第一代490 N发动机采用甲基肼/绿色四氧化二氮推进剂组合,发动机主要由推力室和2只推进剂控制阀通过紧固件连接组成。推力室由直流互击式喷注器头部和带大面积比高空喷管的铌铪合金单壁辐射冷却身部组成。推力室身部的内、外表面均制备有“815A”抗高温氧化涂层,面积比154:1,真空比冲305 s。该发动机自1982年5月开始预研,1990年4月通过初样设计评审,1992年6月通过正样设计评审,1994年11月随着国内首颗东方红三号卫星完成首次变轨飞行任务,在轨工作时间6 238 s,填补了当时国内的领域空白。迄今为止正样阶段共生产了6批,发动机已先后有46台次上天飞行,成功率100%。

随着卫星重量的不断增加和使用寿命的不断增长,提高490 N发动机比冲性能需求越来越紧迫。2000年,国内开始预研第二代490 N发动机。重点突破发动机头部喷注器温度控制、燃烧稳定性、铌钨合金材料及其抗高温氧化涂层制备工艺等关键技术,喷管面积比为220:1条件下发动机真空比冲达到315 s。2010年4月通过初样设计评审。2010年9月通过正样设计评审。2012年5月,随着中星2A卫星完成首次变轨飞行任务,在轨工作时间14 431 s,性能提升所节省的推进剂可延长卫星寿命16个月,经济效益显著。迄今为止正样阶段共生产了3批,已成功完成了15台次的变轨飞行任务,成功实现了对第一代490 N发动机的升级换代。

对标国际一流技术水平,开展了第三代490 N发动机的研制。通过“十一五”和“十二五”总装预研项目的研制,进一步改进喷注器方案、采用铼/铱复合材料、二次燃烧装置、提高燃烧室压力、扩大喷管面积比,获得喷管面积比330:1条件下发动机真空比冲323 s以上,并于2015年12月通过25 000 s鉴定级高模试车考核,达到该类型发动机的世界一流水平。由于铼/铱材料的制备工艺难度太大,高模试车过程中也暴露出铼/铱材料的高温强度不足、铱涂层抗冲刷能力不足、高辐射涂层局部鼓包现象等问题,认为目前铼/铱材料的工艺稳定性不足,尚无法满足第三代490 N发动机的工程应用需要。

肼和甲基肼虽属于同一系列的自燃推进剂,但在性能上肼燃料的真空比冲要高于甲基肼燃料。2015年国内开展了采用无水肼/绿色四氧化二氮为推进剂双模式490 N发动机研制。采用当前成熟的铌钨合金材料,技术方案基于第二代490 N发动机的研制经验,通过头部喷注参数优化、发动机头部温度控制及最佳混合比匹配,发动机完成了真空度2 Pa条件的高空模拟热试车,验证了发动机多次真空启动能力,发动机累计稳态点火190次,真空比冲达到323～325 s。双模式490 N发动机所有机械接口均与第二代490 N发动机完全一致,该发动机的快速成功研制,为国内双模式发动机领域“零”的突破,为未来航天发动机应用提供更丰富的选择。

20余年来,伴随着卫星平台技术的快速发展,国内星用轨控发动机研究取得了持续性进展,真空比冲从第一代产品的305 s提升到第二代产品的315～318 s,再提升到第三代产品的323～325 s。表1给出了国内当前卫星平台用490 N发动机的主要性能参数。其中,最高性能的第三代490 N发动机由于铼/铱材料目前尚未达到高可靠、长寿命的工程应用要求,短期内欲满足东五平台要求的33 000 s鉴定寿命工作要求,达到工程型号应用尚存在一定差距。

图1 国内卫星用490 N轨控发动机发展历程
Fig.1 Development history of 490 N orbit control engine for satellite in China

表1 国内490 N发动机技术参数
Tab.1 Technical parameters of domestic 490 N orbit control engine

针对国内当前最先进的东方红五号卫星平台对推进系统的需求,结合当前耐高温材料发展现状,轨控发动机采用750 N推力比较适中,一方面将提高卫星的变轨效率,降低轨道损失,减轻飞控任务; 另一方面可缩短轨控发动机在轨工作时间至15 000 s,鉴定级寿命考核时间22 000 s,进而提高其工作可靠性,同时不会因推力过大产生较大的加速度,对卫星太阳帆板造成冲击破坏。此外,真空比冲作为衡量发动机性能的关键指标,其数值提高代表着发动机实现相同工作目标可减少推进剂的消耗量,从而延长卫星的工作寿命或增加有效载荷的质量。

自2014年初起,国内开展了旨在提高发动机真空比冲性能的双组元750 N轨控发动机预先研究工作,并于2016年得到“十三五”总装预研项目支持,目的在国内当前490 N发动机持续性发展研制的基础上,考虑“东方红五号”卫星平台的国际先进性标配,对标国际先进水平,依托当前成熟的铌合金材料,进一步开展技术攻关,研制高性能750 N轨控发动机并将真空比冲提高到320 s,同时完成长寿命试车验证工作,进一步提高国内在研“东方红五号”卫星平台的总体性能。

图2 750 N轨控发动机应用各类仿真技术
Fig.2 Simulation results of 750 N orbit control engine

750 N轨控发动机研制过程中,在充分继承国内已突破的各项轨控发动机关键技术基础上,利用CFD,NHT,FEA及多学科优化设计技术等仿真手段,和相位多普勒粒子分析仪(PDA)、粒子图像速度场仪(PIV)、红外热像仪、高速相机等试验设备,对发动机内部流动、雾化、传热燃烧过程仿真分析和实验测试,减少了发动机试车数量,缩短了研制周期,有效地提高了发动机研制效率。

图3 750 N轨控发动机应用PDA,PIV,红外热像仪等实验设备
Fig.3 Equipments such as PDA, PIV, IR camera utilized for 750 N orbit control engine

750 N发动机由推力室和2只推进剂控制阀通过紧固件连接组成。推力室由直流互击式喷注器头部和大面积比单壁辐射冷却身部焊接而成。发动机所使用的推进剂控制阀门为大流量自锁式电磁阀技术。

发动机结构见图4,发动机与系统推进剂供应管道采用内锥60°外套M18×1的螺纹连接; 发动机安装法兰与机架的对接尺寸与490 N轨控发动机相同,采用三孔螺栓连接,3个安装孔均布在φ162的节圆上,安装孔孔径3-φ6.5,安装法兰外径φ180,以适应目前卫星机架的对接要求。

表2 750 N发动机技术参数
Tab.2 Technical parameters of 750 N engine