中國3m直徑氫氧動力系統技術改進及后續發展

王 夕，羅 盟，周 宏，范瑞祥，魏遠明

中國3m直徑氫氧動力系統技術改進及后續發展

王 夕1，羅 盟1，周 宏1，范瑞祥2，魏遠明1

（1. 北京宇航系統工程研究所，北京，100076；2. 中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

簡要介紹了中國現有高空起動3m直徑氫氧動力系統方案，并與國外高空起動氫氧級進行對比。回顧了3m氫氧模塊動力系統技術改進的歷程，基于CZ-3A系列火箭原有三子級動力系統，針對新一代CZ-7A火箭三子級的特點，完成了三子級增補壓控制策略、射前增壓管路預冷、長時間滑行以及氫緊急排氣方案等一系列技術改進，并逐步應用于CZ-7A、CZ-3A及CZ-8火箭末級的動力方案統型，現已發展為用于3個型號的通用化模塊。鑒于中國新一代火箭已逐漸成熟，以CZ-7A氫氧末級發展為牽引，給出了中國高空起動氫氧動力系統后續發展方向建議，提出了使用YF-75D發動機的氫氧動力發展思路。

CZ-7A；運載火箭；氫氧末級；動力系統；技術改進；發展方向

0 引 言

2021年3月12日01時51分，長征七號甲遙二運載火箭（CZ-7A Y2）在海南文昌點火，成功將衛星送入預定軌道。

中型運載火箭以近地和高軌為主要目標軌道，是發射次數最多、進入空間需求最大的航天運載領域，未來任務需求巨大，其中長征三號甲系列火箭已執行了超過120次發射任務，約占中國總發射次數的三分之一。長征七號甲運載火箭為新一代中型高軌運載火箭，GTO運載能力填補了5.5～7 t之間的空白，且在低緯度海南發射場快速形成發射和裝備能力，對完善中國運載型譜、推進高軌衛星裝備體系建設具有重大意義[1,2]。

液氫、液氧作為推進劑的動力系統具有比沖高的獨特優勢，因而逐漸成為各國運載火箭末級的首選方案。長征七號甲火箭在長征七號火箭基礎上，與長征三號甲系列火箭三子級組合化形成三級構型運載火箭[3]。長征三號甲系列運載火箭技術得到充分驗證，自研制飛行成功以來，中國運載火箭達到標準GTO 5.5 t級運載能力。其三子級采用3.0 m直徑，安裝兩臺YF-75發動機，發動機雙擺，具備兩次起動能力，采用共底貯箱結構。

長征七號甲三子級充分繼承長征三號甲系列火箭三子級模塊，同時結合新一代火箭技術特點，完成了增補壓控制策略、射前增壓管路預冷、長時間滑行以及氫緊急排氣方案等一系列技術改進，已逐步形成應用于長征三號甲系列、長征七號甲和長征八號共3個型號的通用化模塊，對提升后續運載火箭批產能力，滿足軍事航天裝備的發展需求，完善中國運載火箭型譜具有重要意義。

1 國外主要末級氫氧動力系統發展現狀

采用液氫液氧作為推進劑的動力系統因具有高比沖的獨特優勢而逐漸被各國運載火箭應用于末級模塊。如表1[4,5]所示，典型的末級氫氧動力系統包括半人馬座、DeltaIV二子級、阿里安5ESC-A以及H2A/H2B等[4～6]。

作為低溫末級最典型的代表莫過于美國的半人馬座系列，是世界上第1種以液氧、液氫為推進劑的高能火箭末級。自20世紀60年代初研制成功之后，通過與宇宙神、大力神等基礎級火箭組合使用，形成了多種火箭型號，廣泛應用于各類航天發射任務。而時至今日，其仍然通過不斷地改進和完善設計，至今還在宇宙神5火箭中服役，根據規劃，未來還將在火神火箭、SLS火箭的前期構型中扮演重要角色。通用半人馬座包括單發動機型（SEC）和雙發動機型（DEC）兩種構型：單發動機型的系統較簡單，可靠性較高，其推力為雙發動機型的一半；雙發動機型推力較大，適于發射較重的有效載荷。具備超過5 h的長時間在軌滑行能力和3次以上的起動能力[7]。

如表2[8,9]所示，末級采用的發動機主要包括RL-10系列，LE-5B、Vinci、HM-7B等。

通過調研國外主要火箭的末級氫氧動力情況，存在如下規律：

a）末級可配合多種火箭使用，并適用于不同構型整流罩；

b）貯箱結構多采用共底或懸掛貯箱形式；

c）發動機多采用膨脹循環氫氧發動機，追求高比沖性能，推力以10 t級為主流；

d）多次起動及長時間滑行需求日益迫切；

e）發動機存在單機和雙機兩種構型狀態，用以適配不同火箭構型。

表1 世界各國主要末級氫氧動力模塊比較

Tab.1 Comparison of Hydrogen and Oxygen Propulsion Modules for Upper-stage in the World

名稱直徑/m發動機真空推力/kN真空比沖m/s子級質量/t貯箱型式 通用半人馬座3.051×RL10A-4-299.2441822.744共底 3.052×RL10A-4--2198.4441822.936共底 CZ -3A系列三級（中國3m氫氧模塊）32×YF-75165.5431221.4共底 Delta Ⅳ 二級4RL10B-2110.1453124.17獨立懸掛 5RL10B-2110.1453130.71獨立懸掛 H2A4LE-5B137439320獨立懸掛 Ariane 5ECA5.46HM-7B64.8436917.9獨立懸掛 Ariane 5ECB5.46Vinci180456032.1獨立懸掛

表2 各國主流末級氫氧發動機主要性能

Tab.2 Main Performence of Hydrogen and Oxygen Engines in the World

序號代號真空推力/t真空比沖/（m·s-1）循環方式推力等級備注 1J-2X1304395發生器循環100t級末級 2RL10B-211.04531膨脹循環10t級末級 3RD-0146104562膨脹循環10t級末級 4HM-7B6.54369發生器循環10t級末級 5Vinci18.04560膨脹循環20t級末級 6LE-5B13.74393膨脹循環10t級末級 7YF-758.284312發生器循環10t級末級 8YF-75D8.844340膨脹循環10t級末級

2 3m直徑氫氧動力系統介紹

中國低溫動力系統研制始于長征三號運載火箭（CZ-3），其改進型長征三號甲系列運載火箭（CZ-3A、CZ-3B、CZ-3C）進一步突破了8 t級YF-75發動機、冷氦增壓技術等關鍵技術[10,11]。

3 m直徑高空起動氫氧動力系統為長征三號甲系列火箭三級飛行提供動力和控制力，由YF-75發動機、增壓輸送系統和輔助動力系統組成。模塊直徑3 m，采用氫氧共底貯箱。

3 m直徑氫氧三子級采用2臺推力各82.8 kN的YF-75氫氧發動機，每臺發動機均可雙向搖擺，綜合最大擺角為4°，具有高空二次起動能力。YF-75發動機采用燃氣發生器循環，2臺單機各有1臺獨立的液氫渦輪泵和液氧渦輪泵。主要性能參數如表3所示[8,9,12]。

表3 YF-75發動機主要性能

Tab.3 Main Capabilities of YF-75 Engine

性能參數YF-75（雙機） 循環方式燃氣發生器循環 發動機質量/kg< 620 發動機推力/kN82.8*2 比沖/（m·s-1）4312

YF-75發動機如圖1所示[8]，主要技術特點包括：雙渦輪泵推進劑供應系統、發動機雙向搖擺、利用系統階躍式混合比調節、氫渦輪泵動平衡技術、滑行段預冷設計及二次起動技術等。該型發動機目前是CZ-3A系列、CZ-7A和CZ-8的氫氧末級模塊主發動機。

輔助動力系統的作用是在火箭滑行段進行姿態控制，對三級推進劑進行管理，星箭分離前進行姿態調整。該系統采用了1套單推三（DT-3）肼類單組元擠壓輸送、可根據指令多次起動的小發動機系統。DT-3貯存在囊式貯箱內，貯箱下游設置破裂膜片隔離推進劑。整個發動機系統有16臺推力器，包括俯仰、偏航、滾動的姿態控制及沉底推力器。

三級增壓輸送系統由貯箱增壓系統、液氧輸送系統、液氫輸送系統、氣封和吹除系統組成。

液氫箱增壓采用自生增壓和常溫氦氣瓶補壓組合方案。自生增壓即發動機工作后，由氫泵后引出液氫，經氫蒸發器汽化升溫為氣氫后給氫箱增壓。在一、二級飛行段及三級滑行段用箭上常溫氦氣瓶補壓。

液氧箱增壓采用冷氦氣體增壓和常溫氦氣瓶補壓組合方案。在一、二級飛行段及三級滑行段用箭上常溫氦氣瓶補壓，三級工作段由氫箱內冷氦氣瓶中氦氣經換熱器升溫后給氧箱增壓。

3 3m直徑氫氧動力系統關鍵技術改進

長征七號甲運載火箭基于中國新一代中型運載火箭長征七號技術特點，在逆流程安全性、全箭增補壓控制方式、無人值守適應性等方面，對3 m直徑氫氧動力系統進行了一系列技術改進，形成了長征七號甲三子級的技術方案。

3.1 氫緊急排氣技術改進

國外在發射前因中止發射而推進劑泄回的逆流程屢見不鮮，在2020年之前，中國運載火箭的逆流程尚未經歷考驗。然而，2020年以來，中國常規和低溫型號在射前多次完成了中止發射情況下的推進劑泄回的加注逆流程，并重新加注后組織發射成功，中國運載火箭逆流程的適應性在發射任務中越來越重要。

考慮到原長征三號甲系列火箭三子級氫排氣連接器在發射前脫落，脫落后若出現推遲或中止發射，需要手動對接氫排氣連接器，存在較大的風險隱患，為提高中止發射后應急處理的安全性，增強推遲或中止發射等逆流程的適應性，3 m直徑氫氧動力系統增加了氫緊急排氣路如圖2所示。氫緊急排氣路單獨設置，包括緊急排氣閥、排氣管路、通過箭壁與排氣連接器連接，零秒脫落。緊急排氣系統的供氣采用地面統一供配氣和箭上自鎖電磁閥控制的組合方案。

圖2 氫緊急排氣系統結構組成

氫緊急排氣路的技術改進使3 m直徑氫氧動力系統具備了點火前全時段的逆流程適應能力，在應急處置中，貯箱通過氫緊急排氣路進行排氣和卸壓，結合液氫泄回流程，有力保障了氫氧模塊泄回的安全性。與此同時，該技術也已逐步應用于長征八號火箭二子級及長征三號甲系列三子級。

3.2 貯箱增壓閉環控制技術改進

長征三號甲系列火箭三子級氧箱冷氦增壓系統和補壓系統采用“壓力訊號器+增壓電磁閥”的方案，由壓力訊號器敏感箱壓，實現對電磁閥開閉控制。壓力訊號器采用機械式簧片等壓力敏感單元，生產難度較大，存在增壓系統失效風險，其精度影響氫箱和氧箱增補壓準確性，直接影響動力系統裕度。

為此，借鑒新一代運載火箭研制經驗，取消壓力訊號器，氧箱冷氦增壓系統和補壓系統優化為壓力傳感器的方案，通過壓力傳感器敏感箱壓，利用三取二邏輯判斷，實現對氧箱增壓和氫氧箱補壓系統的閉式控制。該技術同樣應用于長征八號火箭二子級。

3.3 射前增壓管路預冷技術改進

氫氧模塊在發射前需對貯箱進行地面增壓，考慮到液氫、液氧低溫特性，為避免增壓后在飛行過程中因氣液換熱使得貯箱壓力降低過快，我國含氫氧模塊的運載型號在地面增壓路均設置了液氮換熱器，以降低增壓氦氣的進箭溫度。

然而，依據新一代火箭研制經驗，在射前地面增壓過程中，經過液氮換熱器實際進箭氣體溫度仍較高，這是由于換熱器后至貯箱間的管路熱容較大，將氦氣重新加熱所致。

長征三號甲在YF-75發動機改為自流預冷狀態后也存在類似的情況。原YF-75發動機增壓預冷狀態對氫氧貯箱進行第1輪增壓，至預冷好后，進行第2輪射前增壓，因此第1輪增壓已將管路熱容帶走，使得第2輪增壓進箭氣體為低溫氦氣。發動機改為自流預冷后，不再進行第1輪增壓，因此射前地面增壓氣體溫度較高。

考慮到長征七號甲火箭地面增壓供氣管路更長且內徑更大，熱容更大，如不采取措施，射前增壓氣體基本將為常溫狀態，三級增補壓系統設計裕度將因此降低。借鑒長征三號甲增壓預冷狀態兩輪增壓的技術特點及測試數據，針對3 m直徑氫氧動力系統創新性地提出了在射前增壓前對貯箱進行預先增壓的射前增壓管路預冷技術改進。保持排氣閥為打開狀態，對氫箱、氧箱進行預先增壓，在射前增壓前將地面管路冷卻，有力保證了進箭增壓氣體的溫度，為箭上增補壓設計裕度提供了保障。該技術改進同樣用于長征八號火箭。

3.4 長時間滑行技術改進

原長征三號甲系列運載火箭最長滑行時間不超過650 s。考慮到長征七號甲火箭的軌道設計情況，需要將三級滑行時間擴展，為此，需要重新評估產品使用維護條件和箭上能源需求。

基于YF-75發動機所需最大耗氣量，將原一個發控氣瓶擴展，增加一個20 L氣瓶，確保主發動機工作所需能源。為確保YF-75發動機預冷充分，在第2次程序預冷中增加了氫、氧小流量預冷時間，同時，根據三級一次起動時間調整了一次起動前預冷時間。依據YF-75發動機后效統計規律，在保證入軌精度的前提下取消了輔助動力系統末速修正，在此基礎上對輔助動力所需推進劑量進行復核，滿足延長滑行時間要求。依據文昌推進劑加注溫度及滑行飛行剖面，調整了三級氫箱、氧箱的增補壓壓力帶范圍，提高了增補壓設計裕度。

3.5 箭上供配氣技術改進

基于新一代運載火箭技術特點，對3 m直徑氫氧動力模塊供配氣進行了相應技術改進[9]。

氫緊急排氣閥、氫排氣閥、氧安溢閥通過箭上統一供配氣實現供氣，氣源從芯一級發動機0 s插拔組合連接器引出，從芯級箭上引至三級，在級間設置分離插頭，在氫緊急排氣閥、氫排氣閥、氧安溢閥前分別設置自鎖電磁閥，通過動力測控系統遠程控制自鎖電磁閥的啟閉實現氫緊急排氣閥、氫排氣閥、氧安溢閥的啟閉功能

取消了冷氦氣瓶箭上放氣電磁閥和兩個對稱排氣口，冷氦氣瓶鈍化通過氧箱增壓調節路電磁閥向箱內放氣實現。

將發動機泵腔吹除管路由箭壁單獨接口改至常溫氣管連接器處，減少了射前箭上操作，集成了供氣箭地接口，為液氫加注無人值守奠定了基礎。

長征七號甲運載火箭對3 m直徑氫氧動力系統的供配氣技術改進同樣應用于長征八號火箭。

4 高空起動氫氧動力系統后續發展建議

基于YF-75發動機的3 m直徑氫氧動力模塊，已實際發展成為橫跨中國3個主流運載火箭型號的通用化模塊，對中國運載火箭通用化、系列化、組合化的發展布局具有標志性意義。隨著新一代火箭的發射成功，對標國際先進末級發展方向，中國高空起動氫氧動力系統需要不斷更新和改進，打造精品。

4.1 低溫發動機持續改進及更新換代

自YF-75發動機研制以來，持續完成了多項技術改進，包括氧渦輪泵變螺距誘導輪研究、射前自流預冷技術改進、校準試車不分解交付等，不斷提升發動機性能和使用維護的便捷性[13]。

與此同時，長征五號運載火箭發動機YF-75D的研制和飛行成功標志著中國氫氧末級發動機技術的更新換代，由YF-75發動機的開式燃氣發生器循環過渡到YF-75D發動機的閉式膨脹循環[14]。

末級模塊對高比沖需求強烈，國外多采用閉式膨脹循環氫氧發動機。相比于RL-10系列等國際先進氫氧發動機，YF-75的推力仍較小、比沖偏低，在推力調節、泵入口壓力需求、多次起動和使用維護性等方面仍需持續改進。YF-75D作為中國唯一一型閉式膨脹循環氫氧發動機，充分繼承了YF-75（開式發生器循環）的成熟技術，推力達到10 t級，在循環方式上提高了固有可靠性。YF-75D發動機如圖3[8]所示。

圖3 YF-75D發動機

建議采用YF-75D發動機替代開式燃氣發生器循環YF-75發動機，同時將3 m直徑共底模塊更換為 3.35 m直徑共底模塊，用以適配更大直徑的整流罩，能夠在系統方案上充分發揮閉式膨脹循環優勢、精簡組件、提高本質可靠性，并提供更好性能拓展空間和更靈活的任務剖面選擇[15,16]。

4.2 低溫加注后逆流程

長征七號遙三任務在低溫加注后出現了兩次任務推遲，從第1次發射日開始至任務推遲到第3次發射日起飛0 s，一共完成煤油“三進兩出”、液氧“兩進一出”的逆流程。從2020年至2022年兩年時間內，除長征七號火箭外，長征三號甲系列火箭完成過兩次常規推進劑泄回、長征二號丙火箭完成過一次常規推進劑泄回、長征八號火箭完成過一次煤油泄回逆流程。中國運載火箭加注后泄回的逆流程已由極少應用的應急預案逐漸成為運載火箭發射測試的規范化流程，正逐步成為運載火箭可靠發射能力中越來越重要的環節。

低溫火箭使用維護性繁瑣，在低溫加注后，逆流程的可行性降低，經歷低溫到常溫再到低溫的溫度交變循環，對火箭各系統產品提出了極高的可靠性要求。中國3 m直徑氫氧動力系統在發射嫦娥三號及嫦娥四號任務研制期間對各系統和單機進行了大量的試驗和論證工作，論證了氫氧加注后推遲24 h的可行性，并作為嫦娥任務的正式應急預案用于實戰。然而，對于氫氧泄回后再次組織發射以及推遲24 h等逆流程，還存在諸多驗證不充分的環節，需要在后續進一步開展研制工作，包括但不限于：YF-75發動機進入發動機預冷流程后，泄出推進劑再次組織發射以及不泄出推進劑推遲窗口發射的點火可靠性；連接器長時間低溫潮濕環境下的維護條件及脫落可靠性；3 m直徑氫氧模塊泄回與發射場加注系統的適應性及氣液保障條件等。

4.3 低溫動力系統長時間滑行技術

隨著衛星發射及深空探測任務的不斷拓展，對運載火箭提出了長時間滑行及多次起動直接入軌的需求。然而，低溫動力系統存在推進劑沸點低難以長時間貯存的難題，與此同時，長時間在軌過程中貯箱氣枕壓力不斷上升，需要打開貯箱排氣閥排氣降壓，造成推進劑浪費。美國通用半人馬座通過采用側壁3組多層絕熱等措施實現了氫氧總蒸發率不大于2%/天的指標，并形成了大于6 h的在軌能力，其代價是需要將貯箱置于整流罩內，防止多層絕熱受氣動沖刷而脫落[17,18]。

美國火神火箭ACES低溫上面級提出采用集成流體系統技術（Integrated Vehicle Fluids，IVF）的方案。利用貯箱內液氫液氧和受熱蒸發出的氫氧蒸氣，實現貯箱增壓、姿控、供電等功能的一體化，避免推進劑的浪費，以實現箭上能源的高效利用和高品質流轉[19]。

中國在重型運載火箭關深階段已開展低溫推進劑長期在軌相關試驗研究，突破了蒸發量控制方案、先進絕熱材料、低溫動力大型系統級真空艙試驗、理論、工程及CFD仿真方法等技術，并在長征三號甲系列火箭上開展了搭載試驗。然而，低溫動力系統長時間滑行技術距離工程應用仍有較大差距，技術成熟度不足，且方案使用維護代價較大，仍不具備工程實施條件，需要持續推進技術攻關。

5 結 論

本文得出以下結論：

a）基于長征三號甲系列火箭三子級，3 m直徑氫氧動力模塊已實際發展成為橫跨中國3個主流運載火箭型號的通用化模塊，對中國運載火箭通用化、系列化、組合化的發展布局具有標志性意義。

b）長征七號甲火箭三子級對3 m直徑氫氧動力系統進行了一系列技術改進，氫緊急排氣、貯箱增壓閉環控制、射前增壓管路預冷、長時間滑行、箭上供配氣等技術改進增強了逆流程安全性、無人值守適應性、增補壓可靠性以及任務適應性。

c）中國高空起動氫氧動力系統應持續開展發動機改進、低溫加注后逆流程適應性、長時間滑行等技術的拓展，同時提出基于新一代膨脹循環YF-75D發動機拓展至3.35 m共底模塊，替代YF-75發動機模塊的方案，以提高本質可靠性，提供更好性能拓展空間和更靈活的任務剖面選擇。

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Development and Improvement of the 3m Hydrogen/Oxygen Cryogenic Upper Stage Propulsion System in China

Wang Xi1, Luo Meng1, Zhou Hong1, Fan Rui-xiang2, Wei Yuan-ming1

(1. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076;2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

The propulsion system of the 3m hydrogen/oxygen cryogenic upper stage in China is briefly introduced, and a detailed comparison with foreign hydrogen/oxygen cryogenic upper stages is given. Based on the original cryogenic upper stage of CZ-3A series vehicles, and considering the characteristics of CZ-7A vehicle, technical improvements of considering the characteristics of 3m hydrogen considering the characteristics of oxygen cryogenic upper stage are reviewed. Numerous technical improvements, such as pressurization control strategy, gas venting technology before pressurization, longtime duty cycle, and hydrogen emergency venting system, are explored and gradually applied to the upper stage of CZ-7A, CZ-3A and CZ-8 rockets. Thus, developing a general 3m cryogenic upper stage for China. Along with the mature of the new-generation rockets in China, taking CZ-7A upper stage as the traction, some suggestions are present, and the hydrogen-oxygen cryogenic upper stage used double YF-75D engines is put forward for the future direction.

CZ-7A; launch vehicle; hydrogen/oxygen upper stage; propulsion system; technical improvement; development direction

2097-1974(2023)01-0031-06

10.7654/j.issn.2097-1974.20230107

V43

A

2022-03-14；

2022-12-15

王 夕（1989-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為運載火箭總體設計及動力系統總體設計。

羅 盟（1990-），男，博士，工程師，主要研究方向為動力系統總體設計。

周 宏（1977-），女，博士，高級工程師，主要研究方向為動力系統總體設計。

范瑞祥（1965-），男，中國科學院院士，博士，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設計。

魏遠明（1980-），男，博士，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設計。