王海燕，高玉閃，邢理想

(西安航天動(dòng)力研究所，西安710100)

1 引言

液氧甲烷推進(jìn)劑綜合性能優(yōu)良，與液氧液氫推進(jìn)劑相比較，成本低、密度大、環(huán)境適應(yīng)性好、發(fā)動(dòng)機(jī)使用維護(hù)成本低；與液氧煤油推進(jìn)劑相比較，比沖高、冷卻性能好、重復(fù)使用能力強(qiáng)[1]。因此液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)一直受到各航天大國(guó)的廣泛關(guān)注。

俄羅斯開(kāi)展了大量甲烷推進(jìn)劑的技術(shù)研究[1-2]，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的循環(huán)方式進(jìn)行了對(duì)比，認(rèn)為富氧補(bǔ)燃循環(huán)的性能高于富燃補(bǔ)燃循環(huán)和開(kāi)式循環(huán)，但同時(shí)也指出富燃補(bǔ)燃方式的固有可靠性高一些；為降低成本，在已有液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上開(kāi)展了液氧甲烷推進(jìn)劑的方案論證，在借用70%～80%組件的基礎(chǔ)上，液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能可提高20 s左右。歐洲阿里安5重型火箭的助推器方案選擇中，對(duì)液體助推器方案進(jìn)行了對(duì)比[3]，液氧煤油和液氧甲烷助推器尺寸相當(dāng)，但歐洲高壓液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)基礎(chǔ)薄弱，為此采用了液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)，同時(shí)認(rèn)為發(fā)生器循環(huán)有利于降低一次性助推器的費(fèi)用。美國(guó)商業(yè)航天公司近年來(lái)在液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域取得了突出成就，Blue Origin公司研制了富氧補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)BE-4，計(jì)劃用于Vulcan火箭的第一級(jí)；SpaceX公司研制了全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)Raptor，計(jì)劃用于火星探測(cè)[4]。北京航天動(dòng)力研究所以現(xiàn)有氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)為技術(shù)基礎(chǔ)和研究平臺(tái)，開(kāi)展了60 t級(jí)開(kāi)式循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)原理樣機(jī)研制[5]。西安航天動(dòng)力研究所開(kāi)展了10 t開(kāi)式循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)原理樣機(jī)的研制[6]。綜合以上所述，基于不同的用途和研制基礎(chǔ)，各國(guó)對(duì)各種循環(huán)方式的液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展了相應(yīng)的論證和試驗(yàn)工作。

全流量補(bǔ)燃循環(huán)能夠充分發(fā)揮液氧甲烷推進(jìn)劑的性能優(yōu)勢(shì)，同時(shí)降低了渦輪燃?xì)鉁囟群蜏u輪泵的密封難度等，理論上能夠有效地提高產(chǎn)品的可靠性和重復(fù)使用性能[7]。目前我國(guó)尚未在全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域開(kāi)展研制工作，缺乏發(fā)動(dòng)機(jī)總體方案參數(shù)選擇的依據(jù)和發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)配置優(yōu)化方面的經(jīng)驗(yàn)，本文在與液氧液氫和液氧煤油推進(jìn)劑的性能進(jìn)行對(duì)比、并參考現(xiàn)役發(fā)動(dòng)機(jī)方案的基礎(chǔ)上，初步確定全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)方案和系統(tǒng)配置。

2 推力室室壓和混合比的選擇

推力室的室壓和混合比的選擇影響到推力室的冷卻通道結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、材料選擇、發(fā)動(dòng)機(jī)的整體性能和火箭的運(yùn)載能力，需要結(jié)合推進(jìn)劑的物性和工程應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)等進(jìn)行綜合權(quán)衡。

目前尚無(wú)工程應(yīng)用的液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)，因此在進(jìn)行液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)室壓和混合比選擇時(shí)，與目前成熟應(yīng)用的液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)和液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了對(duì)比。表1是液氧煤油、液氧甲烷和液氧液氫三類推進(jìn)劑組合的物理化學(xué)性能[8-9]?？梢钥闯觯貉跫淄橥七M(jìn)劑在當(dāng)量混合比下的比沖比液氧煤油高3.93%，比液氧液氫低16.3%；密度比沖比液氧煤油低15.8%，比液氧液氫高67.8%。但當(dāng)量混合比下的比沖性能并不是最高的，這是由于當(dāng)量混合比下燃?xì)鉁囟雀摺⒍嘣臃肿游鼰犭x解作用使得燃?xì)鉁囟冉档退隆?/p>

依據(jù)文獻(xiàn)[10]中的方法對(duì)3種推進(jìn)劑不同條件下的燃?xì)鉄嵛锢韰?shù)進(jìn)行計(jì)算，結(jié)果如圖1～圖3所示。

圖1 理論燃燒溫度(Tcth)與余氧系數(shù)(α)的關(guān)系Fig.1 Relationship between theoretical temperature and residual oxygen coefficient

圖2 理論真空比沖(Isvth)與余氧系數(shù)(α)的關(guān)系Fig.2 Relationship between theoretical specific impulse and residual oxygen coefficient

圖1 是理論燃燒溫度隨余氧系數(shù)的變化情況(燃燒室壓力8 MPa條件下)。可以看出，在余氧系數(shù)大于0.5時(shí)，液氧煤油推進(jìn)劑的燃燒溫度最高，液氧甲烷推進(jìn)劑的理論燃燒溫度最低。在余氧系數(shù)大于0.7時(shí)，燃燒溫度升高的速率降低。

圖2是理論真空比沖隨余氧系數(shù)的變化情況(燃燒室壓力8 MPa條件下)?？梢钥闯?，液氧液氫推進(jìn)劑的理論比沖隨余氧系數(shù)變化的幅度明顯低于液氧烴推進(jìn)劑，其最佳比沖對(duì)應(yīng)的余氧系數(shù)約為0.6，對(duì)應(yīng)的混合比為4.76。液氧煤油推進(jìn)劑和液氧甲烷推進(jìn)劑的理論比沖隨余氧系數(shù)變化的趨勢(shì)相近，但液氧煤油推進(jìn)劑最佳比沖對(duì)應(yīng)的余氧系數(shù)低，大約為0.8，對(duì)應(yīng)的混合比為2.70；液氧甲烷推進(jìn)劑最佳比沖對(duì)應(yīng)的余氧系數(shù)高于液氧煤油推進(jìn)劑，約為0.85，對(duì)應(yīng)的混合比為3.39。液氧甲烷推進(jìn)劑的最佳比沖比液氧煤油高3.23%，比液氧液氫低18.8%；相應(yīng)的密度比沖比液氧煤油低17.8%，比液氧液氫高113%。也就是說(shuō)，在最佳比沖點(diǎn)，液氧甲烷相對(duì)于液氧煤油的比沖優(yōu)勢(shì)減弱，而相對(duì)于液氧液氫的密度比沖優(yōu)勢(shì)升高。

圖3 不同混合比下理論真空比沖(Isvth)隨室壓(Pc)的變化趨勢(shì)(相同噴管面積比)Fig.3 Relationship between theoretical vacuum specific impulse and chamber pressure at different mixing ratios(at same nozzle area ratio)

表2是國(guó)際上一些成熟應(yīng)用的液氧煤油和液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)[11-13]。由表可知，液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比一般在5～6之間；除了富氧補(bǔ)燃循環(huán)大推力發(fā)動(dòng)機(jī)之外，大部分的液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比均低于2.7。

表2 成熟應(yīng)用的液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)和液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)Table 2 Parameters of mature LOX/kerosene engines and LOX/LH2 engines

圖3對(duì)比了室壓和混合比對(duì)3類推進(jìn)劑燃?xì)鉄嵛锢韰?shù)的影響?？梢钥闯?，液氧液氫推進(jìn)劑的真空比沖隨混合比和室壓變化的程度小；最佳比沖對(duì)應(yīng)的混合比隨室壓變化不大，基本穩(wěn)定在4.7附近。表2中所列的液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比均大于4.7，這主要是出于提高發(fā)動(dòng)機(jī)密度比沖的考慮。高的密度比沖使得貯箱的體積減小，進(jìn)而可優(yōu)化火箭的直徑和運(yùn)載能力。

煤油和甲烷為烴類推進(jìn)劑，室壓提高時(shí)最佳比沖對(duì)應(yīng)的混合比隨之提高。液氧煤油推進(jìn)劑的密度高、燃燒溫度高，高混合比時(shí)推力室的冷卻難度大，因此較低的混合比有利于降低發(fā)動(dòng)機(jī)研制難度，同時(shí)仍能保持較高的密度比沖。液氧甲烷推進(jìn)劑的燃燒溫度相對(duì)較低，且甲烷的冷卻性能優(yōu)于煤油，因此從理論上說(shuō)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比可以接近最佳比沖對(duì)應(yīng)的混合比，且從圖1可以看出，余氧系數(shù)高于0.85時(shí)，燃燒溫度變化不大。借鑒液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)的經(jīng)驗(yàn)，可適當(dāng)提高液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的室壓和混合比，進(jìn)而提高發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管面積比、比沖和火箭的性能。

全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)點(diǎn)在于：渦輪的工質(zhì)流量大，從而允許發(fā)動(dòng)機(jī)選取較高的室壓以獲得高的性能；渦輪的溫度較低，提高了渦輪的壽命，簡(jiǎn)化了燃?xì)饴方Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；氧泵采用單獨(dú)的富氧燃?xì)鉁u輪驅(qū)動(dòng)，燃料泵采用單獨(dú)的富燃燃?xì)鉁u輪驅(qū)動(dòng)，渦輪與泵的之間不需要設(shè)置復(fù)雜的介質(zhì)隔離密封裝置。以上優(yōu)點(diǎn)均提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性和重復(fù)使用性能[7]。

綜上所述，全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)在目前的技術(shù)基礎(chǔ)上可以選擇較高的室壓和混合比。

依據(jù)文獻(xiàn)[14]中的方法對(duì)不同混合比下全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的性能進(jìn)行計(jì)算，結(jié)果見(jiàn)表3。由表可知，混合比3.6時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的真空比沖最高；隨著混合比的升高，發(fā)動(dòng)機(jī)密度比沖升高；不同混合比下，驅(qū)動(dòng)氧渦輪和燃料渦輪的燃?xì)鉁囟认喈?dāng)。發(fā)動(dòng)機(jī)混合比的選擇需結(jié)合火箭總體設(shè)計(jì)進(jìn)行優(yōu)化，在本文中以真空比沖最優(yōu)選擇發(fā)動(dòng)機(jī)的混合比為3.6。

表3 不同混合比下全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)Table 3 Comparison of engines′performance in different mixing ratios

3 氧預(yù)壓渦輪驅(qū)動(dòng)方案的影響

為提高氧主泵的抗汽蝕能力，在氧主泵入口設(shè)置氧預(yù)壓渦輪泵。氧預(yù)壓渦輪可采用液渦輪形式，氧主泵出口的高壓液氧作為工質(zhì)，驅(qū)動(dòng)氧預(yù)壓渦輪做功之后匯入氧主泵入口(圖4a)；也可采用氣渦輪形式，例如我國(guó)的120 t液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)和俄羅斯的RD-170發(fā)動(dòng)機(jī)均采用了這種方案[14]，氧主渦輪出口的富氧燃?xì)庾鳛楣べ|(zhì)，驅(qū)動(dòng)氧預(yù)壓渦輪做功之后匯入氧主泵入口(圖4b)。計(jì)算不同驅(qū)動(dòng)方案對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能的影響[14]，結(jié)果見(jiàn)表4?？梢钥闯觯捎脷鉁u輪方案，氧預(yù)壓渦輪的流量減少83.4%，氧泵的流量降低7.6%，富氧發(fā)生器的溫度降低約48 K，但是富氧燃?xì)馀c氧泵入口主流摻混需要一定的摻混長(zhǎng)度，需要設(shè)計(jì)特殊的摻混結(jié)構(gòu)，且對(duì)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性有一定的影響。因此為提高可靠性，在富氧燃?xì)鉁囟炔桓叩那闆r下，采用氧主泵后的高壓液氧來(lái)驅(qū)動(dòng)氧預(yù)壓渦輪。

圖4 全流量補(bǔ)燃循環(huán)方案(不同氧預(yù)壓渦輪驅(qū)動(dòng)方式)Fig.4 Schemes of full flow staged combustion cycle engine(in different driving schemes of oxidizer boost turbo)

表4 不同氧預(yù)壓渦輪驅(qū)動(dòng)方案下全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的性能比較Table 4 Comparison of engines′performance in different driving schemes of oxidizer boost turbo

4 燃料預(yù)壓渦輪驅(qū)動(dòng)方案的影響

圖5 全流量補(bǔ)燃循環(huán)方案(不同燃料預(yù)壓渦輪驅(qū)動(dòng)方式)Fig.5 Schemes of full flow staged combustion cycle engine(in different driving schemes of fuel boost turbo)

為提高燃料主泵的抗汽蝕能力，在燃料主泵的入口設(shè)置燃料預(yù)壓渦輪泵。燃料預(yù)壓渦輪可采用燃料主泵后的高壓液態(tài)甲烷來(lái)驅(qū)動(dòng)，做功之后匯入燃料主泵入口(圖4a)；或采用燃料主渦輪出口的富燃燃?xì)鈦?lái)驅(qū)動(dòng)，做功之后匯入燃料主泵入口(圖5a)；也可采用經(jīng)過(guò)推力室冷卻套換熱的高溫甲烷來(lái)驅(qū)動(dòng)，之后匯入燃料主渦輪出口(圖5b)。計(jì)算燃料預(yù)壓渦輪驅(qū)動(dòng)方案對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能的影響[14]，結(jié)果見(jiàn)表5?？梢钥闯?，經(jīng)過(guò)推力室冷卻套換熱的高溫甲烷的壓差小，使得燃料預(yù)壓渦輪的流量增大47%，這股流量直接進(jìn)入推力室不對(duì)渦輪做功，使得富燃燃?xì)獾臏囟仍龈?.2%；采用富燃燃?xì)怛?qū)動(dòng)燃料預(yù)壓渦輪，燃?xì)庾龉δ芰?qiáng)，驅(qū)動(dòng)流量減少85.4%，富燃燃?xì)獾臏囟冉档图s65 K，但富燃燃?xì)馀c燃料泵入口主流摻混也需要一定的摻混長(zhǎng)度，且對(duì)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性有一定的影響。因此為提高可靠性，在富燃燃?xì)鉁囟炔桓叩那闆r下，采用燃料主泵后的高壓液態(tài)甲烷來(lái)驅(qū)動(dòng)燃料預(yù)壓渦輪。

表5 不同燃料預(yù)壓渦輪驅(qū)動(dòng)方案下全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的性能比較Table 5 Comparison of engines′performance in different driving schemes of fuel boost turbo

5 推力室冷卻方案的影響

采用液態(tài)甲烷冷卻推力室，冷卻套的壓降對(duì)燃料泵的功率和富燃預(yù)燃室的燃?xì)鉁囟扔绊戄^大，有必要采取措施優(yōu)化推力室冷卻通道。補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的絕大部分燃料經(jīng)過(guò)一級(jí)泵增壓后通過(guò)整個(gè)推力室冷卻通道(如我國(guó)的120 t補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)、俄羅斯的RD-170發(fā)動(dòng)機(jī))，因此冷卻套的壓降大，燃料泵的負(fù)載重，但由于煤油的密度大，燃料泵的功率在整個(gè)渦輪泵功率中占比較小[15]；美國(guó)的補(bǔ)燃循環(huán)液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)SSME采用液氫分段冷卻推力室，大部分液氫在冷卻完推力室擴(kuò)張段之后進(jìn)入兩個(gè)發(fā)生器進(jìn)行燃燒；少部分液氫在冷卻推力室喉部和燃燒室后進(jìn)入推力室燃燒[16]。液氫的密度低，燃料泵的功率在整個(gè)渦輪泵中占比大，分段冷卻的方案可降低冷卻套的壓降，降低燃料泵的負(fù)載。

液態(tài)甲烷的冷卻能力較強(qiáng)，可參考液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行推力室冷卻流路分段設(shè)計(jì)，將燃料泵后的高壓燃料分成兩路，一路向上冷卻推力室的喉部和燃燒室，一路向下冷卻推力室的擴(kuò)張段，之后匯總進(jìn)入兩個(gè)發(fā)生器，這樣可以降低整個(gè)推力室冷卻流路的壓降(圖4a)。如果燃料泵后的高壓燃料全部沿同一流路進(jìn)入冷卻通道，則壓降相對(duì)較高(圖6)。計(jì)算冷卻套壓降對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能的影響[14]，結(jié)果見(jiàn)表6?？梢钥闯?，冷卻套壓降降低2.5 MPa，使得富燃燃?xì)獍l(fā)生器的溫度降低3.1%。

圖6 全流量補(bǔ)燃循環(huán)方案(燃料泵后全部燃料進(jìn)入推力室冷卻套)Fig.6 Scheme of full flow staged combustion cycle engine(all the pumped fuel entering into the chamber cooling jacket)

表6 不同推力室冷卻套壓降下全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的性能比較Table 6 Comparison of engines′performance in different pressure drop of chamber cooling jacket

6 初步方案

綜合以上分析，全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)組成如下(圖4a)。

1)氧泵和氧渦輪同軸，氧渦輪的驅(qū)動(dòng)工質(zhì)為富氧發(fā)生器產(chǎn)生的燃?xì)?，溫?54 K；設(shè)置氧預(yù)壓渦輪泵，采用氧泵后的高壓液氧驅(qū)動(dòng)，之后匯入氧泵入口管路。氧泵為一級(jí)離心泵，氧泵出口液氧分為3路：①絕大部分液氧進(jìn)入富氧燃?xì)獍l(fā)生器；②一小部分液氧進(jìn)入富燃燃?xì)獍l(fā)生器；③另一部分液氧驅(qū)動(dòng)氧預(yù)壓渦輪做功。

2)燃料泵和燃料渦輪同軸，燃料渦輪的驅(qū)動(dòng)工質(zhì)為富燃發(fā)生器產(chǎn)生的燃?xì)?，溫?26 K；設(shè)置燃料預(yù)壓渦輪泵，采用燃料泵后的高壓燃料驅(qū)動(dòng)，之后匯入燃料入口管路。燃料泵為一級(jí)離心泵，出口的燃料分為兩路：①少部分驅(qū)動(dòng)燃料預(yù)壓渦輪做功；②絕大部分進(jìn)入推力室冷卻套，分上下兩路冷卻完推力室之后匯合，再進(jìn)入發(fā)生器，絕大部分燃料進(jìn)入富燃燃?xì)獍l(fā)生器，少部分燃料進(jìn)入富氧燃?xì)獍l(fā)生器。

可以看出，富氧燃?xì)獾臏囟鹊陀谀壳皣?guó)內(nèi)補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的富氧燃?xì)鉁囟?，富燃發(fā)生器的溫度低于目前國(guó)內(nèi)開(kāi)式循環(huán)常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)的富燃燃?xì)鉁囟?，基于目前的材料和工藝水平，渦輪等燃?xì)饴方M件的可靠性理論上能夠得到提高，發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)難度小。

7 結(jié)論

液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)在高混合比下密度比沖高、推力室的燃燒產(chǎn)物溫度相對(duì)較低，同時(shí)結(jié)合全流量補(bǔ)燃循環(huán)方式在高室壓下渦輪燃?xì)鉁囟鹊偷忍攸c(diǎn)，全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)在高室壓、高混合比下工作能夠充分發(fā)揮其性能優(yōu)勢(shì)。通過(guò)優(yōu)化氧預(yù)壓渦輪驅(qū)動(dòng)方式、燃料預(yù)壓渦輪驅(qū)動(dòng)方式和推力室冷卻流路，使得發(fā)動(dòng)機(jī)在高室壓下工作時(shí)燃?xì)饴返臏囟鹊陀谀壳鞍l(fā)動(dòng)機(jī)的水平，發(fā)動(dòng)機(jī)的固有可靠性得以提高。初步確定的全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案具備較好的重復(fù)使用能力，為未來(lái)此類型發(fā)動(dòng)機(jī)的研制提供借鑒。