曹紅娟,趙海龍,蔡震宇,李 強(qiáng),潘 亮

(北京航天動(dòng)力研究所,北京100076)

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登月下降級(jí)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)方案研究

曹紅娟,趙海龍,蔡震宇,李 強(qiáng),潘 亮

(北京航天動(dòng)力研究所,北京100076)

摘要：月球軟著陸下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)在載人登月任務(wù)中起著至關(guān)重要的作用，必須具備高性能、長(zhǎng)期貯存、多次點(diǎn)火起動(dòng)、大范圍推力調(diào)節(jié)等能力。針對(duì)此技術(shù)需求，論述了液氧甲烷推進(jìn)劑具有空間可貯存、不易積碳和結(jié)焦、能夠?qū)崿F(xiàn)膨脹循環(huán)等技術(shù)優(yōu)點(diǎn)，且相關(guān)技術(shù)已得到國(guó)內(nèi)外試驗(yàn)驗(yàn)證，技術(shù)可行性高，是登月下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)理想選擇。經(jīng)過(guò)論證，確定了發(fā)動(dòng)機(jī)采用泵壓膨脹循環(huán)、雙渦輪泵串聯(lián)的系統(tǒng)方案。最后，介紹了國(guó)內(nèi)液氧甲烷下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)火炬式電點(diǎn)火器、大范圍變工況噴注器等關(guān)鍵技術(shù)的研究進(jìn)展。

關(guān)鍵詞：登月著陸器；下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)；液氧甲烷

1 引言

20世紀(jì)60年代,美國(guó)實(shí)施了“阿波羅”登月計(jì)劃,成功實(shí)現(xiàn)了登月［1］。時(shí)隔四十年,2004年,美國(guó)公布了“太空探索新構(gòu)想”,宣稱在2020年前讓美國(guó)航天員重返月球,并爭(zhēng)取在2030年前登陸火星［2］。歐空局、俄羅斯、印度、日本也相繼發(fā)布月球計(jì)劃及深空探測(cè)計(jì)劃［3］。下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)是載人登月的關(guān)鍵組件之一,在登月艙軟著陸過(guò)程中起著至關(guān)重要的作用,通常要求具備高性能、大范圍變推力、多次點(diǎn)火起動(dòng)、長(zhǎng)期貯存等能力,綜合技術(shù)指標(biāo)要求高,研制難度大。目前,我國(guó)用于月球著陸器的下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)由于采用擠壓方式且推力量級(jí)較小,不適應(yīng)未來(lái)載人登月更高的性能需求,必須開(kāi)展新型發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)方案論證以及關(guān)鍵技術(shù)研究工作,為我國(guó)載人登月著陸器設(shè)計(jì)、研制奠定基礎(chǔ)。

本文針對(duì)登月下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)需求,提出了采用膨脹循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)作為下降級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)方案,分析了液氧甲烷推進(jìn)劑的技術(shù)優(yōu)勢(shì),論證了發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)動(dòng)力循環(huán)方式、點(diǎn)火方案以及調(diào)節(jié)方案,并介紹了關(guān)鍵組件技術(shù)方案的試驗(yàn)驗(yàn)證情況。

2 液氧甲烷推進(jìn)劑技術(shù)優(yōu)勢(shì)

1)比沖性能高

理論上可滿足下降級(jí)性能比沖要求(＞360 s),屬國(guó)際主流或研制熱點(diǎn)的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)有液氧/液氫發(fā)動(dòng)機(jī)、液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)和液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)三種,均屬于低溫發(fā)動(dòng)機(jī)。為便于性能比較,將三種發(fā)動(dòng)機(jī)同在室壓5 MPa、面積比140的狀態(tài)下的比沖性能進(jìn)行了計(jì)算,計(jì)算結(jié)果列于表1。

表1 幾種發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能Table 1 Performance of some engines

可以看出,三種低溫發(fā)動(dòng)機(jī)中,液氫/液氧發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能最高,液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的理論比沖略高于液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)。

2)空間可貯存

甲烷沸點(diǎn)為-161℃,液氧沸點(diǎn)為-183℃,液氧和甲烷理想工作溫度更接近空間環(huán)境溫度,理論上更易實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑的空間長(zhǎng)期貯存,屬空間可貯存推進(jìn)劑。進(jìn)入21世紀(jì),在重返月球背景下,美國(guó)提出“發(fā)展先進(jìn)低溫推進(jìn)技術(shù)”的PCAD計(jì)劃,對(duì)新一代載人登月著陸器“牽牛星”,液氧、甲烷的貯存要求是月面210天［4］。發(fā)動(dòng)機(jī)采用液氧甲烷推進(jìn)劑,由于溫區(qū)接近,兩種推進(jìn)劑貯存及保溫可以采用同種方案和工藝手段,利于簡(jiǎn)化系統(tǒng)。另外,貯箱可以采用共底,貯箱間無(wú)需特殊的絕熱措施,可以有效簡(jiǎn)化貯箱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),減輕箭體結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

3)結(jié)焦溫度高,變推范圍廣

烴類(lèi)燃料使用過(guò)程中最大的問(wèn)題就是積碳和結(jié)焦。甲烷結(jié)焦溫度為950 K,煤油結(jié)焦溫度為560 K,與煤油相比,甲烷結(jié)焦溫度高［5］。結(jié)焦和積碳對(duì)燃?xì)猱a(chǎn)物用作渦輪工質(zhì)不利,在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)可能會(huì)導(dǎo)致渦輪通道尺寸改變,進(jìn)而渦輪性能惡化。對(duì)于大范圍變推力發(fā)動(dòng)機(jī),發(fā)動(dòng)機(jī)在低工況工作時(shí),由于冷卻流量小,冷卻介質(zhì)溫升高,則可能在燃燒室冷卻夾套熱壁表面產(chǎn)生結(jié)焦,引起再生冷卻性能下降,甚至造成燃燒室燒蝕破壞。甲烷結(jié)焦溫度高于渦輪材料溫度上限,理論上能夠適應(yīng)更廣的工況范圍。此外甲烷具有高的熱容,不易積碳和結(jié)焦,是優(yōu)良的冷卻劑,適用于膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)。發(fā)動(dòng)機(jī)采用膨脹循環(huán),不需要設(shè)置發(fā)生器、預(yù)燃室以及相關(guān)閥門(mén),可以有效簡(jiǎn)化系統(tǒng)構(gòu)成；由于渦輪工質(zhì)為經(jīng)冷卻夾套吸熱后的甲烷氣體,在發(fā)動(dòng)機(jī)變推力全工況范圍內(nèi),氣體溫度不會(huì)超過(guò)600 K,且氣體為還原性,渦輪工作環(huán)境好,不存在燒蝕的隱患,發(fā)動(dòng)機(jī)固有可靠性高。

4)易于實(shí)現(xiàn)多次點(diǎn)火起動(dòng)

登月下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)要求具備多次點(diǎn)火起動(dòng)能力(大于5次)。美國(guó)在上世紀(jì)六十年代,利用RL-10發(fā)動(dòng)機(jī)換氟氧/甲烷推進(jìn)劑并開(kāi)展了點(diǎn)火起動(dòng)試驗(yàn),試驗(yàn)證明,氟氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)采用膨脹循環(huán)方案,可以實(shí)現(xiàn)箱壓自身起動(dòng)［6］。膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪起旋初始能量來(lái)源于低溫甲烷吸收管路及身部冷卻夾套壁面熱量產(chǎn)生的初始焓,無(wú)需外部起動(dòng)能源,理論上可實(shí)現(xiàn)無(wú)限次起動(dòng)。國(guó)內(nèi)外研究經(jīng)驗(yàn)表明,液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)可以采用火炬式電點(diǎn)火方式實(shí)現(xiàn)多次點(diǎn)火［7-8］。發(fā)動(dòng)機(jī)采用膨脹循環(huán)方式,其點(diǎn)火介質(zhì)可以從發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中得到補(bǔ)充,理論上點(diǎn)火次數(shù)不限。

液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能較高、可貯存性好、發(fā)動(dòng)機(jī)不易積碳和結(jié)焦、易于實(shí)現(xiàn)多次起動(dòng)及變推力調(diào)節(jié),是登月下降級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)的理想選擇。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案

3.1 循環(huán)方案

發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)循環(huán)方式?jīng)Q定了發(fā)動(dòng)機(jī)的類(lèi)型,在很大程度上影響到發(fā)動(dòng)機(jī)的性能、研制難度、研制成本、制造工藝和試驗(yàn)方法。因此,發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案選擇首先是確定循環(huán)方式。按照推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)的類(lèi)型,通常有擠壓式和泵壓式兩種。擠壓式發(fā)動(dòng)機(jī)一般適用于小推力、短時(shí)間工作的姿控動(dòng)力系統(tǒng),在發(fā)動(dòng)機(jī)推力超過(guò)一定量級(jí)和工作時(shí)間較長(zhǎng)時(shí),泵壓式供應(yīng)系統(tǒng)比擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)具有明顯的技術(shù)優(yōu)勢(shì)。登月下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)真空推力要求達(dá)到幾噸級(jí),采用擠壓式供應(yīng)方式帶來(lái)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量大幅增加是系統(tǒng)不能承受的,在此不作考慮。

泵壓式供應(yīng)系統(tǒng)動(dòng)力循環(huán)方式主要有補(bǔ)燃循環(huán)、閉式膨脹循環(huán)、燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)等。

三種循環(huán)方式相比,燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)方案設(shè)置較簡(jiǎn)單,系統(tǒng)各組件間相互獨(dú)立性好,便于實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)調(diào)節(jié),但由于副系統(tǒng)流量小,導(dǎo)致調(diào)節(jié)元件尺寸過(guò)小,較難實(shí)現(xiàn)10∶1大范圍變推力調(diào)節(jié)。最重要的一點(diǎn)是渦輪做功燃?xì)馀欧旁斐闪艘欢ǖ男阅軗p失,額定工況和低工況比沖比閉式循環(huán)低約10 s；補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)性能最高,但由于系統(tǒng)壓力高,渦輪功率大,加上高溫高壓導(dǎo)管及密封等要求大大提高,導(dǎo)致其研制難度較其他方案大,研制周期長(zhǎng),成本高；膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)與其他循環(huán)方式的區(qū)別在于：驅(qū)動(dòng)渦輪做功的工質(zhì)由低溫氣甲烷取代了燃?xì)獍l(fā)生器/預(yù)燃室雙組元燃燒產(chǎn)生的高溫燃?xì)狻＝?jīng)泵增壓的甲烷進(jìn)入推力室再生冷卻身部夾套,對(duì)推力室身部再生冷卻,吸熱后轉(zhuǎn)變?yōu)闇囟冗m中的氣甲烷,用于驅(qū)動(dòng)渦輪做功。膨脹循環(huán)方案中,經(jīng)過(guò)渦輪做功后的甲烷全部進(jìn)入推力室和液氧燃燒,比沖較燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)有很大提高。與燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)和補(bǔ)燃循環(huán)相比,由于取消了燃?xì)獍l(fā)生器或預(yù)燃室副系統(tǒng),渦輪工質(zhì)為低溫還原性氣體,減輕了渦輪的熱應(yīng)力,避免了渦輪燒蝕問(wèn)題,發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性提高。

綜上分析,膨脹循環(huán)方案具有固有可靠性高、易于實(shí)現(xiàn)多次起動(dòng)和變推力調(diào)節(jié)等優(yōu)點(diǎn),各項(xiàng)指標(biāo)能夠滿足總體要求,研制周期短、成本低,是載人登月下降級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)的首選方案。

圖1所示為采用膨脹循環(huán)的登月下降級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案原理圖,液氧和甲烷分別經(jīng)氧泵和甲烷泵增壓。氧泵后的液氧直接進(jìn)入推力室進(jìn)行燃燒,甲烷泵后的甲烷全流量對(duì)推力室身部進(jìn)行再生冷卻,通過(guò)再生冷卻身部吸熱后的甲烷驅(qū)動(dòng)甲烷渦輪和氧渦輪,做功后的甲烷直接進(jìn)入推力室進(jìn)行燃燒。

3.2 點(diǎn)火起動(dòng)方案

如前所述,膨脹循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)箱壓自身起動(dòng),無(wú)需采用外能源,起動(dòng)次數(shù)不限。在點(diǎn)火器選擇上參考了國(guó)外低溫發(fā)動(dòng)機(jī)的主要方案［9-11］,選擇了火炬式電點(diǎn)火器高壓點(diǎn)火作為登月下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火方案,該方案點(diǎn)火系統(tǒng)獨(dú)立于發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng),盡管點(diǎn)火次數(shù)受氣瓶容積限制,但點(diǎn)火系統(tǒng)簡(jiǎn)單,單項(xiàng)技術(shù)驗(yàn)證方便,研制周期短。

圖1 液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)原理圖Fig.1 System scheme of LOX/ methane engine

點(diǎn)火起動(dòng)過(guò)程如下：在發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷階段,甲烷泵后至甲烷主閥這一容腔內(nèi),甲烷與管路和推力室冷卻夾套金屬進(jìn)行熱交換而達(dá)到某一個(gè)平衡溫度,為起動(dòng)渦輪的工質(zhì)提供一定的初始焓,與此同時(shí),液氧也充填至氧主閥前。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)滿足預(yù)冷起動(dòng)溫度和泵前壓力條件后,關(guān)閉甲烷泄出閥和氧泄出閥?；鹁纥c(diǎn)火器點(diǎn)火,打開(kāi)甲烷主閥和氧主閥,在箱壓下,進(jìn)入推力室內(nèi)具有一定熱焓的氣甲烷與進(jìn)入推力室的液氧點(diǎn)燃,進(jìn)行低壓、低混合比燃燒,燃?xì)馐估鋮s夾套的溫升增加,氣甲烷驅(qū)動(dòng)渦輪的能量增加,渦輪起動(dòng)加速。經(jīng)過(guò)一段時(shí)間的起動(dòng)加速過(guò)程,發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到主級(jí)穩(wěn)定工作狀態(tài),發(fā)動(dòng)機(jī)完成自身起動(dòng)。

3.3 變推力調(diào)節(jié)方案

在發(fā)動(dòng)機(jī)甲烷渦輪和氧渦輪處均設(shè)置了旁通路,通過(guò)調(diào)節(jié)旁通調(diào)節(jié)閥開(kāi)度調(diào)節(jié)渦輪介質(zhì)流量,控制渦輪功率,進(jìn)而達(dá)到調(diào)節(jié)推力的目的；在甲烷泵出口設(shè)置流量調(diào)節(jié)閥,用于發(fā)動(dòng)機(jī)工況變化過(guò)程中穩(wěn)定混合比；為確保變工況過(guò)程中燃燒效率和穩(wěn)定性,必須采用可調(diào)節(jié)噴注器方案(針?biāo)▏娮⑵?、雙孔噴注器等)。發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)并轉(zhuǎn)入主級(jí)穩(wěn)定工作后,根據(jù)登月艙發(fā)出變推力指令,發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入變推力調(diào)節(jié)程序。首先調(diào)節(jié)兩渦輪泵旁通調(diào)節(jié)閥開(kāi)度,調(diào)節(jié)進(jìn)入渦輪的熱氣流量,隨著渦輪功率改變,泵流量和壓力變化,發(fā)動(dòng)機(jī)推力開(kāi)始變化,與此同時(shí),根據(jù)工況調(diào)整調(diào)節(jié)噴注器面積以及混合比調(diào)節(jié)閥開(kāi)度,維持噴注壓降和發(fā)動(dòng)機(jī)混合比。發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)控制程序需要在各組件動(dòng)特性規(guī)律完全掌握后最終確定。

4 組件方案試驗(yàn)驗(yàn)證

針對(duì)膨脹循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)方案,開(kāi)展詳細(xì)的系統(tǒng)和組件設(shè)計(jì),并針對(duì)關(guān)鍵組件火炬式電點(diǎn)火器、噴注器開(kāi)展試驗(yàn)驗(yàn)證工作,驗(yàn)證了方案的可行性。

4.1 火炬式電點(diǎn)火器熱試驗(yàn)研究

設(shè)計(jì)了富氧燃燒氣氧氣甲烷火炬式電點(diǎn)火器方案,并開(kāi)展了地面點(diǎn)火試驗(yàn)研究。圖2所示為點(diǎn)火器結(jié)構(gòu)示意和三維外形圖。

圖2 火炬式電點(diǎn)火器結(jié)構(gòu)示意及三維外形圖Fig.2 Cutaway view and outline of spark torch ignition

試驗(yàn)共計(jì)點(diǎn)火100余次,進(jìn)行了不同點(diǎn)火混合比、點(diǎn)火室壓力、點(diǎn)火室結(jié)構(gòu)參數(shù)下的點(diǎn)火特性。試驗(yàn)證明氣氧氣甲烷在16～38寬混合比范圍都能夠?qū)崿F(xiàn)可靠點(diǎn)火,驗(yàn)證了氣氧氣甲烷點(diǎn)火器結(jié)構(gòu)和點(diǎn)火可靠性。該點(diǎn)火器成功參加了后續(xù)推力室變工況熱試驗(yàn),試驗(yàn)進(jìn)一步證明,點(diǎn)火器能夠在不同推力室工況下實(shí)現(xiàn)可靠點(diǎn)火,點(diǎn)火迅速,冷卻可靠,進(jìn)一步驗(yàn)證了點(diǎn)火器的可靠性。

圖3為點(diǎn)火器典型試驗(yàn)壓力曲線及點(diǎn)火試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)發(fā)火照片。

4.2 噴注器變工況熱試驗(yàn)研究

設(shè)計(jì)了氣液針?biāo)ㄊ胶碗p孔直流式兩種噴注器結(jié)構(gòu)方案,開(kāi)展了噴注器變工況擠壓熱試驗(yàn)研究。圖4為針?biāo)ㄊ?、雙孔直流式噴注器的產(chǎn)品實(shí)物。熱試驗(yàn)中,均配套了自主研發(fā)的火炬式電點(diǎn)火器,并成功實(shí)現(xiàn)了多次推力室點(diǎn)火。

圖3 點(diǎn)火試驗(yàn)壓力曲線及發(fā)火照片F(xiàn)ig.3 Pressure curve and flame of ignition firing tests

圖4 噴注器縮比件實(shí)物照片F(xiàn)ig.4 Photos of pintle injector and dual-orifice injector

兩臺(tái)推力室產(chǎn)品(針?biāo)▏娮⑵骱碗p孔噴注器各配套一臺(tái))共計(jì)進(jìn)行了10次熱試驗(yàn),單次點(diǎn)火時(shí)間50 s,累積試驗(yàn)500 s,獲取了10比1變工況下噴注器的燃燒特性。

熱試驗(yàn)結(jié)果顯示：針?biāo)▏娮⑵骱碗p孔噴注器與火炬式電點(diǎn)火器工作協(xié)調(diào)性好,發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)迅速,關(guān)機(jī)正常；兩種噴注器在大范圍變工況下均能夠穩(wěn)定燃燒,其中針?biāo)▏娮⑵鳙@得了較高的燃燒效率,三種工況下燃燒效率達(dá)到了0.99,室壓粗糙度不大于5%,見(jiàn)表2,其中燃燒效率通過(guò)室壓、流量等測(cè)量參數(shù)換算得出,并對(duì)影響燃燒效率的三個(gè)主要因素：燃料組分、身部溫升、壓力恢復(fù)系數(shù)進(jìn)行了修正。室壓粗糙度是衡量發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性的重要指標(biāo),其計(jì)算方法是取發(fā)動(dòng)機(jī)主級(jí)工作段室壓峰峰值之半與穩(wěn)態(tài)室壓的百分比。圖5為雙孔噴注器三種工況下火焰,圖6為針?biāo)▏娮⑵魅N工況下火焰照片。

圖5 雙孔噴注器擠壓熱試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.5 Flame of dual-orifice injector firing

圖6 針?biāo)▏娮⑵鲾D壓試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.6 Flame of pintle injector firing

表2 針?biāo)▏娮⑵鳠嵩囼?yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)Table 2 Thermal test results of the pintle injector

推力室研究性熱試驗(yàn)初步證明了兩種噴注器用于變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的可行性,獲得了火炬式電點(diǎn)火器與噴注器協(xié)調(diào)工作特性及點(diǎn)火時(shí)序,為發(fā)動(dòng)機(jī)的后續(xù)研究奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

5 結(jié)論

1)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑來(lái)源廣泛、成本低廉、性能較高、空間可貯存,且易于實(shí)現(xiàn)大范圍變推力和多次起動(dòng),是登月下降級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)的理想選擇；

2)登月下降級(jí)變推力發(fā)動(dòng)機(jī)采用膨脹循環(huán)、箱壓自身起動(dòng),火炬式電點(diǎn)火器高壓點(diǎn)火方案,通過(guò)合理設(shè)置調(diào)節(jié)裝置,能夠?qū)崿F(xiàn)大范圍推力調(diào)節(jié),發(fā)動(dòng)機(jī)各項(xiàng)性能指標(biāo)能夠滿足總體要求；

3)開(kāi)展了點(diǎn)火器、噴注器等關(guān)鍵組件的研究性試驗(yàn),取得了階段性成果,為發(fā)動(dòng)機(jī)后續(xù)研究奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

參考文獻(xiàn)（References）

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·工程技術(shù)·

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

作者簡(jiǎn)介：曹紅娟(1976-),女,碩士,高級(jí)工程師,研究方向?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)。E-mail：837293524＠qq.com

基金項(xiàng)目：載人航天預(yù)先研究項(xiàng)目(060302)

收稿日期：2015-08-10；修回日期：2016-03-03

中圖分類(lèi)號(hào)：V11

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1674-5825（2016）02-0186-05