固液混合推進技術(shù)在深空探測中的應(yīng)用

李志 朱浩 劉洋 田輝 蔡國飆（北京航空航天大學(xué)）

固液火箭發(fā)動機具有比沖較高、結(jié)構(gòu)簡單、安全性好、可多次啟動和易實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)等優(yōu)點，在探空火箭、小型運載火箭、亞軌道載人飛船、靶標與導(dǎo)彈、深空探測飛行器中有廣泛的應(yīng)用前景。利用固液火箭發(fā)動機的優(yōu)點，國外針對不同深空探測任務(wù)需求，發(fā)展了多種形式的固液動力系統(tǒng)方案。系統(tǒng)調(diào)研深空探測任務(wù)中固液混合推進技術(shù)的應(yīng)用情況，對我國固液混合推進技術(shù)和深空探測發(fā)展具有重要參考價值。

1 固液混合推進技術(shù)介紹

固液火箭發(fā)動機是采用液體氧化劑和固體燃料的一種混合火箭發(fā)動機，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，國內(nèi)外常用的液體氧化劑有液氧、過氧化氫和氧化亞氮，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)動機結(jié)構(gòu)

固液火箭發(fā)動機的結(jié)構(gòu)特點、燃燒機理以及其常用推進劑的物理、化學(xué)性質(zhì)，使之具備如下特點：①比沖介于固體火箭發(fā)動機和液體火箭發(fā)動機之間；②通過調(diào)節(jié)氧化劑流量即可實現(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可選用無毒推進劑；⑥燃速低，有利于設(shè)計小推力且長時間工作的發(fā)動機。

固液火箭發(fā)動機的研制已有約90年的歷史，國內(nèi)外開展了大量相關(guān)機理和方案研究，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，固液混合推進技術(shù)的優(yōu)點在國內(nèi)外相關(guān)領(lǐng)域受到重視，在深空探測任務(wù)中的應(yīng)用研究日益豐富。

2 月球探測

用于探月任務(wù)的單級固液混合推進系統(tǒng)

為了證明固液混合推進系統(tǒng)是應(yīng)用于深空探測任務(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)計優(yōu)化了一種用于登月任務(wù)的單級固液混合推進系統(tǒng)。該推進系統(tǒng)用于使飛行器從600km近地球軌道（LEO）經(jīng)過霍曼轉(zhuǎn)移軌道至月球軌道，最終硬著陸于月球。除推進系統(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個氧化劑貯箱，4個高壓氣瓶，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)量分數(shù)為0.189，推進劑質(zhì)量為758.8kg，載重比為0.176。該設(shè)計驗證了固液混合推進系統(tǒng)在月球探測任務(wù)中具有高載重比的優(yōu)勢。

用于載人登月的固液火箭發(fā)動機

北京航空航天大學(xué)朱浩等人開展了固液火箭發(fā)動機代替“阿波羅”（Apollo）登月艙下降級和上升級液體火箭發(fā)動機方案的優(yōu)化設(shè)計，驗證了固液混合推進技術(shù)在載人登月中具有良好的應(yīng)用優(yōu)勢和前景。該固液火箭發(fā)動機設(shè)計采用常溫的98%過氧化氫/丁羥基推進劑組合，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推進劑組合的液體火箭發(fā)動機，固液混合推進方案也可實現(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)，同時無毒常溫推進劑組合也符合當前空間推進發(fā)動機的發(fā)展方向。

固液火箭發(fā)動機與液體火箭發(fā)動機主要參數(shù)比較

3 火星探測

國外高校和航天機構(gòu)大多以執(zhí)行美國“火星樣本返回”（MSR）計劃為目標進行固液混合推進系統(tǒng)的設(shè)計與優(yōu)化。在MSR計劃中，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。

兩級固液混合推進系統(tǒng)

2010年，斯坦福大學(xué)阿什莉（Ashley）等人提出一種兩級固液混合推進系統(tǒng)設(shè)計，并與一款固體火箭進行性能比較，用于驗證在MSR計劃中使用固液混合推進系統(tǒng)的可行性。該設(shè)計中，火星環(huán)境條件來自于美國國家航空航天局（NASA）埃姆斯研究中心（AMES）2019年火星氣候模型。由于MAV長期在火星低溫環(huán)境下工作，該設(shè)計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系統(tǒng)設(shè)計的結(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）。

固液混合推進系統(tǒng)與固體火箭系統(tǒng)比較

設(shè)計結(jié)果對比顯示，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系統(tǒng)是執(zhí)行MSR計劃較為理想的選擇。此外，固液混合推進系統(tǒng)的易推力調(diào)節(jié)、可多次啟停能力就MAV而言尤為重要。

使用原位推進劑的固液混合推進系統(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)推進劑的固液混合推進系統(tǒng)設(shè)計。此前的推進系統(tǒng)均為從地球上攜帶返回所需要的推進劑，而原位推進劑生產(chǎn)（ISPP）是通過在火星上獲得推進劑，減小在地球發(fā)射時的起飛質(zhì)量。ISPP采用固體氧化電解技術(shù)，利用太陽能在火星提取二氧化碳生產(chǎn)氧氣。艾德恩分別對小、中、大型任務(wù)中帶有ISPP的推進系統(tǒng)進行設(shè)計并與傳統(tǒng)火箭進行對比，定義最大增益為火箭從火星發(fā)射時所需氧化劑質(zhì)量與起飛質(zhì)量之比。對于小型任務(wù)，有效載荷質(zhì)量為36kg，軌道高度為500km，速度增量為4375m/s。該方案分別對單級和兩級的發(fā)動機進行設(shè)計。

使用原位推進劑固液混合推進系統(tǒng)與固體火箭系統(tǒng)比較

對比可知，帶有ISPP的固液火箭設(shè)計質(zhì)量更小，性能更好。但這僅僅是理論設(shè)計，不足以表示實際存在的技術(shù)風險和復(fù)雜性。對于中型任務(wù)，有效載荷質(zhì)量設(shè)定為500kg，軌道高度為500km，比沖為3332m/s，在火星上運行300個火星日。設(shè)計起飛質(zhì)量2925.4kg，加入ISPP單元（質(zhì)量為348.5kg）后，實際起飛質(zhì)量減少為1803kg，有效增益為38.4%。由此可見，加入ISPP單元后，固液火箭性能遠遠超過任何傳統(tǒng)火箭系統(tǒng)。對于有效載荷為數(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)模長時間任務(wù)，比現(xiàn)有的傳統(tǒng)推進技術(shù)在成本方面更具優(yōu)勢，在未來載人火星探測任務(wù)中具有很大的潛力。

可低溫儲存運行的固液混合推進器概念

美國噴氣推進實驗室（JPL）評估了MAV的推進方案，并在2015年設(shè)計了單組元推進系統(tǒng)和混合推進系統(tǒng)的多種方案，其中單級入軌混合推進方案（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)射后第一次工作時間大約為76s，經(jīng)過12min的滑行之后，將進行約10s的第二次工作，利用霍曼轉(zhuǎn)移圓化軌道。該設(shè)計的起飛質(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)動機燃燒室位于后端，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）所用的氮氣貯箱等部件。隨后，JPL將該設(shè)計進行優(yōu)化，最終設(shè)計的MAV起飛質(zhì)量為229kg，運載能力為14kg，推力5430N，比沖3136m/s，速度增量3944m/s，工作時間93.4s。優(yōu)化后的設(shè)計在燃燒室周圍放置5個貯箱和1個小型蓄電池用于增壓系統(tǒng)、RCS和推進劑供給系統(tǒng)。燃燒室后端添加一個收斂段，噴管長度減小，采用鐘形設(shè)計。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

一種單級入軌的固液混合推進系統(tǒng)

為了探索固液混合推進概念應(yīng)用于MSR計劃的可行性，馬歇爾航天飛行中心（MSFC）進行了部分固液混合推進技術(shù)的測試和分析。MAV的設(shè)計尺寸為長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)計采用擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)，4個氦氣貯箱可在-40℃的環(huán)境下工作，同時為反推力系統(tǒng)提供氦氣，減小了系統(tǒng)的質(zhì)量和復(fù)雜性。第一次點火時，反推力系統(tǒng)用于側(cè)傾控制；第二次點火時，貯箱內(nèi)殘余氣體可對軌道位置進行校正。MSFC的這項研究對固液混合推進系統(tǒng)進行了詳細的設(shè)計，分析表明能夠多次啟停的單級入軌固液混合火箭可應(yīng)用于火星探測任務(wù)。

固液火箭概念圖

固液混合推進系統(tǒng)與設(shè)計基準推進系統(tǒng)對比

4 對太陽系其他行星的探測

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

對比分析可知，固液混合推進系統(tǒng)對于兩項深空探測任務(wù)均能滿足要求。固液混合推進系統(tǒng)在木衛(wèi)二任務(wù)中與基準設(shè)計的質(zhì)量特性相當，在天王星任務(wù)中不占優(yōu)勢，結(jié)果顯示固液混合推進系統(tǒng)可用于更遠范圍的深空探測任務(wù)。

5 總結(jié)分析

固液混合推進技術(shù)是未來深空探測動力系統(tǒng)的重要選擇之一

在月球探測、火星探測及太陽系內(nèi)其他行星探測任務(wù)中，固液混合推進技術(shù)相較于傳統(tǒng)化學(xué)推進技術(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)等性能實現(xiàn)探測和樣品返回任務(wù)，是深空探測任務(wù)中動力系統(tǒng)的重要選擇之一。

固液混合推進技術(shù)適用于大型樣本返回任務(wù)

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

固液混合推進技術(shù)的推進劑組合優(yōu)勢明顯

進行深空探測任務(wù)要求航天器必須長期在低溫環(huán)境下儲存和運行，這對推進劑在低溫環(huán)境下的存儲能力和工作性能是巨大的考驗。蠟基燃料SP7和MON-30等推進劑組合的低溫性能使其無需熱隔離，有效地解決了這個問題。這種推進劑組合的優(yōu)勢使得固液混合推進技術(shù)更適合應(yīng)用于深空探測任務(wù)。

固液混合推進技術(shù)在未來擁有較大潛力

近年來，國外開展了固液混合推進技術(shù)用于火星、小行星等深空探測任務(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)動機，固液火箭發(fā)動機具有諸多潛在的優(yōu)點，可作為固體和液體火箭發(fā)動機的有效補充。固液混合推進技術(shù)的發(fā)展將在未來滿足更多深空探測任務(wù)。