20世纪初,在高密度发射需求牵引下,为降低成本、缩短周期、保留校准试车后的信息,使氢氧发动机由单台组装转向批量组装,某型发动机采用了液体火箭发动机校准试车不分解方案。图3为发动机分解交付和不分解交付流程图。

图3 发动机校准试车后交付流程图
Fig.3 Engine check flow chart after calibration test

为评估发动机校准试车后健康状态,保证交付后产品质量可靠,从发动机性能和振动双角度进行评价。建立了故障模式库,其中装入28种故障模式(见图4)。通过与故障模式进行比对,评价发动机各组合件及整体参数校准试车后健康状态,用于决策发动机再次进行点火工作的可靠性,以及能否交付飞行。

图4 某型发动机故障诊断软件及流程
Fig.4 Fault diagnosis software and process of a certain engine

截至目前已有近50台发动机采取了不分解交付措施后交付,飞行任务完成良好。

对于多次全程工作,液体火箭发动机也获得了较丰富的经验。为试验不分解交付和可靠性验证,采取了地面考核不下台连续试车的方式,俗称一机多试。氢氧发动机、液氧/煤油发动机^[26]均采取了同样的方案,并在实践过程中获得了较丰富的试验后健康状态检测、维修与再试验的基础措施、方法和再试验使用评估标准。如地面试验后、产品交付后、靶场飞行试验前发动机检测项目、内腔洁净度判断指标、故障判断、部分组件更换维修等技术。其中某膨胀循环发动机试验寿命目前达到5 460 s,重复起动16次无异常。

液氧/甲烷发动机^[27-28]是我国乃至国际航天界正在大力发展的方向。甲烷是一种被广泛利用的清洁能源,具有燃烧热值高、资源丰富和环保等优点。与液氧组合作为火箭推进剂时,比冲性能介于液氧/液氢推进剂和液氧/煤油推进剂之间,且其具有较高的密度比冲^[29],利于提高运载器运载能力。液氧甲烷发动机是所有烃类燃料组合中,最不容易结焦和积碳的,为未来能够实现清洁环保、可重复使用的火箭发动机打下了坚实的基础^[30]。从长远角度出发,科学家们已经发现诸如火星、土卫六等星球上存在液体甲烷“海洋”,如果未来做星际航行,甚至可以从目标星球直接汲取液体甲烷做燃料。液氧和甲烷温度相近,可以设计成共底贮箱,降低结构质量和复杂度。

目前国际上对于液氧/甲烷发动机还没有研制成功飞行的先例,但研制历程已达几十年。其中俄罗斯以液氧/煤油发动机RD—0110MD和液氧/液氢发动机KVD—1作为演示样机,开展了甲烷工作研究^[31]。液氧/煤油发动机有70%～80%的组件可以借用^[32]。NASA将RS—18改造为月球着陆器下降级液氧/甲烷发动机,开展了高空模拟试车和推进剂在月球表面的长期贮存模拟试验研究^[33]。

十一五期间,以重复使用亚轨道飞行器为背景,以某氢氧发动机为平台,开展了60 t级燃气发生器循环液氧/甲烷发动机^[34]关键技术研究。该发动机为燃气发生器循环,发动机地面推力60 t,地面比冲285 s。研究期间经过组件级试验、分系统试验以及1台液氧/甲烷发动机原理型样机,完成了4次累计67 s的全系统关键技术集成演示验证试验,实现了液氧/甲烷发动机关键技术的全面突破。探索出以氢氧发动机为平台研究液氧甲烷技术的途径。

此外还基于某膨胀循环发动机,开展了上面级甲烷发动机研制,分别进行了3 t和8 t的深度推力调节膨胀循环甲烷发动机研制^[35-37]。完成了以甲烷火炬电点火试验200多次,与喷注器缩比试验件联试点火28次、10:1深度节流喷注器缩比件试验为代表的各类组件级试验。

三型甲烷发动机均取得了重大进展,尤其是8 t液氧甲烷发动机(见图5)和60 t级甲烷发动机(见图6)研制过程中均采用了氢氧发动机直接换甲烷推进剂方案,证明了各种循环方式的氢氧发动机均可实现与甲烷发动机同料加工、同线生产、同台试验、产品通用,为重复使用运载器提供性能更优、功能更强的发动机奠定基础。

图5 8 t液氧/甲烷发动机系统原理图
Fig.5 8 t LOX/CH4 engine system

图6 60 t液氧/甲烷发动机系统原理图
Fig.6 60 t LOX/CH4 engine system

目前的重复使用除航天飞机的SSME发动机在设计之初就按重复使用的理念进行设计外,其余的均是一次性液体火箭发动机直接移植,在现有的设计基础上增加使用次数。

从当前一次性使用发动机技术水平来看,将其简单“移植”到重复使用飞行器上,其寿命上限最多达到50次。根据重复使用航天器经济模型测算,复飞80次后才能收回成本,因此,提出100次重复使用指标。

以重复使用设计理念为指导开展低温液体火箭发动机设计是减少弯路,实现重复使用的有效方法。针对低温液体发动机寿命薄弱的组件涡轮泵、燃烧室等,从寿命、功能、检测与诊断以及性能方面进行分析、设计。比如涡轮叶片疲劳寿命的提高要从涡轮叶片损伤模式与损伤机理上开展研究后纳入设计规范中^[38]。燃烧装置寿命提高要从热防护上开展设计^[39-40]等。

围绕重复使用运载器的动力需求,开展了60 t级液氧/甲烷发动机重复使用优化设计技术研究,从循环方式、检测可达性、模块化设计^[41]、快速测发能力、维修性、考核方案等方面完善产品重复使用的设计理念,从设计根源上提高发动机重复使用能力。

经过研究和试验,60 t液氧/甲烷发动机在重复使用上获得了如下成果:

1)大热流推力室身部热防护技术通过了30次重复使用热试验。

2)涡轮泵轴承经过低温台架试验,寿命可以达到80次以上。

3)涡轮泵动密封经过台架试验,寿命达到80次以上。

4)燃气阀经过高温试验考核,动作达到1 000次。

5)通过整机试验,验证了液氧/甲烷发动机简单、安全、快捷的地面检测维护处理流程。

一次性发动机只考虑各零部件或分系统相互独立完成功能,以简单的串联方式建立可靠性模型。而重复使用发动机就应依据载荷-强度干涉理论按系统级或系统层的建模方法开展可靠性设计和验证(见图8和图9)。

在工程实践中,叶片强度及寿命分析具有不确定性,随机因素主要是:

1)载荷:气动激励载荷、温度载荷及离心载荷;

2)材料参数:弹性模量、泊松比、导热系数和热膨胀系数等;

3)几何尺寸:加工误差、工作变形使敏感部位的几何尺寸产生变化,而影响疲劳寿命。

图8 一次性使用发动机可靠性模型
Fig.8 Reliability chart of expendable engine

图9 重复使用发动机可靠性模型
Fig.9 Reliability chart of reuable engine

高热流对结构冲刷产生高周疲劳和低周疲劳是热力件失效的主要原因,因此,该指数是影响发动机寿命的关键技术指标。

SSME的主燃烧室、喷管可达到40次、预压泵20余次,而高压涡轮泵仅6次,以叶片损伤为主。高周疲劳和低周疲劳共同造成了叶片疲劳裂纹和损伤,热载荷对涡轮叶片大约贡献20%的应力^[38]。

膨胀循环中涡轮工质为常温气氢或甲烷,涡轮工作环境明显优于其他动力循环。

燃烧室的寿命与高温蠕变、低周疲劳相关,而高温蠕变与所处热力环境相关,因此冷却推进剂的选择和冷却设计是重要环节^[44]。液氢、甲烷、煤油作为冷却剂,结合各自特性设计热防护结构,重点控制燃烧室气壁温度,减少温度应力^[45]。同时辅以气膜冷却是较好的方式^[23,40,48]。

起动次数与寿命指标具有强关联性。为了计入这种冲击载荷对寿命的影响,就应在寿命指标框架下建立载荷作用次数的可靠性分析、评估和设计模型。获得叠加在静载、动载上的冲击次数,获得在强度退化条件下,发动机可靠性或失效率的变化规律。

点火机械冲击:强烈的点火冲击对结构造成的损伤是引起发动机出现故障主要原因,如某试车的推力室头部振动冲击达49 000 m/s²,稳定段的振动仅784 m/s²(见图 10)。这是传统液体火箭发动机点火方式的固有特性,采用调时序、头腔吹除、优化点火混合比等常规技术,不能从根本上避免对结构的冲击。

图 10 发动机点火压力冲击曲线
Fig.10 Pressure impact curve on engine ignition

大热流冲击:T90为毫秒级或秒级的加速起动性要求使传统冷却技术(再生冷却、幅射冷却、液膜冷却等)难以确保热结构能经受上百次大流量、高热流的冲击。热起动瞬态过程的极大热应力使涡轮材料的低周疲劳寿命也大为降低,会导致涡轮产生裂纹。

自身箱压起动:虽然箱压起动技术涉及到一次任务剖面多次起动能力,与重复使用次数无直接关联,但是实现渐进式起动可降低传统外能源起动方式产生的冲击载荷(见图 11)。

图 11 发动机自身起动推力曲线
Fig.11 Thrust curve during engine self-start

推进剂种类及其组合决定发动机的自洁净性。新一代采用无毒无污无腐蚀低温推进剂是重复使用发动机基础。燃烧产物结焦降低重复使用性。

自蒸发能力:发动机腔内推进剂能否在常温常压下蒸发如初,从根本上决定了发动机复飞前处理的快捷简易性。具有双组元低温特性的液氧/液氢或液氧/甲烷组合的自蒸发能力要优于液氧煤油。

结焦性:氢氧发动机不存在结焦,因此,其重复使用性最佳。烷类燃料中的碳原子使液氧/甲烷和液氧/煤油发动机存在结焦问题^[47]。其燃烧产物凝结在喷嘴或面板上,对燃烧性能产生累积影响。作为冷却剂,经高温加热,积碳沉积在夹套内壁使推力室身部传热能力下降,进而也影响燃烧性能^[48]。甲烷结焦温度高,约1 200 K,适用于重复使用推力室^[49]。富燃方案燃气发生器结焦少,但随氧含量的增加,结焦亦增加^[50-51]。

从单台60 t液氧/甲烷发动机累计13次试车情况来看(见图 12),甲烷的自洁净性较好,经产品复温吹除,少量结焦自行脱落。另外,各次试车夹套流阻和温升稳定。

图 12 液氧/甲烷发动机第12次试后喷嘴出口结焦情况
Fig.12 Injector element status after the 12th test of LOX/CH4

可检测性是对发动机工作前状态的检查与测试。一次使用发动机的外场检测目的是确认产品质量,而重复使用发动机的可检测性是对发动机健康状态实施评价,应包含直测式参数门槛、黑匣子飞行数据处理判据、关键件探伤孔设置及气密性检漏等技术,提高发动机复飞可检测性。校准试车不分解交付的实施,提高了一次使用发动机的测试可达性,而重复使用发动机复飞前,不可能返厂进行热点火测试,因此,需要重复使用飞行器的动力系统在发射台上具备低工况点火热测试。

维修性^[52]包含了发动机保养(含返厂大修)、维护可操作性及总体优化布局、模块化装配设计等技术。维修性好也会极大地降低发动机成本。

1)构建寿命型技术体系及量化指标;

2)形成组件级寿命型设计方法和验证方法;

3)以组件级寿命指标为离散型输入变量,形成发动机寿命概率分布,包括组件强度分布、载荷谱、强度退化曲线、可靠性与载荷作用变化关系。

1)头腔雾化积存机理及点火能量优化;

2)点火方式优化与改进;

3)低压微量喷注及燃烧转级;

4)箱压载荷谱及箱压起动。

面对高低温条件下,百量级循环载荷谱作用,突显出传统材料属性的不确定性,主要有弹性模量、密度、泊松比、屈服强度等。

目前的认识是:材料的不均匀导致材料属性的不确定性,使其弹性模量和泊松比对结构的强度应力分布产生了影响,进而影响疲劳寿命。为此,需要以百量级循环载荷为输入,开展对现有材料仿真研究,对材料冶炼成形和均化处理提出相关要求。

1)流体集成IVF技术^[53-54]可利用低温推进剂的蒸发特性增强箭上供电持续能力;

2)电机技术的发展,为发动机无级调节提供新的应用前景。

目前,状态监控与故障诊断技术^[55]的工程应用水平,仅限于多参数联判的地面试车紧急关机。该技术的成熟应用是研制重复使用发动机的先决条件。与其他运输工具的发动机相比,液体火箭发动机的应用水平差距很大。无论是传统的一次性使用,还是将来的重复使用发动机,该技术的应用研究应高度重视,加大投入。

1)研制在线记录器(黑匣子)及离线信号处理;

2)开展发动机系统和组件半实物(故障)仿真;

3)建立故障库,包括实发故障案例的采集和仿真案例的录入。

总之,真正意义的可重复使用航天发动机的研制,还需要突破一些关键技术。应借助传统一次性宇航运输体系,在不影响飞行成功率的前提下,采用搭载方式开展关键技术的工程验证,渐进式完成从一次性向重复使用发动机的蜕变。国内以某型发动机为平台突破了60 t级液氧/甲烷重复使用发动机部分关键技术、SpaceX的一级或助推回收复飞,都是这种思想的工程实践。