趙 婷，陳夏超，楊成虎，姚 鋒，劉昌國

(上海空間推進(jìn)研究所，上海 201112)

0 引言

自20世紀(jì)60年代開始，液體遠(yuǎn)地點(diǎn)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)因其推力大小適中、沖量偏差小和入軌精度高等優(yōu)點(diǎn)被廣泛應(yīng)用于各國航天器遠(yuǎn)地點(diǎn)機(jī)動(dòng)變軌[1-3]。提高軌控發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能可增加航天器有效載荷，降低發(fā)射費(fèi)用，延長航天器在軌壽命。因此，國內(nèi)外航天科技界始終不遺余力在提高軌控發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能，代表性的美國R-4D系列軌控發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖從最初的287 s，通過不斷改進(jìn)真空比沖達(dá)到323 s[4]。

伴隨著國內(nèi)衛(wèi)星平臺(tái)技術(shù)的快速發(fā)展，各類通信、導(dǎo)航、高軌預(yù)警等衛(wèi)星向著更大容量、更長壽命、更高可靠、更高精度的方向不斷發(fā)展，帶動(dòng)國內(nèi)星用490 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)研究取得了持續(xù)性發(fā)展[5-8]。目前，國內(nèi)正在研制更先進(jìn)的新一代大型桁架式東方紅五號(hào)(DFH-5)衛(wèi)星平臺(tái)，該平臺(tái)各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)國際領(lǐng)先，發(fā)射重量達(dá)到8 000 kg，壽命在15年以上，有效載荷承載能力為1 200～1 500 kg，可提供有效載荷功率達(dá)到15～20 kW，牽引著國內(nèi)星用軌控發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)創(chuàng)新。面向東方紅五號(hào)衛(wèi)星平臺(tái)應(yīng)用的高性能750 N發(fā)動(dòng)機(jī)已突破多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，基于低廉、成熟的鈮合金材料實(shí)現(xiàn)真空比沖321.1 s，工作壽命25 000 s，達(dá)到同類材料軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的國際先進(jìn)水平。后續(xù)國內(nèi)還將持續(xù)技術(shù)改進(jìn)提升性能，最終實(shí)現(xiàn)真空比沖323 s的鈮合金發(fā)動(dòng)機(jī)，達(dá)到該領(lǐng)域的國際領(lǐng)先水平，形成參與國際商業(yè)衛(wèi)星軌控發(fā)動(dòng)機(jī)市場(chǎng)競爭的新優(yōu)勢(shì)。

本文簡要介紹了國內(nèi)490 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)從第一代、第二代到第三代持續(xù)性發(fā)展歷程，著重闡述了瞄準(zhǔn)東五平臺(tái)的高性能750 N發(fā)動(dòng)機(jī)研制情況，介紹了其技術(shù)方案及試驗(yàn)結(jié)果，總結(jié)了國內(nèi)星用軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的研制經(jīng)驗(yàn)，同時(shí)指出了后續(xù)750 N發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展方向。

1 國內(nèi)490 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展歷程

1.1 第一代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)

第一代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)采用甲基肼/綠色四氧化二氮推進(jìn)劑組合，發(fā)動(dòng)機(jī)主要由推力室和2只推進(jìn)劑控制閥通過緊固件連接組成。推力室由直流互擊式噴注器頭部和帶大面積比高空噴管的鈮鉿合金單壁輻射冷卻身部組成。推力室身部的內(nèi)、外表面均制備有“815A”抗高溫氧化涂層，面積比154∶1，真空比沖305 s。該發(fā)動(dòng)機(jī)自1982年5月開始預(yù)研，1990年4月通過初樣設(shè)計(jì)評(píng)審，1992年6月通過正樣設(shè)計(jì)評(píng)審，1994年11月隨著國內(nèi)首顆東方紅三號(hào)衛(wèi)星完成首次變軌飛行任務(wù)，在軌工作時(shí)間6 238 s，填補(bǔ)了當(dāng)時(shí)國內(nèi)的領(lǐng)域空白。迄今為止正樣階段共生產(chǎn)了6批，發(fā)動(dòng)機(jī)已先后有46臺(tái)次上天飛行，成功率100%。

1.2 第二代490N發(fā)動(dòng)機(jī)

隨著衛(wèi)星重量的不斷增加和使用壽命的不斷增長，提高490 N發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能需求越來越緊迫。2000年，國內(nèi)開始預(yù)研第二代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)。重點(diǎn)突破發(fā)動(dòng)機(jī)頭部噴注器溫度控制、燃燒穩(wěn)定性、鈮鎢合金材料及其抗高溫氧化涂層制備工藝等關(guān)鍵技術(shù)，噴管面積比為220∶1條件下發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖達(dá)到315 s。2010年4月通過初樣設(shè)計(jì)評(píng)審。2010年9月通過正樣設(shè)計(jì)評(píng)審。2012年5月，隨著中星2A衛(wèi)星完成首次變軌飛行任務(wù)，在軌工作時(shí)間14 431 s，性能提升所節(jié)省的推進(jìn)劑可延長衛(wèi)星壽命16個(gè)月，經(jīng)濟(jì)效益顯著。迄今為止正樣階段共生產(chǎn)了3批，已成功完成了15臺(tái)次的變軌飛行任務(wù)，成功實(shí)現(xiàn)了對(duì)第一代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)的升級(jí)換代。

1.3 第三代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)

對(duì)標(biāo)國際一流技術(shù)水平，開展了第三代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)的研制。通過“十一五”和“十二五”總裝預(yù)研項(xiàng)目的研制，進(jìn)一步改進(jìn)噴注器方案、采用錸/銥復(fù)合材料、二次燃燒裝置、提高燃燒室壓力、擴(kuò)大噴管面積比，獲得噴管面積比330∶1條件下發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖323 s以上，并于2015年12月通過25 000 s鑒定級(jí)高模試車考核，達(dá)到該類型發(fā)動(dòng)機(jī)的世界一流水平。由于錸/銥材料的制備工藝難度太大，高模試車過程中也暴露出錸/銥材料的高溫強(qiáng)度不足、銥涂層抗沖刷能力不足、高輻射涂層局部鼓包現(xiàn)象等問題，認(rèn)為目前錸/銥材料的工藝穩(wěn)定性不足，尚無法滿足第三代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)的工程應(yīng)用需要。

1.4 雙模式490 N發(fā)動(dòng)機(jī)

肼和甲基肼雖屬于同一系列的自燃推進(jìn)劑，但在性能上肼燃料的真空比沖要高于甲基肼燃料。2015年國內(nèi)開展了采用無水肼/綠色四氧化二氮為推進(jìn)劑雙模式490 N發(fā)動(dòng)機(jī)研制。采用當(dāng)前成熟的鈮鎢合金材料，技術(shù)方案基于第二代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)的研制經(jīng)驗(yàn)，通過頭部噴注參數(shù)優(yōu)化、發(fā)動(dòng)機(jī)頭部溫度控制及最佳混合比匹配，發(fā)動(dòng)機(jī)完成了真空度2 Pa條件的高空模擬熱試車，驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)多次真空啟動(dòng)能力，發(fā)動(dòng)機(jī)累計(jì)穩(wěn)態(tài)點(diǎn)火190次，真空比沖達(dá)到323～325 s。雙模式490 N發(fā)動(dòng)機(jī)所有機(jī)械接口均與第二代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)完全一致，該發(fā)動(dòng)機(jī)的快速成功研制，為國內(nèi)雙模式發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域“零”的突破，為未來航天發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用提供更豐富的選擇。

1.5 490 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)研制小結(jié)

20余年來，伴隨著衛(wèi)星平臺(tái)技術(shù)的快速發(fā)展，國內(nèi)星用軌控發(fā)動(dòng)機(jī)研究取得了持續(xù)性進(jìn)展，真空比沖從第一代產(chǎn)品的305 s提升到第二代產(chǎn)品的315～318 s，再提升到第三代產(chǎn)品的323～325 s。表1給出了國內(nèi)當(dāng)前衛(wèi)星平臺(tái)用490 N發(fā)動(dòng)機(jī)的主要性能參數(shù)。其中，最高性能的第三代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)由于錸/銥材料目前尚未達(dá)到高可靠、長壽命的工程應(yīng)用要求，短期內(nèi)欲滿足東五平臺(tái)要求的33 000 s鑒定壽命工作要求，達(dá)到工程型號(hào)應(yīng)用尚存在一定差距。

圖1 國內(nèi)衛(wèi)星用490 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展歷程Fig.1 Development history of 490 N orbit control engine for satellite in China

參數(shù)第一代第二代第二代(雙模式)第三代推進(jìn)劑NTO/MMHNTO/MMHNTO/N2H4NTO/MMH真空推力/N490490490490混合比16516510165入口壓力/MPa141515155真空比沖/s305315～318323～325323～325穩(wěn)態(tài)工作時(shí)間/s28000400002500025000啟動(dòng)次數(shù)/次8420019040噴管面積比154∶1220∶1220∶1330∶1重量/kg4244446燃燒室材料鈮鉿鈮鎢鈮鎢錸/銥應(yīng)用情況東三/東四，已飛行東三/東四，已飛行雙模式系統(tǒng)，在研高軌衛(wèi)星，在研

2 高性能750 N發(fā)動(dòng)機(jī)研制概況

2.1 研制背景

針對(duì)國內(nèi)當(dāng)前最先進(jìn)的東方紅五號(hào)衛(wèi)星平臺(tái)對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的需求，結(jié)合當(dāng)前耐高溫材料發(fā)展現(xiàn)狀，軌控發(fā)動(dòng)機(jī)采用750 N推力比較適中，一方面將提高衛(wèi)星的變軌效率，降低軌道損失，減輕飛控任務(wù)；另一方面可縮短軌控發(fā)動(dòng)機(jī)在軌工作時(shí)間至15 000 s，鑒定級(jí)壽命考核時(shí)間22 000 s，進(jìn)而提高其工作可靠性，同時(shí)不會(huì)因推力過大產(chǎn)生較大的加速度，對(duì)衛(wèi)星太陽帆板造成沖擊破壞。此外，真空比沖作為衡量發(fā)動(dòng)機(jī)性能的關(guān)鍵指標(biāo)，其數(shù)值提高代表著發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)相同工作目標(biāo)可減少推進(jìn)劑的消耗量，從而延長衛(wèi)星的工作壽命或增加有效載荷的質(zhì)量。

2.2 研制過程

自2014年初起，國內(nèi)開展了旨在提高發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖性能的雙組元750 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)先研究工作，并于2016年得到“十三五”總裝預(yù)研項(xiàng)目支持，目的在國內(nèi)當(dāng)前490 N發(fā)動(dòng)機(jī)持續(xù)性發(fā)展研制的基礎(chǔ)上，考慮“東方紅五號(hào)”衛(wèi)星平臺(tái)的國際先進(jìn)性標(biāo)配，對(duì)標(biāo)國際先進(jìn)水平，依托當(dāng)前成熟的鈮合金材料，進(jìn)一步開展技術(shù)攻關(guān)，研制高性能750 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)并將真空比沖提高到320 s，同時(shí)完成長壽命試車驗(yàn)證工作，進(jìn)一步提高國內(nèi)在研“東方紅五號(hào)”衛(wèi)星平臺(tái)的總體性能。

圖2 750 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用各類仿真技術(shù)Fig.2 Simulation results of 750 N orbit control engine

750 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中，在充分繼承國內(nèi)已突破的各項(xiàng)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)基礎(chǔ)上，利用CFD，NHT，F(xiàn)EA及多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)等仿真手段，和相位多普勒粒子分析儀(PDA)、粒子圖像速度場(chǎng)儀(PIV)、紅外熱像儀、高速相機(jī)等試驗(yàn)設(shè)備，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部流動(dòng)、霧化、傳熱燃燒過程仿真分析和實(shí)驗(yàn)測(cè)試，減少了發(fā)動(dòng)機(jī)試車數(shù)量，縮短了研制周期，有效地提高了發(fā)動(dòng)機(jī)研制效率。

圖3 750 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用PDA，PIV，紅外熱像儀等實(shí)驗(yàn)設(shè)備Fig.3 Equipments such as PDA， PIV， IR camera utilized for 750 N orbit control engine

3 高性能750 N發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案

3.1 總體方案

750 N發(fā)動(dòng)機(jī)由推力室和2只推進(jìn)劑控制閥通過緊固件連接組成。推力室由直流互擊式噴注器頭部和大面積比單壁輻射冷卻身部焊接而成。發(fā)動(dòng)機(jī)所使用的推進(jìn)劑控制閥門為大流量自鎖式電磁閥技術(shù)。

發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)見圖4，發(fā)動(dòng)機(jī)與系統(tǒng)推進(jìn)劑供應(yīng)管道采用內(nèi)錐60°外套M18×1的螺紋連接；發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭與機(jī)架的對(duì)接尺寸與490 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)相同，采用三孔螺栓連接，3個(gè)安裝孔均布在φ162的節(jié)圓上，安裝孔孔徑3-φ6.5，安裝法蘭外徑φ180，以適應(yīng)目前衛(wèi)星機(jī)架的對(duì)接要求。

表2 750 N發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)參數(shù)

3.2 主要組件方案

3.2.1 頭部

推力室頭部主要由噴注器架、噴注芯體、氧閥支座、燃閥支座等通過裝配后經(jīng)焊接而成。發(fā)動(dòng)機(jī)頭部設(shè)計(jì)中巧妙采用隔熱結(jié)構(gòu)降低法蘭安裝面及遙測(cè)點(diǎn)溫度，實(shí)際試車過程8 100 s程序法蘭各個(gè)測(cè)點(diǎn)溫度均滿足任務(wù)要求的260 ℃，有效頭部溫度控制技術(shù)可提高發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)架在軌工作的可靠性。

圖4 750 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure of 750 N engine

圖5 采用隔熱結(jié)構(gòu)的750 N頭部溫度分布仿真及試車結(jié)果Fig.5 Simulation and test results of temperature distribution of 750 N engine head with thermal insulation structure

3.2.2 身部

推力室身部噴管面積比為210∶1，噴管出口輪廓尺寸不大于φ365 mm，總長583 mm。身部由燃燒室段和擴(kuò)散段兩部分組成，燃燒室段和擴(kuò)散段均采用耐高溫的鈮鎢合金，兩零件通過真空電子束焊連接構(gòu)成推力室身部。身部的內(nèi)、外表面均制備有高溫抗氧化涂層。

圖6 750 N發(fā)動(dòng)機(jī)推力室身部Fig.6 Body of thrust chamber for 750 N engine

3.2.3 推進(jìn)劑控制閥

高性能750 N發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑控制閥門延用第二代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)的FMZ400-11雙穩(wěn)態(tài)自鎖式控制閥門，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火和關(guān)機(jī)，具有很好的繼承性。閥門工作電壓24～42 V，開啟和關(guān)閉瞬時(shí)通電，推進(jìn)劑供應(yīng)過程不需要繼續(xù)通電，可以有效地降低功耗。

4 750 N發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)驗(yàn)證

2014年5月，750 N發(fā)動(dòng)機(jī)在北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所進(jìn)行了首次高模試車，累計(jì)啟動(dòng)6次，一次連續(xù)最長工作時(shí)間為1 000 s，累計(jì)工作時(shí)間1 315 s，真空比沖315 s。對(duì)標(biāo)國際軌控發(fā)動(dòng)機(jī)最先進(jìn)的水平，以此狀態(tài)為基本型，開展高性能750 N發(fā)動(dòng)機(jī)改進(jìn)設(shè)計(jì)，研制目標(biāo)真空比沖不低于320 s。

改進(jìn)設(shè)計(jì)過程中先后進(jìn)行頭部方案優(yōu)化比對(duì)熱試車驗(yàn)證了高性能噴注器的設(shè)計(jì)方案；通過燃燒室構(gòu)型優(yōu)化熱試車，驗(yàn)證了高性能噴注器與燃燒室結(jié)構(gòu)的最佳匹配方案；通過頭部邊區(qū)優(yōu)化熱試車，確保發(fā)動(dòng)機(jī)長穩(wěn)態(tài)工作過程的可靠性。2017年6月和2018年1月，連續(xù)完成兩臺(tái)全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)長壽命高模熱試車。圖7為750 N發(fā)動(dòng)機(jī)高模試車過程照片，圖8為發(fā)動(dòng)機(jī)試車前后的外觀。

圖7 750 N發(fā)動(dòng)機(jī)高模試車過程Fig.7 Test photo of 750 N engine in hot fire testing

圖8 750 N發(fā)動(dòng)機(jī)外觀Fig.8 Appearance of 750 N engine

750 N發(fā)動(dòng)機(jī)長壽命高模試車完成30次點(diǎn)火、累計(jì)25 100 s穩(wěn)態(tài)工作，單次最長工作時(shí)間8 100 s。發(fā)動(dòng)機(jī)各次工作過程中，壓力、流量等參數(shù)曲線平穩(wěn)，發(fā)動(dòng)機(jī)各部位溫度穩(wěn)定，實(shí)測(cè)真空比沖達(dá)到321.1 s。圖9為750 N發(fā)動(dòng)機(jī)8 100 s工作過程的壓力、流量和燃燒室溫度隨時(shí)間歷程曲線。

截至目前750 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)已突破了諸多關(guān)鍵技術(shù)，當(dāng)前技術(shù)狀態(tài)在成熟、低廉的鈮合金材料體系下，已實(shí)現(xiàn)真空比沖321.1 s，工作壽命25 100 s的研制成果。對(duì)標(biāo)國外使用NTO/MMH推進(jìn)劑的典型軌控發(fā)動(dòng)機(jī)性能及應(yīng)用情況可見，當(dāng)前狀態(tài)的750 N發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖性能已達(dá)到鈮合金材料體系下國際領(lǐng)先水平，與采用錸/銥材料已飛行產(chǎn)品中性能最高的R-4D-14(15)尚存在一定差距，需進(jìn)一步優(yōu)化改進(jìn)。后續(xù)，將進(jìn)一步對(duì)高性能750 N發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)真空比沖323 s。

圖9 750 N發(fā)動(dòng)機(jī)試車過程壓力、流量、燃燒室溫度隨時(shí)間歷程曲線Fig.9 Variation of pressure， flux and chamber temperature in test process of 750 N apogee engine with time

研制國家、單位產(chǎn)品代號(hào)推力/N真空比沖/s燃燒室材料面積比應(yīng)用情況美國Aerojet公司R?4D?11?3004453155鈮合金+鈦合金300∶1飛行R?4D?14(15)445323錸/銥材料300∶1飛行R?42SR890304鈮合金+鈦合金164∶1飛行AJ10?221490321錸/銥材料286∶1飛行美國NorthropGrumman公司TR?312?100MN454325錸/銥材料245∶1在研歐洲EADS公司S400?12400318鉑銠合金+鈮錳合金220∶1飛行S400?15400321鉑銠合金+鈮錳合金330∶1飛行EAM500325C/SiC400∶1在研美國MOOG公司LEROS2490309鈮合金150∶1鑒定LEROS2B400318鈮合金150∶1鑒定LEROS41100323鉑銠合金+鉑銥合金293∶1在研印度LB44FR440316鈮合金160∶1飛行

5 結(jié)束語和展望

經(jīng)過20多年的發(fā)展，從第一代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)到第二代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)、第三代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)，再到高性能750 N發(fā)動(dòng)機(jī)，國內(nèi)已經(jīng)形成一套行之有效的面向高軌衛(wèi)星用軌控發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、生產(chǎn)和試驗(yàn)研發(fā)體系，在高性能發(fā)動(dòng)機(jī)研制方面積累了豐富的經(jīng)驗(yàn)。

在采用成熟、廉價(jià)的鈮合金基體條件下，高性能750 N發(fā)動(dòng)機(jī)通過技術(shù)攻關(guān)及熱試車考核，實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖321.1 s,工作壽命25 100 s的成果，可滿足國內(nèi)當(dāng)前高軌衛(wèi)星平臺(tái)的應(yīng)用需求。對(duì)標(biāo)東五大平臺(tái)的國際先進(jìn)性，需要進(jìn)一步提高750 N發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖至323 s。

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