崔 朋, 劉 陽(yáng), 朱雄峰, 韓秋龍, 李晨陽(yáng), 劉 鷹, 譚云濤, 周城宏

(北京跟蹤與通信技術(shù)研究所, 北京 100094)

1 引言

隨著進(jìn)入空間需求的大規(guī)模增加,低成本成為航天運(yùn)輸領(lǐng)域近年來發(fā)展的主題[1-4]。美國(guó)Space-X 的獵鷹-9 號(hào)運(yùn)載火箭通過一子級(jí)的重復(fù)使用,將單位發(fā)射成本控制到1.5 萬(wàn)元/kg 以下[5-6],相當(dāng)于一次性運(yùn)載火箭發(fā)射成本的1/5 ～1/3,為實(shí)現(xiàn)低成本進(jìn)入太空提供了可行方案,開啟了運(yùn)載火箭垂直起降的新紀(jì)元?；诋?dāng)前的技術(shù)水平和發(fā)展趨勢(shì),實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭一子級(jí)垂直回收是低成本運(yùn)輸?shù)闹饕窂絒7]。運(yùn)載火箭一子級(jí)的重復(fù)使用關(guān)鍵之一在于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),因此發(fā)展高性能、低成本、高可靠性的重復(fù)使用運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)勢(shì)在必行。

20 世紀(jì)80 年代航天飛機(jī)研制成功,拉開了運(yùn)載器重復(fù)使用的序幕,但由于其發(fā)射成本高、維護(hù)周期長(zhǎng)、安全可靠性低等原因[8],在運(yùn)營(yíng)30 年之后,于2011 年正式退出歷史舞臺(tái)。航天飛機(jī)采用的是水平著陸方案,對(duì)主火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的深度變推力性能要求不高。在試驗(yàn)中,航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)范圍能夠達(dá)到17%～109%[9-10],但在實(shí)際飛行中,65%～109%的變推范圍就能滿足重復(fù)起降需求[11]。運(yùn)載火箭采用的是垂直起降回收方案,這對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)提出了更高的要求,例如推力變比需求增大、起動(dòng)次數(shù)需求增加、外部力學(xué)環(huán)境和熱環(huán)境更加復(fù)雜等[12],因此重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)成為實(shí)現(xiàn)運(yùn)載器重復(fù)使用的關(guān)鍵之一,與之相關(guān)的技術(shù)特征得到廣泛關(guān)注[13-16]。

研究重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)需要明確典型特征。蔡國(guó)飆等[17]圍繞發(fā)動(dòng)機(jī)性能總結(jié)了重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具備的若干特點(diǎn),例如雙混合比、雙燃料和先進(jìn)噴管等,發(fā)動(dòng)機(jī)推力的提升是實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用運(yùn)載最直接的技術(shù)途徑。在其他方面,徐大富等[18]研究認(rèn)為重復(fù)使用運(yùn)載火箭要求發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)當(dāng)具備推力調(diào)節(jié)、多次起動(dòng)、寬入口條件下的點(diǎn)火起動(dòng)以及健康監(jiān)測(cè)與壽命評(píng)估的能力;李斌等[19]針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)這一典型特征,提出了不同推進(jìn)劑組合和循環(huán)方式在實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用中發(fā)揮的重要作用,為開展重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)典型特征分析打下基礎(chǔ);鄭大勇等[16]研究了不同推進(jìn)劑組合的發(fā)動(dòng)機(jī)性能,認(rèn)為相比液氫液氧和液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī),液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)在重復(fù)使用性和使用維護(hù)性方面具有綜合的性能優(yōu)勢(shì),應(yīng)是重復(fù)使用運(yùn)載火箭的理想動(dòng)力裝置;包佳玥[20]從工程研制角度指出,為了滿足重復(fù)使用需求,針對(duì)現(xiàn)有液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī),應(yīng)當(dāng)明確一次性組件和多次使用組件,并分別對(duì)2 種類型組件開展有針對(duì)性研究。此外,張楠等[21]按照壽命、功能、性能、維修、檢測(cè)診斷的分類提出了重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的15 個(gè)技術(shù)指標(biāo)體系,為挖掘并量化典型特征提供了啟示。總體來看,現(xiàn)有的研究圍繞重復(fù)使用主題提出了不同的典型特征和研究重點(diǎn),對(duì)重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)典型特征有了初步的共識(shí),但針對(duì)重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)典型特征尚缺乏系統(tǒng)全面的描述,對(duì)關(guān)鍵技術(shù)方向認(rèn)識(shí)不夠清晰,制約了垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載火箭的發(fā)展。

本文對(duì)重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)具備的典型特征進(jìn)行研究,定量分析重復(fù)使用能力、起動(dòng)次數(shù)和推力調(diào)節(jié)范圍等典型指標(biāo),并給出定量化的依據(jù)?；诘湫吞卣?分別開展符合特征要求的重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組件分析和重復(fù)使用關(guān)鍵技術(shù)分析,為進(jìn)一步發(fā)展重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)提供借鑒和參考。

2 典型特征分析

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用內(nèi)在特征分析

內(nèi)在特征指為了滿足重復(fù)使用,液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)當(dāng)具備的典型技術(shù)特征。

2.1.1 結(jié)構(gòu)輕質(zhì)化

運(yùn)載火箭重復(fù)使用會(huì)增加火箭重量,因此重復(fù)使用要求之一為輕質(zhì)化,以彌補(bǔ)重量增加帶來的運(yùn)載能力損失。輕質(zhì)化主要有3 層含義:一是采用輕質(zhì)材料,二是開展參數(shù)優(yōu)化,減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量,三是采用新型制造技術(shù)。

針對(duì)輕質(zhì)材料的研究結(jié)果表明,液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)輻射冷卻身部采用密度不及金屬合金1/4 的碳纖維復(fù)合材料,其推重比能夠大幅提升。

針對(duì)參數(shù)優(yōu)化的研究結(jié)果表明,采用朱森元給出的推力室經(jīng)驗(yàn)估算模型[22],在推力和噴管面積比不變時(shí),室壓從10 MPa 增加到15 MPa 時(shí),推力室質(zhì)量減輕5.9%。對(duì)于電動(dòng)泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)而言,電池質(zhì)量占比較大。依據(jù)文獻(xiàn)中計(jì)算模型[23],當(dāng)功率密度主導(dǎo)電池質(zhì)量時(shí),鋰聚合物電池質(zhì)量是鋰硫電池的1/5;當(dāng)能量密度主導(dǎo)電池質(zhì)量時(shí),鋰硫電池質(zhì)量是鋰聚合物電池的37%。

針對(duì)新型制造技術(shù)研究,采用增材制造技術(shù),例如3D 打印,能夠制造薄壁、緊湊的結(jié)構(gòu)件,將傳統(tǒng)制造結(jié)構(gòu)小型化,進(jìn)而實(shí)現(xiàn)減重目的。研究結(jié)果表明,通過3D 打印技術(shù),能夠?qū)宄崾綋Q熱器的體積及重量降低20%[24],直接提升發(fā)動(dòng)機(jī)推重比。另外,3D 打印能夠?qū)⑦B續(xù)纖維復(fù)合材料應(yīng)用于復(fù)雜構(gòu)型結(jié)構(gòu)[25],從而間接實(shí)現(xiàn)減重。

2.1.2 組件/元件可重復(fù)

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用則要求發(fā)動(dòng)機(jī)組件/元件亦能重復(fù)使用,如表1 所示。因此應(yīng)淘汰一次性組件或元件,例如火藥點(diǎn)火器、燒蝕熱防護(hù)材料等,以滿足重復(fù)使用的內(nèi)在要求;盡量減少不適于多次使用的元件,例如化學(xué)點(diǎn)火裝置、富氧燃?xì)獍l(fā)生器等。

表1 部分元件/組件重復(fù)使用性能分析Table 1 Reuse performance analysis of some parts/components

2.1.3 便于維護(hù)

對(duì)于重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)而言,便于維護(hù)是另一內(nèi)在要求。便于維護(hù)有3 層含義,一是維修時(shí)間短,二是維修成本低,三是維修難度小。研究數(shù)據(jù)表明,由于維護(hù)時(shí)間長(zhǎng),航天飛機(jī)一年最多發(fā)射9 次,遠(yuǎn)達(dá)不到年均50 次的目標(biāo)[26];由于維護(hù)成本高,航天飛機(jī)每次發(fā)射費(fèi)用高達(dá)4 億～5億美元,遠(yuǎn)高于最初設(shè)定的3000 萬(wàn)美元[11];由于航天飛機(jī)具有上千個(gè)分系統(tǒng)和上百萬(wàn)個(gè)零件,維修難度大,例如防熱系統(tǒng)共有31 000 多塊防熱瓦,每次飛行后約需要更換50 塊防熱瓦,但是全部防熱瓦在飛行后都要進(jìn)行檢修[8]。

2.2 火箭重復(fù)使用特征分析

2.2.1 重復(fù)使用

重復(fù)使用火箭決定了發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)當(dāng)具備重復(fù)使用的能力,其重復(fù)使用次數(shù)亦決定了發(fā)動(dòng)機(jī)的重復(fù)使用次數(shù)。多次使用應(yīng)當(dāng)是重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)最直接且最典型的特征。多次使用的目的是為了降低成本,故具體重復(fù)使用次數(shù)可由成本分析得來。采用文獻(xiàn)[27-29]中的計(jì)算方法(TRANSCOST 模型),能夠計(jì)算得到一子級(jí)重復(fù)使用運(yùn)載火箭的全壽命周期成本。圖1 和圖2 分別給出了比例系數(shù)取上限時(shí)無(wú)量綱單枚單次火箭全壽命周期費(fèi)用隨單枚火箭發(fā)射次數(shù)的線圖和柱狀圖。可以發(fā)現(xiàn),對(duì)于生產(chǎn)10 枚火箭而言,當(dāng)發(fā)射次數(shù)超過10次時(shí),全壽命周期費(fèi)用減少超過64.8%;發(fā)射次數(shù)超過20 次時(shí),全壽命周期費(fèi)用減少超過67.2%;發(fā)射次數(shù)超過30 次時(shí),全壽命周期費(fèi)用減少超過69.6%,費(fèi)用下降不再明顯,認(rèn)為發(fā)動(dòng)機(jī)飛行重復(fù)使用次數(shù)為15～30 次較為合理。

圖1 無(wú)量綱單枚單次火箭全壽命周期費(fèi)用隨單枚火箭發(fā)射次數(shù)的變化Fig.1 Changes of dimensionless life cycle cost with launch number for a single rocket

圖2 2 種火箭數(shù)量下無(wú)量綱單枚單次火箭全壽命周期費(fèi)用隨單枚火箭發(fā)射次數(shù)的變化Fig.2 Changes of dimensionless life cycle cost with launch number for a single rocketundertwo rocket numbers

從損傷的角度來分析發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室應(yīng)具備的當(dāng)量重復(fù)使用次數(shù)。日本的Reusable Sound Rocket(RSR)發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)在這方面開展了較多工作,工程經(jīng)驗(yàn)較為豐富。圖3 給出了RSR 發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室不同過程無(wú)量綱損傷占比[30]?？梢钥闯?對(duì)于重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)而言,變推力試驗(yàn)相對(duì)一次完整回收飛行的當(dāng)量使用次數(shù)約為21 次,而多次點(diǎn)火試驗(yàn)相對(duì)一次完整回收飛行的當(dāng)量使用次數(shù)約為90 次。一方面說明多次點(diǎn)火對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的損傷更大。另一方面說明,基于一次完整回收飛行,且考慮飛行重復(fù)使用次數(shù),發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室應(yīng)具備的當(dāng)量重復(fù)使用次數(shù)為百次量級(jí),這對(duì)燃燒室提出了較高要求。

圖3 RSR 發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室不同過程無(wú)量綱損傷占比[30]Fig.3 Dimensionless damage proportion of different processes for RSR chamber[30]

2.2.2 多次起動(dòng)

研究結(jié)果表明,對(duì)驗(yàn)證垂直起降相關(guān)技術(shù)的火箭動(dòng)力垂直起降飛行器而言,例如DC-X[31]、Morpheus[32-33]、蚱蜢等,當(dāng)其飛行高度為公里級(jí)時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)可不關(guān)機(jī)。而對(duì)垂直起降運(yùn)載火箭而言,為了節(jié)省推進(jìn)劑,其在實(shí)際飛行過程中一般重新點(diǎn)火起動(dòng)2 ～3 次[28,34],故要求發(fā)動(dòng)機(jī)具備多次起動(dòng)的能力,部分重復(fù)使用火箭/運(yùn)載器的起動(dòng)次數(shù)如表2 所示。

表2 重復(fù)使用火箭/運(yùn)載器發(fā)動(dòng)機(jī)單次任務(wù)起動(dòng)次數(shù)統(tǒng)計(jì)Table 2 Starting times of reusable launch vehicle engines for a single mission

2.2.3 推力可調(diào)

由于在飛行過程中垂直起降運(yùn)載火箭推進(jìn)劑消耗量大,導(dǎo)致運(yùn)載火箭在垂直降落過程中質(zhì)量變化較大,因此為了實(shí)現(xiàn)回收時(shí)的六自由度控制,運(yùn)載火箭推力應(yīng)當(dāng)變化。研究表明,為實(shí)現(xiàn)軟著陸,垂直起降運(yùn)載火箭降落時(shí)的推力需求大約為起飛推力的1/10[19]。由此可以得到,在火箭單芯級(jí)采用1 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí),為了實(shí)現(xiàn)回收,其推力變比需要達(dá)到10 ∶1,屬于深度變推[40-41],變化范圍大,難度高。為了解決該難題,在單芯級(jí)可以采取多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)圓心排列的布局方式,降落時(shí)只有中心發(fā)動(dòng)機(jī)工作,這樣就大大降低了對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的變推比需求,從而更容易實(shí)現(xiàn),n臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)所需的推力變比為n×10%。如若考慮冗余,在中心發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障時(shí),由對(duì)角線上2 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)完成著陸任務(wù),則單臺(tái)推力變比需求為n×10%/2。圖4 給出了變推比隨單芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)的變化曲線,可以看出,不考慮冗余時(shí),單芯級(jí)采用大于5 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)需要的變推比小于50%;考慮冗余時(shí),單芯級(jí)采用大于5 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)需要的變推比小于25%。

圖4 變推比隨單芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)的變化Fig.4 Changes of throttling ratio with engine number in single first stage

2.2.4 提升推進(jìn)劑過冷度

運(yùn)載火箭一子級(jí)重復(fù)使用需要消耗更多的推進(jìn)劑,因此需要攜帶更多的推進(jìn)劑量,這會(huì)導(dǎo)致推進(jìn)劑貯箱體積更大。參考文獻(xiàn)[35],以獵鷹-9的重復(fù)使用一子級(jí)為對(duì)象,考慮一二級(jí)分離之后,返回點(diǎn)火50 s,再入點(diǎn)火20 s,著陸點(diǎn)火30 s,其中返回和再入時(shí)3 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)工作,著陸時(shí)1 臺(tái)工作[42],計(jì)算得到一子級(jí)一次性、重復(fù)使用及提高推進(jìn)劑過冷度后重復(fù)使用情況下的液氧貯箱體積,如表3 所示?？梢钥闯?重復(fù)使用比一次性使用推進(jìn)劑質(zhì)量增加近16.6%。另外,不提高過冷度時(shí)一級(jí)重復(fù)使用比一次性使用貯箱體積增大16.6%,過冷度提高5 K 時(shí)貯箱體積增大14.2%,過冷度提高10 K 時(shí)貯箱體積增大11.9%,說明提高過冷度在減小貯箱體積方面能發(fā)揮一定作用。但提升過冷度會(huì)增加推進(jìn)劑成本,而在不提高過冷度時(shí)貯箱增大亦會(huì)造成火箭結(jié)構(gòu)成本增加、運(yùn)載能力下降,應(yīng)當(dāng)綜合考慮兩者的單位成本,以分析提升過冷度的綜合效益。

表3 一子級(jí)一次性與重復(fù)使用液氧貯箱體積對(duì)比Table 3 Volume comparison of disposable and reusable liquid oxygen tanks for the first stage

此外,在推進(jìn)劑體積流量不變的情況下,提高低溫推進(jìn)劑過冷度還能提高質(zhì)量流量,進(jìn)一步提高推力。以獵鷹-9 一子級(jí)為對(duì)象,假設(shè)混合比和噴管出口壓力不變,燃料流量隨氧流量同步增大,計(jì)算得到推進(jìn)劑流量、噴管面積比、海平面比沖及推力隨過冷度增量的變化情況,如圖5 所示。可以看出,液氧過冷度增大,推進(jìn)劑流量增加,最大增幅為8.3%,在混合比不變時(shí),可認(rèn)為室壓隨推進(jìn)劑流量增大近似線性增加[23]。在噴管出口壓力保持不變(0.682 atm)時(shí),室壓增大會(huì)導(dǎo)致噴管面積比增加,但最大增幅僅僅為6%,進(jìn)一步導(dǎo)致海平面比沖增加,但增幅僅有0.6%。最終流量和比沖均增大導(dǎo)致推力增加,但主要來源為推進(jìn)劑流量的增大。

圖5 推進(jìn)劑流量、噴管面積比、海平面比沖及推力隨過冷度增量的變化(獵鷹-9 一級(jí)重復(fù)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進(jìn)劑,箭體結(jié)構(gòu)、貯箱和攜帶推進(jìn)劑質(zhì)量均增加,另外需要增加額外的回收和著陸裝置,因此適當(dāng)挖掘一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力,可彌補(bǔ)火箭質(zhì)量增加帶來的運(yùn)載能力損失(原場(chǎng)返回?fù)p失近40%,非原場(chǎng)返回?fù)p失近20%[28])。研究結(jié)果表明,為了實(shí)現(xiàn)火箭重復(fù)使用,獵鷹-9 一直在進(jìn)行推力挖掘[43],如圖6 所示。可以發(fā)現(xiàn),Merlin-1D 的推力從最初版本到最終版本提升了近100%。

圖6 獵鷹-9 火箭一級(jí)推力隨版本的變化Fig.6 Changes of thrust with version for the first stageof Falcon-9 rocket

2.2.6 與箭體機(jī)械接口可活動(dòng)

發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法箭上維護(hù)的情況下,運(yùn)載火箭重復(fù)使用要求發(fā)動(dòng)機(jī)能夠下箭維護(hù)或在必要時(shí)進(jìn)行更換,因此為了避免對(duì)箭體造成損傷,火箭與發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)械接口應(yīng)當(dāng)處于可活動(dòng)的狀態(tài)。研究結(jié)果表明,獵鷹-9 運(yùn)載火箭在B4 更新到B5 版本時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)推力支架從焊接改為螺栓連接。

2.2.7 圓心式動(dòng)力布局

前面提到運(yùn)載火箭垂直起降需要推力能夠大范圍變化,采用多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)組合則能夠降低對(duì)單臺(tái)的推力變比需求。在獵鷹-9 一級(jí)回收過程中,返回段和再入段重啟3 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī),著陸段僅開啟1 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)。由于圓心式動(dòng)力布局任意一條對(duì)角線上3 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)處于相同狀態(tài),而3×3 布局中斜對(duì)角狀態(tài)與正對(duì)角狀態(tài)不同,如圖7 所示,因此圓心式布局具備一定優(yōu)勢(shì)。

圖7 3×3 與圓心式動(dòng)力布局Fig.7 Dynamic layouts of 3×3 and circle centered

2.3 小結(jié)

基于火箭回收對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的要求及重復(fù)使用內(nèi)在要求,分析得到重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)當(dāng)具備的典型特征,如圖8 所示。

圖8 重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)典型特征統(tǒng)計(jì)Fig.8 Statistics oftypical characteristics of reusable liquid rocket engine

3 基于典型特征的重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)分析

基于重復(fù)使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的典型特征,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)核心組件按照層層分解思路進(jìn)行特征分析,如圖9 所示,得到了不同組件對(duì)重復(fù)使用的適應(yīng)性分析,為按部組件凝練重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)提供支撐。

圖9 發(fā)動(dòng)機(jī)核心組件特征分析Fig.9 Analysis of core component characteristics of the engine

3.1 重復(fù)使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)技術(shù)

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案涉及到機(jī)械、燃燒、流動(dòng)、熱等多個(gè)學(xué)科之間的耦合,其本身設(shè)計(jì)就比較復(fù)雜,目前無(wú)精確的數(shù)學(xué)模型予以準(zhǔn)確描述,難以反映真實(shí)的物理過程。重復(fù)使用要求發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)當(dāng)至少具備10 個(gè)典型特征,其中燃燒室當(dāng)量重復(fù)使用次數(shù)應(yīng)達(dá)到上百次,這進(jìn)一步增加了發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)的難度,要求在發(fā)動(dòng)機(jī)組件類型選擇、材料體系設(shè)計(jì)、加工方式上都必須有大的創(chuàng)新,且需要聯(lián)合優(yōu)化,以使發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案具備較優(yōu)的水平。建議重點(diǎn)關(guān)注精確模型建立、考慮重復(fù)使用指標(biāo)的發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)等。

3.2 寬范圍多次可靠點(diǎn)火起動(dòng)技術(shù)

在運(yùn)載火箭子級(jí)回收過程中,需要發(fā)動(dòng)機(jī)多次點(diǎn)火起動(dòng)。一方面,點(diǎn)火過程中,燃燒室可能會(huì)出現(xiàn)壓力峰,導(dǎo)致其發(fā)生較大損傷,而多次點(diǎn)火則會(huì)加劇這一損傷過程;另一方面,多次點(diǎn)火要求每次點(diǎn)火具備較高可靠性,否則會(huì)導(dǎo)致任務(wù)失敗。多次起動(dòng)尤其是后面的起動(dòng)過程中,隨著推進(jìn)劑消耗,推進(jìn)劑貯箱壓力可能下降,泵入口壓力范圍變化較大,尤其是低入口壓力可能導(dǎo)致渦輪泵起動(dòng)時(shí)出現(xiàn)汽蝕;另外,這會(huì)導(dǎo)致箱壓下起動(dòng)轉(zhuǎn)速低,增加了箱壓下起動(dòng)的時(shí)間和難度。建議重點(diǎn)關(guān)注減小起動(dòng)超調(diào)、提高點(diǎn)火可靠性、增大渦輪泵抗汽蝕能力和優(yōu)化分級(jí)起動(dòng)最佳轉(zhuǎn)折點(diǎn)等。

3.3 推力深度調(diào)節(jié)與控制群組技術(shù)

在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi),燃燒室壓力可達(dá)幾十兆帕[48],燃燒室溫度3000 ～4000 K,燃燒室內(nèi)熱通量高達(dá)160 MW/m2[49],最大熱流可達(dá)(2.3～7)×107W/m2[50]。推力深度調(diào)節(jié)過程中,燃燒過程變化復(fù)雜、非線性程度高,推力調(diào)節(jié)控制更加困難;噴注器噴注壓降的大范圍降低會(huì)導(dǎo)致推進(jìn)劑霧化、混合性能變差,進(jìn)一步導(dǎo)致燃燒性能變差,甚至?xí)霈F(xiàn)燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象;冷卻劑流量的降低速度會(huì)超越燃燒室壁面熱流密度的降低速度,導(dǎo)致出現(xiàn)低工況時(shí)冷卻能力不足的情況。此外,推力深度調(diào)節(jié)過程中泵轉(zhuǎn)速降低,一方面其速度三角形改變,葉片攻角處于非最佳狀態(tài),泵效率降低,另一方面容易出現(xiàn)泵失速導(dǎo)致的汽蝕。因此,推力深度調(diào)節(jié)與控制群組技術(shù)包括推力深度調(diào)節(jié)與控制技術(shù)、變工況高效穩(wěn)定燃燒技術(shù)、寬范圍可靠熱防護(hù)技術(shù)和深度可調(diào)渦輪泵技術(shù)等。建議重點(diǎn)關(guān)注建立多自由度調(diào)節(jié)方法、發(fā)展高性能針?biāo)▏娮⑵鳌⒃O(shè)計(jì)亞跨超臨界下高性能甲烷/煤油再生冷卻通道和大變比低溫渦輪泵設(shè)計(jì)方法等。

3.4 壽命評(píng)估與維修檢測(cè)群組技術(shù)

由于多次使用,承受高溫高壓、高速旋轉(zhuǎn)、大動(dòng)態(tài)載荷的發(fā)動(dòng)機(jī)組件壽命評(píng)估[51]與維修檢測(cè)成為必然命題。發(fā)動(dòng)機(jī)推力室、燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪等處于高溫高壓狀態(tài),結(jié)構(gòu)內(nèi)部溫度不均和經(jīng)歷瞬變,可能會(huì)導(dǎo)致其熱載荷較大,或材料力學(xué)性能等發(fā)生變化;發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵密封和軸承在高速高壓低潤(rùn)滑作用下容易發(fā)生磨損失效;發(fā)動(dòng)機(jī)推力室、渦輪泵等激勵(lì)源產(chǎn)生的振動(dòng)、沖擊會(huì)嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)壽命。綜上,壽命評(píng)估與維修檢測(cè)群組技術(shù)包括高溫組件熱結(jié)構(gòu)抗疲勞壽命評(píng)估[52]及延壽技術(shù)、高速運(yùn)動(dòng)組件摩擦評(píng)估與減損技術(shù)、結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)載荷評(píng)估與控制技術(shù)、評(píng)估檢測(cè)與維修維護(hù)技術(shù)[19]等。建議重點(diǎn)關(guān)注建立高溫/運(yùn)動(dòng)/抗沖擊組件疲勞壽命評(píng)估準(zhǔn)則,研制耐高溫/抗摩擦/抗沖擊材料,發(fā)展無(wú)損探傷/檢測(cè)、快速可靠維修方法等。

3.5 自主健康監(jiān)控與智能故障診斷技術(shù)

有效的健康監(jiān)控和故障診斷能夠提高重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性和壽命。發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)行健康監(jiān)控時(shí),需要實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)多組件壓力、溫度、位移、轉(zhuǎn)速、脈動(dòng)和振動(dòng)等大量數(shù)據(jù),這些測(cè)量數(shù)據(jù)存在復(fù)雜的耦合特征,對(duì)數(shù)據(jù)快速獲取、存儲(chǔ)和處理均提出較高要求,因此自主健康監(jiān)控顯得尤為重要;發(fā)生故障進(jìn)行診斷時(shí),需要快速判定故障的部位、類型、原因、程度等,由于數(shù)據(jù)耦合性導(dǎo)致快速故障定位存在一定難度,故需要先進(jìn)的智能控制算法來為發(fā)動(dòng)機(jī)提供決策。建議重點(diǎn)關(guān)注架構(gòu)健康監(jiān)控與故障診斷平臺(tái)體系、建立先進(jìn)智能算法等。

4 結(jié)語(yǔ)

本文率先開展了重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)典型特征研究,分析得到了結(jié)構(gòu)輕質(zhì)化、組件/元件可重復(fù)、便于維護(hù)、重復(fù)使用、多次起動(dòng)、推力可調(diào)、提升推進(jìn)劑過冷度、推力提升、與箭體機(jī)械接口可活動(dòng)和圓心式動(dòng)力布局等10 個(gè)典型特征,并量化了部分特征指標(biāo)。在此基礎(chǔ)上,系統(tǒng)性凝練了開展重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)攻關(guān)亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)。后續(xù),應(yīng)當(dāng)基于典型特征建立重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)標(biāo)準(zhǔn)體系,加快重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān),開展重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制,促進(jìn)重復(fù)使用運(yùn)載火箭能力生成。