張 楠，孫慧娟

(北京航天動(dòng)力研究所，北京 100076)

0 引言

20世紀(jì)60年代開始，美國(guó)和俄羅斯開展登月競(jìng)賽，兩大航天強(qiáng)國(guó)均制定了研制可重復(fù)使用運(yùn)載器航天飛機(jī)的戰(zhàn)略。1981年重復(fù)使用的航天飛機(jī)登上太空舞臺(tái)。但航天飛機(jī)并沒(méi)有達(dá)到預(yù)期目的，發(fā)射成本居高不下，于2011年終止飛行,退出歷史舞臺(tái)[1-2]。但低成本商業(yè)化需求[3-4]必將促使一次性火箭向重復(fù)使用方向發(fā)展。近期美國(guó)的SpaceX公司“獵鷹”9運(yùn)載火箭[5]一子級(jí)進(jìn)行多次受控精確著陸和回收嘗試并取得了成功，X—37B太空飛機(jī)[6]回收后再次執(zhí)行飛行任務(wù)。2014年5月，英國(guó)廣播公司披露“云霄塔”計(jì)劃，其主發(fā)動(dòng)機(jī)“佩刀”[7-8]研制取得重大進(jìn)展，國(guó)家將其納入空間技術(shù)規(guī)劃。這些工作的進(jìn)展，尤其是其所帶來(lái)的低成本[9]的愿景使得航天界再次掀起了重復(fù)使用運(yùn)載器的研究浪潮。這些運(yùn)載器所使用的動(dòng)力可分為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)和組合動(dòng)力推進(jìn)。由于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)擁有較豐富的經(jīng)驗(yàn)，因此當(dāng)前兩級(jí)入軌、部分重復(fù)使用、火箭推進(jìn)方案受到普遍關(guān)注[10]。國(guó)內(nèi)的重復(fù)使用技術(shù)尤其是發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用技術(shù)也在研究中。本文旨在依據(jù)運(yùn)載器對(duì)重復(fù)使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的要求及發(fā)動(dòng)機(jī)自身特點(diǎn)，確定初步技術(shù)指標(biāo)體系，提出需攻克的關(guān)鍵技術(shù)，使研制更具有針對(duì)性，加快研制步伐。

1 國(guó)內(nèi)外重復(fù)使用技術(shù)研究現(xiàn)狀

重復(fù)使用運(yùn)載器是可以多次往返于地球與空間軌道，在軌駐留執(zhí)行軌道服務(wù)，可按需返回地面的航天飛行器。按外形布局，可分為帶翼外形和火箭外形；按動(dòng)力方式，可分為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)和組合動(dòng)力推進(jìn)；按起降方式，可分為垂直起降，如SpaceX公司的“獵鷹9”運(yùn)載火箭、藍(lán)源公司“新謝帕德號(hào)”運(yùn)載火箭；垂直起飛/水平降落，如軌道級(jí)重復(fù)使用的美國(guó)/俄羅斯航天飛機(jī)、X—37B和亞軌道飛行器；水平起降，如單級(jí)入軌(SSTO)、可完全重復(fù)使用的X—30/X—33/HOTOL和兩級(jí)入軌飛行器(TSTO)[11]。

動(dòng)力技術(shù)作為可重復(fù)使用運(yùn)載器的核心技術(shù)之一，各國(guó)的技術(shù)方案也不盡相同。

美國(guó)是重復(fù)使用研究歷史最悠久、形式最多的國(guó)家，除著名的航天飛機(jī)外，在20世紀(jì)90年代后還開展了X—37B、DC—X/XA單級(jí)入軌等重復(fù)使用飛行器的研究工作。

航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)SSME采用了氫氧推進(jìn)劑的分級(jí)燃燒循環(huán)，5架航天飛機(jī)執(zhí)行了135次飛行任務(wù)[1]。航天飛機(jī)最初的設(shè)計(jì)目標(biāo)是重復(fù)使用100次，但實(shí)際執(zhí)行下來(lái)，最多的1臺(tái)重復(fù)使用了39次。“獵鷹”9運(yùn)載火箭一子級(jí)可重復(fù)使用，主動(dòng)力為液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)“隼1D”，可2次重啟減速。“獵鷹”9運(yùn)載火箭設(shè)計(jì)之初就考慮了通用性，全箭用一種型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)，2017年發(fā)射回收成功，并于同年再次使用，發(fā)射間隔平均為3個(gè)多月。美國(guó)空軍研制的X—37B軌道試驗(yàn)飛行器為可重復(fù)使用技術(shù)的驗(yàn)證機(jī)，使用一次性火箭宇宙神5發(fā)射入軌，已完成了可重復(fù)使用飛行試驗(yàn)，主動(dòng)力是過(guò)氧化氫/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)。

在單級(jí)入軌方面，美國(guó)麥道公司提出了由火箭發(fā)動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力、單級(jí)入軌、垂直起降、完全重復(fù)使用的“德爾塔快帆”(delta clipper)方案。DC—X/XA是2架技術(shù)驗(yàn)證機(jī)，使用4臺(tái)RL10A—5氫氧膨脹循環(huán)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[12]，通過(guò)各個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的調(diào)節(jié)實(shí)現(xiàn)飛行器的姿態(tài)控制、平飛和掉頭。在降落的時(shí)候，通過(guò)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，實(shí)現(xiàn)懸停、下降和垂直降落。在1993—1996年的3年時(shí)間里，進(jìn)行了12次飛行試驗(yàn)，獲得了大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，驗(yàn)證了相關(guān)的關(guān)鍵技術(shù)。其驗(yàn)證機(jī)所用的膨脹循環(huán)RL10發(fā)動(dòng)機(jī)在重復(fù)使用研究過(guò)程中，被證明可以起動(dòng)75次而不需要分解檢查或更換部件。

聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟公司通過(guò)“明智模塊式自主返回技術(shù)”來(lái)實(shí)現(xiàn)“火神”火箭第一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的重復(fù)使用，選用藍(lán)源公司的BE—4液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)[13-14]。該發(fā)動(dòng)機(jī)采用分級(jí)燃燒循環(huán)，推力達(dá)240 t，實(shí)現(xiàn)100次以上復(fù)用。

英國(guó)提出的重復(fù)使用云霄塔運(yùn)載器[15-16]，采用帶預(yù)冷器的組合動(dòng)力方案。其佩刀發(fā)動(dòng)機(jī)[8]采用雙模式工作，一種是吸氣模式，一種是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)模式，利用大氣環(huán)境中的空氣作為推進(jìn)劑，減少自身攜帶的推進(jìn)劑，提高有效運(yùn)載能力。

俄羅斯正在研制以200 t液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)RD—0162為芯級(jí)及助推的聯(lián)盟5火箭(見(jiàn)表1)，計(jì)劃用于現(xiàn)有聯(lián)盟2、天頂號(hào)、質(zhì)子號(hào)火箭，并將作為亞軌道太空飛機(jī)MRKS[17]可重復(fù)使用火箭助推器。動(dòng)力機(jī)械生產(chǎn)科研聯(lián)合體在2013—2014年同樣進(jìn)行了RD—0192液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研制。

日本JAXA已經(jīng)研制出可重復(fù)使用LOX/LH2火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，將作為可重復(fù)使用探空火箭的主發(fā)動(dòng)機(jī)[18-19]。RSR的飛行時(shí)序如圖1所示。在2014年6月到2015年2月期間進(jìn)行了54次發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)，累計(jì)142次點(diǎn)火[20]。

針對(duì)天地往返運(yùn)輸，我國(guó)專家在“十一五”期間對(duì)重復(fù)使用運(yùn)載器開展論證，提出到2030年從部分重復(fù)使用到完全重復(fù)使用、從火箭動(dòng)力到組合動(dòng)力的“三步走”發(fā)展設(shè)想，如圖2所示。

表1 俄羅斯甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)(RD—0162系列)Tab.1 Russian methane engine parameters(RD—0162 series)

圖1 日本RSR的正常飛行時(shí)序Fig.1 Nominal flight sequence of the Japanese RSR

圖2 中國(guó)重復(fù)使用規(guī)劃Fig.2 Chinese reusable launch vehicle development plan

我國(guó)在氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)研制基礎(chǔ)上開展了液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用技術(shù)研究，獲得了一定的成果，部分組件可重復(fù)使用30次以上。

綜上，可以獲知重復(fù)使用運(yùn)載器技術(shù)發(fā)展趨勢(shì):

1)火箭動(dòng)力是現(xiàn)實(shí)選擇，吸氣式組合動(dòng)力是未來(lái)方向。

2)火箭動(dòng)力在國(guó)外皆是液體環(huán)保動(dòng)力，主要是液氧/液氫、液氧/煤油、液氧/甲烷[21]這3類綠色環(huán)保型組合推進(jìn)劑。

3)垂直起降、垂直起飛/水平返回是當(dāng)前兩大主要研究方向；單級(jí)入軌、水平起降是遠(yuǎn)期的終極目標(biāo)。

4)降低全壽命周期費(fèi)用，并進(jìn)一步提高可靠性和任務(wù)適應(yīng)性[22-23]。

5)重復(fù)使用運(yùn)載器對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的需求：①長(zhǎng)壽命、高可靠；②多次點(diǎn)火、漸進(jìn)式起動(dòng)；③大范圍變推力；④重復(fù)使用與維護(hù)；⑤環(huán)保；⑥高安全性；⑦高推質(zhì)比[24]。

按照最優(yōu)進(jìn)入空間方式，發(fā)展組合動(dòng)力是最佳選擇。但組合動(dòng)力技術(shù)還不成熟，距離實(shí)際應(yīng)用還有關(guān)鍵技術(shù)需要時(shí)間攻克。液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)相對(duì)成熟，已成功應(yīng)用于一次性運(yùn)載火箭和部分重復(fù)使用的航天飛機(jī)上。采用低溫液體火箭動(dòng)力構(gòu)建重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)，是近期較為現(xiàn)實(shí)的發(fā)展目標(biāo)。

2 國(guó)內(nèi)低溫液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用技術(shù)研究

新一代無(wú)毒無(wú)污無(wú)腐蝕推進(jìn)劑組合是液體火箭重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)的保障。尤其是液氧/液氫、液氧/甲烷、液氧/煤油3種推進(jìn)劑組合能夠滿足重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)基本需求，而且在國(guó)外重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)研究中皆取得了一定的成果。使用液氧/煤油推進(jìn)劑的SpaceX梅林發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)獲得了多次飛行回收成功。重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)鼻祖SSME發(fā)動(dòng)機(jī)就采用了液氧/液氫推進(jìn)劑，使用液氧/液氫推進(jìn)劑的BE-3和RL10發(fā)動(dòng)機(jī)也獲得了成功回收。液氧/甲烷推進(jìn)劑的發(fā)動(dòng)機(jī)因其成本低、性能適中、結(jié)焦少、與液氧沸點(diǎn)接近，利于深空探測(cè)飛行[25]，頗受國(guó)內(nèi)外航天同行青睞，均傾力研制。我國(guó)的液氧/液氫、液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)均在CZ—3A系列火箭和新一代火箭發(fā)射中成功參加了飛行，液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)尚在研制過(guò)程中，也已經(jīng)完成了全系統(tǒng)試車。

我國(guó)重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制，可劃分為3個(gè)階段：①以目前的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為平臺(tái)，開展發(fā)動(dòng)機(jī)一機(jī)多試和校準(zhǔn)試車不分解交付飛行；②以氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)為平臺(tái)，研究低成本液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用技術(shù)；③以重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)理念為指導(dǎo)，研制低溫液體發(fā)動(dòng)機(jī)。

2.1 一機(jī)多試和校準(zhǔn)試車不分解交付技術(shù)

20世紀(jì)初，在高密度發(fā)射需求牽引下，為降低成本、縮短周期、保留校準(zhǔn)試車后的信息，使氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)由單臺(tái)組裝轉(zhuǎn)向批量組裝，某型發(fā)動(dòng)機(jī)采用了液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)校準(zhǔn)試車不分解方案。圖3為發(fā)動(dòng)機(jī)分解交付和不分解交付流程圖。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)校準(zhǔn)試車后交付流程圖Fig.3 Engine check flow chart after calibration test

為評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)校準(zhǔn)試車后健康狀態(tài)，保證交付后產(chǎn)品質(zhì)量可靠，從發(fā)動(dòng)機(jī)性能和振動(dòng)雙角度進(jìn)行評(píng)價(jià)。建立了故障模式庫(kù)，其中裝入28種故障模式(見(jiàn)圖4)。通過(guò)與故障模式進(jìn)行比對(duì)，評(píng)價(jià)發(fā)動(dòng)機(jī)各組合件及整體參數(shù)校準(zhǔn)試車后健康狀態(tài)，用于決策發(fā)動(dòng)機(jī)再次進(jìn)行點(diǎn)火工作的可靠性，以及能否交付飛行。

圖4 某型發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷軟件及流程Fig.4 Fault diagnosis software and process of a certain engine

截至目前已有近50臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)采取了不分解交付措施后交付，飛行任務(wù)完成良好。

對(duì)于多次全程工作，液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)也獲得了較豐富的經(jīng)驗(yàn)。為試驗(yàn)不分解交付和可靠性驗(yàn)證，采取了地面考核不下臺(tái)連續(xù)試車的方式，俗稱一機(jī)多試。氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)、液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)[26]均采取了同樣的方案，并在實(shí)踐過(guò)程中獲得了較豐富的試驗(yàn)后健康狀態(tài)檢測(cè)、維修與再試驗(yàn)的基礎(chǔ)措施、方法和再試驗(yàn)使用評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)。如地面試驗(yàn)后、產(chǎn)品交付后、靶場(chǎng)飛行試驗(yàn)前發(fā)動(dòng)機(jī)檢測(cè)項(xiàng)目、內(nèi)腔潔凈度判斷指標(biāo)、故障判斷、部分組件更換維修等技術(shù)。其中某膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)壽命目前達(dá)到5 460 s，重復(fù)起動(dòng)16次無(wú)異常。

2.2 液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)

液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)[27-28]是我國(guó)乃至國(guó)際航天界正在大力發(fā)展的方向。甲烷是一種被廣泛利用的清潔能源，具有燃燒熱值高、資源豐富和環(huán)保等優(yōu)點(diǎn)。與液氧組合作為火箭推進(jìn)劑時(shí)，比沖性能介于液氧/液氫推進(jìn)劑和液氧/煤油推進(jìn)劑之間，且其具有較高的密度比沖[29]，利于提高運(yùn)載器運(yùn)載能力。液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)是所有烴類燃料組合中，最不容易結(jié)焦和積碳的，為未來(lái)能夠?qū)崿F(xiàn)清潔環(huán)保、可重復(fù)使用的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)打下了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)[30]。從長(zhǎng)遠(yuǎn)角度出發(fā)，科學(xué)家們已經(jīng)發(fā)現(xiàn)諸如火星、土衛(wèi)六等星球上存在液體甲烷“海洋”，如果未來(lái)做星際航行，甚至可以從目標(biāo)星球直接汲取液體甲烷做燃料。液氧和甲烷溫度相近，可以設(shè)計(jì)成共底貯箱，降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量和復(fù)雜度。

目前國(guó)際上對(duì)于液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)還沒(méi)有研制成功飛行的先例，但研制歷程已達(dá)幾十年。其中俄羅斯以液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)RD—0110MD和液氧/液氫發(fā)動(dòng)機(jī)KVD—1作為演示樣機(jī)，開展了甲烷工作研究[31]。液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)有70%～80%的組件可以借用[32]。NASA將RS—18改造為月球著陸器下降級(jí)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)，開展了高空模擬試車和推進(jìn)劑在月球表面的長(zhǎng)期貯存模擬試驗(yàn)研究[33]。

十一五期間，以重復(fù)使用亞軌道飛行器為背景，以某氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)為平臺(tái)，開展了60 t級(jí)燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)[34]關(guān)鍵技術(shù)研究。該發(fā)動(dòng)機(jī)為燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)，發(fā)動(dòng)機(jī)地面推力60 t，地面比沖285 s。研究期間經(jīng)過(guò)組件級(jí)試驗(yàn)、分系統(tǒng)試驗(yàn)以及1臺(tái)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)原理型樣機(jī)，完成了4次累計(jì)67 s的全系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)集成演示驗(yàn)證試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)了液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)的全面突破。探索出以氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)為平臺(tái)研究液氧甲烷技術(shù)的途徑。

此外還基于某膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，開展了上面級(jí)甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)研制，分別進(jìn)行了3 t和8 t的深度推力調(diào)節(jié)膨脹循環(huán)甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)研制[35-37]。完成了以甲烷火炬電點(diǎn)火試驗(yàn)200多次，與噴注器縮比試驗(yàn)件聯(lián)試點(diǎn)火28次、10∶1深度節(jié)流噴注器縮比件試驗(yàn)為代表的各類組件級(jí)試驗(yàn)。

三型甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)均取得了重大進(jìn)展，尤其是8 t液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)(見(jiàn)圖5)和60 t級(jí)甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)(見(jiàn)圖6)研制過(guò)程中均采用了氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)直接換甲烷推進(jìn)劑方案，證明了各種循環(huán)方式的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)均可實(shí)現(xiàn)與甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)同料加工、同線生產(chǎn)、同臺(tái)試驗(yàn)、產(chǎn)品通用，為重復(fù)使用運(yùn)載器提供性能更優(yōu)、功能更強(qiáng)的發(fā)動(dòng)機(jī)奠定基礎(chǔ)。

圖5 8 t液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)原理圖Fig.5 8 t LOX/CH4 engine system

圖6 60 t液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)原理圖Fig.6 60 t LOX/CH4 engine system

2.3 重復(fù)使用低溫液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)

目前的重復(fù)使用除航天飛機(jī)的SSME發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)之初就按重復(fù)使用的理念進(jìn)行設(shè)計(jì)外，其余的均是一次性液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)直接移植，在現(xiàn)有的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上增加使用次數(shù)。

從當(dāng)前一次性使用發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)水平來(lái)看，將其簡(jiǎn)單“移植”到重復(fù)使用飛行器上，其壽命上限最多達(dá)到50次。根據(jù)重復(fù)使用航天器經(jīng)濟(jì)模型測(cè)算，復(fù)飛80次后才能收回成本，因此，提出100次重復(fù)使用指標(biāo)。

以重復(fù)使用設(shè)計(jì)理念為指導(dǎo)開展低溫液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)是減少?gòu)澛?，?shí)現(xiàn)重復(fù)使用的有效方法。針對(duì)低溫液體發(fā)動(dòng)機(jī)壽命薄弱的組件渦輪泵、燃燒室等，從壽命、功能、檢測(cè)與診斷以及性能方面進(jìn)行分析、設(shè)計(jì)。比如渦輪葉片疲勞壽命的提高要從渦輪葉片損傷模式與損傷機(jī)理上開展研究后納入設(shè)計(jì)規(guī)范中[38]。燃燒裝置壽命提高要從熱防護(hù)上開展設(shè)計(jì)[39-40]等。

圍繞重復(fù)使用運(yùn)載器的動(dòng)力需求，開展了60 t級(jí)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)研究，從循環(huán)方式、檢測(cè)可達(dá)性、模塊化設(shè)計(jì)[41]、快速測(cè)發(fā)能力、維修性、考核方案等方面完善產(chǎn)品重復(fù)使用的設(shè)計(jì)理念，從設(shè)計(jì)根源上提高發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用能力。

經(jīng)過(guò)研究和試驗(yàn)，60 t液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)在重復(fù)使用上獲得了如下成果：

1)大熱流推力室身部熱防護(hù)技術(shù)通過(guò)了30次重復(fù)使用熱試驗(yàn)。

2)渦輪泵軸承經(jīng)過(guò)低溫臺(tái)架試驗(yàn)，壽命可以達(dá)到80次以上。

3)渦輪泵動(dòng)密封經(jīng)過(guò)臺(tái)架試驗(yàn)，壽命達(dá)到80次以上。

4)燃?xì)忾y經(jīng)過(guò)高溫試驗(yàn)考核，動(dòng)作達(dá)到1 000次。

5)通過(guò)整機(jī)試驗(yàn)，驗(yàn)證了液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)單、安全、快捷的地面檢測(cè)維護(hù)處理流程。

圖8 一次性使用發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性模型Fig.8 Reliability chart of expendable engine

3 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用指標(biāo)體系

采用傳統(tǒng)一次性航天器的研發(fā)和經(jīng)營(yíng)模式，不可能降低宇航運(yùn)輸成本。從60 t液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)研制，到SpaceX火箭回收和重復(fù)使用的實(shí)施路徑，可以看出，把技術(shù)成熟的一次性宇航產(chǎn)品作為“母機(jī)”，逐步實(shí)施可重復(fù)技術(shù)改造，才能降低研發(fā)成本，將一次性使用的發(fā)動(dòng)機(jī)“蛻變”為重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)。

由此可見(jiàn)，借鑒航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，識(shí)別和建立重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)專用技術(shù)體系是當(dāng)務(wù)之急。液氧/液氫、液氧/煤油、液氧/甲烷這三類組合作為推進(jìn)劑的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)均具有可重復(fù)使用的基礎(chǔ)[42]。但哪種發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用能實(shí)現(xiàn)較高的壽命、降低成本、獲得更大的利益則需要依據(jù)重復(fù)使用指標(biāo)體系進(jìn)一步分析。從目前研制進(jìn)展上看，液氧/甲烷潛力最大，但卻要面臨發(fā)動(dòng)機(jī)從無(wú)到有的研制歷程；液氧/液氫發(fā)動(dòng)機(jī)由于性能高、可檢測(cè)維修、推進(jìn)劑潔凈無(wú)結(jié)焦、返航后易處理、推重比高、燃燒穩(wěn)定性好等易于實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用，但推進(jìn)劑、制造、貯存成本高；液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)成本低、推重比高[43]，但由于煤油易結(jié)焦，返航后處理復(fù)雜。按目前研制的進(jìn)展，不論哪種推進(jìn)劑組合都需要開展技術(shù)攻關(guān)。

根據(jù)不同飛行模式和推進(jìn)層級(jí)，在壽命型、功能型、性能型、維修型和檢測(cè)診斷型框架下，梳理辯識(shí)各項(xiàng)技術(shù)，構(gòu)建重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)體系(見(jiàn)圖7)。

重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)最重要的指標(biāo)是壽命。壽命是指在給定的可靠性指標(biāo)下，發(fā)動(dòng)機(jī)以額定工況完成特定任務(wù)剖面時(shí)，提供安全、完備和準(zhǔn)確功能的時(shí)間度量。

相對(duì)于以千秒為單位計(jì)壽命的一次性使用發(fā)動(dòng)機(jī)，工作壽命要以小時(shí)為單位計(jì)將是發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)指標(biāo)體系的跨越式提升。這將顛覆傳統(tǒng)設(shè)計(jì)理念、驗(yàn)證考核、制造工藝。

圖7 重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)指標(biāo)體系Fig.7 Reusable engine technology guideline system

3.1 可靠性設(shè)計(jì)和驗(yàn)證

一次性發(fā)動(dòng)機(jī)只考慮各零部件或分系統(tǒng)相互獨(dú)立完成功能，以簡(jiǎn)單的串聯(lián)方式建立可靠性模型。而重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)就應(yīng)依據(jù)載荷-強(qiáng)度干涉理論按系統(tǒng)級(jí)或系統(tǒng)層的建模方法開展可靠性設(shè)計(jì)和驗(yàn)證(見(jiàn)圖8和圖9)。

在工程實(shí)踐中，葉片強(qiáng)度及壽命分析具有不確定性，隨機(jī)因素主要是：

1)載荷：氣動(dòng)激勵(lì)載荷、溫度載荷及離心載荷；

2)材料參數(shù)：彈性模量、泊松比、導(dǎo)熱系數(shù)和熱膨脹系數(shù)等；

3)幾何尺寸：加工誤差、工作變形使敏感部位的幾何尺寸產(chǎn)生變化，而影響疲勞壽命。

圖9 重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性模型Fig.9 Reliability chart of reuable engine

3.2 熱力環(huán)境設(shè)計(jì)

高熱流對(duì)結(jié)構(gòu)沖刷產(chǎn)生高周疲勞和低周疲勞是熱力件失效的主要原因，因此，該指數(shù)是影響發(fā)動(dòng)機(jī)壽命的關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)。

SSME的主燃燒室、噴管可達(dá)到40次、預(yù)壓泵20余次，而高壓渦輪泵僅6次，以葉片損傷為主。高周疲勞和低周疲勞共同造成了葉片疲勞裂紋和損傷，熱載荷對(duì)渦輪葉片大約貢獻(xiàn)20%的應(yīng)力[38]。

膨脹循環(huán)中渦輪工質(zhì)為常溫氣氫或甲烷，渦輪工作環(huán)境明顯優(yōu)于其他動(dòng)力循環(huán)。

燃燒室的壽命與高溫蠕變、低周疲勞相關(guān)，而高溫蠕變與所處熱力環(huán)境相關(guān)，因此冷卻推進(jìn)劑的選擇和冷卻設(shè)計(jì)是重要環(huán)節(jié)[44]。液氫、甲烷、煤油作為冷卻劑，結(jié)合各自特性設(shè)計(jì)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，重點(diǎn)控制燃燒室氣壁溫度，減少溫度應(yīng)力[45]。同時(shí)輔以氣膜冷卻是較好的方式[23，40，48]。

3.3 起動(dòng)沖擊

起動(dòng)次數(shù)與壽命指標(biāo)具有強(qiáng)關(guān)聯(lián)性。為了計(jì)入這種沖擊載荷對(duì)壽命的影響，就應(yīng)在壽命指標(biāo)框架下建立載荷作用次數(shù)的可靠性分析、評(píng)估和設(shè)計(jì)模型。獲得疊加在靜載、動(dòng)載上的沖擊次數(shù)，獲得在強(qiáng)度退化條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性或失效率的變化規(guī)律。

點(diǎn)火機(jī)械沖擊：強(qiáng)烈的點(diǎn)火沖擊對(duì)結(jié)構(gòu)造成的損傷是引起發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障主要原因，如某試車的推力室頭部振動(dòng)沖擊達(dá)49 000 m/s2，穩(wěn)定段的振動(dòng)僅784 m/s2(見(jiàn)圖10)。這是傳統(tǒng)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火方式的固有特性，采用調(diào)時(shí)序、頭腔吹除、優(yōu)化點(diǎn)火混合比等常規(guī)技術(shù)，不能從根本上避免對(duì)結(jié)構(gòu)的沖擊。

圖10 發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火壓力沖擊曲線Fig.10 Pressure impact curve on engine ignition

大熱流沖擊：T90為毫秒級(jí)或秒級(jí)的加速起動(dòng)性要求使傳統(tǒng)冷卻技術(shù)(再生冷卻、幅射冷卻、液膜冷卻等)難以確保熱結(jié)構(gòu)能經(jīng)受上百次大流量、高熱流的沖擊。熱起動(dòng)瞬態(tài)過(guò)程的極大熱應(yīng)力使渦輪材料的低周疲勞壽命也大為降低，會(huì)導(dǎo)致渦輪產(chǎn)生裂紋。

自身箱壓起動(dòng)：雖然箱壓起動(dòng)技術(shù)涉及到一次任務(wù)剖面多次起動(dòng)能力，與重復(fù)使用次數(shù)無(wú)直接關(guān)聯(lián)，但是實(shí)現(xiàn)漸進(jìn)式起動(dòng)可降低傳統(tǒng)外能源起動(dòng)方式產(chǎn)生的沖擊載荷(見(jiàn)圖11)。

圖11 發(fā)動(dòng)機(jī)自身起動(dòng)推力曲線Fig.11 Thrust curve during engine self-start

3.4 自潔凈性

推進(jìn)劑種類及其組合決定發(fā)動(dòng)機(jī)的自潔凈性。新一代采用無(wú)毒無(wú)污無(wú)腐蝕低溫推進(jìn)劑是重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)。燃燒產(chǎn)物結(jié)焦降低重復(fù)使用性。

自蒸發(fā)能力：發(fā)動(dòng)機(jī)腔內(nèi)推進(jìn)劑能否在常溫常壓下蒸發(fā)如初，從根本上決定了發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)飛前處理的快捷簡(jiǎn)易性。具有雙組元低溫特性的液氧/液氫或液氧/甲烷組合的自蒸發(fā)能力要優(yōu)于液氧煤油。

結(jié)焦性：氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)不存在結(jié)焦，因此，其重復(fù)使用性最佳。烷類燃料中的碳原子使液氧/甲烷和液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)存在結(jié)焦問(wèn)題[47]。其燃燒產(chǎn)物凝結(jié)在噴嘴或面板上，對(duì)燃燒性能產(chǎn)生累積影響。作為冷卻劑，經(jīng)高溫加熱，積碳沉積在夾套內(nèi)壁使推力室身部傳熱能力下降，進(jìn)而也影響燃燒性能[48]。甲烷結(jié)焦溫度高，約1 200 K，適用于重復(fù)使用推力室[49]。富燃方案燃?xì)獍l(fā)生器結(jié)焦少，但隨氧含量的增加，結(jié)焦亦增加[50-51]。

從單臺(tái)60 t液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)累計(jì)13次試車情況來(lái)看(見(jiàn)圖12)，甲烷的自潔凈性較好，經(jīng)產(chǎn)品復(fù)溫吹除，少量結(jié)焦自行脫落。另外，各次試車夾套流阻和溫升穩(wěn)定。

圖12 液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)第12次試后噴嘴出口結(jié)焦情況Fig.12 Injector element status after the 12th test of LOX/CH4

3.5 可檢測(cè)性及維修性

可檢測(cè)性是對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作前狀態(tài)的檢查與測(cè)試。一次使用發(fā)動(dòng)機(jī)的外場(chǎng)檢測(cè)目的是確認(rèn)產(chǎn)品質(zhì)量，而重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)的可檢測(cè)性是對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)健康狀態(tài)實(shí)施評(píng)價(jià)，應(yīng)包含直測(cè)式參數(shù)門檻、黑匣子飛行數(shù)據(jù)處理判據(jù)、關(guān)鍵件探傷孔設(shè)置及氣密性檢漏等技術(shù)，提高發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)飛可檢測(cè)性。校準(zhǔn)試車不分解交付的實(shí)施，提高了一次使用發(fā)動(dòng)機(jī)的測(cè)試可達(dá)性，而重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)飛前，不可能返廠進(jìn)行熱點(diǎn)火測(cè)試，因此，需要重復(fù)使用飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)在發(fā)射臺(tái)上具備低工況點(diǎn)火熱測(cè)試。

維修性[52]包含了發(fā)動(dòng)機(jī)保養(yǎng)(含返廠大修)、維護(hù)可操作性及總體優(yōu)化布局、模塊化裝配設(shè)計(jì)等技術(shù)。維修性好也會(huì)極大地降低發(fā)動(dòng)機(jī)成本。

4 低溫液體火箭重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)

結(jié)合重復(fù)使用飛行器對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的要求、重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)研制規(guī)劃和重復(fù)使用指標(biāo)體系，低溫液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用技術(shù)涉及如下關(guān)鍵技術(shù)。

4.1 壽命型可靠性設(shè)計(jì)、驗(yàn)證和評(píng)估模型

1)構(gòu)建壽命型技術(shù)體系及量化指標(biāo)；

2)形成組件級(jí)壽命型設(shè)計(jì)方法和驗(yàn)證方法；

3)以組件級(jí)壽命指標(biāo)為離散型輸入變量，形成發(fā)動(dòng)機(jī)壽命概率分布，包括組件強(qiáng)度分布、載荷譜、強(qiáng)度退化曲線、可靠性與載荷作用變化關(guān)系。

4.2 非沖擊起動(dòng)技術(shù)

1)頭腔霧化積存機(jī)理及點(diǎn)火能量?jī)?yōu)化；

2)點(diǎn)火方式優(yōu)化與改進(jìn)；

3)低壓微量噴注及燃燒轉(zhuǎn)級(jí)；

4)箱壓載荷譜及箱壓起動(dòng)。

4.3 長(zhǎng)壽命材料仿真優(yōu)化

面對(duì)高低溫條件下，百量級(jí)循環(huán)載荷譜作用，突顯出傳統(tǒng)材料屬性的不確定性，主要有彈性模量、密度、泊松比、屈服強(qiáng)度等。

目前的認(rèn)識(shí)是：材料的不均勻?qū)е虏牧蠈傩缘牟淮_定性，使其彈性模量和泊松比對(duì)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度應(yīng)力分布產(chǎn)生了影響，進(jìn)而影響疲勞壽命。為此，需要以百量級(jí)循環(huán)載荷為輸入，開展對(duì)現(xiàn)有材料仿真研究，對(duì)材料冶煉成形和均化處理提出相關(guān)要求。

4.4 電驅(qū)技術(shù)應(yīng)用

1)流體集成IVF技術(shù)[53-54]可利用低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)特性增強(qiáng)箭上供電持續(xù)能力；

2)電機(jī)技術(shù)的發(fā)展，為發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)級(jí)調(diào)節(jié)提供新的應(yīng)用前景。

4.5 狀態(tài)監(jiān)控與故障診斷的工程應(yīng)用

目前，狀態(tài)監(jiān)控與故障診斷技術(shù)[55]的工程應(yīng)用水平，僅限于多參數(shù)聯(lián)判的地面試車緊急關(guān)機(jī)。該技術(shù)的成熟應(yīng)用是研制重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)的先決條件。與其他運(yùn)輸工具的發(fā)動(dòng)機(jī)相比，液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用水平差距很大。無(wú)論是傳統(tǒng)的一次性使用，還是將來(lái)的重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)，該技術(shù)的應(yīng)用研究應(yīng)高度重視，加大投入。

1)研制在線記錄器(黑匣子)及離線信號(hào)處理；

2)開展發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)和組件半實(shí)物(故障)仿真；

3)建立故障庫(kù)，包括實(shí)發(fā)故障案例的采集和仿真案例的錄入。

總之，真正意義的可重復(fù)使用航天發(fā)動(dòng)機(jī)的研制，還需要突破一些關(guān)鍵技術(shù)。應(yīng)借助傳統(tǒng)一次性宇航運(yùn)輸體系，在不影響飛行成功率的前提下，采用搭載方式開展關(guān)鍵技術(shù)的工程驗(yàn)證，漸進(jìn)式完成從一次性向重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)的蛻變。國(guó)內(nèi)以某型發(fā)動(dòng)機(jī)為平臺(tái)突破了60 t級(jí)液氧/甲烷重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)部分關(guān)鍵技術(shù)、SpaceX的一級(jí)或助推回收復(fù)飛，都是這種思想的工程實(shí)踐。

5 結(jié)束語(yǔ)

在重復(fù)使用運(yùn)載器發(fā)展過(guò)程中，相比組合動(dòng)力，液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是近期運(yùn)載器實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用的較為現(xiàn)實(shí)的動(dòng)力技術(shù)方案。從氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)校準(zhǔn)試車不分解交付飛行，到液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)研究的工程實(shí)踐，通過(guò)技術(shù)指標(biāo)體系分析，可以得到如下結(jié)論：

1)新一代無(wú)毒無(wú)污無(wú)腐蝕推進(jìn)劑組合是液體火箭重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)的保障。綜合比較，液氧甲烷推進(jìn)劑組合是重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)的最佳選擇。

2)一次性使用發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)單移植為重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)不能解決壽命問(wèn)題。識(shí)別和建立重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)專用技術(shù)體系是當(dāng)務(wù)之急。

3)利用一次性使用發(fā)動(dòng)機(jī)作為母機(jī)，突破100次重復(fù)使用的關(guān)鍵技術(shù)，降低全壽命周期成本，實(shí)現(xiàn)從一次性使用發(fā)動(dòng)機(jī)向重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)的蛻變。