变推力液体火箭发动机推力调节技术及工程实现.pdf

中国工程热物理学会燃烧学
学术会议论文编号:084144
变推力液体火箭发动机推力调节技术及
工程实现
杨雷超,李清廉,王振国
(国防科技大学航天与材料工程学院长沙 410073)
(Tel:********** Email:LeichaoYang@)

摘要:简要介绍了双组元变推力液体火箭发动机推力调节原理;具体分析了通过可调环形喷注器、针
栓喷注器、离心喷注器、可调气蚀文氏管、管路阀门、喷注惰性气体等改变推进剂流量以及变喉部面
积实现推力调节的技术途径,引述了国内外变推力发动机研究中相应技术途径的工程实现;结合未来
变推力发展方向及我国现有的技术基础,对我国变推力发动机下一步发展提出展望。
关键词:液体火箭发动机;变推力发动机;推力调节;
0 引言
随着空间技术的发展,空间探索、星际探测、空间飞行器轨道转移机动和交会对接
等对推进系统提出了进一步要求,希望发动机推力是可以连续调节的。与固定推力发动
机相比,变推力发动机具有很大的技术优势。空间机动平台轨道转移发动机采用变推力
发动机可以实现最佳推力控制;变推力发动机替代由多台不同固定推力发动机组成的空
间飞行器轨控/姿控发动机系统可以降低发动机系统复杂度、减小发动机质量、提高有效
载荷质量;载人航天主动段飞行使用变推力发动机进行推进,可以严格控制航天员过载,
确保航天员飞行安全;在月球等无大气星球实现软着陆和机动飞行,变推力发动机是唯
一可以选择的动力。弹头再入机动、导弹姿态控制等军事应用方面亦对变推力发动机提
出了要求[1]。
各航天大国很早就开始了变推力发动机的研究工作,其中美国做出了卓有成效的贡
献。不仅在基础理论上有诸多建树而且发展了一批投入工程实际应用的变推力发动机。
如最为著名的“阿波罗”飞船登月舱下降发动机 LMDE,美国“哨兵”导弹姿态控制发动机
PAYE 等。俄罗斯、欧洲、日本等也取得了一定成就。
鉴于变推力发动机在无大气星球软着陆,星际探测等任务中无可比拟的优势,随着
新一轮探月高潮的来临和空间探索任务的深入发展,国际上变推力发动机研究又掀起了
热潮。总的来看,使用无毒推进剂、提高发动机性能、深化推力调节范围、简化推力调
节技术、增强任务扩展能力是发展趋势。美国、俄罗斯等国家在这一方面已经开始着手
探索。
本文综述了双组元变推力液体火箭发动机(以下简称“双组元变推力发动机”)推力
调节原理及调节技术,结合国内外发展的变推力发动机分析了具体的工程实现,并对我
国变推力发动机的发展进行了展望。
1 液体火箭发动机推力调节原理
根据火箭发动机推力公式[2]:
i
Fmvp=+−223() pA2 (1-1)
⎡⎤(1)/kk−
2k ⎛⎞p2
出口速度 vRT21=−⎢1 ⎜⎟⎥(1-2)
kp−1
⎣⎦⎢⎥⎝⎠1
将(1-2)式代入(1-1)式,推力公式可以表示为:
(1)/kk−
i ⎡⎤
2k ⎛⎞p2
Fm=−+− RT1⎢⎥1(⎜⎟ p2 pA3)2 (1-3)
kp−1
⎣⎦⎢⎥⎝⎠1
或者表示为喉部面积的形式:
(1)/kk−
2 (1)/(1)kk+−⎡⎤
22k ⎛⎞⎛⎞p2
FAp=−t 12⎜⎟⎢⎥1(⎜⎟+p− pA3)2 (1-4)
kk−+11 p
⎝⎠⎣⎦⎢⎥⎝⎠1
在设计推力下,有: p23= p
(1-3)、(1-4)式表明了影响推力的因素及推力随这些因素变化产生的影响。推力大
i
小与燃烧室压力 p1 、比热比 k 、压比 p1/ p2、质量流量 m 和喉部面积 At 等因素有关。
比热比 k 、压比 p1/ p2对推力大小影响较弱,且调节困难,难以投入实际工程应用。推
i
力与燃烧室压强 p1 、喉部面积At 或推进剂质量流量 m 呈正比关系。流量的变化会引起
燃烧室压力 p1 和推力 F 几乎线性的变化;在燃烧室压力 p1 保持不变时,调解喉部面积
At 也可以实现推力调解。所以,从理论上讲,对于液体火箭发动机,调节推进剂流量或
改变喉部面积能够实现推力大小调节。实际工程中,推进剂质量流量调节是目前变推力
液体火箭发动机应用的主要途径。喉部面积调节正处于积极研究之中,有望在未来应用
于变推力液体火箭发动机推力调节。
2 调节流量实现变推力技术途径及工程实现
双组元变推力发动机推力调节最终着眼于推进剂流量的调节或者喉部面积的调节。
流量变化时,喷注器的喷嘴压降也会随之改变,从而引起推进剂喷射速度变化,导致燃
烧效率下降,破坏燃烧稳定性。我们称只改变流量的变推力发动机为“单调”发动机