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