尹亮 劉偉強

摘要： 液氧/甲烷推進劑由于其積碳少、 可長期貯存、 成本低、 無污染、 重復性好等優(yōu)點已成為未來可重復使用運載器的最佳動力選擇。 本文對比分析了國際上主流可重復使用火箭發(fā)動機推進劑組合的優(yōu)缺點及應用， 介紹了目前國內(nèi)外液氧/甲烷發(fā)動機的研究進展及發(fā)展動態(tài)， 其中包括SpaceX公司的“猛禽”、 藍色起源公司BE-4液氧/甲烷發(fā)動機、 中國藍箭PNX-1及俄羅斯的RD-0162等， 總結了我國在開展液氧/甲烷發(fā)動機中的主要研究工作， 以期為我國液氧/甲烷發(fā)動機技術的探索研究提供參考。

關鍵詞： 液體火箭發(fā)動機； 液氧/甲烷； 研究進展； 關鍵技術

中圖分類號： TJ763； V434文獻標識碼： A 文章編號： 1673-5048（2018）04-0021-07

0引言

發(fā)展航天， 動力先行。 液體火箭發(fā)動機作為航天動力裝置主要的動力來源， 對人類載人航天事業(yè)的發(fā)展、 登陸月球的實現(xiàn)和深空探測任務的完成等具有重大意義。 從一百多年前液體火箭發(fā)動機概念的提出到1921年美國科學家Robert最先對液體火箭發(fā)動機展開工程研究， 液體火箭發(fā)動機經(jīng)歷了一系列重大發(fā)展[1]。 然而隨著航天技術的深入發(fā)展， 研制周期短、 成本低、 安全可靠的航天運載器已成為世界各國航天發(fā)展的目標及方向。 在航天產(chǎn)業(yè)化的大背景下， 可重復使用運載器（Reusable Launch Vehicle， RLV）備受關注。 液氧/甲烷推進劑由于其積碳少、 可長期貯存、 成本低、 無污染、 重復性好等優(yōu)點已成為未來可重復使用運載器的最佳動力選擇。 因此準確把握國內(nèi)外液氧/甲烷發(fā)動機研究進展及開展技術跟蹤十分必要[2]。

1可重復使用發(fā)動機推進劑應用對比

目前國際上主流的可重復使用火箭發(fā)動機推進劑組合主要有液氧/甲烷、 液氧/煤油、 液氧/液氫等， 對于可重復使用的發(fā)動機類型來說， 推進劑組合應具有性能好、 成本低廉、 資源豐富等優(yōu)點。 隨著社會對環(huán)境保護和人類健康的意識越來越高， 運載火箭、 衛(wèi)星及其他飛行器使用無毒、 無污染的推進劑已成為各國航天追求的方向。 2000年， 我國政府在《中國的航天》白皮書中， 明確提出要研制新一代無毒、 無污染、 高性能和低成本的航天運載工具。 液氧/甲烷作為一種新型的推進劑組合， 具有推進劑資源豐富、 可重復使用、 高比沖、 成本低、 無毒無污染等優(yōu)點[3]。

液氧/煤油常溫可貯存， 溫區(qū)范圍寬， 但冰點較高， 其主要特點是成本低、 無毒環(huán)保， 性能較高； 但相對于液氧/液氫推進劑來說比沖較低， 且易受積碳和結焦的影響， 可重復性較差。 液氧/煤油發(fā)動機技術已經(jīng)比較成熟， 目前典型的發(fā)動機類型有美國的F1， H1， Kestrel， SpaceX的Merlin系列， 歐洲的RZ2， 俄羅斯的RD170/180以及中國的YF-100發(fā)動機等。

液氧/液氫推進劑組合比沖最高， 屬于最清潔的燃料， 不存在積碳和結焦現(xiàn)象， 但其使用溫度低， 難以長期貯存且價格昂貴， 目前典型的發(fā)動機類型有航天飛機SSME 發(fā)動機， XX-75/77， RD-0120， X-33， LE-7A等。

液氧/甲烷發(fā)動機具有推進劑資源豐富、 無毒無污染、 變推力特性好、 冷卻特性好和維護使用方便等優(yōu)點， 雖然密度、 比沖不如液氧/煤油， 但比沖性能略高， 在發(fā)動機性能方面與液氧/煤油基本持平， 且液氧/甲烷發(fā)動機在使用成本及性能維護方面具有明顯的優(yōu)勢。 與液氧/液氫相比， 甲烷價格僅為液氫的三十分之一， 且可以實現(xiàn)空間中長期貯存， 能有效減小發(fā)動機尺寸和質量。 綜上所述， 液氧/甲烷推進劑組合更適合低成本可重復使用的運載器[4-5]。

表1為典型推進劑組合發(fā)動機比沖對比， 可以看到， 相同情況下液氧/煤油理論真空比沖最低， 液氧/液氫最高； 當考慮理論密度真空比沖時， 液氧/煤油最高， 液氧/液氫最低。

2液氧/甲烷發(fā)動機國外研究進展

最早的液氧/甲烷推進劑組合的應用研究應追溯至1931年， 德國研制了世界上第一臺液氧/甲烷發(fā)動機， 開創(chuàng)了液氧/甲烷火箭發(fā)動機的研究先河。 但是由于甲烷密度低且其可貯存性無法滿足軍用燃料的要求， 在此后的幾十年時間里甲烷的使用受到了很大的限制。 然而隨著液氧/甲烷發(fā)動機的優(yōu)勢逐漸被開發(fā)出來， 德國宇航中心對甲烷作為可重復性使用運載器推進劑的性能進行了大量的研究[6-7]。

20世紀60年代， Masters等[8]以液氧/甲烷取代液氧/液氫作為推進劑對RL10發(fā)動機進行了研究， 首次證明了采用液氧/甲烷作為火箭發(fā)動機推進劑燃料的可行性。 德國宇航中心（DLR）在可重復使用運載器上很少采用液氧/甲烷作為推進劑， 其提出的一種可重復使用的液體飛回式助推級（LFBB）主要采用甲烷和煤油混合物作為推進劑燃料。 目前DLR的研究重點主要在液氧/甲烷的燃燒及點火方面。 Cuoco等[9]對不同壓力下燃燒室內(nèi)OH和CH組分進行了可視化研究， 同時采用光學測量儀對液氧/液氫燃燒不穩(wěn)定性進行了分析。 Lux等[10]采用光學測量儀對噴注器面板附近區(qū)域火焰穩(wěn)定性進行了研究， 其中液氧的噴注溫度為120 K， 甲烷為氣體狀態(tài)， 溫度為270 K， 研究結果表明相同條件下液氧/甲烷的火焰特性與液氧/液氫具有很大的相似性。 Yang等[11]對比分析了液氧/甲烷與液氧/液氫燃燒特性， 對不同噴注條件下推進劑霧化及噴注火焰進行了分析。

航空兵器2018年第4期尹亮， 等： 液氧/甲烷發(fā)動機研究進展與技術展望美國是最早對液氧/甲烷發(fā)動機進行研究的國家之一。 在前期的研究中， 針對甲烷的結焦、 積碳、 傳熱性和與燃燒室壁面材料的相容性等進行了相關研究。 20世紀80年代初， 美國蘭利研究中心開展了液氧/甲烷可重復使用航天航空兩用飛行器 HL-42 方案的研究。 1999年， 由美國空軍提出的 “液氧/甲烷推進劑低成本重復使用運載器”， 其有效載荷為4 300 kg， 主發(fā)動機比沖 2 940 m/s， 飛行器速度增量290 m/s[12]。 從21世紀中期開始， NASA開展了低溫推進劑發(fā)展（Propulsion and Cryogenic Advanced Development， PCAD）及低溫流體管理（Cryogenic Fluid Management， CFM）研究。 在PCAD計劃下， NASA進行了一系列研究， 包括低溫供應系統(tǒng)、 液氧/甲烷RCE（Reaction Control Engine）發(fā)動機、 液氧/甲烷點火器等。 2006年4月， NASA馬歇爾航天飛行中心、 美國空軍及KT工程公司團隊成功完成了一臺液氧/甲烷發(fā)動機長達103 s的點火試驗， 此次點火試驗被認為是美國在此類發(fā)動機上持續(xù)時間最長的。 同時NASA工程師從該試驗中也了解到液氧/甲烷推進劑系統(tǒng)的不同結構及強大性能。 2007 年 1 月 16 日， 美國 XCOR 公司成功進行了 7 500磅推力的液氧/甲烷發(fā)動機點火試驗。 2008年， 惠普公司及NASA中心采用甲烷對RS-18發(fā)動機推進劑進行了置換， 并進行了一系列的熱試車試驗[13]。 2010年5月5日， 美國航空噴氣公司（Aerojet）在美軍白沙導彈試驗場成功完成了推力為2.5 t的液氧/甲烷火箭發(fā)動機的高空試車。 該發(fā)動機是航空噴氣公司研制的第一代液氧/甲烷發(fā)動機， 用于NASA探索技術發(fā)展計劃中的先進低溫推進和發(fā)展項目， 屬于小推力液氧/甲烷火箭發(fā)動機。 此外美國還在研制CECE發(fā)動機， 該發(fā)動機技術十分先進， 但也屬于小推力發(fā)動機。

“猛禽”液氧/甲烷發(fā)動機項目由SpaceX公司于2009年開始立項到2015年試驗驗證成功。 “猛禽”發(fā)動機采用了分級燃燒循環(huán)方式， 該發(fā)動機未來將應用于星際運輸系統(tǒng)（ITS）， 用于火星探索。 2016年1月， 美國空軍對液氧/甲烷發(fā)動機技術表現(xiàn)出了濃厚的興趣， 決定支持該公司液氧/甲烷發(fā)動機的研制， 并提供了3 360萬美元的技術資金。 由于SpaceX公司在該項目中的投入資金為6 730萬美元， 基本上保證了商業(yè)航天企業(yè)與美國軍方的投入比例為2∶1。 2016年9月25日， “猛禽”液氧/甲烷火箭發(fā)動機在麥格雷戈試驗場首次點火成功。 這款海平面比沖330 s、 真空比沖375 s、 真空推力高達1 900 kN的發(fā)動機將會成為SpaceX公司星際航行任務的動力來源，是現(xiàn)役“梅林”1D液氧/煤油發(fā)動機最大推力的2.08倍。 2018年2月7日， “獵鷹”9號重型火箭發(fā)射成功， 在順利把特斯拉跑車發(fā)射并收回后， 2月22日， 又將3顆衛(wèi)星送入太空， 其中2顆為互聯(lián)網(wǎng)試驗衛(wèi)星Microsat 2a和2b， 另外1枚是西班牙軍事衛(wèi)星。 2018年5月12日， “獵鷹”9號終極版本“Block 5”完成首次發(fā)射， 將孟加拉國1顆3.5 t重的通信衛(wèi)星Bangadandhu-1送入預定軌道。 在歷經(jīng)20多次陸地及海上回收后， “Block 5”可能進行的技術革新包括：采用鈦合金格柵舵、 對防熱罩進行重新設計、 增加工作推力至190 000磅， 采用螺栓對發(fā)動機固件進行緊固連接等。 圖1 為XCOR的5M15液氧/甲烷發(fā)動機點火。

藍色起源公司從2011年開始對BE-4液氧/甲烷發(fā)動機進行研制， 該發(fā)動機采用分級燃燒循環(huán)方式， 推力為2 400 kN， 燃燒室壓力13.4 MPa， 可重復次數(shù)達25次， 將用于聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟公司的“火神”火箭以及藍色起源公司的“新格倫”火箭， 如圖2所示。 從開始研制到第一臺完全裝配好的BE-4發(fā)動機出廠， 藍色起源公司對BE-4組件進行了大量的試驗， 包括預燃室、 燃燒室以及噴注器試驗， 并將試驗結果用于修正噴注器性能、 熱傳遞和燃燒穩(wěn)定性模型中， 從而對發(fā)動機設計進行進一步完善。 然而， 在2015年及2017年， 由于技術原因， BE-4發(fā)動機在試驗過程中均出現(xiàn)了由于意外而損毀的事件。

意大利航天局（ASI）早在15年前就對液氧/甲烷技術進行了相關研究， 最先是以小發(fā)動機試驗為主。 在隨后的“Vega Launcher”項目研究計劃中， ASI與俄羅斯太空總署進行合作， 開展了推力為100 kN的液氧/甲烷膨脹循環(huán)發(fā)動機MIRA的研究， 并于2012年成功進行了點火， 在2014年5月又對發(fā)動機整體性能進行了試驗研究， 期間共進行了11次試驗， 累計點火時間超過600 s。 意大利航空研究中心目前正在進行的“Hyprob”項目， 其目的在于設計一款30 kN推力的可重復使用發(fā)動機， 主要對甲烷的燃燒特性及穩(wěn)定性進行研究[14]。

法國國家空間研究所（CNES）對于液氧/甲烷推進劑系統(tǒng)的應用一直持保留態(tài)度， 仍在尋求液氧/甲烷推進劑與其他無毒推進劑組合優(yōu)劣的對比， 從系統(tǒng)重量、 尺寸、 發(fā)動機性能和經(jīng)濟性等多方面對比分析了液氧/甲烷與液氧/液氫等無毒推進劑的差異， 并開展了以下研究： 甲烷的性質及實用性； 增壓形式； 發(fā)動機工作工況的變化； 點火性能。

到目前為止， 法國并沒有成熟的液氧/甲烷發(fā)動機[15]面世。 目前其主要工作是與法國工業(yè)部門合作的1 000 kN液氧/甲烷燃氣發(fā)生器研究， 包括前期的10 kN膨脹循環(huán)發(fā)動機研究， 并計劃于 2023年前完成相關工作。

1987年日本曾開展了液氧/甲烷發(fā)動機的研究工作， 對甲烷的冷卻特性及燃燒穩(wěn)定性方面進行了相關試驗， 驗證了采用甲烷作為替代燃料的可行性。 日本典型的液氧/甲烷發(fā)動機的主要參數(shù)見表2。

LE-8液氧/甲烷發(fā)動機由日本宇宙航空研究開發(fā)機構（JAXA）和石川島播磨重工業(yè)航天部門（IA）共同研制， 其地面推力為100 kN， 主要用于GX中型運載火箭上面級發(fā)動機。 截止到2009年， LE-8發(fā)動機累計試車時間超過了2 000 s， 包括1次600 s長程熱試車試驗。 通過對LE-8發(fā)動機的研制， 日本在液氧/甲烷發(fā)動機方面積累了大量經(jīng)驗。 然而， 對LE-8液氧/甲烷發(fā)動機的研究僅限于試驗階段， 其飛行條件下的可行性方案并沒有得到驗證。 繼LE-8發(fā)動機之后， JAXA與IA又開展了一項高海拔（HATS）液氧/甲烷發(fā)動機的研究， 其設計推力達30 kN， 該推力下發(fā)動機能滿足未來多種有效提高發(fā)動機比沖的同時可以使系統(tǒng)結構得到最優(yōu)化。 在LE-8和30 kN發(fā)動機基礎上， JAXA與IA通過采用再生冷卻方式， 又研發(fā)出新一代的液氧/甲烷發(fā)動機IHI， IHI真空比沖可達354 s[16-17]， 截至2013年3月， 共進行了27次熱試車試驗， 累計工作時間達1 800 s。

盡管日本在液氧/甲烷發(fā)動機方面做了大量研究， 但并沒有用于真實飛行當中。 其原因在于相對于其他推進劑類型的發(fā)動機， 液氧/甲烷發(fā)動機并沒有表現(xiàn)出足夠大的優(yōu)勢。 因此， JAXA將研究重點放在如何進一步提高發(fā)動機性能上， 如采用再生冷卻方式、 單噴嘴與多噴嘴點火試驗及熱傳遞測量等。 圖3所示為意大利、 日本、 法國、 美國等國家對液氧/甲烷發(fā)動機的相關研究。

俄羅斯在二十世紀八九十年代設計了多種液氧/甲烷發(fā)動機， 包括能源機械聯(lián)合體研究的RD-185， RD-182等及Riksha系列運載火箭方案， 并進行了相關熱試車試驗。 在2001～2004年期間研制的RD-192可重復使用液氧/甲烷發(fā)動機， 用于重復使用航天運輸系統(tǒng)MRKS-1的第一級， 該發(fā)動機采用富燃補燃循環(huán)方式， 推力2 000 kN， 燃燒室壓力19.6 MPa。 在此基礎上， 2008～2012年， 俄羅斯又設計了一款40 kN的 RD-196發(fā)動機。 另外， 俄羅斯化學自動化設計局研制的RD-0162液氧/甲烷發(fā)動機， 其推力2 000 kN， 燃燒室壓力17.1 MPa， 可重復次數(shù)為25次， 見圖4。 2002～2005年， 俄羅斯和歐洲方面共同研制200 t可重復使用液氧/甲烷發(fā)動機“伏爾加”（Volga）， 計劃用于“歐空局未來運載火箭準備項目”（FLPP）。 2016年9月～2018年11月， 俄羅斯化學自動化設計局計劃開展85 t級液氧/甲烷發(fā)動機原型機的研發(fā)， 并進行推力為40 t的樣機和推力為7.5 t展示機的測試。

2017年12月14日， Ariane集團與歐洲航天局（ESA）簽署了一份7 500萬歐元的合同， 用于“普羅米修斯”液氧/甲烷發(fā)動機的研發(fā)， 如圖5所示， 計劃于2030年發(fā)射。 其主要目的在于制造一臺低成本的引擎， 該發(fā)動機擬采用新的設計方法及制造技術， 利用數(shù)字化技術進行引擎的控制及診斷， 還將3D打印技術用于原型機的制造及最終生產(chǎn)流程中。

3液氧/甲烷發(fā)動機國內(nèi)研究進展

我國于20世紀80年代開展了液氧/甲烷發(fā)動機的預先研究工作， 對甲烷的電傳熱和推力室點火進行了試驗研究。 同時對比分析了甲烷和煤油、 丙烷的燃燒穩(wěn)定性、 積碳、 結焦以及冷卻性能， 結果表明液氧/甲烷是一種很有發(fā)展前景的推進劑組合[19]。

進入21世紀后， 我國啟動了液氧/甲烷發(fā)動機關鍵技術研究。 北京航天動力研究所從2006年以來經(jīng)過5年的艱苦攻關， 成功進行了推力600 kN的液氧/甲烷發(fā)動機試驗， 在液氧/甲烷發(fā)動機燃燒、 傳熱及啟動等技術上取得了初步突破。 2013年， 600 kN級液氧/甲烷發(fā)動機全系統(tǒng)試車取得成功， 此次全系統(tǒng)試驗解決了甲烷操作、 預冷、 安全排放等技術難點， 實現(xiàn)了單臺發(fā)動機 13 次啟動， 10 次長程試車， 累計試驗時間達2 103 s[20]， 為后續(xù)的試驗打下了堅實的基礎。

近年來， 我國廣泛開展了有關甲烷發(fā)動機關鍵技術的研究工作， 對液氧/甲烷不同狀態(tài)下的燃燒機理及燃燒特性進行了大量的研究對比分析[21]， 研制出了一種采用氣氧/甲烷的火炬式電點火器， 并獲得了點火器的工作特性及工作邊界。 完成了液氧/甲烷噴注器縮尺的試驗研究， 確定了全尺度噴注器方案。 對比分析了不同噴注器設計參數(shù)對氣氧/甲烷推進劑燃燒特性及燃燒室熱載影響的區(qū)別和聯(lián)系， 并對氣氣燃燒流場火焰結構進行了顯示試驗研究， 進一步深入了解氣氣燃燒機理[22]。 進行了發(fā)動機材料與甲烷相容性試驗。 對渦輪泵進行了相關方案設計， 完成了相關介質試驗及適應性研究。 對液氧/甲烷膨脹循環(huán)發(fā)動機進行了首次點火試驗， 如圖6所示， 獲得了發(fā)動機預冷點火和起動特性， 驗證了甲烷推進劑用于中小推力膨脹循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)的可行性。 開展了“天地往返能力驗證飛行器 OMS 和 RCS 液氧/甲烷一體化方案的研究”工作， 在動力系統(tǒng)方案論證、 低溫推進劑長期在軌貯存、 姿軌控推力室方案等方面均取得了實質性進展。 在發(fā)動機動力循環(huán)方面， 研究比較了全流量補燃循環(huán)、 富燃補燃循環(huán)、 富氧補燃循環(huán)和燃氣發(fā)生器循環(huán)等多種方案[23-27]。

實際上， 與SpaceX公司和藍色起源公司等航天民企一樣， 中國的藍箭空間科技公司也在進行著液氧/甲烷發(fā)動機的研發(fā)和生產(chǎn)， 并相繼完成了多項液體火箭發(fā)動機論證和研制工作。 2017年12月14日， 藍箭自主研發(fā)的10 t級液氧/甲烷火箭發(fā)動機燃氣發(fā)生器成功進行了首輪點火試驗， 2018年6月，首批大噴管成品已完成出廠。 圖7為藍箭公司的PNX-1“鳳凰”液氧/甲烷發(fā)動機三維設計圖。 此次試驗， 藍箭公司在燃氣發(fā)生器的研制、 低溫推進劑點火、 甲烷燃燒特性及試驗測試等方面均積累了寶貴的經(jīng)驗。 2018年7月14日， 九州云箭邁出了液氧/甲烷發(fā)動機技術研發(fā)中關鍵一步， 完成了“凌云”10 t級發(fā)動機副系統(tǒng)200 s的長程試車。

4液氧/甲烷發(fā)動機技術展望

（1） 液氧/甲烷推進劑由于其積碳少、 可長期貯存、 成本低、 無污染、 重復性好等優(yōu)點已成為未來可重復使用運載器的最佳動力選擇。

（2） 我國液氧/甲烷發(fā)動機的研制還處于起步階段， 技術基礎薄弱， 仍有許多問題亟需解決。 目前我國在氫氧發(fā)動機及液氧/煤油發(fā)動機上技術較成熟， 在此基礎上通過改進達到研制液氧/甲烷發(fā)動機的目的具有技術風險小、 研制周期短的優(yōu)勢。 同時大力開展液氧/甲烷發(fā)動機關鍵技術攻關， 如： a.提高燃氣發(fā)生器性能，解決液-液燃燒穩(wěn)定性問題； b.采用具有深度調節(jié)、 燃燒穩(wěn)定能力的針栓式噴注器，并通過設計一種可變出口節(jié)流面積的噴注器結構來對燃氣發(fā)生器進行匹配； c.火炬電點火方式由于具有適應發(fā)動機多次起動的技術優(yōu)勢， 是未來液氧/甲烷發(fā)動機的主要方向， 但仍需解決點火室壓力、 混合比和冷卻方式等對點火系統(tǒng)可靠性的影響等問題； d.新型復合材料的應用， 如碳纖維復合材料， 采用3D打印技術實現(xiàn)火箭發(fā)動機及助推器等零件的低成本、 快速和批量制造； e.箭上控制系統(tǒng)小型化、 智能化、 分布化發(fā)展， 利用自主檢測系統(tǒng)和發(fā)射控制系統(tǒng)， 對全箭各系統(tǒng)狀態(tài)的自主監(jiān)控、 故障診斷、 故障隔離及恢復等。

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Abstract： LOX/methane propellant can be considered as the optimal choice for the reusable liquid rocket engine due to the less carbon， longterm storage， low cost， nontoxic， and reusability. The advantages and disadvantages as well as the applications of the main propellants are described in this paper. The LOX/methane rocket engine development status and production at home and abroad are introduced， including Raptor （SpaceX）， BE4 （Blue Origin）， PNX1 （Landspace）， and RD0162 （KBKhA）. Finally， the main works are summarized in order to offer reviews and guided tours for the development of the LOX/methane liquid rocket engine in China.

Key words： liquid rocket engine； LOX/methane； research progress； key technology