譚永華，李 平，杜飛平*

(1. 航天推進(jìn)技術(shù)研究院，西安 710100； 2. 西安航天動(dòng)力研究所，西安 710100)

1 引言

近年來，隨著航天運(yùn)輸領(lǐng)域的快速發(fā)展，世界各航天大國逐步開展了航天運(yùn)輸系統(tǒng)的升級換代，并推動(dòng)運(yùn)輸系統(tǒng)向重復(fù)使用方向發(fā)展[1-2]。20世紀(jì)60年代以來，以美國為代表的世界航天強(qiáng)國開展了重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的研究與探索，取得了階段性的成果。特別是2013年以來，美國SpaceX和藍(lán)源公司分別實(shí)現(xiàn)了獵鷹9[3]和新謝波德[4]的垂直起降回收和重復(fù)使用，初步驗(yàn)證了子級重復(fù)使用技術(shù)，掀起了重復(fù)使用技術(shù)的研究熱潮。俄羅斯[5]、歐洲[6]、日本[7]等也開展了相關(guān)的研究。為實(shí)現(xiàn)自由進(jìn)出空間、高效利用空間的目標(biāo)，我國提出了天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的發(fā)展戰(zhàn)略，其中先進(jìn)重復(fù)使用動(dòng)力技術(shù)是實(shí)現(xiàn)運(yùn)輸系統(tǒng)重復(fù)使用的核心之一[8]。

2 國外重復(fù)使用動(dòng)力研發(fā)現(xiàn)狀

重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)可分為多種類型。按重復(fù)使用程度分為部分重復(fù)使用和完全重復(fù)使用，按入軌級數(shù)分為單級入軌(SSTO)和兩級入軌(TSTO)，按起降模式分為垂直起降、水平起降和垂直起飛/水平降落，按外形分為帶翼構(gòu)型(翼身融合體、升力體、乘波體)和火箭構(gòu)型等。若按動(dòng)力形式劃分，重復(fù)使用動(dòng)力可分為火箭動(dòng)力和組合循環(huán)動(dòng)力。對于現(xiàn)階段重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)而言，火箭動(dòng)力技術(shù)成熟度高，經(jīng)適應(yīng)性改進(jìn)后，已經(jīng)在國外應(yīng)用于重復(fù)使用運(yùn)載器[9]。

組合循環(huán)動(dòng)力是以液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)等基本動(dòng)力形式為基礎(chǔ)，由兩種或兩種以上動(dòng)力組合而成。如火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(RBCC)、渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(TBCC)、空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(ATR)以及復(fù)合預(yù)冷組合發(fā)動(dòng)機(jī)(SABRE)等。組合循環(huán)動(dòng)力可綜合不同推進(jìn)方式的優(yōu)點(diǎn)，具有比沖高、工作范圍寬以及一體化集成設(shè)計(jì)等特點(diǎn)[10]，可為飛行器在更廣空域內(nèi)飛行提供更優(yōu)的動(dòng)力性能，因此逐漸成為研究的重點(diǎn)方向，但由于技術(shù)成熟度低，需突破的關(guān)鍵技術(shù)多，近期難以工程實(shí)現(xiàn)，可作為遠(yuǎn)期前景規(guī)劃動(dòng)力。

2.1 重復(fù)使用火箭動(dòng)力發(fā)展

2.1.1 美國

美國在重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)方面，開展研究時(shí)間最早，投入的經(jīng)費(fèi)最多，而且具有良好的持續(xù)性，取得了豐碩的研究成果，代表了世界重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的先進(jìn)水平[11]，其發(fā)展階段可總結(jié)如圖1所示。

圖1 美國重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的發(fā)展階段Fig.1 The development stages of reusable space transportation system in the United States

20世紀(jì)60～70年代是重復(fù)使用運(yùn)載器探索階段，概念得以提出[12]，還提出了飛往近地軌道、可重復(fù)使用的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的設(shè)想[13]，實(shí)施X-15[14]、X-20[15]等飛行試驗(yàn)計(jì)劃以及水星[16]、雙子星[17]、阿波羅[18]等載人飛船，為航天飛機(jī)的研制積累了經(jīng)驗(yàn)。

20世紀(jì)70～80年代是航天飛機(jī)的研制與應(yīng)用階段。美國從20世紀(jì)60年代末開始進(jìn)行航天飛機(jī)的方案論證，1972年正式批準(zhǔn)立項(xiàng)[19]。1981年4月12日，哥倫比亞號航天飛機(jī)首飛成功，實(shí)現(xiàn)了運(yùn)載器的部分重復(fù)使用，拉開了重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的應(yīng)用序幕[20]。航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)是世界上第一款實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用工程應(yīng)用的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其單臺飛行次數(shù)最多8次[21]。發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)物和性能參數(shù)分別如圖2和表1所示。

圖2 航天飛機(jī)及其主發(fā)動(dòng)機(jī)[21]Fig.2 Space Shuttle and its main engine[21]

Table1Performanceparametersofspaceshuttlemainengine[22]

性能參數(shù)SSME推進(jìn)劑液氧/液氫循環(huán)方式富燃補(bǔ)燃真空推力/kN2090真空比沖/s452.5推力室室壓/MPa20.5推力調(diào)節(jié)范圍50%～109%設(shè)計(jì)重復(fù)使用次數(shù)55

航天飛機(jī)計(jì)劃通過高頻率發(fā)射和提高可重復(fù)使用次數(shù)來降低發(fā)射費(fèi)用，但由于航天飛機(jī)存在技術(shù)方案不盡合理、重復(fù)使用能力遠(yuǎn)低于預(yù)期的55次、維護(hù)成本和周期居高不下(5億美元)、安全性和可靠性存在風(fēng)險(xiǎn)等問題，最終于2011年退役[23]，但其主發(fā)動(dòng)機(jī)在美國重型運(yùn)載火箭SLS上得到重新應(yīng)用。

20世紀(jì)80～90年代是單級入軌運(yùn)載器的興起與隨后的沉寂階段。在航天飛機(jī)技術(shù)成功的鼓舞下，美國提出了更加先進(jìn)的基于吸氣式火箭組合動(dòng)力的水平起降空天飛機(jī)發(fā)展計(jì)劃，如國家空天飛機(jī)計(jì)劃(NASP/X-30)[24]?？仗祜w機(jī)屬于單級入軌完全重復(fù)使用運(yùn)載器，技術(shù)難度遠(yuǎn)超當(dāng)時(shí)的技術(shù)水平，尤其是超燃發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)遲遲得不到突破，這些計(jì)劃無法如期實(shí)現(xiàn)，而且投資龐大，最終于90年代下馬。

在火箭動(dòng)力方面，麥道公司設(shè)計(jì)的三角快帆試驗(yàn)機(jī)(DC-X)是世界上第1個(gè)以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力、垂直起降的完全重復(fù)使用運(yùn)載器(圖3)，采用了4臺膨脹循環(huán)液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)RL10 A-5(海平面推力60 kN，調(diào)節(jié)范圍30%～100%，可重復(fù)使用20次)[22]。在麥道公司進(jìn)行的12次DC-X以及改進(jìn)型DC-XA的飛行試驗(yàn)中，單級火箭系統(tǒng)垂直起降、快速飛回和地面簡化保障技術(shù)得到了驗(yàn)證[25]。

圖3 DC-X運(yùn)載器及其RL10 A-5液氫液氧發(fā)動(dòng)機(jī)[25]Fig.3 DC-X launch vehicle and its RL10 A-5 liquid oxygen and hydrogen engine[25]

洛克希德·馬丁公司設(shè)計(jì)的X-33完全重復(fù)使用運(yùn)載器是垂直起飛、水平降落的升力體方案，即冒險(xiǎn)星(Venture Star)方案的試驗(yàn)機(jī)[26]，采用RS-2200液氧液氫氣動(dòng)塞式噴管發(fā)動(dòng)機(jī)(圖4)，共進(jìn)行了73次全尺寸試車，累計(jì)試車時(shí)間達(dá)到4000 s[27]。2001年，由于輕質(zhì)量液氫貯箱等關(guān)鍵技術(shù)無法突破，X-33計(jì)劃取消，RS-2200發(fā)動(dòng)機(jī)研制隨之停止。

圖4 X-33運(yùn)載器及其RS-2200液氫液氧發(fā)動(dòng)機(jī)[26-27]Fig.4 X-33 launch vehicle and its RS-2200 liquid oxygen/hydrogen engine[26-27]

20世紀(jì)90年代以后，由于單級入軌方案涉及大量的先進(jìn)技術(shù)，技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)高，資金投入多，實(shí)施非常困難，美國因此提出了重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的驗(yàn)證項(xiàng)目，主要是基于火箭動(dòng)力發(fā)展助推級和軌道級部分重復(fù)使用的兩級入軌飛行器，如X-37B、RBS、XS-1等[28]。同時(shí)美國私營公司也加入該研究領(lǐng)域，探索性地開展了技術(shù)研究，并取得了突出成果。

太空探索技術(shù)公司(SpaceX)以Merlin 1系列發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，繼DC-X[25]、K-1[29]之后再次提出火箭外形的重復(fù)使用運(yùn)載器方案，成功實(shí)現(xiàn)獵鷹9火箭多次陸地垂直起降以及海上平臺回收(圖5)，成為世界上第一個(gè)回收火箭并再利用的商業(yè)航天公司[30]，成功證明了火箭外形的箭體也能實(shí)現(xiàn)完整回收。與帶翼構(gòu)型/水平著陸相比，火箭構(gòu)型/垂直起降充分繼承了現(xiàn)有一次性火箭的技術(shù)基礎(chǔ)，無需新研復(fù)雜外形的翼舵等機(jī)構(gòu)，也無需增加復(fù)雜的防熱結(jié)構(gòu)，著陸時(shí)不需要幾千米長的跑道，因此火箭及其發(fā)動(dòng)機(jī)的研制成本較低，具有廣闊的商業(yè)應(yīng)用前景[31]。

圖5 獵鷹9火箭及其Merlin 1D液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)[31]Fig.5 Falcon 9 launch vehicle and its Merlin 1D liquid oxygen/kerosene engine[31]

為滿足后續(xù)行星際重復(fù)使用運(yùn)輸系統(tǒng)ITS的要求，SpaceX公司正在研制Raptor液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)，采用全流量補(bǔ)燃循環(huán)方式，海平面推力1700 kN，海平面比沖330 s，目前已完成縮比推力發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)熱試車(圖6)[32]。Merlin 1D液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)和Raptor液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)如表2所示。

圖6 重復(fù)使用運(yùn)輸系統(tǒng)ITS及其Raptor液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)[32]Fig.6 Reusable transportation system ITS and its Raptor liquid oxygen/methane engine[32]

Table2PerformanceparametersofMerlin-1DandRaptorEngine[31-32]

性能參數(shù)Merlin-1DRaptor推進(jìn)劑液氧/煤油液氧/甲烷循環(huán)方式發(fā)生器全流量補(bǔ)燃海平面推力/kN8451700海平面比沖/s288.5330推力室室壓/MPa10.825推力調(diào)節(jié)范圍40%～100%20%～100%起動(dòng)次數(shù)3≥10

藍(lán)源公司(Blue Origin)于2010年開始研制的BE-3液氫液氧發(fā)動(dòng)機(jī)，首次完成了亞軌道垂直起降火箭助推級的安全著陸與定點(diǎn)回收(圖7)[4]。2014年，藍(lán)源公司開始研制BE-4液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)，采用富氧補(bǔ)燃循環(huán)方式，海平面推力為2446.5 kN，海平面比沖為307 s，已完成整機(jī)熱試車。為有利于重復(fù)使用，BE-4發(fā)動(dòng)機(jī)并沒有選擇很高的燃燒室壓力，僅為13.4 MPa，主要是為了改善組件工作環(huán)境，延長發(fā)動(dòng)機(jī)的工作壽命[32]。

圖7 New Shepard及其BE-3液氫液氧發(fā)動(dòng)機(jī)[4]Fig.7 New Shepard and its BE-3 liquid oxygen/hydrogen engine[4]

BE-4液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)擬用于火神(Vulcan)和新格倫(New Glenn)火箭。火神火箭將采用敏感模塊自主返回技術(shù)(Sensible Modular Autonomous Return Technology，SMART)實(shí)現(xiàn)一子級發(fā)動(dòng)機(jī)回收及重復(fù)使用，即在一、二級分離后，火箭一子級發(fā)動(dòng)機(jī)將脫離一子級，并在充氣式熱防護(hù)罩的保護(hù)下再入大氣層，然后依靠降落傘減速，最終由直升機(jī)在空中回收，如圖8所示[33]。

最近，又有商業(yè)航天公司提出了重復(fù)使用火箭動(dòng)力的創(chuàng)新方案，如火箭實(shí)驗(yàn)室(Rocket Lab)自主研發(fā)盧瑟福(Rutherford)發(fā)動(dòng)機(jī)，利用高能蓄電池和電機(jī)驅(qū)動(dòng)泵對推進(jìn)劑進(jìn)行增壓，發(fā)動(dòng)機(jī)主要部件采用3D打印技術(shù)，成功實(shí)現(xiàn)了電子火箭(Electron Rocket)的飛行[34]，如圖9所示。

圖8 火神火箭一子級回收及其BE-4液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)[33]Fig.8 One -stage recovery of Vulcan rocket and its BE-4 liquid oxygen/methane engine[33]

圖9 盧瑟福發(fā)動(dòng)機(jī)及其電子火箭[34]Fig.9 Rutherford engine and its Electron rocket[34]

2.1.2 蘇聯(lián)/俄羅斯

蘇聯(lián)的暴風(fēng)雪號航天飛機(jī)是典型早期重復(fù)使用運(yùn)載器，其助推火箭——能源運(yùn)載火箭可進(jìn)行分段回收。暴風(fēng)雪號航天飛機(jī)、能源號運(yùn)載火箭的助推級RD-170液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)以及芯級RD-0120液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)如圖10所示，其性能參數(shù)如表3所示[22]。RD-170發(fā)動(dòng)機(jī)按重復(fù)使用設(shè)計(jì)，其組件使用壽命不小于50次，發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用次數(shù)為10次，單臺發(fā)動(dòng)機(jī)地面重復(fù)試車達(dá)到了19次[35]。RD-0120發(fā)動(dòng)機(jī)的最大特點(diǎn)是采用了同軸渦輪泵，雖然達(dá)不到最佳功率特性，但是易于實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)可靠起動(dòng)、穩(wěn)定燃燒，同時(shí)具有較高的可靠性，累計(jì)試車時(shí)間達(dá)163 000 s[36]。俄羅斯在單級入軌可重復(fù)使用運(yùn)載器研究中，還聯(lián)合航空噴氣公司(Aerojet)與NASA馬歇爾飛行中心，以RD-0120發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)進(jìn)行了雙組元與三組元發(fā)動(dòng)機(jī)方案論證，并進(jìn)行了三組元發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)驗(yàn)證[37]。

繼暴風(fēng)雪號航天飛機(jī)之后，俄羅斯對未來天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)提出了多種方案，如使用RD-191液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的貝加爾號(Baikal)助推器[38]，垂直起飛、水平降落，設(shè)計(jì)重復(fù)使用25次，如圖11所示；200 t級的RD-0162液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)擬用于多用途空天系統(tǒng)(MRKS)等重復(fù)使用運(yùn)載器[39]。

圖10 暴風(fēng)雪號航天飛機(jī)、RD-170以及RD-0120發(fā)動(dòng)機(jī)[35-36]Fig.10 Buran Space Shuttle, RD-170 and RD-0120 engine[35-36]

Table3PerformanceparametersofRD-170andRD-0120Engine[22]

性能參數(shù)RD-170RD-0120推進(jìn)劑液氧/煤油液氧/液氫循環(huán)方式富氧補(bǔ)燃富燃補(bǔ)燃真空推力/kN79041863真空比沖/s337455推力室室壓/MPa24.520.6推力調(diào)節(jié)范圍40%～100%25%～106%重復(fù)使用次數(shù)1010

圖11 貝加爾號助推器及其RD-191液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)[38]Fig.11 Baikal booster and its RD-191 liquid oxygen/ kerosene engine[38]

由于多方面原因，俄羅斯的重復(fù)使用火箭動(dòng)力目前尚未實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。

2.1.3 歐洲&日本

20世紀(jì)90年代，為降低發(fā)射成本，歐空局考慮用液體助推級取代阿里安5火箭的固體助推級，因此和俄羅斯聯(lián)合開展了VOLGA液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)研究，采用補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng)，設(shè)計(jì)重復(fù)使用50次，海平面推力2000 kN，海平面比沖310 s，作為未來可重復(fù)使用運(yùn)載火箭一級動(dòng)力，21世紀(jì)后處于停滯狀態(tài)[32]。

2015年以來，空客賽峰運(yùn)載器公司和法國空間研究中心開展了普羅米修斯(Prometheus)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研制計(jì)劃[32]，如圖12所示。2016年底，歐空局將其列為未來運(yùn)載器籌備計(jì)劃(FLPP)的重要組成部分，為其提供資金支持。該發(fā)動(dòng)機(jī)將大量采用包括3D打印技術(shù)在內(nèi)的新技術(shù)和新工藝[40]。

圖12 歐洲普羅米修斯液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研制計(jì)劃[32]Fig.12 Development plan of European Prometheus liquid oxygen/ methane engine[32]

歐洲也有商業(yè)航天公司提出了重復(fù)使用火箭動(dòng)力的創(chuàng)新方案，如零至無窮大(zero2infinity)公司利用氣球?qū)⑿⌒突鸺八{(lán)星”(Bloostar)提升至25 km高度，成功實(shí)現(xiàn)海上回收，采用擠壓式液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)，3D打印制造，如圖13所示[41]。

圖13 Bloostar火箭及其擠壓式液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)[41]Fig.13 Bloostar rocket and its pressure-fed liquid oxygen/ methane engine[41]

20世紀(jì)90年代以來，日本提出了以LE-7 A液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)為核心技術(shù)的可重復(fù)使用運(yùn)載器(HOPE)計(jì)劃，對LE-7 A發(fā)動(dòng)機(jī)熱循環(huán)、渦輪泵振動(dòng)技術(shù)等方面進(jìn)行了大量的改進(jìn)，但目前仍處于研究階段[42]。

2.2 重復(fù)使用組合循環(huán)動(dòng)力

20世紀(jì)80年代，基于航天飛機(jī)的成功研制經(jīng)驗(yàn)，以及吸氣式動(dòng)力的進(jìn)展，各國掀起了基于組合循環(huán)動(dòng)力的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)研究高潮。美國提出國家空天飛機(jī)(NASP)計(jì)劃及X-30單級入軌飛行器；德國提出桑格爾(Sanger)兩級入軌運(yùn)載器，其中一、二子級分別采用TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)和液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[43]。90年代初，由于技術(shù)水平無法支撐完全重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的研制，各國組合動(dòng)力天地往返系統(tǒng)的研究計(jì)劃相繼終止，但其研究成果為后續(xù)的關(guān)鍵技術(shù)突破奠定了良好的基礎(chǔ)。

近年來在組合循環(huán)動(dòng)力方面，預(yù)冷組合循環(huán)動(dòng)力被廣泛進(jìn)行研究，它在傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)前增設(shè)預(yù)冷裝置，預(yù)先冷卻壓氣機(jī)進(jìn)口空氣，從而提高進(jìn)氣密度以增大進(jìn)氣質(zhì)量流量，進(jìn)而增大推力，提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能，有效拓寬發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍，是未來寬速域、大空域天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的理想動(dòng)力方案之一[44]。

預(yù)冷組合循環(huán)動(dòng)力具有很大的發(fā)展優(yōu)勢和技術(shù)潛力。英國基于液化空氣循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(LACE)的研究基礎(chǔ)(圖14)，提出了一種吸氣式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)RB545，用于HOTOL單級入軌空天飛機(jī)[45]。RB545發(fā)動(dòng)機(jī)繼承了LACE對來流空氣預(yù)冷的設(shè)計(jì)思想，但放棄了對空氣的液化，這樣不僅回避了LACE發(fā)動(dòng)機(jī)的諸如兩相熱交換、液態(tài)空氣處理等技術(shù)難題，而且在比沖性能上具有更大的優(yōu)勢。

近年來，各航天大國繼續(xù)研制了一系列帶預(yù)冷裝置的組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng)。例如日本研制的吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)(ATREX)發(fā)動(dòng)機(jī)，如圖15所示，利用液氫將來流溫度最低降至160 K，可作為高超聲速飛行器或兩級入軌可往返式空天飛機(jī)的一級動(dòng)力，能使飛行器從海平面靜止?fàn)顟B(tài)推到30 km高空、Ma6的狀態(tài)[46]。

美國MSE技術(shù)應(yīng)用公司提出了射流預(yù)冷卻TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方案(MIPCC-TBCC)，傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)前部加裝液體噴射裝置，通過在進(jìn)氣道內(nèi)噴射冷卻介質(zhì)(多為液體，如水、液氧、氮氧化物或混合物)，有效降低壓氣機(jī)進(jìn)口空氣溫度，如圖16所示[47]。當(dāng)高空高速飛行時(shí)，由于壓氣機(jī)進(jìn)口水的注入及空氣中氧含量的降低，為防止發(fā)動(dòng)機(jī)熄火，通常需在壓氣機(jī)后注入氧化劑。

圖15 ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)的總體方案[46]Fig.15 The overall scheme of ATREX engine[46]

圖16 MIPCC發(fā)動(dòng)機(jī)噴流冷卻示意圖[47]Fig.16 The jet cooling drawing of MIPCC engine[47]

英國在HOTOL空天飛機(jī)計(jì)劃終止后，在其基礎(chǔ)上，開展了佩刀(Synergetic Air-Breathing Rocket engine，SABRE)復(fù)合預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)及云霄塔(SKYLON)單級入軌飛行器研究，如圖17所示[33]。

圖17 英國云霄塔單級入軌飛行器構(gòu)型[33]Fig.17 The structures of British SKYLON single-stage orbiting vehicle[33]

SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)是通過使用液氫燃料來冷卻閉式循環(huán)預(yù)冷器中的氦，從而快速降低入口處的空氣溫度；然后將吸入的空氣用于燃燒，類似于常規(guī)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)，一旦氦離開預(yù)冷器，其就被預(yù)燃燒器中的產(chǎn)物進(jìn)一步加熱，可以為驅(qū)動(dòng)渦輪機(jī)和液氫泵提供足夠的能量[48]。發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)組成如圖18所示。

圖18 佩刀發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)組成[48]Fig.18 The structure composition of SABRE engine[48]

SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)包含渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)兩個(gè)工作模態(tài)。低空低速飛行時(shí)，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)工作，沿飛行軌跡發(fā)動(dòng)機(jī)推力逐漸達(dá)到最大；在25 km高空、Ma5時(shí)，開始模態(tài)轉(zhuǎn)換，一旦脫離大氣層，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)將單獨(dú)工作。SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)具有低費(fèi)用、高可靠、完全重復(fù)使用等特點(diǎn)[44]。目前英國反應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)公司已對該發(fā)動(dòng)機(jī)推力、空氣流量、壓氣機(jī)增壓比、預(yù)冷器工作范圍等進(jìn)行了優(yōu)化，方案迭代到SABRE4階段，提高了工程可實(shí)現(xiàn)性[49]。

3 重復(fù)使用動(dòng)力的關(guān)鍵技術(shù)

重復(fù)使用動(dòng)力的技術(shù)主要涉及發(fā)動(dòng)機(jī)推力深度調(diào)節(jié)與多次起動(dòng)技術(shù)、寬速域大空域組合循環(huán)動(dòng)力技術(shù)、新概念推進(jìn)與新型推進(jìn)劑技術(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理與壽命評估技術(shù)、重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方法與準(zhǔn)則研究、發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)材料和智能制造技術(shù)以及重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)技術(shù)共7個(gè)具體技術(shù)領(lǐng)域。

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)推力深度調(diào)節(jié)與多次起動(dòng)技術(shù)

根據(jù)運(yùn)載能力和返回方式，發(fā)動(dòng)機(jī)需進(jìn)行推力深度調(diào)節(jié)和多次起動(dòng)，實(shí)現(xiàn)著陸飛行控制以及減速獲得較優(yōu)的再入返回?zé)岘h(huán)境。發(fā)動(dòng)機(jī)大范圍變推力需要通過多個(gè)調(diào)節(jié)元件來實(shí)現(xiàn)，調(diào)節(jié)控制規(guī)律復(fù)雜, 同時(shí)噴注器、渦輪泵等關(guān)鍵組件也要具備低工況條件下可靠工作的能力，均需開展大量研究、試驗(yàn)工作。因此，為突破發(fā)動(dòng)機(jī)大范圍推力調(diào)節(jié)方案和多次起動(dòng)技術(shù)研究，應(yīng)建立非線性大范圍推力調(diào)節(jié)模型，開展點(diǎn)火方案、起動(dòng)關(guān)機(jī)時(shí)序和特性參數(shù)等對比研究，獲得推力室和渦輪泵等核心組件的適應(yīng)性，掌握發(fā)動(dòng)機(jī)深度推力調(diào)節(jié)規(guī)律，實(shí)現(xiàn)起動(dòng)、關(guān)機(jī)過程的品質(zhì)優(yōu)化。以我國目前的1200 kN液氧煤油高壓補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)為例，現(xiàn)階段實(shí)現(xiàn)單機(jī)推力調(diào)節(jié)能力達(dá)50%～100%，確保發(fā)動(dòng)機(jī)至少4次可靠起動(dòng)的目標(biāo)。通過以上途徑建立的發(fā)動(dòng)機(jī)深度變推力和多次起動(dòng)系統(tǒng)如圖19所示[50]。

圖19 深度節(jié)流及多次起動(dòng)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)組成[50]Fig.19 The system composition of deep throttle and multi-start liquid oxygen/ kerosene engine[50]

3.2 寬速域大空域組合循環(huán)動(dòng)力技術(shù)

當(dāng)飛行器達(dá)到Ma5時(shí)，進(jìn)氣滯止溫度可達(dá)950℃，此時(shí)進(jìn)氣量將急劇減小，同時(shí)壓縮空氣所做的功也將急劇增大，對發(fā)動(dòng)機(jī)性能造成較大的影響。而通過在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道加裝預(yù)冷換熱器/射流預(yù)冷裝置可以降低進(jìn)氣溫度，并在增大進(jìn)氣量的同時(shí)減小渦輪壓氣機(jī)的壓縮功，對于擴(kuò)展飛行器飛行包線以及提高發(fā)動(dòng)機(jī)推重比有重要的意義。

預(yù)冷組合循環(huán)動(dòng)力是寬速域大空域組合循環(huán)動(dòng)力的理想方案之一，關(guān)鍵組成部分是預(yù)冷熱交換系統(tǒng)，主要涉及空氣、液氫、氦氣三路循環(huán)，具有調(diào)節(jié)平衡參數(shù)多，熱力學(xué)變化過程復(fù)雜的特點(diǎn)；采用第三流體循環(huán)技術(shù)，降低了方案難度，但氦氣分子量小、定壓比熱大、聲速大，因此流動(dòng)換熱和壓縮膨脹過程控制難度高；需突破高效預(yù)冷換熱與工藝技術(shù)，將1240 K來流空氣冷卻到400 K左右，冷熱端溫差大、換熱功率高、預(yù)冷器結(jié)構(gòu)工藝復(fù)雜。

預(yù)冷組合循環(huán)動(dòng)力的氦循環(huán)系統(tǒng)和熱力循環(huán)過程分別如圖20和21所示[51]。

圖20 預(yù)冷組合循環(huán)動(dòng)力的氦循環(huán)系統(tǒng)示意圖[51]Fig.20 The schematic diagram of helium cycle system with pre-cooling combined cycle power[51]

圖21 預(yù)冷組合循環(huán)動(dòng)力的氦循環(huán)系統(tǒng)熱力循環(huán)過程[51]Fig.21 The thermal cycle process of helium cycle system with pre-cooling combined cycle power[51]

圖22 新型爆震燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)的原理與試車照片F(xiàn)ig.22 The principle and test picture of new detonation combustion engine

3.3 新概念推進(jìn)與新型推進(jìn)劑技術(shù)

隨著人類探索空間的活動(dòng)規(guī)模不斷擴(kuò)大，對重復(fù)使用運(yùn)載器的飛行時(shí)間、載荷能力的要求不斷提高，先進(jìn)的新概念推進(jìn)與新型推進(jìn)劑技術(shù)一直是研究與探索的目標(biāo)。目前發(fā)展的新概念推進(jìn)主要有新型爆震燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)(圖22)、電動(dòng)泵推進(jìn)以及核熱發(fā)動(dòng)機(jī)等；新型推進(jìn)劑主要有高能推進(jìn)劑、煤基煤油、致密化液氫以及乙炔氨等，能顯著提高發(fā)動(dòng)機(jī)比沖等性能，滿足多次高可靠重復(fù)使用的要求。

3.4 發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理與壽命評估技術(shù)

根據(jù)統(tǒng)計(jì)，動(dòng)力系統(tǒng)占航天發(fā)射故障率的51%，是制約運(yùn)載器可靠性的瓶頸。因此，應(yīng)開展發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)監(jiān)控技術(shù)研究，辨識影響發(fā)動(dòng)機(jī)壽命的主要影響因素，實(shí)時(shí)監(jiān)控發(fā)動(dòng)機(jī)及各組件的狀態(tài)，確保工作可靠；進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用維護(hù)技術(shù)研究，采用智能化檢測方法，制定發(fā)動(dòng)機(jī)全壽命周期維護(hù)流程，確定發(fā)動(dòng)機(jī)小修、中修以及大修的方案，綜合評估發(fā)動(dòng)機(jī)的健康狀態(tài)；開展發(fā)動(dòng)機(jī)智能減損控制技術(shù)研究，探索減損控制規(guī)律，減少關(guān)鍵零部組件的損傷增量，延長發(fā)動(dòng)機(jī)工作壽命。

3.5 重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方法與準(zhǔn)則

與一次性發(fā)動(dòng)機(jī)相比，重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)在性能、可靠性、安全性、維修性、成本、使用次數(shù)和壽命等有更高的要求。因此重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方法與準(zhǔn)則研究，是突破可重復(fù)使用推進(jìn)技術(shù)的關(guān)鍵。針對發(fā)動(dòng)機(jī)失效模式和機(jī)理，建立發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用全壽命周期模型和壽命預(yù)估模型形成重復(fù)使用設(shè)計(jì)方法，以及開展重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)的指標(biāo)體系研究，形成發(fā)動(dòng)機(jī)及核心組件的重復(fù)使用設(shè)計(jì)準(zhǔn)則和設(shè)計(jì)流程。

3.6 發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)材料和智能制造技術(shù)

隨著高密度發(fā)射常態(tài)化和重復(fù)使用動(dòng)力的發(fā)展，傳統(tǒng)的材料應(yīng)用和制造方式逐漸無法適應(yīng)新的需求，急需推動(dòng)先進(jìn)材料在發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用和開展發(fā)動(dòng)機(jī)智能制造技術(shù)研究，革新研制模式。應(yīng)積極引入碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料、耐高溫抗氧化抗沖刷熱防護(hù)材料等，減輕發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，提高工作可靠性；應(yīng)用增材制造、智能裝配等先進(jìn)技術(shù)，提高復(fù)雜精密構(gòu)件的設(shè)計(jì)、制造水平。如發(fā)動(dòng)機(jī)噴注器采用增材制造技術(shù)，則無需進(jìn)行噴嘴和噴注器盤之間異種金屬材料的擴(kuò)散釬焊連接，可以大幅減少中間工序和零部組件的數(shù)量，實(shí)現(xiàn)噴注器整體結(jié)構(gòu)的一次成型，顯著降低生產(chǎn)成本和加工復(fù)雜度，提高發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性。

3.7 重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)技術(shù)

對于重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)，大氣再入減速時(shí)噴管尾焰反流嚴(yán)重，會(huì)對部件表面產(chǎn)生氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱作用，使部件產(chǎn)生結(jié)構(gòu)應(yīng)力、熱應(yīng)力，這些都會(huì)改變結(jié)構(gòu)原有的應(yīng)力分布，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的重復(fù)使用次數(shù)。應(yīng)開展再入返回過程的發(fā)動(dòng)機(jī)熱環(huán)境仿真研究，對敏感組件進(jìn)行熱環(huán)境試驗(yàn)，進(jìn)行氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱效應(yīng)測量，確定熱影響薄弱環(huán)節(jié)，制定發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)方案。開展低密度防熱復(fù)合材料的研究工作，如密度低于2 g/cm3的填料增強(qiáng)酚醛樹脂、環(huán)氧樹脂或有機(jī)硅彈性體等具有燒蝕防熱功能的復(fù)合材料。

獵鷹9火箭一級回收時(shí)的熱環(huán)境和某型發(fā)動(dòng)機(jī)飛行熱環(huán)境仿真結(jié)果分別如圖23和24所示。

圖23 獵鷹9火箭一級回收的熱環(huán)境[9]Fig.23 The thermal environment of Falcon 9 rocket primary recovery[9]

圖24 某型發(fā)動(dòng)機(jī)飛行熱環(huán)境仿真結(jié)果Fig.24 The simulation results of thermal environment for a certain type of engine

4 中國重復(fù)使用動(dòng)力技術(shù)發(fā)展

4.1 研究現(xiàn)狀

21世紀(jì)初，我國開始進(jìn)行重復(fù)使用動(dòng)力基礎(chǔ)技術(shù)研究，如長壽命熱力組件研究、渦輪泵減振技術(shù)研究、重復(fù)使用自動(dòng)器適應(yīng)性研究以及狀態(tài)監(jiān)測和評估技術(shù)研究等，取得了較大的突破，為后續(xù)可重復(fù)使用動(dòng)力的工程研制奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

在運(yùn)載火箭動(dòng)力方面，目前，1200 kN高壓補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)已完成連續(xù)5次試車、單機(jī)累計(jì)試車時(shí)間超過10倍額定工作時(shí)間，發(fā)動(dòng)機(jī)具有重復(fù)使用的潛力，如圖25所示。

為進(jìn)一步提高重復(fù)使用運(yùn)載器的性能，我國提升了現(xiàn)役兩型液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)(1200k N高壓補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)和180 kN高空起動(dòng)補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī))的性能，開展了1250 kN泵后擺液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)和二級狀態(tài)、以及180 kN多次起動(dòng)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作。

1250 kN泵后擺液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)及其二級狀態(tài)是中國首型大推力高壓補(bǔ)燃循環(huán)泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)(圖26)，以1200 kN液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，進(jìn)行了推力提升、泵后搖擺、大面積比噴管、低入口壓力起動(dòng)、綜合性能與可靠性提高等改進(jìn)。只用了不到兩年的時(shí)間，就已成功進(jìn)行了500 s長程熱試車。

圖25 1200 kN高壓補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.25 1200 kN high pressure staged combustion LOX/kerosene rocket engine

圖26 1250 kN泵后擺液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)及其二級狀態(tài)Fig.26 The 1250 kN Post Pump Swing LOX/kerosene Engine and its Second-stage State engine

180 kN多次起動(dòng)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)以現(xiàn)有180 kN液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，改進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)、點(diǎn)火等系統(tǒng)，具備多次起動(dòng)能力，對火箭提高運(yùn)載能力、拓寬發(fā)射任務(wù)具有重要的意義。

4.2 未來發(fā)展規(guī)劃

我國的重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)動(dòng)力技術(shù)發(fā)展戰(zhàn)略可分為近期——基于液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的重復(fù)使用驗(yàn)證、中長期——基于新研動(dòng)力的重復(fù)使用以及遠(yuǎn)期——基于組合循環(huán)動(dòng)力的重復(fù)使用技術(shù)三個(gè)階段。

4.2.1 近期——基于液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的重復(fù)使用驗(yàn)證

在以液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的近期重復(fù)使用驗(yàn)證方面，基于1200 kN和180k N液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的成熟平臺，突破推力深度調(diào)節(jié)與多次起動(dòng)、健康管理與壽命評估等關(guān)鍵技術(shù)，支撐以新一代運(yùn)載火箭為基礎(chǔ)的重復(fù)使用運(yùn)載器飛行演示，實(shí)現(xiàn)落區(qū)可控、降低發(fā)射成本、推動(dòng)重復(fù)使用技術(shù)發(fā)展的目標(biāo)。

4.2.2 中長期——基于新研動(dòng)力的重復(fù)使用

根據(jù)我國重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的發(fā)展戰(zhàn)略，2030年完成火箭動(dòng)力的兩級入軌天地往返飛行器飛行試驗(yàn)，形成重復(fù)進(jìn)出空間能力?？裳兄?000 kN全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧烴類發(fā)動(dòng)機(jī)(圖27)，作為我國2030年的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)主動(dòng)力。

圖27 2000 kN全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧烴類發(fā)動(dòng)機(jī)及其系統(tǒng)組成方案Fig.27 The 2000 kN LOX/ methane full staged combustion cycle engine and its system composition

為滿足重復(fù)使用動(dòng)力的要求，該發(fā)動(dòng)機(jī)采用全流量補(bǔ)燃循環(huán)，推力室為氣—?dú)馊紵蠓秶児r燃燒穩(wěn)定性好；自帶健康管理系統(tǒng)，具備故障診斷和智能減損功能；采用全自身增壓方案，氧貯箱和燃料貯箱增壓介質(zhì)由發(fā)動(dòng)機(jī)提供；發(fā)動(dòng)機(jī)性能高，海平面比沖330 s，推力調(diào)節(jié)范圍30%～100%，重復(fù)使用50次以上。

4.2.3 遠(yuǎn)期——基于組合循環(huán)動(dòng)力的重復(fù)使用技術(shù)

根據(jù)中國天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的要求，開展重復(fù)使用組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)攻關(guān)、演示飛行，以兩級入軌運(yùn)載器為目標(biāo)，2040年前實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。

我國已提出了預(yù)冷組合發(fā)動(dòng)機(jī)的新型方案——PATR發(fā)動(dòng)機(jī)[52]，如圖28所示。PATR發(fā)動(dòng)機(jī)主要由可調(diào)進(jìn)氣道、氦/空氣預(yù)冷器、空氣壓氣機(jī)、氦壓氣機(jī)、氫/氦換熱器、氦空氣渦輪、氦/氫渦輪、液氫泵、氫/氦渦輪、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室、沖壓燃燒室及相應(yīng)的燃油控制系統(tǒng)等主要組件組成。發(fā)動(dòng)機(jī)地面推力為500 kN，平均比沖不小于3500 s，工作高度在0～30 km以內(nèi)。

圖28 預(yù)冷組合動(dòng)力新型方案PATR發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)組成[52]Fig.28 The system composition of PATR engine with new pre-cooling combined power[52]

目前，針對該方案，已開展了氦循環(huán)系統(tǒng)特性研究，研制了圓形預(yù)冷器、氫氦換熱器、氦氣燃?xì)鈸Q熱器、氦氣渦輪機(jī)的試驗(yàn)件，并進(jìn)行了空氣預(yù)冷器流阻試驗(yàn)及換熱試驗(yàn)。

5 結(jié)束語

1)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具備重復(fù)使用工程應(yīng)用的能力，現(xiàn)階段重復(fù)使用運(yùn)載器應(yīng)以火箭動(dòng)力為主；組合循環(huán)動(dòng)力具有很好的發(fā)展?jié)摿?，可?yīng)用于遠(yuǎn)期重復(fù)使用運(yùn)載器。

2)選用密度比沖大、成本低、無毒環(huán)保液氧烴類發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)運(yùn)載器一級和助推級的回收再利用是最佳運(yùn)輸效益的理想選擇。

3)持續(xù)深入地開展新概念動(dòng)力的基礎(chǔ)研究，拓展新型推進(jìn)劑的應(yīng)用范圍，推動(dòng)特種新材料的開發(fā)及應(yīng)用研究，突破先進(jìn)高效的發(fā)動(dòng)機(jī)制造工藝，更好地支撐重復(fù)使用動(dòng)力技術(shù)的發(fā)展。