针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索

1针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索岳春国李进贤冯喜平唐金兰（西北工业大学燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，陕西西安710072）摘要：随着人类探索太空活动的逐年增加，发展变推力推进技术的重要性愈发明显。本文综述了针栓式变推力液体火箭发动机国内外的发展现状与趋势，分解了发展针栓式变推力液体火箭发动机的关键技术，最后提出适合我国国情的变推力液体火箭发动机技术的发展设想。关键词：变推力火箭发动机；针拴式喷注器；现状；建议TheResearchonTechnologyActualityandDevelopmentofPintleInjectorVariableThrustRocketEngineYueChun-guo，LiJin-xian，FengXi-ping，TangJin-lan(Nationallaboratoryofcombustion，flowandthermo-structure,NorthwesternPolytechnicalUniversity.,Xi.’an,710072China)Abstract:Thesignificanceofdevelopingvariablethrustpropulsivetechnologybecomesmoreandmoreobviouswiththeyearafteryearincreaseofexploringouterspaceactivity.Inthepaper,technologyactualityanddevelopmenttrendofpintleinjectorvariablethrustrocketengineathomeandoverseasaresummarized.Keytechnologiesofdevelopingvariablethrustrocketengineareanalyzed.Developmentadvicesofdevelopingvariablethrustrocketenginethatareadaptedtothesituationofourcountryarebroughtforward.KeyWords:Variablethrustrocketengine;Pintleinjector;Actuality;Advice1、前言液体火箭发动机是航天运输系统及空间飞行器推进与操纵控制的主要动力装置。随着人类认知领域的逐步拓展，探索太空的活动越来越多，对火箭发动机的要求也越来越高。研究现代火箭技术的先驱之一R.H.Goddard，早在20世纪初就提出了火箭发动机推力控制的必要性。具有推力控制能力的变推力液体火箭发动机在航天运输及空间机动飞行的许多情况下都具有技术上的优越性[1]。变推力液体火箭发动机技术是当今液体火箭推进技术的重要发展领域。航天运输系统的动力装置采用变推力发动机，可以实现最佳推力控制，从而使运载能力达到最大；载人航天的主动段飞行使用变推力发动机进行推进，可以严格控制宇航员的过载，确保宇航员的飞行安全；对于空间飞行器的交会对接与轨道机动，变推力发动机可以提高操纵控制的灵活性。如果导弹系统采用变推力发动机进行推进，则可以改善导弹飞行轨道的机动性，从而提高导弹武器的突防能力。在诸如月球等无大气天体表面的软着陆及机动飞行中，变推力发动机是目前唯一可用的动力装置。由于火箭发动机是高密度的能量释放器，对其推力进行设计和控制时需要解决诸多技术上的难题，因此变推力液体火箭发动机的研究与发展具有不同于普通常推力液体火箭发动机的独特的技术问题。变推力液体火箭发动机设计中，喷注器的设计尤为重要。针栓式喷注器与用在双组元液体火箭发动机上的典型的撞击式或同轴式喷嘴比较，具有独特的几何特性和喷注特性。针栓式喷注器能够产生很高的燃烧效率（96～99%），并具有如下工作特性：很强的调节能力、面关机特性、成本低、可靠性高以及操作安全等。因此，国内外关于变推力发动机研究主要集中于使用针栓式喷注器的变推力发动机。2、国外发展历史、现状与趋势美国TRW公司在过去的40多年中，已研制出60多种不同的针栓式喷注器[2]。针栓式喷2注器在火箭中的应用可追溯到1957年，美国加利福尼亚理工学院喷射推进实验室为了分析火箭推进剂的特性所做的试验，试验简单但设备一流。这项工作在ArtGrant的监督下由GerryElverum负责进行，后来的理论分析和工程技术问题由Dr.PeteStaudhammer和JackRupe完成。由于针栓式喷注器能够获得高性能，以及不同工况下固有的燃烧稳定性，很快便应用于变推力发动机。1961年12月，第一个针栓式喷注器用在MIRA500火箭发动机上，推力变化为111.2N～2224N。1962年5月再次被用于MIRA5000发动机，推力变化为1112N～22240N。1963年美国还研制了MIRA150A，推力变化为133.5N～667N。最著名的是1963年7月，美国TRW公司负责研制的登月舱下降发动机（LMDE）。最大推力为44.52kN（推进剂为四氧化二氮+混肼50），且具有10:1的推力调节能力。LMDE采用针阀机械定位喷注器与可变截面的汽蚀文氏管阀一起使用，保证在调节范围内进行等混合比的流量控制。LMDE被成功的用在阿波罗9号到17号的载人飞行系统。在研究LMDE的同时,TRW公司还发展了低推力的针栓式发动机，包括1966年开发的URSA（UniversalRocketforSpaceApplications）系列。这类发动机采用可贮存推进剂N2O4/A-50或N2O4/MMH，产生111.6kN或890N的固定推力，选择烧蚀或者辐射冷却的燃烧室。这些发动机能够在35Hz的脉冲下工作，设计稳定点火寿命超过10,000秒（辐射冷却燃烧室）。计划应用这些发动机的还有：Gemini、Apollo、Dyna-Soar、载人空间试验站、多用途双组元推进系统等。图1美国登月舱下降发动机Fig.1LunarmoduledescentengineofAmerican一种结构更为简单、从LMDE演化而来的发动机被用在Delta2914和3914飞行器的第二级上（1974～1988）。这种44kN固定推力的烧蚀冷却发动机称作TR201，拥有100%的飞行成功率（包括69次非秘密飞行）。此发动机和登月舱下降发动机十分相似，但使用了简化的头部/阀组件，这些组件不具备可调能力。登月舱发动机的原理及其技术基础还被应用于NASA/TRW轨道机动飞行器（OMV）计划的变推力可调发动机的研制工作。为了适应航天发展和商业竞争的需要，美国从80年代开始，对针栓式喷注器进行了一系列的改进。传感器、控制和导弹技术的发展表明对杀伤性导弹武器进行拦截已经变成可能。但是，这样的导弹需要姿态控制和后期的“转向”，这就要求火箭具有快速响应、脉冲工作的能力和对推力进行线性调节的能力。1981年美国研制了一种用于“哨兵”计划的俯仰偏航发动机—“弗莱威特”变推力发动机，该发动机具有高压、可调和快速响应的特性。这种发动机是登月舱下降发动机和TRW公司的战术武器系统可调发动机的直接改型，推力变比达到19:1，能够以稳定状态和脉冲方式两种模式工作，且在推力变化过程中发动机响应的脉冲宽度低于8ms。工作室压15.16MPa时，发动机尺寸和重量比较小（＜5.9kg）。就整个工作范围来说，在额定推力时3燃烧效率达到98%，在额定推力的10%时燃烧效率是94%，即使在19:1这样的调节点，测得的效率值也有71%。该发动机和其他发动机相比有以下特点：a.实现喷注器面关机；b.在行程调节为14:1的范围内，推进剂流量与针阀行程呈线性；c.快速动作的阀作动器带有“硬的”或“软的”阀座；d.针栓式喷注器能控制喷注速度；e.推力伸缩范围大、推进剂适用的种类多，而且不会产生燃烧不稳定，无需增加声腔和隔板等拟制措施。“弗莱威特”采用高压流量定位针栓式喷注器，用一个快速动作的伺服阀和一个专用的阀作动器能得到极快速的响应特性。为了适应射流干涉作用的某些要求，在发动机设计中还采用了若干独特的方案，包括一个能使排气流转折120º、长宽比为5:1的缝隙式短喷管，一个低成本的烧蚀衬里和喷管[2]。一个比较简单的、实现喷注器面关机的针栓式发动机（KEW），被设计用于空军早期的战略防御动力能源武器计划，并进行过地面试车。这种发动机的喷管能使气流转折90º，推进剂采用N2O4/MMH、工作室压为11.71MPa时，可以获得1334N的真空推力、脉冲响应能力为12ms。为了用于ERIS（ExoatmosphericReentry-vehicleInterceptorSubsystem大气层外再入飞行器拦截器子系统），TRW公司和洛克希德导弹空间公司签定协议决定对面关机喷注器进行改良，以提供杀伤性武器推进子系统。面关机喷注器还被成功应用于凝胶推进剂发动机。凝胶推进剂有着花生酱一样的浓度。为了增加液体燃料（典型的是MMH）的能量密度，典型的凝胶推进剂使用铝粉或者碳粉，使氧化剂和燃料在温度和流动状况下有很好的匹配。凝胶推进剂有着接近固体推进剂的能量密度以及液体推进剂的可控性，具有更好的贮存性、维护性和使用性。与固体和液体推进剂不同，凝胶推进剂对灵敏度不高的军需品有着广泛的适用性。80年代中期到90年代初，另一个设计上的挑战是使火箭发动机小型化。作为空军反弹道导弹计划的一部分，TRW公司研制成功一种推力只有22N、N2O4/肼为推进剂、使用针栓式喷注器的推进器。这种辐射冷却的发动机在1993年8月试车成功，而其质量只有135g，喷管扩张比为150:1，比冲大于3000m/s。在此期间，还有一个设计上的改进是使用低温氢作为针栓式喷注器的燃料。以前采用液氧或者液态氟氧作为氧化剂，用接近常温的推进剂如甲烷、乙烷、丙烷、RP-1、或肼作为燃料。TRW公司通过与道格拉斯和NASA格伦研究中心合作，证明针栓式喷注器可以使用沸点为28K的液氢作为燃料直接喷射，简化高性能助推器发动机的设计。1991年底和1992年初，一个推力为71.2kN的LOX/LH2试验发动机设计成功，这种发动机总共进行了67次热试车，证明具有很高的燃烧性能，平均燃烧效率达到97%[2]。由于针栓式喷注器被证明有惊人的灵活性和大范围变工况的适应性。近十年来，针栓式喷注器的应用更加广泛。在空间推进领域，1996年TRW公司成功完成了先进的LAE（liquidapogeeengines）的设计和鉴定，这种发动机推力为472N，额定比冲为3157.7m/s，用N2H4/N2O4作为推进剂。1999年8月完成NASAChandra航天器的终级入轨发动机TR308LAEs，该发动机可在双模式下工作。下一代LAE发动机的设计，TR312将采用铼材料的燃烧室，同时使用N2O4/MMH的推进剂组合能够产生3187m/s的比冲，使用N2O4/肼推进剂组合能够产生3236m/s的比冲。使用LOX/RP-1作为推进剂，推力为57.8kN、178kN的试验发动机试车也获得成功[6]。统计表明飞行器成本的40%在于火箭发动机，为了减少发射航天器的费用、增强商业发射的竞争。近年来，TRW公司又研制了一系列LCPE（LowCostPintleEngine），如：71.2kN、111.2kN、178kN、1112kN、2891kN发动机,使用的推进剂都是LOX/LH2。其中178kNLOX/LH24发动机燃烧室的压力可以在1.93MPa到2.62MPa之间变化，没有燃烧不稳定现象。2891kN推力的TCA（ThrustChamberAssembly）被证明有很好的性能，燃烧室设计压力为4.82MPa，燃烧效率达到96%并且没有燃烧不稳定现象[2]。近年来环保要求越来越高，TRW公司开始使用无毒或者低毒推进剂代替传统的有毒推进剂。最近，为了确定影响燃烧效率的特征参数，Purdue大学开始研制一种推力为667N的针栓式喷注器发动机，推进剂采用火箭级过氧化氢和无毒自燃易混燃料。通过对不同的针阀长