液氧甲烷发动机发展现状

张小平 周亚强 严 伟

(1.陕西蓝箭航天技术有限公司, 西安 710100; 2.中国载人航天工程办公室, 北京 100034;3.蓝箭航天空天科技股份有限公司, 北京 100176)

1 引言

火箭发动机是航天活动的基础,在一定程度上决定着导弹武器、运载火箭、卫星和各种航天器的特性,是实现廉价、快捷及大规模进入太空的必要条件。

20 世纪80 年代之前,各国火箭发动机的研制均以导弹武器和一次性使用运载火箭为应用目标,推进剂主要包括液氧/煤油、液氧/液氢、四氧化二氮/偏二甲肼和固体推进剂等。 20 世纪80年代以来,美国和苏联以太空产业化为目标,开始研制可重复使用火箭发动机,研制成功了SSME等发动机。 但由于技术水平和顶层设计等问题,第一代可重复使用发动机和火箭并没有达到大幅度降低成本的目的[1-2]。 进入21 世纪,SpaceX 公司以可重复使用的梅林液氧煤油发动机和猎鹰9火箭大幅度降低了发射成本,取得了人类航天史上前所未有的成就。 然而,液氧煤油发动机再次使用前,内腔的煤油和积碳需要清除,维护工作较为复杂,不利于重复使用,同时发动机使用寿命偏短,比冲性能偏低,存在诸多不足。

随着液化天然气(Liquefied Natural Gas,LNG)的大规模使用,来源广泛、成本低廉的甲烷成为火箭发动机可供选择的推进剂。 甲烷热值高,液氧甲烷发动机的比冲性能具有一定优势;液氧与甲烷均为低温介质,再次使用前可自然蒸发排出,富燃燃烧基本无积碳,大幅减少了液氧甲烷发动机的维护工作,可快速再次发射。 经国内外各航天动力研发机构研究,对于重复使用运载火箭,液氧甲烷发动机是最佳选择和发展方向[3-4]。 目前,美国SpaceX 公司、Blue Origin 公司以及欧洲、俄罗斯研制的新型发动机均采用了液氧甲烷推进剂,美国2 家公司已完成发动机研制。 20 世纪80 年代后期,中国开展了液氧甲烷发动机的探索性研究;2005 年以来,进行了液氧甲烷发动机关键技术研究工作[5-6];2017 年以来,中国多家民营航天企业开展了液氧甲烷发动机研制。

本文总结国内外液氧甲烷发动机研制情况,分析不同组分LNG 对发动机的影响,指出液氧甲烷发动机的发展方向和需要解决的关键技术,提出研制大推力重复使用液氧甲烷全流量补燃循环发动机的建议,可为相关研究提供借鉴。

2 国外液氧甲烷发动机发展情况

1931 年,德国试验了世界上第一台液氧甲烷发动机,开创了液氧甲烷发动机探索研究的先河。但是,在此后的几十年间,运载火箭以一次性使用为主,主要采用四氧化二氮/偏二甲肼、液氧煤油、液氧液氢等推进剂,液氧甲烷发动机的优势没有得到发挥。 随着可重复使用需求的凸显和液化天然气的应用,液氧甲烷发动机逐渐成为各国新一代航天主动力研究的重点和热点[7-9]。

2.1 美国

美国前期致力于支持液氧甲烷的点火、传热、燃烧及积碳等基础技术和小推力发动机研究[10-11]。 在NASA 支持下洛克达因、XCOR 及ATK 等公司进行了登月飞船上升级和猎户座飞船反作用控制系统的液氧甲烷发动机研究,并进行了多次热试车。 2010 年后,SpaceX 公司和Blue Origin 公司致力于可重复使用液氧甲烷发动机研制,分别完成了猛禽(Raptor)发动机和BE-4 发动机研制[12]。

猛禽液氧甲烷发动机采用全流量补燃循环,海平面推力为2000 kN,燃烧室压力达到30 MPa,海平面比冲为3273 m/s,结构质量为1500 kg,是目前世界上技术水平最高的液体火箭发动机[3,12]。 猛禽发动机系统图见图1。

图1 Raptor 发动机系统原理图Fig.1 Schematic of the Raptor engine system

2009 年,SpaceX 公司提出下一代发动机的研制设想,比较了液氧煤油、液氧液氢和液氧甲烷等推进剂组合。 2012 年,考虑到甲烷有利于发动机重复使用、性能更高、火星上可能能够制备等因素,决定采用液氧甲烷推进剂。 2014—2015 年,在NASA 的支持下,在斯坦尼斯E-2 试验台进行了主喷注器试验富氧预燃室试验。 2016 年,SpaceX 在McGregor 建设了试车台,进行了发动机点火试车;同年美国空军决定支持该发动机研制项目,SpaceX 可以获得6730 万美元,并根据进度可以再得到6130 万美元。 2019 年,发动机安装在火箭上进行了跳跃测试,开始了飞行试验。 同时,SpaceX 公司快速迭代,2022 年研制了改进型猛禽2 发动机。 由于发动机技术难度大,2022 年披露曾爆炸过30 多台产品,烧毁了50 多台推力室。

BE-4 液氧甲烷发动机采用富氧补燃循环系统,推力为2400 kN,燃烧室压力达到13.4 MPa,海平面比冲为3038 m/s[12]。 BE-4 发动机模型见图2。 2011 年,Blue Origin 公司开始发动机研发。2014 年,United Launch Alliance 决定其新型运载火箭Vulcan 采用BE-4 发动机,以取代俄罗斯的RD-180 发动机[3,13]。 2015 年,进行了阀门、涡轮泵、喷注器、预燃室和推力室试验。 2016 年,美国空军向ULA 提供2.02 亿美元研制资金。 2017年,完成了发动机整机低工况试车。 同年6 月,Blue Origin 建造了新的工厂和试验设施。 2019年,开始进行额定推力试车。 2020 年,开始向ULA 交付发动机。

图2 BE-4 发动机模型[3]Fig.2 Model of the BE-4 engine[3]

2.2 俄罗斯

俄罗斯的几家液体火箭发动机设计局开展了不同推力的液氧甲烷发动机研究[14-15]。 能源机械联合体提出了推力覆盖10 N～2000 kN 的多种液氧甲烷发动机方案,提出使用RD-169、RD-182 及RD-185 发动机的Riksha 系列运载火箭方案,并在1995 年设计了推力1000 N 的发动机,进行了试车。 从1994 年开始,化学自动化设计局将RD-0110 液氧煤油发动机和RD-56 液氧液氢发动机改制为液氧甲烷发动机,在1997年后进行了多次试车。 热过程研究所提出了推力覆盖50～2400 kN 的多种发动机方案,进行了大量基础研究。 同时,俄罗斯的几家设计局积极输出技术,与欧洲、日本、韩国进行了多项液氧甲烷发动机技术的合作。 目前,俄罗斯正在研制推力200 吨级的RD-0162 液氧甲烷发动机,计划2030 年前后投入使用,但由于国家投入经费较少,项目进展缓慢[12]。

2.3 其他国家

2004 年,欧洲航天局启动未来航天运载器预发展计划,将液氧甲烷发动机作为研究的重点,以下一代可重复使用发动机和阿里安5 火箭替代发动机为目标,开展了多型液氧甲烷发动机研究[12,16],进行了推进剂性能试验、喷注器设计与试验、高压推力室冷却方式和冷却结构研究、推力室内壁铜合金和耐高温镀层以及耐高温复合材料等研究,对比了补燃循环和燃气发生器循环的优劣性,曾提出过伏尔加和乌拉尔液氧甲烷发动机研制计划,2008 年金融危机后这些项目终止。

2015 年以来,空客赛峰运载器公司和法国空间研究中心开展了普罗米修斯(Prometheus)液氧甲烷发动机研制,该发动机推力为1000 kN。2016 年12 月,欧空局部长会议决定将该发动机纳入未来运载器计划(FLPP),预计投入8500 万欧元,为欧洲运载器的长期发展做准备,瞄准2030 年左右的发射市场[12,17-18]。

为了降低发射成本,日本曾提出采用液氧甲烷发动机代替固体助推器的方案,对液氧甲烷发动机的燃烧性能、冷却性能、高压推力室进行了研究[19-21],并改制了LE-7 发动机采用甲烷进行了热试车[22-24]。 日本空间工作委员会曾计划研制推力100 kN 级的液氧甲烷上面级火箭发动机,并进行了多次热试车[25-26]。 但日本对航天的需求较少,因此在液氧甲烷发动机领域主要是一些关键技术的研究。

2.4 小结

进入本世纪以来,可重复使用成为航天发展的主要方向,各国研制的新型发动机基本上均采用液氧甲烷推进剂。 目前,SpaceX 公司的猛禽发动机和Blue Origin 公司的BE-4 发动机均已完成研制,开始交付飞行产品。 国外新型发动机中,猛禽发动机采用全流量补燃循环,性能高,涡轮泵密封相对简单,有利于重复使用,系统压力高,创新技术多,处于液体火箭发动机技术领域的最高水平;BE-4 发动机和RD-0162 发动机采用富氧燃气补燃循环,性能较高,研制难度较大;欧洲的普罗米修斯发动机采用燃气发生器循环,系统简单,研制难度适中,性能偏低。 国外主要液氧甲烷发动机参数见表1。

表1 国外主要液氧甲烷发动机参数Table 1 Main LOX/methane engine abroad

3 中国液氧甲烷发动机发展情况

中国液氧甲烷发动机研究的历史由来已久,几家航天院所开展了多型基础技术研究和关键技术攻关,多家民营火箭公司进行了发动机工程研制,取得了一定的成果。

20 世纪80 年代中后期,以新一代火箭发动机为背景,开展了液氧/煤油、液氧/甲烷和液氧/丙烷推进剂的比较研究,进行了甲烷的传热试验和燃烧试验。 1990 年后决策研制液氧煤油发动机,液氧甲烷发动机的研究暂时停滞。

2005—2010 年期间,中国开展了液氧甲烷发动机关键技术研究工作。 西安航天动力研究所进行了液氧甲烷发动机传热、燃烧、起动和系统方案等研究[27-29],进行了10 吨级液氧甲烷发动机燃气发生器和推力室试验[30];北京航天动力研究所以YF-77 液氧液氢发动机为基础,改制出了液氧甲烷发动机原理样机,并成功进行了全系统试验[31]。

2010—2015 年期间,以重复使用亚轨道飞行器为应用背景,北京航天动力研究所进一步开展了液氧甲烷发动机组件性能和长寿命、重复使用关键技术研究,完成了单台发动机的多次试车考核。

同时期,以上面级发动机载人登月等项目为背景[32],北京航天动力研究所开展了液氧甲烷上面级发动机技术研究、多次起动变推力发动机技术研究,开展了甲烷推进剂用于小型液氧甲烷发动机系统的可行性和方案性研究[33-34]。

2013 年,北京航天动力研究所开展了天地往返能力验证飞行器OMS 和RCS 液氧/甲烷一体化方案的研究。 2017—2020 年,上海航天动力研究所成功进行了液氧甲烷姿轨控推力室试验,获得了相关工作特性。

此外,北京航空航天大学针对2 吨推力液氧甲烷重复使用发动机进行了结构设计、寿命指标分配方法等研究,以及相关喷嘴机理研究[35-36]。

在全流量补燃循环发动机领域,2010 年以来,西安航天动力研究所开展了推力200 吨级液氧甲烷发动机动力循环方式论证,近年来进行了全流量补燃循环发动机研究论证[29],发动机海平面推力2000 kN。

2015 年以来,多家民营航天企业成立。 2017年底,蓝箭航天开始研制真空推力80 t 和8 t 两型液氧甲烷发动机[37]。 2020 年,完成了极限工况试车、极限边界条件试车、摇摆试车、长程试车、过冷推进剂试车等全面考核,试车过程如图3所示。

图3 蓝箭航天80 吨和8 吨两型发动机试车Fig.3 Landspace’s 80-ton and 8-ton engine test

2021 年,完成了火箭一级动力系统试车,完成了可靠性鉴定,其中8 t 发动机单机试车时间1万秒、80 t 发动机单机长程试车11 次,交付了首飞火箭发动机产品。 与此同时,开始实施发动机改进与提升工作。 80 t 发动机及其改进型发动机主要性能参数见表2。

表2 蓝箭航天发动机主要技术参数Table 2 Main technical parameters of engine

2021 年,蓝箭航天启动了200 吨级全流量补燃循环发动机论证与研究,初步确定了发动机技术参数,海平面推力为2200 kN,真空推力为2366 kN,海平面比冲为3219 m/s,真空比冲为3461 m/s,混合比为3.6,燃烧室压力为26 MPa,推力调节范围为40%～120%,混合比调节范围为±8%。

九州云箭进行了10 吨级凌云和80 吨级龙云两型液氧甲烷发动机研制,星际荣耀开展了15 吨级焦点一号液氧甲烷发动机研制,均取得了一定的进展和成果。 其中,九州云箭的两型发动机和星际荣耀的15 吨级发动机已进行试车,取得了一定成果。 九州云箭80 吨级发动机试车见图4。

图4 九州云箭80 吨级发动机试车Fig.4 Jiuzhou Yunjian’s 80-ton engine test

4 火箭用LNG 研究与选择

天然气来源广泛,包括自然形成和人工合成,其成分相差较大,甲烷含量一般在90%～99.8%,其余主要组分为乙烷、丙烷、氮气以及微量的硫化物。 研究发现,对发动机影响较大的因素包括硫含量和组分差异。

4.1 硫化合物的影响

天然气中微量的硫化合物,对推力室铜内壁、不锈钢过滤网有腐蚀作用。 相关研究表明[38-40]:含硫量大于5 ppm 时,对铜内壁有明显腐蚀;硫含量低于1 ppm 时,对铜合金内壁没有腐蚀。

中国2020 年发布的液化天然气国家标准[41]规定,总硫含量应低于20 mg/m3(28 ppm),大于发动机的允许值。 然而,实际生产过程中,多家生产厂的指标均小于1 ppm,可以满足火箭发动机使用。 因此,在具体使用时需要检测总硫含量,山东非金属材料研究所研制了相关的标准气,可以满足硫含量的检测需求。

此外,民用天然气中需添加臭味剂四氢噻吩(C4H8S),添加标准为20 mg/m3,由于该物质含硫,在火箭用LNG 中应禁止添加。

4.2 组分差异的影响

经仿真计算和试车验证,采用不同组分的LNG 发动机均可正常工作,对发动机性能影响如表3 所示。 可以发现,不同组分的LNG 密度差异较大,对发动机混合比影响较大。 因此,在发动机实际应用时需要严格控制LNG 的组分。

表3 LNG 组分对发动机性能的影响Table 3 Effects of LNG components on engine performance

4.3 火箭用LNG 选择

国内市场LNG 主要有进口LNG 和利用管道气、井口气、煤制天然气、焦炉气制天然气等生产的LNG。 海气和管道气产地多,组分差异较大而且不稳定,不能满足要求。

井口气采用单一气源液化,品质一致性好。国内井口气主要分布于陕北、甘肃和内蒙古,其中榆林金源天然气有限公司的LNG 中甲烷含量为96%±0.3%,可以满足要求。

煤制天然气和焦炉气制天然气是以煤为原料形成,其甲烷含量为98.8%～99.6%,一致性好,能够很好地满足要求,可优先选择。

5 关键技术与发展方向

5.1 液氧甲烷发动机关键技术

重复使用液氧甲烷发动机关键技术如下:

1)大范围推力调节技术。 用于运载火箭垂直回收,需突破高精度低温调节器、低工况下组织燃烧、系统稳定性等问题;

2)多次点火起动技术。 是运载火箭回收的关键,起动次数应达到3～4 次,需解决高可靠点火、再次起动前内腔推进剂热管理等问题;

3)高效稳定燃烧技术。 解决燃气发生器和推力室在不同工况下的燃烧稳定性问题,重点突破液氧甲烷液液燃烧技术;

4)大功率涡轮泵总体技术。 解决全流量补燃循环发动机轴向力平衡与转子动力学问题;

5)多组件动力学技术。 解决发动机推力室、涡轮泵和燃气发生器多场耦合问题;

6)重复使用发动机寿命设计与评估技术。结合仿真计算与试验验证,制定相关准则;

7)大尺寸高压推力室制造与材料技术。 解决推力室内外壁焊接,研发高温高强高导热材料;8)发动机及其组件试验技术。

5.2 液氧甲烷发动机发展方向

液体火箭发动机的技术水平主要取决于动力循环方式。 大推力发动机的动力循环方式主要包括燃气发生器循环、富氧补燃循环、富燃补燃循环和全流量补燃循环。

燃气发生器循环发动机中,驱动涡轮的燃气排入推力室扩张段或直接排出,涡轮泵功率小,推力室压力一般在10 MPa 以下,对生产和试验的要求较低,研制难度相对较低,但发动机比冲较低。

富氧补燃循环或富燃补燃循环发动机中,氧化剂或燃料的绝大部分与另一种组元的小部分燃烧,产生富氧或富燃的燃气,燃气驱动涡轮后进入推力室,和另一种组元的其余部分在推力室燃烧。 推力室压力可达到20 MPa 以上,发动机比冲比燃气发生器循环高约10%,技术水平较高。

全流量补燃循环发动机中,2 种推进剂的绝大部分流量分别与另一种推进剂的一小部分流量燃烧,产生富燃和富氧的燃气,分别驱动2 台涡轮后进入推力室燃烧。 主要优点如下:

1)进一步提高推力室压力,可达到30 MPa左右,提高发动机比冲;

2)由富氧燃气驱动氧化剂涡轮泵,富燃燃气驱动燃料涡轮泵,避免了氧燃接触,对涡轮泵密封的要求大幅度降低;

3)涡轮流量大幅增加,可以降低燃气温度。

后2 个优点有利于提高发动机的使用寿命,因此,全流量补燃循环发动机更有利于重复使用。

中国在液氧甲烷发动机技术领域取得了一定成果。 但是,与猛禽发动机相比,中国整体技术差距较大;同时尚无明确的重复使用规划,制约未来发展。 为此,建议如下:

1)根据大规模、廉价进入太空的需求,制定大型重复使用运载火箭及其发动机发展战略;

2)液氧甲烷全流量补燃发动机是重复使用航天动力的发展方向,制定发动机的发展规划;

3)充分利用科研院所和民营公司的力量,支持同步开展研发工作。

6 结束语

液氧甲烷发动机具有再次使用前维修维护工作少、成本低、性能高等优势,是重复使用时代运载火箭的最佳选择和发展方向。 美国SpaceX 公司研制的猛禽发动机采用液氧甲烷推进剂和全流量补燃循环系统,代表了目前世界先进水平。

中国开展了液氧甲烷发动机基础技术研究和工程研制,取得了一定成果,建议制定重复使用发动机的发展战略,开展大推力液氧甲烷全流量补燃发动机研制。