高性能高可靠氫氧發動機方案探討

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）

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

氫氧火箭發動機；運載火箭；優化設計

0 引 言

氫氧發動機指用液氫、液氧作為推進劑的液體火箭發動機，與其他烴類發動機相比，氫氧發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。50噸級氫氧發動機是中國新一代運載火箭長征五號運載火箭（СZ-5）的芯一級發動機，該發動機采用燃氣發生器動力循環，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動機。目前，以 50噸級氫氧發動機、9噸級氫氧發動機及 120噸級液氧煤油發動機為動力裝置的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動機在內的動力裝置提出了更高的要求。國外氫氧發動機十分注重原有平臺的改進和擴展，在產品研制和服役過程中，根據需要對發動機進行適當的技術改進，使發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滿足多種運載火箭對動力系統的不同使用需求。

與國外相比，中國氫氧發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，但在發動機系統方面改動設計較少，難以獲得較大幅度的改進提高，在產品性能水平、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噸級氫氧發動機研制和運營的同時，在現有技術平臺的基礎上開展衍生產品優化設計工作，提高產品性能水平、豐富產品功能、提高產品可靠性和使用維護性，對支持未來運載火箭構型優化、能力提升和可持續發展具有重要意義[4]。

1 發動機研制方案

基于50噸級氫氧發動機技術平臺，在盡量保證發動機生產、試驗等保障條件不變的情況下，以產品性能提高、功能拓展、多次使用和可靠性增長為目標，開展發動機方案優化設計研究，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和重復使用次數不小于20次。

泵壓式發動機系統循環方式分為開式和閉式。相同的推力室室壓下，開式循環和閉式循環的發動機泵后壓力相差1.5～2倍。50噸級氫氧發動機為開式燃氣發生器循環，不具備改造為閉式補燃循環或閉式膨脹循環發動機的可能。在發動機系統循環方案方面，只能基于現有的開式燃氣發生器循環或開式膨脹循環。因此提出兩種發動機系統方案：а）方案 А，基于現有燃氣發生器動力循環，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化設計；b）方案 В，采用開式膨脹循環，取消燃氣發生器，以高性能、高可靠、重復使用為優化設計目標。50噸級氫氧發動機與兩種優化設計方案對比情況如表1所示。

表1 發動機方案對比

1.1 方案А（發生器循環）

方案А基于50噸級氫氧發動機的燃氣發生器動力循環方式。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匯噴管方式，渦輪泵采用新型組合式動密封結構。發動機系統簡圖如圖1所示。

圖1 發生器循環發動機系統簡圖

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噸級氫氧發動機相同的螺旋管束式結構或銑槽方案；單壁輻射冷卻段采用單壁高溫合金輻射冷卻結構，內壁噴涂隔熱涂層，引入渦輪廢氣進行氣膜冷卻，該結構在Vulсаin 2、LЕ-7А和J-2X發動機上均有成功應用經驗[5]。方案А發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

發動機性能仿真結果表明，與排放冷卻+燃氣直排大氣方案相比，再生冷卻+燃氣內匯噴管方案的發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 噴管型面優化設計方案

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

為提高發動機性能比沖，在現有研究的基礎上，開展數值模擬、縮尺試驗與工藝研究，對發動機噴管型面進行優化設計，控制噴管內型面工藝變形量，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噸級氫氧發動機氧渦輪泵采用整周式浮動環的動密封結構，該結構在國外大推力氫氧發動機LЕ-7系列、Vulсаin系列、航天飛機主發動機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，國外氫氧發動機渦輪泵已不再采用單一的浮動環密封形式，而是采用多種密封組合的形式。因此，在50噸級氫氧發動機的基礎上，方案А發動機的氧渦輪泵擬采用分瓣式動密封結構，以大幅降低發動機氦氣消耗量，減小發動機質量，提高使用維護性。

1.1.4 方案А發動機參數及技術特點

方案А發動機最大程度地繼承了50噸級氫氧發動機技術基礎，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，最大程度地延續和繼承了現有設計、生產和試驗條件，發動機性能有所提升，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構；d）氫氧渦輪燃氣內匯單壁輻射噴管。

方案 А發動機與 50噸級發動機參數對比如表 2所示。

表2 50噸級發動機與方案А發動機參數對比

1.2 方案В（開式膨脹循環）

方案В發動機基于開式膨脹循環，該方案發動機取消了燃氣發生器，使用冷卻推力室的高溫氣氫驅動渦輪做功[7]。發動機推力室采用電點火方式，具備混合比和推力調節能力。根據使用方向不同，選擇不同的面積比，發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發動機系統簡圖如圖3所示。

圖3 方案В發動機系統簡圖

續圖3

1.2.1 推力室流路設計方案

方案В發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動渦輪的做功能量。發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冷卻噴管延伸段，進一步吸熱后并行驅動氫渦輪與氧渦輪，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發動機推力室冷卻流路對比情況如圖4所示 。

圖4 兩種發動機推力室流路比較

1.2.2 點火啟動設計方案

方案В發動機的氫氧渦輪泵結構方案與50噸級氫氧發動機基本一致，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。發動機啟動時，利用冷卻通道內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動機參數升至額定工況。發動機仿真啟動曲線如圖5所示。

圖5 發動機仿真啟動曲線

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

50噸級氫氧發動機主要核心組件具有較好的可重復使用基礎，其中發動機氫渦輪泵采用高DN值重載低溫陶瓷球軸承，渦輪泵浮動環采用瑞利動壓槽式的結構形式，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化設計，具有較長的熱疲勞壽命。發動機地面整機試驗表明，發動機渦輪泵、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，進一步提高發動機工作壽命與重復啟動循環次數，以發動機多次可重復使用為目標，在50噸級氫氧發動機的基礎上，重點開展發動機渦輪泵和推力室長壽命、重復使用優化改進設計。

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

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

開式膨脹循環發動機可重復使用優化設計內容見表3。

表3 發動機可重復使用優化設計內容

1.2.4 方案В發動機參數及技術特點

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

圖6 發動機繼承性與改進點

方案В發動機主要特點如下：

а）采用開式膨脹動力循環；

b）高溫氣氫并聯驅動氫氧渦輪；

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）氫氧渦輪廢氣內匯單壁輻射噴管；

f）發動機自身啟動，推力室采用火炬點火；

g）發動機具備推力和混合比調節能力。

方案В發動機與50噸級發動機參數對比情況如表5所示。

表5 50噸級發動機與方案В發動機參數對比

2 結 論

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

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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；數字出版日期：2016-11-11；數字出版網址：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動機總體設計