三組元火箭發動機

三組元火箭發 動機是一種雙燃料雙工況發動機 ，它充分利用 了密度效應 ，在低空時使用高密度 、性能良好的推進劑組元 ，而在高空換用低密度 、高性能的推進劑組元，這樣它可以在高比沖水平下達到高的總體結構性能，從而滿足單級入軌的要求。

在相同的室壓條件下 ，三組元發動機的結構質量比氫/氧發動機低 10% ～25%。此外少量液氫（推進劑總流量的6%）的加入 ，不僅可以提高冷卻性能，允許更高的燃燒室壓力 ，也可以改善燃燒穩定性 。另一方面 ，三組元發動機充分繼承了液氧/液氫 、液氧/煤油發動機的研製經驗，是可以發展成功的新型動力裝置。

基本介紹

• 中文名：三組元火箭發動機
• 外文名：Three component rocket engine

研究背景

半個多世紀以來，液體火箭發動機通過採用高能推進劑、提高推力室壓力和增大噴管面積比等措施，在性能上得到了巨大的增長。發動機推力室壓力從早期5〜6MPa提高到了15〜20MPa;；噴管面積比從10〜15增加到50〜100；分級燃燒循環得到廣泛套用；大推力高性能氫氧發動機已成為美、法、日、獨立國協等國航天技術的重要標誌。各種型號的液體火箭發動機廣泛地套用在運載火箭、太空梭、衛星、飛船等多種類型的太空飛行器上。液體火箭發動機的發展已進入成熟階段。但是，隨著空間的開發，對火箭發動機的性能要求越來越高。由於受化學能量與材料的限制，沿著現有液體火箭發動機的發展模式，進一步提高發動機的性能已十分困難。因此，需要探索液體火箭發動機繼續發展的新途徑。

研發歷程

美國的研究歷程

1971年，美國人羅伯特·薩克得首次提出了三組元發動機的理論。他通過採用齊奧爾科夫斯基理論速度增量公式進行分析後得出這樣的結論：對某一火箭級，如果採用兩種推進劑，且密度ρ₁>ρ₂，密度比沖ρ₁I₁>ρ₂I₂（即第一工況密度比沖高於第二工況密度比沖），則火箭速度的增量可達最大值。

三組元發動機的特點是採用兩種燃料、一種氧化劑，所以又稱雙燃料發動機。在火箭飛行的第一階段用高密度比沖的推進劑，在火箭飛行的後一階段用高比沖的推進劑。雖然化學火箭性能增長受能量限制，但通過兩種推進劑的適當配合，還可以繼續提高運載能力。

薩克得的理論提出後引起很大反響。隨著空間的開發，對運載能力的要求越來越大。三組元發動機充分繼承了液氧液氫與液氧煤油發動機的研製經驗，風險小，投資省，採用推進劑交叉供應技術，可以發展成為大型運載器的新型動力裝置。美同航宇局（NASA）蘭利中心的研究人員進行的詳細的結構與性能分析證明了這一點。人類對航天活動的追求是希望太空飛行器能像飛機那樣翱翔天空，即實現單級入軌的太空梭。雙組元液體火箭發動機由於受能量限制，很難實現這一願望。採用核動力裝置和ATR（空氣渦輪衝壓發動機）組合動力裝置等，短期實現在技術上有一定難度。但是採用三組元發動機，加上複合材料、耐熱材料和電子技術的廣泛套用，則可使單級入軌太空梭在較短的時間內有實現的可能。許多火箭專家認為，高室壓和大面積比已經給火箭發動機帶來性能上的重大改進，只要通過不斷改進和完善，液體火箭發動機還可以為新一代太空梭提供動力。基於這些理由，80年代中期，美國50名航天專家向總統提出的建議書“HighWaytoSpace”指出，與其它動力裝置相比，三組元火箭發動機是風險小、技術效益高、能在近期內發展成功的新型動力裝置，是液體火箭發動機繼續發展的方向。

三組元發動機的研究工作,國外最早正式開始於70年代。當時NASA執行了一項稱為“先進運輸工具”的研究計畫。1978年，洛克達因公司根據與NASA的契約，提出了題為“三組元發動機研究”的研究報告。該報告對三組元發動機的可行性、三組元發動機的各種循環以及三組元發動機的各種模式進行了分析。

在完成太空梭的研究任務後，1984年美國總統里根在國家空間戰略咨文中，為了繼續保持美國在空間技術上的領先地位，要求國防部與NASA共同規劃確定1995〜2010年間美國的運載器發展途徑。為此，1984年10月國防部號NASA開始組織了新的論證工作。與此同時，在NASA馬歇爾飛行中心主持下，洛克達因公司、普惠公司和航空噴氣發動機公司三家火箭發動機承包商開展了下一代天地往返運輸系統助推發動機(STBE)的方案論證。在這次方案論證中，一種適用於大型運載器的新型三組元發動機方案被提了出來。這種三組元發動機用氧、烴和少量液氫作推進劑，液氫冷卻推力室後再怍為發生器的工質去驅動渦輪泵。三家公司一致認為氧/烴/氫三組元發動機的優點是：

（1）高性能，可以用常規循環達到高室壓和高比沖；

（2）消除了烴類燃料的結焦和積碳問題；

（3）可以直接利用與繼承太空梭主發動機的推力室及渦輪泵技術；

（4）降低了新型助推發動機的研製風險，縮短了研製周期；

（5）提高/可靠性與使用維護性能。

隨後，各公司相繼發表了他們所承擔的STBE研究契約報告，其中比較有代表性的為普惠公司的三組元發動機方案。該方案烴類推進劑選用甲烷，推力室壓力24MPa,真空推力3000kN，真空比推力3600N·s/kg，面積比55。發動機採用發生器循環，液氫從噴管面積比為4:1處進入推力室夾層，冷卻推力室後一部分用作渦輪工質，一部分與甲烷在混合器中混合後進入推力室頭部。

前蘇聯的研究歷程

原蘇聯（獨立國協）對三組元發動機也十分重視。能源號總設計師古巴諾夫在美國召開的第二十七屆推進年會上介紹/他們的三組元發動機方案。三組元發動機作為獨立國協下一代新型動力裝置已被提到議事日程。獨立國協的三組元發動機第一工況真空最大推力2000kN，組元為氫、氧和煤油。第二飛行工況組元轉為氫、氧，推力為800kN。第一工況比沖4076N·s/kg，第二工況比沖4528N·s/kg。推力室由三組元噴嘴頭部與一個共用身部組成。發動機有可伸縮噴管，大噴管採用氣膜冷卻方法。在第一工況中，冷卻劑用液氫，占燃料總流量的5%。渦輪工作介質採用富氧燃氣。每個組元有各自獨立的渦輪泵。第一工況推力室壓力35MPa，第二工況室壓14MPa。為了保證高室壓，渦輪燃氣入口溫度比較高。第一工況時，全部液氧與一小部分烴燃料用於生成富氧燃氣，其餘烴燃料與全部液氫進入推力室。第二工況時，推力室組元為液氧、液氫，發生器組元為液氧/烴。發生器與推力室點火用自燃燃料，發動機用氣動控制活門控制，氣源為高壓氦氮氣。貯箱增壓用氫與氦氣。

我國情況

近年來，我國也對三組元發動機開展了研究工作，開發了一種內混合三組元同軸噴嘴，並首次用氧/丙烷/氫完成了三組元高壓燃燒試驗，表明：三組元推進劑點火可靠，燃燒穩定，是一種可行的方案。

系統方案選擇

動力循環方式

由三組元發動機基本理論可知，第一工況套用高密度的烴類推進劑如煤油，甲烷、丙烷等。但在高壓條件下，燃燒烴類燃料存在著結焦積炭與燃燒室材料不相容、燃燒穩定性差、燃燒效率低以及點火能量高等技術問題，其中以影響冷卻能力的結焦最為嚴重。到目前為止，雖然美國進行了10多年的試驗研究，但許多機理仍不清楚。從技術上解決它們是相當困難的。針對這一情況，在1985年馬歇爾飛行中心主持的會議上，美國的Rwketdyne、Aerojet和PrattWhitney三大公司一致認為：用氫冷卻燃燒室，然後一部分吹動渦輪，一部分進入燃燒室參加燃燒，是最好的解決辦法，利用三組元噴嘴，成功地進行了烴類燃料中加入一定量氫的點火試驗，研究表明：在烴/液氧中加入一定量的氫不僅在提高點火可靠性、改善燃燒性能、增加燃燒穩定性等方面有著明顯的效果，而且用氫冷卻燃燒室，完全避開了結焦、積炭、材料不相容等關鍵性障礙。因此，第一工況系統循環除烴供應系統外，還應包括液氫供應系統，以解決因燃燒烴類燃料產生的技術性問題。在烴類燃料中，由於煤油生產工藝成熟、運輸貯藏使用方便、安全無毒、密度比沖最高、性能最好等優點，因此三組元發動機烴燃料就選用煤油。另外，經過幾十年的發展，氫氧火箭發動機的技術已相當成熟，且液氫產生的比沖是最高的，因此第二工況的推進劑就是液氫、液氧。

推力室推力

三組元發動機不僅可以滿足大型運載器對動力裝置的要求，更重要的是為未來的單級入軌運載器提供動力裝置，因此大推力是三組元發動機的共同持征。國外所研製的三組元發動機無一例外都選用了大推力。由此將三組元發動機第一工況的推力定為2000KN，第一工況在運載器穿越大氣層時工怍，進入真空後第二工況運行。根據大型運載器第一級、第二級推力的大致比例和國外三組元發動機推力選取的經驗，以及NASA單級入軌方案中三組元發動機兩工況推力比值，可將第二工況的推力定為800KN。

燃燒室壓力

對於推力相同的發動機，燃燒室壓力越高，可以選用大的噴管面積比，因而發動機的比沖就高。另外燃燒室壓力提高后，由乾推力室小型化，使邊界層損失，熱損失、化學不平衡損失都相對減小。所以提高燃燒室壓力是提高發動機性能的一條重要途徑。對於分級燃燒循環，隨著燃燒室壓力的增加，泵後壓力急劇加大，因此為滿足系統的功率平衡，室壓也不能無限增大，美國SSME燃燒室壓力為20.5MPa，而其未來先進的大推力液體火箭發動機燃燒室壓力在20.5〜28.5MPa。因此分級燃燒循環三組元發動機第一工況燃燒室壓力可選為24.5MPa。

發動機系統圖及性能參數

分級燃燒循環的三組元發動機有兩種工況，低空時為工況1，液氧、預燃室富燃燃氣、液氫三種推進劑在燃燒室里混合燃燒；高空時為工況2，氣氫、氫氧富燃燃氣、液氧在具有較大噴管面積比的同一燃燒室里燃燒。為了減少工況1液氫的流量，充分發揮三組元發動機的優勢，用煤油冷卻熱流密度小的推力室噴管段，用液氫冷卻熱流密度大的燃燒室。而工況2使用液氫冷卻整個推力室。

技術要求

變工況渦輪泵

雖然國內對變工況渦輪泵的研究不是很深入，但美國的太空梭主發動機SSME推力在63%～109%範圍內可調，俄羅斯的RD-0120發動機推力在45￥～100%範圍內可調，表明這兩種發動機的渦輪泵都能在較大範圍內變工況。另外，目前在美國馬歇爾飛行中心進行各項點火試驗的俄羅斯三組元發動機RD-704，其渦輪泵也要求在較大範圍內變工況。由此可見，較大範圍內變工況的渦輪泵在技術是可實現的。

三組元噴嘴

為了驗證三組元發動機概念的可行性，專門設計了三組元發動機推力室、並進行了三組元燃燒試驗。試驗使用了三組元噴嘴。試驗結果表明：（1）三組元推進劑啟動平穩、點火可靠，可實現多次重複點火；（2）燃燒穩定，沒有出現高頻不穩定燃燒；（3）噴注器面板、聲槽沒有積碳，消除積碳影響；（4）噴注器面板沒有出現燒蝕，仍保持原有的金屬光澤。在國外，美國、俄羅斯及日本也設計了不同結構的三組元噴嘴，分別對它們進行了試驗性的研究，同樣取得了滿意的結果。由此可見，三組元噴嘴技術是可以解決的。

未來展望

自1971年RobertSalked提出混合推進原理以來，國際範圍內廣泛開展了三組元火箭發動機的研究,，美國、俄羅斯、中國、日本等國分別從概念分析、系統比較、方案設計、關鍵技術攻關及演示驗證技術等不同角度進行了深入探索，在多個方面取得了重要進展。

目前，世界各航天大國都已在逐步開展三組元發動機的研究工作，其中美國幾家大公司領先一步。我國的三組元發動機也正在研究之中。可以預言，三組元發動機作為液體火箭發動機的更新換代產品必將在航天飛行中起到主導作用。