新一代運載火箭50噸級氫氧發(fā)動機研制進(jìn)展

鄭大勇，王維彬，喬桂玉

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

新一代運載火箭50噸級氫氧發(fā)動機研制進(jìn)展

鄭大勇1,2，王維彬2，喬桂玉2

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

50噸級氫氧發(fā)動機是中國為新一代運載火箭研制的首臺大推力氫氧發(fā)動機。該發(fā)動機充分借鑒了中國以往的氫氧發(fā)動機研制經(jīng)驗，采用數(shù)字化設(shè)計手段、極具特點的研制模式以及新材料新工藝技術(shù)，突破了一系列關(guān)鍵技術(shù)，具有較高的可靠性和性能水平，可大幅提升中國進(jìn)入空間和利用空間的能力。

新一代運載火箭；氫氧發(fā)動機；長征五號

0 引 言

新一代運載火箭，即長征五號（CZ-5）運載火箭是中國新一代無毒、無污染、高性能的大型運載火箭，采用120噸級液氧/煤油發(fā)動機、50噸級氫氧發(fā)動機和9噸級氫氧發(fā)動機作為動力裝置[1]。50噸級氫氧發(fā)動機是CZ-5運載火箭的芯一級發(fā)動機，該發(fā)動機是中國首臺地面點火啟動的大推力氫氧發(fā)動機[2，3]。

1 發(fā)動機概況

50噸級氫氧發(fā)動機采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)，泵壓式供應(yīng)系統(tǒng)，地面一次啟動，由2臺獨立工作的單機通過機架并聯(lián)構(gòu)成，發(fā)動機單機地面推力52 t，真空推力70 t[4]。

50噸級氫氧發(fā)動機從正式立項開始，先后順利完成了燃?xì)獍l(fā)生器擠壓試驗及渦輪泵聯(lián)動試驗，發(fā)動機進(jìn)入全系統(tǒng)試驗考核階段，在完成兩次點火試驗后，成功進(jìn)行了首次全系統(tǒng)50 s短程試驗，同時完成了可靠性鑒定及抽檢驗收試驗。發(fā)動機研制過程如圖1所示。

圖1 50噸級氫氧發(fā)動機研制過程

50噸級氫氧發(fā)動機是中國第1臺地面點火啟動的大推力氫氧發(fā)動機，與目前用于CZ-3系列火箭的8噸級上面級氫氧發(fā)動機YF-75相比，發(fā)動機的推力量級和結(jié)構(gòu)尺寸均有大幅度提高，發(fā)動機的設(shè)計、生產(chǎn)和試驗技術(shù)跨度較大。發(fā)動機對比情況如圖2所示。

圖2 50噸級氫氧發(fā)動機和8噸級YF-75發(fā)動機主要特性參數(shù)比較

發(fā)動機研制過程中，在充分借鑒中國以往氫氧發(fā)動機研制經(jīng)驗的基礎(chǔ)上，建立了發(fā)動機三維數(shù)字化樣機，大量采用了CAD、CFD、FEA及多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計技術(shù)等數(shù)字化設(shè)計手段，優(yōu)化了發(fā)動機總體及組件技術(shù)方案，減少了發(fā)動機試驗數(shù)量與類型，有效地提高了發(fā)動機研制效率，縮短了研制時間[5～9]。發(fā)動機數(shù)字化設(shè)計技術(shù)如圖3所示。

圖3 發(fā)動機數(shù)字化設(shè)計技術(shù)

2 發(fā)動機技術(shù)方案

2.1 發(fā)動機總體方案

50噸級氫氧發(fā)動機由2臺獨立工作的單機并聯(lián)構(gòu)成，除控制系統(tǒng)為雙機共用外，每臺單機各有推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)、燃?xì)庀到y(tǒng)、點火啟動系統(tǒng)、增壓與伺服機構(gòu)用氣供應(yīng)系統(tǒng)、遙測系統(tǒng)等5個分系統(tǒng)。發(fā)動機系統(tǒng)簡圖如圖4所示。

圖4 發(fā)動機系統(tǒng)簡圖

發(fā)動機主要特點如下：

a）采用液氫/液氧作為推進(jìn)劑；

b）由兩臺單機通過雙機機架并聯(lián)而成，具備雙向搖擺能力；

c）采用單臺富氫燃?xì)獍l(fā)生器，燃?xì)獠⒙?lián)驅(qū)動氫氧渦輪；

d）推力室為同軸直流噴嘴，身部為再生冷卻，噴管延伸段為排放冷卻；

e）燃燒裝置采用火藥點火器點火，火藥啟動器起旋渦輪泵。

發(fā)動機主要設(shè)計指標(biāo)如表1所示。

表1 發(fā)動機主要設(shè)計性能指標(biāo)

2.2 發(fā)動機主要組件方案

發(fā)動機主要組件包括推力室、燃?xì)獍l(fā)生器、氫渦輪泵、氧渦輪泵、閥門等。發(fā)動機及各主要組件模裝結(jié)構(gòu)如圖5所示。

圖5 發(fā)動機主要組件

2.2.1 推力室

推力室由頭部、身部和噴管延伸段組成。推力室頭部采用同軸直流式噴嘴，設(shè)置了隔板穩(wěn)定裝置防止高頻燃燒不穩(wěn)定。身部采用鋯銅銑槽內(nèi)壁與電鑄鎳外壁的再生冷卻通道結(jié)構(gòu)方式。噴管延伸段面積比為49，采用排放冷卻方式。推力室設(shè)計參數(shù)如表2所示。

表2 推力室設(shè)計參數(shù)

2.2.2 燃?xì)獍l(fā)生器

燃?xì)獍l(fā)生器由頭部和身部組成，采用了同軸直流式噴嘴，身部不冷卻。燃?xì)獍l(fā)生器混合比為0.9，燃?xì)獍l(fā)生器出口燃?xì)鉁囟染鶆蛐粤己茫掠伟惭b火藥啟動器。燃?xì)獍l(fā)生器設(shè)計參數(shù)如表3所示。

表3 燃?xì)獍l(fā)生器設(shè)計參數(shù)

2.2.3 渦輪泵

氫渦輪泵由兩級沖擊式超聲渦輪、誘導(dǎo)輪和兩級離心泵組成。氫渦輪泵轉(zhuǎn)子為柔性轉(zhuǎn)子，工作在二階與三階臨界轉(zhuǎn)速之間，采用兩組高DN值的混合式陶瓷球軸承支撐，通過彈性阻尼支承保證轉(zhuǎn)子工作穩(wěn)定性。氫渦輪泵設(shè)計參數(shù)如表4所示。

表4 氫渦輪泵設(shè)計參數(shù)

氧渦輪泵轉(zhuǎn)速由兩級沖擊式超聲速渦輪、誘導(dǎo)輪和一級離心泵組成。氧渦輪泵轉(zhuǎn)子同樣為柔性轉(zhuǎn)子，工作在一階臨界轉(zhuǎn)速與二階臨界轉(zhuǎn)速之間，采用兩組雙列鋼軸承支撐，并通過彈性阻尼保證轉(zhuǎn)子工作穩(wěn)定性。氧渦輪泵設(shè)計參數(shù)如表5所示。

表5 氧渦輪泵設(shè)計參數(shù)

2.2.4 閥 門

發(fā)動機液路、燃?xì)饴烽y門均為氣動閥門。推力室氫/氧閥為球閥結(jié)構(gòu)，采用自動抬座的球閥方案。為控制啟動過程發(fā)動機混合比，推力室氧閥應(yīng)具有兩級調(diào)節(jié)功能；發(fā)生器氫/氧閥、推進(jìn)劑、泄出閥均為菌閥結(jié)構(gòu)。

3 發(fā)動機研制進(jìn)展

發(fā)動機在研制過程中，從發(fā)動機組件到整機，從分系統(tǒng)到全系統(tǒng)，有針對性地策劃并開展了相對系統(tǒng)和完整的試驗研究，試驗中暴露的薄弱環(huán)節(jié)均得到有效解決，發(fā)動機的固有可靠性得到進(jìn)一步提高。發(fā)動機試驗次數(shù)與試驗時間情況如圖6所示。

圖6 發(fā)動機試驗次數(shù)與試驗時間曲線

3.1 推力室縮尺件試驗

由于缺乏直接進(jìn)行全尺寸推力室擠壓熱試車的試驗條件，因此發(fā)動機設(shè)計并生產(chǎn)了縮比推力室研究噴注器結(jié)構(gòu)參數(shù)，試驗系統(tǒng)設(shè)計了一個預(yù)混器將液氫和常溫氣氫混合得到低溫氣氫，以模擬推力室頭部實際介質(zhì)溫度條件，縮比推力室采用水冷身部。整個推力室縮尺件試驗共進(jìn)行了8次，通過試驗研究了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)的噴嘴特性，優(yōu)選并確定了全尺寸推力室噴注器方案。縮尺推力室試驗如圖7所示。

圖7 縮尺推力室試驗

3.2 燃?xì)獍l(fā)生器擠壓試驗

燃?xì)獍l(fā)生器在進(jìn)行擠壓試驗時，發(fā)生器室壓范圍為70%～110%，混合比范圍為0.62～1.1。通過燃?xì)獍l(fā)生器擠壓試驗，驗證了燃?xì)獍l(fā)生器的燃燒穩(wěn)定性和點火特性，確定了燃?xì)獍l(fā)生器的點火工作程序。燃?xì)獍l(fā)生器擠壓試驗如圖8所示。

圖8 燃?xì)獍l(fā)生器擠壓試驗

3.3 渦輪泵聯(lián)動試驗

渦輪泵聯(lián)動試驗前，泵葉輪、動密封、軸承、彈性支撐等渦輪泵核心組件通過了相應(yīng)的地面臺架考核試驗。燃?xì)獍l(fā)生器與氧渦輪泵聯(lián)動試驗共進(jìn)行了2次，第1次為氧泵介質(zhì)采用液氮試驗；第2次為氧泵介質(zhì)采用液氧試驗。2次試驗均獲得成功。燃?xì)獍l(fā)生器與氫渦輪泵聯(lián)動試驗只進(jìn)行了1次，由于受液氫安全排放的限制，因此氫泵介質(zhì)采用液氮，試驗順利完成。

通過渦輪泵聯(lián)動試驗，獲得了氫/氧渦輪泵的啟動特性和不同工況下的性能特性，燃?xì)獍l(fā)生器和渦輪泵的工作協(xié)調(diào)性得到考核，發(fā)動機具備全系統(tǒng)試驗研究條件。燃?xì)獍l(fā)生器與渦輪泵聯(lián)動試驗如圖9所示。

圖9 燃?xì)獍l(fā)生器與渦輪泵聯(lián)動試驗

3.4 原理性樣機試驗

發(fā)動機組件及分系統(tǒng)試驗后期，首臺發(fā)動機全系統(tǒng)原理性樣機完成總裝，具備試驗條件。發(fā)動機在進(jìn)行冷調(diào)試驗時，試驗介質(zhì)采用液氫/液氧，除未安裝噴管延伸段外，發(fā)動機其他狀態(tài)與全系統(tǒng)狀態(tài)一致。發(fā)動機達(dá)到預(yù)冷啟動條件后，火藥啟動器、推力室點火工作，但燃?xì)獍l(fā)生器不工作。冷調(diào)試驗獲得了真實狀態(tài)下推力室冷卻夾套的預(yù)冷參數(shù)，幫助確定了推力室在箱壓下的點火時序，同時考核了試驗臺低溫氫氣安全排放處理系統(tǒng)，試驗獲得圓滿成功。

冷調(diào)試驗后，結(jié)合發(fā)動機動態(tài)仿真分析結(jié)果與試驗情況，制定了發(fā)動機全系統(tǒng)原理性樣機首次點火啟動程序。發(fā)動機進(jìn)行全系統(tǒng)點火試驗時，試驗時間10 s，工況達(dá)到90%，啟動參數(shù)平穩(wěn)，混合比控制合理，試驗獲得圓滿成功。在進(jìn)行50 s短程試驗時，發(fā)動機達(dá)到主級額定設(shè)計工況，發(fā)動機首臺原理性樣機試驗獲得圓滿成功。

通過發(fā)動機首臺原理性樣機試驗研究，發(fā)動機系統(tǒng)及各組件的工作協(xié)調(diào)性得到初步考核，確定了發(fā)動機的啟動、關(guān)機工作程序，為后續(xù)研究奠定了基礎(chǔ)。發(fā)動機原理性樣機試驗情況如圖10所示。

圖10 原理性樣機試驗情況

3.5 發(fā)動機可靠性試驗

原理性樣機試驗后，對發(fā)動機開展了可靠性考核試驗，策劃并實施了一系列針對發(fā)動機飛行任務(wù)剖面、發(fā)動機設(shè)計裕度、工作極限邊界的研究性試驗，大幅提高了發(fā)動機固有可靠性。

3.5.1 發(fā)動機設(shè)計裕度試驗

由于生產(chǎn)加工及測量誤差，發(fā)動機部件特性存在一定偏差，這種偏差通過誤差傳遞的原理影響著發(fā)動機整機性能；同時，火箭飛行過程中，由于外界條件的變化也會導(dǎo)致發(fā)動機性能出現(xiàn)相應(yīng)的偏差，使得發(fā)動機工作點偏離設(shè)計點。針對發(fā)動機參數(shù)偏差及火箭飛行任務(wù)包線工況要求，對發(fā)動機開展了性能參數(shù)設(shè)計裕度試驗研究，發(fā)動機推力工況范圍為88%～110%、混合比為83%～116%，試驗參數(shù)覆蓋火箭飛行工況，表明發(fā)動機設(shè)計參數(shù)具有較大的設(shè)計裕度。發(fā)動機試驗參數(shù)包絡(luò)示意如圖11所示。

圖11 發(fā)動機試驗參數(shù)包絡(luò)

3.5.2 發(fā)動機重復(fù)使用試驗

發(fā)動機工作循環(huán)次數(shù)和累計秒數(shù)是發(fā)動機可靠性的重要參數(shù)。發(fā)動機設(shè)計為地面一次啟動，最大工作時間為520 s的火箭芯一級動力裝置。在研制過程中，多臺發(fā)動機進(jìn)行了多次重復(fù)啟動試驗，循環(huán)次數(shù)不少于6次，其中1臺發(fā)動機單機啟動達(dá)15次，累計工作時間近6000 s無故障，表明發(fā)動機具有良好的多次重復(fù)使用性能。發(fā)動機重復(fù)使用情況如圖12所示。

圖12 發(fā)動機重復(fù)使用情況

3.5.3 發(fā)動機極限邊界試驗

根據(jù)火箭對發(fā)動機的使用要求及發(fā)動機自身特點，發(fā)動機策劃并實施了一系列極限邊界試驗考核，包括長時間循環(huán)預(yù)冷試驗、軸承高溫啟動試驗、渦輪泵真實介質(zhì)汽蝕試驗、飛行過載適應(yīng)性試驗等。例如，發(fā)動機首次開展了渦輪泵真實介質(zhì)下的汽蝕特性試驗，在發(fā)動機主級工作過程中，通過降低貯箱壓力的方法迫使渦輪泵進(jìn)入汽蝕狀態(tài)，在汽蝕狀態(tài)進(jìn)一步向惡劣情況發(fā)展前中止試驗，以保護(hù)發(fā)動機和試車臺。發(fā)動機渦輪泵汽蝕試驗共進(jìn)行了4次，產(chǎn)品無異常情況，試驗成功獲得了渦輪泵在液氫、液氧真實介質(zhì)下的汽蝕特性。

通過極限邊界試驗，一方面獲得了發(fā)動機的設(shè)計裕度，另一方面暴露出了發(fā)動機的薄弱環(huán)節(jié)，通過對這些薄弱環(huán)節(jié)的改進(jìn)設(shè)計—試驗驗證—再次改進(jìn)的迭代過程，有效地拓寬了發(fā)動機的使用范圍，提高了發(fā)動機的整體可靠性。發(fā)動機極限邊界試驗情況如圖13所示。

圖13 發(fā)動機極限邊界試驗情況

4 結(jié)束語

經(jīng)過40多年的發(fā)展，從首臺5噸級上面級氫氧發(fā)動機YF-73到50噸級氫氧發(fā)動機，目前中國已經(jīng)基本形成了一套相對完整的氫氧發(fā)動機設(shè)計、生產(chǎn)和試驗的研發(fā)體系，在氫氧發(fā)動機研制方面積累了豐富的經(jīng)驗。

50噸級氫氧發(fā)動機是目前中國推力最大、綜合性能水平較高的氫氧發(fā)動機，與其他火箭動力一起奠定了中國航天動力的基礎(chǔ)，可為未來重大航天活動的開展提供堅實可靠的動力支持，對提升中國進(jìn)入空間和利用空間的能力具有重要意義。

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Progress of the 50t Class Oxygen/Hydrogen Engine for New Generation Launch Vehicle

Zheng Da-yong1,2, Wang Wei-bing2, Qiao Gui-yu2
(1. Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing, 210016; 2. Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)

The 50t class Oxygen/Hydrogen engine is the first large-thrust Hydrogen/Oxygen engine in China for new generation launch vehicle. The engine is based on China’s cryogenic engine development legacy and makes use of the technical experiences acquired through prior engines. Furthermore, a wide array of numerical analysis and design tools are implemented, which progressing the development project and shortening the development time. Being the first large cryogenic LOX/LH2engine in China, the 50t class Oxygen/Hydrogen engine program is a key element of China accessing and using space in future, and it gives the potential to perform a broad array of missions.

New generation launch vehicle; LOX/LH2engine; CZ-5

V42

A

1004-7182(2016)05-0011-06

10.7654/j.issn.1004-7182.20160503

2015-11-19；

2016-07-28

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(shè)計