固液混合火箭發(fā)動機研究進(jìn)展

侯德飛，王鵬飛，孫勇強，曹熙煒，徐韡

(1.空軍裝備部，北京 100843； 2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

固液混合火箭發(fā)動機是以固體燃料和液體氧化劑或以液體燃料和固體氧化劑為推進(jìn)劑組合的動力系統(tǒng)。固液混合火箭發(fā)動機的優(yōu)點主要有安全性好、容易進(jìn)行推力調(diào)節(jié)、可多次啟動、推進(jìn)劑能量較高、環(huán)保性好、藥柱穩(wěn)定性好、溫度敏感性低、經(jīng)濟(jì)性好等。固液混合火箭發(fā)動機的缺點主要有燃料燃速低、裝填分?jǐn)?shù)低、燃燒效率低、氧燃比會發(fā)生變化、噴管燒蝕嚴(yán)重等。

固體燃料+液體氧化劑組合是研究最多的典型固液混合火箭發(fā)動機，主要由液體氧化劑供給系統(tǒng)和發(fā)動機主體系統(tǒng)組成。液體氧化劑的輸送系統(tǒng)分為泵壓式輸送系統(tǒng)和擠壓式輸送系統(tǒng)。泵壓式輸送系統(tǒng)由高壓氣體增壓系統(tǒng)和渦輪泵液體供應(yīng)系統(tǒng)組成;擠壓式輸送系統(tǒng)由高壓氣瓶、壓強調(diào)節(jié)器、液體氧化劑貯箱和流量調(diào)節(jié)閥組成。推力室系統(tǒng)由點火器、液體氧化劑噴注器面板、固體燃料藥柱、發(fā)動機燃燒室和噴管等組成。典型的擠壓式輸送系統(tǒng)固液火箭發(fā)動機組成見圖1[1]。

圖1 典型的擠壓式輸送固液火箭發(fā)動機示意圖Fig.1 Schematic diagram of typical hybrid rocket motor

1 發(fā)展歷史與應(yīng)用

固液混合火箭發(fā)動機已有 80 余年的歷史。到目前為止，由于固液火箭發(fā)動機安全性好，對環(huán)境的影響較小，成本較低，在探空火箭、小型運載火箭、助推級發(fā)動機系統(tǒng)、亞軌道飛船、上面級和姿軌控發(fā)動機、靶標(biāo)、著陸/上升器和各類民用應(yīng)用領(lǐng)域中顯示出廣泛的應(yīng)用前景。

1.1 固液小型運載火箭

固液火箭發(fā)動機的特點十分符合當(dāng)前綠色低成本、機動快速發(fā)射小型運載火箭的發(fā)展趨勢，近年來，發(fā)射活動特別是商業(yè)和私人小型衛(wèi)星等載荷的發(fā)射需求越來越多，世界上許多航天相關(guān)企業(yè)和研究機構(gòu)均對將固液火箭發(fā)動機用于小型運載火箭產(chǎn)生了濃厚的興趣。

美國火箭公司(American Rocket Company，AMROC)曾經(jīng)在20世紀(jì)80年代到90年代成功研制了一系列尺寸及推力范圍跨度極大的固液火箭發(fā)動機，包括H-50、H-250、H-500、H-1500和H-1800等，均采用LOX/HTPB推進(jìn)劑組合。該公司解決了大量的固液火箭發(fā)動機試驗問題，即縮尺效應(yīng)問題，但發(fā)動機的飛行環(huán)境適應(yīng)性還需進(jìn)一步考核。

自2005年起，美國普渡大學(xué)開展了低軌小衛(wèi)星固液動力小型運載火箭研究，其最終目標(biāo)是研制一種低成本小型三級運載火箭[2]?；鸺牡谝患壓偷诙壘捎霉桃夯鸺l(fā)動機作為主動力系統(tǒng)，第三級采用固體火箭發(fā)動機作為主動力系統(tǒng)。發(fā)動機推進(jìn)劑組合選用98%H2O2/HTPB， 2009年和2010年，普渡大學(xué)還分別進(jìn)行了驗證性試驗固液動力探空火箭的發(fā)射[3]。

2008年，巴西啟動了固液動力小型運載火箭研究計劃[4]，目標(biāo)是研制一種小型運載火箭以實現(xiàn)將20kg有效載荷送入300km低軌道。該火箭的動力系統(tǒng)采用固液火箭發(fā)動機，發(fā)動機液體氧化劑使用98%H2O2，固體燃料使用含鋁石蠟基配方。

波士頓大學(xué)的火箭推進(jìn)小組(BURPG)基于其固液動力探空火箭的研究基礎(chǔ)，完成了Starscraper低軌固液動力運載火箭的方案設(shè)計[5]。Starscraper運載火箭的動力系統(tǒng)采用N2O/HTPB基固液火箭發(fā)動機，發(fā)動機推力為1.36t，工作時間為60s，真空比沖為273s，具備最大推力60%～100%范圍內(nèi)的推力調(diào)節(jié)能力。該公司理論上解決固液火箭發(fā)動機變推力問題，但在工程上能否可靠實現(xiàn)需進(jìn)一步驗證。

圖2 挪威北極星探空和運載火箭Fig.2 The North Star Rocket and North Star Launch Vehicle of Norway

自2003年起，挪威的Nammo Raufoss AS開始進(jìn)行固液火箭推進(jìn)技術(shù)的研究。該公司的研究目標(biāo)[6]是通過研制北極星系列探空火箭(North Star Rocket Family, NSRF)進(jìn)行固液動力火箭推進(jìn)技術(shù)的開發(fā)和積累，最終完成北極星運載火箭的研制，北極星系列固液動力火箭如圖2所示。NSRF是基于固液火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)的二級探空火箭，而North Star Launch Vehicle則是基于固液火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)的三級運載火箭。2007年，Nammo Raufoss AS與洛克希德馬丁公司合作完成了基于LOX/HTPB基固液火箭發(fā)動機動力系統(tǒng)的探空火箭發(fā)射。

1.2 固液探空火箭

自固液火箭發(fā)動機概念提出以來，由于其安全、經(jīng)濟(jì)性好的特點，探空火箭成為固液火箭發(fā)動機應(yīng)用最為廣泛的領(lǐng)域。

1933年8月17日，蘇聯(lián)的Korolev和Tikhonravov設(shè)計的GRID-9探空火箭是最早的固液火箭發(fā)動機應(yīng)用。其動力系統(tǒng)基于液氧和凝膠汽油推進(jìn)劑組合的固液火箭發(fā)動機，推力為500N，工作時間為15s。該固液動力探空火箭的設(shè)計者及火箭如圖3所示。GRID-9探空火箭解決了固液火箭發(fā)動機理論跨入工程實踐的第一步，尚有更多的工程應(yīng)用問題需要解決。

圖3 固液探空火箭GRID-9及其主要設(shè)計者Fig.3 GRID-9 sounding rocket for hybrid rocket motor and its main designer

在1996—1997年期間，美國EAC公司設(shè)計研制的HyperionⅠ固液動力探空火箭共完成了4次成功飛行，發(fā)動機選用N2O作為氧化劑，HTPB作為固體燃料，采用N2O自增壓輸送系統(tǒng)，比沖約為250s。Hyperion Ⅰ探空火箭及發(fā)射如圖4所示。該探空火箭解決了氧化劑自增壓問題，性能還需進(jìn)一步提升。

圖4 美國EAC公司HyperionⅠ固液探空火箭Fig.4 HyperionⅠ sounding rocket for hybrid rocket motor of USA EAC

自1999年起，美國NASA和洛克希德·馬丁等公司聯(lián)合進(jìn)行了固液混合發(fā)動機項目研制，該項目旨在設(shè)計單級大推力重型固液動力探空火箭來替代原先的多級探空火箭。項目中研制的HYSR單級探空火箭如圖5所示，它是當(dāng)時世界范圍內(nèi)成功試飛的最大固液探空火箭。動力系統(tǒng)為采用LOX/HTPB推進(jìn)劑組合的固液火箭發(fā)動機，發(fā)動機工作時間為31s，初始推力為27.2t，其氧化劑輸送系統(tǒng)使用氦氣加熱增壓。該探空火箭解決了液氧在固液混合火箭發(fā)動機中應(yīng)用的問題，但全箭布局還有進(jìn)一步優(yōu)化的空間。

圖5 HYSR單級固液探空火箭Fig.5 HYSR single stage sounding rocket for with hybrid rocket motor

自2005年起，日本北海道大學(xué)就開展了CAMUI固液火箭發(fā)動機及基于該發(fā)動機的固液動力探空火箭的研制工作。CAMUI固液火箭發(fā)動機采用LOX/PE推進(jìn)劑組合，其固體燃料藥柱采用多級串聯(lián)分段交錯排布的雙孔型裝藥結(jié)構(gòu)。發(fā)動機中利用分段藥柱之間的中間腔對燃?xì)庑纬蓴_流，可以促進(jìn)推進(jìn)劑間的摻混和燃?xì)庀蚬腆w燃料表面的傳熱，從而提高固液火箭發(fā)動機的燃速和燃燒效率。截至目前，該探空火箭已經(jīng)進(jìn)行過多次發(fā)射試驗，該型固液發(fā)動機解決了小型固液發(fā)動機低燃速和低燃燒效率的問題，但大尺寸發(fā)動機上應(yīng)用分段裝藥問題還需進(jìn)一步研究。

2003年，波士頓大學(xué)火箭推進(jìn)小組與Virgin Galactic、 SpaceX、 GE Aviation等公司合作，設(shè)計、研制并發(fā)射了多枚固液動力探空火箭。其中，ASTRo(Actively Stabilized Test Rocket)探空火箭采用N2O/HTPB推進(jìn)劑組合。

2010年，南非KwaZulu-Natal大學(xué)啟動了固液動力探空火箭Phoenix-1x項目研制，該火箭采用N2O/石蠟基固液火箭發(fā)動機PV-1作為動力系統(tǒng)，發(fā)動機設(shè)計推力為3750N，工作時間為25s，于2013年成功完成了發(fā)動機地面試驗。2014年8月13日，進(jìn)行了該系列首枚探空火箭Phoenix-1A的飛行試驗，但是該次飛行試驗由于發(fā)動機點火時噴管擴張段脫落導(dǎo)致性能未達(dá)預(yù)期，如圖6所示。該型固液發(fā)動機解決了石蠟基作為發(fā)動機燃料應(yīng)用的問題，但也暴露了發(fā)動機噴管的熱結(jié)構(gòu)設(shè)計問題。

圖6 南非Phoenix-1A固液動力探空火箭Fig.6 South Afica Phoenix-1A sounding rocket for hybrid rocket motor

2012年，斯圖加特大學(xué)與德國空間系統(tǒng)研究所設(shè)計研制了HEROS固液動力探空火箭。HEROS探空火箭使用HyRES固液火箭發(fā)動機作為動力系統(tǒng)，發(fā)動機選用N2O/石蠟基推進(jìn)劑組合，采用基于N2O自增壓的氧化劑輸送系統(tǒng)，如圖7所示。HEROS探空火箭于2016年11月8日發(fā)射并取得圓滿成功。

圖7 HEROS固液動力探空火箭Fig.7 HEROS sounding rocket for hybrid rocket motor

國內(nèi)具有代表性的是2008年12月5日北京航空航天大學(xué)在酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心成功發(fā)射的“北航2號”固液動力探空火箭。“北航2號”探空火箭成為中國首枚采用固液火箭發(fā)動機為動力裝置并成功飛行的飛行器。發(fā)動機采用N2O/含金屬的HTPB作為推進(jìn)劑，使用自增壓擠壓式輸送系統(tǒng)，噴管采用石墨和高硅氧/酚醛樹脂材料[7]。2012年4月25日，北京航空航天大學(xué)又成功發(fā)射了實用型“北航3號”固液動力探空火箭。“北航3號”使用的固液火箭發(fā)動機擁有12kN和5kN兩級推力，總工作時間約45s。發(fā)動機噴管同樣采用石墨和高硅氧/酚醛樹脂材料[8]?！氨焙?號”和“北航3號”固液探空火箭見圖8。北京航空航天大學(xué)作為國內(nèi)固液發(fā)動機的研制代表，解決了固液發(fā)動機大量的基礎(chǔ)理論問題，并成功進(jìn)行了工程實踐，但發(fā)動機高效燃燒、噴管的低燒蝕等問題還需進(jìn)一步研究。

圖8 “北航2號”和“北航3號”固液探空火箭Fig.8 BH-2 and BH-3 sounding rocket withhybrid rocket motor

1.3 固液上面級

由于固液火箭發(fā)動機可以實現(xiàn)長時間小推力工作，能夠較為容易地實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)和多次啟停控制，因此十分適合用作運載火箭上面級的動力系統(tǒng)，有助于進(jìn)一步提升上面級的入軌精度和運載能力。

為了滿足天鷹座(Aquila)系列固液動力運載火箭的入軌需求，美國火箭公司設(shè)計研制了U-75上面級固液火箭發(fā)動機[9]用作天鷹座系列運載火箭的第四級動力系統(tǒng)，其上面級動力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖9所示。U-75固液火箭發(fā)動機直徑為558.8mm，長度為1.75m，采用N2O/HTPB推進(jìn)劑組合，平均真空推力為4.08t，工作時間為85s，噴管擴張比為75∶1，平均真空比沖為288s，推進(jìn)劑總裝藥量為1.21t，采用液體二次噴射技術(shù)進(jìn)行推力矢量控制。該發(fā)動機具備多次啟?？刂颇芰?，可以通過發(fā)動機的多次工作進(jìn)行軌道調(diào)節(jié)，從而更精確地將載荷送入預(yù)定軌道。該方案解決了固液混合火箭發(fā)動機的推力矢量控制和多次啟動脈沖工作問題，但推力矢量需要輔助系統(tǒng)，固液發(fā)動機擺動噴管問題還需進(jìn)一步研究。

圖9 美國火箭公司的U-75上面級固液動力系統(tǒng) Fig.9 The upper stage hybrid rocket motor of U-75 of AMROC

1996年，美國阿拉巴馬大學(xué)亨斯維爾分校發(fā)布了固液火箭動力上面級驗證機概念設(shè)計方案[10]，目的是用其代替多功能運載火箭(MSLS)第四級中的STAR-48固體火箭發(fā)動機。該固液火箭發(fā)動機使用LOX/HTPB推進(jìn)劑組合，采用有中心孔的6孔車輪形裝藥結(jié)構(gòu)，平均真空推力為4.31t，工作時間為86s，平均真空比沖為324.1s，固液火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)如圖10所示。

圖10 上面級驗證機固液火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.10 The hybrid rocket motor structure of HRYPUS

2001年，NASA資助了一項意圖整合固液火箭發(fā)動機的固有優(yōu)勢，采用可貯存無毒H2O2氧化劑的固液火箭上面級動力系統(tǒng)研究[11]。項目研究團(tuán)隊包括Lockheed Martin、 Thiokol和Rocketdyne，其主要目的是設(shè)計、研制并測試一種真空比沖為320s，推力為4.54t，工作時間約360s的H2O2固液火箭動力系統(tǒng)。

2011年，美國Space Propulsion Group(SPG)公司發(fā)布了用以替代Orion 38固體上面級動力系統(tǒng)的固液發(fā)動機方案[12]，該固液火箭發(fā)動機采用LOX/石蠟推進(jìn)劑組合。方案設(shè)計結(jié)果顯示，保持總沖相同的情況下，可以實現(xiàn)減質(zhì)15%～18%，從而實現(xiàn)載荷能力提升40%，并且還具有低成本、環(huán)保、安全、多次啟動和推力調(diào)節(jié)的額外優(yōu)勢。

2011年，美國斯坦福大學(xué)提出了一種火星入軌上面級固液火箭動力系統(tǒng)方案[13]。該方案中的固液火箭發(fā)動機采用MON3(97%N2O4+3%NO)作為氧化劑，石蠟基固體藥柱作為燃料，動力系統(tǒng)總質(zhì)量為751.7kg，推進(jìn)劑總裝填質(zhì)量為570.4kg，發(fā)動機推力為1800N，工作時間為17.64s，比沖為340s。

1.4 固液亞軌道飛船

固液火箭發(fā)動機具備安全性和綠色環(huán)保的固有特性，在遇到緊急情況時還可以實現(xiàn)及時關(guān)機以盡量減少人員和設(shè)備損失，十分適合用于亞軌道飛行器的動力系統(tǒng)，特別是在太空商業(yè)旅游等方面。其中，美國的商業(yè)亞軌道飛行器太空船一號(SpaceShipOne)和太空船二號(SpaceShip-Two)最具代表性[14]。太空船一號亞軌道飛船的動力系統(tǒng)采用由內(nèi)華達(dá)山脈公司(Sierra Nevada Corporation，原SpaceDev公司)設(shè)計研制的N2O/HTPB固液火箭發(fā)動機，發(fā)動機真空推力為73.5kN，工作時間為80s，燃燒室壓強為2.4MPa，真空比沖為250s。太空船一號中采用的固液火箭發(fā)動機地面試驗及飛行試驗情況如圖11所示。

圖11 太空船一號固液火箭發(fā)動機的地面試驗和飛行試驗情況Fig.11 The groung hot firing test and flying test of hybrid rocket motor for SpaceShipOne

2016—2018年，維珍銀河公司進(jìn)行了兩次太空船二號 VSSUnity有動力飛行[15]，動力系統(tǒng)均采用固液火箭發(fā)動機，其中首次固液發(fā)動機點火工作30s。太空船二號 VSSUnity及其動力飛行試驗情況如圖12所示。

圖12 新版太空船二號VSSUnity及其動力飛行試驗情況 Fig.12 The flying test of new SpaceShipTwo VSSUnity and its rocket motor

太空船二號亞軌道飛船采用固液火箭發(fā)動機作為其動力系統(tǒng)。太空船二號的固液火箭發(fā)動機[16]在2009—2014年4月由內(nèi)華達(dá)山脈公司提供，采用N2O作為氧化劑，HTPB作為固體燃料，發(fā)動機設(shè)計推力為270kN，太空船二號的前3次有動力飛行試驗均采用該發(fā)動機完成。2014年5月，維珍銀河公司宣布從內(nèi)華達(dá)山脈公司手中接管固液火箭發(fā)動機的研制工作，之后將在太空船二號飛船中使用自研的固液火箭發(fā)動機，同時將固液火箭發(fā)動機的固體燃料由HTPB更改為熱塑性聚酰胺(thermoplastic polyamide)，該發(fā)動機完成了工作時間超過60s的地面熱試車[17]。2015年10月，在經(jīng)歷一系列發(fā)動機地面熱試車后，維珍銀河公司宣布將其固液火箭發(fā)動機的固體燃料由聚酰胺改為配方與原內(nèi)華達(dá)山脈公司發(fā)動機相似的HTPB燃料[18]。之后復(fù)飛的新版太空船二號 VSSUnity均采用該型固液火箭發(fā)動機。

基于為太空船一號及太空船二號開發(fā)固液火箭發(fā)動機的經(jīng)驗，內(nèi)華達(dá)山脈公司于2010年2月1日得到了NASA商業(yè)載人研發(fā)項目資金，用于開發(fā)追夢者(DreamChaser)號空間運輸系統(tǒng)[19]，追夢者號飛船計劃使用兩臺相同的固液火箭發(fā)動機作為動力系統(tǒng)，發(fā)動機采用N2O/HTPB推進(jìn)劑組合，具備多次啟動和推力調(diào)節(jié)能力。

1.5 著陸/上升器

固液火箭發(fā)動機可以較為容易地實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)和多次啟動，十分適合用于月球探測器或火星探測器等著陸器的軟著陸動力系統(tǒng)。

2007年，美國SpaceDev公司進(jìn)行了固液火箭動力月球著陸器樣機的研制和驗證試驗[20]。該著陸器中使用4臺相同的固液火箭發(fā)動機作為動力裝置，發(fā)動機選用N2O/HTPB推進(jìn)劑組合，具備遠(yuǎn)程控制實時推力調(diào)節(jié)能力。2007年12月20日，SpaceDev公司成功完成了該著陸器樣機的演示驗證飛行試驗，完整地模擬了登月飛行器月球登陸全過程中的起飛、懸停和下降制動軟著陸過程，證明了固液火箭發(fā)動機用作登月飛行器著陸和上升動力系統(tǒng)的能力。該項目同時解決了固液混合火箭發(fā)動機的推力調(diào)節(jié)和多次啟動問題，但固液發(fā)動機在月球或火星的環(huán)境適應(yīng)性需進(jìn)一步研究。

2010年，歐洲多個國家聯(lián)合發(fā)起了SPARTAN(SPAce exploration Research for Throatable Adavan-ced eNgine)研究項目[21]。SPARTAN項目中的著陸器演示驗證機如圖13所示，其動力系統(tǒng)中使用4臺相同的固液火箭發(fā)動機，發(fā)動機使用87.5%H2O2/HTPB推進(jìn)劑組合，單臺最大推力為1.5kN，推力調(diào)節(jié)能力10∶1[22]。2014年8月8日，SPARTAN項目成功完成了著陸器驗證機的靜態(tài)熱試車試驗，試驗情況如圖14所示。該項目解決了固液發(fā)動機的大范圍推力調(diào)節(jié)研制、液體氧化劑流量調(diào)節(jié)裝置研制和地面驗證試驗臺及試驗流程設(shè)計等問題，但著陸器能否成功地進(jìn)行軟著陸還需進(jìn)一步試驗驗證。

圖13 SPARTAN項目中的著陸器演示驗證機Fig.13 The demonstration and verification lander prototype of SPARTAN

圖14 SPARTAN項目著陸器驗證機靜態(tài)熱試車Fig.14 The static hot firing test of verification lander prototype for SPARTAN

1.6 助推級固液火箭發(fā)動機系統(tǒng)

20世紀(jì)80年代末至90年代，在NASA的牽引下，多家航空航天企業(yè)共同參與推進(jìn)了固液推進(jìn)驗證項目(Hybrid Propulsion Demonstration Program, HPDP)，意圖發(fā)展成熟的固液火箭推進(jìn)技術(shù)用于各種商業(yè)空間發(fā)射任務(wù)。該項目是目前為止世界范圍內(nèi)規(guī)模最大的固液火箭發(fā)動機研究計劃[23]，其研究成果極大地推動了固液火箭發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展。

HPDP項目源于1986年挑戰(zhàn)者號航天飛機和大力神三號運載火箭在發(fā)射階段固體助推器接連發(fā)生的爆炸事故，自此世界各航天國家對飛行器的安全性和可靠性更為關(guān)注。因此，安全性更佳的固液火箭發(fā)動機隨即成為了研究人員新的關(guān)注焦點之一，他們試圖發(fā)展性能更為成熟的固液火箭助推器以替代現(xiàn)有的固體火箭助推器。該項目的主要研究目標(biāo)是發(fā)展和測試一種真空推力達(dá)到113.4t的固液火箭助推級發(fā)動機，以驗證并推動用于未來空間發(fā)射的大型固液助推器進(jìn)一步發(fā)展。

在HPDP項目中，完成了11-in和24-in縮尺固液火箭發(fā)動機以及全尺寸250-klb固液火箭發(fā)動機的設(shè)計研制和地面試驗。1999年9月到2002年1月期間，HPDP項目在NASA的Stennis航天中心共使用2臺發(fā)動機進(jìn)行了4次250-klb固液火箭發(fā)動機的地面熱試車試驗[24]，如圖15所示。

圖15 HPDP 250千磅級固液火箭發(fā)動機熱試車Fig.15 The hot firing test of HPDP 250-klb hybrid rocket motor

HPDP項目中研制的250-klb固液火箭發(fā)動機是迄今為止世界上成功完成地面熱試車尺寸最大的固液火箭發(fā)動機，試驗得到了能夠?qū)崿F(xiàn)穩(wěn)定燃燒的大推力固液火箭發(fā)動機及其系統(tǒng)設(shè)計方案，并且通過試驗發(fā)現(xiàn)大尺寸固液火箭發(fā)動機的工作規(guī)律與小尺寸發(fā)動機有一定的不同之處，這也導(dǎo)致了發(fā)動機實際工作性能略低于設(shè)計預(yù)期值，但是該項目中對助推級大推力固液火箭發(fā)動機的探索性研制是十分成功的。根據(jù)該項目中完成的250-klb固液火箭發(fā)動機試驗結(jié)果，研究人員認(rèn)為全尺寸固液火箭發(fā)動機的設(shè)計方案仍然存在很大的改進(jìn)空間，并提出了一系列的發(fā)動機改進(jìn)方案[25]，為未來助推級大推力固液火箭發(fā)動機的應(yīng)用奠定了較為良好的基礎(chǔ)。

1.7 固液姿控發(fā)動機

固液火箭發(fā)動機因其可以進(jìn)行大范圍推力調(diào)節(jié)，能夠?qū)崿F(xiàn)多次啟停脈沖工作的特性，十分適合用作火箭以及中小型衛(wèi)星和航天器的姿軌控動力系統(tǒng)，有望進(jìn)一步提升火箭的機動性能以及衛(wèi)星和航天器的入軌精度。

2001年，英國薩里大學(xué)完成了一種用于小型航天器軌道轉(zhuǎn)移用的旋流“薄餅狀”固液火箭發(fā)動機的設(shè)計和驗證試驗[26]。發(fā)動機的固體燃料為有機玻璃，氧化劑可選用GOX、N2O或H2O2，氧化劑沿發(fā)動機藥柱外徑切向噴注。發(fā)動機的長度為7cm，直徑為10cm，真空比沖為300s，平均推力為100N。

2012年，美國南加利福尼亞大學(xué)為微小衛(wèi)星動力系統(tǒng)設(shè)計的概念驗證性質(zhì)的小尺寸旋流噴注端燃固液火箭發(fā)動機，并進(jìn)行了地面試驗驗證[27]。發(fā)動機采用GOX/PE推進(jìn)劑組合，長徑比僅為0.79，可以安裝在微小衛(wèi)星的尾部使用，發(fā)動機設(shè)計推力為1N，地面試驗中測得的發(fā)動機平均推力為(0.72±0.05)N，平均比沖為(170±10)s。

2012年，猶他州立大學(xué)設(shè)計研制了一種用于微小衛(wèi)星的MUPHyN(可重復(fù)使用塞式噴管固液動力微小推力器)[28]。推力器中的固液火箭發(fā)動機采用N2O/ABS推進(jìn)劑組合，推力為200N，燃燒室壓力為0.69MPa，比沖為200s。MUPHyN推進(jìn)系統(tǒng)的固液火箭發(fā)動機中使用了高效可重復(fù)啟動的電弧點火系統(tǒng)、3D打印螺栓通道固體燃料藥柱、再生冷卻塞式噴管和液體二次噴射推力矢量控制技術(shù)。高效可重復(fù)啟動的電弧點火系統(tǒng)可以使MUPHyN推力器具備關(guān)機后多次啟動的能力，并且無傳統(tǒng)煙火點火系統(tǒng)的方案，使得發(fā)動機的安全性進(jìn)一步提升。

1.8 固液靶標(biāo)武器

20世紀(jì)60年代中期，美國聯(lián)合技術(shù)中心(United Technology Center，UTC)和比奇飛機公司(Beech Aircraft)開展了“磯鷂”(Sandpiper)高空超聲速靶彈的研制工作。靶彈采用機載發(fā)射，可以在不同的高度和不同的馬赫數(shù)下水平飛行100km，發(fā)動機工作時間超過300s。20世紀(jì)70年代，為了滿足更大的載荷，在Sandpiper的基礎(chǔ)上發(fā)展了高空超聲速靶彈HAST(High Altitude Supersonic Target)，發(fā)動機直徑增加到0.33m，采用IRFNA(紅色發(fā)煙硝酸)為氧化劑，聚丁二烯和聚甲基丙烯酸脂為燃料，發(fā)動機有4個液體噴注器，固體藥柱為十字形藥柱，推力調(diào)節(jié)能力提高到10∶1，并且可回收[29]。

20世紀(jì)80年代，在Sandpiper和HAST靶彈的基礎(chǔ)上，美國特里達(dá)因瑞安公司(Teledyne Ryan)研制了Firebolt靶彈，飛行高度為30.5km～11.5km，最大飛行馬赫數(shù)可達(dá)4.0，最大飛行距離為325km，最大持續(xù)機動過載為5g，具有空軍和海軍兩種型號，可以在空中或海上回收，如圖16所示。靶彈所用的發(fā)動機與HAST靶彈一樣，發(fā)動機推力在533.8N～5338N之間可調(diào)，推力調(diào)節(jié)比達(dá)10∶1。1983年，F(xiàn)irebolt靶彈進(jìn)行了首次飛行試驗，這是迄今為止唯一成功應(yīng)用于軍事領(lǐng)域的固液火箭發(fā)動機[30]。該項目解決了固液發(fā)動機大范圍推力調(diào)節(jié)技術(shù)，但多次啟動技術(shù)未得到驗證。

圖16 高射程超音速靶彈“火弩”Fig.16 The firebolt target missle of high range and supersonic flight capability

2010年，美國普渡大學(xué)開展了變推力、多次啟動固液火箭發(fā)動機的研究，在地面試驗中成功實現(xiàn)了變推力、多次啟動，在此基礎(chǔ)上論證了固液火箭發(fā)動機應(yīng)用于戰(zhàn)術(shù)武器的可行性[31]。

2 需重點關(guān)注的問題

目前，固液混合火箭發(fā)動機的基礎(chǔ)研究發(fā)展迅速，但實際工程應(yīng)用相對較少，實際應(yīng)用主要體現(xiàn)在探空火箭，其目的也主要是驗證技術(shù)方案的可行性。

影響固液混合火箭發(fā)動機性能提高及使用的問題是燃燒完全性、均勻性、穩(wěn)定性、點火可靠性及固體燃料燃速規(guī)律。燃燒完全性、均勻性和穩(wěn)定性直接決定了固液混合火箭發(fā)動機的性能。在固液混合火箭發(fā)動機中，燃燒效率相對較低，燃燒均勻性較差，使固液混合火箭發(fā)動機的燃燒室內(nèi)受熱不均勻，增加了熱防護(hù)的難度，從而制約了固液混合火箭發(fā)動機的應(yīng)用。固液混合火箭發(fā)動機點火與固體和液體火箭發(fā)動機點火機理不同，對其研究十分重要，點火可靠性直接關(guān)系發(fā)動機工作的成敗，國內(nèi)的早期工作就是由于高空點火沒有成功而最終導(dǎo)致項目下馬。固體燃料燃速規(guī)律是進(jìn)行固液混合火箭發(fā)動機設(shè)計的基礎(chǔ)，固體燃料表面的退移、燃燒通道的特性和固體藥柱表面的受熱三者之間互相耦合影響，建立合理的燃燒模型和燃速公式十分困難，從而制約了固液混合火箭發(fā)動機的應(yīng)用。

為了解決這些主要難點和問題，并考慮工程應(yīng)用時的研制成本、難度等因素，重點關(guān)注以下5個問題的研究[32]。

(1) 固液混合火箭發(fā)動機固體燃料燃速技術(shù)

燃料燃速是發(fā)動機設(shè)計的最基本參數(shù)，固液混合火箭發(fā)動機的燃速模型不同于固體發(fā)動機。因為它的燃燒機理與固體或液體發(fā)動機不同，它是典型的擴散燃燒，燃速與質(zhì)量流率密切相關(guān)，固液混合發(fā)動機在工作過程中流率變化范圍很寬，可從幾十到幾百，且有的推進(jìn)劑組合在不同流率范圍的燃速指數(shù)還不相同。在選定推進(jìn)劑組合后，需要使用小型縮比發(fā)動機進(jìn)行燃速試驗，研究燃速縮尺效應(yīng)。目前不同推進(jìn)劑組合的燃速模型還需進(jìn)一步積累。

(2) 固液混合火箭發(fā)動機高效燃燒技術(shù)

固液混合火箭發(fā)動機屬于典型的擴散燃燒，其燃燒效率取決于推進(jìn)劑的摻合程度，目前氧化主要集中在燃燒室中心，在短時間內(nèi)充分地向燃料表面擴散較困難，因此導(dǎo)致目前固液發(fā)動機燃燒效率還相對較低。為了提高燃燒效率，國內(nèi)外科研人員提出了很多方法，如增加前燃室、設(shè)置后燃室、使用旋流噴注器和藥柱中間增加擾流板等，雖然這些方法能有效地提高發(fā)動機的燃燒效率，但同時也帶來了結(jié)構(gòu)尺寸和質(zhì)量的增加，因此選擇合理的提高燃燒效率方法需要著重研究。

(3) 固液混合火箭發(fā)動機長時間熱防護(hù)技術(shù)

固液火箭發(fā)動機可實現(xiàn)小推力、長時間工作，這是固液混合火箭發(fā)動機的獨有優(yōu)勢，但因此帶來了發(fā)動機殼體熱防護(hù)和噴管燒蝕問題。發(fā)動機長時間工作將給發(fā)動機殼體帶來很大的熱負(fù)載，因此要求絕熱材料具有很低的導(dǎo)熱率。為了提高固液發(fā)動機的性能，固體燃料中通常添加大量的金屬粒子，如鋁、鎂等，所以燃?xì)庵泻写罅康慕饘傺趸Ｗ樱瑢^熱材料產(chǎn)生很大的沖刷，因此絕熱材料需要具有很強的抗沖刷能力。固液發(fā)動機進(jìn)入噴管的燃?xì)馔ǔＪ歉谎鯛顟B(tài)，溫度在3500K左右，伴有金屬粒子沖刷，因此需要噴管的收縮段和喉部材料具有很強的抗氧化、耐高溫和抗沖刷能力。

(4) 固液混合火箭發(fā)動機點火及多次啟動技術(shù)

固液混合火箭發(fā)動機具有多次啟動的優(yōu)勢。目前，固液發(fā)動機點火有火炬點火、火藥點火、發(fā)動機點火和催化點火等多種方式。多次啟動通常采用催化方式，不同液體氧化劑需要專門的催化劑，目前催化劑主要有金屬網(wǎng)基和顆粒兩種，但是價格昂貴、貯存時間短，性能有待提高，需要進(jìn)一步研究，以滿足發(fā)動機的啟動性能和多次啟動能力。另外還需針對不同推進(jìn)劑開展多次啟動試驗研究。

(5) 固液混合火箭發(fā)動機推進(jìn)劑輸送系統(tǒng)變推力技術(shù)

變推力是固液混合火箭發(fā)動機的另一大優(yōu)勢，但要充分發(fā)揮這一優(yōu)勢，需要設(shè)計相適應(yīng)的輸送系統(tǒng)、特有的流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)和適應(yīng)大范圍流量變化的噴注器等。

3 應(yīng)用前景與展望

固液混合火箭發(fā)動機的技術(shù)特點在以下領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。

1)固液混合火箭發(fā)動機比沖低，可以長時間工作，推力可調(diào)，可以多次啟動，非常適合上面級發(fā)動機的使用要求。美國多家公司及高校進(jìn)行了多種上面級固液發(fā)動機方案研究，但均未進(jìn)行飛行試驗。

2)針對固液發(fā)動機推力可調(diào)、可多次啟動的優(yōu)勢，適合作為探月、探火的下降級發(fā)動機使用。美國和歐洲多家公司進(jìn)行了方案研究，并進(jìn)行了地面點火演示驗證，但未見飛行試驗的報道。國內(nèi)北京航空航天大學(xué)也針對探月著陸、返回動力系統(tǒng)進(jìn)行了固液火箭發(fā)動機方案設(shè)計，認(rèn)為方案合理可行，但還需開展熱試車及全流程變推力熱試車。

3)由于固液火箭發(fā)動機具有高比沖、推力可調(diào)、可以多次啟動以及成本低的特點，在商業(yè)航天蓬勃發(fā)展的今天，非常適合小型運載火箭的發(fā)展理念，可以作為其主動力。目前，國外公司及高校進(jìn)行了多種方案設(shè)計，并進(jìn)行了地面試車，但飛行試驗尚未見相關(guān)報道。根據(jù)目前的技術(shù)水平，固液小型運載火箭具有很大的潛力。

4)固液火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)相對液體發(fā)動機簡單，使用維護(hù)簡單、可靠性高，因此可以作為運載火箭的助推器使用。當(dāng)年美國闞展的固液推進(jìn)驗證項目，目的是發(fā)展性能更為成熟的固液火箭助推器以替代固體火箭助推器。該項目將固液發(fā)動機的基礎(chǔ)問題及工程實踐提升了一大步，但隨著經(jīng)費的限制、航天飛機的下馬，商業(yè)航天拉低發(fā)射成本，固液發(fā)動機助推器的關(guān)注度也隨之下降。

5)由于固液火箭發(fā)動機的比沖較高、推力可調(diào)并且有多次啟動的能力，非常適合作為姿軌控發(fā)動機。相比于單組元液體姿軌控發(fā)動機，固液發(fā)動機具有較高的比沖，可以減小結(jié)構(gòu)質(zhì)量。相比于雙組元液體姿軌控發(fā)動機，發(fā)動機系統(tǒng)簡單，結(jié)構(gòu)質(zhì)量小。

6)固液火箭發(fā)動機可以作為戰(zhàn)略武器的主發(fā)動機。由于其具有變推力能力，溫度敏感性低、性能穩(wěn)定，主動段可以變推力飛行，能夠適應(yīng)多種彈道形式，可提高武器的突防能力；由于其具有多次啟動的能力，在穿越大氣層時可以關(guān)機滑翔飛行，從而降低防熱壓力，進(jìn)而降低武器起飛質(zhì)量，提高射程。

7)適合作為滑翔類飛行器的主動力系統(tǒng)。固液混合火箭發(fā)動機可使滑翔類飛行器長時間在大氣層內(nèi)有動力飛行，根據(jù)飛行器不同飛行狀態(tài)的升力需求，可以隨時提供不同推力，也可以適應(yīng)跳躍機動等復(fù)雜的飛行動作，彈道形式豐富，可增加飛行器的突防能力。

固液混合火箭發(fā)動機雖然優(yōu)勢明顯，但缺點更是制約了其應(yīng)用。當(dāng)前需要投入研究，提高其工程技術(shù)成熟度，以滿足未來航天領(lǐng)域的發(fā)展需求。