模拟真实发射全过程，深蓝首次时序收复实现了可回收发动机试车的航天火箭号关键里程碑 。雷递网 雷建平 8月30日2023年8月深蓝航天液体运载火箭“星云-1”配套的完成微信液氧煤油发动机“雷霆-R1”，取得了全飞行时序三次起动整机试车的发动飞行圆满成功。该次试车全面覆盖了“星云-1”运载火箭入轨+一子级回收的机全机试箭回节点全飞行剖面 。本次试车中 ，次起车液“雷霆-R1”发动机在地面试车台上
，动整按照“星云-1”回收复用运载火箭一子级设定的体火飞行弹道，进行了完整过程的用重点火 。深蓝航天液氧煤油发动机全飞行时序三次起动与SpaceX猎鹰九号一级回收飞行过程的雷递对比“星云-1”回收火箭的飞行弹道，相比于2023年4月19日SpaceX公司发射猎鹰九号某典型任务剖面
，深蓝首次时序收复时间上是航天火箭号基本相似的，细微差别在于起飞点火工作时间更长（180s VS 150s）、完成微信再入点火工作时间稍长（30s VS 24s） 。发动飞行这一试验的机全机试箭回节点成功，标志着“雷霆-R1”发动机已经初步具备了完成运载火箭一子级回收飞行任务的能力，是回收火箭研制中的关键性里程碑。液体发动机三次起动与运载火箭回收垂直回收运载火箭至少需要经历地面点火起飞-高空反推减速-着陆段反推减速三个点火起动过程，才能使火箭按既定弹道回收着陆。因此发动机的三次以上起动能力是垂直回收运载火箭的必备能力：1)第一个时段是上升阶段
，需要起动发动机起动提供动力，克服地球引力 。这一段与传统的一次性运载火箭大致相同 。2)第二个时间段是一子级垂直回收再入过程中，进入稠密大气层之前的反推减速。其目的是通过发动机的反推力 ，减小再入稠密大气的速度，避免火箭结构过热或烧毁。3)第三个时间段
，是一子级着陆过程的反推减速 ，需要在着陆时刻将火箭的速度恰好减到接近0，实现软着陆
。所以要实现一枚火箭发射入轨，并且垂直回收
 ，发动机需要具备可以实现三次以上的多次起动能力 。多次起动，相对以往一次性工作的火箭发动机而言，指液体火箭发动机在执行一次飞行任务过程中 ，液体发动机能够在无人干预情况下实现两次及以上的点火起动能力。可以垂直回收并重复使用的商业化运载火箭对发动机的起动能力提出了更高的要求 ，不仅需要发动机具备3次以上的起动次数
 ，并且在火箭的飞行过程中 ，按照预定或在线计算的参数 ，发动机必须在既定的时间点精确点燃并起动工作，不容有失。否则，火箭回收大概率会失败 。这一要求给发动机的设计、制造、起动时序设计等带来了很大的挑战 。多次起动是液体火箭动力系统实现回收复用的难点；而动力系统回收复用是实现航天运载器回收复用所必须突破的关键技术。液体火箭发动机多次起动的技术难点“雷霆-R1”是深蓝航天首款运载火箭“星云-1”的主动力发动机，采用了液氧煤油推进剂组合 ，具有推力平滑调节、结构简单可靠 、无毒无污染 、低成本等优点
。该发动机从设计之初，部组件方案及总体布局就按照可回收并重复使用多次起动的要求进行设计 。液体火箭发动机多次起动是一项具有很高难度、综合性很强的发动机系统技术，包含了一系列关键技术点，只有包括中国在内的少数国家能够掌握。“雷霆-R1”发动机全飞行时序三次起动整机试车 ，标志着在回收复用的液体发动机方面，具有完全自主知识产权的多项关键技术从原理和设计走向产品应用。1.多次起动系统设计多次起动发动机工作过程和时序控制，与一次性使用发动机有显著区别液体发动机第一次工作之前，各个液体阀门还没有打开工作、推进剂没有灌注
，发动机内部处于“干”状态；发动机第一次工作后
，管路和各组件中留有残存的推进剂 ，可能给管路、冷却夹套与喷嘴的工作状态带来影响，影响发动机的点火和正常工作 。为避开这个问题，要在第一次起动工作后，对发动机设计合理的自动吹除时序，把残存推进剂清除干净。对于液氧煤油推进剂的低温火箭发动机  ，除第一次工作结束后要进行吹除外，第二次起动前还要先吹除和预冷。因此，为了精确达到飞行时序对发动机起动时间的要求 ，对于预冷
、吹除流程及时间的控制，需要精确进行设计，并进行大量的验证工作
。深蓝航天本轮开展的发动机长
、短程三次起动试车，全面考核了发动机多次起动过程设计的正确性，全面验证了发动机多次起动的工作时序 。下一步还将对时序拉偏进行进一步考核，以增加发动机工作的裕度和鲁棒性 。多次起动需要对发动机进行更复杂的状态控制多次起动工况下  ，由于发动机尚有前一次点火工作的影响，部分组件的初始温度会发生变化，点火延迟期间和点火能量也会变化 。例如发动机的涡轮泵 、推力室部分在第一次起动前基本为常温，但第二次起动时由于上一次工作的影响会存在较高的温度，需要解决涡轮热起动 、推力室热反浸带来的影响问题
。因此 ，发动机多次起动需要对发动机的状态进行更多的控制，包括预冷和热控、起动条件保障和起动过程控制等。通过针对多次起动特殊设计的控制手段，可实现再入返回 、着陆点火过程高效的氧系统预冷、发动机内腔吹除等 ，保障再次点火前发动机状态满足点火条件。除了系统工作过程和时序的控制之外，发动机的所有组件都必须按照多次起动和重复使用的要求来进行设计例如发动机上所有阀门均可多次重复工作，不能采用一次使用发动机常用的电爆阀、破裂膜片控制元件等；涡轮泵的动密封组件等也必须考虑多次起动的要求
，并能够承受短时多次起动带来的载荷冲击和热冲击等 。深蓝航天本轮多次起动试验，考核了发动机在模拟真实飞行状态下的功能、性能，全面验证了发动机各组件对多次起动工况的适应性；获取了发动机多次起动间的状态数据，为飞行试验提供数据支撑。下一步还将继续进行更多的可靠性考核，确保发动机产品的稳定可靠。面向实际飞行的多次起动设计液体发动机想要在地面上实现多次起动，可以借助地面试验台的能力，而不用考虑体积、重量等约束 。例如起动用的起动能源、吹除用气体等 。由于箭上的空间和重量非常有限
，不可能为发动机提供过多的气体资源保障，因此重复使用发动机需要非常精细地设计这些因素
，否则就会变得过大、过重而导致“上天困难”。“雷霆-R1”发动机起动技术经过二次起动考核后进一步迭代升级，本次试验所用起动系统完全布置在发动机的总装机架上，发动机起动、控制和吹除用气完全由发动机提供 ，产品状态与箭上飞行状态一致。试验结果表明  ，当前“雷霆-R1”发动机的起动系统
，可很好地满足发动机在“星云-1”火箭上的多次起动使用需求 。2.多次起动点火系统精准设计实现液体火箭发动机重复使用必须克服多次点火的难题。可靠点火是液氧煤油发动机的一个核心技术难题。传统火箭只需要发动机在火箭发射时点火，而可重复使用运载火箭需要发动机在一子级回收过程中多次点火
。由于液氧煤油为非自燃推进剂，推力室和燃气发生器均需要点火，多次起动的发动机必须构建新的点火系统。液体发动机点火是在燃烧室内部完成的，但点火装置却需要布置在燃烧室的外部。 。为导入点火能量 ，对燃烧室设计接口需谨慎、周全  。发动机燃烧室工作将产生巨大振动、3600多度的高温
、近100倍大气压的压力，这些振动和高温条件对连接和结构件设计都有很高的要求，因此点火装置必须牢固且不能破坏燃烧室的结构强度及冷却设计，更不能在燃烧过程中因为该接口的存在，导致高温高压燃气泄漏并发生损坏 。一次性使用发动机使用点火装置不需要耐受上述环境 ，而多次起动发动机的点火装置在第一次点火后，需要承受上述环境若干次后，仍须保证装置寿命周期内百分之百的可靠。这就给点火系统的设计带来了全新的挑战。为保障再次点火工作的可靠性，“雷霆-R1”发动机配置了非火工品的多次点火装置，该点火装置的能力不受限制 、可以实现几乎无限次的点火能力。后续可根据运载火箭功能需要，具备进一步增加冗余点火功能  ，满足可靠精准点火的需求 。3.多次起动的初始能源开式液氧煤油发动机的起动一般需要借助外部能源，才能将发动机起动起来。一次性使用的开式循环发动机，目前国内的主流途径大都采用火药起动器。其原理是在发动机起动时先用电起爆器点燃一个“小固体火箭发动机”，其火药柱燃烧产生高温高压的燃气 ，推动液体发动机的涡轮旋转到预定工况，从而起动发动机 。这种“小固体火箭发动机”被称为火药起动器。但是
，多次起动的发动机若采用这种方式 ，便需要配备多个火药起动器装置，会造成1）结构设计上难以布置；2）首次点火后用于二次起动的火药起动器出口要隔绝发生器内高温高压燃气；3）火药起动器价格昂贵，因为属于火工品 ，生产管理贮存要求又极其特殊严格  。因此用传统的火药起动器提供多次起动的能源，难以实现真正的商业应用 ，既不经济技术上也存在风险 。因此 ，必须面向重复使用的需求，开发新的起动模式；既能够达到可靠起动的目的，又能够满足上天飞行的经济性、便捷性的要求 。为满足多次起动的要求 ，“雷霆-R1”采用了高压气瓶助力+自身起动的起动方式 ，使得起动装置即具有自身起动结构简单的优点，又通过一定的外部能源助力大大缩短了发动机起动时间
。深蓝航天通过数十次发动机起动试验，优化了发动机的起动过程，大幅提升了起动过程的一致性和可靠性 、缩短了起动的时间。当前，发动机点火起动时间（达到稳态推力90%时间）仅为2秒左右，并且起动重复性、一致性良好 。4.回收火箭结构布局紧凑对于回收火箭，发动机舱一般布置多台发动机 ，发动机的装填密度很大 ，结构紧凑简单也是一项非常重要的指标
，否则无法满足火箭的使用要求。“雷霆-R1”改进状态的发动机采用了泵后摆方案
，使发动机在飞行过程中仅摇摆推力室部分就可实现推力矢量调节，相比传统发动机整体摇摆方案
，摇摆力矩大幅减小、提高了发动机摇摆一阶频率 ，进一步提高了发动机摇摆工作可靠性。同时  ，相比同类型的开式发动机，泵后摆发动机结构布局更为紧凑 、简洁，同时通过优化布局多次起动组件 ，使发动机结构紧凑 、包络尺寸减小，可实现在3.35米箭径内布局9台发动机，提高火箭在给定箭体直径内可以产生推力
，为重复使用技术应用提供了重要的结构基础。5.满足可重复使用要求的液发增材制造液体火箭发动机工作在高温、高压、大振动的恶劣环境，传统发动机均按一次性使用设计。“雷霆-R1”发动机提出了重复使用20次以上的目标 ，部组件及结构布局方案均按重复使用需求开展设计。在制造工艺上，发动机的主要组件采用了全3D打印增材制造。因此，“雷霆-R1”也成为了国内首个经历火箭垂直回收全弹道剖面地面考核的3D打印发动机。在本轮试车过程中 ，发动机经过10次以上的发动机不下台热试车
、几十次起动/关机测试和点火试验，初步证明了3D打印工艺能够满足可重复使用的需求。单台发动机累计不下台点火次数达到10次，累计时长已达到1000多秒 。除满足多次起动和重复使用的功能性要求，通过地面热试车验证，也考核了发动机结构件及制造工艺方面可以满足重复使用的要求；达到液体发动机不仅“能试”，更要“皮实 、耐用”的效果。2022年  ，美国相对论空间公司的“人族”火箭，采用了全增材制造工艺进行制造 ，并进行了尝试入轨飞行；该项目将增材制造在Aeon发动机中应用的成熟度提高到了新的高度 ，证明了该工艺在航天飞行产品上的适用性。在国内，以深蓝航天“雷霆-R1”发动机为代表的新发动机产品，在3D打印新工艺用于液体发动机制造方面做了开拓性工作 。下一步，还需要经历真实火箭任务
，进行上天飞行验证。小结液体火箭通过垂直回收的方式实现重复使用，显著降低了发射成本 、具有较广阔的应用前景；而目前制约我国垂直回收火箭发展的关键瓶颈就在液体火箭发动机是否能够满足垂直回收的使用要求  。液体火箭发动机作为航天运载器的主要动力装置
，具有性能高、任务适应强、技术难度大等特点，堪称航天运载器上最复杂的产品之一。深蓝航天持续多年在可重复使用液氧煤油火箭发动机的研发、制造和测试领域不断积累  、创新、实践，取得了诸多成绩。此次试车成功
，标志着“雷霆-R1”发动机向着“可回收及重复使用”目标又迈出了坚实的一步 。为即将进行的“星云-1”运载火箭一子级高空垂直回收飞行试验和入轨首飞+回收奠定了坚实的动力基础。背景资料：液体火箭发动机的点火和起动垂直回收的可重复使用运载火箭在飞行中一般重新点火起动2～3次，这就要求发动机具备多次起动能力。液体火箭发动机多次起动技术是一系列子技术的总和 ，也是火箭发动机可重复使用关键技术，其中主要的两个方面包括发动机的起动能源和点火
。图1 火箭回收过程示意图发动机的起动能源发动机起动方式一般分为“外部能源起动”和“自身起动”两种方式
。1
、外部能源起动外部能源起动，顾名思义，指的是发动机需要借助外部力量进行起动；一般采用燃气发生器循环的发动机常使用外部能源起动。举个例子，这与早期的柴油内燃机、汽油内燃机的起动采取人力手摇原理是一样的，即发动机起动需要借助外力进入工作循环，活塞内燃机随着曲轴的转动进入吸气
、压缩  、做功、排气四个冲程
，对于火箭发动机需要借助外力使得涡轮泵转轴达到一定转速 。类似早期手摇式拖拉机的工作方式 。图2 早期汽车手摇把图3 拖拉机手摇把对于小型内燃机这样的热力机械，可以依靠人力实现起动（随着科技进步，现在内燃机大都配备电动起动机 ，无需手摇了），而液体火箭发动机这样能量密度巨大的热力机械，无论如何是不可能靠人力完成的
，那么和汽车一样使用电动起动机呢？基本也不靠谱，这是因为液体火箭发动机的起动功率太大
，需要配备很大的电机和电池，并且造成结构设计非常复杂
，根本不可能在火箭上使用 。实际上 ，传统液体火箭发动机的起动外能源一直借助于火药起动器、高压气瓶等特种装置
。火药起动器是由火药柱 、壳体、点火装置组成的 ，发动机起动时火药柱燃烧产生的高能燃气驱动涡轮转动，使发动机起动
。若采用火药起动器，当发动机需要多次起动时 ，便需要配备多个火药起动器，这常常造成结构设计上的不便 ，并且火药起动器价格昂贵，生产管理贮存要求又极其特殊严格。此外 ，采用火药起动器的发动机，一般仅做到能够2次起动 ，用火药起动器实现多次起动的非常少 ，因为既不经济也不划算 。所以，高压气瓶起动成目前技术趋势 ，高压气瓶内一般充装氦气等介质
，当发动机起动时，高压气瓶对涡轮吹气 ，强大的气流使得涡轮泵旋转，当发动机多次起动时，高压气瓶再次对涡轮吹气 ，此时工程师在设计时要考虑携带充足的高压气体 ，或者针对每次起动有针对性地精细设计时序 。采用火药起动器起动的典型发动机有欧洲HM-7发动机、Vulcain火神发动机 ，采用高压气瓶起动的典型发动机有美国的J-2发动机、梅林1D发动机。图4 火神发动机图5 美国的J-2发动机2
、自身起动自身起动，顾名思义是指发动机起动不依靠外来能源而依靠自身能源，这里的“自身能源”指的是发动机利用火箭贮箱压头实现推进剂点火或推进剂吸热而产生的能量。膨胀循环发动机的起动方式即为自身起动
，低温燃料在推力室夹套内吸热汽化对涡轮做功。大推力的补燃循环发动机 ，也常采用自身起动方式；工程师们对发动机的起动过程精心设计  ，使得发动机能够安全可靠地从起动点火过渡至额定工况。典型的膨胀循环发动机有美国的RL-10、欧洲的Vinci；典型的补燃循环发动机有美国的航天飞机主发动机、俄罗斯的RD-170\180等 。较为特殊的是美国用于载人登月的土星5号火箭主发动机F-1，其采用燃气发生器循环方式，也采用了自身起动方式。由于不需要额外携带能源，经济上和重量上都比较节省
，自身起动更适合于发动机的多次重复起动。但仅仅依靠自身起动的发动机，往往存在发动机起动过程相对时间较长的缺点 。发动机的点火方式液体发动机的点火是很复杂的，主要原因在于燃料  、氧化剂两种液体必须先经历输送、加温、雾化、混合等一系列流程后 ，才能被点燃；如果混合比例不正确、雾化不充分、点火不及时 ，都会导致点火失败，甚至引起爆炸。需要多次起动的发动机要具备可重复点火系统  ，少量的次数可考虑使用药柱或者点火导管等方式来实施；若需超过3次的点火能力的发动机，宜考虑采用火炬点火、电点火等方式来实现
，以减少发动机总装结构的复杂性，降低系统工作难度。目前主流的液体火箭发动机点火方式有以下几种（不包括有毒自燃推进剂发动机）。1、化学点火剂点火化学点火剂点火是指使用某种能与燃料或氧化剂自燃的化学剂引燃燃烧室。常用的一种能与液氧接触即燃烧的是三乙基铝-三乙基硼（TEA- TEB）混合化学剂，TEA- TEB通常存储在燃烧室前燃料管路上的点火导管内
，用膜片密封。液氧煤油发动机在起动时 ，在压力作用下 ，膜片破裂 ，TEA- TEB首先进入燃烧室与氧化剂自燃点火
，利用TEA- TEB和氧化剂的燃烧热量使随后进入的主燃料与氧化剂点火燃烧。这样的点火方式可以实现单次点火  ，美国土星5的F-1发动机推力室 、苏联的RD-170等液氧煤油发动机均采用这种方式点火。发动机若要多次点火起动 ，则可以将一次性使用的点火导管设计为可多次重复灌装使用的点火装置 ，比如SpaceX公司猎鹰火箭的液氧煤油梅林-1D发动机采用了可靠的TEA-TEB加注控制实现了回收时的多次点火。图6 俄罗斯RD-170发动机2、固体火药点火固体火药点火器由电爆管 、引火药 、点火药盒组成，先用小的电流点燃电爆管、再由电爆管点燃引火药
，最后点燃液体推进剂 。点火器可以安装在推力室喷注器附近。比如欧洲的HM-7发动机
、HM60发动机、Vulcain火神发动机均采用固体火药点火。当发动机进行多次起动点火时 ，需要安装多个固体火药点火器
，这常常带来结构设计上的不便；同火药起动器一样，火药点火器也有苛刻的安全管理要求 ，以及高昂的价格。因此，电火花点火和火炬点火逐渐成为商业航天偏爱的方法 。图7 HM60（Vulcain）发动机火药起动器和火药点火器3、电火花 、火炬式电点火器电火花点火，与汽车发动机的火花塞点火，家用燃气炉灶
、一次性打火机等点火方式类似 ，采用电激励器产生的电火花点燃周围雾化的推进剂。这种点火方式最初存在的主要缺点是可靠性较低 ，由于电火花的点火能量低
，点火失败后可能导致推进剂积累而引起爆炸 。对这种方式加以改良后
，就出现了更可靠稳定的火炬式电点火器。图8 火花塞点火器火炬式电点火器实际上就是一个微型燃烧室 ，将少量推进剂导入其中，并用电火花点燃，火炬点火器出口形成一股稳定火焰 ，保证主燃烧室的推进剂被可靠引燃。采用火炬式电点火器的有美国的J-2发动机、航天飞机主发动机、半人马座RL-10发动机 ，俄罗斯的RD-0120发动机，以及日本的LE系列发动机
。图9 火炬式电点火器火炬式电点火器非常适用于需要多次起动的发动机，理论上可以实现无限多次点火  ，且不需要拆装更换零件 。———————————————雷递由媒体人雷建平创办 ，若转载请写明来源。本文首发于微信公众号：雷递
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