重复使用液体火箭发动机典型特征分析

崔 朋, 刘 阳, 朱雄峰, 韩秋龙, 李晨阳, 刘 鹰, 谭云涛, 周城宏

(北京跟踪与通信技术研究所, 北京 100094)

1 引言

随着进入空间需求的大规模增加,低成本成为航天运输领域近年来发展的主题[1-4]。美国Space-X 的猎鹰-9 号运载火箭通过一子级的重复使用,将单位发射成本控制到1.5 万元/kg 以下[5-6],相当于一次性运载火箭发射成本的1/5 ～1/3,为实现低成本进入太空提供了可行方案,开启了运载火箭垂直起降的新纪元。基于当前的技术水平和发展趋势,实现运载火箭一子级垂直回收是低成本运输的主要路径[7]。运载火箭一子级的重复使用关键之一在于液体火箭发动机,因此发展高性能、低成本、高可靠性的重复使用运载火箭发动机势在必行。

20 世纪80 年代航天飞机研制成功,拉开了运载器重复使用的序幕,但由于其发射成本高、维护周期长、安全可靠性低等原因[8],在运营30 年之后,于2011 年正式退出历史舞台。航天飞机采用的是水平着陆方案,对主火箭发动机的深度变推力性能要求不高。在试验中,航天飞机主发动机推力调节范围能够达到17%～109%[9-10],但在实际飞行中,65%～109%的变推范围就能满足重复起降需求[11]。运载火箭采用的是垂直起降回收方案,这对液体火箭发动机提出了更高的要求,例如推力变比需求增大、起动次数需求增加、外部力学环境和热环境更加复杂等[12],因此重复使用液体火箭发动机成为实现运载器重复使用的关键之一,与之相关的技术特征得到广泛关注[13-16]。

研究重复使用液体火箭发动机需要明确典型特征。蔡国飙等[17]围绕发动机性能总结了重复使用液体火箭发动机具备的若干特点,例如双混合比、双燃料和先进喷管等,发动机推力的提升是实现重复使用运载最直接的技术途径。在其他方面,徐大富等[18]研究认为重复使用运载火箭要求发动机应当具备推力调节、多次起动、宽入口条件下的点火起动以及健康监测与寿命评估的能力;李斌等[19]针对发动机推力调节这一典型特征,提出了不同推进剂组合和循环方式在实现重复使用中发挥的重要作用,为开展重复使用液体火箭发动机典型特征分析打下基础;郑大勇等[16]研究了不同推进剂组合的发动机性能,认为相比液氢液氧和液氧煤油发动机,液氧甲烷发动机在重复使用性和使用维护性方面具有综合的性能优势,应是重复使用运载火箭的理想动力装置;包佳玥[20]从工程研制角度指出,为了满足重复使用需求,针对现有液体火箭发动机,应当明确一次性组件和多次使用组件,并分别对2 种类型组件开展有针对性研究。此外,张楠等[21]按照寿命、功能、性能、维修、检测诊断的分类提出了重复使用液体火箭发动机的15 个技术指标体系,为挖掘并量化典型特征提供了启示。总体来看,现有的研究围绕重复使用主题提出了不同的典型特征和研究重点,对重复使用液体火箭发动机典型特征有了初步的共识,但针对重复使用液体火箭发动机典型特征尚缺乏系统全面的描述,对关键技术方向认识不够清晰,制约了垂直起降重复使用运载火箭的发展。

本文对重复使用液体火箭发动机应具备的典型特征进行研究,定量分析重复使用能力、起动次数和推力调节范围等典型指标,并给出定量化的依据。基于典型特征,分别开展符合特征要求的重复使用液体火箭发动机组件分析和重复使用关键技术分析,为进一步发展重复使用液体火箭发动机提供借鉴和参考。

2 典型特征分析

2.1 发动机重复使用内在特征分析

内在特征指为了满足重复使用,液体火箭发动机应当具备的典型技术特征。

2.1.1 结构轻质化

运载火箭重复使用会增加火箭重量,因此重复使用要求之一为轻质化,以弥补重量增加带来的运载能力损失。轻质化主要有3 层含义:一是采用轻质材料,二是开展参数优化,减轻结构质量,三是采用新型制造技术。

针对轻质材料的研究结果表明,液体火箭发动机辐射冷却身部采用密度不及金属合金1/4 的碳纤维复合材料,其推重比能够大幅提升。

针对参数优化的研究结果表明,采用朱森元给出的推力室经验估算模型[22],在推力和喷管面积比不变时,室压从10 MPa 增加到15 MPa 时,推力室质量减轻5.9%。对于电动泵压式发动机而言,电池质量占比较大。依据文献中计算模型[23],当功率密度主导电池质量时,锂聚合物电池质量是锂硫电池的1/5;当能量密度主导电池质量时,锂硫电池质量是锂聚合物电池的37%。

针对新型制造技术研究,采用增材制造技术,例如3D 打印,能够制造薄壁、紧凑的结构件,将传统制造结构小型化,进而实现减重目的。研究结果表明,通过3D 打印技术,能够将板翅式换热器的体积及重量降低20%[24],直接提升发动机推重比。另外,3D 打印能够将连续纤维复合材料应用于复杂构型结构[25],从而间接实现减重。

2.1.2 组件/元件可重复

火箭发动机重复使用则要求发动机组件/元件亦能重复使用,如表1 所示。因此应淘汰一次性组件或元件,例如火药点火器、烧蚀热防护材料等,以满足重复使用的内在要求;尽量减少不适于多次使用的元件,例如化学点火装置、富氧燃气发生器等。

表1 部分元件/组件重复使用性能分析Table 1 Reuse performance analysis of some parts/components

2.1.3 便于维护

对于重复使用液体火箭发动机而言,便于维护是另一内在要求。便于维护有3 层含义,一是维修时间短,二是维修成本低,三是维修难度小。研究数据表明,由于维护时间长,航天飞机一年最多发射9 次,远达不到年均50 次的目标[26];由于维护成本高,航天飞机每次发射费用高达4 亿～5亿美元,远高于最初设定的3000 万美元[11];由于航天飞机具有上千个分系统和上百万个零件,维修难度大,例如防热系统共有31 000 多块防热瓦,每次飞行后约需要更换50 块防热瓦,但是全部防热瓦在飞行后都要进行检修[8]。

2.2 火箭重复使用特征分析

2.2.1 重复使用

重复使用火箭决定了发动机应当具备重复使用的能力,其重复使用次数亦决定了发动机的重复使用次数。多次使用应当是重复使用发动机最直接且最典型的特征。多次使用的目的是为了降低成本,故具体重复使用次数可由成本分析得来。采用文献[27-29]中的计算方法(TRANSCOST 模型),能够计算得到一子级重复使用运载火箭的全寿命周期成本。图1 和图2 分别给出了比例系数取上限时无量纲单枚单次火箭全寿命周期费用随单枚火箭发射次数的线图和柱状图。可以发现,对于生产10 枚火箭而言,当发射次数超过10次时,全寿命周期费用减少超过64.8%;发射次数超过20 次时,全寿命周期费用减少超过67.2%;发射次数超过30 次时,全寿命周期费用减少超过69.6%,费用下降不再明显,认为发动机飞行重复使用次数为15～30 次较为合理。

图1 无量纲单枚单次火箭全寿命周期费用随单枚火箭发射次数的变化Fig.1 Changes of dimensionless life cycle cost with launch number for a single rocket

图2 2 种火箭数量下无量纲单枚单次火箭全寿命周期费用随单枚火箭发射次数的变化Fig.2 Changes of dimensionless life cycle cost with launch number for a single rocketundertwo rocket numbers

从损伤的角度来分析发动机燃烧室应具备的当量重复使用次数。日本的Reusable Sound Rocket(RSR)发动机已经在这方面开展了较多工作,工程经验较为丰富。图3 给出了RSR 发动机燃烧室不同过程无量纲损伤占比[30]。可以看出,对于重复使用发动机而言,变推力试验相对一次完整回收飞行的当量使用次数约为21 次,而多次点火试验相对一次完整回收飞行的当量使用次数约为90 次。一方面说明多次点火对发动机的损伤更大。另一方面说明,基于一次完整回收飞行,且考虑飞行重复使用次数,发动机燃烧室应具备的当量重复使用次数为百次量级,这对燃烧室提出了较高要求。

图3 RSR 发动机燃烧室不同过程无量纲损伤占比[30]Fig.3 Dimensionless damage proportion of different processes for RSR chamber[30]

2.2.2 多次起动

研究结果表明,对验证垂直起降相关技术的火箭动力垂直起降飞行器而言,例如DC-X[31]、Morpheus[32-33]、蚱蜢等,当其飞行高度为公里级时,发动机可不关机。而对垂直起降运载火箭而言,为了节省推进剂,其在实际飞行过程中一般重新点火起动2 ～3 次[28,34],故要求发动机具备多次起动的能力,部分重复使用火箭/运载器的起动次数如表2 所示。

表2 重复使用火箭/运载器发动机单次任务起动次数统计Table 2 Starting times of reusable launch vehicle engines for a single mission

2.2.3 推力可调

由于在飞行过程中垂直起降运载火箭推进剂消耗量大,导致运载火箭在垂直降落过程中质量变化较大,因此为了实现回收时的六自由度控制,运载火箭推力应当变化。研究表明,为实现软着陆,垂直起降运载火箭降落时的推力需求大约为起飞推力的1/10[19]。由此可以得到,在火箭单芯级采用1 台发动机时,为了实现回收,其推力变比需要达到10 ∶1,属于深度变推[40-41],变化范围大,难度高。为了解决该难题,在单芯级可以采取多台发动机圆心排列的布局方式,降落时只有中心发动机工作,这样就大大降低了对发动机的变推比需求,从而更容易实现,n台发动机所需的推力变比为n×10%。如若考虑冗余,在中心发动机发生故障时,由对角线上2 台发动机完成着陆任务,则单台推力变比需求为n×10%/2。图4 给出了变推比随单芯级发动机台数的变化曲线,可以看出,不考虑冗余时,单芯级采用大于5 台发动机时,发动机需要的变推比小于50%;考虑冗余时,单芯级采用大于5 台发动机时,发动机需要的变推比小于25%。

图4 变推比随单芯级发动机台数的变化Fig.4 Changes of throttling ratio with engine number in single first stage

2.2.4 提升推进剂过冷度

运载火箭一子级重复使用需要消耗更多的推进剂,因此需要携带更多的推进剂量,这会导致推进剂贮箱体积更大。参考文献[35],以猎鹰-9的重复使用一子级为对象,考虑一二级分离之后,返回点火50 s,再入点火20 s,着陆点火30 s,其中返回和再入时3 台发动机工作,着陆时1 台工作[42],计算得到一子级一次性、重复使用及提高推进剂过冷度后重复使用情况下的液氧贮箱体积,如表3 所示。可以看出,重复使用比一次性使用推进剂质量增加近16.6%。另外,不提高过冷度时一级重复使用比一次性使用贮箱体积增大16.6%,过冷度提高5 K 时贮箱体积增大14.2%,过冷度提高10 K 时贮箱体积增大11.9%,说明提高过冷度在减小贮箱体积方面能发挥一定作用。但提升过冷度会增加推进剂成本,而在不提高过冷度时贮箱增大亦会造成火箭结构成本增加、运载能力下降,应当综合考虑两者的单位成本,以分析提升过冷度的综合效益。

表3 一子级一次性与重复使用液氧贮箱体积对比Table 3 Volume comparison of disposable and reusable liquid oxygen tanks for the first stage

此外,在推进剂体积流量不变的情况下,提高低温推进剂过冷度还能提高质量流量,进一步提高推力。以猎鹰-9 一子级为对象,假设混合比和喷管出口压力不变,燃料流量随氧流量同步增大,计算得到推进剂流量、喷管面积比、海平面比冲及推力随过冷度增量的变化情况,如图5 所示。可以看出,液氧过冷度增大,推进剂流量增加,最大增幅为8.3%,在混合比不变时,可认为室压随推进剂流量增大近似线性增加[23]。在喷管出口压力保持不变(0.682 atm)时,室压增大会导致喷管面积比增加,但最大增幅仅仅为6%,进一步导致海平面比冲增加,但增幅仅有0.6%。最终流量和比冲均增大导致推力增加,但主要来源为推进剂流量的增大。

图5 推进剂流量、喷管面积比、海平面比冲及推力随过冷度增量的变化(猎鹰-9 一级重复使用)Fig.5 Changes of propellant flowrate, nozzle area ratio, sea level specific impulse and thrust with undercooling increment (falcon-9 primary reuse)

2.2.5 推力提升

由于回收需要消耗更多的推进剂,箭体结构、贮箱和携带推进剂质量均增加,另外需要增加额外的回收和着陆装置,因此适当挖掘一级发动机推力,可弥补火箭质量增加带来的运载能力损失(原场返回损失近40%,非原场返回损失近20%[28])。研究结果表明,为了实现火箭重复使用,猎鹰-9 一直在进行推力挖掘[43],如图6 所示。可以发现,Merlin-1D 的推力从最初版本到最终版本提升了近100%。

图6 猎鹰-9 火箭一级推力随版本的变化Fig.6 Changes of thrust with version for the first stageof Falcon-9 rocket

2.2.6 与箭体机械接口可活动

发动机无法箭上维护的情况下,运载火箭重复使用要求发动机能够下箭维护或在必要时进行更换,因此为了避免对箭体造成损伤,火箭与发动机的机械接口应当处于可活动的状态。研究结果表明,猎鹰-9 运载火箭在B4 更新到B5 版本时,发动机推力支架从焊接改为螺栓连接。

2.2.7 圆心式动力布局

前面提到运载火箭垂直起降需要推力能够大范围变化,采用多台发动机组合则能够降低对单台的推力变比需求。在猎鹰-9 一级回收过程中,返回段和再入段重启3 台发动机,着陆段仅开启1 台发动机。由于圆心式动力布局任意一条对角线上3 台发动机处于相同状态,而3×3 布局中斜对角状态与正对角状态不同,如图7 所示,因此圆心式布局具备一定优势。

图7 3×3 与圆心式动力布局Fig.7 Dynamic layouts of 3×3 and circle centered

2.3 小结

基于火箭回收对液体火箭发动机的要求及重复使用内在要求,分析得到重复使用液体火箭发动机应当具备的典型特征,如图8 所示。

图8 重复使用液体火箭发动机典型特征统计Fig.8 Statistics oftypical characteristics of reusable liquid rocket engine

3 基于典型特征的重复使用发动机关键技术分析

基于重复使用火箭发动机的典型特征,对发动机核心组件按照层层分解思路进行特征分析,如图9 所示,得到了不同组件对重复使用的适应性分析,为按部组件凝练重复使用发动机关键技术提供支撑。

图9 发动机核心组件特征分析Fig.9 Analysis of core component characteristics of the engine

3.1 重复使用火箭发动机系统方案设计技术

火箭发动机系统方案涉及到机械、燃烧、流动、热等多个学科之间的耦合,其本身设计就比较复杂,目前无精确的数学模型予以准确描述,难以反映真实的物理过程。重复使用要求发动机应当至少具备10 个典型特征,其中燃烧室当量重复使用次数应达到上百次,这进一步增加了发动机系统方案设计的难度,要求在发动机组件类型选择、材料体系设计、加工方式上都必须有大的创新,且需要联合优化,以使发动机系统方案具备较优的水平。建议重点关注精确模型建立、考虑重复使用指标的发动机系统多学科优化设计等。

3.2 宽范围多次可靠点火起动技术

在运载火箭子级回收过程中,需要发动机多次点火起动。一方面,点火过程中,燃烧室可能会出现压力峰,导致其发生较大损伤,而多次点火则会加剧这一损伤过程;另一方面,多次点火要求每次点火具备较高可靠性,否则会导致任务失败。多次起动尤其是后面的起动过程中,随着推进剂消耗,推进剂贮箱压力可能下降,泵入口压力范围变化较大,尤其是低入口压力可能导致涡轮泵起动时出现汽蚀;另外,这会导致箱压下起动转速低,增加了箱压下起动的时间和难度。建议重点关注减小起动超调、提高点火可靠性、增大涡轮泵抗汽蚀能力和优化分级起动最佳转折点等。

3.3 推力深度调节与控制群组技术

在液体火箭发动机燃烧室内,燃烧室压力可达几十兆帕[48],燃烧室温度3000 ～4000 K,燃烧室内热通量高达160 MW/m2[49],最大热流可达(2.3～7)×107W/m2[50]。推力深度调节过程中,燃烧过程变化复杂、非线性程度高,推力调节控制更加困难;喷注器喷注压降的大范围降低会导致推进剂雾化、混合性能变差,进一步导致燃烧性能变差,甚至会出现燃烧不稳定现象;冷却剂流量的降低速度会超越燃烧室壁面热流密度的降低速度,导致出现低工况时冷却能力不足的情况。此外,推力深度调节过程中泵转速降低,一方面其速度三角形改变,叶片攻角处于非最佳状态,泵效率降低,另一方面容易出现泵失速导致的汽蚀。因此,推力深度调节与控制群组技术包括推力深度调节与控制技术、变工况高效稳定燃烧技术、宽范围可靠热防护技术和深度可调涡轮泵技术等。建议重点关注建立多自由度调节方法、发展高性能针栓喷注器、设计亚跨超临界下高性能甲烷/煤油再生冷却通道和大变比低温涡轮泵设计方法等。

3.4 寿命评估与维修检测群组技术

由于多次使用,承受高温高压、高速旋转、大动态载荷的发动机组件寿命评估[51]与维修检测成为必然命题。发动机推力室、燃气发生器、涡轮等处于高温高压状态,结构内部温度不均和经历瞬变,可能会导致其热载荷较大,或材料力学性能等发生变化;发动机涡轮泵密封和轴承在高速高压低润滑作用下容易发生磨损失效;发动机推力室、涡轮泵等激励源产生的振动、冲击会严重影响发动机寿命。综上,寿命评估与维修检测群组技术包括高温组件热结构抗疲劳寿命评估[52]及延寿技术、高速运动组件摩擦评估与减损技术、结构动态载荷评估与控制技术、评估检测与维修维护技术[19]等。建议重点关注建立高温/运动/抗冲击组件疲劳寿命评估准则,研制耐高温/抗摩擦/抗冲击材料,发展无损探伤/检测、快速可靠维修方法等。

3.5 自主健康监控与智能故障诊断技术

有效的健康监控和故障诊断能够提高重复使用发动机可靠性和寿命。发动机在进行健康监控时,需要实时监测多组件压力、温度、位移、转速、脉动和振动等大量数据,这些测量数据存在复杂的耦合特征,对数据快速获取、存储和处理均提出较高要求,因此自主健康监控显得尤为重要;发生故障进行诊断时,需要快速判定故障的部位、类型、原因、程度等,由于数据耦合性导致快速故障定位存在一定难度,故需要先进的智能控制算法来为发动机提供决策。建议重点关注架构健康监控与故障诊断平台体系、建立先进智能算法等。

4 结语

本文率先开展了重复使用液体火箭发动机典型特征研究,分析得到了结构轻质化、组件/元件可重复、便于维护、重复使用、多次起动、推力可调、提升推进剂过冷度、推力提升、与箭体机械接口可活动和圆心式动力布局等10 个典型特征,并量化了部分特征指标。在此基础上,系统性凝练了开展重复使用液体火箭发动机攻关亟待解决的关键技术。后续,应当基于典型特征建立重复使用液体火箭发动机标准体系,加快重复使用液体火箭发动机关键技术攻关,开展重复使用液体火箭发动机研制,促进重复使用运载火箭能力生成。