0 引 言

相对于一次性运载器用动力装置，重复使用运载器对动力系统提出了更高的要求，在发动机性能水平、工作寿命、使用维护性方面还需要进一步开展相关工作，才能满足高效、重复使用技术要求。

1 液氧甲烷发动机技术特点及优势

甲烷是一种被广泛利用的清洁能源，来源广泛、供应便捷、成本低、无毒、无污染，具有比热高、粘度低、结焦温度高、适宜用作再生冷却剂的特点。甲烷与氧燃烧产物清洁、积碳少、重复使用时无需清洗，是一种非常有发展前景的航天液体动力推进剂[3～5]。常用的几种液体推进剂及甲烷特性如表1所示[6～8]。

表1 常用液体推进剂基本物理特性 Tab.1 Fundamental Physical Characteristic of Common Liquid Propellant

性能参数 偏二甲肼 液氢 煤油 甲烷分子量 60.78 2.016 163 16.042冰点/℃ -57.2 -259.21 -40 -182.5沸点/℃ 63.1 -252.89 145～274 -161粘度Pa·s 527（20℃）13.4（沸点）1000（0℃）117.2（沸点）

续表1

性能参数 偏二甲肼 液氢 煤油 甲烷饱和蒸汽压MPa 0.016（20℃）0.101（沸点）0.00551（20℃）0.1045（沸点）临界压力/MPa 5.26 1.25 2.17 4.63结焦温度/K — — 560～723 978碳沉积 — 无 有 无

1.1 液氧甲烷发动机多次重复使用性能

重复使用发动机应具备多次重复使用的能力，应保证在各种使用条件下寿命长，具备几十次甚至上百次的工作能力。

光电编码器是由光栅盘和光电检测装置组成，通过光电转换将输出轴上的机械几何位移量转换成脉冲或数字量的传感器。光栅盘在一定直径的圆形板上均等地在多个矩形孔中开口。由于光电编码盘与电动机在同一轴上，所以当电动机旋转时，光栅盘以与电机相同的转速进行旋转，并且由诸如发光二极管等电子元件组成的检测装置检测并输出相应的脉冲信号及个数，最后根据这些信号和个数就可以反映当前行进的距离。

推力室是发动机的重要核心组件之一。推力室内壁裂纹破坏成为限制推力室寿命的主要因素，低周疲劳和高温蠕变是造成燃烧室内壁裂纹破坏的主要原因。烃类燃料中，甲烷比热高、粘度小，冷却推力室后为超临界气体，压降小，没有热分解问题，非常适宜用作推力室再生冷却剂[9]。欧洲对富燃循环的液氧甲烷发动机推力室工作寿命进行了分析评估，液氧甲烷发动机推力室疲劳循环次数为46次，累计工作寿命为9200 s[10,11]；中国对60吨级液氧甲烷发动机再生冷却身部的寿命仿真评估可达50余次，累计时间近10 000 s；推力室缩尺件热试验考核35次无异常；相比于同等室压下的氢氧发动机推力室内壁4次试车即出现裂纹，60吨级液氧甲烷发动机整机累计启动13次，2100余秒无裂纹。研究结果表明，无论是长时间工作，还是多次启动关机，液氧甲烷发动机推力室具有较高的寿命裕度，能够达到长寿命、多次使用要求。60吨级液氧甲烷发动机推力室缩尺件热试验状态如图1所示。

近年来，瑞丰生态在集团化发展过程中积极实施国际化战略，不断加强与国际知名科研机构和优秀跨国企业的技术与战略合作，从技术引进、产品开发、国际贸易合作、新型服务模式打造等多方面深度融合发展，实现了集团企业的多业态组合，形成了更加具有国际竞争力的多元发展格局。此次安徽宣城50万吨新型肥料基地的投产建设正是基于“碳能结晶”工艺技术的应用，是瑞丰生态与西班牙海拉全面战略合作的第一个落地项目。

图1 液氧甲烷发动机重复使用推力室缩尺件试验 Fig.1 LOX/Methane Subscale Thrust Chamber Testing

欧洲明确提出了将液氧甲烷发动机用于未来可重复使用运载器和升级一次性运载火箭的发展设想，开展了200吨级液氧甲烷发动机伏尔加（Volga）的研究，作为未来可重复使用运载火箭一级动力[16]。Volga液氧甲烷发动机模装外形如图 5所示。同时，欧洲未来运载器准备计划（Future Launcher Preparatory Programme，FLPP）中未来的 3种火箭方案均考虑了液氧甲烷发动机作为动力装置，分别是采用200吨级Volga发动机的两级重复使用火箭，采用 400吨级MX-4000发动机的一次性使用运载火箭，以及采用400吨级SE-12发动机的部分重复使用运载火箭。

图2 涡轮泵核心组件及台架试验 Fig.2 Core Component and Stand Test of Turbopump

1.2 液氧甲烷发动机使用维护性能

重复使用发动机应具有快速、高效的飞行后处理措施，能够方便地清除剩余推进剂，具备便捷有效的测试检查手段，以保证后续飞行过程的安全。

甲烷和液氧的沸点分别为112 K和90 K，具有沸点低、容易蒸发的特点，发动机工作结束后通过氮气吹除即可将内腔推进剂处理干净，状态恢复最短时间为1～2天，发动机试后处理流程快速、高效。经过发动机换热的甲烷蒸汽可以对贮箱进行自生增压，有利于简化增压输送系统方案。采用液氧甲烷发动机作为动力系统的运载器进行吹除、置换可以不用氦气而采用氮气，有利于降低成本。甲烷不结焦、燃烧积碳少，重复使用时无需清洗，对发动机多次重复使用性能无影响，发动机工作结束后无需进行特殊处理。

液氧甲烷发动机兼具液氢液氧和其他液氧烃发动机的特点，在重复使用性和使用维护性方面具有综合性能好的特点，特别适合重复使用运载器、无毒上面级、轨道推进系统的使用要求，是未来航天运载器理想的动力装置之一。

不知道是不是被Apple的乌鸦嘴给说中了，今天晚上海德希克1907先生又没出现。Yoyo倒是没什么，忙着应付别的男人的搭讪，April却明显有点不高兴，Apple拐弯抹角，不停地讽刺颜晓晨。

2 国外液氧甲烷发动机研究情况

此时，城市蔓延已不再适应城市发展，城市发展必须转向精明增长，如若一再坚持城市无序蔓延，城市周边的农田、生态保护区等将消失殆尽，城市自然生态系统被彻底破坏，城市环境污染将更为严重，英国“雾都”伦敦就是个典型案例。[5]

图3 美国250吨级BE-4液氧甲烷发动机 Fig.3 250-ton BE-4 LOX/methane Engine of USA

墨西哥竹子的利用可追溯到数千年前，其资源丰富且易于收获。在墨西哥温暖潮湿的气候条件下，竹屋或竹制庇护所方便建造且能够提供良好的居住环境，在整体特性上优于木屋(图7)。然而，在15世纪随着西班牙人的到来，新的建筑施工技术随之而来，殖民地建筑不仅在墨西哥而且在所有美洲国家大量使用。尽管竹子已经使用了数千年，但欧洲征服者认为竹材是次要材料或穷人的材料，而是采用其他建筑材料建设殖民地的基础设施。但是，土著居民仍然保持着利用竹子的传统。墨西哥竹利用发展的停滞与过去500年来欧洲人对土著居民的社会压制直接相关。

图4 俄罗斯联盟-5系列运载火箭 Fig.4 Soyuz Rocket Family of Russia

涡轮泵的能量密度用涡轮泵的功率与结构质量的比值表示，是决定涡轮泵工作寿命的主要因素之一。在相同的循环方案和推力情况下，甲烷涡轮泵的能量密度不到液氢涡轮泵的二分之一。国外研究结果表明，采用中等室压的开式燃气发生器循环方案，液氧甲烷发动机涡轮泵的工作寿命近10 000 s，即使采用高室压的补燃方案，涡轮泵的能量密度仍可保证发动机重复使用20次以上，工作寿命大于4000 s[12,13]。中国开展的涡轮泵核心零组件寿命研究结果也表明，涡轮泵轴承及动密封等核心零组件的工作寿命已不低于80次；单台涡轮泵经过13次启动，总计2103 s发动机整机热试车考核，涡轮泵轴承、密封轴套、浮动环结构完好，产品性能稳定，重复性较好，能够满足发动机长寿命、多次可重复使用要求。涡轮泵核心组件及台架试验情况如图2所示。

图5 欧洲200吨级Volga液氧甲烷发动机 Fig.5 200-ton Volga LOX/methane Engine of Europe

为实现发动机全寿命周期的健康状态管理，开展发动机健康检测与故障诊断系统研究。系统分为机载和地面两个部分，分别完成不同阶段和不同功能重点的管理任务：机载系统实现简单的、实时性高的在线自主健康管理，满足故障检测、识别、定位、评估、隔离与处理；地面系统充分发挥资源优势实现全面的、实时性要求不高的离线健康管理，实现寿命预测、维护保障策略、飞行数据记录等。

3 中国液氧甲烷发动机

中国利用50吨级氢氧发动机的技术基础和研究平台，开展了60吨级液氧甲烷发动机关键技术攻关，完成了液氧甲烷发动机原理样机集成演示验证试验，推力规模和试验参数为目前国际最高水平，开辟了中国碳氢燃料火箭发动机发展的新方向[17,18]。

(2)施用复合微生物菌剂对2个玉米品种(先玉335、金穗4号)根际中土壤3大类微生物数量均有显著影响，以细菌数量变化最为显著。

以重复使用飞行器为应用背景，进一步开展了重复使用液氧甲烷发动机关键技术研究，突破了液氧甲烷发动机燃烧、传热、启动、转子动力学、核心组件重复使用等多项关键技术，研制了一台60吨级液氧甲烷发动机重复使用性能样机，2016年，60吨级液氧甲烷发动机单机先后进行了13次、试验时间累积2103 s，其中10次为200 s的长程试验考核，验证了发动机核心组件与发动机整机重复使用关键技术，体现了液氧甲烷发动机在重复使用领域的能力和优势。60吨级液氧甲烷发动机热试过程如图6所示。

俄罗斯开展了基于模块化设计的新一代联盟-5系列运载火箭，计划替代现有的联盟号系列运载火箭和质子号运载火箭。联盟-5系列运载火箭模装如图4所示。联盟-5系列运载火箭将采用200吨级的液氧甲烷发动机 RD-0162作为主动力，同时也可以作为未来升力式重复使用火箭助推器动力[15]。俄罗斯认为，作为未来推进技术的一个主要发展方向，液氧甲烷发动机可以为未来重型、超重型以及低成本可重复使用运载火箭的研制铺平道路，在传统火箭和下一代可重复使用助推器之间建立了连通的桥梁。

美国联合发射联盟（United Launch Alliance, ULA）与蓝色起源公司合作研制 250吨级 BE-4 液氧甲烷发动机，作为宇宙神5火箭一级RD-180液氧煤油发动机的替代方案和下一代部分重复使用火神运载火箭主动力的主要选择之一[14]。目前，2017年5月发动机开展了涡轮泵联动试验验证，10月完成首次全系统点火测试。BE-4液氧甲烷发动机模装外形如图3所示。

小推力液氧甲烷发动机，针对未来高性能、重复使用、低成本上面级动力装置的需求，开展了 3吨级和8吨级高性能上面级液氧甲烷发动机关键技术攻关，为中国后续开展载人登月、深空探测、多星轨道布署等空间活动提供优选的技术途径。

图6 中国60吨级液氧甲烷发动机热试 Fig.6 Chinese 60-ton LOX/methane Hot-fire

目前，中国已基本突破了液氧甲烷发动机重复使用关键技术，初步形成液氧甲烷发动机的设计、制造和试验能力，成功研制了重复使用液氧甲烷发动机性能样机。甲烷和液氢同属低温推进剂，特性相似，材料体系和加工工艺相近，液氧甲烷发动机与氢氧发动机可实现“同料加工、同线生产、同台试验”，产品互换性强，便于实现通用化，符合高可靠、低成本的发展趋势。

4 后续重点研究内容

重复天地往返运输系统能够快速穿越大气层往返于天地间或能在外层空间轨道间机动飞行、按需返回地面并可重复使用的航天运输系统，其液体火箭发动机技术相对成熟，已成功应用于一次性运载火箭和部分重复使用的航天飞机上。采用液体火箭动力构建的重复使用天地往返运输系统，是目前较为现实的发展目标[1,2]。在重复使用液体火箭动力技术方面，各国主要开展了液氧煤油、液氧液氢和液氧甲烷发动机技术研究。液氧甲烷发动机具有成本低、可重复使用、维护方便等特点，近年来逐渐成为各国重复使用运载器液体火箭发动机研究的重点。

4.1 发动机重复使用维护技术

目前的火箭发动机仍以一次性使用发动机为主，对发动机重复使用的检测与维护技术涉及较少，技术成熟度较低。液氧甲烷发动机的重复使用维护技术研究分为：a）将检测、维护便捷作为发动机方案设计的准则之一，注重组件模块化、通用化与互换性，保证发动机可检测性、维修可达性良好；b）在研制过程中，充分借鉴低温氢氧发动机的和航空发动机重复使用维护检测经验，开展发动机整机重复使用维护技术研究，形成适用于液氧甲烷发动机的相关方法、流程、准则和标准。

4.2 故障监控技术

随着更加快速、高效、低成本进出空间的需求，由于液氧甲烷发动机以其高可靠、使用维护便捷、适于多次重复使用的综合优势，国外已将其作为低成本重复使用运载器的主要动力发展方向之一，广泛开展了发动机关键技术研究，并提出明确的型号发展与应用方向。

很多企业管理者认为，成本管理是成本会计的事情，其实这是一种错误的认识。成本管控要包括预测、决策、计划、控制、核算和分析等多个环节，是一项系统、完整的管理及反馈过程。想要做好真正的成本管理工作，就不能只做好一个和几个环节，这就需要从业的相关人员有专业的成本管控理论基础、较强的实践能力及突发事情的应变能力。而传统意义上的成本会计仅仅是核算的主要人员，而要做好成本预测、决策、控制等多环节，就不仅仅会涉及到财务部门，其他例如采购部门、生产部门等都要参与进来。这样一个复杂的管理工作，如果主要负责人成本管控专业能力差，那么成本管控工作从何谈起？而现今人才市场上，正是缺少这样有专业素养的从业人员。

4.3 大范围推力调节及多次启动技术

推力调节是运载器优化飞行轨道、降低飞行过载的有效手段，同时也是增加发动机适应性的重要措施。对于重复使用运载器，飞回发射场过程中，需要为火箭提供返场动力，或落地时作为反推发动机，使运载器安全着陆[19]。因此，重复使用火箭动力必须具备较大范围的推力调节能力，必须开展大范围变推力下的组件适应性及控制方案优化设计研究[20]。液氧甲烷属于非自然推进剂，多次重复启动液氧甲烷发动机可采用火炬点火、激光点火或谐振点火等具备多次重复使用能力的点火方式，需要对点火参数和方案进行深入研究[21]。

4.4 适于重复使用的新材料、新工艺技术

发动机结构材料和生产工艺，反映了结构动力优化设计技术和材料工艺水平的高低。为满足运载器对轻量化、低成本的技术要求，需开展发动机结构优化技术，发动机轻质高强复合材料技术、一体化结构设计技术、增材制造技术和三维快速成型技术等适用于重复使用的新材料/新工艺技术研究，以实现发动机低成本、重复使用的目标。

本以为烫伤科的病房里人不多，没想到左右两边的病床上都睡着一个孩子——一个和小棉的年纪相仿，另一个只有七八个月大。

4.5 重复使用设计与评估技术

目前，液氧甲烷发动机的整体设计框架仍基于一次性使用液体火箭动力，尚未完全建立起适用于重复使用液体火箭发动机的设计与评估的技术体系。后续需进一步开展重复使用液氧甲烷发动机优化设计方法研究与虚拟试验验证技术研究，以及基于可靠性的定量设计与评估方法研究，建立相对完整的重复使用液氧甲烷发动机设计和评估体系。

4.6 百吨级大推力高性能发动机技术

至2030年，中国航天发射整体仍呈大幅增涨趋势。目前以60吨级液氧甲烷发动机为基础构建的重复使用飞行器运载能力有限，难以满足未来大规模进出空间、利用空间需求。针对后续大/中型重复使用运载器发展要求，有必要开展150～200吨级高性能液氧甲烷发动机总体技术方案及关键技术预先研究，进一步提升发动机总体性能水平。

5 结束语

液氧甲烷推进剂来源广泛、成本低、无毒环保、性能较高。液氧甲烷火箭发动机兼具液氢液氧和液氧煤油发动机的特点，具有重复使用性能好、使用维护方便等特点，综合性能良好，更加适宜于重复使用、低成本运载器的使用要求，是未来航天运载器的理想液体动力选择之一。通过“十一五”、“十二五”的研究，中国已经基本突破了重复使用液氧甲烷发动机关键技术，验证了60吨级液氧甲烷发动机重复使用性能，开辟了中国碳氢燃料火箭发动机发展的新方向，契合了世界重复使用火箭发动机的研究方向。为支撑未来重大航天运输活动对可重复、高可靠、低成本动力系统的需求，持续开展并加强液氧甲烷发动机可重复关键技术研究，开展发动机工程应用研究，具有迫切需求和重大意义。

1)当水平应力比λ<1.5时：①第一、第二水平主应力越接近，初期阶段出现裂隙越晚，扩展缓慢，随着水压继续增大裂隙扩展方向增多，最终发散不集中；②地应力越小，控制孔发挥作用越晚，并且控制作用不够明显，裂隙最终沿垂直最小主应力方向扩展。

参 考 文 献

[1] 果琳丽, 刘竹生, 朱维增, 朱永贵. 未来运载火箭重复使用的途径选择及方案设想[J]. 导弹与航天运载技术, 1998(6): 1-7.

Guo Linli, Liu Zhusheng, Zhu Weizheng, Zhu Yonggui. Method options and conceptual design of a future fully reusable rocket[J]. Missiles and Space Vehicles, 1998(6): 1-7.

[2] 杨勇, 王小军, 唐一华, 李东. 重复使用运载器发展趋势及特点[J]. 导弹与航天运载技术, 2002(5): 15-19.

Yang Yong, Wang Xiaojun, Tang Yihua, Li Dong. Development trends and characteristics of reusable launch vehicles[J]. Missiles and Space Vehicles, 2002(5): 15-19.

[3] Edwards T, Michael M L. Propellant requirements for future aerospace propulsion systems[R]. AIAA 2002-3870, 2002.

[4] Pempie P, Frohlich T, Vermin H. LOX/Methane and LOX/Kerosene high thrust engine trane-off[R]. AIAA 2001-3542, 2001.

[5] Liang K, Yang B E, Zhang Z L. Investigation of heat transfer and coking characteristics of hydrocarbon fuels[J]. Journal of Propulsion and Power 1998, 14(5): 789-796.

[6] Bates R W, Edwards T. Heat transfer and deposition behavior of hydrocarbon rocket fuels[R]. AIAA 2003-123, 2003.

[7] Giovanetti A J, Spadaccini L J, Szetela E J. Deposit formation and hea transfer in hydrocarbon rocket fuels[R]. AIAA-84-0512, 1984.

[8] 孙宏明. 液氧/甲烷发动机评述[J]. 火箭推进，2006, 32(2): 23-31.

Sun Hongming. Review of liquid oxygen/methane rocket engine[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2006, 32(2): 23-31.

[9] Burkhardt H, Sippel M, Herbertzetl A. Effects of the choice betweer kerosene and methane on size and performance of reusable liquid booster stages[R]. AIAA 2003-5122, 2003.

[10] Preclik D, Hagemann G, Knab O. LOX/Hydrocarbon propellant trade considerations for future reusable liquid booster engines[R].AIAA-2005-3567, 2005.

[11] Pempie P, Frohlich T, Vermin H. LOX/Methane and LOX/Kerosene high thrust engine trade-off[R]. AIAA 2001-3542, 2001.

[12] 王少鹏. 21世纪空间运输系统的液氧/甲烷火箭发动机[J]. 火箭推进，2002(1): 50-54.

Wang Shaopeng. Space transportation system for the 21st century -LOX/methane propulsion[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2002, 28(1):50-54.

[13] 张兴波. 俄罗斯未来的液体火箭发动机[J]. 火箭推进, 2002, 28(4):42-47.

Zhang Xingbo. The future liquid rocket engine of Russia[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2002, 28(4): 42-47.

[14] 张雪松. 联合发射公司的新一代火箭[J]. 太空探索, 2015(1): 54-57.

Zhang Xuesong. The next generation vehicle launcher of United Launch Alliance[J]. Space Exploration, 2015(1): 54-57.

[15] 禹天福, 李亚裕. 液氧/甲烷发动机的应用前景[J]. 航天制造技术,2007(2): 1-10.

Yu Tianfu, Li Yayu. Application prospects of LOX/methane engine[J].Aerospace Manufacturing Technology, 2007(2): 1-10.

[16] Preclik D, Hagemann G, Knab O, et al. LOX/Hydrocarbon propellant trade considerations for future reusable liquid booster engines[R].AIAA-2005-3567, 2005.

[17] 王维彬, 孙纪国. 航天动力发展的生力军——液氧甲烷火箭发动机[J].航天制造技术, 2011(2): 3-6.

Wang Weibin, Sun Jiguo. The potent new force of space propulsion development——LOX/methane engine[J]. Aerospace Manufacturing Technology, 2011(2): 3-9.

[18] Wang W B, Zheng D Y. Development statrus of the cryogenic Oxygen/Hydrogen YF-77 engine for Long-March 5[C]. 64th International Astronautical Congress, 2013.

[19] 高朝辉，刘宇，肖肖, 等. 垂直着陆重复使用运载火箭对动力技术的挑战[J]. 火箭推进, 2015, 41(3): 1-6.

Gao Zhao-hui, Liu Yu, Xiao Xiao, et al. Challenge to propulsion technology for vertical landing reusable launch vehicle[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2015, 41(3): 1-6.

[20] 方昕昕, 沈赤兵. 液氧/甲烷小推力发动机及其变推力技术研究进展[J].飞航导弹, 2015(4): 88-95.

Fang Xinxin, Shen Chibin. The development advance and variable thrust technology of low thrust LOX/methane engine[J]. Aerodynamic Missile Journal, 2015(4): 88-95.

[21] Breisacher K, Ajmani K. LOX/Methane main engine igniter tests and dodeling[R]. AIAA 2008-4757, 2008.