上海航天 第36卷2019年第6期 AEROSPACE SHANGHAI 我国大推力补燃氢氧发动机研究进展 孙纪国,岳文龙 (北京航天动力研究所,北京100076) 摘要:氢氧火箭发动机因具有很高的性能,在国内外运栽火箭中得到了广泛应用。为了更妤地开展深空探 测,必须研制大推力氢氧火箭发动机。本文综合分析了国内外氢氧发动机的发展历史和现状,简要介绍了我国 220t补燃循环氢氧发动杋方案和关键技术研制进展,该技术方案先进。通过开展试验件冷态试验和缩尺组件热 试验等,研究了核心部鉏件的关键技术和方案选型。开展全尺寸预燃室热试验等分系统热试验,研究组件级技 术,初步突破了部分关键技术。建议加快开展大推力氢氧发动机工程研制,促进我国航天推进技术发展。 关键词:氢氧;发动机;补燃循环;重型火箭;大推力 中图分类号:V434文献标志码:A DOI:10.19328/ j cnki.1006-1630.2019.06.003 Advances of Large-Thrust Staged Combustion Cycle Hydrogen/Oxygen Rocket Engine in China SUN Jiguo, YUE Wenlong Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing 100076, China) Abstract: Because of its high performance, hydrogen/oxygen rocket engine has been widely used in launch vehicles at home and abroad. In order to better carry out deep space exploration. it is necessary to develop large thrust hydrogen/oxygen rocket engine. In this paper, the development history and status of hydrogen/oxygen engines at home and abroad are comprehensively analyzed. An advanced technical scheme in China, i.e., the 220 t staged com-bustion cycle hydrogen/oxygen engine scheme, is introduced and the research and development of the related key technologies are simply introduced. Cold tests for test articles, hot tests for scale components, etc. are conducted to study the key technologies of the core components and scheme selection. Subsystem hot tests such as full-size preburner hot tests are carried out to study the component-level technology, and some key technologies have been preliminarily broken through. It is suggested that the development of large-thrust should be accelerated so as to promote the development of pace propulsion technology in China Key words: hydrogen/oxygen; engine; staged combustion cycle; heavy rock; large thrust 0引言 也可实现再生动力循环(此即膨胀循环方式)。氢 在人类已开发的火箭发动机中,氢氧发动机依氧发动机是当今世界运载火箭的主流推进动力之 然代表着化学火箭发动机的最高性能水平,并且具 ,是世界航天大国的技术支撑和代表标志之一。 太空已成为航天大国竞争的另一个战场。 有天然的环保和可重复使用特性,无论在一次性使 2018年美国的新国家航天战略提出要加强天空活 用运载火箭还是可重复使用运载器中都占有重要动的持续发展。美国要重新启动载人登月、探测火 地位。液氢是优良的冷却剂,分子量小,做功能力星等重大活动吗,正在研发航天发射系统(SIS)重型 很高,燃气发生器产生富氢燃气即可实现高功率驱火箭。俄罗斯的“2016-2025年十年航天规划”策 动涡轮泵;冷却推力室后的高温气氢直接驱动涡轮划2030年前实现载人登月,为此已开展可用于发射 收稿日期:2019-07-16;修回日期:2019-10-14 作者简介:孙纪国(1966-),男,研究员,主要研究方向为宇航推进技术
第 36 卷 2019 年第 6 期 上海航天 AEROSPACE SHANGHAI 我国大推力补燃氢氧发动机研究进展 孙纪国，岳文龙 （北京航天动力研究所，北京 100076） 摘 要: 氢氧火箭发动机因具有很高的性能，在国内外运载火箭中得到了广泛应用。为了更好地开展深空探 测，必须研制大推力氢氧火箭发动机。本文综合分析了国内外氢氧发动机的发展历史和现状，简要介绍了我国 220 t 补燃循环氢氧发动机方案和关键技术研制进展，该技术方案先进。通过开展试验件冷态试验和缩尺组件热 试验等，研究了核心部组件的关键技术和方案选型。开展全尺寸预燃室热试验等分系统热试验，研究组件级技 术，初步突破了部分关键技术。建议加快开展大推力氢氧发动机工程研制，促进我国航天推进技术发展。 关键词: 氢氧；发动机；补燃循环；重型火箭；大推力 中图分类号: V 434 文献标志码: A DOI: 10.19328/j.cnki.1006⁃1630.2019.06.003 Advances of Large-Thrust Staged Combustion Cycle Hydrogen/Oxygen Rocket Engine in China SUN Jiguo，YUE Wenlong （Beijing Aerospace Propulsion Institute，Beijing 100076，China） Abstract: Because of its high performance，hydrogen/oxygen rocket engine has been widely used in launch vehicles at home and abroad. In order to better carry out deep space exploration，it is necessary to develop large thrust hydrogen/oxygen rocket engine. In this paper，the development history and status of hydrogen/oxygen engines at home and abroad are comprehensively analyzed. An advanced technical scheme in China，i. e.，the 220 t staged com-bustion cycle hydrogen/oxygen engine scheme，is introduced，and the research and development of the related key technologies are simply introduced. Cold tests for test articles，hot tests for scale components，etc. are conducted to study the key technologies of the core components and scheme selection. Subsystem hot tests such as full-size preburner hot tests are carried out to study the component-level technology，and some key technologies have been preliminarily broken through. It is suggested that the development of large-thrust should be accelerated so as to promote the development of space propulsion technology in China . Key words: hydrogen/oxygen；engine；staged combustion cycle；heavy rock；large thrust 0 引言 在人类已开发的火箭发动机中，氢氧发动机依 然代表着化学火箭发动机的最高性能水平，并且具 有天然的环保和可重复使用特性，无论在一次性使 用运载火箭还是可重复使用运载器中都占有重要 地位。液氢是优良的冷却剂，分子量小，做功能力 很高，燃气发生器产生富氢燃气即可实现高功率驱 动涡轮泵；冷却推力室后的高温气氢直接驱动涡轮 也可实现再生动力循环（此即膨胀循环方式）。氢 氧发动机是当今世界运载火箭的主流推进动力之 一，是世界航天大国的技术支撑和代表标志之一。 太 空 已 成 为 航 天 大 国 竞 争 的 另 一 个 战 场 。 2018 年美国的新国家航天战略提出要加强天空活 动的持续发展。美国要重新启动载人登月、探测火 星等重大活动[1] ，正在研发航天发射系统（SLS）重型 火箭[2] 。俄罗斯的“2016—2025 年十年航天规划”策 划 2030 年前实现载人登月，为此已开展可用于发射 收稿日期：2019⁃07⁃16；修回日期：2019⁃10⁃14 作者简介：孙纪国（1966—），男，研究员，主要研究方向为宇航推进技术。 19
上海航天 AEROSPACE SHANGHAI 第36卷2019年第6期 大型航天器载人飞船和月球轨道舱的重型运载火1国内外氢氧发动机发展现状 箭研发。中国已提出了航天强国建设目标,要在 从1958年美国开始研制世界上第1台氢氧发 2030年前载人登月,为此已开展重型运载火箭关键动机至今,国际上已成功研制了20多型氢氧发动 技术攻关,包括大推力氢氧发动机等关键技术机回(见表1),推力从最初的几吨发展到了几百吨 攻关。 循环方式从简单的燃气发生器循环发展到了高性 本文对国内外氢氧发动机的发展历史和现状能的补燃循环和闭式膨胀循环。经过几十年的发 进行简要分析,介绍我国大推力氢氧发动机的研究展,百吨级以上的氢氧发动机一直是美国、欧洲、日 进展,并提出建议。 本现役和未来主力运载火箭的主要配套发动机。 表1国外氢氧发动机性能参数与发展历程 Tab 1 Development history of hydrogen/oxygen rocket engine in the world 代号 国别研制时间循环方式真空推力/N比冲/s 应用 RL-10 美国 1958 闭式膨胀 土星I二级 RD-56 苏联 1960 补燃 N1火箭上面级 D-57 N1火箭三级 1960 气发生器 426 发生器 443 阿里安上面级 燃气发生器 HI二级 SSME/RS-25 美 洲本国联 1978 补燃 2090 452 航天飞机/SLS→级 RD-0120 苏 1983 1863 能源号芯级 LE-7 446 Vulcain 燃气发生器 1145 阿里安V一级 LE-7A HⅡA一级 LE-5B 开式膨胀 HA二级 RL10-A/B/C 美国 1990 闭式膨胀 10 多型火箭上面级 欧洲 1996 燃 气发生器 1350 阿里安V一级 1997 燃气发生器 德尔它Ⅳ芯级 CE7. 5/RD-56M 印度 1998 GSLV上面级 J-2X 燃气发生器 SLS二级 Rs-83 美国 补燃 星座计划,停滞中 RD-0146 俄罗斯 2002 闭式膨胀 00 460 Vinci 欧洲2010 闭式膨胀 180 阿里安Ⅵ上面级 CEo 燃气发生器 GSLV-Il上面级 LE-9 2015 开式膨胀 1471 HⅢ助推级 RL-60 闭式膨胀 465 1950-1970年代初期,美国、苏联、欧洲、日本 1970年代中期至1980年代末是氢氧发动机的 先后开始氢氧发动机研制,此时研制的氢氧发动机高速发展时期,其突出特点是追求更大的推力、更 推力均不大,各种循环方式百花齐放,主要用于运高的性能。美国和苏联在冷战时期竞相发展重型 载火箭的上面级,代表型号有美国的RL-10和J-2、运载火箭用于探月和太空活动,如美国早期的土星 苏联的RD-56、欧洲的HM-7和日本的LE-5,推力V、航天飞机以及苏联的能源号,这些火箭都应用 都在10t左右。各国通过小推力发动机的研制,基了大推力氢氧发动机。大推力氢氧发动机是大型 本掌握了氢氧发动机的设计、生产和试验技术,为和重型运载火箭的必然选择,代表型号有美国的 后续研制更大推力、更高性能的氢氧发动机奠定了SSME、苏联的RD-0120欧洲的 Vulcain和日本 良好基础。 的LE-7,推力量级达到100~200t。为了实现高性
上海航天 AEROSPACE SHANGHAI 第 36 卷 2019 年第 6 期 大型航天器、载人飞船和月球轨道舱的重型运载火 箭研发[3] 。中国已提出了航天强国建设目标，要在 2030 年前载人登月，为此已开展重型运载火箭关键 技 术 攻 关 ，包 括 大 推 力 氢 氧 发 动 机 等 关 键 技 术 攻关[4] 。 本文对国内外氢氧发动机的发展历史和现状 进行简要分析，介绍我国大推力氢氧发动机的研究 进展，并提出建议。 1 国内外氢氧发动机发展现状 从 1958 年美国开始研制世界上第 1 台氢氧发 动机至今，国际上已成功研制了 20 多型氢氧发动 机[5 （] 见表 1），推力从最初的几吨发展到了几百吨， 循环方式从简单的燃气发生器循环发展到了高性 能的补燃循环和闭式膨胀循环。经过几十年的发 展，百吨级以上的氢氧发动机一直是美国、欧洲、日 本现役和未来主力运载火箭的主要配套发动机。 1950—1970 年代初期，美国、苏联、欧洲、日本 先后开始氢氧发动机研制，此时研制的氢氧发动机 推力均不大，各种循环方式百花齐放，主要用于运 载火箭的上面级，代表型号有美国的 RL-10 和 J-2、 苏联的 RD-56、欧洲的 HM-7 和日本的 LE-5，推力 都在 10 t 左右。各国通过小推力发动机的研制，基 本掌握了氢氧发动机的设计、生产和试验技术，为 后续研制更大推力、更高性能的氢氧发动机奠定了 良好基础。 1970 年代中期至 1980 年代末是氢氧发动机的 高速发展时期，其突出特点是追求更大的推力、更 高的性能。美国和苏联在冷战时期竞相发展重型 运载火箭用于探月和太空活动，如美国早期的土星 Ⅴ、航天飞机以及苏联的能源号，这些火箭都应用 了大推力氢氧发动机。大推力氢氧发动机是大型 和重型运载火箭的必然选择，代表型号有美国的 SSME[6] 、苏联的 RD-0120[7] 、欧洲的 Vulcain[8] 和日本 的 LE-7，推力量级达到 100~200 t。为了实现高性 表 1 国外氢氧发动机性能参数与发展历程 Tab.1 Development history of hydrogen/oxygen rocket engine in the world 代号 RL⁃10 RD⁃56 D⁃57 J⁃2 HM⁃7 LE⁃5 SSME/RS⁃25 RD⁃0120 LE⁃7 Vulcain LE⁃7A LE⁃5B RL10⁃A/B/C Vulcain2 RS⁃68 CE7.5/RD⁃56M J⁃2X RS⁃83 RD⁃0146 Vinci CE20 LE⁃9 RL⁃60 国别 美国 苏联 苏联 美国 欧洲 日本 美国 苏联 日本 欧洲 日本 日本 美国 欧洲 美国 印度 美国 美国 俄罗斯 欧洲 印度 日本 美国 研制时间 1958 1960 1960 1960 1973 1974 1978 1983 1984 1985 1989 1990 1990 1996 1997 1998 2000 2002 2002 2010 2010 2015 2003 循环方式 闭式膨胀 补燃 补燃 燃气发生器 燃气发生器 燃气发生器 补燃 补燃 补燃 燃气发生器 补燃 开式膨胀 闭式膨胀 燃气发生器 燃气发生器 补燃 燃气发生器 补燃 闭式膨胀 闭式膨胀 燃气发生器 开式膨胀 闭式膨胀 真空推力/kN 67 70 400 1 023 62 103 2 090 1 863 1 080 1 145 1 080 137 110 1 350 3 340 70 1 307 3 400 100 180 200 1 471 270 比冲/s 444 462 456 426 443 449 452 454 446 431 440 447 467 434 409 454 448 446 460 466 443 425 465 应用 土星Ⅰ二级 N1 火箭上面级 N1 火箭三级 土星Ⅴ二三级 阿里安上面级 HⅠ二级 航天飞机/SLS 一级 能源号芯级 HⅡ一级 阿里安Ⅴ一级 HⅡA 一级 HⅡA 二级 多型火箭上面级 阿里安Ⅴ一级 德尔它Ⅳ芯级 GSLV 上面级 SLS 二级 星座计划，停滞中 — 阿里安Ⅵ上面级 GSLV-III 上面级 HⅢ助推级 — 20
第36卷2019年第6期 孙纪国.等:我国大推力补燃氢氧发动机研究进展 能,发动机以补燃循环方案为主。美国的SSME发箭。SIS芯一级采用3~5台改进的RS-25D 动机还提出了多次重复使用的目标,其技术先进性SSME)发动机,二级采用1~3台J2X发动机叫。 达到了氢氧发动机的顶峰。虽然航天飞机在1972 综观各国氢氧发动机的发展历程可见,各国在 年正式开始研制,但是在10年前就已经开始对高压氢氧发动机研制中走了不同的技术途径。美国先发 补燃氢氧发动机开展技术预研,积累了大量的经验展的是膨胀循环,而后才发展燃气发生器循环、补燃 和技术基础,动力必须先行研究。 循环;苏联只研制补燃循环发动机和膨胀循环发动 1990年代至今,各种推力量级、各种循环方式机;日本走的是燃气发生器循环、膨胀循环、补燃循 的氢氧发动机进一步全面发展,发动机在追求性能环循序渐进之路。总的发展趋势是推力越来越大, 的同时,也更加注重可靠性与研制成本。日本在循环方式越来越先进,比冲性能水平越来越高,可靠 LE-7研制成功后,为了降低成本提高可靠性,发展性越来越高;注重“动力先行”;注重发动机的持续改 了简化设计的LE-7A。美国在拥有了最高水平的进和扩展应用;为了提高运载能力,重型运载火箭的 SSME后,研制了低成本大推力的RS-68。SSME芯一级或二级大多选择大推力氢氧发动机。 服役以后,在试验中仍然出现故障,美国因此启动 我国氢氧发动机从1970年代发展至今,也取得 了SSME的持续改进,提高发动机的可靠性和组件了长足进步(见表2),先后研制了长三火箭上面级 使用寿命,同时发动机性能也有所提高。 Vulcain、的YF-73氢氧发动机、长三甲系列火箭上面级YF RL-10、J-2则不断进行优化改进,提高性能和可靠75、长征5号火箭芯一级YF-77和二级YF-75D发 性。此外,闭式膨胀循环开始向20t推力量级发展。动机,真空推力从4t到70t,在1990年代末也开展 21世纪以来,美国为了保持太空优势,发展了战神了50t级补燃循环氢氧发动机关键技术攻关和预先 Ⅴ重型火箭(已中途下马),正在研制SLS重型火研究。 表2我国氢氧发动机发展历程 Tab2 Development history of hydrogen/oxygen rocket engine in China 代号 研制时间 循环方案 真空推力/kN 比冲/s 应用 YF-73 燃气发生器 CZ-3上面级 YF-75 1986-1994 燃气发生器 CZ3A/B上面级 Da76 1995-2001 补燃 燃气发生器 CZ5芯一级 YF-75D 2006-2016 闭式膨 与国外氢氧发动机相比,我国氢氧发动机还存2大推力补燃氢氧发动机技术方案 在以下差距:①推力偏小。国内目前最大推力的氢 燃气发生器循环氢氧发动机的比冲在室压高 氧发动机真空推力仅701不仅和美俄两国两三百于16MPa后会随着室压的增加而下降,而补燃循 吨的推力差距明显,和欧洲日本的百吨级氢氧发动 环发动机仍然保持着比冲随着室压增加而提高的 机相比也有不小差距,不能满足深空探测等发展需趋势。因此,补燃循环发动机可以选择更高的室压 求。②性能偏低。国内氢氧发动机比冲未超过 442s,和国外最高水平相差20多s,主要因为技术方实现高性能,并有利于减小发动机的尺寸和质量。 案未采用补燃循环,另外在材料、制造工艺水平等 补燃循环发动机涡轮流量大,功率大。补燃循环的 方面也和国外有不小差距,导致比冲和推重比水平发动机混合比比燃气发生器循环高(因为补燃循环 偏低。③功能单一。国内大推力发动机未应用大发动机混合比就是推力室混合比),高混合比可以 范围推力调节等技术,使得发动机在执行各类航天减小火箭燃料贮箱容积,提高火箭运载能力,对氢 任务的适应性和灵活性受到一定限制。 氧推进剂火箭优势特别明显。因此,大推力氢氧发 为满足载人登月、深空探测等重大航天任务需动机特别适合采用高压补燃循环。 求,我国需要研制更大推力、更高性能的氢氧发动 发展航天,动力先行。为了满足我国未来航天 机,这也是航天强国建设的必由之路。 发展需要,提高进入空间的能力,我国重型运载火
第 36 卷 2019 年第 6 期 孙纪国，等：我国大推力补燃氢氧发动机研究进展 能，发动机以补燃循环方案为主。美国的 SSME 发 动机还提出了多次重复使用的目标，其技术先进性 达到了氢氧发动机的顶峰。虽然航天飞机在 1972 年正式开始研制，但是在 10 年前就已经开始对高压 补燃氢氧发动机开展技术预研，积累了大量的经验 和技术基础，动力必须先行研究。 1990 年代至今，各种推力量级、各种循环方式 的氢氧发动机进一步全面发展，发动机在追求性能 的同时，也更加注重可靠性与研制成本。日本在 LE-7 研制成功后，为了降低成本提高可靠性，发展 了简化设计的 LE-7A[9] 。美国在拥有了最高水平的 SSME 后，研制了低成本大推力的 RS-68[10] 。SSME 服役以后，在试验中仍然出现故障，美国因此启动 了 SSME 的持续改进，提高发动机的可靠性和组件 使用寿命，同时发动机性能也有所提高。Vulcain、 RL-10、J-2 则不断进行优化改进，提高性能和可靠 性。此外，闭式膨胀循环开始向 20 t 推力量级发展。 21 世纪以来，美国为了保持太空优势，发展了战神 Ⅴ重型火箭（已中途下马），正在研制 SLS 重型火 箭 。 SLS 芯 一 级 采 用 3~5 台 改 进 的 RS-25D （SSME）发动机，二级采用 1~3 台 J-2X 发动机[11] 。 综观各国氢氧发动机的发展历程可见，各国在 氢氧发动机研制中走了不同的技术途径。美国先发 展的是膨胀循环，而后才发展燃气发生器循环、补燃 循环；苏联只研制补燃循环发动机和膨胀循环发动 机；日本走的是燃气发生器循环、膨胀循环、补燃循 环循序渐进之路。总的发展趋势是推力越来越大， 循环方式越来越先进，比冲性能水平越来越高，可靠 性越来越高；注重“动力先行”；注重发动机的持续改 进和扩展应用；为了提高运载能力，重型运载火箭的 芯一级或二级大多选择大推力氢氧发动机。 我国氢氧发动机从 1970 年代发展至今，也取得 了长足进步（见表 2），先后研制了长三火箭上面级 的 YF-73 氢氧发动机、长三甲系列火箭上面级 YF- 75、长征 5 号火箭芯一级 YF-77 和二级 YF-75D 发 动机，真空推力从 4 t 到 70 t，在 1990 年代末也开展 了 50 t 级补燃循环氢氧发动机关键技术攻关和预先 研究。 与国外氢氧发动机相比，我国氢氧发动机还存 在以下差距：① 推力偏小。国内目前最大推力的氢 氧发动机真空推力仅 70 t，不仅和美俄两国两三百 吨的推力差距明显，和欧洲日本的百吨级氢氧发动 机相比也有不小差距，不能满足深空探测等发展需 求 。 ② 性 能 偏 低 。 国 内 氢 氧 发 动 机 比 冲 未 超 过 442 s，和国外最高水平相差 20 多 s，主要因为技术方 案未采用补燃循环，另外在材料、制造工艺水平等 方面也和国外有不小差距，导致比冲和推重比水平 偏低。③ 功能单一。国内大推力发动机未应用大 范围推力调节等技术，使得发动机在执行各类航天 任务的适应性和灵活性受到一定限制。 为满足载人登月、深空探测等重大航天任务需 求，我国需要研制更大推力、更高性能的氢氧发动 机，这也是航天强国建设的必由之路。 2 大推力补燃氢氧发动机技术方案 燃气发生器循环氢氧发动机的比冲在室压高 于 16 MPa 后会随着室压的增加而下降，而补燃循 环发动机仍然保持着比冲随着室压增加而提高的 趋势。因此，补燃循环发动机可以选择更高的室压 实现高性能，并有利于减小发动机的尺寸和质量。 补燃循环发动机涡轮流量大，功率大。补燃循环的 发动机混合比比燃气发生器循环高（因为补燃循环 发动机混合比就是推力室混合比），高混合比可以 减小火箭燃料贮箱容积，提高火箭运载能力，对氢 氧推进剂火箭优势特别明显。因此，大推力氢氧发 动机特别适合采用高压补燃循环。 发展航天，动力先行。为了满足我国未来航天 发展需要，提高进入空间的能力，我国重型运载火 表 2 我国氢氧发动机发展历程 Tab.2 Development history of hydrogen/oxygen rocket engine in China 代号 YF⁃73 YF⁃75 Da76 YF⁃77 YF⁃75D 研制时间 1976—1986 1986—1994 1995—2001 2001—2016 2006—2016 循环方案 燃气发生器 燃气发生器 补燃 燃气发生器 闭式膨胀 真空推力/kN 44 78 540 700 90 比冲/s 420 438 441 430 442 应用 CZ⁃3 上面级 CZ⁃3A/B 上面级 预研 CZ⁃5 芯一级 CZ⁃5 二级 21
上海航天 AEROSPACE SHANGHAI 第36卷2019年第6期 箭论证确定火箭二级和三级采用高性能的氢氧发冷热试验,研究了组件的关键技术和方案选型。完成 动机。在前期对二级大推力氢氧发动机采用200了多轮次涡轮泵轴承和动密封台架试验、多轮次总装 t级补燃循环、200t级燃气发生器循环、100t级补燃结构高压静密封和阀门高压动密封验证试验。开展 循环、100t级燃气发生器循环进行对比分析的基础了发动机故障诊断模型研究、关键材料及制造工艺攻 上,经火箭总体优化论证,确定重型运载火箭二级关,论证了大推力氢氧发动机试验技术。同时,已完 采用2台220t级补燃循环氢氧发动机。此后开展成了多次火炬点火器热试验、缩尺预燃室热试验、缩 了220t补燃氢氧发动机关键技术攻关研制。 尺预燃室与缩尺推力室分级燃烧热试验、全尺寸预燃 220t补燃氢氧发动机设计真空比冲为453s,室热试验。后续还将进行预燃室与氢、氧涡轮泵联动 真空推力为2200kN,发动机混合比为6,具备双向试验等关键技术攻关工作 摇摆和推力调节能力(65%~100%)。发动机系统 目前已完成了44次预燃室火炬式电点火器和 方案和结构如图1所示。采用单富氢预燃室并联驱推力室火炬式电点火器热试验,如图2所示。试验 动氢氧涡轮泵,设置氢氧预压涡轮泵,气氢驱动氢采用了新研制点火电嘴,能够在液氦温度环境下可 预压涡轮,液氧驱动氧预压液力涡轮;采用电点火靠发火。点火器试验的点火室室压范围为0.12 火炬式装置,可实现多次点火;主泵后液氢大部分6.6MPa,混合比范围为0.3830,能够适应在箱压 供应预燃室,少部分串联冷却推力室身部与喷管后或高背压、富氧或富燃等宽范围内可靠点火。 驱动氢预压涡轮,有效降低了对氢泵扬程的需求; 喷管上段为再生冷却喷管,下段为气膜冷却单壁金 属喷管,适应火箭二级使用的需求(不带下段单壁 喷管时发动机可拓展应用于火箭一级);预燃室氧 路调节推力,推力室氧路调节混合比;采用预压泵 前摆方案;单机模块化设计。 图2氢氧火炬式电点火器试验 Fig2 Hydrogen/oxygen torch igniter hot test 2018年进行了10次缩尺预燃室挤压热试验,如 图3所示。对不同结构方案的预燃室喷嘴、喷注器设 计以及温度场均匀结构等进行了试验研究,获得了不 同结构参数和工作参数,并针对燃烧性能、流量特性 温度均匀性、燃烧稳定性等,优选了预燃室设计方案。 试验范围为:燃烧室室压7.5~15.5MPa,混合比 0.60~1.04,单喷嘴流量0.265~0.687kg/s。 (a)系统简图 b)模装图 图1220t补燃循环氢氧发动机示意图 Fig 1 Schematic diagram and construction of 220 t hydrogen/oxygen engine 3大推力氢氧发动机研究进展 220t补燃循环氢氧发动机推力量级是国内现役 最大推力氢氧发动机的3倍,工作压力大幅提升,通过 图3缩尺氢氧预燃室试验 对其研制,能够实现我国氢氧发动机技术升级换代。 Fig3 Subscale hydrogen/oxygen preburner hot test 目前,220t补燃循环氢氧发动机已完成了发动 机、各组件方案论证和设计,开展了发动机及其组件 2018年完成了6次缩尺预燃室与缩尺推力室分 工作过程的数值仿真研究。通过台架试验和试验件级燃烧热试验,如图4所示,获得了气氢/液氧补燃推
上海航天 AEROSPACE SHANGHAI 第 36 卷 2019 年第 6 期 箭论证确定火箭二级和三级采用高性能的氢氧发 动机[12] 。在前期对二级大推力氢氧发动机采用 200 t 级补燃循环、200 t 级燃气发生器循环、100 t 级补燃 循环、100 t 级燃气发生器循环进行对比分析的基础 上，经火箭总体优化论证，确定重型运载火箭二级 采用 2 台 220 t 级补燃循环氢氧发动机。此后开展 了 220 t补燃氢氧发动机关键技术攻关研制。 220 t 补燃氢氧发动机设计真空比冲为 453 s， 真空推力为 2 200 kN，发动机混合比为 6，具备双向 摇摆和推力调节能力（65%~100%）。发动机系统 方案和结构如图 1 所示。采用单富氢预燃室并联驱 动氢氧涡轮泵，设置氢氧预压涡轮泵，气氢驱动氢 预压涡轮，液氧驱动氧预压液力涡轮；采用电点火 火炬式装置，可实现多次点火；主泵后液氢大部分 供应预燃室，少部分串联冷却推力室身部与喷管后 驱动氢预压涡轮，有效降低了对氢泵扬程的需求； 喷管上段为再生冷却喷管，下段为气膜冷却单壁金 属喷管，适应火箭二级使用的需求（不带下段单壁 喷管时发动机可拓展应用于火箭一级）；预燃室氧 路调节推力，推力室氧路调节混合比；采用预压泵 前摆方案；单机模块化设计。 3 大推力氢氧发动机研究进展 220 t补燃循环氢氧发动机推力量级是国内现役 最大推力氢氧发动机的 3倍，工作压力大幅提升，通过 对其研制，能够实现我国氢氧发动机技术升级换代。 目前，220 t 补燃循环氢氧发动机已完成了发动 机、各组件方案论证和设计，开展了发动机及其组件 工作过程的数值仿真研究。通过台架试验和试验件 冷热试验，研究了组件的关键技术和方案选型。完成 了多轮次涡轮泵轴承和动密封台架试验、多轮次总装 结构高压静密封和阀门高压动密封验证试验。开展 了发动机故障诊断模型研究、关键材料及制造工艺攻 关，论证了大推力氢氧发动机试验技术。同时，已完 成了多次火炬点火器热试验、缩尺预燃室热试验、缩 尺预燃室与缩尺推力室分级燃烧热试验、全尺寸预燃 室热试验。后续还将进行预燃室与氢、氧涡轮泵联动 试验等关键技术攻关工作。 目前已完成了 44 次预燃室火炬式电点火器和 推力室火炬式电点火器热试验，如图 2 所示。试验 采用了新研制点火电嘴，能够在液氦温度环境下可 靠发火。点火器试验的点火室室压范围为 0.12~ 6.6 MPa，混合比范围为 0.38~3.0，能够适应在箱压 或高背压、富氧或富燃等宽范围内可靠点火。 2018 年进行了 10 次缩尺预燃室挤压热试验，如 图 3 所示。对不同结构方案的预燃室喷嘴、喷注器设 计以及温度场均匀结构等进行了试验研究，获得了不 同结构参数和工作参数，并针对燃烧性能、流量特性、 温度均匀性、燃烧稳定性等，优选了预燃室设计方案。 试 验 范 围 为 ：燃 烧 室 室 压 7.5~15.5 MPa，混 合 比 0.60~1.04，单喷嘴流量 0.265~0.687 kg/s。 2018 年完成了 6 次缩尺预燃室与缩尺推力室分 级燃烧热试验，如图 4所示，获得了气氢/液氧补燃推 图 1 220 t补燃循环氢氧发动机示意图 Fig.1 Schematic diagram and construction of 220 t hydrogen/oxygen engine 图 2 氢氧火炬式电点火器试验 Fig.2 Hydrogen/oxygen torch igniter hot test 图 3 缩尺氢氧预燃室试验 Fig.3 Subscale hydrogen/oxygen preburner hot test 22
第36卷2019年第6期 孙纪国.等:我国大推力补燃氢氧发动机研究进展 力室喷嘴的流量特性和燃烧特性,初步考核了预燃室质密封性能试验漏率不大于1×10-ˉPa·m3/s。 和推力室分级燃烧技术,初步获取了分级燃烧起动关 在后续研制中要重点关注以下关键技术: 机时序控制特性,并优化确定了推力室设计参数。试 )补燃循环发动机起动关机过程控制技术。 验的工况参数为:预燃室室压9.2~15.8MPa,混合比补燃循环发动机系统复杂,组件工作特性耦合程度 0.78~0.93;推力室室压76~12.5MPa,混合比高,发动机起动关机过程控制复杂度相比于燃气发 4.71~6.83,推力室总流量10.0~16.1kg/s。 生器循环大幅增加,调节发动机的起动工况、匹配 发动机及其组件的工作协调性是需要重点突破的 关键技术。通过发动机分系统试验、半系统试验和 全系统短程试验,结合大量的数值仿真分析,分步 研究起动关机控制过程。 2)发动机总装结构技术。随着管路直径增大 压力提高,补燃氢氧发动机管路成型、密封、安装等 难度显著增加。随着发动机功率水平大幅提升 构动力学问题更加突出。须开展发动机总体布局 图4缩尺预燃室与推力室分级燃烧联合试验 优化设计、动力学控制、高压密封、管路补偿等技术 Fig 4 Subscale staged combustion test of Hy/O, prebur 研究。 and thrust combustion assembly 3)高压氢氧涡轮泵技术。在SSME和RD 019年6月开展了4次全尺寸预燃室挤压热试0120发动机研制过程中,涡轮泵是故障最多、技术 验,如图5所示。研究了全尺寸预燃室的流量特性、难度最大的组件。补燃发动机需要采用预压泵和 燃烧特性、温度场分布特性和工作时序,验证了预多级主泵来满足高压要求。高转速涡轮泵优化、高 燃室在拉偏工况下的工作适应性。试验范围为:预Dn值轴承、动密封抗气蚀诱导轮、转子动力学、预 燃室室压77~132MPa,混合比0.61~1.09,总流量涡轮泵等是其主要关键技术。 48.2~69.5kg/s。研究表明,初步突破了补燃循环 4)补燃推力室技术。补燃推力室喷注器要保 氢氧发动机高压大流量预燃室关键技术。 证液氧/高温富氢燃气/气氢3种工质在变推力范围 内稳定高效工作,同时推力室热流密度显著增长 在研制中要解决大尺寸补燃推力室的燃烧稳定性 和热防护问题 5)大范围变推力调节技术。通过半实物仿真实 验、变推力调节试验等,研究变工况调节控制技术、发 动机及其组件对变工况和低工况的工作适应性。 6)发动机材料及制造技术。大推力氢氧发动机 要研究应用新材料、新的工艺制造方法;复杂结构件 图5全尺寸氢氧预燃室试验 Fig5 Preburner hot test of 220 t hydrogen/oxygen engine 探索新的工艺方法提高产品合格率;机械加工制造探 索研究新的工艺方法,以适应快速研制需求。 进行了氢氧主涡轮泵和预压涡轮泵多种重载高 7)补燃发动机试验技术。包括大推力补燃发 Dn值轴承(D为轴承内径,n为涡轮泵转速)多次液氮动机真空点火和高模试验技术、高精度测试技术、 环境台架试验,D值达到2.64×10°rmin·mm。进发动机故障诊断及健康管理技术等 行了涡轮泵新型圆周分瓣式浮动环动密封液氮环境 台架试验,氦气消耗量比现有型号发动机大幅降低。4结束语 开展了阀门新型弹簧蓄能式动密封常温、液氮、液氢 大推力氢氧发动机是大型和重型运载火箭的 温区密封性能研究,低温漏率≯50mL/s。完成了多必然选择。我国220t氢氧发动机采用高压补燃循 轮次高压静密封试验,在常温及液氮温度、高压氦介 (下转第68页)
第 36 卷 2019 年第 6 期 孙纪国，等：我国大推力补燃氢氧发动机研究进展 力室喷嘴的流量特性和燃烧特性，初步考核了预燃室 和推力室分级燃烧技术，初步获取了分级燃烧起动关 机时序控制特性，并优化确定了推力室设计参数。试 验的工况参数为：预燃室室压 9.2~15.8 MPa，混合比 0.78~0.93；推 力 室 室 压 7.6~12.5 MPa，混 合 比 4.71~6.83，推力室总流量 10.0~16.1 kg/s。 2019 年 6 月开展了 4 次全尺寸预燃室挤压热试 验，如图 5 所示。研究了全尺寸预燃室的流量特性、 燃烧特性、温度场分布特性和工作时序，验证了预 燃室在拉偏工况下的工作适应性。试验范围为：预 燃室室压 7.7~13.2 MPa，混合比 0.61~1.09，总流量 48.2~69.5 kg/s。研究表明，初步突破了补燃循环 氢氧发动机高压大流量预燃室关键技术。 进行了氢氧主涡轮泵和预压涡轮泵多种重载高 Dn值轴承（D 为轴承内径，n为涡轮泵转速）多次液氮 环境台架试验，Dn值达到 2.64×106 r·min‒ ·1 mm。进 行了涡轮泵新型圆周分瓣式浮动环动密封液氮环境 台架试验，氦气消耗量比现有型号发动机大幅降低。 开展了阀门新型弹簧蓄能式动密封常温、液氮、液氢 温区密封性能研究，低温漏率≯50 mL/s。完成了多 轮次高压静密封试验，在常温及液氮温度、高压氦介 质密封性能试验漏率不大于 1×10--7 Pa·m3 /s。 在后续研制中要重点关注以下关键技术： 1）补燃循环发动机起动关机过程控制技术。 补燃循环发动机系统复杂，组件工作特性耦合程度 高，发动机起动关机过程控制复杂度相比于燃气发 生器循环大幅增加，调节发动机的起动工况、匹配 发动机及其组件的工作协调性是需要重点突破的 关键技术。通过发动机分系统试验、半系统试验和 全系统短程试验，结合大量的数值仿真分析，分步 研究起动关机控制过程。 2）发动机总装结构技术。随着管路直径增大、 压力提高，补燃氢氧发动机管路成型、密封、安装等 难度显著增加。随着发动机功率水平大幅提升，结 构动力学问题更加突出。须开展发动机总体布局 优化设计、动力学控制、高压密封、管路补偿等技术 研究。 3）高 压 氢 氧 涡 轮 泵 技 术 。 在 SSME 和 RD- 0120 发动机研制过程中，涡轮泵是故障最多、技术 难度最大的组件。补燃发动机需要采用预压泵和 多级主泵来满足高压要求。高转速涡轮泵优化、高 Dn 值轴承、动密封、抗气蚀诱导轮、转子动力学、预 压涡轮泵等是其主要关键技术。 4）补燃推力室技术。补燃推力室喷注器要保 证液氧/高温富氢燃气/气氢 3 种工质在变推力范围 内稳定高效工作，同时推力室热流密度显著增长， 在研制中要解决大尺寸补燃推力室的燃烧稳定性 和热防护问题。 5）大范围变推力调节技术。通过半实物仿真实 验、变推力调节试验等,研究变工况调节控制技术、发 动机及其组件对变工况和低工况的工作适应性。 6）发动机材料及制造技术。大推力氢氧发动机 要研究应用新材料、新的工艺制造方法；复杂结构件 探索新的工艺方法提高产品合格率；机械加工制造探 索研究新的工艺方法，以适应快速研制需求。 7）补燃发动机试验技术。包括大推力补燃发 动机真空点火和高模试验技术、高精度测试技术、 发动机故障诊断及健康管理技术等。 4 结束语 大推力氢氧发动机是大型和重型运载火箭的 必然选择。我国 220 t 氢氧发动机采用高压补燃循 (下转第 68 页) 图 4 缩尺预燃室与推力室分级燃烧联合试验 Fig.4 Subscale staged combustion test of H2/O2 preburner and thrust combustion assembly 图 5 全尺寸氢氧预燃室试验 Fig.5 Preburner hot test of 220 t hydrogen/oxygen engine 23