月球软着陆下降级发动机的重要作用

月球软着陆下降级发动机的重要作用

1关键组件试验验证

20世纪60年代，美国实施了阿波罗登月计戈I],并成功实施了登月。

本文针对登月下降级发动机的技术需求,提出了采用膨胀循环液氧甲烷发动机作为下降级

主发动机的技术方案，分析了液氧甲烷推进剂的技术优势，论证了发动机系统动力循环方式、

点火方案以及调节方案，并介绍了关键组件技术方案的试验验证情况。

2液氧盔甲氧化处理技术的优势

1冲孔性能高

可以看出，三种低温发动机中,液氢/液氧发动机的比冲性能最高,液氧/甲烷发动机的理论

比冲略高于液氧/煤油发动机。

2近空间可贮存

甲烷沸点为-161℃,液氧沸点为-183℃,液氧和甲烷理想工作温度更接近空间环境温度，

理论上更易实现推进剂的空间长期贮存，属空间可贮存推进剂。进入21世纪,在重返月球

背景下，美国提出“发展先进低温推进技术”的PCAD计划，对新一代载人登月着陆器“牵

牛星”，液氧、甲烷的贮存要求是月面210天

3高焦温度和高宁度

燃类燃料使用过程中最大的问题就是积碳和结焦。甲烷结焦温度为950K,煤油结焦温度为

560K,与煤油相比，甲烷绍焦温度高

4氟氧/甲烷发动机点火土壤点火土壤点火动因试验

登月下降级发动机要求具备多次点火起动能力（大于5次）。美国在上世纪六十年代，利

用RL-10发动机换氟氧/甲烷推进剂并开展了点火起动试验,试验证明，氟氧/甲烷发动机

采用膨胀循环方案,可以实现箱压自身起动

液氯甲烷发动机比冲性能按高、可贮存件好、发动机不易积碳和结焦、易干实现多次起

动及变推力调节,是登月下降级主发动机的理想选择。

3支持系统的设备

3.1动力循环方案对比

发动机系统循环方式决定了发动机的类型，在很大程度上影响到发动机的性能、研制难度、

研制成本、制造工艺和试验方法。因此,发动机系统方案选择首先是确定循环方式。按照

推进剂供应系统的类型,通常有挤压式和泵压式两种。挤压式发动机一般适用于小推刀、

短时间工作的姿控动力系统,在发动机推力超过一定量级和工作时间较长时，泵压式供应系

统比挤压式供应系统具有明显的技术优势。登月下降级发动机真空推力要求达到几吨级，

采用挤压式供应方式带来的结构质量大幅增加是系统不能承受的，在此不作考虑。

泵压式供应系统动力循环方式主要有补燃循环、闭式膨张循环、燃气发生器循环等。

三种循环方式相比，燃气发生器循环方案设置较简单，系统各组件间相互独立性好，便于实

现系统调节，但由于副系统流量小,导致调节元件尺寸过小,较难实现10:1大范围变推力

调节。最重要的一点是涡轮做功燃气排放造成了一定的性能损失,额定工况和低工况比冲

比闭式循环低约10s;补燃循环发动机性能最高，但由于系统压力高，涡轮功率大，加上高

温高压导管及密封等要求大大提高，导致其研制难度较其他方案大,研制周期长,成本高；

膨胀循环发动机与其他循环方式的区别在「：驱动涡轮做功的工质由低温气甲烷取代了燃

气发生器/预燃室双组元燃烧产生的高温燃气。经泵增压的甲烷进入推力室再生冷却身部

夹套,对推力室身部再生冷却,吸热后转变为温度适中的气甲烷,用于驱动涡轮做功。膨胀

循环方案中,经过涡轮做功后的甲烷全部进入推力室和液氧燃烧，比冲较燃气发生器循环有

很大提高。与燃气发生器循环和补燃循环相比，由于取消了燃气发生器或预燃室副系统，

涡轮工质为低温还原性气体,减轻了涡轮的热应力,避免了涡轮烧蚀问题,发动机可靠性提

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综上分析,膨胀循环方案具有固有可靠性高、易于实现多次起动和变推力调节等优点,各

项指标能够满足总体要求:研制周期短、成本低，是载人登月卜.降级主发动机的首选方案。

图1所示为采用膨胀循环的登月下降级主发动机系统方案原理图，液氧和甲烷分别经氧泵

和甲烷泵增压。氧泵后的液氧直接进入推力室进行燃烧，甲烷泵后的甲烷全流量对推刀室

身部进行再生冷却，通过再生冷却身部吸热后的甲烷驱动甲烷涡轮和氧涡轮，做功后的甲烷

直接进入推力室进行燃烧,

3.2火炬点火器点火

如前所述,膨胀循环液氧甲烷发动机能够实现箱压自身起动，无需采用外能源,起动次数不

限。在点火器选择上参考了国外低温发动机的主要方案

点火起动过程如下：在发动机预冷阶段，甲烷泵后至甲烷主阀这一容腔内，甲烷与管路和推

力室冷却夹套金属进行热交换而达到某一个平衡温度，为起动涡轮的工质提供一定的初始

焙,与此同时,液氧也充填至氧主阀前。当发动机满足预冷起动温度和泵前压力条件后,关

闭甲烷泄出阀和氧泄出阀，火炬点火器点火,打开甲烷主阀和氧主阀,在箱压下,进入挂力

室内具有一定热焰的气甲烷与进入推力室的液氧点燃,进行低压、低混合比燃烧，燃气使冷

却夹套的温升增加,气甲烷驱动涡轮的能量增加,涡轮起动加速。经过一段时间的起动加速

过程，发动机达到主级稳定工作状态，发动机完成自身起动。

3.3可调节喷注器方案

在发动机甲烷涡轮和氧涡轮处均设置了旁通路,通过调节旁通调节阀开度调节涡轮介质流

量，控制涡轮功率，进而达到调节推力的目的；在甲烷泵出口设置流量调节阀，用于发动机

工况变化过程中稳定混合比；为确保变工况过程中燃烧效率和稳定性，必须采用可调节喷

注器方案（针栓喷注器、双孔喷注器等）。发动机起动并转入主级稳定工作后，根据登月

舱发出变推力指令,发动机进入变推力调节程序。首先调节两涡轮泵旁通调节阀开度，调节

进入涡轮的热气流量,随着涡轮功率改变,泵流量和压力变化,发动机推力开始变化,与此同

时，根据工况调整调节喷注器面积以及混合比调节阀开度，维持喷注压降和发动机混合比。

发动机调节控制程序需要在各组件动特性规律完全掌握后最终确定。

4组件方案的验证

针对膨胀循环液氧甲烷发动机的系统方案，开展详细的系统和组件设计,并针对关键线件

火炬式电点火器、喷注器开展试验验证工作，验证了方案的可行性。

4.1气氮气甲烷点火特性试验

设计了富氧燃烧气氧气甲烷火炬式电点火器方案，并开展了地面点火试验研究。图2所示

为点火器结构示意和三维外形图。

试验共计点火100余次，进行了不同点火混合比、点火室压力、点火室结构参数下的点火

特性。试验证明气氧气甲烷在16~38宽混合比范围都能够实现可靠点火，验证「气氧气

甲烷点火器结构和点火可靠性。该点火器成功参加r后续推力室变工况热试验，试验进一

步证明，点火器能够在不同推力室工况下实现可靠点火，点火迅速，冷却可靠,进一步验证

了点火器的可靠性。

图3为点火器典型试验正力曲线及点火试验现场发火照片。

4.2燃烧特性分析

设计了气液针栓式和双孔直流式两种喷注器结构方案,开展了喷注器变工况挤压热试验研

究。图4为针栓式、双孔直流式喷注器的产品实物。热试验中，均配套了自主研发的火

炬式电点火器，并成功实现了多次推力室点火。

两台推力室产品（针栓喷注器和双孔喷注器各配套一台）共计进行了10次热试验,单次点

火时间50s,累积试验500s,获取了10比1变工况下喷注器的燃烧特性。

热试验结果显示：针栓喷注器和双孔喷注器与火炬式电点火器工作协调性好,发动机起动

迅速,关机正常；两种喷注器在大范围变工况下均能够稳定燃烧，其中针栓喷注器获得了较

高的燃烧效率,三种工况下燃烧效率达到了0.99,室压粗糙度不大于5%，见表2,其中燃烧

效率通过室压、流量等测量参数换算得出，并对影响燃烧效率的三个主要因素：燃料组分、

身部温升、压力恢复系数进行了修正。室压粗糙度是衡量发动机燃烧稳定性的重要指标，

其计算方法是取发动机主级工作段室压峰峰值之半与稳态室压的百分比。图5为双孔喷注

器三种工况下火焰，图6为针栓喷注器三种工况下火焰照片。

推力室研究性热试验初步证明了两种喷注器用于变推力发动机的可行性，获得了火炬式电

点火器与喷注器协调工作特性及点火时序，为发动机的后续研究奠定了技术基础。

5火炬式电点火器

1）液氧甲烷发动机推进剂来源广泛、成本低廉、性能较高、空间可贮存，且易于实现大范

围变推力和多次起动，是登月下降级主发动机的理想选择；

2）登月下降级变推力发动机采用膨胀循环、箱压自身起动，火炬式电点火器高压点火方

案,通过合理设置调节装置,能够实现大范围推力调节，发动机各项性能指标能够满足总体

要求；

3）开展了点火器、喷注器等关键组件的研究性试验，取得了阶段