微博chinaspaceflight.Follow @cnspaceflight --论坛BBS

分析文章:2000kN液氧甲烷发动机

作为对比,蓝色起源公司的BE-4液氧甲烷发动机的推力为2400kN,是ULA联合发射联盟公司"火神"运载火箭的首选项。


西安航天动力研究所

张小平 卢钢 张魏静 蒲星星

摘  要:综述了液氧甲烷发动机的技术特点和国内外研究进展,分析了液氧甲烷发动机的应用前景,对比了大推力液氧甲烷发动机的动力循环方式,提出了大推力液氧甲烷富燃补燃循环发动机系统方案,优化选择了2000kN液氧甲烷补燃循环发动机系统参数,进行了液氧甲烷推力室冷却计算。提出的循环方案可以充分利用甲烷良好的冷却性能和富燃燃烧少积碳的优点,比冲性能高,涡轮和燃气系统的材料和工艺易解决,是液氧甲烷发动机理想的循环方式。

主题词:液体火箭发动机;液氧甲烷;重复使用;补燃循环;推力室

1 引言

        自从人类开始研究液体火箭发动机以来,液氧甲烷一直作为航天运载器可供选择的推进剂组合之一,各个时期均开展了不同程度的研究。但是,由于液氧和甲烷均为低温推进剂,使用维护性不如液氧煤油;同时,比冲性能比液氧液氢低。因此,在一次性使用运载器中的优势不明显,目前尚未研制出一种投入使用的液氧甲烷发动机[1]。

       八十年代以来,各国开始重视航天运载器的重复使用和无毒化,对液氧、过氧化氢、氧化亚氮和液氢、煤油、甲烷、丙烷等推进剂重新进行了研究和评估。其中,甲烷具有冷却性能良好、结焦温度高、富燃燃烧积碳少、沸点低、重复使用时无需清洗等优点,液氧甲烷发动机成为可重复使用运载器和无毒飞行器较为理想的动力选择之一,各国的宇航公司进行了液氧甲烷发动机关键技术研究,规划并开展了发动机研制。

       与国外同步,八十年代末我国进行了甲烷的传热试验和燃烧试验研究,2006年以来开展了液氧甲烷关键技术攻关。发动机动力循环方面,研究比较了燃气发生器循环、富氧补燃循环和富燃补燃循环等多种方案。

       本文研究了大推力液氧甲烷发动机的动力循环方式,进行了液氧甲烷推力室冷却计算,认为富燃补燃循环方案可以充分利用甲烷冷却性能良好和富燃燃烧积碳少的优点,发动机比冲性能高,是液氧甲烷发动机最理想的选择,并进行了2000kN液氧甲烷补燃循环发动机及其推力室计算。

2 国外研究情况综述

       上世纪八十年代以来,各国在液氧甲烷发动机领域开展了大量研究。俄罗斯各设计局进行了大量的基础研究,提出液氧甲烷系列火箭和发动机方案,并通过改制已有发动机,进行了液氧甲烷发动机热试车。能源机械联合体提出了RD-169、RD-182和RD-185等多种液氧甲烷发动机以及Riksha系列运载火箭方案[2];化学自动化设计局将RD-0110液氧煤油发动机和11D-56液氧液氢发动机改制为液氧甲烷发动机,进行了多次试车[3];科尔得什中心提出了推力覆盖50kN~2400kN的液氧甲烷发动机方案,进行了理论研究[4]。2000年前后,俄罗斯的几家设计局与欧洲、日本、韩国进行了多项液氧甲烷发动机技术的合作。经过多年研究,俄罗斯研究的大推力液氧甲烷发动机包括燃气发生器循环、富氧燃气补燃循环和富燃燃气补燃循环,但大部分都限于系统方案论证,改制的发动机性能低,主要用于研究性试验,尚未开展大推力液氧甲烷发动机的工程研制。

       上世纪八十年代末,美国普惠公司提出液氧/甲烷/氢三组元发动机方案,进行了甲烷的燃烧稳定性、传热特性、材料相容性、积炭特性等基础技术研究,90年代被RS-68液氧液氢发动机取代。1998年以来,以载人火星探测计划、猎户座飞船、牵牛星月球着陆器等项目为应用背景,马歇尔空间飞行中心进行了互击和同轴离心两种燃烧室热试验,开展了变推力液氧甲烷燃烧室的热试车,Aerojet公司改制液氧/酒精推力室进行了液氧甲烷推进剂试验,NASA格林研究中心进行了RCE发动机火炬点火试验[5],ATK公司研制了一个34kN的液氧甲烷燃烧室进行了地面试验[6],惠普公司及NASA约翰逊空间中心利用RS-18发动机进行了液氧甲烷推进剂的热试车。2011年,Space X公司提出了Merlin 2大推力液体火箭发动机计划,包括液氧煤油和液氧甲烷发动机。2014年,蓝源公司提出推力2446kN的BE-4液氧甲烷发动机,以替代俄罗斯的RD-180发动机。总之,美国的初期的液氧甲烷发动机研究主要集中在基础技术和小推力挤压式发动机,近年来已开展大推力液氧甲烷发动机研究。

         本世纪初,欧洲航天局以下一代可重复使用发动机和阿里安5固体助推器替代发动机为目标,在“未来运载器发展计划”(FLPP)[7]中,提出2000kN的VOLGA、4000kN的SE-12和MX4000重复使用液氧甲烷发动机计划。通过与俄罗斯合作,开展了液氧甲烷推进剂性能试验、喷注器设计与试验、高压推力室冷却方式和冷却结构研究、推力室内壁铜合金和耐高温镀层以及耐高温复合材料等研究,对比了补燃循环和燃气发生器循环的优劣性,动力循环方面优选高性能的补燃循环。2010年后,受经费制约,上述项目基本上处于停滞状态。为了降低发射成本,上世纪末日本曾提出采用液氧甲烷代替固体助推器的方案,对液氧甲烷发动机的燃烧性能、冷却性能、高压推力室进行了研究,并改制LE-7发动机进行了液氧甲烷的热试车。日本空间工作委员会提出了推力100kN级的液氧甲烷上面级火箭发动机[8],与俄罗斯的NK-33发动机一起组成小型运载火箭,完成了发动机热试车,后因经费问题终止研制。2006年,韩国研制的CHASE-10液氧甲烷发动机首次热试车获得成功,发动机推力100kN,计划用于“海神”号亚轨道运载器,从事太空旅游[9],之后未见报道。

        纵观国外液氧甲烷发动机的研究态势,虽然由于经费等问题,各国液氧的研制计划并不顺利,但甲烷发动机依然不失为一种可供选择的动力方案,在可重复使用运载器和无毒空间飞行器中展现了较好的应用前景[10]。

3 液氧甲烷发动机循环方式研究

        大推力的液氧甲烷发动机可以选择燃气发生器循环[11]、富氧补燃循环、富燃补燃循环和全流量补燃循环等[12][13],小推力的液氧甲烷发动机还可以考虑膨胀循环和挤压式方案。

        燃气发生器循环的优点包括系统简单、涡轮泵功率小、推重比高等,对生产和试验的要求相对较低,发动机自身的成本较低。但是,燃气发生器循环涡轮做功的燃气的化学能没有充分释放,加之室压低,发动机比冲低;推力室采用“液-液”燃烧,需要解决稳定性问题;系统压力低,发动机结构尺寸大。

       富氧补燃循环的优点包括比冲性能比燃气发生器循环高约10%,推力室为“气-液”燃烧,便于解决稳定性问题;但是富氧的高温高压燃气对涡轮和燃气系统的材料和工艺要求高。

       富燃补燃循环可以利用甲烷冷却性能高的优点,用30%左右的甲烷冷却推力室,其余甲烷继续增压后进入燃气发生器,发动机比冲性能比燃气发生器循环高约10%,结构尺寸较小,便于解决燃气系统的材料和工艺问题。

       全流量补燃循环可以降低涡轮燃气温度、便于解决涡轮泵的密封问题,性能与富氧或富燃补燃循环相近,但是发动机系统过于复杂、结构质量大。

        图1为液氧甲烷发动机采用燃气发生器循环与补燃循环的真空比冲对比,表1为三种循环方式的比较。比较可见,补燃循环发动机技术先进,比冲性能高,可以较大幅度提高运载器的效率,是技术发展的方向。在三种补燃循环方案中,富燃补燃循环可以充分发挥甲烷冷却性能好、富燃燃烧少积碳的优点,便于解决燃气系统的材料和工艺问题,是液氧甲烷发动机理想的动力循环方式。

 

       根据上述研究,提出的液氧甲烷发动机系统原理见图2,液氧从贮箱出来,经过氧化剂预压泵和氧化剂一级泵增压后,分为两部分,其中大部分进入燃烧室,小部分经氧化剂二级泵进一步增压后进入燃气发生器。甲烷从贮箱出来,经过燃料预压泵和燃料一级泵增压后,分为两部分,其中约2/3经燃料二级泵进一步增压后进入燃气发生器,与液氧燃烧后产生高压富燃燃气,燃气驱动涡轮后进入燃烧室;其余约1/3冷却推力室后在涡轮出口与燃气混合,之后进入燃烧室。氧化剂预压泵由氧化剂一级泵后的高压液氧驱动;燃料预压泵由涡轮后的少量高压燃气驱动,燃气在预压涡轮出口直接溶入甲烷中。液氧和富燃燃气在燃烧室内燃烧,产生高温高压燃气,燃气经喷管膨胀后高速喷出,产生推力。

4 液氧甲烷富燃补燃循环发动机参数

         根据可重复使用运载器的发展需求,发动机海平面推力采用2000kN较为理想,既可以减少发动台数简化动力结构,又便于发动机的灵活使用,实现运载器的模块化设计。

        鉴于发动机的目标为重复使用,组件技术指标不宜过高,燃气发生器温度取997K,燃烧室压力取15MPa,推力室混合比取3.2。计算的2000kN富燃补燃循环发动机性能参数见表2。

表2  富燃补燃循环发动机性能参数

5 液氧甲烷推力室冷却计算

推力室冷却流路见图3,室压为15MPa、面积比为30,采用50kg/s的甲烷冷却的计算结果见图4。

 

         计算结果表明,推力室壁面的最大热流密度为33MW/m2,最高气壁温Twg为722.5K,最高液壁温为576.8K,燃料温升为103K,可以满足推力室可靠冷却的要求。

 

6 结论

        液氧甲烷是可重复使用运载器较为理想的推进剂组合。发动机推力方面,2000kN发动机可以减少运载器的发动机台数,简化优化动力结构,实现模块化设计。动力循环方面,富燃补燃循环发动机比冲性能高,采用1/3的甲烷冷却推力室、2/3的甲烷进入燃气发生器,充分利用了甲烷冷却性能良好和富燃燃烧积碳少的优点,是液氧甲烷发动机理想的选择。


参考文献:

[1]孙宏明.液氧/甲烷发动机评述[J]. 火箭推进,2006,32(2):23-31.

[2] I.A.Klepikov, B.L.Katorgin, The new generation of rocket engines, operating by ecologically safe propellant ‘liquid oxygen and liquefied natural gas’[J]. IAF-97-S.1.03.

[3] V.Leudiere, P.Supie, A.Beaurain, M.Villa. KVD-1 engine in LOX/CH4[J]. AIAA 2007-5446.

[4] Natural Gas Engines from Voronezh[J]. News from Moscow No. 16/99

[5] K.D.Philippart, M.D. Moser. Stability Analyses of Liquid Oxygen/Methane Injectors Using Currently Available Analytical Tools[R]. AIAA88-2851.

[6] Judd D., Buccella S., Alkema M., Hewitt R., McLaughlin B., Hart G. and Veith E.  Development Testing of a LO2/Methane Engine for In-Space Propulsion[J]. AIAA 2006-5079.

[7] S. Zurbach, J.L. Thomas. Recent Advances on Lox/methane Combustion for Liquid Roket Engine rejector[J]. AIAA 2002-4321.

[8] Torano Y., Arita M., Takahashi H., Higashino K., Ishii M. and Ikeda, H.. Current Study Status of the Advanced Technologies for the J-I Upgrade Launch Vehicle - LO2/LNG Engine [J]. AIAA 2001-1783.

[9] Kim K. and Ju D. Development of ‘Chase-10’ Liquid Rocket Engine Having 10tf Thrust Using LO2 & LNG (Methane)[J]. AIAA 2006-4907.

[10] 禹天福,李亚裕.液氧/甲烷发动机的应用前景[J]. 航天制造技术,2007(2):1-4.

[11] 王维彬 孙纪国.航天动力发展的生力军——液氧甲烷火箭发动机[J]. 航天制造技术,20011(2):3-6.

[12] 王鹏武.全流量补燃循环液氧/甲烷发动机系统分析[J]. 火箭推进,2004,30(6):15-18.

[13] 张小平,李春红,马冬英.液氧甲烷发动机动力循环方式研究[J]. 火箭推进,2009,35(4):14-20.

标签: none