李志 朱浩 劉洋 田輝 蔡國(guó)飆（北京航空航天大學(xué)）

固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有比沖較高、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、安全性好、可多次啟動(dòng)和易實(shí)現(xiàn)推力調(diào)節(jié)等優(yōu)點(diǎn)，在探空火箭、小型運(yùn)載火箭、亞軌道載人飛船、靶標(biāo)與導(dǎo)彈、深空探測(cè)飛行器中有廣泛的應(yīng)用前景。利用固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，國(guó)外針對(duì)不同深空探測(cè)任務(wù)需求，發(fā)展了多種形式的固液動(dòng)力系統(tǒng)方案。系統(tǒng)調(diào)研深空探測(cè)任務(wù)中固液混合推進(jìn)技術(shù)的應(yīng)用情況，對(duì)我國(guó)固液混合推進(jìn)技術(shù)和深空探測(cè)發(fā)展具有重要參考價(jià)值。

1 固液混合推進(jìn)技術(shù)介紹

固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是采用液體氧化劑和固體燃料的一種混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其燃料和氧化劑在物理和相態(tài)上是彼此分離的，燃料流量受氧化劑流量的影響。目前，國(guó)內(nèi)外常用的液體氧化劑有液氧、過(guò)氧化氫和氧化亞氮，固體燃料有聚乙烯、端羥基聚丁二烯、石蠟等。

典型固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)

固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)、燃燒機(jī)理以及其常用推進(jìn)劑的物理、化學(xué)性質(zhì)，使之具備如下特點(diǎn)：①比沖介于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)之間；②通過(guò)調(diào)節(jié)氧化劑流量即可實(shí)現(xiàn)多次啟停和推力調(diào)節(jié)；③安全性好；④固體燃料燃速主要由氧化劑流率決定；⑤可選用無(wú)毒推進(jìn)劑；⑥燃速低，有利于設(shè)計(jì)小推力且長(zhǎng)時(shí)間工作的發(fā)動(dòng)機(jī)。

固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制已有約90年的歷史，國(guó)內(nèi)外開展了大量相關(guān)機(jī)理和方案研究，并在亞軌道飛船、探空火箭、巡航靶彈等飛行器上得到了成功應(yīng)用。近年來(lái)，固液混合推進(jìn)技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)在國(guó)內(nèi)外相關(guān)領(lǐng)域受到重視，在深空探測(cè)任務(wù)中的應(yīng)用研究日益豐富。

2 月球探測(cè)

用于探月任務(wù)的單級(jí)固液混合推進(jìn)系統(tǒng)

為了證明固液混合推進(jìn)系統(tǒng)是應(yīng)用于深空探測(cè)任務(wù)的理想選擇，意大利米蘭理工大學(xué)的埃琳娜·湯森（Elena Toson）等人設(shè)計(jì)優(yōu)化了一種用于登月任務(wù)的單級(jí)固液混合推進(jìn)系統(tǒng)。該推進(jìn)系統(tǒng)用于使飛行器從600km近地球軌道（LEO）經(jīng)過(guò)霍曼轉(zhuǎn)移軌道至月球軌道，最終硬著陸于月球。除推進(jìn)系統(tǒng)外，飛行器的質(zhì)量為200kg，碰撞月球的速度增量（Δ

V

）為3066m/s。該系統(tǒng)選用石蠟基燃料，90%過(guò)氧化氫作為氧化劑，氦氣作為增壓氣體，燃燒室為圓筒狀結(jié)構(gòu)，裝有8個(gè)氧化劑貯箱，4個(gè)高壓氣瓶，平均氧燃比為8，真空比沖為2958.4m/s，結(jié)構(gòu)質(zhì)量為176.7kg，結(jié)構(gòu)質(zhì)量分?jǐn)?shù)為0.189，推進(jìn)劑質(zhì)量為758.8kg，載重比為0.176。該設(shè)計(jì)驗(yàn)證了固液混合推進(jìn)系統(tǒng)在月球探測(cè)任務(wù)中具有高載重比的優(yōu)勢(shì)。

用于載人登月的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)

北京航空航天大學(xué)朱浩等人開展了固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)代替“阿波羅”（Apollo）登月艙下降級(jí)和上升級(jí)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)方案的優(yōu)化設(shè)計(jì)，驗(yàn)證了固液混合推進(jìn)技術(shù)在載人登月中具有良好的應(yīng)用優(yōu)勢(shì)和前景。該固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)采用常溫的98%過(guò)氧化氫/丁羥基推進(jìn)劑組合，星形內(nèi)孔裝藥，潛入式噴管。相較于原采用的四氧化二氮/混肼-50推進(jìn)劑組合的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，固液混合推進(jìn)方案也可實(shí)現(xiàn)推力調(diào)節(jié)和多次啟停的功能，并且在體積和質(zhì)量特性上更優(yōu)，同時(shí)無(wú)毒常溫推進(jìn)劑組合也符合當(dāng)前空間推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展方向。

固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)主要參數(shù)比較

3 火星探測(cè)

國(guó)外高校和航天機(jī)構(gòu)大多以執(zhí)行美國(guó)“火星樣本返回”（MSR）計(jì)劃為目標(biāo)進(jìn)行固液混合推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與優(yōu)化。在MSR計(jì)劃中，火星上升器（MAV）將作為著陸器的一部分發(fā)射。著陸器通過(guò)攜帶的火星車從火星提取和打包土壤樣本，并回收至軌道器中，由MAV將其發(fā)射至火星環(huán)繞軌道后返回地球。

兩級(jí)固液混合推進(jìn)系統(tǒng)

2010年，斯坦福大學(xué)阿什莉（Ashley）等人提出一種兩級(jí)固液混合推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)，并與一款固體火箭進(jìn)行性能比較，用于驗(yàn)證在MSR計(jì)劃中使用固液混合推進(jìn)系統(tǒng)的可行性。該設(shè)計(jì)中，火星環(huán)境條件來(lái)自于美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）埃姆斯研究中心（AMES）2019年火星氣候模型。由于MAV長(zhǎng)期在火星低溫環(huán)境下工作，該設(shè)計(jì)選擇玻璃化溫度約為-108℃的石蠟基燃料，并添加40%鋁以提高燃速。用二氧化氮與氧氣的混合物（Nytrox）作為火箭推進(jìn)應(yīng)用的氧化劑。任務(wù)設(shè)定將36kg的有效載荷從火星表面發(fā)射至500km軌道，速度增量為4375m/s。該方案中兩種固液混合推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)冗余系數(shù)分別為40%和20%（結(jié)構(gòu)冗余系數(shù)表示結(jié)構(gòu)冗余質(zhì)量與結(jié)構(gòu)總質(zhì)量的比值）。

固液混合推進(jìn)系統(tǒng)與固體火箭系統(tǒng)比較

設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)比顯示，固液混合火箭具有更高的比沖性能和更小的起飛質(zhì)量，在一定程度上證明了固液混合推進(jìn)系統(tǒng)是執(zhí)行MSR計(jì)劃較為理想的選擇。此外，固液混合推進(jìn)系統(tǒng)的易推力調(diào)節(jié)、可多次啟停能力就MAV而言尤為重要。

使用原位推進(jìn)劑的固液混合推進(jìn)系統(tǒng)

2013年，斯坦福大學(xué)艾德恩（Adrien）等人提出一種利用火星表面資源生產(chǎn)推進(jìn)劑的固液混合推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。此前的推進(jìn)系統(tǒng)均為從地球上攜帶返回所需要的推進(jìn)劑，而原位推進(jìn)劑生產(chǎn)（ISPP）是通過(guò)在火星上獲得推進(jìn)劑，減小在地球發(fā)射時(shí)的起飛質(zhì)量。ISPP采用固體氧化電解技術(shù)，利用太陽(yáng)能在火星提取二氧化碳生產(chǎn)氧氣。艾德恩分別對(duì)小、中、大型任務(wù)中帶有ISPP的推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)并與傳統(tǒng)火箭進(jìn)行對(duì)比，定義最大增益為火箭從火星發(fā)射時(shí)所需氧化劑質(zhì)量與起飛質(zhì)量之比。對(duì)于小型任務(wù)，有效載荷質(zhì)量為36kg，軌道高度為500km，速度增量為4375m/s。該方案分別對(duì)單級(jí)和兩級(jí)的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行設(shè)計(jì)。

使用原位推進(jìn)劑固液混合推進(jìn)系統(tǒng)與固體火箭系統(tǒng)比較

對(duì)比可知，帶有ISPP的固液火箭設(shè)計(jì)質(zhì)量更小，性能更好。但這僅僅是理論設(shè)計(jì)，不足以表示實(shí)際存在的技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)和復(fù)雜性。對(duì)于中型任務(wù)，有效載荷質(zhì)量設(shè)定為500kg，軌道高度為500km，比沖為3332m/s，在火星上運(yùn)行300個(gè)火星日。設(shè)計(jì)起飛質(zhì)量2925.4kg，加入ISPP單元（質(zhì)量為348.5kg）后，實(shí)際起飛質(zhì)量減少為1803kg，有效增益為38.4%。由此可見，加入ISPP單元后，固液火箭性能遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)任何傳統(tǒng)火箭系統(tǒng)。對(duì)于有效載荷為數(shù)噸的大型任務(wù)，原理與上述相同，增益最大值為50.28%。該方案適用于中、大型規(guī)模長(zhǎng)時(shí)間任務(wù)，比現(xiàn)有的傳統(tǒng)推進(jìn)技術(shù)在成本方面更具優(yōu)勢(shì)，在未來(lái)載人火星探測(cè)任務(wù)中具有很大的潛力。

可低溫儲(chǔ)存運(yùn)行的固液混合推進(jìn)器概念

美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室（JPL）評(píng)估了MAV的推進(jìn)方案，并在2015年設(shè)計(jì)了單組元推進(jìn)系統(tǒng)和混合推進(jìn)系統(tǒng)的多種方案，其中單級(jí)入軌混合推進(jìn)方案（SSTO）的起飛質(zhì)量最小。SSTO選用蠟基燃料SP7和MON-30。MAV從火星表面發(fā)射后第一次工作時(shí)間大約為76s，經(jīng)過(guò)12min的滑行之后，將進(jìn)行約10s的第二次工作，利用霍曼轉(zhuǎn)移圓化軌道。該設(shè)計(jì)的起飛質(zhì)量為219kg，著陸器軌道樣本位于火箭頭錐處，電子通信等裝置位于軌道樣本和氧化劑貯箱之間的艙段中。發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室位于后端，其周圍的額外空間用于容納增壓劑所需的高壓氦氣（GHe）貯箱和氣態(tài)反應(yīng)控制系統(tǒng)（RCS）所用的氮?dú)赓A箱等部件。隨后，JPL將該設(shè)計(jì)進(jìn)行優(yōu)化，最終設(shè)計(jì)的MAV起飛質(zhì)量為229kg，運(yùn)載能力為14kg，推力5430N，比沖3136m/s，速度增量3944m/s，工作時(shí)間93.4s。優(yōu)化后的設(shè)計(jì)在燃燒室周圍放置5個(gè)貯箱和1個(gè)小型蓄電池用于增壓系統(tǒng)、RCS和推進(jìn)劑供給系統(tǒng)。燃燒室后端添加一個(gè)收斂段，噴管長(zhǎng)度減小，采用鐘形設(shè)計(jì)。噴管還添加了液體噴射推力矢量控制系統(tǒng)（LITVC），使得MAV具有±5°的推力矢量控制能力，能夠滿足MAV從火星表面發(fā)射至入軌的推力矢量調(diào)節(jié)需求。

固液火箭優(yōu)化前后概念圖

一種單級(jí)入軌的固液混合推進(jìn)系統(tǒng)

為了探索固液混合推進(jìn)概念應(yīng)用于MSR計(jì)劃的可行性，馬歇爾航天飛行中心（MSFC）進(jìn)行了部分固液混合推進(jìn)技術(shù)的測(cè)試和分析。MAV的設(shè)計(jì)尺寸為長(zhǎng)2.8m，直徑0.57m，最大起飛質(zhì)量400kg，使用MON-25和蠟基SP7A固體燃料藥柱，該藥柱燃速較低，更適合固液火箭。

該設(shè)計(jì)采用擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)，4個(gè)氦氣貯箱可在-40℃的環(huán)境下工作，同時(shí)為反推力系統(tǒng)提供氦氣，減小了系統(tǒng)的質(zhì)量和復(fù)雜性。第一次點(diǎn)火時(shí)，反推力系統(tǒng)用于側(cè)傾控制；第二次點(diǎn)火時(shí)，貯箱內(nèi)殘余氣體可對(duì)軌道位置進(jìn)行校正。MSFC的這項(xiàng)研究對(duì)固液混合推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行了詳細(xì)的設(shè)計(jì)，分析表明能夠多次啟停的單級(jí)入軌固液混合火箭可應(yīng)用于火星探測(cè)任務(wù)。

固液火箭概念圖

固液混合推進(jìn)系統(tǒng)與設(shè)計(jì)基準(zhǔn)推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)比

4 對(duì)太陽(yáng)系其他行星的探測(cè)

斯坦福大學(xué)的伊麗莎白（Elizabeth）等人提出了針對(duì)木衛(wèi)二、天王星探測(cè)任務(wù)的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)，并與傳統(tǒng)推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行了比較。設(shè)計(jì)要求兩項(xiàng)任務(wù)的速度增量分別是1520m/s和1960m/s，推進(jìn)器質(zhì)量分別為2354kg和3345kg，巡航階段的時(shí)間分別是6.37年和14年。這兩項(xiàng)任務(wù)需要長(zhǎng)時(shí)間空間飛行，氧化劑選擇MON-3，燃料選擇含30%鋁的蠟基燃料，噴管擴(kuò)張比為100，燃燒室壓力為2.07MPa，主發(fā)動(dòng)機(jī)使用單級(jí)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。

對(duì)比分析可知，固液混合推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)于兩項(xiàng)深空探測(cè)任務(wù)均能滿足要求。固液混合推進(jìn)系統(tǒng)在木衛(wèi)二任務(wù)中與基準(zhǔn)設(shè)計(jì)的質(zhì)量特性相當(dāng)，在天王星任務(wù)中不占優(yōu)勢(shì)，結(jié)果顯示固液混合推進(jìn)系統(tǒng)可用于更遠(yuǎn)范圍的深空探測(cè)任務(wù)。

5 總結(jié)分析

固液混合推進(jìn)技術(shù)是未來(lái)深空探測(cè)動(dòng)力系統(tǒng)的重要選擇之一

在月球探測(cè)、火星探測(cè)及太陽(yáng)系內(nèi)其他行星探測(cè)任務(wù)中，固液混合推進(jìn)技術(shù)相較于傳統(tǒng)化學(xué)推進(jìn)技術(shù)能大幅度減小起飛質(zhì)量，并能利用多次啟停、易推力調(diào)節(jié)等性能實(shí)現(xiàn)探測(cè)和樣品返回任務(wù)，是深空探測(cè)任務(wù)中動(dòng)力系統(tǒng)的重要選擇之一。

固液混合推進(jìn)技術(shù)適用于大型樣本返回任務(wù)

對(duì)于更遠(yuǎn)的深空，若要進(jìn)行大型深空探測(cè)樣本返回任務(wù)，通過(guò)完全從地球上攜帶返回所需的推進(jìn)劑效率太低且成本巨大難以實(shí)現(xiàn)。固液混合推進(jìn)技術(shù)有望實(shí)現(xiàn)僅從地球攜帶燃料而在其他行星生產(chǎn)氧化劑的方案，在大型深空探測(cè)樣本返回任務(wù)中具有巨大的應(yīng)用價(jià)值。

固液混合推進(jìn)技術(shù)的推進(jìn)劑組合優(yōu)勢(shì)明顯

進(jìn)行深空探測(cè)任務(wù)要求航天器必須長(zhǎng)期在低溫環(huán)境下儲(chǔ)存和運(yùn)行，這對(duì)推進(jìn)劑在低溫環(huán)境下的存儲(chǔ)能力和工作性能是巨大的考驗(yàn)。蠟基燃料SP7和MON-30等推進(jìn)劑組合的低溫性能使其無(wú)需熱隔離，有效地解決了這個(gè)問(wèn)題。這種推進(jìn)劑組合的優(yōu)勢(shì)使得固液混合推進(jìn)技術(shù)更適合應(yīng)用于深空探測(cè)任務(wù)。

固液混合推進(jìn)技術(shù)在未來(lái)?yè)碛休^大潛力

近年來(lái)，國(guó)外開展了固液混合推進(jìn)技術(shù)用于火星、小行星等深空探測(cè)任務(wù)的大量方案研究，形成了具備一定工程基礎(chǔ)的總體方案。相比于傳統(tǒng)的固體和液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有諸多潛在的優(yōu)點(diǎn)，可作為固體和液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的有效補(bǔ)充。固液混合推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展將在未來(lái)滿足更多深空探測(cè)任務(wù)。