[科普中国]-三组元火箭发动机

研究背景

半个多世纪以来，液体火箭发动机通过采用高能推进剂、提高推力室压力和增大喷管面积比等措施，在性能上得到了巨大的增长。发动机推力室压力从早期5〜6MPa提高到了15〜20MPa;；喷管面积比从10〜15增加到50〜100；分级燃烧循环得到广泛应用；大推力高性能氢氧发动机已成为美、法、日、独联体等国航天技术的重要标志。各种型号的液体火箭发动机广泛地应用在运载火箭、航天飞机、卫星、飞船等多种类型的航天器上。液体火箭发动机的发展已进入成熟阶段。但是，随着空间的开发，对火箭发动机的性能要求越来越高。由于受化学能量与材料的限制，沿着现有液体火箭发动机的发展模式，进一步提高发动机的性能已十分困难。因此，需要探索液体火箭发动机继续发展的新途径。2

研发历程美国的研究历程1971年，美国人罗伯特·萨克得首次提出了三组元发动机的理论。他通过采用齐奥尔科夫斯基理论速度增量公式进行分析后得出这样的结论：对某一火箭级，如果采用两种推进剂，且密度ρ1>ρ2，密度比冲ρ1I1>ρ2I2（即第一工况密度比冲高于第二工况密度比冲），则火箭速度的增量可达最大值。

三组元发动机的特点是采用两种燃料、一种氧化剂，所以又称双燃料发动机。在火箭飞行的第一阶段用高密度比冲的推进剂，在火箭飞行的后一阶段用高比冲的推进剂。虽然化学火箭性能增长受能量限制，但通过两种推进剂的适当配合，还可以继续提高运载能力。2

萨克得的理论提出后引起很大反响。随着空间的开发，对运载能力的要求越来越大。三组元发动机充分继承了液氧液氢与液氧煤油发动机的研制经验，风险小，投资省，采用推进剂交叉供应技术，可以发展成为大型运载器的新型动力装置。美同航宇局（NASA）兰利中心的研究人员进行的详细的结构与性能分析证明了这一点。人类对航天活动的追求是希望航天器能像飞机那样翱翔天空，即实现单级入轨的航天飞机。双组元液体火箭发动机由于受能量限制，很难实现这一愿望。采用核动力装置和ATR(空气涡轮冲压发动机）组合动力装置等，短期实现在技术上有一定难度。但是采用三组元发动机，加上复合材料、耐热材料和电子技术的广泛应用，则可使单级入轨航天飞机在较短的时间内有实现的可能。许多火箭专家认为，高室压和大面积比已经给火箭发动机带来性能上的重大改进，只要通过不断改进和完善，液体火箭发动机还可以为新一代航天飞机提供动力。基于这些理由，80年代中期，美国50名航天专家向总统提出的建议书“HighWaytoSpace”指出，与其它动力装置相比，三组元火箭发动机是风险小、技术效益高、能在近期内发展成功的新型动力装置，是液体火箭发动机继续发展的方向。

三组元发动机的研究工作,国外最早正式开始于70年代。当时NASA执行了一项称为“先进运输工具”的研究计划。1978年，洛克达因公司根据与NASA的合同，提出了题为“三组元发动机研究”的研究报告。该报告对三组元发动机的可行性、三组元发动机的各种循环以及三组元发动机的各种模式进行了分析。2

在完成航天飞机的研究任务后，1984年美国总统里根在国家空间战略咨文中，为了继续保持美国在空间技术上的领先地位，要求国防部与NASA共同规划确定1995〜2010年间美国的运载器发展途径。为此，1984年10月国防部号NASA开始组织了新的论证工作。与此同时，在NASA马歇尔飞行中心主持下，洛克达因公司、普惠公司和航空喷气发动机公司三家火箭发动机承包商开展了下一代天地往返运输系统助推发动机(STBE)的方案论证。在这次方案论证中，一种适用于大型运载器的新型三组元发动机方案被提了出来。这种三组元发动机用氧、烃和少量液氢作推进剂，液氢冷却推力室后再怍为发生器的工质去驱动涡轮泵。三家公司一致认为氧/烃/氢三组元发动机的优点是：

（1）高性能，可以用常规循环达到高室压和高比冲；

（2）消除了烃类燃料的结焦和积碳问题；

（3）可以直接利用与继承航天飞机主发动机的推力室及涡轮泵技术；

（4）降低了新型助推发动机的研制风险，缩短了研制周期；

（5）提高/可靠性与使用维护性能。

随后，各公司相继发表了他们所承担的STBE研究合同报告，其中比较有代表性的为普惠公司的三组元发动机方案。该方案烃类推进剂选用甲烷，推力室压力24MPa,真空推力3000kN，真空比推力3600N·s/kg，面积比55。发动机采用发生器循环，液氢从喷管面积比为4:1处进入推力室夹层，冷却推力室后一部分用作涡轮工质，一部分与甲烷在混合器中混合后进入推力室头部。2

前苏联的研究历程原苏联（独联体)对三组元发动机也十分重视。能源号总设计师古巴诺夫在美国召开的第二十七届推进年会上介绍/他们的三组元发动机方案。三组元发动机作为独联体下一代新型动力装置已被提到议事日程。独联体的三组元发动机第一工况真空最大推力2000kN，组元为氢、氧和煤油。第二飞行工况组元转为氢、氧，推力为800kN。第一工况比冲4076N·s/kg，第二工况比冲4528N·s/kg。推力室由三组元喷嘴头部与一个共用身部组成。发动机有可伸缩喷管，大喷管采用气膜冷却方法。在第一工况中，冷却剂用液氢，占燃料总流量的5%。涡轮工作介质采用富氧燃气。每个组元有各自独立的涡轮泵。第一工况推力室压力35MPa，第二工况室压14MPa。为了保证高室压，涡轮燃气入口温度比较高。第一工况时，全部液氧与一小部分烃燃料用于生成富氧燃气，其余烃燃料与全部液氢进入推力室。第二工况时，推力室组元为液氧、液氢，发生器组元为液氧/烃。发生器与推力室点火用自燃燃料，发动机用气动控制活门控制，气源为高压氦氮气。贮箱增压用氢与氦气。2

我国情况近年来，我国也对三组元发动机开展了研究工作，开发了一种内混合三组元同轴喷嘴，并首次用氧/丙烷/氢完成了三组元高压燃烧试验，表明：三组元推进剂点火可靠，燃烧稳定，是一种可行的方案。

系统方案选择动力循环方式由三组元发动机基本理论可知，第一工况应用高密度的烃类推进剂如煤油，甲烷、丙烷等。但在高压条件下，燃烧烃类燃料存在着结焦积炭与燃烧室材料不相容、燃烧稳定性差、燃烧效率低以及点火能量高等技术问题，其中以影响冷却能力的结焦最为严重。到目前为止，虽然美国进行了10多年的试验研究，但许多机理仍不清楚。从技术上解决它们是相当困难的。针对这一情况，在1985年马歇尔飞行中心主持的会议上，美国的Rwketdyne、Aerojet和PrattWhitney三大公司一致认为：用氢冷却燃烧室，然后一部分吹动涡轮，一部分进入燃烧室参加燃烧，是最好的解决办法，利用三组元喷嘴，成功地进行了烃类燃料中加入一定量氢的点火试验，研究表明：在烃/液氧中加入一定量的氢不仅在提高点火可靠性、改善燃烧性能、增加燃烧稳定性等方面有着明显的效果，而且用氢冷却燃烧室，完全避开了结焦、积炭、材料不相容等关键性障碍。因此，第一工况系统循环除烃供应系统外，还应包括液氢供应系统，以解决因燃烧烃类燃料产生的技术性问题。在烃类燃料中，由于煤油生产工艺成熟、运输贮藏使用方便、安全无毒、密度比冲最高、性能最好等优点，因此三组元发动机烃燃料就选用煤油。另外，经过几十年的发展，氢氧火箭发动机的技术已相当成熟，且液氢产生的比冲是最高的，因此第二工况的推进剂就是液氢、液氧。3

推力室推力三组元发动机不仅可以满足大型运载器对动力装置的要求，更重要的是为未来的单级入轨运载器提供动力装置，因此大推力是三组元发动机的共同持征。国外所研制的三组元发动机无一例外都选用了大推力。由此将三组元发动机第一工况的推力定为2000KN，第一工况在运载器穿越大气层时工怍，进入真空后第二工况运行。根据大型运载器第一级、第二级推力的大致比例和国外三组元发动机推力选取的经验，以及NASA单级入轨方案中三组元发动机两工况推力比值，可将第二工况的推力定为800KN。3

燃烧室压力对于推力相同的发动机，燃烧室压力越高，可以选用大的喷管面积比，因而发动机的比冲就高。另外燃烧室压力提高后，由干推力室小型化，使边界层损失，热损失、化学不平衡损失都相对减小。所以提高燃烧室压力是提高发动机性能的一条重要途径。对于分级燃烧循环，随着燃烧室压力的增加，泵后压力急剧加大，因此为满足系统的功率平衡，室压也不能无限增大，美国SSME燃烧室压力为20.5MPa，而其未来先进的大推力液体火箭发动机燃烧室压力在20.5〜28.5MPa。因此分级燃烧循环三组元发动机第一工况燃烧室压力可选为24.5MPa。3

发动机系统图及性能参数分级燃烧循环的三组元发动机有两种工况，低空时为工况1，液氧、预燃室富燃燃气、液氢三种推进剂在燃烧室里混合燃烧；高空时为工况2，气氢、氢氧富燃燃气、液氧在具有较大喷管面积比的同一燃烧室里燃烧。为了减少工况1液氢的流量，充分发挥三组元发动机的优势，用煤油冷却热流密度小的推力室喷管段，用液氢冷却热流密度大的燃烧室。而工况2使用液氢冷却整个推力室。3

技术要求变工况涡轮泵虽然国内对变工况涡轮泵的研究不是很深入，但美国的航天飞机主发动机SSME推力在63%～109%范围内可调，俄罗斯的RD-0120发动机推力在45￥～100%范围内可调，表明这两种发动机的涡轮泵都能在较大范围内变工况。另外，目前在美国马歇尔飞行中心进行各项点火试验的俄罗斯三组元发动机RD-704，其涡轮泵也要求在较大范围内变工况。由此可见，较大范围内变工况的涡轮泵在技术是可实现的。3

三组元喷嘴为了验证三组元发动机概念的可行性，专门设计了三组元发动机推力室、并进行了三组元燃烧试验。试验使用了三组元喷嘴。试验结果表明：（1）三组元推进剂启动平稳、点火可靠，可实现多次重复点火；（2）燃烧稳定，没有出现高频不稳定燃烧；（3）喷注器面板、声槽没有积碳，消除积碳影响；（4）喷注器面板没有出现烧蚀，仍保持原有的金属光泽。在国外，美国、俄罗斯及日本也设计了不同结构的三组元喷嘴，分别对它们进行了试验性的研究，同样取得了满意的结果。由此可见，三组元喷嘴技术是可以解决的。3

未来展望自1971年RobertSalked提出混合推进原理以来，国际范围内广泛开展了三组元火箭发动机的研究,，美国、俄罗斯、中国、日本等国分别从概念分析、系统比较、方案设计、关键技术攻关及演示验证技术等不同角度进行了深入探索，在多个方面取得了重要进展。4

目前，世界各航天大国都已在逐步开展三组元发动机的研究工作，其中美国几家大公司领先一步。我国的三组元发动机也正在研究之中。可以预言，三组元发动机作为液体火箭发动机的更新换代产品必将在航天飞行中起到主导作用。5