“北航2号”固液火箭发动机总体设计

“北航2号”固液火箭发动机总体设计
李君海,朱浩,田辉,俞南嘉,蔡国飙
（北京航空航天大学宇航学院，北京，100191）
摘要：介绍了固液火箭发动机原理和“北航2号”固液火箭发动机的设计流程，进行了总体参数设计、分系统方案选择及关键部件详细设计，最终完成发动机的总体设计。

发动机进行了一系列地面试验，试验中获得的发动机性能参数证明发动机满足探空火箭总体提出的技术要求。

2008年12月5日，“北航2号”在中国酒泉卫星发射中心进行了飞行试验，取得了圆满成功，成为中国首枚采用固液火箭发动机技术的探空火箭，验证了固液火箭发动机新技术的安全性、可行性及经济性，为固液火箭发动机的进一步发展垫定了基础。

关键词：探空火箭、固液火箭发动机、总体设计、飞行试验；
1 引 言
目前，国际上航天技术强国都开展了对固液火箭发动机技术的研究，一方面由于商业竞争的日趋激烈，低成本火箭的发展显得格外的重要；另一方面，1986年1月28日“挑战者”号和1986年4月18日“大力神”III 运载火箭的固体助推器出现故障引起爆炸，这也引起了NASA的注意，试图用固液推进剂来代替单一的固体推进剂，从而固液火箭发动机的研究成为一个热点方向。

值得一提的是2004年，美国Scaled复合材料公司进行的亚轨道商业飞行计划中，采用以固液火箭发动机为动力装置的“太空船一号”（Space Ship One）飞船成功的把三个人送到100公里高的亚轨道上。

这是完全由私人企业进行的载人太空飞行计划，它很好的利用固液火箭发动机安全性与经济性好的优点，赢得了“安萨里X大奖”（这项大奖为激励商业性太空旅行而设，奖金高达1000万美元），也为固液火箭发动机技术的发展增强了信心。

国内对固液火箭发动机的研究始于50年代末，首先由中国科学院大连化学物理研究所开展，60年代末转到航天部四院继续研制，由于种种原因于70年代末停止了研究。

近几年来，充分考虑到固液火箭发动机的优点及发动机技术的发展趋势，这方面研究又重新开展起来。

由于固液火箭发动机技术的复杂性，在“北航2号”固液探空火箭前，我国并没有以固液火箭发动机为动力的飞行器成功飞行试验的先例，与国际上航天强国在技术上有着一定的差距。

因此，及时并深入开展固液火箭发动机技术的研究工作有重要的意义。

北京航空航天大学宇航学院于2006年12月，启动了“北航2号”固液探空火箭项目。

“北航2号”固液探空火箭用于验证固液火箭发动机技术，并兼有气象探测任务。

2008年12月5日，“北航2号”在中国酒泉卫星发射中心进行了飞行试验，火箭点火、离轨、分离回收正常，获得了有效数据，按照飞行试验大纲的结果评定标准，此次飞行试验取得了圆满成功。

这是中国首枚以固液火箭发动机为动力的火箭的成功发射。

2 固液火箭发动机的特点
混合火箭发动机是目前火箭推进系统的一个发展方向，按照氧化剂和燃料的不同组合可以分为固液火箭发动机、液固火箭发动机、燃气发生器式及组合式混合火箭发动机等。

典型的固液火箭发动机是采用固体燃料和液体氧化剂的混合火箭发动机，主要由发动机主体系统、液体氧化剂输送系统两大部分组成。

它的燃烧与单纯的固体或液体火箭发动机不同，燃烧室中只有一小部分体积中存在着燃料和氧化剂的均匀混合物，呈现为肉眼可见的扩散火焰。

在火焰中，氧燃比沿燃料通道的长度不断降低。

这种不同的特性使固液火箭发动机具有一些不同的特点，其优点主要有：安全性好、经济性好、容易进行推力调节、易关机和重新启动、推进剂能量较高、环保性好、药柱稳定性好、温度敏感性低。

缺点主要有：燃速较低、装填密度低、燃烧效率低、氧燃比会发生变化。

3 总体参数要求
“北航2号”固液探空火箭总体对发动机提出了以下参数要求：
(1)发动机总冲：I ≥50000N·s
(2)推力要求：F≈7000N，F-t曲线尽量平直
(3)发动机工作时间t：不限
(4)发动机长度：L=1800～2400mm
(5)发动机直径：D=200～300mm
(6)发动机总质量：M=65～75kg
4 设计流程
参照工程设计方法，整个发动机设计过程按照设计流程图1所示步骤开展:
图1 固液火箭发动机设计流程
5 总体方案初步设计
根据总体性能参数要求，选定推进剂组合、发动机的结构形式、材料，再通过计算分析主要的变化参量：推进剂配方、燃烧室压强、氧燃比、环境温度等，得到它们对发动机的尺寸与质量的影响，从而确定主要设计参数（平均氧燃比、燃烧室工作压强、喷管扩张比、推进剂的初始流量）。

5.1 分系统方案与材料的选择
“北航2号”固液火箭发动机选用HTPB+28%Al+10% Mg +2%C 配方固体燃料，选择液体N 2O 作为氧化剂，采用挤压式输送系统、使用贴壁浇铸装药方式和普通锥形单喷管结构。

发动机的贮箱材料为铝合金，燃烧室和喷管的材料选择为45号钢；采用热解石墨作为喉衬材料，高硅氧作为燃烧室的绝热材料，同时也作为喷管收敛段和扩张段的烧蚀和绝热材料。

5.2 主要设计参量的选择
5.2.1 平均氧燃比、燃烧室工作压强和喷管扩张比的选择
在固液火箭发动机中，氧燃比定义为
/ox f G
O F G =
式中，O/F 是氧燃比，G ox 是氧化剂流率(kg/m 2.s)， G f 是燃料流率(kg/m 2.s)
按照总体技术要求，在发动机工作时间内，外界大气压与地面大气压基本相似，因此选取喷管出口压强为地面大气压0.1MPa 、平均氧燃比2.5～6、燃烧室工作压强2～4MPa 范围对发动机性能进行热力计算，结果如图2：
O /F
I s p d s i /m /s
2.5
3
3.5
4
4.5
5
5.5
6
2200
2220224022602280230023202MPa 2.5MPa 3MPa 3.5MPa 4MPa
Ispdsi Versus O/F
图2 发动机海平面比冲与氧燃比、燃烧室压强关系
图中可以看出，氧燃比在3～4之间，比冲达到最大值，考虑到N 2O 密度较小（20℃时,785kg/m 3
）,占发动机系统的总质量比重较大的是氧化剂和贮箱，在比冲相近的情况下应选取尽可能小的氧燃比，因此平均氧燃比选为3。

从图中反映的燃烧室压强对比冲的影响可以看出，比冲随室压增大而提高，单纯从提高比冲的角度考虑，室压越高越好。

但是，从图中还可以看出燃烧室压强从2MPa 变化到4MPa 时，比冲变化较小，这是固液火箭发动机的一个特点：燃烧室压力对比冲的影响较小。

考虑到高室压对氧化剂输送系统和发动机结构的负荷，燃烧室压力不宜选取过高的值，而要达到一定的推力水平，燃烧室压强也不宜过低，因此，综合以上分析，选取燃烧室压强为2.5MPa 。

当燃烧室压强P c ,以及喷管出口压强P e 确定后，根据喷管扩张比计算公式，当P c =2.5MPa 、P e =0.1MPa 时，计算得出ε=4.5。

根据国外固液火箭发动机的研制使用经验，在发动机工作过程中，由于药柱燃烧通道增大，氧化剂流率有一定程度的下降，燃烧室压强在工作过程中也会随之下降。

为了保证喷管出口压强为欠膨胀状态，喷管扩张比应取小于计算值。

假设燃烧室压强在工作时间末的压强降为2MPa ，当喷管出口为0.1MPa 时，计
算得喷管扩张比为3.95。

考虑到随着高度的上升，大气压力有一定的下降，因此初步选择喷管扩张比为4，通过后续试验验证能满足发动机工作过程中喷管出口压强为欠膨胀状态。

最终初步方案选定发动机平均氧燃比为3，燃烧室工作压强为2.5MPa ，喷管扩张比为4。

热力计算得发动机比冲2318.09m/s 。

5.2.2 推进剂流量的选择
根据总体要求，总冲I 为50000N .s ，取推力F ≈7000N 。

发动机的工作时间：
t = I / F = 7.14s
初步选定发动机的工作时间为7s ，进而计算氧化剂流量。

根据选定的平均氧燃比(O/F )为3，平均比冲Isp 为2318.09m/s 。

可以确定推进剂总流量：
7000
3.02/2318.09
prop sp F m kg s I ===
计算得出燃料质量流量：
3.02
0.755/1/13
prop fuel m m
kg s O F
==
=++ 氧化剂质量流量：
2.265/o prop fuel m
m m kg s =−= 由于探空火箭总体给定的推力要求是大于7000N ，因此选取氧化剂平均流量o m
=2.30kg/s ，固体燃料的流量fuel m
=0.77kg/s 。

6 关键部件详细设计
固液火箭发动机分为发动机主体系统和液体氧化剂输送系统两大部分，下面分别对这两大部分的详细
设计进行介绍。

6.1 发动机主体系统设计 6.1.1 固体装药设计
通过进行药柱外径为45mm 的小型固液火箭发动机热试车试验，得出固体燃料的燃速公式：
0.7370.0229o r
G =⋅ 其中，r 为燃料燃速，单位mm/s ，o G 为单位面积氧化剂流量（流率），单位2/()kg s m ⋅。

再结合推进
剂流量、发动机工作时间等设计参数和总体尺寸限制要求，设计出满足要求的药型，并结合氧化剂供给系
统的流量曲线，进行内弹道仿真计算，药柱结构图和性能预估如下：
图3 药型设计结构示意图
图4发动机的推力性能曲线
6.1.2 发动机结构设计
因为装药的外径为206mm ，长度为500mm ，这是属于小型固体发动机的级别，可参考“北航1号”探空火箭固体发动机的连接方式，选择可拆卸的螺纹连接结构，同时采用与可拆卸连接配合使用的双重侧面
O型圈进行密封。

在喷注器设计方案中，按照直流式喷注器设计原则，相同流量下应尽可能多安排喷嘴个数，减小喷嘴直径，提高雾化细度，进而提高燃烧效率。

同时，实验表明外层采用流量小雾化细的喷嘴、内层采用大流量喷嘴，即流量向中心区适当集中有利于强化通道内燃气扰动，在周边形成燃气回流区，这对稳定燃烧有利。

燃烧室身部壳体的设计，可以将筒体看作薄壁圆筒，再按照第三强度理论进行强度分析，根据燃烧室压强、点火压力峰、材料性能参数计算出壳体厚度。

在燃烧室前端设计一个前燃室用于防止燃气回流烧坏喷注面板，同时也能增加氧化剂雾化效果；在燃烧室后端设计一个后燃室（补燃室）用于使氧化剂与燃料充分混合燃烧，提高燃烧效率。

采用普通锥形喷管，喷管设计较为简单，但应注意喷管喉部的热防护设计。

设计结果如下图，喷管入口收敛半角为45°，喷管出口扩张半角为15°，中间圆滑过渡。

最终发动机系统结构与参数如下：
表1 发动机结构参数
推力室长度(mm) 969.2
推力室内径(mm) 206
燃烧室和喷管壳体壁厚(mm) 2
燃烧室绝热层厚度(mm) 5
喷管绝热层厚度(mm) 7
喷管喉部直径(mm) 50
喷管扩张比 4
喷管收敛角和扩张角 45°和15°
前燃室长度 / mm 100
后燃室长度 / mm 100
图5 发动机头部喷注孔分布图图6 发动机结构图
6.1.3 点火方案设计
采取的点火方式为自制黑火药点火器，从多次地面试验结果可判断出其点火效果良好。

点火器固定药柱端面前燃室中，点火线从药柱通道和喷管中伸出。

如图：
图7 点火器安放示意图图8 黑火药点火器实物这种方案优点是固定比较方便，结构简单可靠，不需要额外的支撑和固定装置，点火过程完成后不会产生任何的残留物，不会对药柱表面和喷管造成损伤，但缺点在于点火器工作时间短（约20ms）,同时产
生大量的气体，这导致燃烧室压强在点火瞬间急剧升高，然后快速下降，之后再缓慢上升约1s 后发动机稳定工作，造成发动机的点火延迟。

6.2 液体氧化剂输送系统设计 6.2.1 输送系统方案选择
液体火箭常用的挤压式输送系统方案有：高压气瓶挤压式输送系统方案、蒸发增压式输送系统方案、落压式输送系统方案。

最终结合液体N 2O 在常温下具有高饱和蒸气压（20℃时，4.856MPa）的特点，选定落压式与氧化剂自增压相结合方式的输送系统方案。

该方案由贮箱、压力调节阀、文氏管、电爆阀、加注阀、增压阀及连接管路组成。

它没有高压气瓶，利用液体N 2O 的高饱和蒸气压在发动机工作过程中对贮箱的压力损失进行补充，减缓贮箱压力下降，同时以压力调节阀作为主阀和压力调节装置，通过压力调节阀调节出口压力，提供稳定的流量。

这种方式结构简单，启动方便，成本低，同时由于没有有增压气体，受环境条件的影响相对减小。

1.贮箱；
2.充灌阀；
3.增压进气阀；
4.电爆阀；
5.压力调节阀；
6.文氏管
图9 输送系统结构
输送系统在设计上留有一定的余量，能满足不同质量、不同流量氧化剂供给的要求，参数如下
表2 输送系统性能参数
贮箱 /L
贮箱工作压力/MPa
氧化剂质量
/kg
流量/(kg/s)
37.2 7~4 10～20 2～4
6.2.2 输送系统工作原理
压力调节阀作为输送系统的核心部件（图10），在这套系统中具有系统主阀及压力调节两重功能。

试验前压力调节阀关闭，对贮箱充灌氧化剂，并用高纯氮增压至7MPa ，此时阀前腔与贮箱高压气体相通，阀后腔与贮箱高压气体被电爆阀隔绝压力为大气压。

试验时，电爆阀启动，阀后腔连通贮箱高压气，阀门开启。

此时阀门前腔、后腔、弹簧及阀芯型孔在贮箱压力变化时共同作用，当阀门入口压力在一定范围（7～4MPa ）变化能维持阀门出口压力稳定，并通过阀后文氏管的保持流量稳定，稳定流量值由文氏管直径决定（2～4kg/s ）。

1.阀芯；
2.衬套；
3.阀体；
4.弹簧；
5.后腔；
6.前腔
图10 阀门结构
6.2.3 输送系统试验结果
进行了多次试验，用于测量压力调节阀的局部损失系数和文氏管流量系数。

以下是一组典型试验数据图，可以看出，当贮箱压力在7～4MPa 范围内变化时，文氏管前压力基本保持不变，燃烧室工作压力也因流量不变而基本保持稳定，输送系统工作满足设计要求。

t/s
p /M P a
2
4
68
图11 典型的发动机热试车时压力曲线
7 试验情况
7.1 飞行用发动机地面联合试验
2008年5月24日，进行了飞行用发动机地面联合热试车，试验中文氏管入口压力、头腔压力和燃烧室压力曲线如下
图12：发动机燃烧室压力曲线
从试验结果看出，首先点火压力到了 5.7MPa,接近了设计极限值，其次出现了燃烧低频振荡，振荡频
率为10Hz左右，振荡幅度最大可达到1.3MPa。

在试验过程中还出现了压力突降，试验后检查发现是喷管喉部在试验时被吹掉。

出现这些问题的主要原因可能是氧化剂流量供应不稳定、喷注器设计及喷管热防护设计不合理等综合作用造成的（详见《“北航2号”固液火箭发动机故障分析》一文），需要对发动机进行改进设计。

7.2 发动机改进设计
与“北航2号”固液探空火箭总体协调后，认为此次探空火箭的主要目标是验证固液火箭发动机的飞行试验性能，为确保飞行试验成功，根据前期试验结果对发动机总体性能参数做出调整，其中固液火箭发动机部分做出以下改进：
1、改进压力调节阀设计，保证流量的稳定供应；
2、发动机系统改进设计：头部喷注器结构改进，减小喷注器剖面积增加喷注压降；
3、改用硼硝酸钾点火器，降低点火压力峰，同时扩大喷管喉径，改进喉部热防护结构，降低燃烧室工作压强，确保发动机工作时间内的安全；
4、改进发动机喷管中石墨喉衬结构形式，确保发动机工作过程中热防护性能的可靠性。

5、对发动机进行减重，在推力有所减小的情况下，保证火箭的出架速度。

首先，氧化剂加注质量由17kg减少到12kg，但贮箱容积不改变，其次，药柱长度由500mm减少至400mm，但发动机燃烧室结构不变。

这样还增加了后燃室的容积，可提高燃烧效率。

同时由于发动机结构没有变化，其性能有很大的提升空间。

在做出以上改进后，发动机性能参数如下表：
表3 改进后发动机性能参数
推进剂组合液体N2O
HTPB+28%Al+10%Mg+2%C
氧化剂平稳段流量（kg/s） 3.5
工作压强(MPa) 2
平均氧燃比7.69
平均推力(N) 7500N
比冲(m/s) 2100
喷管扩张比 3
改进后的发动机喷注面板如下图，主要把喷注面积由264.24mm2减小至230.04 mm2以增大喷注压降，同时改变了喷注孔的布局以利于燃气回流。

图13 发动机头部喷注器分布图图14 改进前后的燃烧室结构对比
7.3 改进后发动机地面热试车
2008年11 月23日，地面联合试验，推力性能曲线和燃烧室压力性能曲线设计参数如下图：
图15 改进发动机推力与时间曲线
图16 改进发动机压力与时间曲线
试验中，发动机平稳段推力7795N ，比冲2100m/s ，总冲26059N.s ，推力曲线较为平稳，发动机低频振荡问题已经解决，性能满足探空火箭总体要求。

7.4 飞行试验
图17 “北航2号”发射瞬间
2008年12月5日15时05分，在酒泉卫星发射中心进行了飞行试验，发射俯仰角为80°，发射方位角为西偏南10°，发射高度约3km 。

火箭点火、离轨、分离回收正常，获得了有效数据，按照飞行试验大纲的结果评定标准，此次飞行试验取得了圆满成功。

8 结论
(1) 完整的描述了固液火箭发动机总体设计过程与研制流程；
(2) 理论设计与工程实践相结合，进行了大量了地面实验，掌握了固液火箭发动机的液体氧化剂输送系统、发动机结构设计、点火器设计和药柱设计等技术；
(3) 在传统落压式输送系统方案基础上，设计利用液体N 2O 高饱和蒸气压特性、结合自行研制的压力调节阀进行流量调节的输送系统方案，在不使用增压气瓶的情况下实现了氧化剂流量的稳定供应；
(4)进行了中国首次以固液火箭发动机为动力的探空火箭的飞行试验，获得圆满成功，为固液火箭发动机的研制及发展奠定了一定的基础。

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