我國大推力補燃?xì)溲醢l(fā)動機(jī)研究進(jìn)展

2019-12-30 01:16:20孫紀(jì)國岳文龍

上海航天 2019年6期

孫紀(jì)國，岳文龍

（北京航天動力研究所，北京 100076）

0 引言

在人類已開發(fā)的火箭發(fā)動機(jī)中，氫氧發(fā)動機(jī)依然代表著化學(xué)火箭發(fā)動機(jī)的最高性能水平，并且具有天然的環(huán)保和可重復(fù)使用特性，無論在一次性使用運載火箭還是可重復(fù)使用運載器中都占有重要地位。液氫是優(yōu)良的冷卻劑，分子量小，做功能力很高，燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生富氫燃?xì)饧纯蓪崿F(xiàn)高功率驅(qū)動渦輪泵；冷卻推力室后的高溫氣氫直接驅(qū)動渦輪也可實現(xiàn)再生動力循環(huán)（此即膨脹循環(huán)方式）。氫氧發(fā)動機(jī)是當(dāng)今世界運載火箭的主流推進(jìn)動力之一，是世界航天大國的技術(shù)支撐和代表標(biāo)志之一。

太空已成為航天大國競爭的另一個戰(zhàn)場。2018 年美國的新國家航天戰(zhàn)略提出要加強天空活動的持續(xù)發(fā)展。美國要重新啟動載人登月、探測火星等重大活動[1]，正在研發(fā)航天發(fā)射系統(tǒng)（SLS）重型火箭[2]。俄羅斯的“2016—2025 年十年航天規(guī)劃”策劃2030 年前實現(xiàn)載人登月，為此已開展可用于發(fā)射大型航天器、載人飛船和月球軌道艙的重型運載火箭研發(fā)[3]。中國已提出了航天強國建設(shè)目標(biāo)，要在2030 年前載人登月，為此已開展重型運載火箭關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，包括大推力氫氧發(fā)動機(jī)等關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)[4]。

本文對國內(nèi)外氫氧發(fā)動機(jī)的發(fā)展歷史和現(xiàn)狀進(jìn)行簡要分析，介紹我國大推力氫氧發(fā)動機(jī)的研究進(jìn)展，并提出建議。

1 國內(nèi)外氫氧發(fā)動機(jī)發(fā)展現(xiàn)狀

從1958 年美國開始研制世界上第1 臺氫氧發(fā)動機(jī)至今，國際上已成功研制了20 多型氫氧發(fā)動機(jī)[5]（見表1），推力從最初的幾噸發(fā)展到了幾百噸，循環(huán)方式從簡單的燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)發(fā)展到了高性能的補燃循環(huán)和閉式膨脹循環(huán)。經(jīng)過幾十年的發(fā)展，百噸級以上的氫氧發(fā)動機(jī)一直是美國、歐洲、日本現(xiàn)役和未來主力運載火箭的主要配套發(fā)動機(jī)。

表1 國外氫氧發(fā)動機(jī)性能參數(shù)與發(fā)展歷程Tab.1 Development history of hydrogen/oxygen rocket engine in the world

1950—1970 年代初期，美國、蘇聯(lián)、歐洲、日本先后開始?xì)溲醢l(fā)動機(jī)研制，此時研制的氫氧發(fā)動機(jī)推力均不大，各種循環(huán)方式百花齊放，主要用于運載火箭的上面級，代表型號有美國的RL-10 和J-2、蘇聯(lián)的RD-56、歐洲的HM-7 和日本的LE-5，推力都在10 t 左右。各國通過小推力發(fā)動機(jī)的研制，基本掌握了氫氧發(fā)動機(jī)的設(shè)計、生產(chǎn)和試驗技術(shù)，為后續(xù)研制更大推力、更高性能的氫氧發(fā)動機(jī)奠定了良好基礎(chǔ)。

1970 年代中期至1980 年代末是氫氧發(fā)動機(jī)的高速發(fā)展時期，其突出特點是追求更大的推力、更高的性能。美國和蘇聯(lián)在冷戰(zhàn)時期競相發(fā)展重型運載火箭用于探月和太空活動，如美國早期的土星Ⅴ、航天飛機(jī)以及蘇聯(lián)的能源號，這些火箭都應(yīng)用了大推力氫氧發(fā)動機(jī)。大推力氫氧發(fā)動機(jī)是大型和重型運載火箭的必然選擇，代表型號有美國的SSME[6]、蘇聯(lián)的RD-0120[7]、歐洲的Vulcain[8]和日本的LE-7，推力量級達(dá)到100～200 t。為了實現(xiàn)高性能，發(fā)動機(jī)以補燃循環(huán)方案為主。美國的SSME 發(fā)動機(jī)還提出了多次重復(fù)使用的目標(biāo)，其技術(shù)先進(jìn)性達(dá)到了氫氧發(fā)動機(jī)的頂峰。雖然航天飛機(jī)在1972年正式開始研制，但是在10 年前就已經(jīng)開始對高壓補燃?xì)溲醢l(fā)動機(jī)開展技術(shù)預(yù)研，積累了大量的經(jīng)驗和技術(shù)基礎(chǔ)，動力必須先行研究。

1990 年代至今，各種推力量級、各種循環(huán)方式的氫氧發(fā)動機(jī)進(jìn)一步全面發(fā)展，發(fā)動機(jī)在追求性能的同時，也更加注重可靠性與研制成本。日本在LE-7 研制成功后，為了降低成本提高可靠性，發(fā)展了簡化設(shè)計的LE-7A[9]。美國在擁有了最高水平的SSME 后，研制了低成本大推力的RS-68[10]。SSME服役以后，在試驗中仍然出現(xiàn)故障，美國因此啟動了SSME 的持續(xù)改進(jìn)，提高發(fā)動機(jī)的可靠性和組件使用壽命，同時發(fā)動機(jī)性能也有所提高。Vulcain、RL-10、J-2 則不斷進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)，提高性能和可靠性。此外，閉式膨脹循環(huán)開始向20 t 推力量級發(fā)展。21 世紀(jì)以來，美國為了保持太空優(yōu)勢，發(fā)展了戰(zhàn)神Ⅴ重型火箭（已中途下馬），正在研制SLS 重型火箭。SLS 芯一級采用3～5 臺改進(jìn)的RS-25D（SSME）發(fā)動機(jī)，二級采用1～3 臺J-2X 發(fā)動機(jī)[11]。

綜觀各國氫氧發(fā)動機(jī)的發(fā)展歷程可見，各國在氫氧發(fā)動機(jī)研制中走了不同的技術(shù)途徑。美國先發(fā)展的是膨脹循環(huán)，而后才發(fā)展燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)、補燃循環(huán)；蘇聯(lián)只研制補燃循環(huán)發(fā)動機(jī)和膨脹循環(huán)發(fā)動機(jī)；日本走的是燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)、膨脹循環(huán)、補燃循環(huán)循序漸進(jìn)之路。總的發(fā)展趨勢是推力越來越大，循環(huán)方式越來越先進(jìn)，比沖性能水平越來越高，可靠性越來越高；注重“動力先行”；注重發(fā)動機(jī)的持續(xù)改進(jìn)和擴(kuò)展應(yīng)用；為了提高運載能力，重型運載火箭的芯一級或二級大多選擇大推力氫氧發(fā)動機(jī)。

我國氫氧發(fā)動機(jī)從1970 年代發(fā)展至今，也取得了長足進(jìn)步（見表2），先后研制了長三火箭上面級的YF-73 氫氧發(fā)動機(jī)、長三甲系列火箭上面級YF-75、長征5 號火箭芯一級YF-77 和二級YF-75D 發(fā)動機(jī)，真空推力從4 t 到70 t，在1990 年代末也開展了50 t 級補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)和預(yù)先研究。

表2 我國氫氧發(fā)動機(jī)發(fā)展歷程Tab.2 Development history of hydrogen/oxygen rocket engine in China

與國外氫氧發(fā)動機(jī)相比，我國氫氧發(fā)動機(jī)還存在以下差距：①推力偏小。國內(nèi)目前最大推力的氫氧發(fā)動機(jī)真空推力僅70 t，不僅和美俄兩國兩三百噸的推力差距明顯，和歐洲日本的百噸級氫氧發(fā)動機(jī)相比也有不小差距，不能滿足深空探測等發(fā)展需求。②性能偏低。國內(nèi)氫氧發(fā)動機(jī)比沖未超過442 s，和國外最高水平相差20 多s，主要因為技術(shù)方案未采用補燃循環(huán)，另外在材料、制造工藝水平等方面也和國外有不小差距，導(dǎo)致比沖和推重比水平偏低。③功能單一。國內(nèi)大推力發(fā)動機(jī)未應(yīng)用大范圍推力調(diào)節(jié)等技術(shù)，使得發(fā)動機(jī)在執(zhí)行各類航天任務(wù)的適應(yīng)性和靈活性受到一定限制。

為滿足載人登月、深空探測等重大航天任務(wù)需求，我國需要研制更大推力、更高性能的氫氧發(fā)動機(jī)，這也是航天強國建設(shè)的必由之路。

2 大推力補燃?xì)溲醢l(fā)動機(jī)技術(shù)方案

燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)的比沖在室壓高于16 MPa 后會隨著室壓的增加而下降，而補燃循環(huán)發(fā)動機(jī)仍然保持著比沖隨著室壓增加而提高的趨勢。因此，補燃循環(huán)發(fā)動機(jī)可以選擇更高的室壓實現(xiàn)高性能，并有利于減小發(fā)動機(jī)的尺寸和質(zhì)量。補燃循環(huán)發(fā)動機(jī)渦輪流量大，功率大。補燃循環(huán)的發(fā)動機(jī)混合比比燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)高（因為補燃循環(huán)發(fā)動機(jī)混合比就是推力室混合比），高混合比可以減小火箭燃料貯箱容積，提高火箭運載能力，對氫氧推進(jìn)劑火箭優(yōu)勢特別明顯。因此，大推力氫氧發(fā)動機(jī)特別適合采用高壓補燃循環(huán)。

發(fā)展航天，動力先行。為了滿足我國未來航天發(fā)展需要，提高進(jìn)入空間的能力，我國重型運載火箭論證確定火箭二級和三級采用高性能的氫氧發(fā)動機(jī)[12]。在前期對二級大推力氫氧發(fā)動機(jī)采用200 t 級補燃循環(huán)、200 t 級燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)、100 t 級補燃循環(huán)、100 t 級燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)進(jìn)行對比分析的基礎(chǔ)上，經(jīng)火箭總體優(yōu)化論證，確定重型運載火箭二級采用2 臺220 t 級補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)。此后開展了220 t 補燃?xì)溲醢l(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)研制。

220 t 補燃?xì)溲醢l(fā)動機(jī)設(shè)計真空比沖為453 s，真空推力為2 200 kN，發(fā)動機(jī)混合比為6，具備雙向搖擺和推力調(diào)節(jié)能力（65%～100%）。發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案和結(jié)構(gòu)如圖1 所示。采用單富氫預(yù)燃室并聯(lián)驅(qū)動氫氧渦輪泵，設(shè)置氫氧預(yù)壓渦輪泵，氣氫驅(qū)動氫預(yù)壓渦輪，液氧驅(qū)動氧預(yù)壓液力渦輪；采用電點火火炬式裝置，可實現(xiàn)多次點火；主泵后液氫大部分供應(yīng)預(yù)燃室，少部分串聯(lián)冷卻推力室身部與噴管后驅(qū)動氫預(yù)壓渦輪，有效降低了對氫泵揚程的需求；噴管上段為再生冷卻噴管，下段為氣膜冷卻單壁金屬噴管，適應(yīng)火箭二級使用的需求（不帶下段單壁噴管時發(fā)動機(jī)可拓展應(yīng)用于火箭一級）；預(yù)燃室氧路調(diào)節(jié)推力，推力室氧路調(diào)節(jié)混合比；采用預(yù)壓泵前擺方案；單機(jī)模塊化設(shè)計。

圖1 220 t 補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)示意圖Fig.1 Schematic diagram and construction of 220 t hydrogen/oxygen engine

3 大推力氫氧發(fā)動機(jī)研究進(jìn)展

220 t補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)推力量級是國內(nèi)現(xiàn)役最大推力氫氧發(fā)動機(jī)的3倍，工作壓力大幅提升，通過對其研制，能夠?qū)崿F(xiàn)我國氫氧發(fā)動機(jī)技術(shù)升級換代。

目前，220 t 補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)已完成了發(fā)動機(jī)、各組件方案論證和設(shè)計，開展了發(fā)動機(jī)及其組件工作過程的數(shù)值仿真研究。通過臺架試驗和試驗件冷熱試驗，研究了組件的關(guān)鍵技術(shù)和方案選型。完成了多輪次渦輪泵軸承和動密封臺架試驗、多輪次總裝結(jié)構(gòu)高壓靜密封和閥門高壓動密封驗證試驗。開展了發(fā)動機(jī)故障診斷模型研究、關(guān)鍵材料及制造工藝攻關(guān)，論證了大推力氫氧發(fā)動機(jī)試驗技術(shù)。同時，已完成了多次火炬點火器熱試驗、縮尺預(yù)燃室熱試驗、縮尺預(yù)燃室與縮尺推力室分級燃燒熱試驗、全尺寸預(yù)燃室熱試驗。后續(xù)還將進(jìn)行預(yù)燃室與氫、氧渦輪泵聯(lián)動試驗等關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)工作。

目前已完成了44 次預(yù)燃室火炬式電點火器和推力室火炬式電點火器熱試驗，如圖2 所示。試驗采用了新研制點火電嘴，能夠在液氦溫度環(huán)境下可靠發(fā)火。點火器試驗的點火室室壓范圍為0.12～6.6 MPa，混合比范圍為0.38～3.0，能夠適應(yīng)在箱壓或高背壓、富氧或富燃等寬范圍內(nèi)可靠點火。

圖2 氫氧火炬式電點火器試驗Fig.2 Hydrogen/oxygen torch igniter hot test

2018 年進(jìn)行了10 次縮尺預(yù)燃室擠壓熱試驗，如圖3 所示。對不同結(jié)構(gòu)方案的預(yù)燃室噴嘴、噴注器設(shè)計以及溫度場均勻結(jié)構(gòu)等進(jìn)行了試驗研究，獲得了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)和工作參數(shù)，并針對燃燒性能、流量特性、溫度均勻性、燃燒穩(wěn)定性等，優(yōu)選了預(yù)燃室設(shè)計方案。試驗范圍為：燃燒室室壓7.5～15.5 MPa，混合比0.60～1.04，單噴嘴流量0.265～0.687 kg/s。

圖3 縮尺氫氧預(yù)燃室試驗Fig.3 Subscale hydrogen/oxygen preburner hot test

2018 年完成了6 次縮尺預(yù)燃室與縮尺推力室分級燃燒熱試驗，如圖4 所示，獲得了氣氫/液氧補燃推力室噴嘴的流量特性和燃燒特性，初步考核了預(yù)燃室和推力室分級燃燒技術(shù)，初步獲取了分級燃燒起動關(guān)機(jī)時序控制特性，并優(yōu)化確定了推力室設(shè)計參數(shù)。試驗的工況參數(shù)為：預(yù)燃室室壓9.2～15.8 MPa，混合比0.78～0.93；推力室室壓7.6～12.5 MPa，混合比4.71～6.83，推力室總流量10.0～16.1 kg/s。

圖4 縮尺預(yù)燃室與推力室分級燃燒聯(lián)合試驗Fig.4 Subscale staged combustion test of H2/O2preburner and thrust combustion assembly

2019 年6 月開展了4 次全尺寸預(yù)燃室擠壓熱試驗，如圖5 所示。研究了全尺寸預(yù)燃室的流量特性、燃燒特性、溫度場分布特性和工作時序，驗證了預(yù)燃室在拉偏工況下的工作適應(yīng)性。試驗范圍為：預(yù)燃室室壓7.7～13.2 MPa，混合比0.61～1.09，總流量48.2～69.5 kg/s。研究表明，初步突破了補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)高壓大流量預(yù)燃室關(guān)鍵技術(shù)。

圖5 全尺寸氫氧預(yù)燃室試驗Fig.5 Preburner hot test of 220 t hydrogen/oxygen engine

進(jìn)行了氫氧主渦輪泵和預(yù)壓渦輪泵多種重載高Dn值軸承（D為軸承內(nèi)徑，n為渦輪泵轉(zhuǎn)速）多次液氮環(huán)境臺架試驗，Dn值達(dá)到2.64×106r·min-1·mm。進(jìn)行了渦輪泵新型圓周分瓣式浮動環(huán)動密封液氮環(huán)境臺架試驗，氦氣消耗量比現(xiàn)有型號發(fā)動機(jī)大幅降低。開展了閥門新型彈簧蓄能式動密封常溫、液氮、液氫溫區(qū)密封性能研究，低溫漏率≯50 mL/s。完成了多輪次高壓靜密封試驗，在常溫及液氮溫度、高壓氦介質(zhì)密封性能試驗漏率不大于1×10--7Pa·m3/s。

在后續(xù)研制中要重點關(guān)注以下關(guān)鍵技術(shù)：

1）補燃循環(huán)發(fā)動機(jī)起動關(guān)機(jī)過程控制技術(shù)。補燃循環(huán)發(fā)動機(jī)系統(tǒng)復(fù)雜，組件工作特性耦合程度高，發(fā)動機(jī)起動關(guān)機(jī)過程控制復(fù)雜度相比于燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)大幅增加，調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)的起動工況、匹配發(fā)動機(jī)及其組件的工作協(xié)調(diào)性是需要重點突破的關(guān)鍵技術(shù)。通過發(fā)動機(jī)分系統(tǒng)試驗、半系統(tǒng)試驗和全系統(tǒng)短程試驗，結(jié)合大量的數(shù)值仿真分析，分步研究起動關(guān)機(jī)控制過程。

2）發(fā)動機(jī)總裝結(jié)構(gòu)技術(shù)。隨著管路直徑增大、壓力提高，補燃?xì)溲醢l(fā)動機(jī)管路成型、密封、安裝等難度顯著增加。隨著發(fā)動機(jī)功率水平大幅提升，結(jié)構(gòu)動力學(xué)問題更加突出。須開展發(fā)動機(jī)總體布局優(yōu)化設(shè)計、動力學(xué)控制、高壓密封、管路補償?shù)燃夹g(shù)研究。

3）高壓氫氧渦輪泵技術(shù)。在SSME 和RD-0120 發(fā)動機(jī)研制過程中，渦輪泵是故障最多、技術(shù)難度最大的組件。補燃發(fā)動機(jī)需要采用預(yù)壓泵和多級主泵來滿足高壓要求。高轉(zhuǎn)速渦輪泵優(yōu)化、高Dn值軸承、動密封、抗氣蝕誘導(dǎo)輪、轉(zhuǎn)子動力學(xué)、預(yù)壓渦輪泵等是其主要關(guān)鍵技術(shù)。

4）補燃推力室技術(shù)。補燃推力室噴注器要保證液氧/高溫富氫燃?xì)?氣氫3 種工質(zhì)在變推力范圍內(nèi)穩(wěn)定高效工作，同時推力室熱流密度顯著增長，在研制中要解決大尺寸補燃推力室的燃燒穩(wěn)定性和熱防護(hù)問題。

5）大范圍變推力調(diào)節(jié)技術(shù)。通過半實物仿真實驗、變推力調(diào)節(jié)試驗等，研究變工況調(diào)節(jié)控制技術(shù)、發(fā)動機(jī)及其組件對變工況和低工況的工作適應(yīng)性。

6）發(fā)動機(jī)材料及制造技術(shù)。大推力氫氧發(fā)動機(jī)要研究應(yīng)用新材料、新的工藝制造方法；復(fù)雜結(jié)構(gòu)件探索新的工藝方法提高產(chǎn)品合格率；機(jī)械加工制造探索研究新的工藝方法，以適應(yīng)快速研制需求。

7）補燃發(fā)動機(jī)試驗技術(shù)。包括大推力補燃發(fā)動機(jī)真空點火和高模試驗技術(shù)、高精度測試技術(shù)、發(fā)動機(jī)故障診斷及健康管理技術(shù)等。

4 結(jié)束語

大推力氫氧發(fā)動機(jī)是大型和重型運載火箭的必然選擇。我國220 t 氫氧發(fā)動機(jī)采用高壓補燃循環(huán)技術(shù)方案，設(shè)計參數(shù)達(dá)到世界先進(jìn)水平。目前，220 t 補燃?xì)溲醢l(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)已取得較大進(jìn)展，并初步突破部分關(guān)鍵技術(shù)。研制大推力高壓補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)，將大幅提升我國氫氧火箭發(fā)動機(jī)的水平，優(yōu)化火箭構(gòu)型，并帶動我國氫氧發(fā)動機(jī)設(shè)計、制造工藝和試驗技術(shù)水平更新?lián)Q代。