陳士強(qiáng)，黃 輝，張青松，秦旭東，容 易

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

運載火箭技術(shù)水平是國家航天能力的基礎(chǔ)，動力系統(tǒng)很大程度上決定了運載火箭的總體性能。運載火箭液體動力系統(tǒng)一般包括發(fā)動機(jī)和增壓輸送系統(tǒng)。運載發(fā)展,動力先行；動力發(fā)展,總體牽引。放眼世界運載火箭發(fā)展大勢，未來焦點將從“滿足當(dāng)前任務(wù)急需”轉(zhuǎn)化為“形成長遠(yuǎn)競爭優(yōu)勢”，發(fā)展模式將從“能力的迫切提高”升級為“效率的極致追求”，協(xié)作分工將從“逐級責(zé)權(quán)劃分”轉(zhuǎn)化為“基于一體化的合作共贏”，國家重大工程、快速進(jìn)出空間、商業(yè)航天等都對航天動力技術(shù)發(fā)展提出了迫切需求[1]。

面對新的國際形勢和行業(yè)發(fā)展態(tài)勢，有必要系統(tǒng)梳理我國運載火箭發(fā)展方向及對液體動力系統(tǒng)的發(fā)展需求，研究運載火箭液體動力系統(tǒng)總體發(fā)展規(guī)劃，做好頂層牽引，整合資源和力量，實現(xiàn)重點方向的有序突破，全力支撐航天強(qiáng)國建設(shè)。

1 國外運載火箭液體動力系統(tǒng)發(fā)展態(tài)勢

運載火箭技術(shù)的不斷發(fā)展推動著液體動力系統(tǒng)的技術(shù)進(jìn)步，經(jīng)過近百年的發(fā)展，液體動力系統(tǒng)從發(fā)動機(jī)到增壓輸送，性能不斷提高,門類逐步豐富,使用維護(hù)性日益友好。隨著一次性運載火箭的理念升級、重復(fù)使用運載火箭的大放異彩以及深空探測浪潮的再次襲來，世界范圍內(nèi)運載火箭動力系統(tǒng)呈現(xiàn)出新的、更為深刻的發(fā)展態(tài)勢。

1.1 液體火箭發(fā)動機(jī)

1.1.1 美國

美國作為傳統(tǒng)航天強(qiáng)國，在液體火箭發(fā)動機(jī)領(lǐng)域始終保持著領(lǐng)先水平。自20世紀(jì)70年代起，美國主流運載火箭逐步選擇了“固體助推器+氫氧發(fā)動機(jī)”的基礎(chǔ)級主動力模式，包括Space Shuttle的SSME、Delta 4的RS-68和正在研制的SLS的RS-25系列，基礎(chǔ)級國產(chǎn)液氧煤油發(fā)動機(jī)僅存Merlin-1D+(海平面推力86t)一型；SpaceX和Blue Origin兩家私營公司目前正在研發(fā)各自的高壓補(bǔ)燃液氧甲烷發(fā)動機(jī)——Raptor和BE-4，傳統(tǒng)發(fā)動機(jī)制造商Aerojet Rocketdyne也正努力在高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)AR-1的研制上取得突破[2]。美國主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)及主要性能參數(shù)見圖1、表1。

RL10系列發(fā)動機(jī)是世界上第一款氫氧發(fā)動機(jī)，也是美國唯一一款通用型氫氧末級發(fā)動機(jī)，1958年開始原型機(jī)研制。經(jīng)過60多年的持續(xù)改進(jìn)，共經(jīng)歷3個子系列(RL10A、RL10B、RL10C)，約25種型號(包含部分預(yù)研型號和階段性技術(shù)狀態(tài)固化型號)，比沖從422s提高到465.5s，推力從6.7t增加到11.2t，工作時間從430s延長到700s，先后應(yīng)用于Atlas-Centaur、Saturn、Titan-Centaur、Space Shuttle-Centaur、Delta系列等運載火箭，并被美國后續(xù)多款大中型運載火箭選為末級主動力，包括SLS探索上面級(Exploration Upper Stage)、Vulcan-Centaur和OmegA[3-5]。

J-2系列發(fā)動機(jī)是美國另一款經(jīng)典的氫氧發(fā)動機(jī)，基本型J-2于20世紀(jì)60年代研制成功，真空推力104t,比沖425s，應(yīng)用于Saturn V火箭S-II和S-IVB模塊；改進(jìn)型J-2S推力提高15%，比沖達(dá)到436s。為滿足“星座計劃”需求，J-2X應(yīng)運而生，真空推力133t，比沖448s，并曾被選作SLS探索上面級主發(fā)動機(jī)。

BE-4AR-1Merlin-1D+SSMERL10C-1F-1RL10B-2J-2X

圖1 美國主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)圖鑒

Fig.1 Main liquid rocket engines of USA

表1 美國主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)主要性能參數(shù)

注1：(V)表示真空參數(shù)，后文同。

注2：“推力等級”劃分原則(后文同)：0～15t歸為“10t級”，16t～25t歸為“20t級”，26t～35t歸為“30t級”，36t～65t歸為“50t級”，66t～149t歸為“100t級”，150t～300t歸為“200t級”，301t～600t歸為“400t級”，601t～900t歸為“800t級”，901t以上歸為“1000t級”。

1.1.2 俄羅斯(含蘇聯(lián)、烏克蘭)

俄羅斯在液體火箭發(fā)動機(jī)領(lǐng)域建樹卓著，尤其是在高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)研制和應(yīng)用方面，其代表性的產(chǎn)品包括20世紀(jì)60年代用于N-1載人登月運載火箭的NK-33，70～80年代的RD-170和RD-120等。隨著世界政治格局的劇烈變化，俄羅斯一方面持續(xù)優(yōu)化本國運載火箭的已有發(fā)動機(jī)，包括RD-107A、NK-33-1、RD-0124等；另一方面積極尋求國際合作推進(jìn)新型發(fā)動機(jī)的研制，包括RD-180(俄美合作)和RD-191(俄韓合作)兩型產(chǎn)品[6]。目前俄羅斯通過高壓補(bǔ)燃技術(shù)的橫向牽引，形成單噴管RD-191、雙噴管RD-180和四噴管RD-170的系列化液氧煤油發(fā)動機(jī)，正在研制推力超過800t的世界最大推力“沙皇引擎”——RD-171MV，打造了基礎(chǔ)級200t級-400t級—800t級推力型譜。俄羅斯主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)和主要性能參數(shù)見圖2、表2。

RD-107RD-171RD-180RD-191RD-0124NK-33RD-120RD-0120

圖2 俄羅斯主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)圖鑒

Fig.2 Main liquid rocket engines of Russia

表2 俄羅斯主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)主要性能參數(shù)

蘇聯(lián)氫氧發(fā)動機(jī)的研究主要是在20世紀(jì)60～80年代研制了50t級的D-57、10t級的RD-56及200t級的RD-0120補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)。之后俄羅斯液體火箭發(fā)動機(jī)發(fā)展以液氧煤油為主，僅在20世紀(jì)末才研制了一款10t級推力的RD-0146氫氧膨脹循環(huán)發(fā)動機(jī)，用于KVTK氫氧末級，目前尚未飛行。

1.1.3 歐洲

歐洲在歐盟的政治框架下堅持航天獨立自主、技術(shù)繼承的發(fā)展路線，目前在役和在研的僅4個型號。1975年，歐空局開始研制Ariane運載火箭，其三子級采用氫氧發(fā)動機(jī)HM-7，采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)系統(tǒng)。HM-7發(fā)動機(jī)用于Ariane1火箭后，逐漸改進(jìn)，通過提高室壓、加大噴管面積比等手段挖潛，發(fā)展為HM-7B發(fā)動機(jī)，推力10t級。HM-7B用于Ariane 2、3、4和增強(qiáng)型Ariane 5E火箭的末級ESC-A。歐洲主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)及主要性能參數(shù)見圖3、表3。

HM-7BVulcain 2Vulcain 2.1Vinci

圖3 歐洲主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)圖鑒

Fig.3 Main liquid rocket engines of Europe

表3 歐洲主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)主要性能參數(shù)

Vulcain(火神)發(fā)動機(jī)是歐空局Ariane 5運載火箭芯級主發(fā)動機(jī)。為進(jìn)一步提高運載能力并降低成本，歐空局研制了Ariane 5改進(jìn)型火箭Ariane 5E，相應(yīng)地對Vulcain發(fā)動機(jī)進(jìn)行了改進(jìn)，改進(jìn)型代號為Vulcain 2，真空推力從117t提高到138t。2014年以來，歐空局對Vulcain 2發(fā)動機(jī)再次進(jìn)行了適應(yīng)性改進(jìn)，將發(fā)動機(jī)成本減少了40%，生產(chǎn)周期減少30%。改進(jìn)后的型號Vulcain 2.1計劃用于歐空局正在研制的Ariane 6火箭。

Vinci發(fā)動機(jī)是歐空局于1998年開始研制的先進(jìn)末級發(fā)動機(jī)，原計劃用于改進(jìn)型Ariane 5E火箭第二級ECB上，使Ariane 5火箭的地球同步轉(zhuǎn)移軌道(GTO)運力達(dá)到12t。由于研制進(jìn)度、經(jīng)費、市場需求等因素，Vinci發(fā)動機(jī)的研制進(jìn)展緩慢，但目前也基本完成了研制。歐空局正在研制的Ariane 6火箭已采用該發(fā)動機(jī)作為末級[7]。與其他膨脹循環(huán)發(fā)動機(jī)相比，Vinci具有推力大、室壓高、性能高、技術(shù)先進(jìn)等優(yōu)點，真空推力達(dá)20t級。

1.1.4 日本

日本運載火箭也采用了“固體助推器+氫氧發(fā)動機(jī)”的主動力模式。LE-5是日本研制的第一臺氫氧發(fā)動機(jī)，用于H-1運載火箭的第二級。H-2運載火箭對上面級發(fā)動機(jī)的推力和比沖都提出了更高的要求，為此研制了LE-5的改進(jìn)型——LE-5A，減小了質(zhì)量的同時提高了可靠性。為進(jìn)一步提高H-2火箭的性能并降低發(fā)射成本，日本研制了H-2A火箭，H-2A火箭的二級采用LE-5A的改進(jìn)型LE-5B發(fā)動機(jī)，真空推力達(dá)到10t級。日本主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)及主要性能參數(shù)見圖4、表4。

LE-5BLE-7ALE-9

圖4 日本主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)圖鑒

Fig.4 Main liquid rocket engine figures of Japan

表4 日本主流在役及在研液體火箭發(fā)動機(jī)主要性能參數(shù)

LE-7發(fā)動機(jī)是H-2火箭基礎(chǔ)級主發(fā)動機(jī)，由日本宇宙開發(fā)事業(yè)集團(tuán)于1984—1994年研制，發(fā)動機(jī)采用補(bǔ)燃循環(huán)，真空推力為110t。為降低成本，提高商業(yè)發(fā)射競爭能力，LE-7發(fā)動機(jī)的改進(jìn)型LE-7A用于H-2A和H-2B，主要目標(biāo)為簡化組件結(jié)構(gòu)，使系統(tǒng)布局更加合理，減少零部件數(shù)量，簡化生產(chǎn)和檢測工藝等，同時發(fā)動機(jī)具有70%推力節(jié)流能力。

2006年，日本開始了下一代大推力氫氧發(fā)動機(jī)LE-9的研究。發(fā)動機(jī)采用開式膨脹循環(huán)方式，真空推力為150t。和LE-7相比，減少了部件數(shù)量，簡化了渦輪泵的設(shè)計，發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)更為簡單，大量采用機(jī)電一體式閥門，系統(tǒng)可靠性較高。LE-9發(fā)動機(jī)是在LE系列發(fā)動機(jī)已有技術(shù)基礎(chǔ)上研制的，計劃用作日本新型H-3火箭的芯一級主發(fā)動機(jī)，目前已完成樣機(jī)生產(chǎn)并成功開展多次熱試車[8]。

1.1.5 小結(jié)

結(jié)合世界航天大國及組織液體火箭發(fā)動機(jī)的發(fā)展態(tài)勢分析，可以得到如下啟示：

1)大推力液體火箭發(fā)動機(jī)是航天強(qiáng)國的重要標(biāo)志，美國、俄羅斯均具備400t級及以上推力發(fā)動機(jī)的設(shè)計和生產(chǎn)能力，并且持續(xù)開展多款大推力新型發(fā)動機(jī)的研制工作。

2)各國主力運載火箭基礎(chǔ)級主動力模式和發(fā)動機(jī)技術(shù)具有明顯的繼承性和延續(xù)性，均在已有基礎(chǔ)上不斷改進(jìn)完善，提升性能和可靠性，降低成本，簡化制造。美國、歐洲、日本主推“氫氧芯級+固體助推”，RS-68是對SSME基于低成本原則的繼承性創(chuàng)新改制，Vulcain系列發(fā)動機(jī)在保持發(fā)生器循環(huán)的基礎(chǔ)上不斷提高推力，降低成本，LE系列發(fā)動機(jī)從LE-5到LE-9性能持續(xù)提升；俄羅斯主推“全液體”，發(fā)動機(jī)以高壓補(bǔ)燃循環(huán)方式為主導(dǎo)，基于RD-170的成果逐步衍生出RD-180、RD-191、RD-171MV等多型產(chǎn)品，形成200t級、400t級、800t級推力的基礎(chǔ)級發(fā)動機(jī)型譜。

3)基礎(chǔ)級200t級推力成為當(dāng)前各國發(fā)動機(jī)研制的重點和熱點，包括RD-191、LE-9、Raptor、BE-4、AR1等，循環(huán)方式上均采用高效率的補(bǔ)燃循環(huán)或膨脹循環(huán)；其原因在于基于200t級主動力，通過不同的模塊組合方案，可構(gòu)建覆蓋不同軌道、不同運載能力需求的運載火箭系列，使用靈活，同時也降低了發(fā)動機(jī)研制成本和研制難度。

4)大推力氫氧發(fā)動機(jī)完全新研需要投入大量的人力、財力和物力，新研型號不宜過多，自RS-68后世界范圍內(nèi)已近20年無新研產(chǎn)品，且RD-0120已經(jīng)退役，以低成本為改進(jìn)目標(biāo)的RS-68也已列入退役規(guī)劃，僅SSME的改進(jìn)型RS-25D/E碩果僅存，計劃用于SLS基礎(chǔ)級；10t級膨脹循環(huán)氫氧末級發(fā)動機(jī)是末級動力系統(tǒng)的重要發(fā)展方向，應(yīng)集中精力持續(xù)改進(jìn)、精益求精，美國RL10系列、俄羅斯RD-0146、歐洲HM-7B、日本LE-5B等均在此列。

5)液氧甲烷發(fā)動機(jī)是發(fā)展方向之一，但世界范圍內(nèi)并未作為主動力開展大范圍工程研制，美國目前尚缺乏一款可用的200t級低成本液氧烴類發(fā)動機(jī)，結(jié)合自身國情及發(fā)展需求同步研制Raptor、BE-4兩型液氧甲烷發(fā)動機(jī)和一型液氧煤油發(fā)動機(jī)AR-1。

1.2 增壓輸送

1.2.1 盡量減少系統(tǒng)組件和外帶能源，提高工質(zhì)貯存率和利用率

國外主流液氫液氧和液氧煤油低溫動力系統(tǒng)增壓方案和輸送方案分別如表5、表6所示。液氫、液氧優(yōu)選自生增壓方案，系統(tǒng)簡潔，成本低廉，可靠性高；煤油、含雜質(zhì)液氧等不具備自生增壓條件的推進(jìn)劑，以及涉及長時間在軌滑行的模塊優(yōu)選氦增壓方案，可充分利用氦氣密度低且安全性好、與推進(jìn)劑不相溶的特點；對于氦需求量較大的模塊優(yōu)選將氦氣瓶內(nèi)置在低溫貯箱內(nèi)部，通過降低溫度的方式提高貯存率。

表5 國外典型液氫液氧/液氧煤油低溫模塊增壓方案

表6 國外氫氧/液氧煤油低溫動力系統(tǒng)輸送方案

為進(jìn)一步提高增壓工質(zhì)的利用率，以Falcon 9為代表的運載火箭采用了一體化設(shè)計方案，氣體工質(zhì)(圖5中心的8個氦氣瓶)可同時參與貯箱增壓、冷氣姿控、發(fā)動機(jī)起動吹除、冷氣分離等時序動作；箭上充氣、氣封、吹除等供配氣管路的功能合并與共用可以進(jìn)一步減少組件數(shù)量及結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

圖5 Falcon 9一級動力系統(tǒng)原理圖Fig.5 Falcon 9 booster stage prosulsion system scheme

輸送系統(tǒng)采用前箱“隧道匯總管+多通+分支管”方案可以大幅減小管路質(zhì)量，多應(yīng)用于液氧煤油模塊；由于氫氧模塊的深低溫特性和安全性風(fēng)險，幾乎沒有采用隧道管的案例，前箱一般采用側(cè)壁(共底)或后底出流方案，經(jīng)后箱外壁引至發(fā)動機(jī)對接口。

1.2.2 重視冗余設(shè)計，提高單機(jī)產(chǎn)品和系統(tǒng)可靠性

國外增壓輸送系統(tǒng)主要采取冗余措施提高可靠性，包括單機(jī)內(nèi)部的冗余設(shè)計和系統(tǒng)級冗余設(shè)計，從單機(jī)和系統(tǒng)兩個維度有效降低單點故障的風(fēng)險，如Apolo登月艙下降級推進(jìn)系統(tǒng)超臨界氦增壓路多處閥門產(chǎn)品串并聯(lián)設(shè)計(圖6)；Saturn 5一級保險閥系統(tǒng)利用電控和機(jī)械保險閥互相冗余提高可靠性，其中一級燃箱利用增壓路電控保險閥和貯箱機(jī)械保險閥冗余，氧箱利用貯箱電控保險閥和機(jī)械安溢閥門實現(xiàn)冗余，電控閥門和機(jī)械閥門打開關(guān)閉壓力帶不同；在Ares 1二級加注系統(tǒng)采取了氣控和單向式加注閥串聯(lián)結(jié)構(gòu)，提高發(fā)射關(guān)閉可靠性[6]。

圖6 Apolo登月艙下降級推進(jìn)系統(tǒng)Fig.6 Descent propulsion system of Apolo Lunar Module

單機(jī)內(nèi)部冗余的典型案例體現(xiàn)在閥門導(dǎo)向方面，如Moog公司低溫安溢閥(圖7)設(shè)計的碟片彈簧浮動導(dǎo)向、板簧浮動閥芯導(dǎo)向以及彈簧浮動閥芯導(dǎo)向，浮動閥芯結(jié)構(gòu)不存在滑動摩擦，消除了由于摩擦產(chǎn)生多余物的風(fēng)險，以及高低溫環(huán)境下由于膨脹系數(shù)不一致導(dǎo)向發(fā)生卡滯的風(fēng)險，提高了閥門動作的可靠性，延長了閥門的使用壽命。

圖7 Moog公司低溫安溢閥結(jié)構(gòu)圖Fig.7 Vent/Security valve scheme of Moog company

1.2.3 重視輕質(zhì)、高效產(chǎn)品研制

減小單機(jī)質(zhì)量是提高增壓輸送系統(tǒng)結(jié)構(gòu)效率的重要舉措，包括新的設(shè)計理念、新材料的應(yīng)用、新的工藝成型技術(shù)等。

Saturn 5、Zenith采用了液氧溫區(qū)金屬氣瓶減小結(jié)構(gòu)質(zhì)量，F(xiàn)alcon系列火箭升級為液氧溫區(qū)復(fù)合材料氣瓶，Ariane 5、Apolo登月艙采用超臨界氦增壓技術(shù)。美國ULA公司提出運載器流體集成系統(tǒng)(IVF)技術(shù)，將氫箱、氧箱蒸發(fā)出的氫氣、氧氣回收利用，通過內(nèi)燃機(jī)發(fā)電，并帶動壓縮機(jī)貯存在氣瓶中，供增壓和姿控使用，有效提高結(jié)構(gòu)效率，根據(jù)估算IVF技術(shù)應(yīng)用到Vulcan-Centaur火箭，可以提高運載能力450kg，并延長在軌時間[9]。美國多型火箭采用了高集成度的排氣閥門(圖8)，機(jī)電一體化設(shè)計，尺寸小巧，質(zhì)量小。H-2A火箭的研制中，減少零件和設(shè)備的種類，增加每個種類的使用數(shù)量，Ariane 4低溫末級大多數(shù)采用“貨架”產(chǎn)品，從而提高產(chǎn)品的研制和配套效率。

圖8 X-34使用的2.5in(1in=25.4mm)安溢閥Fig.8 The 2.5in vent valve of X-34

2 我國運載火箭動力系統(tǒng)重點發(fā)展方向

我國運載火箭已經(jīng)形成小型、中型、大型、重型的系列化型譜規(guī)劃(圖9)[10]，實現(xiàn)運載能力的有效覆蓋，并凝練出可靠性、經(jīng)濟(jì)性、先進(jìn)性、適應(yīng)性、融合性和帶動性6項發(fā)展原則。

圖9 我國新一代長征系列運載火箭型譜Fig.9 The spectrum of new generation Long March rockets

基于我國運載火箭后續(xù)發(fā)展原則，結(jié)合國外運載火箭動力系統(tǒng)發(fā)展態(tài)勢，我國運載火箭液體動力系統(tǒng)可進(jìn)一步提煉形成高可靠、低成本、高性能、易使用、強(qiáng)融合、重牽引等6個維度的發(fā)展需求，并從液體火箭發(fā)動機(jī)、增壓輸送指導(dǎo)具體重點發(fā)展方向的規(guī)劃。

2.1 液體火箭發(fā)動機(jī)

2.1.1 持續(xù)推進(jìn)已有發(fā)動機(jī)的改進(jìn)優(yōu)化，基礎(chǔ)級著力構(gòu)建100t級—200t級—400t級推力的高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)型譜

YF-20系列常規(guī)發(fā)動機(jī)的研制過程及成績表明,在已有成熟技術(shù)基礎(chǔ)上不斷改進(jìn)完善和形成通用型產(chǎn)品對于我國液體火箭發(fā)動機(jī)的研制意義重大。我國已基于YF-100高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)為主動力構(gòu)建了CZ-7、CZ-7A、CZ-8等中型運載火箭，并對發(fā)動機(jī)提出了包括泵后擺、降低泵入口壓力、優(yōu)化使用維護(hù)性、提高推質(zhì)比等在內(nèi)的多項改進(jìn)需求；對于新一代中型高軌火箭，如果二級改用YF-100(M)，GTO運載能力可提升2t(西昌發(fā)射場)/0.5t(文昌發(fā)射場)，同時一二級發(fā)動機(jī)統(tǒng)型，可降低成本，提升火箭競爭力。YF-100發(fā)動機(jī)的研制成功來之不易，可提升空間大且總體需求迫切，建議持續(xù)推進(jìn)該型發(fā)動機(jī)改進(jìn)優(yōu)化，包括基礎(chǔ)級版本降低泵入口壓力，提高推質(zhì)比，拓寬節(jié)流范圍，多次起動等性能提升和高空起動版本的研制，將其打造為后續(xù)又一款經(jīng)典通用型發(fā)動機(jī)。

目前正在研制的重型運載火箭低軌運載能力達(dá)140t級，是航天強(qiáng)國建設(shè)的重要標(biāo)志，其基礎(chǔ)級主動力采用大推力高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)。該型發(fā)動機(jī)海平面推力480t，采用共泵雙噴管整體布局，單噴管推力240t，已完成分級啟動、總體布局優(yōu)化、大尺寸推力室、燃?xì)獍l(fā)生器-渦輪泵聯(lián)試和整機(jī)裝配等多項關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，具備整機(jī)試車條件?；谝延屑夹g(shù)基礎(chǔ)，結(jié)合國外發(fā)動機(jī)發(fā)展態(tài)勢，從發(fā)動機(jī)型譜構(gòu)建維度考慮，我國可開展200t級高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)的工程研制。200t級發(fā)動機(jī)可直接借用480t級發(fā)動機(jī)推力室、燃?xì)鈸u擺裝置、燃料搖擺裝置以及部分自動器等，通用組件借用率近50%。通過該型發(fā)動機(jī)研制，形成我國100t級—200t級—400t級推力的基礎(chǔ)級發(fā)動機(jī)型譜，滿足小、中、大和重型運載火箭對基礎(chǔ)級動力的需求。一旦200t級高壓補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機(jī)研制成功，還可以向下替換當(dāng)前雙機(jī)構(gòu)型YF-100，優(yōu)化全箭的結(jié)構(gòu)效率和布局。

2.1.2 以運載火箭頂層需求為牽引，立足國情開展高空起動型大推力氫氧發(fā)動機(jī)研制

液體火箭發(fā)動機(jī)的新研需要投入大量的財力和物力，各國均依據(jù)自身國情適當(dāng)開展，氫氧發(fā)動機(jī)的新研尤其如此。我國運載火箭和液體火箭發(fā)動機(jī)的研制歷程表明，同一型火箭研發(fā)過程中不宜研制超過兩型全新的發(fā)動機(jī)，CZ-3新研了YF-73，CZ-3A新研了YF-75，CZ-5新研了YF-77并在YF-75基礎(chǔ)上該型形成了YF-75D，從而確保研制的經(jīng)費、周期和技術(shù)風(fēng)險可控[11]。我國以高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)級主動力形成了新一代長征系列運載火箭型譜，暫無基礎(chǔ)級大推力氫氧發(fā)動機(jī)的明確需求，而基于基礎(chǔ)級氫氧發(fā)動機(jī)構(gòu)建的運載火箭較液氧煤油發(fā)動機(jī)在研制成本和應(yīng)用成本方面也處于劣勢。

根據(jù)世界航天動力系統(tǒng)發(fā)展態(tài)勢，大推力氫氧發(fā)動機(jī)是航天強(qiáng)國的重要標(biāo)志之一，美、俄均已具備200t級氫氧發(fā)動機(jī)的設(shè)計和制造能力。目前我國最大推力氫氧發(fā)動機(jī)YF-77海平面推力50t、真空推力70t，技術(shù)儲備較SSME、RD-0120、RS-68等高性能發(fā)動機(jī)仍存在一定差距，應(yīng)以重型運載火箭研制為牽引，積極推進(jìn)高空起動型大推力氫氧發(fā)動機(jī)研制和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)工作，支撐航天強(qiáng)國建設(shè)。

2.1.3 不斷追求高性能，集中力量打造末級氫氧發(fā)動機(jī)通用型產(chǎn)品

末級模塊對高比沖需求強(qiáng)烈，液氫液氧是目前運載火箭領(lǐng)域比沖最高的化學(xué)燃燒推進(jìn)劑，各航天大國紛紛開展了先進(jìn)氫氧末級發(fā)動機(jī)的研制并持續(xù)改進(jìn)。YF-75D作為我國唯一一型膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)，充分繼承了YF-75(發(fā)生器循環(huán))的成熟技術(shù)，推力達(dá)到10t級，在循環(huán)方式上提高了固有可靠性，具備更優(yōu)秀的性能拓展空間和更靈活的任務(wù)剖面選擇。

根據(jù)迫切程度不同，火箭總體設(shè)計對YF-75D的性能提升需求包括3個維度：近期應(yīng)持續(xù)提升可靠性，降低泵入口壓力，簡化發(fā)射場操作項目和測試流程，適應(yīng)無人值守；中期應(yīng)延長工作時間，進(jìn)一步提高推力和比沖，適應(yīng)小時級長期在軌和多次起動；遠(yuǎn)期應(yīng)提高推質(zhì)比，拓展節(jié)流能力，具備噴管可延伸能力。

一方面，以航天強(qiáng)國建設(shè)為牽引構(gòu)建基于YF-75D及后續(xù)可拓展能力的低溫氫氧末級模塊型譜，涵蓋地球同步軌道(GSO)直接入軌、低溫末級長時間在軌、大范圍軌道轉(zhuǎn)移、深空探測等多維度需求，牽引YF-75D的型譜發(fā)展。另一方面，建議對YF-75D可靠性提升和性能拓展進(jìn)行跨型號的聯(lián)合牽引，分階段推動發(fā)動機(jī)的逐步改進(jìn)，并從系統(tǒng)和組件兩個維度充分辨識設(shè)計、生產(chǎn)、試驗、使用維護(hù)等多維度潛在的風(fēng)險和邊界約束。

為滿足新一代中型高軌火箭性能提升、重型運載火箭和大規(guī)模深空探測需求，結(jié)合國外末級氫氧發(fā)動機(jī)的發(fā)展態(tài)勢，有必要研制一款20t級推力的膨脹循環(huán)末級氫氧發(fā)動機(jī)，一方面可以滿足深空探測末級模塊大推力、高性能需求，另一方面可以替換已有YF-75D的雙機(jī)構(gòu)型，提高結(jié)構(gòu)效率和運載能力。

2.1.4 液氧甲烷發(fā)動機(jī)作為主動力開展工程立項研制的時機(jī)尚不成熟，可依托預(yù)先研究牽引百噸級大推力關(guān)鍵技術(shù)探索，作為已有發(fā)動機(jī)型譜的有益補(bǔ)充

我國已形成基于高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)的運載火箭型譜，涵蓋小型、中型、大型、重型運載火箭。液體火箭發(fā)動機(jī)研制周期長，投入人力物力大，以YF-100為代表的高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)目前尚處于累積工藝穩(wěn)定性和飛行可靠性的關(guān)鍵時期，短期內(nèi)不宜大范圍更換推進(jìn)劑組合。目前,各航天大國僅美國SpaceX和Blue Origin兩家公司正在推進(jìn)液氧甲烷發(fā)動機(jī)的工程研制和應(yīng)用，其初衷在于構(gòu)建本國200t級液氧烴類高壓補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)能力，然而液氧甲烷并非唯一方案，液氧煤油發(fā)動機(jī)AR1也在同步開展研制；SpaceX發(fā)展Raptor發(fā)動機(jī)和BFR運載器的核心目標(biāo)旨在載人太空旅行和星際探索，利用外星球的甲烷資源，其選擇不排除偶然性因素。

液氧甲烷發(fā)動機(jī)具備雙自生增壓能力，推進(jìn)劑成本較低，理論比沖、點火特性、燃燒特性優(yōu)于液氧煤油發(fā)動機(jī)，但作為基礎(chǔ)級不具備液氧煤油發(fā)動機(jī)的密度比沖優(yōu)勢，作為末級發(fā)動機(jī)不具備氫氧發(fā)動機(jī)的高性能，且作為雙低溫推進(jìn)劑發(fā)動機(jī)使用維護(hù)性(如預(yù)冷、吹除等)較差，與運載火箭追求極致性能的大原則有所出入。在推力調(diào)節(jié)方面，國內(nèi)液氧煤油發(fā)動機(jī)已具備一定節(jié)流能力，推力調(diào)節(jié)涉及的系統(tǒng)功率平衡匹配、燃燒穩(wěn)定性與振動、燃燒裝置換熱與冷卻、精度控制等關(guān)鍵技術(shù)對于任何一種推進(jìn)劑組合發(fā)動機(jī)都難以輕易實現(xiàn)，液氧甲烷發(fā)動機(jī)并無明顯優(yōu)勢。在烴類燃料結(jié)焦風(fēng)險與重復(fù)使用方面，Merlin發(fā)動機(jī)已成功實現(xiàn)重復(fù)使用，YF-100具備不下臺后處理能力，甲烷雖然理論上結(jié)焦溫度更高，但工程應(yīng)用中煤油也同樣具備良好的重復(fù)使用基礎(chǔ)。

液氧甲烷發(fā)動機(jī)作為一型潛在的可用發(fā)動機(jī)，雖然作為主動力開展工程立項研制的時機(jī)尚不成熟，但世界范圍內(nèi)相關(guān)研究工作并未停止，我國宜依托預(yù)先研究開展百噸級液氧甲烷發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，既是對該型發(fā)動機(jī)的技術(shù)積累，也可以作為已有大、中型運載火箭主動力的有益補(bǔ)充，并為后續(xù)星際探測做準(zhǔn)備；商業(yè)航天領(lǐng)域的積極探索也為液氧甲烷發(fā)動機(jī)的研究注入了新的活力。

2.1.5 發(fā)動機(jī)亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)應(yīng)盡早開展攻關(guān)并務(wù)實推進(jìn)，包括動力一體化設(shè)計、重復(fù)使用、快速測發(fā)、健康管理、深度推力調(diào)節(jié)等

動力一體化設(shè)計是實現(xiàn)動力系統(tǒng)乃至全箭綜合性能最優(yōu)化的重要途徑。在已有研制模式下，包括發(fā)動機(jī)在內(nèi)的動力系統(tǒng)各相關(guān)子系統(tǒng)(增壓輸送、加注及供配氣、動力測控等)之間分工界面較為剛性，研制力量分散、技術(shù)攻關(guān)不易形成合力，設(shè)計余量各自掌握而非全系統(tǒng)最優(yōu)，通用型產(chǎn)品多點重復(fù)性投入不利于統(tǒng)一組織生產(chǎn)。面向后續(xù)發(fā)展，有必要積極推進(jìn)動力一體化設(shè)計，從設(shè)計、生產(chǎn)、管理等維度融合發(fā)動機(jī)與相關(guān)子系統(tǒng)的研制工作。

發(fā)動機(jī)重復(fù)使用是支撐重復(fù)使用運載火箭未來發(fā)展和提高經(jīng)濟(jì)性的核心技術(shù)之一，同時可以牽引相關(guān)的設(shè)計、生產(chǎn)、試驗、整修和評估技術(shù)水平的整體提升。目前,我國液體火箭發(fā)動機(jī)在重復(fù)使用領(lǐng)域尚未形成規(guī)范的設(shè)計方法、研制流程和評價體系，相關(guān)技術(shù)研究亟待突破。

發(fā)動機(jī)快速測發(fā)可以滿足當(dāng)前我國運載火箭高密度發(fā)射，減少靶場測試項目，壓縮靶場周期的迫切需求；同時滿足后續(xù)重復(fù)使用發(fā)動機(jī)的高密度復(fù)飛需求，返回后需要盡快完成發(fā)動機(jī)狀態(tài)評估及維護(hù)工作，通過高頻次的飛行提高經(jīng)濟(jì)效益。

發(fā)動機(jī)健康評估及管理技術(shù)是面向以發(fā)動機(jī)為主要研究對象的動力系統(tǒng)全生命周期健康狀態(tài)監(jiān)測、健康風(fēng)險評估、故障診斷及處理策略制定、動力整體優(yōu)化方案論證技術(shù)，核心目標(biāo)是提高動力系統(tǒng)的可靠性、任務(wù)適應(yīng)性，降低成本。進(jìn)一步可以細(xì)化為發(fā)動機(jī)在線健康監(jiān)測及故障診斷技術(shù)、動力冗余技術(shù)和返回發(fā)動機(jī)健康評估技術(shù)。

發(fā)動機(jī)多次起動與深度推力調(diào)節(jié)的任務(wù)剖面包括上升段(第1次工作段)推力節(jié)流、回收段(第2次、第3次工作段)推力節(jié)流，推力節(jié)流需求與火箭構(gòu)型相關(guān)。深度推力調(diào)節(jié)涉及系統(tǒng)功率平衡匹配、燃燒穩(wěn)定性與振動、燃燒裝置換熱與冷卻、精度控制等關(guān)鍵技術(shù)需盡早攻關(guān)，并與總體單位保持密切溝通。

2.2 增壓輸送

2.2.1 低溫推進(jìn)劑及氣體工質(zhì)高效存貯、管理和利用需求迫切，系統(tǒng)提高結(jié)構(gòu)效率

運載火箭的任務(wù)屬性決定了對結(jié)構(gòu)效率存在極致的追求，必須充分利用箭上攜帶的所有氣液工質(zhì)，減少結(jié)構(gòu)件的規(guī)模、種類和質(zhì)量，國外運載火箭在這方面的努力從未停止。我國目前在低溫推進(jìn)劑和氣體工質(zhì)的一體化貯存、管理和利用方面仍存在較大差距，開式增壓、常溫氦貯存、各系統(tǒng)獨立供氣等技術(shù)仍在主戰(zhàn)場服役。

對于增壓方案，液氫、液氧等具備自生增壓條件的推進(jìn)劑優(yōu)選閉式自生增壓方案；煤油、含雜質(zhì)液氧等不具備自生增壓條件的推進(jìn)劑，以及涉及長時間在軌滑行和多次起動的模塊優(yōu)選氦增壓方案；對于氦需求量較大的模塊優(yōu)選將氦氣瓶內(nèi)置在低溫貯箱內(nèi)部，等質(zhì)量35MPa氦氣常溫狀態(tài)貯存容積需求是液氧溫區(qū)的2.4倍，是液氫溫區(qū)的4.6倍；基于多路冗余的“壓力傳感器+電磁閥”閉式增壓方案在增壓控制精度、系統(tǒng)可靠性、故障適應(yīng)能力等方面相對傳統(tǒng)基于壓力信號器的增壓方案和開式增壓方案具有更好的適應(yīng)性。

對于輸送方案，大中型運載火箭液氧煤油模塊輸送系統(tǒng)前箱盡量“隧道匯總管+多通+分支管”方案，減少輸送管數(shù)量和規(guī)模；氫氧模塊的深低溫特性和安全性風(fēng)險，前箱一般采用側(cè)壁(共底)或后底出流方案，經(jīng)后箱外壁引至發(fā)動機(jī)對接口，應(yīng)盡量采用小尺寸管路。對于重型運載火箭，輸送管路受限大尺寸帶來的空間布局、密封等方面的困難，一般采用獨立輸送方案，兼顧預(yù)冷回流管功能。同時應(yīng)面向更長時間的深空探測需求，開展低溫推進(jìn)劑微重力狀態(tài)管理和熱防護(hù)技術(shù)研究，IVF系統(tǒng)是重要的發(fā)展方向。過冷推進(jìn)劑的應(yīng)用一定程度上有助于優(yōu)化射前流程，提高運載能力，以CZ-7為例，如果助推和芯一級采用85K過冷液氧，運載能力可以提升1.64%。

為進(jìn)一步提高氣體工質(zhì)的利用率，應(yīng)通過“主路+電磁閥+分支路”的方案推進(jìn)動力系統(tǒng)、分離系統(tǒng)的用氣一體化設(shè)計和統(tǒng)一管理，包括發(fā)動機(jī)、輔助動力、貯箱、氣瓶的充氣、增壓、氣封、吹除、排氣等供配氣管路盡量合并、共用；同時，進(jìn)一步減少供配氣系統(tǒng)的組件種類和數(shù)量，降低研制成本和生產(chǎn)狀態(tài)的復(fù)雜度。

2.2.2 推進(jìn)機(jī)電一體化產(chǎn)品的研制和應(yīng)用，破解傳統(tǒng)氣動機(jī)械類產(chǎn)品的困局

氣動機(jī)械類產(chǎn)品(如閥門、減壓器等)憑借原理簡單可靠、研制及使用經(jīng)驗豐富等優(yōu)點，在我國運載火箭應(yīng)用廣泛。但氣動機(jī)械類產(chǎn)品存在生產(chǎn)制造合格率較低，精度偏差易受溫度影響，多余物耐受能力差，流量調(diào)節(jié)精度低，可測試性不足等缺點。隨著電子電氣技術(shù)的發(fā)展，元器件水平不斷提升，尤其是大容量、輕化鋰電池的成功應(yīng)用，使得箭上采用機(jī)電一體化產(chǎn)品成為可能。結(jié)合運載火箭頂層需求，除傳統(tǒng)的電磁閥外，比較關(guān)鍵的機(jī)電一體化產(chǎn)品主要包括電動排氣閥、電動調(diào)節(jié)閥和電動泵三類。

電動排氣閥可以通過電機(jī)與大口徑閥門組合，結(jié)合電氣系統(tǒng)對壓力信號的測量與辨識，實現(xiàn)箱壓精確、主動控制能力，減小閥門尺寸，較當(dāng)前氣動機(jī)械類產(chǎn)品精度可提高約15%。

電動調(diào)節(jié)閥可以通過電機(jī)的轉(zhuǎn)速和定位功能實現(xiàn)流量調(diào)節(jié)的高精度控制和快速響應(yīng)，是實現(xiàn)交叉增壓、交叉輸送和壓力與流量主動精確控制的重要單機(jī)產(chǎn)品。

電動泵是實現(xiàn)液氫循環(huán)預(yù)冷的重要單機(jī)，目前已經(jīng)在美國半人馬座和我國CZ-5芯一級成功應(yīng)用，節(jié)約了推進(jìn)劑排放量，降低了射前地面液氫處理難度，同時對深空探測任務(wù)中節(jié)約發(fā)動機(jī)多次起動前預(yù)冷消耗量意義顯著。我國氫氧末級發(fā)動機(jī)單機(jī)二次起動前排放預(yù)冷消耗量均在50kg以上。適用于低溫氫氧末級的先進(jìn)電動泵技術(shù)將顯著改善當(dāng)前困境，為運載能力提升、地球靜止軌道(GEO)直接入軌和深空探測提供關(guān)鍵技術(shù)支撐。

2.2.3 降低單機(jī)質(zhì)量，減少單機(jī)種類，形成基于產(chǎn)品化理念的單機(jī)型譜

增壓輸送系統(tǒng)的單機(jī)產(chǎn)品主要包括管路、閥門、氣瓶、蓄壓器及相關(guān)密封件、緊固件等，種類多、規(guī)格雜、系列化水平較低。

受軍工企業(yè)傳統(tǒng)科研生產(chǎn)模式的影響，以往研制主要依托型號牽引，產(chǎn)品通用化和型譜概念薄弱，在產(chǎn)品技術(shù)升級劃代方面缺乏系統(tǒng)規(guī)劃。對系統(tǒng)而言,缺乏共用平臺，系統(tǒng)研制效率不高；對單機(jī)而言,驗收要求不統(tǒng)一，產(chǎn)品更新?lián)Q代困難?？s減單機(jī)產(chǎn)品類型和規(guī)格，推進(jìn)通用化產(chǎn)品的研制和應(yīng)用是降低研制成本、提高產(chǎn)品生產(chǎn)效率和一致性、提升系統(tǒng)可靠性的可選途徑。根據(jù)運載火箭頂層需求，建議增壓輸送系統(tǒng)單機(jī)可以按照手閥、單向閥、減壓器、排氣/安溢閥、加注/泄出閥、電磁閥、電動閥、氣瓶、蓄壓器、輸送管、增壓管、通用組件形成12大類型譜。

降低單機(jī)產(chǎn)品質(zhì)量是提高增壓輸送系統(tǒng)結(jié)構(gòu)效率的重要舉措，包括新的設(shè)計理念、新材料的應(yīng)用、新的工藝成型技術(shù)等，重點包括消漩防塌過濾一體化裝置、設(shè)計工藝制造一體化、先進(jìn)密封材料、輕質(zhì)合金、3D打印增材制造等。

3 結(jié)論

本文系統(tǒng)梳理了國外運載火箭液體動力系統(tǒng)發(fā)展態(tài)勢，并據(jù)此初步提出我國運載火箭液體動力系統(tǒng)發(fā)展需求及重點發(fā)展方向規(guī)劃，從液體火箭發(fā)動機(jī)和增壓輸送兩個維度進(jìn)行了詳細(xì)闡述，為我國運載火箭液體動力系統(tǒng)發(fā)展和航天強(qiáng)國建設(shè)提供參考。