載人運載火箭發動機可靠性試車方法及評估

王宏讓，董 灝，程曉輝，段增斌

（1. 西安航天動力研究所，西安，710100；2. 航天推進技術研究院，西安，710100）

0 引 言

載人運載火箭長征二號F是從長征二號E火箭為基礎，當時，長征二號E火箭的設計可靠性為0.91，經過反復論證，并借鑒美國、俄羅斯的經驗，將中國載人航天用長征二號F運載火箭可靠性定為0.97。從長征二號E火箭的0.91提高到長征二號F載人火箭的0.97，可靠性指標0.06的差別，是載人火箭與非載人火箭的一個分水嶺，是中國高可靠性火箭研制的開端，需要全體研制人員實現一次理念上的轉變與飛躍。

依據火箭的可靠性指標，分配給一、二級及助推發動機的總可靠性指標為0.989，其中一級單機（含助推）為0.999，二級（五機）為0.997。據不完全統計，俄羅斯載人計劃任務中，發動機故障率為3%，而美國載人飛船任務中，發動機故障率為13%。相對于運載火箭其它分系統，發動機具有高溫、高壓、高轉速、大熱流、大推力、大振動等極其惡劣的工作條件。受到結構限制，發動機整機及組件均難以實現冗余備份，從整機到組件幾乎都是“單點故障”，任何組件的失效，都可能影響任務成敗。

由此，為實現載人航天的目標，在運載火箭發動機研制中，針對可靠性提升開展了專題策劃、論證，首先提出、實施了多項發動機可靠性設計、試驗及評估方法。

1 可靠性試車方法

1.1 可靠性試車目標

發動機整機的工作可靠性最終需要通過整機試車進行驗證，考慮到經費的限制，制定的目標是：

a）發動機試車次數盡可能少，取得的可靠性信息盡可能多。

b）通過合理試車安排能充分暴露發動機存在的問題，體現發動機的可靠性水平。

c）結合可靠性試車方案，確定合理的發動機可靠性評估方法，預估發動機可靠性指標。

1.2 可靠性試車方案

為達到這一目標，成立了“921-4工程發動機可靠性試車方案及可靠性評估技術研究”課題組，開展了專題研究，并首次提出了邊緣工況考核的可靠性試車方案。

發動機可靠性包括性能可靠性和結構可靠性兩個方面，這兩種可靠性都需要通過發動機熱試車進行檢驗。前一種試車簡稱性能試車，在額定條件下進行，通過若干次性能試車，基于統計分析，給出發動機性能參數、偏差及可靠度。

檢驗發動機結構可靠性可以通過發動機環境試驗、組件試驗等進行，但最有效的手段是可靠性試車。發動機要達到一定的可靠性要求，就需要足夠的試驗時間和試驗次數來暴露設計、工藝、材料等方面的缺陷及薄弱環節，通過對出現故障的改進設計來提高可靠性。一般試驗時間的長短決定了發動機可能達到的可靠性水平，國外均以足夠多的試車次數和累計時間來保證發動機的可靠性，見表1。

表1 國外典型發動機試車情況Tab.1 Test Results of Typical Engines Abroad

對常見的兩種可靠性評估方法進行了對比分析，即：

a）成敗型，只統計發動機超過額定工作時間的成功或失敗次數，然后用二項分布法，給出一定置信度下的可靠性指標。

b）壽命型，盡可能延長發動機工作時間，進行多次試車后，根據發動機的壽命分布，估計給定工作時間條件下的發動機可靠性，采用威布爾分布給出可靠性指標。

如果只考慮成敗，為了達到足夠高的可靠性需要的試車次數達數千臺，經濟上難以承受。而壽命型方法不但考慮了發動機能在規定的工作時間內正常工作，同時考慮到了發動機的工作壽命，更為合理，為達到同一可靠性指標所需的試車次數也較少。因此，在研制時選取了壽命型開展試車方案策劃。

根據發動機工作特點，決定發動機整機工作特性的主要調整參數是推力、混合比、推進劑溫度、工作時間。由于試車臺不能對推進劑進行主動溫度調節，因此，策劃了不同季節試車，依靠自然環境的差別考核高低溫推進劑的影響。此外，試車臺推進劑貯箱和高位水池容量有限，按照其最大能力，設定了試車時間為600 s，即采用了定時截尾試驗方案。這一時間是一級發動機額定工作時間的3.5倍，是二級發動機工作時間的2倍，對二級發動機來說時間略短。

發動機的工作參數主要選擇推力和混合比，依據如圖1所示的方框圖來確定試車參數（，）。

圖1 載人運載火箭發動機可靠性試車推力與混合比框圖Fig.1 Thrust and Mixing Ratio Block Diagram of Manned Launch Vehicle Engine Reliability Test

為發動機額定工作參數點，它由額定混合比和額定推力決定。＝－Δ，＝－Δ，其中Δ是允許的混合比偏差；＝－Δ，＝＋Δ，其中Δ是允許的推力偏差。由、、、決定了4個工況點、、、。以這4個點為頂點構成一個方框---。很顯然發動機工作在該方框內任一點確定的混合比和推力的條件下必須能夠可靠工作。所謂發動機的可靠性就是指發動機工作在方框、、、各點的可靠性。

進行可靠性試車時應該考慮選擇比---更大的方框，如---所示，稱為邊緣工況。若發動機在邊緣工況---范圍內可靠工作，則必能保證在可靠性工況---范圍內有更高的工作可靠性。---各點由混合比、和推力、確定。

邊緣工況的設計思想是：任何1臺發動機都不可能恰好工作在額定工況點上，因此發動機都有允許的性能偏差。邊緣性能試驗就是要檢驗發動機能夠適應的工作范圍，適應的范圍越寬則表明在要求的參數范圍內發動機的可靠性越高。同時，發動機在偏離設計點較遠的范圍內試車，更有利于發現平常試車不易暴露的薄弱環節。

發動機可靠性試車方法，亦稱為邊緣工況試車法，其含義是在長程（即長的工作時間）試車的基礎上考慮發動機的極限工作狀態。邊緣工況試車法不僅考慮了發動機的工作時間，更重要的是考慮了發動機在各種邊緣工況的工作情況，可以更全面地考核發動機在不同條件下的適應性及可靠性，考核發動機在偏離額定條件后是否存在振動加劇、燃燒不穩定和熱交換能力變差等方面的問題。邊緣工況是經過計算、分析以及參考國內外發動機的研制經驗給出的相對惡劣的工況，邊緣工況的范圍要寬于發動機必須可靠工作的參數范圍。發動機在不同工況條件下試車，可以得到不同工作條件下的考驗，能夠更充分地暴露出發動機的薄弱環節，通過“設計—改進—試驗—發現問題—再改進—再試驗”的過程，使發動機的固有可靠性水平得以進一步提高。

A、A、A、A點在額定工況周邊選取，但這4點在額定點周圍分布并不是均等的，發動機的主要工作參數為推力F和混合比K，由于試驗條件的限制不可能找到確切的邊緣參數點，因此，對其選取，一方面，根據傳統高工況試車的經驗加以適當提高；另一方面，參考了美國和前蘇聯發動機可靠性增長試驗的工況范圍，確定發動機實際試車時一級發動機的推力變化范圍為86%～106%，二級主機的推力變化范圍為89%～105%。由于游機推力較低，是主機真空推力的1/16，而且推進劑混合比較低，因此，游機沒有選取邊緣工況點，仍采用長程試車法，試車工況比額定工況略高。

下面對試車各工況點逐一進行分析。

a）對A工況點的分析。

A點為額定工況，推力、混合比均處于設計值，發動機工作條件相對最好，一般在驗證性、抽檢及性能試車時采用此工況點，以驗證設計方案、工藝水平和獲取性能參數。

b）對A工況點的分析。

A工況點為低推力、低混合比。由于是低推力、低混合比，其工作參數明顯低于額定工況，工況的降低導致渦輪轉速的降低，泵出口壓力降低，而推力室需要的壓力變化不大，對各調節元件相應要求較嚴；由于工況的降低，振動環境相對惡劣，導致振動加速度幅值相對增大，對發動機結構要求相應提高。

c）對A工況點的分析。

A工況點為低推力、高混合比。由于是低推力、高混合比，首先總流量有所降低，但氧化劑流量變化不大，燃料流量相對有較大幅度的降低，泵轉速下降不明顯，但燃料路的壓力變化較大，使得燃料路氣蝕管的氣蝕裕量變大，可能導致振動加速度幅值增大，振動環境惡劣，對發動機結構要求相應提高。最重要的是，該工況點燃料流量大幅降低，對推力室的再生冷卻是極大的考驗。

d）對A工況點的分析。

A工況點為高推力、高混合比。由于是高推力、高混合比，其工作參數明顯高于額定工況，工況的提高導致渦輪轉速的提高，從而使其轉動頻率發生改變，使轉動頻率與渦輪盤的固有頻率接近而動應力增大，渦輪盤容易產生裂紋；由于工況的提高，導致振動加速度幅值增大，振動環境惡劣，對發動機結構要求相應提高；各組件的工作流量和壓力等參數都有一定幅值的提高，組件的負荷增加，從而對其強度和抗振要求都進一步提高。

e）對A工況點的分析。

A工況點為高推力、低混合比。由于是高推力、低混合比，首先總流量有所提高，但氧化劑流量相對偏小，燃料流量相對提高，可以考驗燃料路系統負載加大后的工作可靠性；由于發動機混合比偏低，氧化劑流量相對額定情況變化較小，發動機的振動變化不明顯。

所有這些邊緣工況點的工作條件相對額定工作點都要惡劣，尤其對A、A點要給予足夠的重視，因為這兩點的相對條件更加苛刻，對發動機的要求更嚴。A點推力室燃料冷卻流量大大低于額定值，對推力室的再生冷卻是極大的考驗，對該點也要特別重視。

1.3 與國外方案的對比

在載人運載火箭發動機研制的20世紀90年代，中國就提出了邊緣工況試車考核發動機可靠性的方案。從后續陸續得到的信息來看，美國、俄羅斯等航天大國也采取了相同的邊緣工況考核試車的思路，制定的試車方案也基本一樣。

美國空軍航天司令部航天和導彈系統中心2017年6月16日發布的《液體火箭發動機評估和測試要求》標準中，在發動機性能鑒定測試時，對推力和混合比進行拉偏試驗，如圖2所示，橫坐標為混合比，縱坐標為功率水平，代表推力，由內向外的黑色方框分別代表調整參數、實際飛行參數、可靠性考核參數。

圖2 發動機功率水平與混合比調節框、飛行框和裕度框概念Fig.2 Engine Power Level and Mixing Ratio Adjustment Frame, Flight Frame and Margin Frame

2 可靠性試車方法的應用

按照策劃，在發動機研制過程中，共進行了12次邊緣工況，推力范圍為額定推力的86%～106%、混合比范圍為額定混合比的94%～111%。用較少的試車臺次，在有限時間內對發動機性能及結構可靠性進行驗證與評定。采用這種從難從嚴的試車方法，對充分暴露發動機的薄弱環節及隱患起到了很大的作用。通過這些可靠性試車發現了發動機的若干缺陷，經分析、研究，采取措施進行改進后消除了這些缺陷，實現了發動機的可靠性增長。

現將有關情況簡述于下：

a）11-1001試車渦輪一級衛帶仍與渦輪蓋相磨，說明采取的設計改進方案不完善。此后將衛帶進口邊切去0.4 mm，渦輪蓋相應部位切出深0.3 mm的槽，解決了多年存在的被認為難度較大的問題。另外在該次試車中還發現燃料主閥的氮氣管從球頭根部斷裂。后來改用B型球頭（增大轉角），但在11-1002試車時該氮氣管又從焊縫熱影響區處斷裂。經模態分析，確認為該導管固有頻率與發動機主振頻率接近所致。改變導管走向后，在以后各次試車中此導管再未斷裂過。

b）11-1002試車后檢查發現排氣管與蒸發器連接處有螺栓斷裂及螺母縱向開裂。分析認為是在高溫下的鎘脆導致強度偏低，將螺栓材料由30CrMnSiA改為高溫合金GH2036，螺母改為鍍銀高溫自鎖螺母HG5634M8之后，在多次試車中未出現問題。

c）11-1004試車至約200 s時發生器頭部泄漏NO黃煙。其主要原因是渦輪一級輪盤產生穿透性裂紋導致振動加劇，發生器頭部管嘴處抗振能力弱也是一個原因。渦輪盤從設計及工藝方面采取改進措施并將發生器頭部管嘴處加強后，解決了這一問題。

d）20-2002試車至約480 s時氧化劑泵爆炸。經分解檢查判定為渦輪一級輪盤穿透性裂紋導致振動加劇，端面密封破壞。此后經分析、計算、試驗，采取了如下幾方面的措施：將原裂紋處的轉角由R3增大為R7，減小應力集中；原裂紋部位增厚2 mm，降低應力水平，增強輪盤剛度，提高盤抗彎曲能力；采用數控機床加工，提高并穩定加工質量；將自由鍛件改為模鍛件穩定輪盤力學性質，改善纖維流向。經上述改進后先進行了4次渦輪泵聯動試驗，到目前為止已進行了10次發動機熱試車考驗，均無異常，從而消除了一個重大隱患。

e）20-2003試車后檢查發現火藥啟動器頂蓋與電爆管連接處有泄漏痕跡。此后進行了電爆管裝配力矩試驗，規定擰緊力矩為60 N·m，并采取涂膠措施。采取這一措施至今的9次試車中無一出現泄漏痕跡。這次試車后分解檢查還發現，Y泵離心輪在相間的3個葉片與前蓋板結合處均有裂紋，其中兩個較重，裂紋長度分別為25 mm和15 mm；另一個葉片根部也有輕微裂紋。這3個互不相鄰葉片的非工作面有明顯的汽蝕斑點。車掉后蓋板，發現這3個葉片的工作面有更嚴重的汽蝕凹坑。3處汽蝕范圍均約7 cm，最深處達3 mm（葉片厚度4 mm）。這是載人航天發動機可靠性試車中發現的又一重大問題。

經過這種嚴峻考驗的發動機無論是設計方面還是工藝方面都非常過硬，其可靠性也能得到最大地提高。

3 可靠性評估

針對發動機可靠性的評估，從組件級到整機級，根據試驗信息的差異，采取了兩種不同的評估方式。

3.1 關鍵部組件的可靠性評估

相比于發動機系統級的可靠性試驗，部組件的試驗信息往往較為豐富，可以以部組件的試驗數據為輸入，評估了各部組件的可靠性水平。其可靠性評估流程關鍵步驟包括：可靠性分析、針對各故障模式的可靠性評估方法、數據采集范圍等。發動機的關鍵部組件，主要包括推力室、燃氣發生器、渦輪泵、閥門等，可靠性驗證評估技術主要梳理各部組件的關鍵故障模式，針對不同故障模式選取可靠性特征量，構建可靠性數學模型，形成了各部組件關鍵故障模式發生概率的計算方法。

如發動機啟動閥門作為關鍵組件安裝在泵前管路，起著隔離推進劑與發動機的作用，其工作可靠性直接影響任務成敗，歷史上曾出現過鎖位失效故障，為解決問題提高可靠性，在載人運載火箭發動機研制時，改進為冗余雙鎖結構。如果按照分配給啟動閥0.9999（r=0.75）的可靠性要求，需要一萬多臺試驗產品子樣，太不經濟，為此開展了專題研究，設計了量化試驗方案，即利用高靈敏的角位移傳感器和數字存儲器測量蝶盤從93°旋轉、止動再反彈回93°所需要的時間T（即鎖銷彈出容許時間），然后和以往測得的鎖銷彈出時間（0.9～1.1 ms）比較給出統計可靠性指標。按照這種方法進行了10多臺閥門試驗，依據獲取的數據按照正態分布法計算啟動閥可靠度R＞0.9999（r=0.75），完全滿足要求。

3.2 發動機整機可靠性評估

在中國液體火箭發動機研制中，由于研制子樣少、周期緊、經費有限等特點，發動機可靠性試驗信息成為“稀缺資源”。為此，結合可靠性試車策劃，研究制定了發動機性能及結構可靠性評估方法。

3.2.1 性能可靠性評估方法

性能可靠性是指推力、比沖、混合比等發動機參數落在指定公差帶內的概率。對于發動機性能，確定了以正態分布（雙側容許限、單側容許限）方法進行可靠性評估。

3.2.2 結構可靠性評估方法

對于發動機結構可靠性的評估，由“921-4工程發動機可靠性試車方案及可靠性評估技術研究”課題組開展了專題研究。在進行試車方案策劃時，按照威布爾分布方法進行的。因此，在進行可靠性評估時，仍以威布爾分布評估可靠性指標，即：

式中 m為形狀參數；η為尺度參數，與置信度相關。

選取不同的參數，導致評估結果差異非常大，采取的思路是：制定一個標準方法，用這種方法評估出的可靠性指標有可能與真實的可靠性水平有偏差，但像一把標準尺作為統一度量的標準。這樣的標準要適應中國國情，既要考慮經濟性，也盡可能驗證可靠性。

按照此思路，結合實際情況，選取了m值為3。由于m代表生產質量的穩定性，為保證m值的可信度，針對工藝采取了系列改進措施，如：采用強力旋壓方法制造二級主機大噴管內壁銑槽段毛坯，提高生產質量并解決銑槽段與前段對接錯位和焊接收縮不同步問題；完善推力室頭部噴注器小孔加工工藝，提高加工精度；嚴格控制焊接條件，優化焊接參數，保證一級渦輪衛帶焊接質量；改造造型工藝，增加檢測項目，提高燃料泵殼體鑄造質量等。

3.2.3 評估結果

按上述評估方法，結合一級發動機（含助推）19次試車，25次二級發動機試車，以及同系列發動機試車、飛行信息，截止目前，評估一級單機（含助推）可靠性為0.9991，滿足總體指標要求，二級（五機）可靠性為0.9958，尚未滿足0.997的指標要求。截至2021年8月底，發動機共參加飛行360余次，其中一級（含助推）無失敗，二級失敗1次，與評估結果一致。

4 可靠性試車及評估創新點

針對載人運載火箭發動機可靠性試車中，在液體火箭發動機可靠性管理、技術上采取了多項創新：

a）按照從難從嚴的可靠性試車思路，首次應用了邊緣工況試車來暴露薄弱環節，通過少量的試車，暴露了薄弱環節，通過改進，到達了經濟、有效提高發動機可靠性的目標；

b）基于組件的可靠性特征量，針對關鍵參數策劃可靠性試驗，能夠以較少的子樣數檢驗組件可靠性；

c）首次應用了基于壽命的威布爾模型，對液體火箭發動機進行可靠性評估，通過工藝穩定性提升，增加試車時間，以有限的試車次數驗證了發動機可靠性指標；

d）通過合理、先進的可靠性增長試驗方案，經過試驗-改進-再試驗的反復過程，發動機總體結構及各主要組合件設計都有重大改進，特別是解決了渦輪盤裂紋重大隱患和衛帶與渦輪蓋相磨的歷史難題，使發動機的固有可靠性水平得以顯著提高。

邊緣工況試車比傳統的試車方法能更充分地驗證了發動機的可靠性，更徹底地暴露了發動機的薄弱環節，對這些薄弱環節進行改進，重新組織邊緣工況的試車，全部成功，證明改進措施有效，發動機結構可靠性得到進一步提高。在邊緣工況試車中，發動機的實際工作參數與實際調整參數基本接近，證明了發動機的確在預定工況下工作，驗證了發動機適應的工作參數范圍。

5 經濟效益和社會效益

載人運載火箭發動機自1992年初開始論證，1993年開始研制，于1999年5月首次交付裝箭，1999年11月20日首飛成功，截止目前火箭共計飛行14次，全部獲得成功。

立足中國國情，在發動機可靠性研制方面采取了多項創新，高效、經濟地提升了可靠性，處于中國同類型號領先水平，達到國際同類型號先進水平。

研制成果推廣應用于長征系列常規發動機，成功參加飛行360余次，保證了中國高密度發射的連續成功。

在可靠性方面的研制成果推廣應用于中國液體火箭發動機領域，形成了多項標準、規范，指導了后續的液氧/煤油、液氫/液氧等新一代發動機的可靠性設計、試驗與評估。

6 結束語

本文概述了載人航天工程運載火箭液體火箭發動機的可靠性試車方法，同時對發動機性能和結構可靠性評估方法進行了論述。921工程運載火箭發動機采取的邊緣工況試車比傳統的試車方法更充分地驗證了發動機的可靠性，更徹底地暴露了發動機的薄弱環節，發動機在可靠性研制方面采取了多項創新，高效、經濟地提升了可靠性，處于中國同類型號領先水平，達到國際同類型號先進水平。