重复使用运载技术研究起源于20世纪中期,经历了暴风雪号、航天飞机的快速发展,但均未真正达到低成本、快响应的重复使用目标,直到近几年,猎鹰9实现了运载火箭一子级重复使用技术在商业航天发射领域的广泛应用,再次掀起了航天运载器重复使用的研发热潮。重复使用运载技术研究主要经历了4个发展阶段^[1],发展历程如图2所示。

图2 重复使用运载技术的主要发展阶段
Fig.2 The main development stages of reusable launch vehicle technology

第一个阶段(1950—1970年),提出重复使用运载技术概念并突破关键技术。20世纪50—70年代,提出基于近地轨道的重复使用运载系统设想,并实施了以X-15^[12]、X-20^[13]为代表的飞行演示试验,初步验证了可重复使用关键技术。

第二个阶段(1970—1980年),航天飞机研制与飞行应用。美国在1972年启动航天飞机研制^[14-15],2011年退役前共研制6架航天飞机,执行135次发射任务。图3为航天飞机主动力发动机(SSME),是第一型真正意义上实现多次重复使用的液体火箭发动机,单台SSME发动机最多飞行8次^[16]。之后由于SSME发动机重复使用维护工作复杂,平均2～3次飞行需更换涡轮泵,未实现低成本的目标,致使航天飞机在2011年最终退役^[17]。

图3 航天飞机及SSME发动机
Fig.3 Space shuttle and SSME engine

第三个阶段(1980—2000年),提出单级入轨运载技术。该时期对重复使用运载技术的研究主要分为两个方向:①采用吸气式动力的空天飞机,以美国国家空天飞机(NASP/X-30)^[18]和吸气式高超音速试验飞行器(Hyper-X)为代表; ②采用火箭发动机为动力的运载器,以三角快帆(DC-X)^[19]和冒险星(X-33)^[20-21]为代表。图4为DC-X运载器和RL10A-5发动机机^[22]。之后,由于单级入轨方案迟迟无法突破超燃发动机、轻质贮箱等关键技术,研制计划被迫取消。

图4 DC-X运载器及RL10A-5发动机
Fig.4 DC-X launch vehicle and RL10A-5 liquid oxygen and hydrogen engine

第四个阶段(2000年至今),研制基于火箭动力的两级入轨重复使用运载器。两级入轨重复使用运载器的研制主要分为垂直起飞/水平返回式和垂直起降式两大方向(见图5)。技术对比如表1所示。水平返回的带翼重复使用运载器具备优异的高超声速飞行能力和快速响应能力,可发展成为具有战略威慑性的军用空间飞机,提出了基于火箭动力发展助推级和轨道级部分重复使用的两级入轨飞行器(ARES、RBS、X-37B等^[23])和基于吸气式推进技术发展的高超音速巡航飞行器(X-51A等)。火箭垂直起降式方案结构设计简单,技术难度相对较小,受到国内外航天企业广泛参与,相继提出了基于垂直起降技术的重复使用运载器方案^[24-25],典型的垂直起降重复使用火箭动力有猎鹰9火箭的梅林(Merlin-1D)液氧/煤油发动机^[26-27]、超重-星舰火箭的猛禽(Raptor)液氧/甲烷发动机^[28-29]和新格伦火箭的BE-4液氧/甲烷发动机^[30]。

图5 典型的回收方案
Fig.5 Typical recovery scheme

表1 火箭动力回收方案对比分析
Tab.1 Comparative analysis of rocket power recovery scheme

分析重复使用运载技术的发展历程,有如下趋势。

1)单级入轨技术跨度较大,对动力性能要求较高,短期内较难实现; 垂直起降和垂直起飞/水平返回是当前主流方向,其中基于火箭外形的垂直起降技术继承性相对较好,通过拓展发动机相关功能,研制难度相对较小,且具备回收复用低成本属性,受到国内外航天企业,特别是商业航天公司的青睐。

2)垂直起降重复使用火箭可选用液氧/煤油发动机和液氧/甲烷发动机^[10,31],持续进行现役发动机功能改进和性能提升,拓展用于重复使用火箭应用场景,实现火箭一子级垂直起降是重复使用商业发展趋势。

垂直起降重复使用运载火箭成为当今航天发射重要组成部分^[32],美国最具代表性的太空探索公司提出了猎鹰9和“超重-星舰”垂直起降重复使用运载火箭,其中猎鹰9火箭3.66 m箭径安装9台梅林液氧/煤油发动机^[25,33](见图6),超重助推器9 m箭径安装33台猛禽液氧/甲烷发动机^[34-35](见图7),星舰飞船(Starship)安装6台猛禽发动机,其中3台为真空版猛禽发动机,3台为海平面版猛禽发动机。

蓝色起源提出了新格伦运载火箭^[36],一子级按重复使用25次设计,8.5 m一级尾舱内安装7台BE-4液氧/甲烷发动机(见图8)。

图6 猎鹰9及梅林液氧/煤油发动机
Fig.6 Falcon 9 launch vehicle and Merlin 1D liquid oxygen/kerosene engine

图7 超重-星舰及猛禽液氧/甲烷发动机
Fig.7 Super Heavy-Starship and Raptor liquid oxygen/methane engine

中国航天科技集团有限公司提出长征十号甲运载火箭,一子级按重复使用10次设计,5 m箭径安装7台130 tf可重复使用液氧/煤油发动机^[37]; 面向商业航天发射需求,研制了YF-102R重复使用开式循环液氧/煤油发动机[见图9(a)],定位于中小型商业运载火箭主动力^[38]。

图8 新格伦及BE-4液氧/甲烷发动机
Fig.8 New Glenn and BE-4 liquid oxygen/methane engine

图9 我国重复使用发动机
Fig.9 Reusable liquid rocket engines in China

国内商业航天公司相继提出了基于垂直起降技术的重复使用运载火箭,开展了重复使用液氧/煤油和液氧/甲烷发动机研制,见表2～表3。其中蓝箭提出了朱雀三号运载火箭,一子级按重复使用20次设计,4.5 m箭径安装9台TQ-12B液氧/甲烷发动机; 星际荣耀提出了双曲线三号运载火箭,一子级按重复使用20次设计,4.2 m箭径安装9台JD-2液氧/甲烷发动机; 天兵科技提出了天龙三号运载火箭,一子级按重复使用10次设计,3.8 m箭径安装7台TH-12液氧/煤油发动机[见图9(b)]; 深蓝航天提出了星云一号,4.5 m箭径安装9台雷霆-R1液氧/煤油发动机。星河动力提出了智神星一号系列运载火箭,其中3.35 m箭径安装7台CQ-50液氧/煤油发动机,3.8 m箭径安装7台CQ-80液氧/煤油发动机。东方空间提出了引力二号运载火箭,4.2 m箭径安装9台原力-85液氧/煤油发动机[见图9(c)]。

近年来,我国商业航天公司开展了垂直起降回收验证试验(见图 10)。2021年8月—2022年5月期间,深蓝航天开展不同高度的星云-M垂直起降验证飞行; 2022年8月,星河动力开展火鸟一号垂直起降回收验证飞行; 2023年11月,星际荣耀开展双曲线二号SQX-2Y垂直起降验证飞行; 2024年1月,蓝箭开展朱雀三号VTVL-1垂直起降回收验证飞行,计划2024年开展10 km级VTVL-2垂直起降回收验证飞行。

图 10 我国商业航天公司垂直起降回收验证试验
Fig.10 VTVL recovery tests of Chinese commercial aerospace companies

表2 重复使用液氧/煤油发动机
Tab.2 Reusable liquid oxygen/kerosene engines

表3 重复使用液氧/甲烷发动机
Tab.3 Reusable liquid oxygen/methane engines

垂直起降重复使用火箭可选择“返回原场”和“不返回原场”两种回收方式,运载能力损失分别约55%和30%^[39],为减小运载能力损失一般选择“不返回原场”回收方式,猎鹰9火箭一般采用海上驳船实现回收,相较于一次性使用火箭,垂直起降重复使用火箭任务剖面分为上升段、返回着陆段及回收处理段,典型任务剖面如表4所示。

1)上升段:点火起飞至载荷入轨,此段时间内为火箭主动工作段,上升段过程中栅格舵为收拢状态。

2)返回着陆段:一二级分离后,一子级进入无动力滑行段,随后开始返回,期间经历了滑行调姿、动力减速、气动减速、着陆4个阶段^[38]。在滑行调姿段,舵系统展开,辅助动力系统工作,进行姿态调整以满足再入前姿态要求; 在动力减速段,发动机点火减速制动,以降低进入稠密大气后的热流、过载等; 在气动减速段,采用舵系统及箭体产生的气动力进行减速,同时舵系统可用于姿态控制和制导控制; 在着陆段,发动机点火制动并进行调姿、落点控制等,满足最终着陆点的位置、速度等实现一子级着陆。

3)回收处理段:回收后,通过海上运输和陆上运输回维护厂房,对动力系统、箭体结构、电气等系统进行检测和维修,完成检修维护后具备再次飞行的条件。

表4 典型回收任务剖面
Tab.4 Typical recovery task profile

综合任务剖面特点,采用气动减速和动力减速组合实现一子级垂直起降、回收复用火箭发动机需要具备重复使用、多次启动、大范围推力调节、故障诊断及健康监控、短时快速处理、高空低入口压力启动、不离箭检修维护等功能^[40],具体说明如下。

1)发动机具备摇摆功能且结构径向包络紧凑,实现有限箭体直径内多机布局,以中心式环绕布局方案为宜(如5、7、9台发动机),多机并联可以降低发动机推力调节范围要求,着陆阶段中心发动机点火工作便于着陆过程控制。

2)发动机需要具备重复使用能力,推进剂主流方案为液氧/煤油与液氧/甲烷^[24],从成本、对运载能力影响、推力室冷却、燃气积碳、使用维护等方面对比分析,两种推进剂组合无明显差异,均适应于重复使用运载火箭的助推级和一子级^[6]。

3)发动机具有故障诊断及健康管理能力,便于实现火箭上升段动力重构及回收后检修维护。

4)发动机具备多次启动功能,至少具备二次启动能力,实现动力减速; 同时具备大范围推力调节能力,实现上升段动力冗余、返回段着陆减速控制。

5)发动机具备短时快速处理、高空低入口压力启动和宽范围入口条件适应能力,以保证再次启动可靠。

6)发动机具备不离箭检修维护,以实现回收产品快速复用及经济性。

对于垂直起降重复使用火箭,为减小箭体再入段力热载荷和着陆减速控制,发动机需在宽范围入口压力条件下完成多次启动,主要研究内容如下。

1)多次启动点火方案研究。由于液氧/煤油、液氧/甲烷组合均为非自燃推进剂,推力室和发生器均需要设置用于二次或多次启动的专用点火装置^[7],实现多次点火的主要方案包括化学点火、火炬点火、火药点火、等离子体点火等,液氧/煤油发动机通常采用成熟可靠的化学点火方式,根据启动次数需求选择并联点火器或采用点火剂贮箱供应模块方案,液氧/甲烷发动机通常采用火炬点火方式; 启动方式主要有冷气(如氦气)或火药强迫启动和基于火箭箱压的自身起动等。

2)宽范围入口压力启动动态过程控制技术研究。需要研究高抗气蚀性能的诱导轮技术、高空低入口压力启动技术、着陆段气流滞止产生动压及高入口压力启动技术。

3)启动间隔期处理及预冷技术。为保证发动机二次点火可靠,需要研究涡轮泵热返侵抑制技术、间隔期短时内腔残余推进剂快速处理技术等。

垂直起降重复使用火箭要求发动机具备推力大范围调节能力,回收过程需要进行动力减速,着陆阶段箭体质量较轻,要求发动机具备深度变推能力^[11,41],为精确控制着陆过程,对发动机推力调节速度和推力调节延迟时间等方面提出更高要求; 采用多机并联的回收火箭具备任务在线规划和动力重构,故障发动机关机隔离后要求其余发动机提高工况工作。主要研究内容如下。

1)研究发动机大范围推力快速、精准调节技术,确定合理的发动机系统调节方案^[42],推力室、涡轮泵等核心组件方案,如热力组件喷注器和冷却结构^[43],研究基于发动机工作参数的高精度自反馈调节技术。

2)由于发动机推力大范围调节时,系统和组件大范围偏离额定点参数运行,导致系统稳定性、组件适应性等问题突出^[10],开展大范围变工况稳定性控制技术研究^[44],研究供应系统-热力组件稳定性控制、调节元件及单向阀的自激振荡、热力组件低工况稳定燃烧与可靠冷却、涡轮泵大范围轴向力平衡与转子稳定性控制等。

重复使用火箭一般采用多机并联布局,为提升发射可靠性,火箭依靠自身重量或专用牵制释放机构固定箭体,期间对发动机初级工况进行故障诊断(约65%～75%工况)^[11]; 为提升火箭飞行可靠性,飞行过程需要监测发动机工作状态,必要时实施关机进行故障隔离^[45],猎鹰9火箭曾多次检出发动机故障并实施动力重构,挽救了飞行任务^[46]; 回收发动机状态需要进行健康诊断,用于指导检修维护工作。研究发动机故障诊断与健康管理技术在重复使用发动机应用中作用越来越显著,为有效指导发动机测试、运行工作及使用维护阶段提供支撑,主要研究内容如下。

1)基于发动机缓、速变数据多源参数融合的健康管理技术,研究各类故障模式及控制策略,实现涡轮泵转子、轴承、热力组件等早期故障识别。

2)研究先进测试诊断技术,一方面需要提高传统传感器可靠性与准确性,另一方面需发展先进特种测试诊断技术,如原位无损检测、光学诊断,全面获取发动机工作信息^[10]。

3)研究重复使用发动机专用的健康管理系统,用于飞行阶段在线诊断或回收后状态判断,基于发动机工作过程测量数据,融合离线故障诊断及产品检测结果,综合判断发动机健康状态,在发动机试车、飞行后快速进行健康评估。

重复使用火箭用于商业航天发射需要重视全寿命周期费用,随着重复使用次数增加,其回收费用、状态检测和维修维护费用急剧增加,占火箭费用的主要部分^[47]。状态检测与维修维护技术在重复使用发动机中的重要性越发凸显^[48],发动机随箭回收后,需要对发动机状态进行快速评估,制定合理的维修维护方案,主要研究内容如下。

1)飞行数据自动化快速分析,对发动机状态进行快速评估。

2)研制专用简化处理设备,对内腔气体成分进行快速检测和关键结构件的原位无损检测。

3)发动机维修维护技术,制定离箭和不离箭维修维护方案,针对不离箭维修需要开展箭体约束条件下人机工程仿真和维修可达性研究。

4)发动机不离箭内腔快速简化处理技术,优化减少发动机重复使用检查和维护项目,缩短重复使用处理周期,以实现回收产品快速复用,提升全箭的经济性和市场竞争力。

相比于一次性使用发动机,重复使用发动机需要经历再入返回任务剖面,将面临更加复杂的力热环境,主要研究内容如下。

1)发动机热环境仿真预示及热防护方案研究,研究发动机再入返回任务剖面力热环境条件,设计合理的防热结构连接装置和热防护涂层^[49]。

2)发动机环境适应性研究,海上回收方案,发动机随箭返回需要经历海运环境,研究典型结构防潮湿、防盐雾方案和低温推进剂发动机自然回温等。

发动机工作过程振动环境恶劣、破坏性强,其中推力室、涡轮泵及发生器为发动机的主要振源^[50],某型号发动机多次出现因振动问题导致焊缝开裂、管路泄漏、卡箍断裂等故障,约占发动机总故障率的30%以上,且90%属于疲劳损伤。重复使用发动机涡轮转子、叶片、推力室内壁等存在高低周疲劳复合和疲劳蠕变耦合效应^[36],某型发动机经历长时间工作、多次启动后出现涡轮转子裂纹、推力室内壁疲劳裂纹等。主要研究内容如下。

1)涡轮泵振动控制技术,包括变螺距诱导轮设计,主要减振机理为消除诱导轮入口旋转空化,减小涡轮泵转子轴端跳动量,圆管式扩压器设计,降低叶轮尾流对壳体冲击,减小泵壳体振动,转子动力学特性优化研究,如提高轴系预紧力、改进密封及支承结构等措施; 小管路振动控制措施及研究,如避免多源振动环境,合理设置卡箍、阻尼装置,管路系统模态控制等。

2)摩擦磨损控制技术,重复使用发动机工作时间和启停次数增加,旋转及密封组件磨损严重,开展摩擦副动环表面镀层研究,降低摩擦系数,提升密封重复使用性能等。

3)热应力控制技术,包括燃烧组件的强化换热技术研究、金属隔热镀层研究、热-固耦合及热疲劳研究。

一次使用发动机高静载基础上叠加强振动导致的高周疲劳破坏是最主要的疲劳失效模式^[3]。重复使用发动机服役周期内承受复杂的载荷条件,包括多次启动、关机与变工况过程引起的瞬态热冲击、机械冲击等低循环大载荷作用,返回过程复杂的、条件更加苛刻的力热载荷环境将引起低周疲劳及高低周复合疲劳损伤,对于热端部件还将产生热疲劳损伤、蠕变损伤及疲劳-蠕变耦合损伤等^[51-53]。主要研究内容如下。

1)发动机全寿命周期载荷环境研究,包括全工况范围(启动、主级工况调节、关机)、全寿命周期(上升、返回)关键组件和关键部位载荷谱识别。

2)疲劳可靠性评估方法研究,开展发动机典型材料和结构的疲劳性能研究,完善材料基础性能数据库,建立完备重复使用发动机疲劳寿命和可靠性评估流程^[54]及规范体系。

3)发动机重复使用寿命验证试验技术,通过整机试车进行重复使用定寿风险大、成本高、周期长,亟需开展模拟件、缩尺件、部组件及至整机的多层级梯次寿命试验验证技术研究,包括开展关键件结构材料疲劳性能试验研究,力热耦合作用下推力室热机械疲劳缩尺件试验技术,异源振动激励下管路疲劳寿命验证技术等。