日本新型固体发动机技术
1 “爱普西隆”运载火箭
图1 “爱普西隆”运载火箭第一次飞行
“爱普西隆”运载火箭是日本最新型的固体推进火箭，是一款适合新时代的单体三级固体推进剂火箭。设计“爱普西隆”运载火箭的目的是为小型卫星提供低成本的、人性化的和高效的发射系统。“爱普西隆”运载火箭所采用的技术主要来自于H-IIA/H-IIB和M-V运载火箭。“爱普西隆”运载火箭于2013年9月进行了首飞。
表1列出了“爱普西隆”运载火箭及其主要推进系统的基本参数。该运载火箭属于三级全固体火箭，重91t，可携带1.2t小卫星进入近地轨道。该运载火箭可以在第三级额外增加一个可选的液体推进系统，用于需要精确轨道插入/并入的任务。
表1 “爱普西隆”运载火箭及其主要推进系统的基本参数
| 常规配置 | ||
| 运载火箭起飞质量 | 91.0 t | |
| 发射能力（LEO） | 1.2 t | |
| 一级
SRB-A发动机 |
总质量* | 74.7 t（包括有效载荷整流罩） |
| 推进剂质量 | 66.0 t | |
| 燃烧时间 | 120 s | |
| 比冲** | 283.6 s | |
| 二级
M-34c发动机 延伸喷管，固体含量88,9角星型rb=7 |
总质量 | 11.6 t |
| 推进剂质量 | 10.7 t | |
| 平均推力* | 377 kN | |
| 燃烧时间 | 105 s | |
| 比冲* | 299.9 s
膨胀比88.4 |
|
| 三级
KM-V2b发动机 2.3/1.4(L/D) |
总质量 | 3.0 t 3.2 t（可选） |
| 推进剂质量 | 2.5 t | |
| 平均推力* | 81.3 kN | |
| 燃烧时间 | 91.1 s | |
| 比冲* | 301.7 s | |
| 后期助推级（可选）
液体推进系统 |
总质量 | 0.3 t |
| 推进剂质量 | 0.1 t | |
| 比冲* | 202 s | |
*包括有效载荷整流罩
**真空、平均及持续工作状态
1.1 主要推进系统
1.1.1 一级推进系统
“爱普西隆”运载火箭的一级推进系统采用的是用于H-IIA和H-IIB运载火箭的SRB-A发动机。SRB-A发动机的推力曲线显示，在第一级动力飞行过程中，该发动机的燃烧持续时间较长、加速环境较平稳、重力损失较高、动压力损失较低。该发动机根据药柱结构的不同具有两种设计。SRB-A发动机长15.1m，直径2.5m，药柱重约66t，包括18%的铝粉燃料和14%的HTPB粘结剂。发动机采用整体制造的碳纤维环氧纤维缠绕壳体，并对喷管设计进行了升级和改造，这主要是基于对2003年H-IIA运载火箭发射失利原因的调查。最终SRB-A发动机采用的是具有整体喉部入口结构的钟型喷管。
在“爱普西隆”运载火箭第一级动力飞行过程中，利用MNTVC（可动喷管推力矢量控制）系统来实现偏航与俯仰机动控制。该MNTVC系统配备有两个电动执行器（周向间隔90°布置于喷管周围），并通过一个大功率的蓄电池来驱动。滚动控制利用固体发动机侧喷（由固体发动机气体发生器产生）来实现。SRB-A发动机的总质量为74.7t，平均真空推力为2305kN，海平面推力约为2150kN。其平均真空比冲比用于M-V运载火箭一级的M-14发动机高约10s。
1.1.2 上面级推进系统
“爱普西隆”运载火箭的二级和三级发动机分别采用的是M-34c发动机和KM-V2发动机，这两个发动机曾分别用作第五代M-V运载火箭的第三级和反冲级。充分利用好现有的技术可以降低运载火箭研发过程中的成本和风险。
1.1.2.1 M-34c发动机
M-34c发动机是高性能的上面级发动机，该发动机长4.3m，直径2.2m，其推进剂装填量为11t，平均真空推力为377kN，总的燃烧时间为105s，平均真空比冲为299.9s。该发动机延续了M-V运载火箭三级M-34系列发动机的基本设计，并利用当前的生产技术对发动机进行了重新制造。M-34a发动机仅为第一代M-V运载火箭研发，M-34b发动机（为提高发射能力而增加了推进剂质量）则用于第二代至第四代M-V运载火箭。所有的M-34发动机均成功完成卫星及航天器的发射任务。
M-34c发动机采用的推进剂为BP-205J，最初是为M-V运载火箭的上面级发动机和一些脱轨发动机研发的。BP-205J推进剂包括20%的铝粉燃料，即使发动机在高加速区域工作也具有很高的燃烧效率，该推进剂的氧化剂为高氯酸铵。发动机壳体绝热材料采用的是为M-V运载火箭的固体发动机而研制的芳纶纤维填充的EPDM橡胶。在高压条件下对前端网状药柱进行固化以释放生产后的残余应力。
M-34c发动机具有以下技术特点：高压下固化的BP-205J推进剂前端网状药柱，整体制造的碳纤维环氧（CE-FRP）纤维缠绕发动机壳体，喉部插入式的可分离尾端高温点火器，以及可延伸的喷管出口锥。
在“爱普西隆”运载火箭第二级动力飞行过程中，利用MNTVC系统来实现偏航与俯仰机动控制。
1.1.2.2 KM-V2b发动机
KM-V2b发动机同样是高性能的上面级发动机，该发动机长2.3m，直径1.4m，其推进剂装填量约为2.5t，平均真空推力为81kN，总的燃烧时间为91s，平均真空比冲为301.7s，这一比冲是日本所研发的固体发动机的最高纪录。KM-V2b发动机延续了为第五代M-V运载火箭研发的KM-V2发动机的基本设计，并与M-34c发动机一样，利用当前的生产技术对发动机进行了重新制造。
KM-V2b发动机具有与M-34c发动机相同的推进剂、发动机壳体绝热层、点火器、喷管及发动机壳体。在第三级动力飞行过程中，“爱普西隆”运载火箭实现自旋稳定。但KM-V2b发动机不具备姿态控制系统。
1.2 “爱普西隆”运载火箭第一次飞行结果
“爱普西隆”运载火箭于2013年9月进行了首飞（图1）。该运载火箭携带一枚名为“Hisaki”的行星望远镜卫星进入精确的轨道。此次飞行展现了“爱普西隆”运载火箭的高性能，尤其是用户友好性，例如低震动分离、动态振动抑制、较低的声振动以及较高的轨道精度。
2 增强型“爱普西隆”运载火箭
在第一次飞行成功完成后，JAXA开始研制增强型“爱普西隆”运载火箭。研发增强型“爱普西隆”运载火箭的目的是提高发射能力（相比于“爱普西隆”运载火箭提高30%）并增加有效载荷的可用容量。为了实现这些改进，新开发了功能强大的第二级固体发动机（M-35发动机）并且第二级发动机暴露在头部整流罩外侧。表2列出了增强型“爱普西隆”运载火箭及其主要推进系统的基本参数。该运载火箭属于三级全固体火箭，重95t，可携带590kg小卫星进入500km高度的太阳同步轨道（SSO）。增强型“爱普西隆”运载火箭有两种配置：标准配置和可选配置。标准配置是没有后期助推级（PBS）的低端型，PBS是一个可选的液体推进系统；可选配置是标准配置加PBS，用于需要精确轨道插入/并入的任务。
表2 增强型“爱普西隆”运载火箭及其主要推进系统的基本参数
| 项目 | 计划值 | ||
| 无PBS运载火箭起飞质量 | 95 t | ||
| 发射能力（@SSO 500km） | 大于590 kg | ||
| 一级（三轴姿态控制：MNTVC/SMSJ） | 总质量（包括有效载荷整流罩） | 76 t | |
| SRB-A主发动机 | 推进剂质量 | 66.0 t | |
| 燃烧时间 | 120 s | ||
| 比冲* | 283.6 s | ||
| SMSJ*2
固体发动机侧喷 |
推进剂质量 | 50 kg（每个） | |
| 推力* | 大于270N | ||
| 工作时间 | 大于171s | ||
| 二级（三轴姿态控制：MNTVC/气体喷射） | 总质量 | 16 t | |
| M-35主发动机 | 推进剂质量 | 15 t | |
| 比冲* | 295 s | ||
| 燃烧时间 | 129 s | ||
| SPM*2
旋转发动机 |
推进剂质量 | 1.6 kg（每个） | |
| 推力* | 0.85 kN | ||
| 工作时间 | 4.8 s | ||
| 三级（旋转控制） | 总质量 | 3 t | |
| KM-V2c主发动机 | 推进剂质量 | 2.5 t | |
| 推力* | 81 kN | ||
| 燃烧时间 | 91 s | ||
| 比冲* | 299 s | ||
| TRM滚动发动机 | 推进剂质量 | 0.04 kg | |
| 总冲* | 91 N･s | ||
*真空平均
关于运载火箭的第二级发动机，为了增加固体推进剂的量，把装在整流罩内部的发动机壳体的外径扩大到大约2.6m，并且将发动机壳体的外壳用作运载火箭的外壳（外露）。根据这种变化，通过将整流罩下边缘处的节点移动到火箭的上部来延长整个火箭的长度，并且在不改变整流罩尺寸的情况下增加了内部空间，从而实现了有效载荷的可用体积扩大。研发的策略是兼顾上面级发动机所需的高性能并降低成本。第二级M-35发动机是用最新的科研技术和材料研发的。
2.1 二级发动机（M-35）
为了提高发射能力并增加有效载荷的可用容量，增强型“爱普西隆”运载火箭开发了功能强大的第二级固体发动机（即M-35发动机）。首先，通过将第二级固体发动机的推进剂装填量从11t增加至15t，来提升运载火箭的发射容量，同时，将发动机直径从2.2m扩至2.5m，从而与运载火箭的外径相同。另外发动机从装在整流罩内部变为置于整流罩外侧。根据这种变化，通过将整流罩下边缘处的节点移动到火箭的上部来延长整个火箭的长度，并且在不改变整流罩尺寸的情况下增加了内部空间，从而实现了有效载荷的可用容量增加。
研发M-35发动机是增强型“爱普西隆”运载火箭研发的重要组成部分，2015年12月，发动机壳体研制试验和静态点火试验的成功标志着M-35发动机的研制工作顺利完成。
2.1.1 固体推进剂
针对M-35发动机，最新研发了一种新型高性能的固体推进剂（与传统的上面级发动机相同），并能降低成本。具体来说，根据成本和市场供应状况重新选择了推进剂材料，采用组合材料使得发动机达到最佳性能并找到对燃烧速率进行微调的方法。为验证其性能，利用全尺寸发动机进行了静态点火试验。
2.1.2 点火器
M-35发动机采用常规的前置点火系统替代了前一种发动机所采用的一次性后置点火系统。通过与主发动机共享材料同时实现了高性能和成本降低。考虑到用于一级发动机的高可靠性点火器的一部分设计可以共享，研发顺利得到推进。采用原型模型对点火器进行了测试，并且完成了对其性能的验证。静态点火试验是为了最终验证主发动机的点火功能。
2.1.3 壳体绝热层
M-35发动机采用了一种新研发的材料用于壳体绝热层。该材料与之前的材料具有相同的耐热性，并且具有气密性和水密性。在过去，为了耐压测试和保持气密性，需要对气密材料和防水材料进行层压。但是，新材料可以单层作为壳体绝热层。因此，可以通过减少重量来改进性能并通过减少制造工艺来降低成本。新材料的研发和验证测试已经完成。包括燃尽特性在内的最终验证在发动机的静态点火试验中进行。
2.1.4 喷管
为了兼顾高性能和降低成本，M-35发动机未采用可延伸喷管，而是设计了一种可以获得所需比冲的喷管。根据过去研发发动机积累的技术，对喷管内部的型面进行了最优化设计，结果为：喷管膨胀比约为50，平均比冲为295s。在发动机的静态点火试验中对喷管设计进行了最终验证。
2.1.5 发动机静态点火试验
利用全尺寸发动机进行了M-35发动机静态点火试验，以验证M-35发动机的设计和性能。静态点火试验是在JAXA Noshiro火箭试验中心的中海拔试验台（MATS）进行的。
由于静态点火试验的主要目的是对M-35发动机研发进行最后验证，所以原型模型（试验用发动机）的技术参数基本与飞行模型相同。但是，由于测试和数据获取的限制，一些技术参数是不同的。表3给出了它的主要特征。
表3 M-35发动机原型模型的主要特征
| 长度 | 3.2 m |
| 外径 | 2.5 m |
| 总质量 | 16 t |
| 比冲 | 282 s |
点火试验是在初始环境压力约140托的条件下进行的。图8给出了静态点火试验系统的示意图。为了在点火过程中保持低的环境压力，使用了具有双气缸的排气扩散器。通过在排气扩散器中产生冲击波来保持环境压力。由于被废气加热，所以利用双缸中的水流冷却。冷却水由水箱供应，质量流量由PID控制器控制。在点火过程中，TVC（推力矢量控制）喷嘴启动并且TVC功能被确认。发动机周围的传感器通过气密继电器面板与控制室的数据记录器相连接。为了抑制燃烧后火势蔓延，流入到发动机壳体内的气流被阻塞，同时发动机壳体和喷管也通过从发动机前端注入发动机壳体内的二氧化碳得到冷却。
2015年12月21日，Noshiro火箭试验中心成功进行了M-35发动机的静态点火试验。试验结果表明该发动机点火快速稳定，且不发生淬火。点火器的燃烧持续时间和点火延迟分别大约为1秒和0.2秒，这与预测基本相同。试验结果表明点火余量足够。
实验数据是根据喷管中校正过的壅塞截面、喉部烧蚀面和燃烧气流分离处的测量值计算出来的。实验结果略高于预测结果，其原因是喉部烧蚀曲线和推进剂药柱形状的预测误差，这一误差是由燃烧室压力改变的。在考虑预测误差的情况下重新进行预测。最终，实验结果与重新预测结果相一致，因此不会发生异常燃烧。
其他验证项目如下：
- 按照指令TVC喷管启动。没有问题。
- 扩散器和冷却水供给系统正常工作。
- 试验后发动机的外观没有问题。
- 虽然部分测量数据由于传感器烧坏（扩散器回火所致）丢失，但还是获得了用于最终验证的必要数据。
M-35发动机的静态点火试验成功完成。通过对试验结果进行分析，重新设计了壳体绝热层的厚度和推进剂的基本燃烧速率。
2.2 “爱普西隆”运载火箭第二次飞行结果
2016年12月JAXA从内之浦太空中心成功发射了第二枚“爱普西隆”运载火箭，用于探索地球空间（ERG）的激发和辐射，这是增强型“爱普西隆”运载火箭的第一次飞行，此次飞行的增强型“爱普西隆”运载火箭是未配置小型液体推进系统（PBS）的标准配置。载入“爱普西隆”运载火箭的各种遥测数据都接收正常，并获得了飞行后用于评估的基本信息。根据飞行数据的评估结果，所有用于增强型“爱普西隆”运载火箭的推进系统在飞行过程中都运行正常，并表现出了良好性能。
3 增强型“爱普西隆”运载火箭可选配置
利用“爱普西隆”运载火箭第二次飞行提供的经验，日本开始推进“爱普西隆”第三次试飞的准备工作，即研发增强型“爱普西隆”运载火箭的可选配置。2018年1月配置了小型液体推进系统（PBS）的增强型“爱普西隆”运载火箭的可选配置完成发射，标志着这一运载火箭的研发成功。
增强型“爱普西隆”运载火箭可选配置是标准配置加小型液体推进系统（PBS）。PBS是一个小型的液体推进系统，用作增强型“爱普西隆”运载火箭的第四级，其采用的是常规的肼推进，可以利用航天器的三轴控制实现更精确的轨道插入/并入。
表4列出了增强型“爱普西隆”运载火箭可选配置及其主要推进系统的基本参数。
表4 增强型“爱普西隆”运载火箭可选配置及其主要推进系统的基本参数
| 项目 | 计划值 | ||
| 长度 | 26 m | ||
| 直径 | 2.6 m | ||
| 起飞质量 | 95.6 t | ||
| 有效载荷质量 | 570 kg | ||
| 一级（三轴姿态控制：TVC/SMSJ） | 总质量 | 74.5 t | |
| SRB-A主发动机 | 推进剂质量（BP-212J） | 66.0 t | |
| 最大推力* | 2350 kN | ||
| 燃烧时间 | 108 s | ||
| 平均Isp* | 284 s | ||
| SMSJ*2 | 推进剂质量（GGP-3B） | 50 kg（每个） | |
| 推力* | 大于270N | ||
| 工作时间 | 大于171s | ||
| 二级（三轴姿态控制：TVC/RCS） | 总质量 | 17.2 t | |
| M-35主发动机 | 推进剂质量（BP-211J） | 15.0 t | |
| 最大推力* | 445 kN | ||
| 燃烧时间 | 129 s | ||
| 平均Isp* | 295 s | ||
| SPM*2
旋转发动机 |
推进剂质量（BP-250JA） | 1.6 kg（每个） | |
| 平均推力* | 0.85 kN | ||
| 燃烧时间 | 4.8 s | ||
| 三级（旋转控制） | 总质量 | 2.8 t | |
| KM-V2c主发动机 | 推进剂质量（BP-205J） | 2.5 t | |
| 最大推力* | 99.6 kN | ||
| 燃烧时间 | 88 s | ||
| 平均Isp* | 299 s | ||
3.2 “爱普西隆”运载火箭第三次飞行结果
2018年1月“爱普西隆”运载火箭完成第三次飞行，此次飞行的“爱普西隆”运载火箭是配置了小型液体推进系统（PBS）的增强型“爱普西隆”运载火箭的可选配置，这是增强型“爱普西隆”运载火箭的第二次飞行。该运载火箭从内之浦太空中心发射，将NEC小型雷达卫星“ASNARO-2”成功送入预定轨道。所有用于此次飞行的固体推进系统在飞行过程中都展示出了良好性能。
4 “爱普西隆”运载火箭第四次飞行
2019年1月JAXA从内之浦太空中心发射了第四枚“爱普西隆”运载火箭，即Epsilon-4，用于创新卫星技术验证-1。此次Epsilon-4运载火箭共携带七颗卫星，这是“爱普西隆”运载火箭第一次携带多颗卫星。此次Epsilon-4的发射和飞行顺利完成，所有七颗卫星均成功从运载火箭分离。其中快速创新载荷验证卫星-1（RAPIS-1）在发射大约55分55秒后从运载火箭分离，之后，其他卫星-MicroDragon，RISESAT，ALE-1，OrigamiSat-1，Aoba VELOX-IV和NEXUS也相继从Epsilon-4分离。创新卫星技术验证-1是有关七颗小卫星的一系列任务，用于验证创新的新技术方法。
