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