李 斌，劉站國(guó)，呂發(fā)正，高樂(lè)樂(lè)，張 淼

(1.航天推進(jìn)技術(shù)研究院，西安 710100；2.西安航天動(dòng)力研究所，西安 710100)

1 引言

隨著載人登月探測(cè)計(jì)劃的提出及新一代載人運(yùn)載火箭方案論證需求，按照航天發(fā)展、動(dòng)力先行的方針，作為新一代載人運(yùn)載火箭的主動(dòng)力裝置，泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)基于機(jī)架的布局方式，將搖擺軟管設(shè)置在推力室燃?xì)狻⑷剂下?，進(jìn)行推力矢量控制時(shí)只有推力室及與其相連的管路搖擺。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)推力和推進(jìn)劑流量的不斷提高，發(fā)動(dòng)機(jī)泵后擺方案質(zhì)量偏心小、搖擺包絡(luò)小、搖擺組件易于布局等優(yōu)點(diǎn)更加突出。

早期高溫高壓搖擺軟管生產(chǎn)工藝技術(shù)的滯后限制了泵后擺的應(yīng)用。20世紀(jì)80年代，俄羅斯對(duì)高溫高壓搖擺軟管技術(shù)率先取得突破，先后研制了RD-170、RD-180、RD-191等泵后擺方案的高壓補(bǔ)燃大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)。

130噸級(jí)泵后擺高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)(簡(jiǎn)稱130噸級(jí)泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī))是中國(guó)首型采用泵后擺方案的大推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。該發(fā)動(dòng)機(jī)以現(xiàn)役的120噸級(jí)高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)(簡(jiǎn)稱120噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī))為基礎(chǔ)研制，120噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)是泵前擺，搖擺時(shí)渦輪泵、推力室等主要組件均一并搖擺。120噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)研制成功改變了中國(guó)長(zhǎng)期僅依靠有毒推進(jìn)劑進(jìn)行航天發(fā)射活動(dòng)的歷史，大幅提高了液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能，實(shí)現(xiàn)了液體動(dòng)力技術(shù)代的跨越。130噸級(jí)泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)充分繼承了120噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)基礎(chǔ)，采用泵后搖擺方案，推力提升，系統(tǒng)及部分組件進(jìn)行了優(yōu)化，并采用了機(jī)電伺服控制、新型密封、新材料、新工藝等一系列創(chuàng)新技術(shù)。

本文對(duì)130噸級(jí)泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)研究的技術(shù)方案、組件研制及主要驗(yàn)證試驗(yàn)進(jìn)行探討，并對(duì)130噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用前景進(jìn)行展望。

2 120噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)

120噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)為中國(guó)新一代CZ-5、CZ-6、CZ-7、CZ-8等系列運(yùn)載火箭主動(dòng)力裝置，是我國(guó)獨(dú)立自主研制的首型百噸級(jí)高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)。

該發(fā)動(dòng)機(jī)的海平面推力為1188 kN、海平面比沖為2942 m/s、混合比為2.60，具有推力、混合比調(diào)節(jié)能力。120噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)采用富氧高壓補(bǔ)燃循環(huán)方式、單推力室、反力式主渦輪驅(qū)動(dòng)、主渦輪氧泵煤油泵同軸、化學(xué)點(diǎn)火、自身起動(dòng)等技術(shù)方案。為防止兩主泵氣蝕，設(shè)置氧、煤油預(yù)壓泵。

該發(fā)動(dòng)機(jī)可進(jìn)行多次重復(fù)試車(chē)，每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)交付火箭前均進(jìn)行短程校驗(yàn)試車(chē)，驗(yàn)證產(chǎn)品結(jié)構(gòu)可靠性及性能數(shù)據(jù)。采用補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng)泵前擺布局，按照模塊化、通用化、系列化設(shè)計(jì)思想開(kāi)展設(shè)計(jì)與研制，滿足3.35 m、2.25 m不同箭徑布局安裝要求。以單向搖擺狀態(tài)作為基本型發(fā)動(dòng)機(jī)，并衍生出雙向搖擺狀態(tài)和不擺狀態(tài)共3種狀態(tài)、四型單機(jī)，通過(guò)不同狀態(tài)單機(jī)與機(jī)架模塊化組合，運(yùn)用于新一代運(yùn)載火箭系列。圖1為120噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)外形圖。

圖1 120噸級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)[3]Fig.1 The 120-ton LOX/kerosene engine[3]

3 130噸級(jí)泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)

3.1 研制歷程

為滿足新一代載人運(yùn)載火箭(登月火箭)的動(dòng)力需要，2015年9月，完成燃?xì)鈸u擺裝置等關(guān)鍵組件原理性試驗(yàn)驗(yàn)證；2015年10月，啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)方案論證和工程設(shè)計(jì)工作；2017年5月，完成首臺(tái)整機(jī)原理性驗(yàn)證熱試車(chē)。2022年6月，已完成13臺(tái)、逾30次、逾1萬(wàn)秒整機(jī)熱試車(chē)考核。

3.2 技術(shù)方案及指標(biāo)

在燃?xì)庵髀吩O(shè)置燃?xì)鈸u擺裝置，在燃料主路設(shè)置燃料搖擺裝置以及其他氣液路搖擺補(bǔ)償裝置，僅通過(guò)推力室搖擺實(shí)現(xiàn)推力矢量控制。圖2為130噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)原理圖。130噸級(jí)泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)同120噸級(jí)雙向搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)主要技術(shù)指標(biāo)對(duì)比見(jiàn)表1。

圖2 130噸級(jí)泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)原理圖Fig.2 Schematic diagram of the 130-ton pump rear swing engine

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)的主要技術(shù)指標(biāo)Table 1 Main technical indicators of the engine

3.3 技術(shù)特點(diǎn)

1)結(jié)構(gòu)包絡(luò)及搖擺包絡(luò)小，在5 m箭徑內(nèi)可布7臺(tái)，120噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)在5 m箭徑內(nèi)僅可布4臺(tái)。130噸級(jí)泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)顯著提高箭體單位面積內(nèi)可以產(chǎn)生的推力；

2)通過(guò)氧泵減振等組件狀態(tài)優(yōu)化、斷電斷氣后工況自維持、冗余關(guān)機(jī)等系統(tǒng)方案優(yōu)化，提升了發(fā)動(dòng)機(jī)整體可靠性；

3)通過(guò)伺服機(jī)電控制技術(shù)的應(yīng)用，實(shí)現(xiàn)了大范圍、高精度、快速、連續(xù)工況調(diào)節(jié)能力，為火箭系留點(diǎn)火、動(dòng)力重構(gòu)等技術(shù)應(yīng)用創(chuàng)造了必要條件；

4)采用泵后擺布局后，發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺部分偏心消除，搖擺過(guò)程對(duì)伺服機(jī)構(gòu)的力矩需求降低50%；

5)由于泵后擺布局發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺部分質(zhì)量減小等原因，發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)一階頻率提高至14 Hz，發(fā)動(dòng)機(jī)-伺服機(jī)構(gòu)小回路動(dòng)特性大幅改善(要求不低于10 Hz)；

6)推力提升、結(jié)構(gòu)減重；

7)采用健康診斷系統(tǒng)，監(jiān)控發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)，識(shí)別出發(fā)動(dòng)機(jī)故障時(shí)，則緊急關(guān)機(jī)。

4 關(guān)鍵技術(shù)研究

4.1 泵后擺總體布局技術(shù)

泵后擺布局基于機(jī)架的布局方式，發(fā)動(dòng)機(jī)主要組件固定方案與泵前擺發(fā)動(dòng)機(jī)差異明顯。發(fā)動(dòng)機(jī)總體布局兼顧小包絡(luò)、開(kāi)敞性、通用化需求。

為實(shí)現(xiàn)僅擺動(dòng)推力室，在渦輪出口設(shè)置了大通徑、高壓、高溫燃?xì)鈸u擺裝置，將渦輪做工后的高溫、高壓富氧燃?xì)夤?yīng)到推力室，在推力室燃料入口管路上設(shè)置2個(gè)高壓燃料搖擺裝置。3個(gè)搖擺裝置(2個(gè)燃料搖擺裝置和1個(gè)燃?xì)鈸u擺裝置)的搖擺中心共面，實(shí)現(xiàn)推力室圍繞燃?xì)鈸u擺裝置中心搖擺。

為實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)模塊化，提高裝配效率和精度，設(shè)計(jì)燃?xì)鈴澒苓B接渦輪泵和燃?xì)鈸u擺裝置，包括燃?xì)鈸u擺裝置與推力室連接，均采用法蘭連接，為此研制了專門(mén)的大通徑自緊式特型密封，以確保燃?xì)饴访芊饪煽俊?/p>

發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)燃?xì)鈸u擺裝置上端面將推力傳遞到機(jī)架，為適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)多種需求的機(jī)架安裝結(jié)構(gòu)，設(shè)置了一個(gè)輕質(zhì)化通用傳力環(huán)。通過(guò)與總體一體化設(shè)計(jì)，登月火箭用的發(fā)動(dòng)機(jī)采用單機(jī)六點(diǎn)桿式機(jī)架與總體對(duì)接。

將發(fā)動(dòng)機(jī)的控制與吹除氣源和相關(guān)閥門(mén)、管路設(shè)計(jì)為單獨(dú)的通用模塊，固定在機(jī)架上，通過(guò)管路與被控閥門(mén)連接。

圖3為該發(fā)動(dòng)機(jī)總體布局圖。

圖3 130噸發(fā)動(dòng)機(jī)總體布局[6]Fig.3 Overall layout of the 130-ton engine[6]

4.2 搖擺補(bǔ)償裝置技術(shù)

搖擺補(bǔ)償裝置包括燃?xì)鈸u擺裝置、燃料搖擺裝置、金屬軟管等(圖4)。

圖4 燃?xì)鈸u擺裝置總體結(jié)構(gòu)Fig.4 Overall structure of gas swinging device

燃?xì)鈸u擺裝置是傳遞發(fā)動(dòng)機(jī)推力、補(bǔ)償搖擺變形、實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)泵后搖擺的關(guān)鍵組件。該組件需滿足約300 kg/s、23 MPa、750 K的富氧燃?xì)膺^(guò)流、搖擺補(bǔ)償、結(jié)構(gòu)傳力的要求，熱流大、結(jié)構(gòu)載荷惡劣。

利用推力室產(chǎn)生的推力抵消搖擺軟管分離力，優(yōu)化搖擺軟管直徑，使燃?xì)鈸u擺裝置傳力結(jié)構(gòu)承力最??；結(jié)構(gòu)內(nèi)設(shè)計(jì)液氧冷卻夾層，形成氣膜，有效降低搖擺軟管工作溫度，并緩沖燃?xì)鈮毫γ}動(dòng)；通過(guò)采用多層波紋管、波紋管波形和鎧裝環(huán)型面優(yōu)化，搖擺軟管在確保承載的同時(shí)，具有良好的柔性，減小了發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺力矩。

為對(duì)燃?xì)鈸u擺裝置承載能力和極限搖擺壽命進(jìn)行驗(yàn)證，試驗(yàn)中向燃?xì)鈸u擺裝置加載模擬推力，內(nèi)腔充高壓液體，充壓搖擺過(guò)程中調(diào)節(jié)內(nèi)壓，補(bǔ)償燃?xì)鈸u擺裝置內(nèi)腔容積變化導(dǎo)致的壓力變化。通過(guò)不同角度、不同頻率、長(zhǎng)時(shí)間搖擺動(dòng)作測(cè)試驗(yàn)證了結(jié)構(gòu)可靠性。圖5為該試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)圖。

圖5 燃?xì)鈸u擺裝置試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)Fig.5 Experimental site of gas swing device

燃料搖擺裝置設(shè)置于煤油一級(jí)泵后，具有輸送高壓工作介質(zhì)、補(bǔ)償管路變形的功能。需同時(shí)滿足約110 kg/s、36 MPa常溫煤油的過(guò)流、搖擺補(bǔ)償要求，結(jié)構(gòu)承受工作介質(zhì)產(chǎn)生的軸向分離力。圖6為該組件結(jié)構(gòu)示意圖。

圖6 燃料搖擺裝置總體結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Overall structure sketch of fuel swing device

采用搖擺軟管內(nèi)置于常平座的方案，并優(yōu)化結(jié)構(gòu)通徑，經(jīng)承載能力和極限搖擺壽命試驗(yàn)驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了燃料搖擺裝置的可靠工作。

4.3 大范圍快速高精度變工況技術(shù)

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后，先進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)及火箭其他組件工作狀態(tài)的健康診斷，診斷正常后火箭起飛，可有效提高火箭發(fā)射可靠性。這需要發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程中，先起動(dòng)至初級(jí)工況(不低于70%工況)，火箭健康診斷正常后，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)至額定工況，火箭起飛。

推力調(diào)節(jié)系統(tǒng)通過(guò)控制系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)流量調(diào)節(jié)器電機(jī)組件進(jìn)行快速高精度閉環(huán)調(diào)節(jié)，改變發(fā)動(dòng)機(jī)流量調(diào)節(jié)器開(kāi)度，進(jìn)而改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器的煤油流量，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)。

發(fā)動(dòng)機(jī)初級(jí)工況調(diào)節(jié)至額定工況不超過(guò)0.5 s，不同臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)間起動(dòng)同步性不大于50 ms。

發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)后可根據(jù)任務(wù)需要實(shí)現(xiàn)65%～105%大范圍工況快速連續(xù)調(diào)節(jié)。圖7為該發(fā)動(dòng)機(jī)某次試驗(yàn)工況條件示意圖。依據(jù)熱試車(chē)結(jié)果對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工況調(diào)整修正后，每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)大范圍變工況性能精度不低于1.5%。

圖7 發(fā)動(dòng)機(jī)工況調(diào)節(jié)示意圖Fig.7 Schematic diagram of engine working condition regulation

通過(guò)快速調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)工況至工況不能自維持，可實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)冗余關(guān)機(jī)。

該技術(shù)為火箭動(dòng)力重構(gòu)、節(jié)流飛行等優(yōu)化控制創(chuàng)造了條件，可應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)混合比飛行過(guò)程在線調(diào)節(jié)。

為適應(yīng)大范圍工況變化，對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器開(kāi)展了仿真和試驗(yàn)研究，對(duì)渦輪泵開(kāi)展了寬范圍的水力試驗(yàn)，對(duì)氧泵軸承開(kāi)展了低溫重載運(yùn)轉(zhuǎn)試驗(yàn)研究。

4.4 氧泵減振技術(shù)

振動(dòng)對(duì)小管路、電氣產(chǎn)品結(jié)構(gòu)可靠性有重要影響。

大功率氧泵是發(fā)動(dòng)機(jī)最重要的振源之一。通過(guò)分析，氧泵的振動(dòng)主要來(lái)源于氧泵擴(kuò)壓器出口的壓力波動(dòng)。采用管式擴(kuò)壓器后，在保證揚(yáng)程效率不變的情況下顯著降低動(dòng)靜干涉流體激振現(xiàn)象(圖8)，有效降低了氧泵振動(dòng)。整機(jī)熱試車(chē)表明，氧泵出口脈動(dòng)壓力降低40%～50%，氧泵振動(dòng)各向RMS值降低20%～30%。

圖8 氧泵流場(chǎng)壓力云圖Fig.8 Pressure cloud of flow field in oxygen pump

4.5 系統(tǒng)穩(wěn)定性技術(shù)

液氧煤油補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)功率密度高，為實(shí)現(xiàn)高可靠性，必須徹底解決發(fā)動(dòng)機(jī)各種頻率的振蕩問(wèn)題，對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性技術(shù)提出了更高的要求。130噸級(jí)泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)針對(duì)流量調(diào)節(jié)器燃料供應(yīng)回路振蕩、氧系統(tǒng)低頻振蕩、低工況發(fā)生器供應(yīng)系統(tǒng)振蕩以及燃燒穩(wěn)定性等方面開(kāi)展了大量研究。

流量調(diào)節(jié)器燃料供應(yīng)回路是補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)控制和穩(wěn)定推力的關(guān)鍵系統(tǒng)，為了解決流量調(diào)節(jié)器起動(dòng)過(guò)程流量供應(yīng)振蕩問(wèn)題，通過(guò)改進(jìn)流量調(diào)節(jié)器滑閥結(jié)構(gòu)，消除了90 Hz低頻振蕩。發(fā)動(dòng)機(jī)采用燃?xì)怛?qū)動(dòng)預(yù)壓渦輪泵方案，驅(qū)動(dòng)燃?xì)馀c液氧摻混冷凝過(guò)程容易與輸送管路形成氧系統(tǒng)低頻振蕩，通過(guò)改進(jìn)燃?xì)鈸交炜捉Y(jié)構(gòu)，解決了氧系統(tǒng)低頻振蕩問(wèn)題。通過(guò)對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器結(jié)構(gòu)調(diào)整和改進(jìn)，識(shí)別了發(fā)生器燃燒穩(wěn)定性機(jī)理，為徹底解決低工況供應(yīng)系統(tǒng)振蕩和燃燒穩(wěn)定性奠定了基礎(chǔ)。

5 整機(jī)熱試車(chē)驗(yàn)證

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為一項(xiàng)特殊的工程產(chǎn)品，其方案可行性、結(jié)構(gòu)及性能可靠性必須通過(guò)試驗(yàn)來(lái)驗(yàn)證。2022年6月，已完成13臺(tái)、逾30次、逾1萬(wàn)秒整機(jī)熱試車(chē)考核。

130噸級(jí)泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)多次考核了發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺動(dòng)作能力，驗(yàn)證了總體結(jié)構(gòu)布局、燃?xì)鈸u擺裝置、燃料搖擺裝置等組件結(jié)構(gòu)可靠性；考核工況覆蓋50%～105%工況，驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)程高/低工況工作、快速高精度變推力、起動(dòng)特性裕度、推進(jìn)劑入口條件邊界、分級(jí)起動(dòng)、冗余關(guān)機(jī)、氧泵減振等組件優(yōu)化等項(xiàng)目。圖9為發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)熱試車(chē)。

圖9 整機(jī)熱試車(chē)Fig.9 Hot fire test of the engine

6 應(yīng)用前景

作為V2.0版的高壓補(bǔ)燃大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，其主要應(yīng)用前景包括:

1)作為目前國(guó)內(nèi)唯一滿足新一代載人運(yùn)載火箭(登月火箭)動(dòng)力要求的發(fā)動(dòng)機(jī)，其二級(jí)高空改進(jìn)型號(hào)(適應(yīng)低入口壓力起動(dòng)、推力室噴管面積比增大)可用于新一代載人運(yùn)載火箭二級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)。

2)按照重復(fù)試車(chē)能力設(shè)計(jì)，具備可重復(fù)使用潛力。將發(fā)動(dòng)機(jī)改進(jìn)使其具有兩次點(diǎn)火、深度節(jié)流功能，可滿足火箭回收及重復(fù)使用需求。

3)在3.8 m箭徑布局4臺(tái)，可以實(shí)現(xiàn)單芯級(jí)、三模塊、五模塊構(gòu)型，拓展中國(guó)火箭型譜。

4)該發(fā)動(dòng)機(jī)可衍生為單擺、不擺、氧增壓、氦增壓等多個(gè)單機(jī)狀態(tài)，通過(guò)模塊化組合，靈活應(yīng)用于現(xiàn)有火箭型號(hào)，提高火箭的運(yùn)載能力。

7 結(jié)論

130噸級(jí)泵后擺發(fā)動(dòng)機(jī)是中國(guó)首型泵后擺大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，具有大推力、小包絡(luò)、高可靠、高性能等特點(diǎn)。該發(fā)動(dòng)機(jī)已完成關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，完成逾1萬(wàn)秒整機(jī)熱試車(chē)考核。該發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)中國(guó)火箭運(yùn)載能力提升、豐富型譜具有重要意義，是中國(guó)未來(lái)探月及深空探測(cè)的動(dòng)力保障。