【《变推力发动机国内外分析现状和发展趋势文献综述》3300字】

变推力发动机国内外研究现状和发展趋势文献综述目前国际上对变推力发动机机动技术研究工作和学术氛围非常活跃。主要研究集中变推力发动机的无毒推进剂技术、针栓喷注器调节技术、单组元和双组元变推力发动机技术以及变推力发动机在空间机动中的应用研究。1.1 无毒变推力发动机技术研究现状国内西安航天动力研究所以及北京航天动力等研究所开展了大量无毒低温推进剂泵压式变推力液体发动机研究。2016年西安航天动力研究所提出大推力变比10:1的补燃循环系统方案，通过燃发器分流阀调节驱动涡轮的燃气流量，从而改变燃发器混合比，进一步改变涡轮功率，泵功率随之改变，最终改变推进剂流量，原理如图1-2所示。喷注器为双歧路喷注器，该方案在实现大推力变比的同时保证了喷注压降。图1-2变推力发动机补燃循环系统同时下表1-1是目前国内外无毒变推力发动机主要型号统计：表1-1无毒变推力发动机主要型号统计时间飞行器/工程发动机型号最大推力/KN推力变比推进剂1991-1995DC-X/DC-XARL10A-5653.3:1LH2/LO21996JointCooperativeStudyRD-012019624:1LH2/LO21997JointCooperativeStudySSME20876.4:1LH2/LO22005-2010CECEModifiedRL106110:1LH2/LO22005-2010LSAMTR202375.3:1GH2/LO22011-2014MorpheusMorpheus主发动机244:1LCH4/LO2相较于有毒变推力推进，采用无毒变推力推进可以减少地面操作人员风险、缩短操作转场时间、降低发动机成本，对操作人员安全与环境保护有利。尤其是甲烷由于具有沸点高、无积碳、高比冲以及高蒸发潜热等优势，成为理想推进剂，并且基于双涡轮系统的液氧甲烷膨胀循环变推力发动机能够在甲烷做功能力利用率更高的情况下更好地保证混合比，实现推力大范围调节[2]。因而无毒变推力发动机会带来更大效益，因此无毒变推力发动机是变推力发动机技术发展的一个重要热点。1.2 针栓式喷注器变推力发动机技术在变推力发动机设计中,对于喷注器的设计十分重要。针栓式喷注器与用在双组元液体火箭发动机上的典型的撞击式或同轴式喷嘴比较,具有独特的几何特性和喷注特性。针栓式喷注器能够产生很高的燃烧效率(96~99%),并具有如下工作特性:很强的调节能力、面关机特性、成本低、可靠性高以及操作安全等。因此,国内外关于变推力发动机研究主要集中于使用针栓式喷注器的变推力发动机[4]。美国诺格公司研发的TR202变推力发动机就是变推力针栓发动机。如下图1-3所示。TR202在100%功率下可提供的真空推力为38.8kN，在18.8%功率的情况下可节流至7.1kN，设计额定功率为最大功率的75%，节流能力为4:1。图1-3TR202变推力针栓发动机国际上其他各国也对变推力针栓发动机技术研究深入，特别是我国西安航天动力研究所研发的某型针栓发动机，下表二则是目前研制的典型针栓喷注器发动机。表1-2研制的典型针栓喷注器发动机[3]针栓式变推力发动机是未来变推力发动机高性能、低成本、重复使用的航天动力发展趋势。1.3 单组元与双组元变推力发动机技术单组元发动机工作时，推进剂由喷注器进入催化床，经催化分解为高温燃气，高温的混合气体经喷管膨胀产生推力。MR-80和MR-80B单组元变推力发动机为了实现大推力化设计和大流量变比范围内稳定工作，攻克了径向双层夹套催化床设计、径向喷注器设计、流量稳定调节技术、催化床空穴控制等关键技术。国外单组元变推力发动机成功完成了“海盗”号和“好奇”号着陆器在火星表面的软着陆任务，代表其单组元变推力技术发展已经相对成熟。双组元发动机结构图下图1-4所示：图1-4变推力双组元发动机构造图美国TRW公司生产了变推力双组元液体推进发动机，其采用同轴喷注器，能够在19:1的节流范围内使发动机具备较高的性能。1.4 变推力发动机技术国内外应用现状我国目前在变推力发动机方面走在世界前列，以航天科技六院研制的YF-36型7500N挤压式流量定位双调开环控制的变推力发动机为例，其真空实际推力8250～1200N，真空比冲308秒，启动次数30次以上，累计工作时间大于4000秒。它不仅能用于星球着陆任务，也能用于航天器轨道控制、姿态控制，实则是一款身兼数职的多功能发动机。下图1-5所示为装载YF-36型变推力发动的嫦娥四号航天器：图1-5装载YF-36型变推力发动的嫦娥四号航天器目前，我国正在加紧对变推力发动机技术的研究，以期完成多样化的空间机动任务。随着美国对太空战略的日益重视，变推力发动机研究也日益深入。美国“梦神”号主发动机根据研制进程先后命名为HD1～HD5，最终实现了海平面24kN最大推力，并且具有4:1深度节流能力，功率可变范围为25%～109%，比冲为321s。如下图中央为可变推力主发动机，周边四台为滚动姿控发动机，辅助发动机的推力范围约为20～70N。研究人员在HD4主发动机的基础上开发了HD4-A-LT和HD4-B-LT，两者都改进了大喉管燃烧室，使得最大推力达到24kN。图1-6HD4主发动机随着美国后续阿波罗计划等航天战略的发展，后续变推力发动技术和机动技术会加快发展。目前各国非常重视变推力机动相关的研究，但掌握变推力发动机技术且拥有机动能力的国家很少。印度至今没能攻克变推力发动机技术，所以推力调节只能靠逐步增加发动机工作台数来实现，甚至因为技术不足导致“月船2号”登月失败。因此目前基本上只有中国和美国拥有变推力发动机技术且能够用于空间平台的机动。1.4 基于变推力发动机的轨道机动国内外研究现状和发展趋势

Casiano,M.J.等学者论证了变推力液体火箭发动机能够在指令下进行可变推力或推力调制。可节流液体火箭发动机可用于行星进入和下降、空间交会、轨道机动(包括空间定向和稳定)以及在行星着陆期间悬停和避险。变推力液体推进剂火箭发动机也可以在给定的情况下连续地遵循最经济的推力曲线[5]。目前国防科技大学的学者李悦在基于变推力发动机的航天器快速机动问题着重论证了变推力发动发动机技术在航天器平面内升轨变拱线机动、平面外变倾角机动、平面外变倾角变相位机动和平面外变倾角变拱线机动这五种典型的空间机动情形,对仿真数据进行了处理和分析,研究变推力发动机技术在空间快速机动中所起的重要作用[1]。哈尔滨工业大学王峰等学者利用速度脉冲转移算法进行了在轨航天器的任意轨道主动绕飞，论证了该算法比常规规避碰撞的算法更节省能量[6]。同时也为变推力条件下轨道机动的最终选择提供了思路。南京航空航天大学学者吴小健通过航天器避障机动研究，设计了位置PD控制、姿态四元数反馈控制律、广义坐标及其变化率反馈控制律，最终，将位姿控制力/力矩与避障排斥力/力矩相叠加，得到系统位姿机动和避障联合控制力。通过分析不同的避障函数、不同位姿反馈控制律和不同参数设置条件，得到了对航天器避障机动控制效果的影响[7]。综上所述，目前国际上对于变推力发动机研究氛围浓厚，而轨道机动方面主要集中于脉冲推力或者有限推力中的连续常推力，很少将变推力发动机与变推力轨道机动结合起来研究，很少研究变推力发动机在轨道机动中的应用特性，对于变推力发动机推力调节实际过程对于轨道机动影响研究甚少，本文正式基于推力可大范围变化的条件下，重点研究面向空间机动平台的变推力发动机应用特性，进而通过结果，分析数据提出变推力发动机的技术需求。参考文献李悦.基于变推力液体发动机的航天器快速机动问题研究[D].长沙：国防科技大学研究生院，2008.崔朋,李清廉,成鹏,张北辰.液氧甲烷膨胀循环变推力发动机系统方案对比研究[J].国防科技大学学报,2020,42(03):106-115.张波涛，李平，王凯，杨宝娥.变推力液体发动机中针栓喷注器研究综述[J].宇航学报，2020.12，41（12）：1483岳春国,李进贤,侯晓,冯喜平,杨姝君.变推力液体火箭发动机综述[J].中国科学(E辑:技术科学),2009,39(03):464-468.Casiano,M.J.a,d;Hulka,J.R.b,d;Yang,V.c,e.Liquid-PropellantRocketEngineThrottling:AComprehensiveReview[J].JournalofPropulsionandPower,2010,Vol.26(5):897-923王峰,陈雪芹,曹喜滨,耿云海.在轨服务航天器任意轨道主动绕飞[J].哈尔滨工业大学学报,2014,46(05):6-10.吴小健.基于超二次曲面的柔性航天器避障机动研究[D].南京航空航天大学,2015.崔朋，李清廉，吴继平，张家奇，成鹏.变推力液体火箭发动机系统方案研究进展[A].中国航天第三专业信息网第三十七届技术交流会暨第一届空天动力联合会议[C],2016.R.A.Byron,C.P.Morse,苌葆全.液体火箭发动机先进的增压系统[J].导弹与航天运载技术,1989,(2):37-48.Zweig,F.,Tuteur,F.B.,Cunningham,W.J.,andBower,J.L.,"TheDynamicsofThrottlingHydraulicSystems,"YaleUniversity,Report8252-R,NewHaven,CT,Jun.1950.University,Report8252-R,NewHaven,CT,Jun.1950.Merritt,F.andDumont,L.,"SupplementalReport-WideRangeFlowControlProgram,"AirForce,AFRPL-TR-69-141,EdwardsAirForceBase,CA,May1969Bazarov,V.G.,"ThrottleableLiquidPropellantEnginesSwirlInjectorsforDeepSmoothThrustVariations,"30thAIAA/ASME/SAE/ASEEJointPropulsionConference,AIAAPaper94-2978,1994.Carter,T.E..Effectsofpropellantmasslossonfuel-optimalrendezvousnearKeplerianorbit[J].JournalofGuidance,Control,andDynamics,1989,Vol.12(1):19-26.郗晓宁,王威,高玉东编著.近地航天器轨道基础[M].国防科技大学出版社,2003.张洪波编著.航天器轨道力学理论与方法[M].北京：国防工业出版社,2015.陈克俊，刘鲁华，孟云鹤编著.远程火箭