李春紅，高玉閃，陳 暉，龔南妮，劉站國，李 斌

1 引言

可多次起動變推力火箭發(fā)動機技術(shù)是載人登月軟著陸任務(wù)的關(guān)鍵技術(shù)。我國現(xiàn)有月球著陸器的下降級主動力采用的擠壓式發(fā)動機推力量級較小，無法滿足未來載人登月更高運載能力需求。根據(jù)載人登月飛行器論證，采用80 kN多次起動深度變推力補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機[1]，在易保證人員安全性的同時，可實現(xiàn)高可靠、高性能落月制動，且發(fā)動機具有推進(jìn)劑來源廣泛、成本低及空間易于長期貯存等優(yōu)點，是載人登月下降級的理想動力[2]。

在擠壓式發(fā)動機方面，美國研制的登月下降級發(fā)動機LMDE實現(xiàn)了10∶1深度節(jié)流能力，采用在推進(jìn)劑供應(yīng)路設(shè)置氣蝕文氏管流量調(diào)節(jié)閥和針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞣桨竅3]。在泵壓式發(fā)動機方面，蘇聯(lián)在登月下降級研制了RD-858發(fā)生器循環(huán)發(fā)動機，采用雙模式切換實現(xiàn)低工況工作[4]。近年來，美國在星座計劃中開展了通用可擴展低溫發(fā)動機(CECE)的研制，該發(fā)動機在RL-10膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機上，采用渦輪旁路閥門、高壓降液氧噴嘴等措施，實現(xiàn)了17.6∶1整機熱試車[5]。在星座計劃中同步開展了采用針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯腡R202氫氧發(fā)動機研究[6]。國外泵壓式補燃循環(huán)發(fā)動機一般采取調(diào)節(jié)發(fā)生器供應(yīng)路推進(jìn)劑流量實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)，推力變比范圍不超過3∶1(如俄羅斯的NK-33、RD-180、RD-191)[7]。

我國通過嫦娥三號探測器7500 N變推力發(fā)動機研制，實現(xiàn)了擠壓式變推力發(fā)動機的成功應(yīng)用，突破了氣蝕文氏管流量調(diào)節(jié)閥和針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯汝P(guān)鍵技術(shù)[8]。在泵壓式補燃循環(huán)發(fā)動機方面，通過120噸級和18噸級補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機研制，已實現(xiàn)65%~105%推力調(diào)節(jié)[9]。要實現(xiàn)載人登月著陸器下降級補燃循環(huán)發(fā)動機10∶1深度變推力，同時實現(xiàn)360 s高性能，需要解決補燃循環(huán)發(fā)動機深度變推力總體方案、燃燒組件工作穩(wěn)定性及低工況冷卻能力、深度變工況渦輪泵特性、高溫燃?xì)庹{(diào)節(jié)閥以及高能合成煤油等問題。針對上述難題，本文開展深度變推力液氧煤油發(fā)動機方案研究、特性仿真和試驗驗證，初步驗證補燃循環(huán)發(fā)動機深度變推力方案的可行性。

2 發(fā)動機深度變推力總體方案

發(fā)動機系統(tǒng)方案決定了發(fā)動機的性能和研制的難易程度。采用擠壓式發(fā)動機系統(tǒng)時，發(fā)動機真空比沖約330~340 s，而補燃循環(huán)系統(tǒng)可實現(xiàn)360 s以上的高比沖性能。由于發(fā)動機推力量級為80 kN，對于空間發(fā)動機屬較大推力量級，采用泵壓式補燃循環(huán)系統(tǒng)方案有利于降低推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量，初步論證，其推進(jìn)系統(tǒng)比擠壓式的系統(tǒng)干質(zhì)量輕約50%。因此，確定了采用補燃循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)方案。但目前國際上補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機的最大推力調(diào)節(jié)范圍為3∶1，要達(dá)到10∶1深度變推力，研制難度很大。

對于補燃循環(huán)發(fā)動機，首先需要解決采用何種方法可達(dá)到10∶1推力深度調(diào)節(jié)能力。通過對富氧補燃循環(huán)發(fā)動機推力與各種內(nèi)部干擾因素的敏感程度分析，得出推力對燃?xì)獍l(fā)生器和推力室推進(jìn)劑流量、推力室喉部直徑、渦輪工質(zhì)旁通分流系數(shù)敏感度最強。對液體火箭發(fā)動機來說，變推力室喉部直徑實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)難度非常大，因此，只能通過調(diào)節(jié)氣液路供應(yīng)特性實現(xiàn)發(fā)動機大范圍變推力。仿真結(jié)果表明：

1)燃?xì)獍l(fā)生器燃料路流量調(diào)節(jié)達(dá)到變推比2∶1時，發(fā)生器溫度降至400 K以下，此時發(fā)生器混合比偏高，達(dá)到了穩(wěn)定燃燒的下限。

2)燃?xì)獍l(fā)生器氧路流量調(diào)節(jié)對推力調(diào)節(jié)影響小，主要作用是提高氧泵負(fù)載、提高轉(zhuǎn)速，低工況時，適當(dāng)?shù)难醣煤腿剂媳迷黾拥膿P程在管路形成的壓降有利于提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性，但過高的氧路節(jié)流將使得氧泵嚴(yán)重偏離額定工況點，對泵的抗汽蝕性能不利。

3)推力室燃料路節(jié)流主要影響推力室混合比，對推力調(diào)節(jié)影響較小。

4)僅調(diào)節(jié)渦輪工質(zhì)旁通分流流量就能達(dá)到變推比5∶1的能力，低工況下發(fā)生器供應(yīng)系統(tǒng)壓降過低，需要預(yù)先提高供應(yīng)系統(tǒng)壓降。

在現(xiàn)有補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機系統(tǒng)方案[7]基礎(chǔ)上，在渦輪燃?xì)饴吩黾优月贩至鏖y門，所確定的深度變推力液氧煤油發(fā)動機系統(tǒng)方案如圖1所示。其主要特點有：采用富氧補燃循環(huán)、泵壓式、單推力室；將燃?xì)夥至鏖y作為推力調(diào)節(jié)核心元件全程調(diào)節(jié)實現(xiàn)深度變推力。

圖1 深度變推力液氧煤油發(fā)動機系統(tǒng)圖Fig.1 Schematic diagram of deep throttling LOX/kerosene engine

對于空間發(fā)動機推力與流量的關(guān)系見式(1)。

式中，F(xiàn)e指發(fā)動機推力，Isv為發(fā)動機真空比沖，qmo為氧化劑流量，qmf為燃料流量。

空間工作的發(fā)動機真空推力等于真空比沖乘以進(jìn)入推力室的總流量，變推力時為保證輸送效率，真空比沖盡量保持不變，那么調(diào)節(jié)推進(jìn)劑流量成為變推力最佳途徑。

對于泵壓式發(fā)動機，氧化劑和燃料流量受泵輸送功率影響，存在式(2)、(3)所示關(guān)系。

式中，Po指氧化劑泵功率，Pf指燃料泵功率。公式(2)、(3)表明氧化劑和燃料流量正比于泵功率的1/3次方，即可通過改變泵功率的大小實現(xiàn)對于推進(jìn)劑流量的調(diào)節(jié)。

對于氧化劑和燃料泵同軸式發(fā)動機來說，渦輪的輸出功Pt即為氧化劑和燃料泵的輸入功總和，如式(4)所示。因此改變渦輪功率即可改變氧化劑和燃料泵的功率，實現(xiàn)推進(jìn)劑輸送能力的調(diào)節(jié)。

渦輪功率又受驅(qū)動它的燃?xì)饬髁?、渦輪絕熱功和渦輪效率的影響，如式(5)所示。

式中，qmt指渦輪燃?xì)饬髁?，L指渦輪絕熱功，ηt指渦輪效率。本發(fā)動機所采用的推力調(diào)節(jié)方案為通過燃?xì)夥至鳎档万?qū)動渦輪做功的燃?xì)饬髁?，從而達(dá)到變推力的目的。

為在限定的結(jié)構(gòu)尺寸下達(dá)到360 s高比沖性能，采用上述方案實現(xiàn)變推力的同時，采用高能合成煤油作為燃料進(jìn)一步提高比沖性能[10]。推力深度調(diào)節(jié)過程中的參數(shù)變化見表1。該調(diào)節(jié)策略簡單，且可實現(xiàn)推力連續(xù)調(diào)節(jié)，同時可保證發(fā)生器混合比基本不變，泵Qv/n(泵工作流量工況)變化范圍小，保證了泵水力和動力學(xué)特性穩(wěn)定性。

表1 液氧煤油發(fā)動機深度變工況工作參數(shù)Table 1 Main parameters of the LOX/kerosene engine

3 深度變工況燃燒組件

深度變推力時，進(jìn)入噴注器的燃料流量在額定工況與10%工況相差近10倍，對于液體噴注器，Δp=ξ·q2m/ρ，如果燃料通道的流通截面面積不變，噴注壓降的變化將達(dá)到100倍。采用高壓降和變噴嘴流通面積是解決該問題的有效方法之一。

為優(yōu)選燃燒組件噴注方案，對2種具備10∶1變比能力的噴注單元結(jié)構(gòu)在100%工況和10%工況下的燃燒流動特性進(jìn)行了仿真分析，如圖2所示。對于離心式噴注器各工況，燃燒均從煤油與富氧燃?xì)庀嗷ゼ羟械奈恢锰庨_始；噴嘴縮進(jìn)室出口處還有較多的煤油和富氧燃?xì)?，其燃?xì)馄骄鶞囟鹊陀谕屏κ移骄旌媳认碌娜細(xì)饪倻?，表明煤油和富氧燃?xì)庠谌紵疑聿繉⑦M(jìn)一步摻混燃燒。

圖2 計算的噴嘴內(nèi)流場分布特性Fig.2 Calculated temperature field of nozzle exit

噴霧特性決定了燃燒的品質(zhì)，對3種類型噴注單元試驗件開展了噴霧特性試驗研究(圖3)。結(jié)果表明：在額定工況下3種試驗件內(nèi)噴嘴通氣時均能夠?qū)σ簢娮斓膰婌F特性起到有益作用；在低工況時，離心式噴嘴對霧化區(qū)內(nèi)液滴直徑的均勻性有促進(jìn)作用。此外，在氣噴嘴作用下，液噴嘴的霧化特性會發(fā)生顯著變化，對提高噴嘴性能、實現(xiàn)推力室的高比沖具有重要意義。

圖3 噴注器試驗件在不同工況下的噴霧試驗情況Fig.3 Spray tests of double channel injector under different working conditions

為了驗證單噴嘴方案大范圍變工況工作可行性，進(jìn)一步設(shè)計了4種單噴嘴試驗件，其中雙通道噴嘴方案3種，高壓降噴嘴方案1種，開展了單噴嘴點火試驗研究(圖4)。共進(jìn)行了單工況、變工況和高能合成煤油共計35次點火，點火工況覆蓋90%~10%流量范圍。試驗結(jié)果表明，設(shè)計的雙通道單噴嘴試驗件起動柔和，點火過程無壓力峰，超調(diào)量很小，點火平穩(wěn)；穩(wěn)態(tài)室壓波動幅值小于穩(wěn)態(tài)值的10%，燃燒過程火焰穩(wěn)定無波動；低工況燃燒效率0.984，其它工況效率不低于0.99；高工況向低工況連續(xù)調(diào)節(jié)過程參數(shù)過渡平穩(wěn)，未出現(xiàn)參數(shù)失調(diào)現(xiàn)象。設(shè)計的噴嘴能夠適應(yīng)10∶1變工況穩(wěn)定工作的需求。

圖4 單噴嘴不同工況下點火試驗情況Fig.4 Firing tests of single injector under different working conditions

由于推力室部分采用了再生冷卻，深度變工況下，燃料流量大幅度減少，推力室冷卻問題突出。仿真表明(圖5)，低工況下需要適當(dāng)控制推力室混合比，同時需要優(yōu)選冷卻流量，可保證燃燒室內(nèi)壁氣壁溫和液壁溫最高值滿足推力室材料在低工況下可靠工作的需求。

燃?xì)獍l(fā)生器作為富氧補燃循環(huán)發(fā)動機核心組件之一，不但決定了輸出到渦輪的燃?xì)庾龉δ芰桶l(fā)動機工況，也承擔(dān)著將上游泵出口液體推進(jìn)劑轉(zhuǎn)變?yōu)楦谎跞細(xì)獾墓δ埽瑢ι疃茸兺屏Ω谎跹a燃循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)穩(wěn)定性起著決定性控制作用。為了驗證燃?xì)獍l(fā)生器變工況適應(yīng)性和工作穩(wěn)定性，開展了全尺寸高壓降燃?xì)獍l(fā)生器和雙通道燃?xì)獍l(fā)生器熱試對比研究(圖6~圖8)。

圖5 低工況推力室主要溫度分布曲線Fig.5 Thrust chamber temperature under low working condition

圖6 全尺寸高壓降發(fā)生器熱試室壓曲線Fig.6 Chamber pressure curve of full scale high pressure drop gas generator in firing test

圖7 全尺寸雙通道發(fā)生器熱試室壓曲線Fig.7 Chamber pressure curve of full scale double channel gas generator

熱試采用擠壓式試驗系統(tǒng)，各開展了3次點火試驗。結(jié)果表明：

1)所設(shè)計的全尺寸高壓降噴注器在100%和20%低工況范圍內(nèi)工作穩(wěn)定，雙通道燃燒組件能夠適應(yīng)10∶1變工況工作要求。

2)2種發(fā)生器點火過程平穩(wěn)，無較大點火壓力峰，尤其在20%和10%工況下也未出現(xiàn)點火壓力峰，對于發(fā)動機低工況起動適應(yīng)性較好。

3)2種燃?xì)獍l(fā)生器在額定工況、20%工況和10%低工況下的燃燒效率均為1，發(fā)生器在大范圍變工況時可保證高效燃燒，且燃燒效率在10∶1變工況過程中保持穩(wěn)定。

圖8 全尺寸雙通道燃?xì)獍l(fā)生器熱試Fig.8 Hot firing test of full scale double channel gas generator

4)雙通道燃?xì)獍l(fā)生器試驗過程中室壓參數(shù)平穩(wěn)，發(fā)生器穩(wěn)定工作段低頻、中頻未出現(xiàn)明顯振蕩突頻，在起動和關(guān)機過程中存在短暫的低頻振蕩，總體振蕩幅值小。與高壓降燃?xì)獍l(fā)生器熱試相比，系統(tǒng)穩(wěn)定性有進(jìn)一步改善，低工況工作穩(wěn)定性好，表明穩(wěn)定性控制措施起到了良好的效果。

燃燒組件的研究表明：所設(shè)計的高壓降和雙通道氣液離心式噴注單元可實現(xiàn)10∶1深度變工況穩(wěn)定燃燒；理論計算表明采取優(yōu)化冷卻流量方案推力室可實現(xiàn)可靠冷卻；全尺寸高壓降和雙通道燃?xì)獍l(fā)生器可實現(xiàn)最低10∶1變工況熱試，為發(fā)動機的后續(xù)研究奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

4 深度變工況渦輪泵

泵的揚程與流量的關(guān)系式為式(6)。

式中：a0，a1，a2為常數(shù)，Q 為推進(jìn)劑體積流量，Δp為泵揚程。通常發(fā)動機的泵特性均工作在揚程曲線峰值(即駝峰)的右邊。

對于推力深度調(diào)節(jié)發(fā)動機，決定推進(jìn)劑輸送能力的渦輪泵若在深度變工況時工作在泵特性駝峰位置，將導(dǎo)致發(fā)動機系統(tǒng)參數(shù)發(fā)散，整機無法穩(wěn)定工作[11]。對于低比轉(zhuǎn)數(shù)離心泵，其葉片出口寬度小，葉輪外徑相對較大，軸面流道狹長，輪盤摩擦損失大，存在變工況時因泵特性變化大影響發(fā)動機變推力能力的可能。

通過原型泵深度變工況水試演示驗證，分別進(jìn)行了50%、35%和20%工作轉(zhuǎn)速下的水力試驗(圖9)。結(jié)果表明泵駝峰位置在10∶1變工況泵Qv/n工作范圍之外。通過對泵參數(shù)進(jìn)一步優(yōu)化，可使泵滿足8 t發(fā)動機深度變工況揚程和汽蝕性能的要求。

圖9 原型泵變工況揚程特性Fig.9 Pressure head characteristics of prototype pump test

5 燃?xì)夥至鏖y

作為發(fā)動機變推力能力實現(xiàn)的核心調(diào)節(jié)原件，燃?xì)夥至鏖y具有在高溫高壓富氧燃?xì)庀鹿ぷ饕?，工作條件苛刻，工況變化范圍大。錐形調(diào)節(jié)方案可實現(xiàn)分流閥關(guān)閉狀態(tài)的可靠密封，可大大降低高溫燃?xì)獾男孤┝?，進(jìn)而提高發(fā)動機的效率，因此錐形調(diào)節(jié)方案為分流閥的優(yōu)選方案。通過變錐角閥芯型面設(shè)計保證調(diào)節(jié)過程中流量特性滿足發(fā)動機10∶1工況調(diào)節(jié)要求。該閥已完成冷試和地面高溫試驗以及真實介質(zhì)熱試研究(圖10)，結(jié)果表明燃?xì)夥至鏖y在10∶1變工況不同壓比下進(jìn)回程過程中的流量系數(shù)穩(wěn)定，滿足發(fā)動機推力調(diào)節(jié)需求。

圖10 燃?xì)夥至鏖y熱試調(diào)節(jié)特性Fig.10 Hot firing test results of gas distribution valve

6 高能合成煤油

由于著陸器對發(fā)動機性能要求高，擬采用高能合成煤油。高能合成煤油是包含3個環(huán)丙烷張力環(huán)結(jié)構(gòu)的烴類燃料，具有順式和反式同分異構(gòu)體。由于分子結(jié)構(gòu)存在一定張力能，高能合成煤油比沖比傳統(tǒng)火箭煤油高出7~10 s。高能合成煤油具有比沖大、密度高、粘度小、綠色無毒和常溫可貯存等優(yōu)點，曾用于蘇聯(lián)/俄羅斯聯(lián)盟號U2運載火箭的助推級和一級、質(zhì)子號運載火箭的上面級以及“暴風(fēng)雪”航天飛機芯級，是一種很有前途的高能火箭推進(jìn)劑。對其進(jìn)行了放大工藝、性能研究，并試制出樣品，研究結(jié)果表明其性能滿足使用要求[10]，如表2所示。

表2 高能合成煤油與火箭煤油性能對比[10]Table 2 Performance comparison of high-energy synthetic kerosene and rocket kerosene[10]

7 結(jié)論

1)采取燃?xì)夥至骷痈邏航祰娮⒁貉趺河脱a燃循環(huán)發(fā)動機方案可實現(xiàn)深度變推力，仿真表明變推力下發(fā)動機參數(shù)協(xié)調(diào)匹配，滿足穩(wěn)定工作要求；

2)全尺寸高壓降燃?xì)獍l(fā)生器5∶1變工況熱試、雙通道燃?xì)獍l(fā)生器10∶1變工況熱試、推力室單噴嘴10∶1變工況熱試和傳熱計算初步驗證了熱力組件技術(shù)方案可行性；

3)氧泵變工況水力試驗、燃?xì)夥至鏖y試驗和高能合成煤油等技術(shù)已獲得初步驗證。

補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機深度變推力核心關(guān)鍵技術(shù)已獲得初步突破。后續(xù)將進(jìn)一步深入開展推力室燃燒與冷卻驗證、變推力過程集成演示驗證、多次點火技術(shù)驗證、低工況穩(wěn)定性控制、深度變工況渦輪泵等關(guān)鍵技術(shù)研究，全面支撐高性能深度變推力補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機技術(shù)發(fā)展。