本文来自微信公众号：中国航天（ID：zght-caecc），作者：谭永华（航天推进技术研究院）、潘匡志、周康、兰晓辉（西安航天动力研究所），原文标题：《变推力液体火箭发动机研究进展》，题图来自：视觉中国
液体火箭发动机通过将液体推进剂化学能转化为动能，作用在发动机上产生推力，是大型运载器的助推级、一级、二级、上面级及各类空间飞行器常用的动力装置。近年来，随着航天技术的发展，空间探索与空间战略资源竞争更加激烈，2022年全球航天发射次数创新高。值得注意的是，仅美国太空探索技术（SpaceX）公司就执行了61次发射，发射次数接近我国火箭发射总次数，“灰背隼”（Merlin）系列发动机再次受到关注；同时，国际航天界也迎来了深空探测成果井喷期，大范围变推力发动机技术作为探测器月面软着陆主要技术支撑，引发了新一轮变推力液体火箭发动机技术研究热潮。
一、变推力发动机工作原理、类型及研究进展
变推力液体火箭发动机的主要特点是可在较大范围内进行推力调节，得益于该特点，变推力液体火箭发动机能够提升航天器轨道机动能力，并使航天器具备平稳软着陆能力。软着陆又分为地面可重复软着陆（如垂直起降运载火箭的着陆方式）和地外天体一次性软着陆，地面可重复软着陆航天器使用的发动机为大推力变推力发动机，地外天体一次性软着陆航天器使用的是下降级变推力发动机。
（一）变推力发动机工作原理
变推力发动机按照循环方式不同，可分为挤压式液体火箭变推力发动机和泵压式循环液体火箭变推力发动机。对于所有变推力液体火箭发动机，实现变推力的原理都是基于液体火箭发动机推力公式演变而来，该公式中影响推力的因素主要包括推进剂质量流量、燃气喷射速度和喷管出口面积，其中，推进剂质量流量与速度的乘积（即动量）对推力的影响占比在90%以上，而且燃气喷射速度调整难度很大，因此改变推力最有效、最普遍的方法就是调节推进剂质量流量。
挤压式液体火箭发动机的推进剂在喷注时通常为液体流动状态，在液态推进剂质量流量大幅度调节过程中，喷嘴的喷注压降与流量存在平方关系。假设流量降低到1/10，压降将降低到1/100，而喷注压降过低时，就会诱发低频不稳定燃烧。因此，要想使变推力下降到1/3以上，并维持必要的喷注压降，在流量调节的同时，还需要对节流面积进行同步调节，以控制变推力过程中的喷注压降变化范围。
在气体流动状态下，气体喷嘴的喷注压降与质量流量呈正比例关系，当流量降低到1/10时，压降也降低到1/10，因此固定喷注面积的气体喷嘴变推力适应范围要大于液体喷嘴。但如果要使变推力下降到1/10或更低，在气体喷嘴流量调节的同时，也需要对节流面积进行同步调节，控制气体喷嘴的喷注压降变化范围。
对于泵压式液体火箭发动机，在流量和压力平衡基础上，还需要考虑功率平衡，即涡轮驱动功率等于它所驱动的各泵功率与其他辅助装置功率之和。因此，泵压式液体火箭发动机还可以通过调节涡轮功率实现变推力调节。其中，功率调节主要通过调节燃气温度、燃气流量、涡轮压比来实现。目前，泵压式变推力发动机主要采用调节系统压降、喷注面积、燃气温度、驱动涡轮的燃气流量等方式实现发动机的推力调节控制。
（二）挤压式变推力发动机研究进展
1. 双组元变推力
挤压式变推力液体火箭发动机按组元类型通常分为双组元变推力发动机和单组元变推力发动机。双组元变推力发动机常采用的变推力方案有单调、双调及流量定位喷注。其中，单调系统通过改变喷注面积实现；双调系统相对于单调系统，增加了可调节流圈或可调汽蚀管来调节流量，通过调节喷注面积来保证喷注压降；流量定位喷注与双调系统相似，都是增加可调汽蚀管来调节推进剂流量，但与双调系统不同的是，流量定位喷注的喷注面积是被动调节的，在推进剂流量调节之后，随着喷前压力的变化而自动改变，进而维持设计的喷注压降。
20世纪70年代，我国就开始对不同变推力方案进行研究，取得了丰硕的研究成果。进入21世纪之后，在软着陆任务需求的牵引下，西安航天动力研究所先后成功研制了低室压和中室压7500N挤压式双组元变推力发动机，两型发动机系统方案相似，如图1所示，发动机均采用双组元推进剂，采用流量定位喷注实现推力调节，推力变比均为5:1，是大范围变推力液体火箭发动机。两型发动机已成功助力月球着陆器和火星着陆器实现了软着陆。
图1 挤压式变推力发动机系统示意图
美国“阿波罗”登月舱LMDE发动机也是典型的挤压式双组元变推力发动机，该发动机于1969年7月成功助力美国实现了人类首次登月，其发动机采用可调汽蚀管与可变面积针栓喷注器的双调方案实现了推力大范围调节，推力变比为10:1，定混合比1.6，LMDE发动机系统如图2所示。
图2 LMDE变推力发动机系统结构图
除了应用于软着陆之外，双组元变推力发动机还可应用于飞行器，使空间飞行器实现加速度变化、轨道调整，从而提高飞行器的姿态灵活性。
20世纪80年代，以TRW公司为代表的研究机构研发了多型具备栓式喷注器小型化和快速响应特点的双组元变推力发动机。其中，用于“哨兵”计划的俯仰偏航发动机是典型的具备面关机功能的轨姿控栓式发动机，该发动机具有高压、可调和快速响应的特性，推力变比可达19:1，工作室压15.16MPa。针对轨道机动飞行器，研制团队研制了推力变比达10:1的OMV-VET样机。“长矛”导弹也是得益于其拥有世界上推力变比最大的发动机，轨道机动灵活，抵抗摧毁和有效打击能力大幅提升，其发动机推力变比可达300:1。
21世纪初，美国开始研制行星着陆器的变推力发动机，其代表是“梦神”主发动机。“梦神”变推力发动机采用挤压式供应系统，通过节流阀实现变推力，推力变比4:1，目前在解决高频震荡和低频燃烧震荡问题方面取得了成功。
2. 单组元变推力
对于单组元变推力发动机而言，实现推力调节的方式较为单一，通过使用节流装置改变单组元推进剂的流量，从而实现推力调节。较为典型的是MR-80和MR-80B 发动机，这两型发动机是美国为火星登陆设计的单组元变推力发动机，采用无水肼推进系统。MR-80 单组元发动机结构图如图3所示，该发动机推力调节范围为275~2835N，推力变比为10:1，其推力调节主要通过作动机构移动针栓改变Montek节流阀流通面积，进而改变推进剂的流量来实现。
图3 MR-80单组元变推力发动机结构图
MR-80B发动机结构与MR-80相似，不同之处在于MR-80B发动机采用Moog公司设计的新型节流阀取代了Montek节流阀，Moog节流阀采用调节汽蚀文氏管方案。MR-80B变推力发动机与Moog节流阀结构图如图4所示，推进剂在针栓与汽蚀文氏管所形成的喉部位置发生汽蚀，可通过移动针栓控制节流面积变化，从而实现变推力调节。使用该方案，MR-80B发动机可产生31~3603N的真空推力，推力变比提高至100:1。
图4 MR-80B变推力发动机与Moog节流阀结构图
（三）泵压式变推力发动机研究进展
泵压式发动机主要通过采用节流装置改变副系统推进剂流量和涡轮做功能力，实现大范围推力调节。因此，在工程上泵压式液体火箭发动机系统可采用在副系统（即燃气发生器推进剂供应路）、涡轮燃气路、主系统路（即推力室推进剂供应路）等部位设置节流装置或流量调节装置的办法达到推力调节的目的。
1. 开式循环变推力
开式循环（发生器循环）变推力发动机推力调节方式主要是在副系统（即燃气发生器推进剂供应路）、涡轮燃气路、主系统路（即推力室推进剂供应路）等部位设置节流装置或流量调节装置，3种方式典型系统原理图如图5－图7所示。
其中，图5方案是在副系统供应路安装开度可变的调节阀，通过调节阀门开度，改变燃气发生器氧化剂、燃料供应管路流阻，实现对发生器流量的调节；图6方案是在涡轮入口前、发生器后设置旁通放气路，通过调节旁通放气路燃气调节阀开度，调节燃气排出量，从而改变进入涡轮的燃气流量和涡轮输出功率，达到推力调节的目的；图7方案则是在泵后主系统路设置流量调节器，根据调节需求，改变主路调节开度，副系统路不调节而随动变化，从而实现变推力调节。
图5 副系统双路调节方案系统图
图6 涡轮燃气放气的调节方案系统图
图7 主系统节流的调节方案系统图
我国某型发动机采用主系统氧路、燃路泵后各设置一个流量调节器方案，对氧化剂、燃料流量进行调节，从而实现变推力的目的，该发动机已成功实现2.6:1推力变比。
国外典型的开式变推力发动机当属“灰背隼”发动机。商业航天SpaceX公司开创了火箭子级可重复使用的先河，其使用的大推力变推力发动机“灰背隼”1D作为可重复使用的技术支撑也随之进入人们的视野，该发动机采用发生器循环方式，其真空推力913kN，能实现50%~100%的推力变化，推质比更是高达180。
2. 补燃循环变推力
针对日益增长的可重复使用运载器的需求，作为可重复使用的技术支撑，研发变推力大推力发动机变得更加迫切。
补燃循环发动机主要由涡轮泵、燃气发生器、推力室、各种流量调节器、阀门及相连的液体管路、气体管路等组成。典型液氧煤油补燃循环发动机的系统组成如图8所示。
图8 典型补燃循环发动机系统组成
在1200kN液氧煤油补燃循环发动机系统基础上，笔者利用仿真平台，对补燃循环发动机推力调节途径进行分析，总结出3种途径：（1）通过调节燃气发生器氧化剂路流阻系数实现推力调节，该途径调节极限为89.8%；（2）通过调节燃气发生器燃料路流量来控制燃气温度，从而实现推力调节，使用该方案可实现大范围推力调节，但无法实现50%以上的深度调节；（3）对涡轮燃气供应路进行旁路分流调节，通过调节进入涡轮的燃气总流量达到变推力的目的，涡轮燃气供应路分流的单路调节变推力极限为86.37%。根据以上分析，单路调节变推力范围有限，要满足深度变推力需求，需在单路调节基础上，开展组合推力调节方案的技术研究。
我国对大推力变推力发动机理论也进行了研究，段小龙结合液氧煤油补燃循环发动机的结构和工作特点，提出在发生器燃料路设置流量调节器，通过调节燃料副路流量，改变发生器混合比，相应改变涡轮做功能力，从而实现发动机推力调节的方案。徐浩海和李春红等人针对大推力发动机深度变推力的需求，提出10:1补燃循环发动机方案，采取燃气分流加高压降喷注液氧煤油补燃循环发动机方案可实现深度变推力。谭永华和陈宏玉等人提出了发生器燃料路流量调节、主涡轮前燃气分流、氧化剂主路节流及提高喷注器压降的组合推力调节方案，并开展了发动机系统仿真研究。2020年，张晓光等人针对补燃循环液氧煤油发动机推力调节需求，提出了通过伺服机构实现发动机推力调节的方案。
随着SpaceX公司的成功，我国商业航天公司如雨后春笋般涌现，也进一步引领了国内大推力变推力发动机技术的发展。早期，蓝箭空间科技股份有限公司探讨了国内外商业航天运载火箭及其发动机的发展情况，针对商业航天及未来可重复使用的液体火箭发动机，认为液氧甲烷是最佳选择，并开展800kN深度变推液氧甲烷发动机研究，推力调节范围为50%~100%。随即北京星际荣耀空间科技股份有限公司着手自主研发液氧甲烷变推力发动机，现已完成50%~100%工况热试车考核。九州云箭（北京）空间科技有限公司“凌云”676kN液氧甲烷发动机也完成了38%~100%变推力试车考核。北京星河动力航天科技股份有限公司为研发变推力发动机，采用了针栓式喷注器方案，推进剂使用液氧煤油组合，其“苍穹”发动机推力为500kN，推力变比为4:1。北京中科宇航技术有限公司研发的首款200kN变推力液氧煤油发动机也于2021年完成热试车，但推力变比范围暂未公布。
国外大推力变推力发动机发展始于20世纪60年代，苏联为实现登月计划，研制了NK-33液氧煤油发动机，该发动机额定推力为1512kN，变推力范围为23%~115%，采用分级燃烧的方案实现变推力功能。20世纪70年代，苏联研发了额定推力为7256kN的RD-170液氧煤油变推力发动机，可实现50%~105%推力调节，同期为重型火箭研制了额定推力为1962kN的RD-0120发动机，并通过流量调节器改变发生器燃料流量实现4:1的推力调节范围。
苏联解体后，俄罗斯在RD-170发动机的基础上，通过流量调节器调节燃料流量，研制出RD-180变推力发动机，该发动机推力调节范围为47%~100%。同期，俄罗斯Energomash公司采用与RD-170、RD-180相似的推力调节方法，研发了可重复使用的RD-191液氧煤油变推力发动机，但该发动机推力调节范围更大，可达27%~105%。
美国于20世纪70年代也研制出了具有代表性的SSME氢氧大推力变推力发动机，该发动机海平面推力可达1670kN，推力调节范围为50%~109%，采用分级燃烧系统方案，该发动机也是美国航天飞机的主发动机。20世纪八九十年代，美国没有延续SSME的技术研发相同类型的大推力变推力发动机。直到21世纪，SpaceX公司为实现火星移民目标，推出了“猛禽”液氧甲烷变推力发动机，该发动机海平面推力3100kN，采用全流量分级燃烧方案，推力调节范围为30%~100%，“猛禽”发动机的推出引起了液氧甲烷发动机研制的热潮。同期的蓝色起源公司也相继研发了BE-3氢氧抽气循环变推力发动机和BE-4富氧分级燃烧液氧甲烷变推力发动机，前者变推力调节范围为18%~100%，后者目前已验证可实现50%~100%推力调节。
3. 电动泵变推力
受高能电源小型化和推进剂精确控制等技术限制，早期电动泵增压方式在航天运载、导弹武器上应用较少，大多处于论证阶段。1981年，美国针对行星探测器进行系统性能分析，认为电动泵压式发动机长时间工作时具有显著优势。1988年，欧空局针对电动泵压式远地点发动机进行对比分析，认为采用电机驱动可实现转速的闭环智能调节，发动机工作调节范围更宽，响应和起动时间更短。
典型的电动泵压式液体火箭发动机为新西兰火箭实验室（Rocket Lab）公司研发的Rutherford发动机（见图9），该发动机用于“电子”（Electron）火箭，已于2017年5月首飞成功，发动机正常工作。Rutherford发动机是目前唯一一款经过飞行试验验证的电动泵发动机。
图9 Rutherford发动机
典型电动泵发动机包括推力室、电动泵、电源供应系统、控制器、阀门等，如图10所示。该方案入口压力需求低，电机通过轴分别带动氧化剂泵与燃料泵工作，利用电动泵增压推进剂，在需要进行推力或者混合比调节时，可通过调节电机输入功率精确调节发动机混合比和推力。电动泵循环方案相比发生器泵压开式循环方案，去除了副系统，也省去了副系统点火及起动装置，系统简单。同时，通过电机通电可快速驱动两泵起旋，且起动速率可通过控制器调节，容易实现发动机的变推力控制。
图10 电动泵系统原理图
由于电动泵发动机不存在副系统，相对更为简单，泵的变工况通过调节电机的功率来实现，变推力工作能力主要受到推力室的影响。从智能化控制与健康监测方面分析：电动泵发动机通过电机通电可快速驱动两泵起旋，起动速率可通过控制器调节。由于系统组件基本均采用全电控方案，具备通过传感器感知与中央控制器控制技术实现发动机智能化控制与健康监测的基础。
我国还没有研制出成熟的电动泵发动机型号，但相关研制工作也已开展。江苏深蓝航天有限公司是首个使用电动泵循环方案的商业航天公司，其研发的“雷霆”5发动机可实现50%~110%变推力调节。理论研究方面，国防科技大学崔朋等人通过建立电动泵压式变推力发动机仿真模型，开展了发动机系统响应特性及系统参数仿真分析研究，为电动泵变推力液氧煤油发动机深入研究提供了一定的理论基础。
（四）变推力关键组件技术
根据以上对挤压式和泵压式变推力发动机系统的分析可以发现，实现变推力的组件主要包括可变面积针栓喷注器、流量调节器、改变流量的节流阀、可调汽蚀文氏管、用以分流的燃气分流阀及直接改变泵功率的电机。
1. 针栓喷注器
针栓喷注器往往配合改变流量的组件一起被使用，如节流阀、可调汽蚀文氏管等，针栓喷注器可在推进剂流量变化后，通过调节喷注面积，维持合适的喷注压降，保证发动机正常工作。
2. 流量调节器
流量调节器是泵压式发动机常用的自动调节装置，是调节和稳定燃料流量，进而调节和稳定发动机推力的关键部件。
流量调节器的一般结构如图11所示。流量调节器工作时利用反馈原理，通过在滑阀处力的平衡效应及在敏感面积处的压差变化来影响滑阀移动，从而维持第一级节流压差不变。在调节器工作压降发生变化时，利用第一级较小的控制力来控制第二级运动元件的位置，能够改变滑阀口的节流面积，从而保持流量的稳定。
图11 流量调节器原理图
3. 节流阀与可调汽蚀文氏管
典型的节流阀结构原理如图12所示，节流阀可通过调节阀门的开度改变流阻特性，从而满足变推力需求。从原理上分析，节流阀的流量调节与节流阀开度和压降相关联，作用在阀芯上的压力平衡会因泵后压力的变化而被破坏，齿轮轴带动齿套相对阀芯运动，实现节流阀开度变化，进而实现推进剂流量的改变，最终实现发动机变推力调节。
图12 典型节流阀结构图
可调汽蚀文氏管由可移动调节锥和汽蚀文氏管组成，其原理如图13所示，可移动调节锥型面为锥面或特定型面，安装在文氏管喉部中心，通过改变调节锥的位置能够改变实际喉部流通截面，实现混合比和流量调节。例如，采用电机驱动模式，通过滚珠丝杠与调节锥相连，电机转动带动针锥运动，从而达到流量调节的目的。
图13 典型可调汽蚀文氏管结构图
4. 燃气分流阀
燃气分流阀实现变推力的工作原理为：在燃气进入涡轮前，设置旁路进行燃气分流，旁路分流通过燃气分流阀控制。控制燃气分流阀进行旁路分流后，进入涡轮做功的燃气流量减少，在其他条件不变的前提下，降低涡轮的做功能力，从而达到变推力的目的。
5. 电机
对于电动泵变推力发动机系统而言，电机被视为变推力组件。在电动泵发动机系统中，电机直接与泵连接，电机的输出功率直接决定了泵的功率，因此通过改变电机的功率可改变泵的功率，相应地改变了发动机工作工况，从而达到发动机变推力的目的。
二、未来发展及思考
基于对变推力液体火箭发动机的研究现状，分析得到以下几点发展趋势。
（一）深度变推力是液体火箭发动机未来发展方向
从变推力发动机研制进展分析，无论是大推力变推力发动机，还是小推力变推力发动机，提升发动机推力变比一直是研究重点，深度变推力研制符合未来航天技术发展需求。同时，从下降级变推力发动机、轨姿控变推力发动机到运载主动力变推力发动机，深度变推力发动机的应用领域在不断拓展。
（二）提高深空探测下降级发动机性能
基于挤压式变推力发动机技术，结合具体任务需求进行下降级发动机的定制设计，在压力、尺寸和质量包络条件下，大力提升发动机比冲性能和混合比精度控制性能、发动机燃烧组件各零部件主动冷却性能和材料温度裕度、耐高温抗氧化涂层性能等决定发动机工作寿命的因素，并对在轨可能遇到的，包括故障模式在内的不同工作环境进行极致极限摸底，掌握发动机可靠工作的边界和底线，保障深空探测工程任务需求。
（三）深入开展运载火箭变推力主动力领域的关键技术研究
SpaceX公司“灰背隼”和“猛禽”系列发动机应用非常成功。我国加大变推力主动力研究，基于针栓喷注器技术，采用无毒清洁的液氧煤油推进剂组合的开式循环泵压式大推力基础级及二级液体火箭发动机。
一方面，充分利用液氧煤油推进剂组合的性能优势，提升运载发动机比冲性能及工作后的清理维护能力；另一方面，利用针栓喷注器固有燃烧稳定性提升运载发动机的工作可靠性，实现火箭回收利用和重复使用，大幅降低发射成本，实现航班化运输。基于补燃循环大范围变推力液氧煤油/液氧甲烷发动机相关技术开展攻关研究，为未来大规模大载荷发射入轨及空间运输提供技术积累。
（四）针栓喷注器成为变推力发动机的“宠儿”
从变推力发动机发展来看，针栓喷注器因其结构简单、燃烧稳定、性能良好等优势，在变推力发动机研究过程中大放异彩，对未来变推力发动机研制而言，是最重要的研究方向。未来应加强针栓式喷注器、针栓式燃烧室、针栓发动机冷却技术及针栓发动机喷管的设计研究和验证考核，并在此基础上总结提炼针栓发动机的设计规范。
三、结论
本文介绍了变推力液体火箭发动机技术应用及发展问题，梳理了变推力发动机类型、实现原理和应用进展。分析表明，变推力仍是液体火箭发动机的重要研究方向，我国在变推力发动机领域研制上取得了长足进步。针对我国变推力发展情况，笔者提出了总结提炼针栓式喷注器设计规范，定制设计开发深空探测领域变推力发动机，并行发展运载主动力领域液氧煤油开式循环泵压式变推力主动力和液氧煤油/液氧甲烷补燃循环变推力主动力等研究建议。
作者简介：谭永华，研究员，现任中国航天科技集团有限公司科技委副主任，航天推进技术研究院科技委主任，我国新一代液体火箭发动机领域的主要开拓者之一，主要从事液体火箭发动机技术研究和工程研制。
本文来自微信公众号：中国航天（ID：zght-caecc），作者：谭永华（航天推进技术研究院）、潘匡志、周康、兰晓辉（西安航天动力研究所）