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