烷

1 引言

20世纪60年代,美国实施了“阿波罗”登月计划,成功实现了登月［1］。时隔四十年,2004年,美国公布了“太空探索新构想”,宣称在2020年前让美国航天员重返月球,并争取在2030年前登陆火星［2］。欧空局、俄罗斯、印度、日本也相继发布月球计划及深空探测计划［3］。下降级发动机是载人登月的关键组件之一,在登月舱软着陆过程中起着至关重要的作用,通常要求具备高性能、大范围变推力、多次点火起动、长期贮存等能力,综合技术指标要求高,研制难度大。目前,我国用于月球着陆器的下降级发动机由于采用挤压方式且推力量级较小,不适应未来载人登月更高的性能需求,必须开展新型发动机的系统方案论证以及关键技术研究工作,为我国载人登月着陆器设计、研制奠定基础。

本文针对登月下降级发动机的技术需求,提出了采用膨胀循环液氧甲烷发动机作为下降级主发动机的技术方案,分析了液氧甲烷推进剂的技术优势,论证了发动机系统动力循环方式、点火方案以及调节方案,并介绍了关键组件技术方案的试验验证情况。

2 液氧甲烷推进剂技术优势

1)比冲性能高

理论上可满足下降级性能比冲要求(＞360 s),属国际主流或研制热点的液体火箭发动机有液氧/液氢发动机、液氧/煤油发动机和液氧/甲烷发动机三种,均属于低温发动机。为便于性能比较,将三种发动机同在室压5 MPa、面积比140的状态下的比冲性能进行了计算,计算结果列于表1。

表1 几种发动机比冲性能Table 1 Performance of some engines

可以看出,三种低温发动机中,液氢/液氧发动机的比冲性能最高,液氧/甲烷发动机的理论比冲略高于液氧/煤油发动机。

2)空间可贮存

甲烷沸点为-161℃,液氧沸点为-183℃,液氧和甲烷理想工作温度更接近空间环境温度,理论上更易实现推进剂的空间长期贮存,属空间可贮存推进剂。进入21世纪,在重返月球背景下,美国提出“发展先进低温推进技术”的PCAD计划,对新一代载人登月着陆器“牵牛星”,液氧、甲烷的贮存要求是月面210天［4］。发动机采用液氧甲烷推进剂,由于温区接近,两种推进剂贮存及保温可以采用同种方案和工艺手段,利于简化系统。另外,贮箱可以采用共底,贮箱间无需特殊的绝热措施,可以有效简化贮箱结构设计,减轻箭体结构质量。

3)结焦温度高,变推范围广

烃类燃料使用过程中最大的问题就是积碳和结焦。甲烷结焦温度为950 K,煤油结焦温度为560 K,与煤油相比,甲烷结焦温度高［5］。结焦和积碳对燃气产物用作涡轮工质不利,在发动机工作时可能会导致涡轮通道尺寸改变,进而涡轮性能恶化。对于大范围变推力发动机,发动机在低工况工作时,由于冷却流量小,冷却介质温升高,则可能在燃烧室冷却夹套热壁表面产生结焦,引起再生冷却性能下降,甚至造成燃烧室烧蚀破坏。甲烷结焦温度高于涡轮材料温度上限,理论上能够适应更广的工况范围。此外甲烷具有高的热容,不易积碳和结焦,是优良的冷却剂,适用于膨胀循环发动机系统。发动机采用膨胀循环,不需要设置发生器、预燃室以及相关阀门,可以有效简化系统构成；由于涡轮工质为经冷却夹套吸热后的甲烷气体,在发动机变推力全工况范围内,气体温度不会超过600 K,且气体为还原性,涡轮工作环境好,不存在烧蚀的隐患,发动机固有可靠性高。

4)易于实现多次点火起动

登月下降级发动机要求具备多次点火起动能力(大于5次)。美国在上世纪六十年代,利用RL-10发动机换氟氧/甲烷推进剂并开展了点火起动试验,试验证明,氟氧/甲烷发动机采用膨胀循环方案,可以实现箱压自身起动［6］。膨胀循环发动机涡轮起旋初始能量来源于低温甲烷吸收管路及身部冷却夹套壁面热量产生的初始焓,无需外部起动能源,理论上可实现无限次起动。国内外研究经验表明,液氧/甲烷发动机可以采用火炬式电点火方式实现多次点火［7-8］。发动机采用膨胀循环方式,其点火介质可以从发动机工作过程中得到补充,理论上点火次数不限。

液氧甲烷发动机比冲性能较高、可贮存性好、发动机不易积碳和结焦、易于实现多次起动及变推力调节,是登月下降级主发动机的理想选择。

3 发动机系统方案

3.1 循环方案

发动机系统循环方式决定了发动机的类型,在很大程度上影响到发动机的性能、研制难度、研制成本、制造工艺和试验方法。因此,发动机系统方案选择首先是确定循环方式。按照推进剂供应系统的类型,通常有挤压式和泵压式两种。挤压式发动机一般适用于小推力、短时间工作的姿控动力系统,在发动机推力超过一定量级和工作时间较长时,泵压式供应系统比挤压式供应系统具有明显的技术优势。登月下降级发动机真空推力要求达到几吨级,采用挤压式供应方式带来的结构质量大幅增加是系统不能承受的,在此不作考虑。

泵压式供应系统动力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。

三种循环方式相比,燃气发生器循环方案设置较简单,系统各组件间相互独立性好,便于实现系统调节,但由于副系统流量小,导致调节元件尺寸过小,较难实现10∶1大范围变推力调节。最重要的一点是涡轮做功燃气排放造成了一定的性能损失,额定工况和低工况比冲比闭式循环低约10 s；补燃循环发动机性能最高,但由于系统压力高,涡轮功率大,加上高温高压导管及密封等要求大大提高,导致其研制难度较其他方案大,研制周期长,成本高；膨胀循环发动机与其他循环方式的区别在于：驱动涡轮做功的工质由低温气甲烷取代了燃气发生器/预燃室双组元燃烧产生的高温燃气。经泵增压的甲烷进入推力室再生冷却身部夹套,对推力室身部再生冷却,吸热后转变为温度适中的气甲烷,用于驱动涡轮做功。膨胀循环方案中,经过涡轮做功后的甲烷全部进入推力室和液氧燃烧,比冲较燃气发生器循环有很大提高。与燃气发生器循环和补燃循环相比,由于取消了燃气发生器或预燃室副系统,涡轮工质为低温还原性气体,减轻了涡轮的热应力,避免了涡轮烧蚀问题,发动机可靠性提高。

综上分析,膨胀循环方案具有固有可靠性高、易于实现多次起动和变推力调节等优点,各项指标能够满足总体要求,研制周期短、成本低,是载人登月下降级主发动机的首选方案。

图1所示为采用膨胀循环的登月下降级主发动机系统方案原理图,液氧和甲烷分别经氧泵和甲烷泵增压。氧泵后的液氧直接进入推力室进行燃烧,甲烷泵后的甲烷全流量对推力室身部进行再生冷却,通过再生冷却身部吸热后的甲烷驱动甲烷涡轮和氧涡轮,做功后的甲烷直接进入推力室进行燃烧。

3.2 点火起动方案

如前所述,膨胀循环液氧甲烷发动机能够实现箱压自身起动,无需采用外能源,起动次数不限。在点火器选择上参考了国外低温发动机的主要方案［9-11］,选择了火炬式电点火器高压点火作为登月下降级发动机的点火方案,该方案点火系统独立于发动机系统,尽管点火次数受气瓶容积限制,但点火系统简单,单项技术验证方便,研制周期短。

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

点火起动过程如下：在发动机预冷阶段,甲烷泵后至甲烷主阀这一容腔内,甲烷与管路和推力室冷却夹套金属进行热交换而达到某一个平衡温度,为起动涡轮的工质提供一定的初始焓,与此同时,液氧也充填至氧主阀前。当发动机满足预冷起动温度和泵前压力条件后,关闭甲烷泄出阀和氧泄出阀。火炬点火器点火,打开甲烷主阀和氧主阀,在箱压下,进入推力室内具有一定热焓的气甲烷与进入推力室的液氧点燃,进行低压、低混合比燃烧,燃气使冷却夹套的温升增加,气甲烷驱动涡轮的能量增加,涡轮起动加速。经过一段时间的起动加速过程,发动机达到主级稳定工作状态,发动机完成自身起动。

3.3 变推力调节方案

在发动机甲烷涡轮和氧涡轮处均设置了旁通路,通过调节旁通调节阀开度调节涡轮介质流量,控制涡轮功率,进而达到调节推力的目的；在甲烷泵出口设置流量调节阀,用于发动机工况变化过程中稳定混合比；为确保变工况过程中燃烧效率和稳定性,必须采用可调节喷注器方案(针栓喷注器、双孔喷注器等)。发动机起动并转入主级稳定工作后,根据登月舱发出变推力指令,发动机进入变推力调节程序。首先调节两涡轮泵旁通调节阀开度,调节进入涡轮的热气流量,随着涡轮功率改变,泵流量和压力变化,发动机推力开始变化,与此同时,根据工况调整调节喷注器面积以及混合比调节阀开度,维持喷注压降和发动机混合比。发动机调节控制程序需要在各组件动特性规律完全掌握后最终确定。

4 组件方案试验验证

针对膨胀循环液氧甲烷发动机的系统方案,开展详细的系统和组件设计,并针对关键组件火炬式电点火器、喷注器开展试验验证工作,验证了方案的可行性。

4.1 火炬式电点火器热试验研究

设计了富氧燃烧气氧气甲烷火炬式电点火器方案,并开展了地面点火试验研究。图2所示为点火器结构示意和三维外形图。

图2 火炬式电点火器结构示意及三维外形图Fig.2 Cutaway view and outline of spark torch ignition

试验共计点火100余次,进行了不同点火混合比、点火室压力、点火室结构参数下的点火特性。试验证明气氧气甲烷在16～38宽混合比范围都能够实现可靠点火,验证了气氧气甲烷点火器结构和点火可靠性。该点火器成功参加了后续推力室变工况热试验,试验进一步证明,点火器能够在不同推力室工况下实现可靠点火,点火迅速,冷却可靠,进一步验证了点火器的可靠性。

图3为点火器典型试验压力曲线及点火试验现场发火照片。

4.2 喷注器变工况热试验研究

设计了气液针栓式和双孔直流式两种喷注器结构方案,开展了喷注器变工况挤压热试验研究。图4为针栓式、双孔直流式喷注器的产品实物。热试验中,均配套了自主研发的火炬式电点火器,并成功实现了多次推力室点火。

图3 点火试验压力曲线及发火照片Fig.3 Pressure curve and flame of ignition firing tests

图4 喷注器缩比件实物照片Fig.4 Photos of pintle injector and dual-orifice injector

两台推力室产品(针栓喷注器和双孔喷注器各配套一台)共计进行了10次热试验,单次点火时间50 s,累积试验500 s,获取了10比1变工况下喷注器的燃烧特性。

热试验结果显示：针栓喷注器和双孔喷注器与火炬式电点火器工作协调性好,发动机起动迅速,关机正常；两种喷注器在大范围变工况下均能够稳定燃烧,其中针栓喷注器获得了较高的燃烧效率,三种工况下燃烧效率达到了0.99,室压粗糙度不大于5%,见表2,其中燃烧效率通过室压、流量等测量参数换算得出,并对影响燃烧效率的三个主要因素：燃料组分、身部温升、压力恢复系数进行了修正。室压粗糙度是衡量发动机燃烧稳定性的重要指标,其计算方法是取发动机主级工作段室压峰峰值之半与稳态室压的百分比。图5为双孔喷注器三种工况下火焰,图6为针栓喷注器三种工况下火焰照片。

图5 双孔喷注器挤压热试验照片Fig.5 Flame of dual-orifice injector firing

图6 针栓喷注器挤压试验照片Fig.6 Flame of pintle injector firing

表2 针栓喷注器热试验数据统计Table 2 Thermal test results of the pintle injector

推力室研究性热试验初步证明了两种喷注器用于变推力发动机的可行性,获得了火炬式电点火器与喷注器协调工作特性及点火时序,为发动机的后续研究奠定了技术基础。

5 结论

1)液氧甲烷发动机推进剂来源广泛、成本低廉、性能较高、空间可贮存,且易于实现大范围变推力和多次起动,是登月下降级主发动机的理想选择；

2)登月下降级变推力发动机采用膨胀循环、箱压自身起动,火炬式电点火器高压点火方案,通过合理设置调节装置,能够实现大范围推力调节,发动机各项性能指标能够满足总体要求；

3)开展了点火器、喷注器等关键组件的研究性试验,取得了阶段性成果,为发动机后续研究奠定了技术基础。

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·工程技术·

The Research Scheme of Lunar Descent Engine Using LOX/ Methane

CAO Hongjuan，ZHAO Hailong，CAI Zhenyu，LI Qiang，PAN Liang
（Beijing Aerospace Propulsion Institute，Beijing 100076，China）

Abstract：The lunar descent engine is one of the most important components in manned lunar landing.It should have the capability of high performance，storable in space，multi-ignition and start，and variable-thrust etc.Based on these requirements，LOX/ methane propellant is the best solution for descent engine.It has many advantages such as space storable，not easy to coke，applying to expander cycle etc.This paper proved the system scheme of expander cycle and double turbopump.In the end，the research progress of key technologies including the igniter body and variable flux injector were introduced.

Key words：lunar lander；descent engine；LOX/ methane

作者简介：曹红娟(1976-),女,硕士,高级工程师,研究方向为液体火箭发动机总体设计。E-mail：837293524＠qq.com

基金项目：载人航天预先研究项目(060302)

收稿日期：2015-08-10；修回日期：2016-03-03

中图分类号：V11

文献标识码：A

文章编号：1674-5825（2016）02-0186-05