李 斌 欒希亭 張小平

（西安航天動力研究所）

1 前言

航天活動需要大推力的火箭發(fā)動機提供動力，載人航天、載人登月等重大航天活動更需要大推力、高可靠性、高安全性的火箭發(fā)動機支撐，可謂發(fā)動機的推力有多大，人類的足跡就有多遠。

大推力液氧煤油發(fā)動機是運載火箭下面級主動力的全球選擇之一，幾十年的航天發(fā)展中，美、俄等航天國家研制了多種具有重大歷史意義的大推力液氧煤油發(fā)動機，奠定了其航天強國的地位。

上世紀(jì)八十年代末期以來，我國研制了120噸級液氧煤油發(fā)動機[1]，掌握了補燃循環(huán)等多項先進技術(shù)，采用該發(fā)動機的新一代運載火箭正在研制，即將形成以液氧煤油發(fā)動機為主的航天動力體系。然而，隨著我國綜合國力的快速增強和航天事業(yè)的快速發(fā)展，120噸級發(fā)動機的在推力量級方面不能完全滿足未來建設(shè)航天強國的需求。為此，我國應(yīng)研制下一代大推力火箭發(fā)動機。

在大推力發(fā)動機方案論證中，需要重點考慮發(fā)動機的使用成本、技術(shù)帶動性和技術(shù)繼承性。成本是未來航天發(fā)展特別是商業(yè)發(fā)射市場競爭的核心，液氧煤油推進劑成本低廉、無毒環(huán)保，發(fā)動機性能高、使用維護方便，在控制航天發(fā)射成本方面是最佳的動力選擇。技術(shù)帶動性是重大項目需要考慮的指標(biāo)，液體火箭發(fā)動機涉及氣動、傳熱、流體力學(xué)、燃燒、工藝、材料等多項重大高新技術(shù)，可以帶動相關(guān)技術(shù)領(lǐng)域的重大突破，符合建設(shè)創(chuàng)新型國家的國策。目前，我國已成功突破液氧煤油發(fā)動機的一系列重大技術(shù)，建成了一大批基礎(chǔ)設(shè)施，進一步發(fā)展大推力液氧煤油發(fā)動機有利于技術(shù)的繼承，實現(xiàn)循序漸進、持續(xù)發(fā)展。因此，大推力液氧煤油發(fā)動機符合我國國情，是我國未來載人航天、載人登月合理的動力選擇之一。

本文研究了國內(nèi)外航天動力技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢，提出我國載人登月主動力——大推力液氧煤油發(fā)動機的發(fā)展設(shè)想：2015年左右，完成推力室、燃氣發(fā)生器、主要自動器等組件驗證平臺的考核試驗，并衍生出300噸級液氧煤油發(fā)動機，用于超大型運載火箭，滿足多次對接、有限規(guī)模載人登月的需求；2020年左右，研制出600噸級雙推力室液氧煤油發(fā)動機，用于近地球軌道（LEO）運載能力百噸級以上的重型運載火箭，滿足我國本世紀(jì)中前期載人登月等各項重大航天活動的需求。

2 國內(nèi)外大推力火箭發(fā)動機發(fā)展現(xiàn)狀與趨勢

幾十年的航天發(fā)展中，各航天大國研制了多種大推力火箭發(fā)動機。上世紀(jì)五十年代，蘇聯(lián)率先研制成功RD-107/108液氧煤油發(fā)動機。以其為動力的“聯(lián)盟”號運載火箭，將首位航天員送入太空，開創(chuàng)了載人航天的歷史。目前，采用液氧煤油發(fā)動機“聯(lián)盟”號運載火箭是國際載人航天的主力。

六十年代，美國研制了680噸級的F-1液氧煤油發(fā)動機，用于“土星V”運載火箭，1969年7月20日，成功實現(xiàn)載人登月的偉大壯舉[2]。同時期，蘇聯(lián)研制了推力150噸級的NK-33液氧煤油發(fā)動機。由于該發(fā)動機推力低，登月的“N-1”火箭一級需要采用30臺。發(fā)動機臺數(shù)太多、動力系統(tǒng)過于復(fù)雜加上質(zhì)量控制等原因，導(dǎo)致火箭可靠性降低，造成“N-1”火箭4次飛行試驗全部失敗，整個登月計劃以失敗告終[3]。

七、八十年代，蘇聯(lián)吸取N-1的教訓(xùn)，研制成功推力740噸級的RD-170液氧煤油發(fā)動機，達到了液體火箭發(fā)動機技術(shù)的頂峰。蘇聯(lián)解體后，俄羅斯又研制成功了380噸級的RD-180和200噸級的RD-191液氧煤油發(fā)動機，技術(shù)水平遙遙領(lǐng)先其它國家，并開始出口發(fā)動機產(chǎn)品、輸出發(fā)動機技術(shù)，幫助美國、歐洲、印度、日本、韓國研制液氧煤油發(fā)動機及其運載火箭。

六、七十年代的軍備競賽中，美國建設(shè)了規(guī)模龐大的固體火箭發(fā)動機生產(chǎn)體系。七十年代末，隨著戰(zhàn)略武器的削減，美國固體發(fā)動機廠商龐大的生產(chǎn)能力嚴重過剩。為保證就業(yè)和維持生產(chǎn)體系，美國航天飛機等運載器開始采用固體發(fā)動機。受其影響，歐洲和日本的運載火箭也隨之采用固體發(fā)動機。這一選擇使美國、歐洲和日本在液氧煤油發(fā)動機技術(shù)領(lǐng)域發(fā)展不足。

九十年代以來，由于固體助推器成本高昂、污染嚴重，美國等西方國家開始積極引進俄羅斯液氧煤油發(fā)動機，用于替代固體助推器。九十年代初，美國普惠公司引進RD-120液氧煤油發(fā)動機并進行了熱試車；航空噴氣公司購買了NK-33和NK-43液氧煤油發(fā)動機，原計劃用于K-1可重復(fù)使用運載器，目前用于“金牛座”-2運載火箭[4]。1996年，洛克西德·馬丁公司用10億美元購買了101臺RD-180液氧煤油發(fā)動機[5]，用于“宇宙神”5系列運載火箭。由于液氧煤油發(fā)動機使用成本低，“宇宙神”5運載火箭的發(fā)射成本降低約1/4。引進液氧煤油發(fā)動機技術(shù)后，美國開展了自己的研究工作，航天飛機改進方案提出RS-76、AJ-800等液氧煤油發(fā)動機取代固體助推器的方案；第二代重復(fù)使用運載器計劃SLI中提出RS-84等液氧煤油發(fā)動機（見圖2）。上述發(fā)動機推力為3000kN-5000kN，均采用液氧煤油推進劑和補燃循環(huán)技術(shù)。2005年以來，SpaceX公司采用“灰背隼”液氧煤油發(fā)動機研發(fā)了“獵鷹”1/9運載火箭，獲得重大成功，并提出500噸級液氧煤油發(fā)動機計劃。2010年2月，奧巴馬推遲登月計劃，提出投入31億美元，開展重型運載與大推力液氧煤油發(fā)動機計劃，其中2011年度經(jīng)費5.6億美元[6]。

歐洲航天局為了降低“阿里安”5運載火箭的發(fā)射成本，啟動了“未來航天運載器預(yù)發(fā)展計劃（FLPP）”[7][8]，提出 400 噸級“伏爾加”和 200 噸級“烏拉爾”液氧烴發(fā)動機計劃，以替代固體助推器，并用于可重復(fù)使用運載器。為了降低成本，九十年代日本提出采用液氧烴發(fā)動機代替H-2系列火箭的固體助推器。同時，提出引進NK-33和RD-180液氧煤油發(fā)動機研制新型運載火箭的方案[9]。印度在航天動力技術(shù)領(lǐng)域較為落后，為了建立航天大國，印度提出龐大的發(fā)展規(guī)劃，2010年啟動了200噸級液氧煤油發(fā)動機研制，計劃用于載人登月運載火箭[10][11]。2002年以來，韓國購買了俄羅斯采用RD-151液氧煤油發(fā)動機（RD-191改型）組成的一級火箭，用于“羅老”號運載火箭。2009年8月和2010年6月，進行了兩次飛行試驗。

俄羅斯和美國主要液氧煤油發(fā)動機的特性見表1。

綜上所述，未來航天運載動力技術(shù)的發(fā)展趨勢可以概括如下：

（1）動力系統(tǒng)的大推力化，通過采用大推力發(fā)動機，減少發(fā)動機臺數(shù)，簡化動力系統(tǒng)，提高運載火箭的可靠性。

（2）動力系統(tǒng)的低成本化，航天競爭力的核心是成本，液氧煤油發(fā)動機以其使用成本低、性能高已成為一種需要的航天動力。

（3）推進劑的無毒環(huán)保化，新世紀(jì)是環(huán)保時代，高性能的液氧烴和液氧液氫推進劑以其無毒環(huán)保的優(yōu)良特點已成為航天動力的發(fā)展趨勢。

（4）通用化、系列化、模塊化，通過“一機多用”、技術(shù)拓展，增強發(fā)動機的適應(yīng)性。

其中，大推力液氧煤油發(fā)動機的主要發(fā)展方向為：

表1 俄羅斯和美國主要液氧煤油發(fā)動機特性

（1）推力200噸級以上。

（2）采用高性能的補燃循環(huán)系統(tǒng)。

（3）采用先進的泵后搖擺技術(shù)。

（4）具備大范圍推力和混合比調(diào)節(jié)能力。

3 大推力液氧煤油發(fā)動機總體方案

二十世紀(jì)八十年代后期，我國開始論證新一代火箭發(fā)動機。九十年代，進行了液氧煤油發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)。2000年以來，開始研制120噸級液氧煤油發(fā)動機。目前，該發(fā)動機各項關(guān)鍵技術(shù)均已掌握，即將研制成功，以該發(fā)動機為主動力的新一代系列運載火箭研制正在深入進行，大量基礎(chǔ)設(shè)施正在建設(shè)，以液氧煤油發(fā)動機為主的動力體系正在形成。在此基礎(chǔ)上，進一步研制大推力液氧煤油發(fā)動機符合我國國情，是我國航天動力體系的延續(xù)和發(fā)展，符合可持續(xù)發(fā)展的基本國策。

根據(jù)載人登月重型運載火箭總體的要求，大推力液氧煤油發(fā)動機的推力量級應(yīng)為600噸級。為了提高發(fā)動機技術(shù)的使用頻率、降低研制技術(shù)風(fēng)險，本文提出大推力液氧煤油發(fā)動機發(fā)展思路：發(fā)動機為600噸級雙推力室狀態(tài)，先分別開展以推力室和渦輪泵為主的兩個技術(shù)驗證平臺的研究與試驗，然后進行發(fā)動機系統(tǒng)集成，完成600噸級發(fā)動機研制。其中，推力室為主的研制平臺可以衍生出300噸級發(fā)動機，用于優(yōu)化和拓展新一代運載火箭的動力結(jié)構(gòu)和運載能力。

3.1 動力循環(huán)方式

大推力液體火箭發(fā)動機可選擇的動力循環(huán)方式一般包括補燃循環(huán)（又稱分級燃燒循環(huán)）和燃氣發(fā)生器循環(huán)。燃氣發(fā)生器循環(huán)為開式循環(huán)的一種，燃氣經(jīng)渦輪作功后直接排放至發(fā)動機外或者引至推力室噴管擴張段，由于這部分燃氣未能充分燃燒，推進劑的化學(xué)能沒有充分釋放，發(fā)動機性能較低。

補燃循環(huán)為閉式循環(huán)的一種，經(jīng)渦輪作功后的燃氣進入燃燒室，進行二次燃燒（即“補燃”），推進劑化學(xué)能釋放更為充分，發(fā)動機性能得到較大提高。

綜合分析，我國大推力液氧煤油發(fā)動機采用先進的補燃循環(huán)。

3.2 總裝方案

對于大推力火箭發(fā)動機，總體方案的焦點在于推力傳遞和推力矢量控制。液體火箭發(fā)動機推力矢量控制方式包括：發(fā)動機的泵前搖擺和泵后搖擺。

泵前搖擺的搖擺軟管在低壓的推進劑入口管路上，在提供推力矢量時，搖擺整個發(fā)動機。這種方案的優(yōu)點是搖擺軟管壓力低，便于研制；不足是發(fā)動機質(zhì)心偏離推力軸線，存在“偏心”問題；發(fā)動機搖擺尺寸和搖擺力矩較大；發(fā)動機重量較大。對于推力百噸級及其以下的發(fā)動機，采用此方案比較適宜，國外的RD-253、NK-33-1、RD-120K/M 等發(fā)動機均采用此方案。

泵后搖擺的搖擺軟管設(shè)置在渦輪泵出口的高壓管路上，在提供推力矢量時，只需要搖擺推力室及其附件。對大推力的補燃循環(huán)發(fā)動機，泵后擺方案可以有效減小發(fā)動機尺寸、重量和搖擺力矩，便于解決偏心等問題。但泵后搖擺需要設(shè)置高溫、高壓燃氣搖擺軟管和高壓液體推進劑搖擺軟管。綜合考慮，泵后搖擺優(yōu)勢明顯，代表了大推力液體火箭發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展趨勢。因此，國外先進的發(fā)動機如RD-170/180/191和RS-68等均采用此方案。

綜合分析，我國大推力液氧煤油發(fā)動機應(yīng)采用泵后搖擺方案，其中重點研究燃氣搖擺軟管。

3.3 主要組件方案

液體火箭發(fā)動機的主要組件包括推力室、燃氣發(fā)生器、渦輪泵和自動器等，涉及主要組件的方案包括推力室和燃氣發(fā)生器的臺數(shù)及其結(jié)構(gòu)、渦輪泵的結(jié)構(gòu)和布局等。

綜合考慮，600噸級液氧煤油發(fā)動機采用2臺推力室、2臺燃氣發(fā)生器、1臺渦輪泵、2臺液氧主閥、2臺推力室燃料主閥等組件。在推力室等組件驗證平臺中，可以考核除發(fā)動機渦輪泵之外的其余組件，并衍生出300噸級發(fā)動機，600噸級和300噸級發(fā)動機共用除渦輪泵之外的主要組件。

渦輪泵為同軸式布局，氧泵居中，燃料泵和渦輪位于兩端。為了便于重復(fù)試車，自動器方案為多次使用，采用電動、氣動和液動控制。

總之，大推力液氧煤油發(fā)動機研究在120噸級發(fā)動機的技術(shù)基礎(chǔ)上開展，并進行優(yōu)化設(shè)計，整體提升發(fā)動機技術(shù)水平。主要的優(yōu)化工作包括：

（1）優(yōu)化發(fā)動機系統(tǒng)，減輕發(fā)動機重量，提高發(fā)動機可靠性和操作性。

（2）采用泵后搖擺技術(shù)，解決發(fā)動機的偏心問題，控制搖擺力矩，減輕發(fā)動機重量。

（3）提高泵抗氣蝕能力，降低發(fā)動機入口壓力。

（4）發(fā)揮數(shù)字化設(shè)計的優(yōu)勢，提高發(fā)動機技術(shù)水平和研制效率。

4 大推力液氧煤油發(fā)動機主要特性參數(shù)

大推力液氧煤油發(fā)動機主要性能參數(shù)見表2。兩種大推力液氧煤油發(fā)動機結(jié)構(gòu)見圖1，總裝搖擺包絡(luò)尺寸見表3。

表2 大推力液氧煤油發(fā)動機主要參數(shù)

圖1 發(fā)動機總裝結(jié)構(gòu)圖

表3 300噸級發(fā)動機尺寸

5 大推力液氧煤油發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)與研制條件

大推力液氧煤油補燃循環(huán)發(fā)動機代表了液體火箭發(fā)動機技術(shù)的最高水平，需要解決多項關(guān)鍵技術(shù)。在120噸級發(fā)動機研制中，我國掌握了液氧煤油補燃循環(huán)發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)的研究方法，為大推力液氧煤油發(fā)動機研制奠定了良好的技術(shù)基礎(chǔ)。大推力液氧煤油發(fā)動機需要的獨有技術(shù)主要為高壓燃氣搖擺軟管，經(jīng)與國內(nèi)相關(guān)單位溝通，我國已具備了該軟管的材料和加工技術(shù)。

大推力液氧煤油發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)及其研究方案見表4。

表4 關(guān)鍵技術(shù)及其研究方案

大推力液氧煤油發(fā)動機的主要研保條件包括整機熱試車臺、組件冷熱試驗臺和生產(chǎn)設(shè)備。根據(jù)研究，目前的條件改造后可以滿足部分關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)的需要，包括推力室等組件驗證平臺（300噸級發(fā)動機）的生產(chǎn)和試驗等；600噸級發(fā)動機試車臺及其部分生產(chǎn)設(shè)備需要新建。

6 結(jié)論

大推力液氧煤油發(fā)動機是各國未來航天發(fā)展的核心動力，600噸級液氧煤油發(fā)動機可用于百噸級LEO運載能力的重型運載火箭，滿足載人登月和深空探測、發(fā)射大型空間站等重大航天活動的需求。

大推力液氧煤油發(fā)動機具有使用成本低、性能高、環(huán)保等優(yōu)良特性，是目前國外重點研發(fā)的動力裝置，是未來包括載人航天在內(nèi)的各種重大航天活動一種必需的動力基礎(chǔ)。

本文提出600噸級大推力液氧煤油發(fā)動機方案，發(fā)動機采用補燃循環(huán)、泵后搖擺、大范圍工況調(diào)節(jié)等先進技術(shù)。按照目前技術(shù)水平和工業(yè)基礎(chǔ)，有望2020年左右可完成發(fā)動機研制。

對于我國來說，大推力液氧煤油發(fā)動機技術(shù)繼承性和帶動性好，可以優(yōu)化和拓展我國新一代運載火箭動力系統(tǒng)、用于重型運載火箭，滿足我國載人登月和深空探測、發(fā)射大型空間站等重大航天活動的動力需求，大幅度提升我國進入空間的能力，為我國本世紀(jì)建設(shè)航天強國提供強大的動力。

［1］張貴田.高壓補燃液氧煤油發(fā)動機[M].國防工業(yè)出版社.2005.

［2］Lowther，Scott.Saturn:Development，Details，Derivatives and Descendants，Work in progress.http://www.webcreations.com/

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［6］NASA Requesting Funds for New First-Stage Rocket Engine.http://www.spacenews.com/

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［8］About Future Launchers Preparatory Programme（FLPP）.http://esamm.asa.int/

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［11］Indian Space Transportation System Present Scenario and Future Directions.http://www.tifr.res.in/～aset/full_text/FT_2009/TIFR.PPT

［12］張小平，丁豐年，馬杰.我國載人登月重型運載火箭動力系統(tǒng)探討［J］.火箭推進，2009，35（2）:1-6.