擠壓式變推力LMDE火箭發(fā)動機
上個世紀六十至七十年代，美國實施了龐大的“阿波羅”(Apollo)載人航天登月計劃，共將12名航天員送上月球，也是至今為止人類唯一成功的載人登月工程。在下降階段，美國利用登月艙下降級LMDE(Lunar Module Descent Engine)變推力火箭發(fā)動機成功完成登月艙的軟著陸。

1963年，“阿波羅”登月艙采用的LMDE由當時一家名為“空間技術實驗室”(Space Technology Laboratories)的單位研制和生產(chǎn)，“空間技術實驗室”后被美國TRW公司合并，TRW又于2002年被美國諾斯羅普?格魯曼公司(Northrop Grumman，諾格公司)收購?！鞍⒉_”登月艙LMDE(以下簡稱LMDE)最大推力為44.52kN，額定推力為46.8kN，推進劑采用的是四氧化二氮+混肼50，能夠在10%～60%額定推力之間實現(xiàn)無級變推力，由于其設置了固定節(jié)流裝置(Fixed Throttle Position)，使得最大推力僅約為額定推力的94%，為了使制導控制系統(tǒng)的電壓輸出最小，實際最小推力約為額定推力的10%。LMDE整體重約180kg，高2.3m，最大直徑1.5m。
LMDE采用針栓機械定位噴注器與可變截面面積的氣蝕文氏管(Variable Area Cavitating Venturi，VACV)一起使用，保證在調(diào)節(jié)范圍內(nèi)進行等混合比的流量控制。電動節(jié)氣門執(zhí)行器接收來自登月艙模塊的電控制信號。機電節(jié)氣門執(zhí)行器接收電控信號后，將電信號轉換為執(zhí)行器螺旋千斤頂?shù)木€性位置。螺旋千斤頂頂部安裝有橫梁，橫梁的右側通過撓性元件直接連接到氧化劑流量控制閥，橫梁的左側通過混合比微調(diào)連桿與燃油流量控制閥相連，建立了燃油流量控制閥與氧化劑流量控制閥的聯(lián)動關系。LMDE采用了液膜冷卻(Fuel Film Cooling，F(xiàn)FC)技術以冷卻燃燒室的燒蝕內(nèi)襯，并分別使針栓噴注器內(nèi)的的燃油優(yōu)先流過通道主動冷卻前端面板。針栓噴注器使用焊接的波紋管來支撐可移動的套筒，該可移動的套筒可以同時改變氧化劑和燃料劑的噴射區(qū)域。機械聯(lián)動裝置將噴注器套筒連接至氣蝕文氏管節(jié)氣閥門，使噴油面積隨噴注器流量的變化而反復精確地變化。利用了三重冗余機電執(zhí)行器組件和連桿機構定位這些可移動元件，能夠根據(jù)信號指令精確控制推力。

LMDE燃燒室外殼為6Al-4V鈦合金材料制成，內(nèi)部鋪有耐燒蝕里襯，厚度十分均勻，僅約為0.9mm，耐燒蝕里襯分為兩部分制成，金屬鎖緊元件將里襯的兩半牢固地固定在一起。燃燒室隔熱罩由兩層0.038mm不銹鋼和玻璃纖維制成，使得燃燒室外壁只有200℃左右。
噴管延伸段外壁采用鈮合金C-103輻射冷卻，并采用黑色鋁基涂層提供抗氧化性和高輻射性。LMDE噴管的延伸段除了要承受發(fā)射過程和長時間振動的動力學載荷，還要能夠在登月艙撞擊月球表面時自行塌陷而不會破壞登月艙，并且能夠吸收撞擊過程中的動能，實現(xiàn)軟著陸。

LMDE沒有采用復雜的膨脹循環(huán)、燃氣發(fā)生器循環(huán)，而采用高可靠性的氦氣擠壓式推進劑供應系統(tǒng)。LMDE利用氦的超臨界壓力比較低的特性，加注密度較高的液氦，讓液氦在導熱后膨脹達到超臨界狀態(tài)，杜絕液氣兩相狀態(tài);采用球形貯罐結構，材料采用雙層鈦合金杜瓦瓶，輕巧堅固，達到8倍于環(huán)境氦氣密度，大幅減輕增壓系統(tǒng)的結構質(zhì)量?！鞍⒉_”計劃攻克的超臨界氦貯箱技術日蒸發(fā)率不大于1.5%，達到了登月艙向月球轉移飛行期間131.5h最長時間要求。
LMDE主要性能與參數(shù)

在“阿波羅”工程中，LMDE共成功執(zhí)行了10次飛行任務，其中“阿波羅”11/12/14/15/16號載人登月艙在LMDE的助力下均成功完成月球表面軟著陸。
“夢神”號(Morpheus)擠壓式變推力發(fā)動機
2010年4月，美國發(fā)布了《21世紀新太空探索計劃》，目標是進行月球及更遠的載人深空探索，并構建新的載人深空探測技術體系，以推動美國載人航天事業(yè)的持續(xù)發(fā)展。同年6月，NASA啟動了“夢神”(Morpheus)號行星著陸器原型系統(tǒng)項目，并由位于美國得克薩斯州的約翰遜航天中心(Johnson Space Center，JSC)具體負責組織實施。

“夢神”號主發(fā)動機根據(jù)研制進程先后命名為HD1～HD5，最終實現(xiàn)了海平面24kN最大推力，并且具有4:1深度節(jié)流能力，功率可變范圍為25%～109%，比沖為321s?！皦羯瘛碧栔靼l(fā)動機燃料采用液態(tài)甲烷/液氧，液態(tài)甲烷的純度超過99%。主發(fā)動機采用高壓降噴注器方法，通過同一作動器控制兩個推進劑節(jié)流球閥，并且應用液膜冷卻(FFC)噴管和燃燒室，燃料冷卻液流量占總燃料流量的30%?！皦羯瘛碧栔靼l(fā)動機采用的高壓降噴注器和液膜冷卻技術雖然都稱不上最先進的航天器發(fā)動機技術，但是兩者的配合很好的滿足了“夢神”號的需求，也符合“夢神”號發(fā)動機設計之初時提出的“低成本”與“快速迭代”的設計理念，如下圖中央為可變推力主發(fā)動機，周邊四臺為滾動姿控發(fā)動機，輔助發(fā)動機的推力范圍約為20～70N。

“夢神”號早期的HD1～HD3主發(fā)動機從未進行過飛行試驗，只是在地面試驗臺進行測試。2012年，安裝HD4主發(fā)動機的“夢神”號實驗性月球登陸器在肯尼迪太空中心(Kennedy Space Center)發(fā)射，但是在剛發(fā)射不久就從空中墜落。由于NASA需要在“夢神”號上加裝“自主著陸避障技術”(ALHAT)載荷，研究人員在HD4主發(fā)動機的基礎上開發(fā)了HD4-A-LT和HD4-B-LT，兩者都改進了大喉管燃燒室，使得最大推力達到24kN。

“夢神”號HD4和HD5主發(fā)動機噴注器端部設計了聲學空腔阻尼裝置，用于保持高速燃燒時的穩(wěn)定，聲學空腔環(huán)是噴注器歧管的一部分，與燃燒室壁呈45°夾角，24個空腔上安裝了21個專用波管，如下圖所示?？涨幻娣e占噴注器端面面積的16%左右，其它空腔位置用于安裝高速壓力測量傳感元件和點火器。

泵壓式通用可擴展低溫發(fā)動機(CECE)
2004年，NASA為了挑選出能夠支持完成月球和火星著陸下降階段任務的變推力發(fā)動機，選擇了普惠·洛克達因公司(Pratt & Whitney Rocketdyne，PWR)的深度節(jié)流通用可擴展低溫發(fā)動機(Common Extensible Cryogenic Engine，CECE)方案。2006年3月，PWR將其在五十年代研制的RL10發(fā)動機進行深度節(jié)流，在E06試驗臺成功完成了氫氧膨脹循環(huán)10:1節(jié)流比的試驗。在隨后的四年內(nèi)，RL10發(fā)動機在47次獨立的試驗中進行了累積7436s的熱試車，在2010年的最后一次試驗中，節(jié)流比最高達到了17.6:1。

CECE設計完成的發(fā)動機能滿足載人/無人深空探測航天器的地球入軌、月球軌道進入(Lunar Orbit Iinsertion，LOI)、地月轉移軌道進入(Trans-Lunar Insertion，TLI)、地外行星表面下降/起飛、返地軌道進入(Trans-Earth Insertion，TEI)以及地球軌道進入(Earth Orbit Insertion，EOI)，還考慮了原位加注推進劑(如CH4和CO)的要求和可行性。

在CECE設計過程中，PWR采用了膨脹循環(huán)變推力系統(tǒng)方案，推進劑采用液氧/液氫，推力變比為10:1，混合比2.9～6.0。低溫液體燃料膨脹循環(huán)驅(qū)動渦輪機，當?shù)蜏匾后w燃料通過發(fā)動機推力室壁時，保證了燃燒室和噴管在范圍內(nèi)的冷卻需求。膨脹循環(huán)不會在噴嘴上游產(chǎn)生任何燃燒產(chǎn)物，影響發(fā)動機的重新啟動性能，因此非常適合深空探測及多次啟動的實際應用需求。
CECE試驗樣機1(Demo 1)和樣機1.5(Demo 1.5)采用了RL10原型發(fā)動機的硬件結構。為了實現(xiàn)CECE樣機的變推力功能，PWR采用固定幾何形狀的高差壓噴射器，可在整個發(fā)動機工作范圍內(nèi)實現(xiàn)10:1的節(jié)流，改進了RL10原型發(fā)動機采用渦輪旁路閥門調(diào)節(jié)方案，利用推力控制閥(Thrust Command Valve，TCV)和渦輪旁路閥門(Turbine Bypass Valve，TBV)來調(diào)節(jié)進入渦輪的流量，進而改變渦輪功率，最終改變推力。為了將燃油泵與下游的壓力波動隔離開來，PWR使用了可變截面積的氣蝕文氏管和附加的舷外冷卻閥(Overboard Cool Down Valve，SDVV)。

CECE樣機1.6(Demo 1.6)在樣機1和樣機1.5基礎上進行了兩個地方的改進——新的噴油器設計和更小截面積的氣蝕文氏管的替換。為了解決在樣機1和樣機1.5測試中觀察到的低功率艙室壓力不穩(wěn)定現(xiàn)象，CECE發(fā)動機圍繞新的噴射器設計和推進劑進料系統(tǒng)進行了重建，以便在整個節(jié)流范圍內(nèi)更好地管理推進劑的壓力、溫度和流量。測試表明，樣機1和樣機1.5氣蝕文氏管的截面積過大(約為6.77平方厘米)，在較低功率水平下，無法維持燃燒室冷卻劑夾套處于超臨界狀態(tài)。測試還表明，當燃燒室冷卻劑夾套在超臨界條件下轉變時，燃燒室內(nèi)部會發(fā)生頻率為1Hz的壓力振蕩。CECE樣機1.6根據(jù)測試結果設計和制造了截面面積約為4.19平方厘米燃料氣蝕文氏管。

泵壓式“牛郎星”(Altair)登月航天器發(fā)動機
“牛郎星”(Altair)登月航天器，又名月球著陸艙(Lunar Surface Access Module，LSAM)，是原美國“星座計劃”(Constellation program)中的主要載人登月航天器。然而，“星座計劃”于2010年已被中止。
在原“星座計劃”中，NASA將LSAM的發(fā)動機交由諾格公司設計和制造。諾格公司在TR202液氧液氫發(fā)動機(基于“阿波羅”LMDE TR200發(fā)動機而來)的基礎上進行了深度節(jié)流設計，采用膨脹循環(huán)變推力系統(tǒng)方案，最大推力37kN，推力變比5.3:1，定混合比為6.0，采用雙調(diào)系統(tǒng)方案，利用雙渦輪旁路閥門調(diào)節(jié)推進劑流量，通過調(diào)節(jié)變面積針栓式噴注器保證液氧噴注壓降。
TR202主要性能與結構參數(shù)

在TR202發(fā)動機第一階段(2005年5月～2006年5月)的開發(fā)過程中，諾格公司進行了概念性設計，并且確定了TR202一系列關鍵性組件，如下圖所示。TR202在100%功率下可提供的真空推力為38.8kN，在18.8%功率的情況下可節(jié)流至7.1kN，設計額定功率為最大功率的75%，節(jié)流能力為4:1。

2006年7月～2010年2月，諾格公司開展了TR202第二階段的研制工作。諾格公司在試驗臺搭建了TR202針栓噴注器和點火器組件，可以實現(xiàn)10:1深度節(jié)流。為了測量TR202針栓噴注器的各種性能和節(jié)流效果，最大程度模擬實際飛行過程中內(nèi)部氣流的幾何特征，噴注器的節(jié)流調(diào)節(jié)可以通過墊片的替換來實現(xiàn)。另外，噴注器的接口可以適配各種艙室，如NASA馬歇爾航天飛行中心(MSFC)的二氧化硅酚醛燒蝕室、“40K”量熱艙室、節(jié)流測試艙等。針栓噴注器組件尺寸為46cm×46cm×24cm，重約90kg，如下圖所示。

點火器選用了NASA格倫研究中心(Glenn Research Center，GRC)早期設計的富養(yǎng)GOX/GH2點火器。為了適應TR202的測試，點火器火焰管的長度適當加長，主級點火后的燃燒室壓力要比以前高。

二氧化硅酚醛燒蝕室基于以前MSFC燒蝕室的構造，燒蝕室里襯采用ATK公司制造的二氧化硅酚醛燒蝕里襯和CRES結構支撐件組成。在內(nèi)部襯管中放置了6個壓力傳感器，能夠測量機筒收斂段上游的靜壓力。量熱艙室包括與噴油器相適配的一個8通道約10cm長的圓周冷卻件，兩個軸向冷卻的28通道約20cm長的閥芯和一個17通道的圓周冷卻喉件。

結語美國自“阿波羅”計劃的牽引下，對載人地外行星登陸用的變推力發(fā)動機進行了深入的研究和探索，二十一世紀以來保持著不間斷的研發(fā)，雖然再無載人登陸任務的需求，但是其變推力控制技術應用到了多例上面級火箭發(fā)動機上。從美國的發(fā)展及應用可以看出，針栓式噴注器、復合材料燒蝕噴管、燃燒振動控制、燃燒室冷卻等技術是變推力發(fā)動機的關鍵。我國為完成載人登月偉大任務，大范圍流量調(diào)節(jié)、長壽命、重復使用的可變推力發(fā)動機是必須著力攻克的難關。

參考資料1. CECE：A Deep Throttling Demonstrator Cryogenic Engine for NASA's Lunar Lander2. CECE：Expanding the Envelope of Deep Throttling in Liquid Oxygen_Liquid Hydrogen Rocket Engines For NASA Exploration Missions3. Summary of Deep Throttling Rocket Engines with Emphasis on Apollo LMDE4. Northrop Grumman TR202 LOX/LH2 Deep Throttling Engine Technology Project Status5. Combustion Stability Characteristics of the Project Morpheus Liquid Oxygen/Liquid Methane Main Engine6. Project Morpheus Main Engine Development and Preliminary Flight Testing

本文轉載自《脈脈》

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