鄭大勇，顏 勇，胡 駿

（1. 南京航空航天大學，南京，210016；2. 北京航天動力研究所，北京，100076）

高性能高可靠氫氧發(fā)動機方案探討

鄭大勇1,2，顏 勇2，胡 駿1

（1. 南京航空航天大學，南京，210016；2. 北京航天動力研究所，北京，100076）

根據(jù)未來運載器對動力裝置的任務需求及氫氧發(fā)動機技術發(fā)展趨勢，基于50噸級氫氧發(fā)動機，以產(chǎn)品性能提高、功能拓展和可靠性增長為設計目標，開展了發(fā)動機衍生產(chǎn)品優(yōu)化設計研究。衍生型發(fā)動機基于現(xiàn)有燃氣發(fā)生器循環(huán)或開式膨脹循環(huán)，充分繼承和借鑒了現(xiàn)有產(chǎn)品的技術基礎和成熟組件，產(chǎn)品功能有所拓展，產(chǎn)品性能和可靠性有所提高，豐富了中國氫氧發(fā)動機產(chǎn)品庫，有利于未來運載火箭構型優(yōu)化和運載能力提升。

氫氧火箭發(fā)動機；運載火箭；優(yōu)化設計

0 引 言

氫氧發(fā)動機指用液氫、液氧作為推進劑的液體火箭發(fā)動機，與其他烴類發(fā)動機相比，氫氧發(fā)動機的性能比沖高約 50%，能有效提高運載火箭的運載能力，是航天運載器必不可少的推進系統(tǒng)。50噸級氫氧發(fā)動機是中國新一代運載火箭長征五號運載火箭（СZ-5）的芯一級發(fā)動機，該發(fā)動機采用燃氣發(fā)生器動力循環(huán)，地面推力520 kN，真空推力為700 kN，是中國首臺大推力低溫氫氧發(fā)動機。目前，以 50噸級氫氧發(fā)動機、9噸級氫氧發(fā)動機及 120噸級液氧煤油發(fā)動機為動力裝置的СZ-5運載火箭，將中國近地軌道運載能力從8.5 t提升至25 t，地球同步轉(zhuǎn)移軌道運載能力從5.5 t提升至14 t，大幅提升了中國進入和利用空間的能力[1～3]。

未來運載器對包括氫氧發(fā)動機在內(nèi)的動力裝置提出了更高的要求。國外氫氧發(fā)動機十分注重原有平臺的改進和擴展，在產(chǎn)品研制和服役過程中，根據(jù)需要對發(fā)動機進行適當?shù)募夹g改進，使發(fā)動機適應不同任務的能力大大增強，以較小的代價獲得較大的收益，從而能夠在較長時間內(nèi)滿足多種運載火箭對動力系統(tǒng)的不同使用需求。

與國外相比，中國氫氧發(fā)動機在飛行服役過程中，雖然也有針對性地開展了相關可靠性增長項目研究，但在發(fā)動機系統(tǒng)方面改動設計較少，難以獲得較大幅度的改進提高，在產(chǎn)品性能水平、可靠性和使用維護性方面還有進一步提升的空間。因此，在完成新一代50噸級氫氧發(fā)動機研制和運營的同時，在現(xiàn)有技術平臺的基礎上開展衍生產(chǎn)品優(yōu)化設計工作，提高產(chǎn)品性能水平、豐富產(chǎn)品功能、提高產(chǎn)品可靠性和使用維護性，對支持未來運載火箭構型優(yōu)化、能力提升和可持續(xù)發(fā)展具有重要意義[4]。

1 發(fā)動機研制方案

基于50噸級氫氧發(fā)動機技術平臺，在盡量保證發(fā)動機生產(chǎn)、試驗等保障條件不變的情況下，以產(chǎn)品性能提高、功能拓展、多次使用和可靠性增長為目標，開展發(fā)動機方案優(yōu)化設計研究，達到真空推力700～800 kN，真空比沖不小于4 215 m/s，推重比不小于50和重復使用次數(shù)不小于20次。

泵壓式發(fā)動機系統(tǒng)循環(huán)方式分為開式和閉式。相同的推力室室壓下，開式循環(huán)和閉式循環(huán)的發(fā)動機泵后壓力相差1.5～2倍。50噸級氫氧發(fā)動機為開式燃氣發(fā)生器循環(huán)，不具備改造為閉式補燃循環(huán)或閉式膨脹循環(huán)發(fā)動機的可能。在發(fā)動機系統(tǒng)循環(huán)方案方面，只能基于現(xiàn)有的開式燃氣發(fā)生器循環(huán)或開式膨脹循環(huán)。因此提出兩種發(fā)動機系統(tǒng)方案：а）方案 А，基于現(xiàn)有燃氣發(fā)生器動力循環(huán)，重點對推力室噴管冷卻方式、渦輪燃氣排放方式和渦輪泵動密封等方面進行優(yōu)化設計；b）方案 В，采用開式膨脹循環(huán)，取消燃氣發(fā)生器，以高性能、高可靠、重復使用為優(yōu)化設計目標。50噸級氫氧發(fā)動機與兩種優(yōu)化設計方案對比情況如表1所示。

表1 發(fā)動機方案對比

1.1 方案?。òl(fā)生器循環(huán)）

方案А基于50噸級氫氧發(fā)動機的燃氣發(fā)生器動力循環(huán)方式。推力室噴管延伸段由排放冷卻改為再生冷卻，渦輪燃氣由直排改為內(nèi)匯噴管方式，渦輪泵采用新型組合式動密封結(jié)構。發(fā)動機系統(tǒng)簡圖如圖1所示。

圖1 發(fā)生器循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)簡圖

1.1.1 推力室流路設計方案

推力室噴管延伸段分為再生冷卻段和單壁輻射冷卻段。再生冷卻段采用與50噸級氫氧發(fā)動機相同的螺旋管束式結(jié)構或銑槽方案；單壁輻射冷卻段采用單壁高溫合金輻射冷卻結(jié)構，內(nèi)壁噴涂隔熱涂層，引入渦輪廢氣進行氣膜冷卻，該結(jié)構在Vulсаin 2、LЕ-7А和J-2X發(fā)動機上均有成功應用經(jīng)驗[5]。方案А發(fā)動機推力室冷卻流路對比如圖2所示。

圖2 兩種冷卻方式推力室流路

發(fā)動機性能仿真結(jié)果表明，與排放冷卻+燃氣直排大氣方案相比，再生冷卻+燃氣內(nèi)匯噴管方案的發(fā)動機真空比沖提高約25 m/s，推力室混合比降低約0.4。

1.1.2 噴管型面優(yōu)化設計方案

發(fā)動機性能敏感性分析結(jié)果表明，推力室噴管效率對發(fā)動機比沖性能影響很大，噴管效率的偏差使發(fā)動機比沖出現(xiàn)同樣量級的偏差[6]。

為提高發(fā)動機性能比沖，在現(xiàn)有研究的基礎上，開展數(shù)值模擬、縮尺試驗與工藝研究，對發(fā)動機噴管型面進行優(yōu)化設計，控制噴管內(nèi)型面工藝變形量，確定合理的超聲速氣膜冷卻方案，減小噴管流動損失，以提高噴管效率和發(fā)動機比沖性能。

1.1.3 渦輪泵動密封設計方案

渦輪泵中動密封的主要作用是防止或盡可能地減小相對轉(zhuǎn)動部件間推進劑的泄漏，以確保渦輪泵安全工作。50噸級氫氧發(fā)動機氧渦輪泵采用整周式浮動環(huán)的動密封結(jié)構，該結(jié)構在國外大推力氫氧發(fā)動機LЕ-7系列、Vulсаin系列、航天飛機主發(fā)動機SSМЕ等上均有成功應用，但氦氣消耗量相對端面密封來說偏大。

目前，國外氫氧發(fā)動機渦輪泵已不再采用單一的浮動環(huán)密封形式，而是采用多種密封組合的形式。因此，在50噸級氫氧發(fā)動機的基礎上，方案А發(fā)動機的氧渦輪泵擬采用分瓣式動密封結(jié)構，以大幅降低發(fā)動機氦氣消耗量，減小發(fā)動機質(zhì)量，提高使用維護性。

1.1.4 方案А發(fā)動機參數(shù)及技術特點

方案А發(fā)動機最大程度地繼承了50噸級氫氧發(fā)動機技術基礎，僅對推力室、噴管延伸段和渦輪泵動密封進行局部改進設計，最大程度地延續(xù)和繼承了現(xiàn)有設計、生產(chǎn)和試驗條件，發(fā)動機性能有所提升，使用維護性大幅提高。主要特點為：а）推力室身部為再生冷卻；b）噴管延伸段上部為再生冷卻，下部為單壁輻射+氣膜冷卻；с）氧渦輪泵采用分瓣式動密封結(jié)構；d）氫氧渦輪燃氣內(nèi)匯單壁輻射噴管。

方案 А發(fā)動機與 50噸級發(fā)動機參數(shù)對比如表 2所示。

表2 50噸級發(fā)動機與方案А發(fā)動機參數(shù)對比

1.2 方案В（開式膨脹循環(huán)）

方案В發(fā)動機基于開式膨脹循環(huán)，該方案發(fā)動機取消了燃氣發(fā)生器，使用冷卻推力室的高溫氣氫驅(qū)動渦輪做功[7]。發(fā)動機推力室采用電點火方式，具備混合比和推力調(diào)節(jié)能力。根據(jù)使用方向不同，選擇不同的面積比，發(fā)動機既可作為火箭地面芯一級動力裝置，也可應用于芯二級動力裝置。方案В發(fā)動機系統(tǒng)簡圖如圖3所示。

圖3 方案В發(fā)動機系統(tǒng)簡圖

續(xù)圖3

1.2.1 推力室流路設計方案

方案В發(fā)動機的推力室方案設計原則是在保證推力室熱防護的前提下，盡可能地提高冷卻推力室的氣氫溫度，以相對較小的流量獲得足夠驅(qū)動渦輪的做功能量。發(fā)動機推力室分為再生冷卻身部、再生冷卻噴管和單壁輻射噴管 3段。發(fā)動機泵后液氫分為兩路，第1路直接進入推力室燃燒，第2路流經(jīng)推力室身部換熱，之后分流出大部分與第 1路液氫混合進入推力室燃燒，剩下小部分氣氫繼續(xù)冷卻噴管延伸段，進一步吸熱后并行驅(qū)動氫渦輪與氧渦輪，做功后的氣氫匯入噴管下游，形成氣膜冷卻單壁輻射噴管。方案В發(fā)動機推力室冷卻流路對比情況如圖4所示 。

圖4 兩種發(fā)動機推力室流路比較

1.2.2 點火啟動設計方案

方案В發(fā)動機的氫氧渦輪泵結(jié)構方案與50噸級氫氧發(fā)動機基本一致，其中渦輪均為大落壓比的沖擊式渦輪，單位流量下的渦輪輸出功較大，具備自身啟動條件。發(fā)動機啟動時，利用冷卻通道內(nèi)的常溫氣氫起旋渦輪泵；在渦輪泵爬升過程中，推力室點火啟動，氣氫進一步吸熱后加速發(fā)動機參數(shù)升至額定工況。發(fā)動機仿真啟動曲線如圖5所示。

圖5 發(fā)動機仿真啟動曲線

由圖 5可知，采用自身啟動方案的開式膨脹循環(huán)發(fā)動機在啟動過程中參數(shù)過渡平穩(wěn)，無突變和跳躍。1.2.3 組件重復使用設計方案

50噸級氫氧發(fā)動機主要核心組件具有較好的可重復使用基礎，其中發(fā)動機氫渦輪泵采用高DN值重載低溫陶瓷球軸承，渦輪泵浮動環(huán)采用瑞利動壓槽式的結(jié)構形式，推力室采用電鍍鎳隔熱層與三維耦合傳熱一體化熱防護優(yōu)化設計，具有較長的熱疲勞壽命。發(fā)動機地面整機試驗表明，發(fā)動機渦輪泵、推力室等核心組件累計試車15次，累計工作時間近6 000 s無故障。

為滿足運載器多次可重復使用要求，進一步提高發(fā)動機工作壽命與重復啟動循環(huán)次數(shù)，以發(fā)動機多次可重復使用為目標，在50噸級氫氧發(fā)動機的基礎上，重點開展發(fā)動機渦輪泵和推力室長壽命、重復使用優(yōu)化改進設計。

推力室方面，身部采用高深寬比通道結(jié)構形式，采用抗疲勞性能更好的銀鋯銅材料，內(nèi)壁采用抗沖刷能力較好的電鍍鎳/鉻熱障涂層以及發(fā)汗冷卻技術，可使推力室循環(huán)次數(shù)達到30次以上。

渦輪泵方面，氫渦輪泵擬采用脫開式+浮動環(huán)的新型組合式動密封結(jié)構，氧渦輪泵采用分瓣式動密封結(jié)構形式，同時采用新型石墨材料，以提高浮動環(huán)強度和耐磨性，采用強度更高的玻璃布纏繞結(jié)構形式，在保證軸承潤滑性能的同時提高結(jié)構可靠性，使軸承重復啟動次數(shù)不少于80次[8]。

開式膨脹循環(huán)發(fā)動機可重復使用優(yōu)化設計內(nèi)容見表3。

表3 發(fā)動機可重復使用優(yōu)化設計內(nèi)容

1.2.4 方案В發(fā)動機參數(shù)及技術特點

方案В發(fā)動機在50噸級氫氧發(fā)動機的基礎上取消燃氣發(fā)生器，對推力室流路進行優(yōu)化設計，充分借鑒50噸級氫氧發(fā)動機的成熟技術和研制成果，使發(fā)動機整體性能、可重復使用性和可靠性大幅提高。方案 В發(fā)動機技術繼承性與改進點見圖6。

圖6 發(fā)動機繼承性與改進點

方案В發(fā)動機主要特點如下：

а）采用開式膨脹動力循環(huán)；

b）高溫氣氫并聯(lián)驅(qū)動氫氧渦輪；

с）噴管延伸段上部為再生冷卻，下部為單壁輻射+氣膜冷卻；

d）渦輪泵采用新型組合式動密封；

е）氫氧渦輪廢氣內(nèi)匯單壁輻射噴管；

f）發(fā)動機自身啟動，推力室采用火炬點火；

g）發(fā)動機具備推力和混合比調(diào)節(jié)能力。

方案В發(fā)動機與50噸級發(fā)動機參數(shù)對比情況如表5所示。

表5 50噸級發(fā)動機與方案В發(fā)動機參數(shù)對比

2 結(jié) 論

根據(jù)未來運載器對動力裝置的任務需求及氫氧發(fā)動機技術發(fā)展趨勢，以50噸級氫氧發(fā)動機為基礎和平臺，在最大程度繼承現(xiàn)有產(chǎn)品研制經(jīng)驗、研制條件和技術成果的基礎上，開展發(fā)動機衍生產(chǎn)品優(yōu)化設計研究，提出基于現(xiàn)有燃氣發(fā)生器循環(huán)方式和開式膨脹循環(huán)方式的兩型發(fā)動機方案。結(jié)果表明，兩型衍生產(chǎn)品充分借鑒了50噸級氫氧發(fā)動機的技術特點和成熟組件，功能有所拓展，產(chǎn)品性能和可靠性有較大提高，有利于運載火箭構型優(yōu)化和運載能力提升。

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Discussion on the High Performance and Reliability LOX/LH2Rocket Engine

Zhеng Dа-уоng1,2, Yаn Yоng2, Нu Jun1
(1. Nаnjing Univеrsitу оf Аеrоnаutiсs аnd Аstrоnаutiсs, Nаnjing, 210016; 2. Веijing Аеrоsрасе Рrорulsiоn Institutе, Веijing, 100076)

Ассоrding tо futurе rеquirеmеnt оf еnginе fоr thе nехt-gеnеrаtiоn lаunсh vеhiсlе, а nеw dеrivаtivе LОX/LН2rосkеt еnginе is brоught fоrwаrd bаsеd оn 50-tоn-thrust Охуgеn/Нуdrоgеn еnginе аiming аt еnhаnсing реrfоrmаnсе, funсtiоn аnd rеliаbilitу. Тhе dеrivаtivе еnginе utilizеs а gаs gеnеrаtоr сусlе оr ехраndеr blееd сусlе with high реrfоrmаnсе, whiсh саn signifiсаntlу lift сараbilitу оf thе vеhiсlе аnd rеаlisе соnfigurаtiоn орtimizаtiоn.

LОX/LН2rосkеt еnginе; Lаunсh vеhiс1е; Орtimizаtiоn dеsign

V43

А

1004-7182(2016)06-0010-05 DОI：10.7654/j.issn.1004-7182.20160603

2015-11-19；

2016-08-03；數(shù)字出版日期：2016-11-11；數(shù)字出版網(wǎng)址：www.сnki.nеt

鄭大勇（1978-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為液體火箭發(fā)動機總體設計