很多小伙伴玩家都不太清楚液体火箭发动机现状与发展，液体火箭发动机低成本设计技术，那么今天解雕侠小编给大家带来一篇 相关的文章，希望大家看了之后能有所收获，最后请大家持续关注我们！
原作者张楠/孙慧娟，源卫星和互联网摘要为了降低一次性运载火箭的发射成本，航天界一直致力于研制像飞机一样可以多次自由进出太空的复用运载器。 占全箭成本三分之一的发动机是运营商重用研究的重要部分。 基于取得的研究成果，分析了国内外复用技术的发展特点，指出液体火箭发动机是近期实现运载器复用的现实动力方案，并在此基础上初步建立了发动机复用技术指标体系和推进剂组合，提出了发动机复用关键技术。 00引言从20世纪60年代开始，美国和俄罗斯展开登月竞赛，两大航天强国都制定了开发可复用运载工具的战略。 1981年复用的航天飞机登上了太空舞台。 但航天飞机没有达到预期目的，发射成本高昂，2011年中止飞行，退出历史舞台。 但是，低成本的商业化需求将会推动一次性火箭向再利用方向发展。 近日，美国SpaceX公司“猎鹰运载火箭”多次进行受控精确着陆和回收尝试，取得成功，X—37B航天飞机回收后再次执行飞行任务。 2014年5月，英国广播公司发布“云空塔”计划，其主发动机“佩剑”研制取得重大进展，国家将其纳入空间技术计划。 这些工作的进展，特别是它带来的低成本愿景，在航天界再次掀起了重用运载器的研究浪潮。 这些运载器使用的动力分为火箭发动机推进和组合动力推进。 由于在火箭发动机推进方面有丰富的经验，目前两级入轨、部分复用、火箭推进方案备受关注。 国内的再利用技术，特别是发动机的再利用技术也在研究中。 本文根据运营商对火箭发动机复用的要求和发动机自身特点，确定了初步的技术指标体系，提出了需要克服的关键技术，旨在进一步明确研发，加快研发步伐。 01国内外复用技术研究现状复用载体是多次往返于地球和空间轨道，在轨驻留执行轨道服务，可根据需要返回地面的航天飞机。 根据外形布局，可分为带翼外形和火箭外形； 按动力方式可分为火箭发动机推进和组合动力推进； 根据起降方式，可分为例如SpaceX公司的“猎鹰9”运载火箭、蓝源公司的“新谢泼德号”运载火箭； 轨道级复用的美国/俄罗斯航天飞机、X—37B、轨道飞行器等垂直和水平着陆/水平着陆，如SSTO、完全可复用的X—30/X—33/HOTOL、TSTO等。 动力技术作为可复用载体的核心技术之一，各国的技术方案也不尽相同。 美国是复用研究历史最悠久、形式最多的国家，除了著名的航天飞机外，20世纪90年代以后，还开展了X—37B、DC—X/XA单级入轨等复用飞机的研究。 航天飞机的主发动机SSME采用氢氧推进剂分级燃烧循环，5架航天飞机执行了135次飞行任务。 航天飞机最初的设计目标是复用100次，但实际执行后，最多有1台被复用了39次。 “猎鹰运载火箭可在亚级重复使用，主动力为液氧/煤油发动机‘隼鸟1 d’，2次重启即可减速。 猎鹰9运载火箭从一开始就考虑通用性而设计，全箭是1种机型的发动机，于2017年成功发射回收，同年再次使用。 发射间隔平均为三个多月。 美国空军研制的X—37B轨道试验机是可复用技术的验证机，使用一次性火箭宇宙神5发射到轨道，完成了可复用飞行试验。 主动力为过氧化氢/煤油发动机。 在单级进场轨道上，美国麦道公司提出了由火箭发动机提供动力，单级进场轨道、垂直起降、完全复用的“增量钳”( delta clipper )方案。
DC—X/XA是双机技术验证机，使用四台RL10A—5羟基膨胀循环火箭发动机，通过对发动机推力的调节实现飞机姿态控制、平飞和翻转。 着陆时，通过调节发动机推力，实现悬停、下降和垂直着陆。 1993—1996年3年间，进行了12次飞行试验，获得了大量试验数据，验证了相关关键技术。 其验证机使用的膨胀循环RL10发动机在复用研究过程中，被证明无需分解检查或更换部件即可启动75次。 联合发射联盟公司将通过“明智的模块化自主返回技术”实现“火神”火箭一级发动机复用，采用蓝源公司的BE—4液氧/甲烷发动机。 该发动机采用分级燃烧循环，推力达240 t，实现了100多次复用。 再利用英国提出的过山车，采用带预冷器的组合动力方案。 它的佩剑发动机以进气模式和火箭发动机模式两种模式工作，利用大气环境中的空气作为推进剂，减少自身携带的推进剂，提高有效运载能力。 俄罗斯正在研制以200 t液氧/甲烷发动机RD—0162为芯级和助推的联盟5火箭(见表1 )，计划用于现有的联盟2、天顶号和质子号火箭，是亚轨道航天飞机MRKS的可复用火箭助推器动力机械生产科研联合体于2013—2014年同样进行了RD—0192液氧甲烷发动机的研制。 表1俄罗斯甲烷发动机参数( RD—0162系列) ) )。
日本的JAXA已经开发出了可以再利用LOX/LH2火箭发动机，将成为可以再利用探测火箭的主发动机。 RSR的飞行时机如图1所示。 2014年6月至2015年2月期间进行了54次发动机点火试验，累计142次点火。
图1日本RSR正常飞行序列对天地往返运输，我国专家对“十一五”期间运载器复用进行了论证，提出了到2030年从部分复用到完全复用、从火箭动力到组合动力的“三步走”发展思路，如图2所示
图2中国的再利用计划中国在氢氧发动机研发的基础上开展了液氧甲烷发动机再利用技术研究并取得了一定的成果部分部件可以再利用30多次通过以上内容，可以了解运营商复用技术的发展趋势。 1 )火箭动力是现实的选择，吸气式组合动力是未来的方向。 2 )火箭动力在国外是液体环保动力，主要是液氧/液氢、液氧/煤油、液氧/甲烷三种环保型组合推进剂。 3 )垂直起降、垂直起降/水平返回是目前两个主要研究方向； 单水平轨道、水平起降是长期的终极目标。 4 )降低全寿命周期费用，进一步提高可靠性和任务适应性。 5 )载体复用对发动机的需求：长寿命、高可靠性多次点火、逐行启动大范围改变推力复用和维护环保； 高安全性高推力比。 根据最佳空间接入方法，发展组合动力是最佳选择。 但组合动力技术尚不成熟，还有关键技术需要投入使用，需要较长时间才能攻克。 火箭发动机技术比较成熟，已成功应用于一次性运载火箭和部分复用的航天飞机。 采用低温液体火箭动力复用天地往返运输系统，是近期比较现实的发展目标。 02国内低温液体火箭发动机复用技术研究新一代无毒无污染无腐蚀推进剂组合是液体火箭复用发动机的保障。 特别是液氧/液氢、液氧/甲烷、液氧/煤油三种推进剂的组合能够满足发动机复用的基本需要，在国外复用发动机研究中取得了一定的成果。 使用液氧/煤油推进剂的SpaceX梅林发动机已经多次成功飞行回收。 再利用发动机鼻祖SSME发动机，采用液氧/液氢推进剂，使用液氧/液氢推进剂的BE-3和RL10发动机也成功回收。 液氧/甲烷推进剂发动机成本低、性能适中、结焦少、与液氧沸点相近，有利于深空探测飞行，受到国内外航天员的青睐，均大力开发。 我国液氧/液氢、液氧/煤油发动机均由CZ—3A系列运载火箭和新一代运载火箭成功发射升空，液氧/甲烷发动机也还在研制中，并完成了全系统试运行。 我国液体火箭发动机复用的研制，可以分为三个阶段。 以现有液体火箭发动机为平台，开展发动机一机多试和校正试车不拆卸交付飞行； 以氢氧发动机为平台，研究低成本液氧甲烷发动机再利用技术； 以液体火箭发动机复用的设计理念为指导，研制低温液体发动机。 2.1单机多试运行不分解交付技术20世纪初，在高密度发射需求的带动下，为了降低成本、缩短周期、保存试运行校准后的信息，氢氧发动机由单一装配转为批量装配。 某型发动机采用液体火箭发动机校准试车不分解方案。 图3是发动机的分解交货和不分解交货的流程图。
) a )拆解交货流程
) b )不拆卸交付流程图图3发动机校准试车后的交付流程图是为了评估发动机校准试车后的健康状况，保证交付后产品质量可靠，从发动机性能和振动两个角度进行评估。 建立故障模式库，其中置入28种故障模式(见图4 )。 通过与故障模式匹配，用于校准发动机各组件和总体参数在试车后的健康状况，以确定能否交付发动机再点火作业的可靠性和飞行。
图4某型发动机故障诊断软件和流程截至目前已有近50台发动机采取不拆卸交付措施后交付，飞行任务圆满完成。 对于多次满负荷运行，液体火箭发动机也取得了比较丰富的经验。 由于试验不分解交付，可靠性得到验证，采用了地面试验不下台连续试运行的方式。 俗称一机多试。 氢氧发动机、液氧/煤油发动机均采用相同的方案，在实践过程中得到了较为丰富的试验后健康状况检测、维修和复试基础措施、方法和复试使用评价标准。 如地面试验后、产品交付后、靶场飞行试验前发动机检测项目、内腔清洁度判断指标、故障判断、部分零部件更换维修等技术。 其中膨胀循环发动机试验寿命目前已达到5460s，重复启动16次无异常。 2.2液氧/甲烷发动机技术液氧/甲烷发动机是我国乃至国际航天界大力发展的方向。 沼气是一种被广泛利用的清洁能源，具有燃烧热值高、资源丰富、环保等优点。 与液氧组合作为火箭推进剂时，比冲性能介于液氧/液氢推进剂和液氧/煤油推进剂之间，且具有较高的密度比冲，有利于提高运载工具输送能力。 液氧甲烷发动机是所有烃类燃料组合中最难烧焦、最难积碳的，为未来实现清洁环保、可复用的火箭发动机奠定了坚实的基础。 从长远的观点来看，科学家们发现火星和泰坦等星球上存在液态甲烷“海洋”，如果将来进行星际航行，也可以直接从目标星球上汲取液态甲烷作为燃料。 设计液氧和甲烷温度相近的共底罐，可降低结构质量和复杂度。 目前，国际上还没有成功开发液氧/甲烷发动机的先例，但研发历史已达数十年。 其中俄罗斯以液氧/煤油发动机RD—0110MD和液氧/液氢发动机KVD—1为示范样机开展了甲烷工作研究。 液氧/煤油发动机70%~80%的组件可以借用。 美国航天局将RS—18改装成月球着陆器下降级液氧/甲烷发动机，开展了高空模拟试车和推进剂在月球表面长期储存模拟研究。 十一五期间，以亚轨道飞行器复用为背景，以某氢氧发动机为平台，开展了60 t级燃气发生器循环液氧/甲烷发动机关键技术研究。 该发动机为气体发生器循环，发动机地面推力为60t，地面比例为285s。 研究期间，经过模块试验、分系统试验和液氧/甲烷发动机原理样机1台，完成了4次累计67 s全系统关键技术集成演示验证试验，实现了液氧/甲烷发动机关键技术的全面突破。 探索了以氢氧发动机为平台研究液氧甲烷技术的方法。 此外，在某膨胀循环发动机的基础上，开展了上段沼气发动机的开发，分别进行了3 t和8 t深度推力调节膨胀循环沼气发动机的开发。 完成了甲烷火炬电点火试验200多次，与燃烧器缩比试件配合试验火28次，以101深冲燃烧器缩比试验为代表的各类模数试验。 三型甲烷发动机都取得了重大进展，特别是在8 t液氧甲烷发动机(见图5 )和60 t级甲烷发动机)的研制过程中，采用了氢氧发动机直接换成甲烷推进剂的方案，各循环方式的氢氧发动机与甲烷发动机同材料加工、同一生产线生产
图5 8 t液氧/甲烷发动机系统原理图
图6 60 t液氧/甲烷发动机系统原理图2.3低温液体火箭发动机复用技术目前复用航天飞机的SSME发动机除了从设计之初就按照复用理念设计外，其余均采用一次性液体火箭发动机直接移植，在现有设计的基础上增加使用次数从目前一次性使用发动机的技术水平来看，将其简单“移植”用于飞机的再利用，寿命上限最多可达50次。 根据对复用航天器经济模型的测算，复用80次后即可回收成本，因此提出了100次复用指标。 以复用设计理念为指导开展低温液体火箭发动机设计是减少绕道、实现复用的有效途径。 对低温液体发动机寿命较弱的组件涡轮泵、燃烧室等从寿命、功能、检测与诊断以及性能方面进行分析、设计。 例如，涡轮叶片疲劳寿命的提高就要从涡轮叶片的损伤模式和损伤机理展开研究，并纳入设计规范。 提高燃烧装置的寿命必须从热防护方面开展设计等。 围绕运载器复用的动力需求，开展60 t级液氧/甲烷发动机复用优化设计技术研究，从循环方式、检测可达性、模块化设计、快速测试能力、可维护性、考核方案等方面完善产品复用的设计理念，从设计根源上提高发动机复用能力经过研究和试验，60 t液氧/甲烷发动机在复用中：1)高热流推力室身热防护技术通过了30次复用热试验。 2 )涡轮泵轴承经过低温台架试验，使用寿命可达80次以上。 3 )涡轮泵动密封经过台架试验，使用寿命达到80次以上。 4 )燃气阀门经高温试验考核，工作达1,000次。 5 )通过整机试验，验证了液氧/甲烷发动机简单、安全、快捷的地面检测维护处理流程。 03液体火箭发动机复用指标体系采用传统的一次性航天器开发和经营模式，不能降低航天运输成本。 从60 t液氧/甲烷发动机研制，到SpaceX火箭回收和再利用的实施路径出发，以技术成熟的一次性航天产品为“母机”，实施分阶段可复用技术改造，以降低研发成本，实现一次性发动机再利用由此可见，借鉴航空发动机技术，识别和建立发动机复用专用技术体系是当务之急。 以液氧/液氢、液氧/煤油、液氧/甲烷三种组合为推进剂的液体火箭发动机都具有可复用的基础。 但什么样的发动机复用才能实现高寿命，降低成本，获得更大的利润，还需要基于复用指标体系进一步分析。 从目前的研发进展来看，液氧/甲烷的潜力最大，但也必须面对发动机从无到有的研发历程； 液氧/液氢发动机由于性能高、可检维修、推进剂清洁无结焦、返回后处理容易、重量比高、燃烧稳定性好等原因便于重复使用，但推进剂、制造、储存成本高； 液氧煤油发动机成本低、重量比高，但煤油容易烧焦，返回后处理复杂。 根据目前的研发进展，任何推进剂组合都需要开展技术攻关。 根据不同的飞行模式和推进水平，在寿命型、功能型、性能型、维护型和检验诊断型框架下，组织认识各项技术，建立发动机复用技术体系(见图7 )。
图7发动机复用技术指标体系发动机复用的最重要指标是寿命。 寿命是在给定可靠性指标下，发动机在额定工况下完成特定任务截面时，提供安全、完备、准确功能的时间测量。 对于以千秒为单位计算寿命的一次性发动机，以小时为单位计算寿命是发动机技术指标体系的飞跃。 这将颠覆传统的设计理念、验证审查和制造技术。 3.1可靠性设计和验证一次性引擎只考虑按各部件或系统独立完成功能，采用简单的串联方式建立可靠性模型。 要重用发动机，必须根据载荷-强度干涉理论，采用系统级或系统级建模方法进行可靠性设计和验证(参见图8和图9 )。
图8发动机可靠性模型的一次性
图9在发动机可靠性模型复用工程实践中，叶片强度和寿命分析具有不确定性，随机因素主要有：1)载荷：空气激励载荷、温度载荷和离心载荷； 2 )材料参数：弹性模量、泊松比、导热系数、热膨胀系数等； 3 )几何尺寸)加工误差、工作变形会改变敏感部位的几何尺寸，影响疲劳寿命。 3.2热环境设计高热流冲刷结构引起的高频疲劳和低频疲劳是热部件失效的主要原因，因此该指数是影响发动机寿命的重要技术指标。 SME主燃烧室、喷管40次，预压泵20余次，而高压涡轮泵只有6次，以叶片损伤为主。 高周疲劳和低周疲劳都造成叶片疲劳裂纹和损伤，热负荷对涡轮叶片产生约20%的应力。 膨胀循环中的涡轮工质为常温气氢或甲烷，涡轮工作环境明显优于其他动力循环。 由于燃烧室寿命与高温蠕变、低频疲劳有关，高温蠕变与所处的热环境有关，所以冷却推进剂的选择和冷却设计是关键环节。 以液氢、甲烷、煤油为冷却剂，根据不同特性设计热防护结构，重点控制燃烧室气壁温度，减少温度应力。 辅助气体膜进行冷却是个好方法。 3.3启动休克的启动次数与寿命指标有较强的相关性。 为了计算这种冲击载荷对寿命的影响，需要在寿命指标的框架下建立载荷作用次数的可靠性分析、评估和设计模型。 求出与静载荷、动载荷重叠的冲击次数，求出强度劣化条件下发动机可靠性或效率的变化规律。 点火机械冲击：强烈的点火冲击对结构的损伤是引起发动机故障的主要原因，如某试车推力室头部振动冲击达49，000 m/S2，稳定级振动只有784 m/s2。 (参照图10 )。 这是传统液体火箭发动机点火方式的固有特性，采用定时调整、净空吹除、点火混合比优化等常规技术，无法从根本上避免对结构的冲击。
图10发动机点火压力冲击曲线大热流冲击： T90要求毫秒级或秒级加速启动性，传统冷却技术(再生冷却、宽射冷却、液膜冷却等)难以保证热结构能承受上百次大流量、高热流的冲击。 热启动瞬态过程较大的热应力会大大降低涡轮材料的低周疲劳寿命，使涡轮出现裂纹。 自油箱压力启动：油箱压力启动技术涉及一次任务截面的多次启动能力，与重复使用次数没有直接关系，但实现渐进启动可以降低传统外部能量启动方式产生的冲击载荷(见图11 )。
图11发动机自起动推力曲线3.4自清洁性推进剂的种类及其组合决定发动机的自清洁性。 新一代采用无毒无污染腐蚀的低温推进剂是发动机重复使用的基础。 燃烧产物的粘结会降低可复用性。 自蒸发能力：发动机舱内推进剂能否在常温常压下蒸发，从根本上决定了发动机复飞预处理的快速简单性。 具有二元低温特性的液氧/液氢或液氧/甲烷组合的自蒸发能力优于液氧煤油。 粘结性：氢氧发动机由于不存在粘结，所以复用性最好。 烷烃类燃料中的碳原子与液氧/甲烷和液氧/煤油发动机存在结焦问题。 其燃烧产物凝结在喷嘴和面板上，累计影响燃烧性能。 作为冷却剂，高温加热会导致夹套内壁积碳，降低推力室体部的传热能力，甚至影响燃烧性能。 甲烷的粘结温度高达约1200K，适合推力室的再利用。 富气发生器结焦量少，但随着氧含量的增加，结焦量也增加。 从单台60t液氧/甲烷发动机累计13次试车情况来看，(见图12 )甲烷自净性好，产品复温吹走，少量结焦自行脱落。 另外，各试运转套的流动阻力和温度上升稳定。
图12液氧/甲烷发动机第12次试验后喷嘴出口结焦情况3.5检测性及维护性检测性是发动机工作前状态的检查和测试。 使用发动机外场检测的目的是确认产品质量，而重用发动机的可检测性是评估发动机的健康状况，包括直测式参数阈值、黑匣子飞行数据处理判据、关键零部件探伤孔的设置和气密性漏检等技术通过在不分解的情况下进行试运行，提高了使用发动机一次的测试的可达性。 在重新使用发动机并再次飞行之前，不能返回工厂进行热点火测试。 因此，需要重新使用飞机的动力系统，使发射台具备低工况点的火热测试。 维护性包括发动机维护(包括回厂维修)、维护操作性和整体优化布局、模块化装配设计等技术。 维护性好的话，发动机成本也会大幅下降。 04低温液体火箭发动机复用技术结合飞机发动机要求、发动机复用研制计划和复用指标体系。 低温液体火箭发动机复用技术涉及以下关键技术。 4.1寿命型可靠性设计、验证与评估模型1 )寿命型技术体系和量化指标的构建； 2 )形成模块化寿命型设计方法和验证方法； 3 )以组件级寿命指标为离散型输入变量，形成包括组件强度分布、载荷谱、强度退化曲线、可靠性与载荷作用变化关系在内的发动机寿命概率分布。 4.2非冲击起动技术1 )顶舱雾化贮存机理及点火能量优化； 2 )优化和改进点火方式3 )低压微量注入及燃烧级； 4 )罐压载荷谱及罐压启动。 4.3长寿命材料模拟优化在高低温条件下，面临百阶循环载荷谱作用，突显了传统材料特性的不确定性，主要有弹性模量、密度、泊松比、屈服强度等。 目前的认识是，材料的不均匀会导致材料特性的不确定性，其弹性模量和泊松比会影响结构的强度应力分布，进而影响疲劳寿命。 因此，有必要以百量级循环载荷为输入，开展对现有材料的模拟研究，提出材料冶炼成型和均化处理的相关要求。 4.4电动驱动技术的应用1 )流体集成IVF技术可以利用低温推进剂的蒸发特性增强箭供电的持续能力； 2 )电机技术的发展，将为发动机的无级调节提供新的应用前景。 4.5状态监测与故障诊断的工程应用目前，状态监测与故障诊断技术的工程应用水平仅限于多参数联判地面试运行的紧急关闭。 该技术的成熟应用是重用发动机的前提条件。 液体火箭发动机的应用水平与其他运输工具的发动机相比有很大不同。 无论是传统的一次性使用，还是未来的发动机复用，该技术的应用研究都应高度重视，加大投入。 1 )开发在线记录仪(黑匣子)和离线信号处理2 )开展发动机系统和组件的半实物(故障)仿真； 3 )建立故障库，包括实际故障案例的收集和模拟案例的输入。 总之，开发真正意义上的可复用航天飞机发动机需要突破几个关键技术。 必须利用传统的一次性航空航天运输系统，在不影响飞行成功率的情况下，采用搭载方式开展关键技术的工程验证，逐步完成从一次性到复用发动机的蜕变。 以国内某型发动机为平台，突破60 t级液氧/甲烷复用发动机部分关键技术，SpaceX一级或辅助回收复飞，就是这种思想的工程实践。 05结束语在运载器复用发展过程中，液体火箭发动机比组合动力，是实现最近运载器复用的较为现实的动力技术方案。 从氢氧发动机校准试车不拆卸交付飞行，到液氧/甲烷发动机研究的工程实践，通过对技术指标体系的分析，得出以下结论：1)新一代无毒无污染无腐蚀推进剂的组合是液体火箭发动机复用的保障。
综合来看，液氧甲烷推进剂组合最适合发动机重复使用。 2 )将发动机移植为一次性简单重复使用并不能解决使用寿命问题。 识别和建立发动机复用专用技术体系是当务之急。 3 )利用一次性发动机作为母机，突破100次复用关键技术，降低全寿命周期成本，实现一次性发动机向复用发动机的蜕变。
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