孫紀國，岳文龍

（北京航天動力研究所，北京 100076）

0 引言

在人類已開發(fā)的火箭發(fā)動機中，氫氧發(fā)動機依然代表著化學火箭發(fā)動機的最高性能水平，并且具有天然的環(huán)保和可重復使用特性，無論在一次性使用運載火箭還是可重復使用運載器中都占有重要地位。液氫是優(yōu)良的冷卻劑，分子量小，做功能力很高，燃氣發(fā)生器產(chǎn)生富氫燃氣即可實現(xiàn)高功率驅(qū)動渦輪泵；冷卻推力室后的高溫氣氫直接驅(qū)動渦輪也可實現(xiàn)再生動力循環(huán)（此即膨脹循環(huán)方式）。氫氧發(fā)動機是當今世界運載火箭的主流推進動力之一，是世界航天大國的技術(shù)支撐和代表標志之一。

太空已成為航天大國競爭的另一個戰(zhàn)場。2018 年美國的新國家航天戰(zhàn)略提出要加強天空活動的持續(xù)發(fā)展。美國要重新啟動載人登月、探測火星等重大活動[1]，正在研發(fā)航天發(fā)射系統(tǒng)（SLS）重型火箭[2]。俄羅斯的“2016—2025 年十年航天規(guī)劃”策劃2030 年前實現(xiàn)載人登月，為此已開展可用于發(fā)射大型航天器、載人飛船和月球軌道艙的重型運載火箭研發(fā)[3]。中國已提出了航天強國建設(shè)目標，要在2030 年前載人登月，為此已開展重型運載火箭關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，包括大推力氫氧發(fā)動機等關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)[4]。

本文對國內(nèi)外氫氧發(fā)動機的發(fā)展歷史和現(xiàn)狀進行簡要分析，介紹我國大推力氫氧發(fā)動機的研究進展，并提出建議。

1 國內(nèi)外氫氧發(fā)動機發(fā)展現(xiàn)狀

從1958 年美國開始研制世界上第1 臺氫氧發(fā)動機至今，國際上已成功研制了20 多型氫氧發(fā)動機[5]（見表1），推力從最初的幾噸發(fā)展到了幾百噸，循環(huán)方式從簡單的燃氣發(fā)生器循環(huán)發(fā)展到了高性能的補燃循環(huán)和閉式膨脹循環(huán)。經(jīng)過幾十年的發(fā)展，百噸級以上的氫氧發(fā)動機一直是美國、歐洲、日本現(xiàn)役和未來主力運載火箭的主要配套發(fā)動機。

表1 國外氫氧發(fā)動機性能參數(shù)與發(fā)展歷程Tab.1 Development history of hydrogen/oxygen rocket engine in the world

1950—1970 年代初期，美國、蘇聯(lián)、歐洲、日本先后開始氫氧發(fā)動機研制，此時研制的氫氧發(fā)動機推力均不大，各種循環(huán)方式百花齊放，主要用于運載火箭的上面級，代表型號有美國的RL-10 和J-2、蘇聯(lián)的RD-56、歐洲的HM-7 和日本的LE-5，推力都在10 t 左右。各國通過小推力發(fā)動機的研制，基本掌握了氫氧發(fā)動機的設(shè)計、生產(chǎn)和試驗技術(shù)，為后續(xù)研制更大推力、更高性能的氫氧發(fā)動機奠定了良好基礎(chǔ)。

1970 年代中期至1980 年代末是氫氧發(fā)動機的高速發(fā)展時期，其突出特點是追求更大的推力、更高的性能。美國和蘇聯(lián)在冷戰(zhàn)時期競相發(fā)展重型運載火箭用于探月和太空活動，如美國早期的土星Ⅴ、航天飛機以及蘇聯(lián)的能源號，這些火箭都應(yīng)用了大推力氫氧發(fā)動機。大推力氫氧發(fā)動機是大型和重型運載火箭的必然選擇，代表型號有美國的SSME[6]、蘇聯(lián)的RD-0120[7]、歐洲的Vulcain[8]和日本的LE-7，推力量級達到100～200 t。為了實現(xiàn)高性能，發(fā)動機以補燃循環(huán)方案為主。美國的SSME 發(fā)動機還提出了多次重復使用的目標，其技術(shù)先進性達到了氫氧發(fā)動機的頂峰。雖然航天飛機在1972年正式開始研制，但是在10 年前就已經(jīng)開始對高壓補燃氫氧發(fā)動機開展技術(shù)預研，積累了大量的經(jīng)驗和技術(shù)基礎(chǔ)，動力必須先行研究。

1990 年代至今，各種推力量級、各種循環(huán)方式的氫氧發(fā)動機進一步全面發(fā)展，發(fā)動機在追求性能的同時，也更加注重可靠性與研制成本。日本在LE-7 研制成功后，為了降低成本提高可靠性，發(fā)展了簡化設(shè)計的LE-7A[9]。美國在擁有了最高水平的SSME 后，研制了低成本大推力的RS-68[10]。SSME服役以后，在試驗中仍然出現(xiàn)故障，美國因此啟動了SSME 的持續(xù)改進，提高發(fā)動機的可靠性和組件使用壽命，同時發(fā)動機性能也有所提高。Vulcain、RL-10、J-2 則不斷進行優(yōu)化改進，提高性能和可靠性。此外，閉式膨脹循環(huán)開始向20 t 推力量級發(fā)展。21 世紀以來，美國為了保持太空優(yōu)勢，發(fā)展了戰(zhàn)神Ⅴ重型火箭（已中途下馬），正在研制SLS 重型火箭。SLS 芯一級采用3～5 臺改進的RS-25D（SSME）發(fā)動機，二級采用1～3 臺J-2X 發(fā)動機[11]。

綜觀各國氫氧發(fā)動機的發(fā)展歷程可見，各國在氫氧發(fā)動機研制中走了不同的技術(shù)途徑。美國先發(fā)展的是膨脹循環(huán)，而后才發(fā)展燃氣發(fā)生器循環(huán)、補燃循環(huán)；蘇聯(lián)只研制補燃循環(huán)發(fā)動機和膨脹循環(huán)發(fā)動機；日本走的是燃氣發(fā)生器循環(huán)、膨脹循環(huán)、補燃循環(huán)循序漸進之路?？偟陌l(fā)展趨勢是推力越來越大，循環(huán)方式越來越先進，比沖性能水平越來越高，可靠性越來越高；注重“動力先行”；注重發(fā)動機的持續(xù)改進和擴展應(yīng)用；為了提高運載能力，重型運載火箭的芯一級或二級大多選擇大推力氫氧發(fā)動機。

我國氫氧發(fā)動機從1970 年代發(fā)展至今，也取得了長足進步（見表2），先后研制了長三火箭上面級的YF-73 氫氧發(fā)動機、長三甲系列火箭上面級YF-75、長征5 號火箭芯一級YF-77 和二級YF-75D 發(fā)動機，真空推力從4 t 到70 t，在1990 年代末也開展了50 t 級補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)和預先研究。

表2 我國氫氧發(fā)動機發(fā)展歷程Tab.2 Development history of hydrogen/oxygen rocket engine in China

與國外氫氧發(fā)動機相比，我國氫氧發(fā)動機還存在以下差距：①推力偏小。國內(nèi)目前最大推力的氫氧發(fā)動機真空推力僅70 t，不僅和美俄兩國兩三百噸的推力差距明顯，和歐洲日本的百噸級氫氧發(fā)動機相比也有不小差距，不能滿足深空探測等發(fā)展需求。②性能偏低。國內(nèi)氫氧發(fā)動機比沖未超過442 s，和國外最高水平相差20 多s，主要因為技術(shù)方案未采用補燃循環(huán)，另外在材料、制造工藝水平等方面也和國外有不小差距，導致比沖和推重比水平偏低。③功能單一。國內(nèi)大推力發(fā)動機未應(yīng)用大范圍推力調(diào)節(jié)等技術(shù)，使得發(fā)動機在執(zhí)行各類航天任務(wù)的適應(yīng)性和靈活性受到一定限制。

為滿足載人登月、深空探測等重大航天任務(wù)需求，我國需要研制更大推力、更高性能的氫氧發(fā)動機，這也是航天強國建設(shè)的必由之路。

2 大推力補燃氫氧發(fā)動機技術(shù)方案

燃氣發(fā)生器循環(huán)氫氧發(fā)動機的比沖在室壓高于16 MPa 后會隨著室壓的增加而下降，而補燃循環(huán)發(fā)動機仍然保持著比沖隨著室壓增加而提高的趨勢。因此，補燃循環(huán)發(fā)動機可以選擇更高的室壓實現(xiàn)高性能，并有利于減小發(fā)動機的尺寸和質(zhì)量。補燃循環(huán)發(fā)動機渦輪流量大，功率大。補燃循環(huán)的發(fā)動機混合比比燃氣發(fā)生器循環(huán)高（因為補燃循環(huán)發(fā)動機混合比就是推力室混合比），高混合比可以減小火箭燃料貯箱容積，提高火箭運載能力，對氫氧推進劑火箭優(yōu)勢特別明顯。因此，大推力氫氧發(fā)動機特別適合采用高壓補燃循環(huán)。

發(fā)展航天，動力先行。為了滿足我國未來航天發(fā)展需要，提高進入空間的能力，我國重型運載火箭論證確定火箭二級和三級采用高性能的氫氧發(fā)動機[12]。在前期對二級大推力氫氧發(fā)動機采用200 t 級補燃循環(huán)、200 t 級燃氣發(fā)生器循環(huán)、100 t 級補燃循環(huán)、100 t 級燃氣發(fā)生器循環(huán)進行對比分析的基礎(chǔ)上，經(jīng)火箭總體優(yōu)化論證，確定重型運載火箭二級采用2 臺220 t 級補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機。此后開展了220 t 補燃氫氧發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)研制。

220 t 補燃氫氧發(fā)動機設(shè)計真空比沖為453 s，真空推力為2 200 kN，發(fā)動機混合比為6，具備雙向搖擺和推力調(diào)節(jié)能力（65%～100%）。發(fā)動機系統(tǒng)方案和結(jié)構(gòu)如圖1 所示。采用單富氫預燃室并聯(lián)驅(qū)動氫氧渦輪泵，設(shè)置氫氧預壓渦輪泵，氣氫驅(qū)動氫預壓渦輪，液氧驅(qū)動氧預壓液力渦輪；采用電點火火炬式裝置，可實現(xiàn)多次點火；主泵后液氫大部分供應(yīng)預燃室，少部分串聯(lián)冷卻推力室身部與噴管后驅(qū)動氫預壓渦輪，有效降低了對氫泵揚程的需求；噴管上段為再生冷卻噴管，下段為氣膜冷卻單壁金屬噴管，適應(yīng)火箭二級使用的需求（不帶下段單壁噴管時發(fā)動機可拓展應(yīng)用于火箭一級）；預燃室氧路調(diào)節(jié)推力，推力室氧路調(diào)節(jié)混合比；采用預壓泵前擺方案；單機模塊化設(shè)計。

圖1 220 t 補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機示意圖Fig.1 Schematic diagram and construction of 220 t hydrogen/oxygen engine

3 大推力氫氧發(fā)動機研究進展

220 t補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機推力量級是國內(nèi)現(xiàn)役最大推力氫氧發(fā)動機的3倍，工作壓力大幅提升，通過對其研制，能夠?qū)崿F(xiàn)我國氫氧發(fā)動機技術(shù)升級換代。

目前，220 t 補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機已完成了發(fā)動機、各組件方案論證和設(shè)計，開展了發(fā)動機及其組件工作過程的數(shù)值仿真研究。通過臺架試驗和試驗件冷熱試驗，研究了組件的關(guān)鍵技術(shù)和方案選型。完成了多輪次渦輪泵軸承和動密封臺架試驗、多輪次總裝結(jié)構(gòu)高壓靜密封和閥門高壓動密封驗證試驗。開展了發(fā)動機故障診斷模型研究、關(guān)鍵材料及制造工藝攻關(guān)，論證了大推力氫氧發(fā)動機試驗技術(shù)。同時，已完成了多次火炬點火器熱試驗、縮尺預燃室熱試驗、縮尺預燃室與縮尺推力室分級燃燒熱試驗、全尺寸預燃室熱試驗。后續(xù)還將進行預燃室與氫、氧渦輪泵聯(lián)動試驗等關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)工作。

目前已完成了44 次預燃室火炬式電點火器和推力室火炬式電點火器熱試驗，如圖2 所示。試驗采用了新研制點火電嘴，能夠在液氦溫度環(huán)境下可靠發(fā)火。點火器試驗的點火室室壓范圍為0.12～6.6 MPa，混合比范圍為0.38～3.0，能夠適應(yīng)在箱壓或高背壓、富氧或富燃等寬范圍內(nèi)可靠點火。

圖2 氫氧火炬式電點火器試驗Fig.2 Hydrogen/oxygen torch igniter hot test

2018 年進行了10 次縮尺預燃室擠壓熱試驗，如圖3 所示。對不同結(jié)構(gòu)方案的預燃室噴嘴、噴注器設(shè)計以及溫度場均勻結(jié)構(gòu)等進行了試驗研究，獲得了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)和工作參數(shù)，并針對燃燒性能、流量特性、溫度均勻性、燃燒穩(wěn)定性等，優(yōu)選了預燃室設(shè)計方案。試驗范圍為：燃燒室室壓7.5～15.5 MPa，混合比0.60～1.04，單噴嘴流量0.265～0.687 kg/s。

圖3 縮尺氫氧預燃室試驗Fig.3 Subscale hydrogen/oxygen preburner hot test

2018 年完成了6 次縮尺預燃室與縮尺推力室分級燃燒熱試驗，如圖4 所示，獲得了氣氫/液氧補燃推力室噴嘴的流量特性和燃燒特性，初步考核了預燃室和推力室分級燃燒技術(shù)，初步獲取了分級燃燒起動關(guān)機時序控制特性，并優(yōu)化確定了推力室設(shè)計參數(shù)。試驗的工況參數(shù)為：預燃室室壓9.2～15.8 MPa，混合比0.78～0.93；推力室室壓7.6～12.5 MPa，混合比4.71～6.83，推力室總流量10.0～16.1 kg/s。

圖4 縮尺預燃室與推力室分級燃燒聯(lián)合試驗Fig.4 Subscale staged combustion test of H2/O2preburner and thrust combustion assembly

2019 年6 月開展了4 次全尺寸預燃室擠壓熱試驗，如圖5 所示。研究了全尺寸預燃室的流量特性、燃燒特性、溫度場分布特性和工作時序，驗證了預燃室在拉偏工況下的工作適應(yīng)性。試驗范圍為：預燃室室壓7.7～13.2 MPa，混合比0.61～1.09，總流量48.2～69.5 kg/s。研究表明，初步突破了補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機高壓大流量預燃室關(guān)鍵技術(shù)。

圖5 全尺寸氫氧預燃室試驗Fig.5 Preburner hot test of 220 t hydrogen/oxygen engine

進行了氫氧主渦輪泵和預壓渦輪泵多種重載高Dn值軸承（D為軸承內(nèi)徑，n為渦輪泵轉(zhuǎn)速）多次液氮環(huán)境臺架試驗，Dn值達到2.64×106r·min-1·mm。進行了渦輪泵新型圓周分瓣式浮動環(huán)動密封液氮環(huán)境臺架試驗，氦氣消耗量比現(xiàn)有型號發(fā)動機大幅降低。開展了閥門新型彈簧蓄能式動密封常溫、液氮、液氫溫區(qū)密封性能研究，低溫漏率≯50 mL/s。完成了多輪次高壓靜密封試驗，在常溫及液氮溫度、高壓氦介質(zhì)密封性能試驗漏率不大于1×10--7Pa·m3/s。

在后續(xù)研制中要重點關(guān)注以下關(guān)鍵技術(shù)：

1）補燃循環(huán)發(fā)動機起動關(guān)機過程控制技術(shù)。補燃循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)復雜，組件工作特性耦合程度高，發(fā)動機起動關(guān)機過程控制復雜度相比于燃氣發(fā)生器循環(huán)大幅增加，調(diào)節(jié)發(fā)動機的起動工況、匹配發(fā)動機及其組件的工作協(xié)調(diào)性是需要重點突破的關(guān)鍵技術(shù)。通過發(fā)動機分系統(tǒng)試驗、半系統(tǒng)試驗和全系統(tǒng)短程試驗，結(jié)合大量的數(shù)值仿真分析，分步研究起動關(guān)機控制過程。

2）發(fā)動機總裝結(jié)構(gòu)技術(shù)。隨著管路直徑增大、壓力提高，補燃氫氧發(fā)動機管路成型、密封、安裝等難度顯著增加。隨著發(fā)動機功率水平大幅提升，結(jié)構(gòu)動力學問題更加突出。須開展發(fā)動機總體布局優(yōu)化設(shè)計、動力學控制、高壓密封、管路補償?shù)燃夹g(shù)研究。

3）高壓氫氧渦輪泵技術(shù)。在SSME 和RD-0120 發(fā)動機研制過程中，渦輪泵是故障最多、技術(shù)難度最大的組件。補燃發(fā)動機需要采用預壓泵和多級主泵來滿足高壓要求。高轉(zhuǎn)速渦輪泵優(yōu)化、高Dn值軸承、動密封、抗氣蝕誘導輪、轉(zhuǎn)子動力學、預壓渦輪泵等是其主要關(guān)鍵技術(shù)。

4）補燃推力室技術(shù)。補燃推力室噴注器要保證液氧/高溫富氫燃氣/氣氫3 種工質(zhì)在變推力范圍內(nèi)穩(wěn)定高效工作，同時推力室熱流密度顯著增長，在研制中要解決大尺寸補燃推力室的燃燒穩(wěn)定性和熱防護問題。

5）大范圍變推力調(diào)節(jié)技術(shù)。通過半實物仿真實驗、變推力調(diào)節(jié)試驗等，研究變工況調(diào)節(jié)控制技術(shù)、發(fā)動機及其組件對變工況和低工況的工作適應(yīng)性。

6）發(fā)動機材料及制造技術(shù)。大推力氫氧發(fā)動機要研究應(yīng)用新材料、新的工藝制造方法；復雜結(jié)構(gòu)件探索新的工藝方法提高產(chǎn)品合格率；機械加工制造探索研究新的工藝方法，以適應(yīng)快速研制需求。

7）補燃發(fā)動機試驗技術(shù)。包括大推力補燃發(fā)動機真空點火和高模試驗技術(shù)、高精度測試技術(shù)、發(fā)動機故障診斷及健康管理技術(shù)等。

4 結(jié)束語

大推力氫氧發(fā)動機是大型和重型運載火箭的必然選擇。我國220 t 氫氧發(fā)動機采用高壓補燃循環(huán)技術(shù)方案，設(shè)計參數(shù)達到世界先進水平。目前，220 t 補燃氫氧發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)已取得較大進展，并初步突破部分關(guān)鍵技術(shù)。研制大推力高壓補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機，將大幅提升我國氫氧火箭發(fā)動機的水平，優(yōu)化火箭構(gòu)型，并帶動我國氫氧發(fā)動機設(shè)計、制造工藝和試驗技術(shù)水平更新?lián)Q代。

國內(nèi)外液體推進技術(shù)的發(fā)展表明，為了支撐我國航天技術(shù)的持續(xù)發(fā)展和航天強國建設(shè)，需要超前科學地規(guī)劃液體火箭發(fā)動機的技術(shù)發(fā)展方向和路線，需要持續(xù)穩(wěn)定地支持基礎(chǔ)技術(shù)創(chuàng)新、技術(shù)改進驗證和技術(shù)躍進發(fā)展。