2018, Vol. 39
液体火箭发动机是目前航天领域最主要的一类动力装置，承担着航天器进入空间、空间保持和返回地面的任务，伴随着航天任务的发展，人类进入空间、返回地面的内容和形式也大大增加，对传统的液体火箭发动机提出了更高的变推力要求。变推力液体火箭发动机可用于星际入轨和降落、空间交会、轨道机动以及星际降落时的悬停和危险规避，其他应用还包括飞行器火箭发动机的推力控制，弹道防御导弹的轨道控制和组合发动机的转级（过渡）等，随着我国航天事业的迅速发展，需要多种推力调节形式和不同推力范围的变推力发动机[1, 2]。
国外开展变推力发动机研究的时间较早。1961年12月，美国TRW空间技术实验室研制了第一台实验室级别的变推力发动机MIRA500，采用针栓式喷注器，自燃推进剂，推力变化范围111.2~2224N。1962年5月，研制了MIRA5000针栓式变推力发动机，采用自燃推进剂，推力范围1.11~22.2kN，具有潜在的35:1变推力能力。在此基础上，1963年研制了“勘探者”无人月球着陆探测器的游机发动机MIRA150A变推力发动机，推力范围133~667N[1, 3]。
阿波罗登月舱下降发动机（LMDE）是最著名的针栓式发动机，采用N2O4/A-50推进剂，推力为4.67~46.7kN，调节比10:1。发动机采用机械定位双调系统，使用可调汽蚀文氏管调节流量，可调针栓式喷注器控制推进剂的喷注压降[4~6]。
从1980年开始，针栓式发动机进入到一个新的发展阶段，实现面关机、小型化等功能，凝胶推进剂、低温推进剂也逐渐应用于针栓式变推力发动机。
1981年，美国研制了一款俯仰偏航发动机——“弗莱威特”变推力发动机。该发动机具有高压、可调和快速响应等特性，推力调节比达到19：1。精心设计的喷注器结构可以实现推进剂的快速切断，实现面关机功能，因此该发动机能够以稳定状态和脉冲方式两种模式工作[7]。
在针栓式发动机小型化方面，TRW为美国空军“光亮鹅卵石”计划研制了一种超小的针栓式发动机。采用N2O4/N2H4推进剂，推力22N，总重135g，喷管扩张比150:1，比冲大于300s，是世界上最小的针栓式发动机，于1992年8月成功进行了热试车[3]。
凝胶推进剂和低温推进剂应用于针栓式发动机也是该阶段的一大进展。麦道公司这期间对面关机的针栓式喷注器进行改进，采用加铝的凝胶燃料和凝胶氧化剂，成功进行热试车。发动机燃烧室压力17.2MPa，推力7560N，脉冲模式下工作频率高于100Hz[3]。1991年起，TRW联合麦道公司和NASA刘易斯研究中心对针栓式喷注器喷注接近沸点的液氢进行了验证。1991~1992年，在刘易斯研究中心成功进行了71kN的LOX/LH2试验型发动机的地面热试车，平均燃烧效率达97%[3, 8]。
美国SpaceX公司是近年来著名的私人航天公司，2007年，SpaceX公司为Falcon 1/9研制了主发动机Merlin，采用LOX/RP-1推进剂，燃气发生器循环方式。喷注器继承了LMDE的研制经验，采用了针栓式喷注器，降低了研制成本。Merlin1C是最新改型发动机，海平面推力423kN，燃烧室压力6.77MPa，喷管扩张比14.5，真空比冲304.8s[9]。
国内在变推力火箭发动机领域的研究起步较晚，20世纪70年代开始进行针栓式发动机的研究。1983年，国内第一台双组元变推力液体火箭发动机BYF-03在国防科技大学试车成功。此发动机为单调变推力发动机，推进剂组合为AK-27S/UDMH，推力为245~1221N[10]。20世纪80年代，国防科技大学研制了杠杆双调针栓式变推力发动机SBF-03，利用联动的流量调节锥和针栓式喷注器针阀进行推力调节，推进剂组合为AK-27S/UDMH，推力范围250~1250N，期间还针对之前使用的单针阀喷注器进行改进，提出双针阀方案并进行试验，解决了组元比偏差过大和关机不可靠两个问题[11, 12]。
1992年，西安航天动力研究所和国防科技大学合作，成功研制了喷注性能和混合比同时控制的双调变推力液体火箭发动机。该发动机采用流量定位针栓式喷注器，推进剂组合为N2O4/UDMH，真空推力250~1250N[13]。在此基础上，2002~2005年西安航天动力研究所与西北工业大学等单位合作，成功研制了10:1的双调变推力火箭发动机，发动机采用流量定位针栓喷注器控制喷注压降，使用可调汽蚀文氏管控制推进剂流量，推进剂组合仍然采用N2O4/UDMH[14]。
国内目前唯一实际应用的变推力火箭发动机为嫦娥三号下降级7500N发动机，于2013年12月作为嫦娥三号探测器推进分系统主发动机，圆满完成了嫦娥三号探测器地月转移飞行的三次任务。7500N变推力发动机采用针栓式喷注器，流量定位双调开环控制系统，发动机设计推力为1500~7500N，实际推力可达1200~8250N，推力变比6.87:1，推进剂采用常温推进剂MON－1/MMH[15]。
对比国内外发展情况，我国在变推力火箭发动机领域起步较晚，发展水平相对落后，技术积累也还比较欠缺，主要体现在以下三个方面：（1）推力变化范围较窄，国外早在20世纪就已实现最高19:1推力变比的工程型号应用和35:1推力变比的地面试验，国内目前实现约7:1推力变比的工程型号应用和10:1推力变比的地面试验；（2）推进剂种类较少，国外变推力火箭发动机使用的推进剂覆盖自燃推进剂、低温推进剂、凝胶推进剂以及常规的液氧煤油、液氧液氢等诸多种类，我国目前使用的推进剂仅包括几种自燃推进剂；（3）国外变推力火箭发动机系统方案、调节控制的技术水平较高，特别是控制难度较高、但调节效果较好的机械定位双调系统的应用已日趋成熟，发动机推力调节响应迅速、精度很高，我国目前使用的调节方式为流量定位双调系统，实现大范围变推力必须进一步发展技术水平更高的调节方案。
针对国内变推力火箭发动机技术研究的现状以及与国外情况相比的技术差距，研制了一款气氧/煤油针栓式变推力火箭发动机，主要实现了三个方面的突破和创新：采用气氧/煤油无毒常温推进剂；推力比进一步拓宽至15:1；采用宽范围推进剂供应系统和高性能针栓式喷注器同时调节的机械定位双调系统。
本文主要内容包括：发动机结构设计，给出了发动机主要结构尺寸，热防护方式以及点火方式；高性能针栓式喷注器设计，包括结构设计方案，提出了结构设计中的难点与解决方案；宽范围推进剂供应系统方案，简述了实现机械定位双调系统的结构组成和控制方式；最后给出地面点火试验的结果与分析。
2 试验系统与发动机 2.1 工质供应系统工质供应系统的作用是提供试验台所需的各种工质。工质供应系统由氧气供应系统、氮气供应系统和煤油供应系统三个分系统组成。
氮气系统：高压氮气的作用是为氧气系统、煤油系统提供吹除气体，确保在氧气或煤油主阀门关闭后，氮气能迅速吹除剩余在管道中的氧气或煤油。氮气系统主要是为了保证试验的安全，因此需要其有很高的可靠性，所以在设计氮气系统时尽量减少其系统部件，并采用可靠性较高的弹簧式减压阀。
氧气系统：液氧蒸发系统（包括液氧储槽、氧泵、汽化器）将液氧加压并蒸发为高压氧气，储存在高压氧气罐中。高压氧气经操纵台上减压阀减压后，向变推力火箭发动机试验台输送氧气。氧气系统在安装过程中采用了严格的禁油处理，以保证使用安全。
煤油系统：为变推力火箭发动机提供稳定流量的煤油，作为其燃料。煤油箱通过减压器减压后的氮气为煤油加压，高压煤油经过过滤器、气动阀、液体调节阀和流量计等部件后进入试验件。
2.2 氧气流量调节系统使用精欧控制阀门有限公司制造的880L超小流量针式调节阀作为氧气流量调节装置，该阀门是一种顶导向单阀座调节阀，具有结构简单、密封性能好、使用可靠等特点。有效而足够的顶部导向系统克服小开度时的震动，有效使用寿命更长，更小的流量系数增加了该阀对于本试验的适用性。通过全面的测试，掌握阀门的流量特性以及适用于本试验的流量调节方式，可以在不使用声速喷嘴的情况下独立使用气体调节阀进行精确地流量控制，相比于使用声速喷嘴进行流量控制，此控制方式可以降低流量控制系统的管路压降，且在上游总压保持不变时，流量变化范围可以达到10：1，对于采用挤压式系统方案的变推力火箭发动机，有很好的适用性。
2.3 煤油流量调节系统电液伺服阀是一种接受电气控制信号，输出与之对应的液压功率的阀门，不但能够完成电能与液压能之间的转换，而且能够实现信号的功率放大，电液伺服阀是电液伺服系统中连接电气和液压这两部分的桥梁，是系统中的关键原件[16]。
煤油流量调节系统使用中国航空工业集团公司第六〇九研究所设计的FF106系列电液伺服阀，是一种高性能、双喷档、力反馈的流量控制阀。通过实时采集阀前、阀后压力，同步控制阀门开度，使煤油流量得到精确控制。
2.4 推力测量系统1kN发动机推力测量装置由试车台、原位校准系统两部分组成，用于测量变推力火箭发动机的推力。试车台由定架、承力架、中心架、传感器座、工作力传感器、弹簧预加载装置、同轴工装、发动机连接件、调整垫铁等组成。原位校准系统由校准拉杆、拉环、标准传感器准、数显表、校准支座、传力机构、减速机及手轮等组成。在进行供应管路设计时，氧气和煤油供应管路与发动机为硬连接，管路方向与发动机推力方向（即推力架测力方向）垂直，可保证在进行推力标零与推力测试的过程中，管路牵连的影响几乎可以忽略。
2.5 发动机设计 2.5.1 燃烧室设计经过理论计算和仿真模拟，设计所得发动机主要结构参数：燃烧室直径34mm，喉部直径13.6mm，喷管扩张比1.4，特征长度1m，发动机二维结构图如图 1所示。
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Fig. 1 Two-dimensional diagram of combustion chamber(mm) |
发动机热防护方式采用热沉防热，燃烧室选用紫铜材料加工制造，经仿真计算校核，在室压5MPa的试验工况下，燃烧室喉部可保证在15s内不发生烧蚀。
选用电火花塞点火方案，由于头部面板结构复杂，无法在头部安装火花塞，故火花塞安装在燃烧室身部。考虑到紫铜材料硬度较低，在高室压工况下由于温度升高硬度进一步降低，为保证火花塞可靠密封和工作，加工了一只不锈钢材料的火花塞安装座，与紫铜身部进行激光焊接。试验结果显示，火花塞在试验过程中实现了可靠密封和点火。但由于安装位置选择不合适等原因，火花塞电极会在试验中烧坏，此问题有望在下一阶段改进工作中解决。
2.5.2 气液针栓式喷注器设计针栓式喷注器由美国TRW公司于1950年发明，其结构独特、燃烧效率高、稳定性好，已广泛应用于液体火箭发动机中。
经典的液液针栓式喷注器的工作原理如图 2所示。一种液体推进剂从外圈流道通过由壳体和针栓构成的环形喷嘴，以环形液膜的形式沿针栓外壁流动，速度为轴向。另一种液体推进剂从中心通道进入，在针栓顶帽内型面的作用下速度变成径向。两股射流撞击后在燃烧室中形成图 2所示的流场结构，燃烧室中形成了两个明显的回流区：（1）上回流区，富含外圈推进剂的低温燃气可以对喷注器头部形成有效的冷却；（2）中心回流区，富含内圈推进剂，将部分未燃烧的液滴重新回流到燃烧室，可有效提高燃烧效率[3]。
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Fig. 2 Pintle injector concept and flow field structure |
在此基础上，设计了一款气液针栓式喷注器，采用了与三底两腔经典头部结构相似的结构设计，面板外侧为氧气环缝，喷注方向为轴向，与发动机燃烧室流动方向一致，内侧为外伸的针栓组件，针栓顶帽与直线步进电机连接可实现轴向移动，达到调节煤油喷嘴面积，从而调节煤油喷嘴压降的作用，喷注器结构示意图如图 3所示，包括部分针栓主要参数，其中b为针栓开度，可在0~2mm变化。
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Fig. 3 Schematic of the pintle injector(mm) |
喷注器的设计难点在于氧气喷嘴设计与针栓顶帽设计的平衡：一方面，考虑氧气喷嘴面积和现有加工精度水平，使得环缝距中心的径向尺寸不能太大，另一方面，考虑针栓顶帽的刚度和强度要求，针栓的直径不能过小。此外，为了保证氧气环缝的均匀喷注，在头部面板设计了四个支撑肋，为了保证针栓顶帽的结构强度和均匀喷注，且轴向流通面积不能小于可调煤油喷嘴最大开度的喷注面积，设计了三个支撑肋，最终完成了针栓式喷注器的结构设计，由图 4的剖面图可以看出支撑肋的具体设计情况。
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Fig. 4 Cutaway views of pintle injector |
变推力发动机的推力控制通过推进剂流量的控制来实现，为了实现在变推力工作条件下最佳的喷雾燃烧性能，控制头部的压降，在流量控制的同时需要对喷注条件进行控制，从而在流量发生变化时保持设计的喷注压降。根据流量控制与喷注条件控制方案的不同组合，可以构成变推力发动机的不同系统方案[14]。
单调系统利用可调喷注器同时实现推进剂流量和喷注压降的控制，只有可调喷注器一个调节组件。单调系统整体系统简单，但喷注压降、混合比变化范围较大。
双调系统利用流量调节组件与可调喷注器分别对推进剂流量和喷注压降进行控制：机械定位双调系统通过流量调节组件（流量调节阀、可调文氏管等）对推进剂流量进行调节，通过执行机构（液压作动系统、步进电机等）对可调喷注器进行调节，借助电气系统可实现主动、同步控制，但结构复杂，难度较大；流量定位双调系统与机械定位双调系统在可调喷注器的调节方式上不同，其通过独特的喷注器设计和液压作动原理使可调喷注器随推进剂流量的改变进行自适应调节，保证喷注压降的基本恒定，虽然这种喷注器结构简单，但由于喷注参数不能主动控制，故在大变比调节时压降系数变化大，无法满足系统需求。
为了使推进剂流量、喷注压降均可实现主动控制，15:1气氧/煤油变推力发动机采用机械定位双调系统，使用流量调节阀对推进剂流量进行调节，使用步进电机对针栓式喷注器的喷注面积进行调节，并借助自行设计的电气系统实现同步控制。
3 结果及讨论 3.1 冷态试验结果使用透明燃烧室以及出口面积调节装置，可以在冷态试验中建立与热态试验一致的燃烧室压力，借助高速摄像机可以拍摄冷态试验中煤油与氧气的喷注、雾化和掺混情况，如图 5所示，四张图片依次代表推进剂未喷出、煤油开始从针栓喷出、氧气开始从环缝喷出、稳定掺混状态。分析可知：与经典的液液针栓式喷注器不同，气液针栓式喷注器中煤油的雾化以及煤油与氧气的掺混主要借助气动作用力完成，氧气环缝的压降直接决定煤油的雾化效果和两者的掺混效果。
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Fig. 5 Cold test of pintle injector |
变推力发动机共进行13次热试，其中6次为恒定推力试验，7次为变推力调节试验，表 1为部分试验结果，表中pcd代表设计室压，pce代表实际室压，O/FD代表设计氧燃比，O/FE代表实际氧燃比，TD代表设计推力，TE代表实际推力。
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Table 1 Experimental data |
图 6展示了变推力发动机部分工况的热试图片，可以看出尾焰形态和长度与燃烧室室压成正比关系。
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Fig. 6 Engine hot tests |
图 7给出了部分试验工况的燃烧室压力测试曲线，压力数据均为表压值，其中图（a）为变推力调节工况，图（b），（c），（d）为恒定推力工况。
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Fig. 7 Combustion pressure dates of hot test |
所有热试工况下，发动机头部面板均未出现烧蚀情况，针栓式喷注器移动执行机构直线步进电机未出现损坏或控制失效情况，整体工作情况良好，可靠性较高。
3.3 发动机性能分析由试验结果可得：变推力发动机实际室压为0.26~4.35MPa，推力为57.30~864.70N，推力比15.1:1。图 8为设计室压-推力与试验室压-推力的对比曲线图，曲线符合良好，试验情况和设计情况基本一致。
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Fig. 8 Combustion pressure vs thrust |
需要说明的是，推力架的推力测量范围为0~1kN，精确测量范围为100~1000N，经过大量实验和数据分析，认为推力架在测量0~100N的推力时，测量量值偏高，所以发动机实际推力变比很可能高于15.1:1。
对于热态试验，燃烧效率η为实验特征速度cex*与理论特征速度cth*之比，即
| $\eta = \frac{{c_{{\rm{ex}}}^{\rm{*}}}}{{c_{{\rm{th}}}^{\rm{*}}}} \times 100{\rm{\% }}$ | (1) |
理论特征速度由热力计算程序CEA计算获得，而实验特征速度cex*由实际测得的室压、喉部面积At和流量计算得到
| $c_{{\rm{ex}}}^{\rm{*}} = \frac{{{p_{{\rm{ce}}}} \times {A_{\rm{t}}}}}{m}$ | (2) |
比冲IS可由实测推力与总流量得到
| ${I_{\rm{S}}} = {T_{\rm{E}}}/m$ | (3) |
表 2为发动机实际性能参数，除了实际室压0.26MPa工况的燃烧效率稍低，其余工况燃烧效率均超过90%，表征针栓式喷注器性能良好，但某些工况依然有继续改进提升的空间；比冲的变化趋势基本与燃烧效率一致，仅0.26MPa对应的比冲偏高，经分析认为主要是由于此工况下推力实测值较高。
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Table 2 Engine performance parameters |
表 3为针栓式喷注器性能参数，其中mf代表煤油流量，b代表针栓开度，a代表煤油喷嘴压降系数。
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Table 3 Pintle injector performance parameters |
液体推进剂的喷嘴压降对喷嘴雾化特性和燃烧室内的燃烧过程具有重要影响，通常推荐的喷嘴压降范围为燃烧室压力的15%~25%。压降过小会造成雾化不稳定，燃烧过程容易受到推进剂供应系统压力波动的干扰，燃烧效率和比冲降低；压降过大可以提高雾化质量，降低燃烧室出现低频不稳定燃烧的可能性，但提高了对推进剂供应系统的要求。
针对大范围调节变推力发动机，如果采用机械控制双调系统，可使喷嘴压降实现主动控制，考虑到3.1节所总结的气液针栓式喷注器的喷注特性，同时控制高室压工况的喷注器压降。设计结果为：在低室压工况（0.3~2MPa）保持推荐的压降系数，在高室压工况（2~5MPa）适当降低压降系数。根据试验结果，煤油压降系数的试验控制结果与设计思路一致，体现出机械控制双调系统的优势。
3.5 发动机头部面板积碳情况分析由图 9（a）分析可知，氧气环缝肋条外侧的面板区域出现变色，表征有高温燃气靠近壁面，壁面温度较高；其余部分变黑，其壁面温度较低，因此可以认为氧气的轴向流动在头部面板和下游高温燃气间形成回流区隔绝层，降低了头部面板的热载荷，具有保护头部面板不被烧蚀的效果。
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Fig. 9 Carbon deposition on the injection plate |
对比图 9（b），（c），（d）可以看出，氧燃比越高，头部面板的积碳越少，氧气和煤油的反应越完全；虽然头部面板和针栓头部均有积碳，甚至氧气环缝肋条外侧的面板区域出现变色，但均未出现烧蚀情况，结合高速摄像机拍摄的冷态试验图片，认为是由于氧气环缝喷出的高速氧气射流一方面形成上回流区，保护头部面板不被烧蚀，另一方面使得针栓头部处在高速氧气射流的高速流动区，也免受下游高温燃气的影响，故气液针栓式喷注器需要采用外侧气体推进剂，内侧液体推进剂的喷注方式。
4 结论通过本文研究，得到如下结论：
（1）变推力火箭发动机在设计工作范围内实现稳定燃烧，实际室压变化为0.26~4.35MPa，推力变化为57.30~864.70N，推力变比达到15.1:1，绝大部分工况燃烧效率超过90%，最高达到97.14%。
（2）流量调节阀可根据设计调节推进剂流量，针栓式喷注器可根据需求主动控制煤油喷嘴压降，精度良好，达到机械定位双调系统的预期目标，体现出其在深度变推力发动机的应用优势。
（3）设计了一款新型高性能气液针栓式喷注器，相较于经典的液液针栓式喷注器，气液针栓式喷注器须采用外侧气体推进剂，内侧液体推进剂的喷注方式；同时也为采用气氧、煤油作为推进剂的变推力火箭发动的应用奠定了基础。
（4）变推力火箭发动机的改进工作将着眼于流量控制系统的精度改善和闭环控制，以及身部热防护方式的调整，并争取进一步拓宽调节范围。
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