美国载人登月变推力发动机

挤压式变推力LMDE火箭发动机
上个世纪六十至七十年代，美国实施了庞大的“阿波罗”(Apollo)载人航天登月计划，共将12名航天员送上月球，也是至今为止人类唯一成功的载人登月工程。在下降阶段，美国利用登月舱下降级LMDE(Lunar Module Descent Engine)变推力火箭发动机成功完成登月舱的软着陆。

1963年，“阿波罗”登月舱采用的LMDE由当时一家名为“空间技术实验室”(Space Technology Laboratories)的单位研制和生产，“空间技术实验室”后被美国TRW公司合并，TRW又于2002年被美国诺斯罗普•格鲁曼公司(Northrop Grumman，诺格公司)收购。“阿波罗”登月舱LMDE(以下简称LMDE)最大推力为44.52kN，额定推力为46.8kN，推进剂采用的是四氧化二氮+混肼50，能够在10%～60%额定推力之间实现无级变推力，由于其设置了固定节流装置(Fixed Throttle Position)，使得最大推力仅约为额定推力的94%，为了使制导控制系统的电压输出最小，实际最小推力约为额定推力的10%。LMDE整体重约180kg，高2.3m，最大直径1.5m。
LMDE采用针栓机械定位喷注器与可变截面面积的气蚀文氏管(Variable Area Cavitating Venturi，VACV)一起使用，保证在调节范围内进行等混合比的流量控制。电动节气门执行器接收来自登月舱模块的电控制信号。机电节气门执行器接收电控信号后，将电信号转换为执行器螺旋千斤顶的线性位置。螺旋千斤顶顶部安装有横梁，横梁的右侧通过挠性元件直接连接到氧化剂流量控制阀，横梁的左侧通过混合比微调连杆与燃油流量控制阀相连，建立了燃油流量控制阀与氧化剂流量控制阀的联动关系。LMDE采用了液膜冷却(Fuel Film Cooling，FFC)技术以冷却燃烧室的烧蚀内衬，并分别使针栓喷注器内的的燃油优先流过通道主动冷却前端面板。针栓喷注器使用焊接的波纹管来支撑可移动的套筒，该可移动的套筒可以同时改变氧化剂和燃料剂的喷射区域。机械联动装置将喷注器套筒连接至气蚀文氏管节气阀门，使喷油面积随喷注器流量的变化而反复精确地变化。利用了三重冗余机电执行器组件和连杆机构定位这些可移动元件，能够根据信号指令精确控制推力。

LMDE燃烧室外壳为6Al-4V钛合金材料制成，内部铺有耐烧蚀里衬，厚度十分均匀，仅约为0.9mm，耐烧蚀里衬分为两部分制成，金属锁紧元件将里衬的两半牢固地固定在一起。燃烧室隔热罩由两层0.038mm不锈钢和玻璃纤维制成，使得燃烧室外壁只有200℃左右。
喷管延伸段外壁采用铌合金C-103辐射冷却，并采用黑色铝基涂层提供抗氧化性和高辐射性。LMDE喷管的延伸段除了要承受发射过程和长时间振动的动力学载荷，还要能够在登月舱撞击月球表面时自行塌陷而不会破坏登月舱，并且能够吸收撞击过程中的动能，实现软着陆。

LMDE没有采用复杂的膨胀循环、燃气发生器循环，而采用高可靠性的氦气挤压式推进剂供应系统。LMDE利用氦的超临界压力比较低的特性，加注密度较高的液氦，让液氦在导热后膨胀达到超临界状态，杜绝液气两相状态;采用球形贮罐结构，材料采用双层钛合金杜瓦瓶，轻巧坚固，达到8倍于环境氦气密度，大幅减轻增压系统的结构质量。“阿波罗”计划攻克的超临界氦贮箱技术日蒸发率不大于1.5%，达到了登月舱向月球转移飞行期间131.5h最长时间要求。
LMDE主要性能与参数

在“阿波罗”工程中，LMDE共成功执行了10次飞行任务，其中“阿波罗”11/12/14/15/16号载人登月舱在LMDE的助力下均成功完成月球表面软着陆。
“梦神”号(Morpheus)挤压式变推力发动机
2010年4月，美国发布了《21世纪新太空探索计划》，目标是进行月球及更远的载人深空探索，并构建新的载人深空探测技术体系，以推动美国载人航天事业的持续发展。同年6月，NASA启动了“梦神”(Morpheus)号行星着陆器原型系统项目，并由位于美国得克萨斯州的约翰逊航天中心(Johnson Space Center，JSC)具体负责组织实施。

“梦神”号主发动机根据研制进程先后命名为HD1～HD5，最终实现了海平面24kN最大推力，并且具有4:1深度节流能力，功率可变范围为25%～109%，比冲为321s。“梦神”号主发动机燃料采用液态甲烷/液氧，液态甲烷的纯度超过99%。主发动机采用高压降喷注器方法，通过同一作动器控制两个推进剂节流球阀，并且应用液膜冷却(FFC)喷管和燃烧室，燃料冷却液流量占总燃料流量的30%。“梦神”号主发动机采用的高压降喷注器和液膜冷却技术虽然都称不上最先进的航天器发动机技术，但是两者的配合很好的满足了“梦神”号的需求，也符合“梦神”号发动机设计之初时提出的“低成本”与“快速迭代”的设计理念，如下图中央为可变推力主发动机，周边四台为滚动姿控发动机，辅助发动机的推力范围约为20～70N。

“梦神”号早期的HD1～HD3主发动机从未进行过飞行试验，只是在地面试验台进行测试。2012年，安装HD4主发动机的“梦神”号实验性月球登陆器在肯尼迪太空中心(Kennedy Space Center)发射，但是在刚发射不久就从空中坠落。由于NASA需要在“梦神”号上加装“自主着陆避障技术”(ALHAT)载荷，研究人员在HD4主发动机的基础上开发了HD4-A-LT和HD4-B-LT，两者都改进了大喉管燃烧室，使得最大推力达到24kN。

“梦神”号HD4和HD5主发动机喷注器端部设计了声学空腔阻尼装置，用于保持高速燃烧时的稳定，声学空腔环是喷注器歧管的一部分，与燃烧室壁呈45°夹角，24个空腔上安装了21个专用波管，如下图所示。空腔面积占喷注器端面面积的16%左右，其它空腔位置用于安装高速压力测量传感元件和点火器。

泵压式通用可扩展低温发动机(CECE)
2004年，NASA为了挑选出能够支持完成月球和火星着陆下降阶段任务的变推力发动机，选择了普惠·洛克达因公司(Pratt & Whitney Rocketdyne，PWR)的深度节流通用可扩展低温发动机(Common Extensible Cryogenic Engine，CECE)方案。2006年3月，PWR将其在五十年代研制的RL10发动机进行深度节流，在E06试验台成功完成了氢氧膨胀循环10:1节流比的试验。在随后的四年内，RL10发动机在47次独立的试验中进行了累积7436s的热试车，在2010年的最后一次试验中，节流比最高达到了17.6:1。

CECE设计完成的发动机能满足载人/无人深空探测航天器的地球入轨、月球轨道进入(Lunar Orbit Iinsertion，LOI)、地月转移轨道进入(Trans-Lunar Insertion，TLI)、地外行星表面下降/起飞、返地轨道进入(Trans-Earth Insertion，TEI)以及地球轨道进入(Earth Orbit Insertion，EOI)，还考虑了原位加注推进剂(如CH4和CO)的要求和可行性。

在CECE设计过程中，PWR采用了膨胀循环变推力系统方案，推进剂采用液氧/液氢，推力变比为10:1，混合比2.9～6.0。低温液体燃料膨胀循环驱动涡轮机，当低温液体燃料通过发动机推力室壁时，保证了燃烧室和喷管在范围内的冷却需求。膨胀循环不会在喷嘴上游产生任何燃烧产物，影响发动机的重新启动性能，因此非常适合深空探测及多次启动的实际应用需求。
CECE试验样机1(Demo 1)和样机1.5(Demo 1.5)采用了RL10原型发动机的硬件结构。为了实现CECE样机的变推力功能，PWR采用固定几何形状的高差压喷射器，可在整个发动机工作范围内实现10:1的节流，改进了RL10原型发动机采用涡轮旁路阀门调节方案，利用推力控制阀(Thrust Command Valve，TCV)和涡轮旁路阀门(Turbine Bypass Valve，TBV)来调节进入涡轮的流量，进而改变涡轮功率，最终改变推力。为了将燃油泵与下游的压力波动隔离开来，PWR使用了可变截面积的气蚀文氏管和附加的舷外冷却阀(Overboard Cool Down Valve，SDVV)。

CECE样机1.6(Demo 1.6)在样机1和样机1.5基础上进行了两个地方的改进——新的喷油器设计和更小截面积的气蚀文氏管的替换。为了解决在样机1和样机1.5测试中观察到的低功率舱室压力不稳定现象，CECE发动机围绕新的喷射器设计和推进剂进料系统进行了重建，以便在整个节流范围内更好地管理推进剂的压力、温度和流量。测试表明，样机1和样机1.5气蚀文氏管的截面积过大(约为6.77平方厘米)，在较低功率水平下，无法维持燃烧室冷却剂夹套处于超临界状态。测试还表明，当燃烧室冷却剂夹套在超临界条件下转变时，燃烧室内部会发生频率为1Hz的压力振荡。CECE样机1.6根据测试结果设计和制造了截面面积约为4.19平方厘米燃料气蚀文氏管。

泵压式“牛郎星”(Altair)登月航天器发动机
“牛郎星”(Altair)登月航天器，又名月球着陆舱(Lunar Surface Access Module，LSAM)，是原美国“星座计划”(Constellation program)中的主要载人登月航天器。然而，“星座计划”于2010年已被中止。
在原“星座计划”中，NASA将LSAM的发动机交由诺格公司设计和制造。诺格公司在TR202液氧液氢发动机(基于“阿波罗”LMDE TR200发动机而来)的基础上进行了深度节流设计，采用膨胀循环变推力系统方案，最大推力37kN，推力变比5.3:1，定混合比为6.0，采用双调系统方案，利用双涡轮旁路阀门调节推进剂流量，通过调节变面积针栓式喷注器保证液氧喷注压降。
TR202主要性能与结构参数

在TR202发动机第一阶段(2005年5月～2006年5月)的开发过程中，诺格公司进行了概念性设计，并且确定了TR202一系列关键性组件，如下图所示。TR202在100%功率下可提供的真空推力为38.8kN，在18.8%功率的情况下可节流至7.1kN，设计额定功率为最大功率的75%，节流能力为4:1。

2006年7月～2010年2月，诺格公司开展了TR202第二阶段的研制工作。诺格公司在试验台搭建了TR202针栓喷注器和点火器组件，可以实现10:1深度节流。为了测量TR202针栓喷注器的各种性能和节流效果，最大程度模拟实际飞行过程中内部气流的几何特征，喷注器的节流调节可以通过垫片的替换来实现。另外，喷注器的接口可以适配各种舱室，如NASA马歇尔航天飞行中心(MSFC)的二氧化硅酚醛烧蚀室、“40K”量热舱室、节流测试舱等。针栓喷注器组件尺寸为46cm×46cm×24cm，重约90kg，如下图所示。

点火器选用了NASA格伦研究中心(Glenn Research Center，GRC)早期设计的富养GOX/GH2点火器。为了适应TR202的测试，点火器火焰管的长度适当加长，主级点火后的燃烧室压力要比以前高。

二氧化硅酚醛烧蚀室基于以前MSFC烧蚀室的构造，烧蚀室里衬采用ATK公司制造的二氧化硅酚醛烧蚀里衬和CRES结构支撑件组成。在内部衬管中放置了6个压力传感器，能够测量机筒收敛段上游的静压力。量热舱室包括与喷油器相适配的一个8通道约10cm长的圆周冷却件，两个轴向冷却的28通道约20cm长的阀芯和一个17通道的圆周冷却喉件。

结语美国自“阿波罗”计划的牵引下，对载人地外行星登陆用的变推力发动机进行了深入的研究和探索，二十一世纪以来保持着不间断的研发，虽然再无载人登陆任务的需求，但是其变推力控制技术应用到了多例上面级火箭发动机上。从美国的发展及应用可以看出，针栓式喷注器、复合材料烧蚀喷管、燃烧振动控制、燃烧室冷却等技术是变推力发动机的关键。我国为完成载人登月伟大任务，大范围流量调节、长寿命、重复使用的可变推力发动机是必须着力攻克的难关。

参考资料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

本文转载自《脉脉》

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