陳建華，曹 晨，楊永強(qiáng)，李妙婷，劉云浩

（1. 西安航天動(dòng)力研究所，西安 710100；2. 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710100）

引 言

“長征五號(hào)”（CZ-5）是中國新一代大型運(yùn)載火箭，地球同步轉(zhuǎn)移軌道能力達(dá)到14 t，近地軌道最大運(yùn)載能力達(dá)到25 t級(jí)[1]。已執(zhí)行發(fā)射任務(wù)的“長征五號(hào)”/“長征-5B”均裝配4個(gè)助推器，每個(gè)助推器均采用YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)雙機(jī)并聯(lián)模式，承擔(dān)著目前中國空間站建設(shè)及深空探測任務(wù)。YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)推力為120 t級(jí)，具有無毒環(huán)保、高可靠性、高性能的特點(diǎn)[2-3]。在“長征五號(hào)”助推器上，中國首次采用了雙機(jī)并聯(lián)模式，雙機(jī)自身起動(dòng)、不同步關(guān)機(jī)、結(jié)構(gòu)動(dòng)特性等是研制中需要解決的關(guān)鍵技術(shù)。本文簡述了“長征五號(hào)”助推級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的研制歷程、技術(shù)方案特點(diǎn)以及關(guān)鍵總體技術(shù)。從“長征五號(hào)”液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)和總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)兩個(gè)方面，重點(diǎn)分析了液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)自身起動(dòng)點(diǎn)火技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)大時(shí)差不同步關(guān)機(jī)技術(shù)、液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)總體布局特點(diǎn)及結(jié)構(gòu)低頻特性。提出了YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升的3個(gè)主要研究方向。

1 “長征五號(hào)”液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)研制概述

1.1 液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)研制歷程

20世紀(jì)80年代末，為了在航天動(dòng)力技術(shù)領(lǐng)域?qū)崿F(xiàn)新的突破，中國開始論證新一代運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，開展了液氧烴發(fā)動(dòng)機(jī)的研究與論證。90年代，進(jìn)行了液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)。2000年高壓補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)獲準(zhǔn)立項(xiàng)[3]，目標(biāo)是研制出中國120 t級(jí)推力的采用高壓補(bǔ)燃循環(huán)技術(shù)的獨(dú)立基本型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，達(dá)到飛行試驗(yàn)技術(shù)水平，滿足新一代運(yùn)載火箭研制需求，并為今后液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)系列化發(fā)展奠定基礎(chǔ)。YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)的研制主要經(jīng)歷了四個(gè)階段，見表1。

表1 YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)歷程Table 1 The development history of YF-100 engine

至今，已有56臺(tái)次的YF-100液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)參與了“長征五號(hào)”運(yùn)載火箭的7次發(fā)射任務(wù)（見表2），YF-100使用維護(hù)簡單，環(huán)境適應(yīng)性良好，可靠性高。

圖1 YF-100雙機(jī)并聯(lián)地面試車Fig. 1 Test of YF-100 double parallel engine

表2 “長征五號(hào)”運(yùn)載火箭發(fā)射統(tǒng)計(jì)Table 2 Statistics of Long March 5 rocket’s launch

1.2 液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案及特點(diǎn)

“長征五號(hào)”運(yùn)載火箭助推器裝配2臺(tái)YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)，通過雙機(jī)助推機(jī)架并聯(lián)而成，遠(yuǎn)離芯級(jí)一側(cè)是外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)，為固定狀態(tài)；靠近芯級(jí)一側(cè)是內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)，為單向搖擺狀態(tài)。各分機(jī)工作原理相同，氧化劑為液氧、燃料為煤油，可通過蒸發(fā)器加熱箭體供應(yīng)氦氣用于氧貯箱增壓。內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)伺服機(jī)構(gòu)以高壓煤油作為動(dòng)力源牽動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)搖擺，為火箭提供俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)等控制力。

發(fā)動(dòng)機(jī)采用富氧燃?xì)獍l(fā)生器富燃推力室補(bǔ)燃循環(huán)方案，主要由推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)、起動(dòng)點(diǎn)火系統(tǒng)、測控系統(tǒng)、吹除系統(tǒng)、調(diào)節(jié)系統(tǒng)、推力傳遞系統(tǒng)等組成，如圖2和圖3所示。

圖2 液氧煤油補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)圖[3]Fig. 2 System diagram of liquid oxygen kerosene staged engine[3]

圖3 YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)模式[3]Fig. 3 YF-100 engine single mode[3]

YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案具有以下主要特點(diǎn)：①發(fā)動(dòng)機(jī)采用無毒、無污染、性能高、價(jià)格便宜的液氧和煤油推進(jìn)劑；②采用富氧發(fā)生器補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng)，幾乎全部的液氧進(jìn)入發(fā)生器，與少量的燃料燃燒，產(chǎn)生的高壓大流量富氧燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪后進(jìn)入推力室補(bǔ)燃，提高了推進(jìn)劑利用率，發(fā)動(dòng)機(jī)性能更高；③采用簡單、可靠的自身起動(dòng)、化學(xué)點(diǎn)火系統(tǒng)；④具有大范圍推力和混合比調(diào)節(jié)能力；⑤組件通用、產(chǎn)品化程度高，采用模塊化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，能適應(yīng)箭體3.35 m和2.25 m直徑內(nèi)單向搖擺、雙向搖擺及不擺的各種要求，發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊，操作空間良好；⑥每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)交付前均進(jìn)行工藝試車，提高了飛行可靠性，并可根據(jù)獲得的發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)性能參數(shù)進(jìn)行彈道預(yù)估，飛行控制精度更高。

1.3 液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)

YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)通過提高燃燒室壓力實(shí)現(xiàn)高性能（是常規(guī)主發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓力的兩倍以上），發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)起動(dòng)過程控制要求高，推力室與發(fā)生器組織燃燒和冷卻困難，渦輪泵等組件工作條件惡劣，研制難度大。研制過程中先后攻克了大推力補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)及穩(wěn)定性控制技術(shù)、高壓大流量推力室穩(wěn)定燃燒及冷卻技術(shù)[4-6]、高壓大流量高功率渦輪泵技術(shù)[7]、大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工況調(diào)節(jié)技術(shù)[8]等80余項(xiàng)設(shè)計(jì)、制造和試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)。國內(nèi)外液體煤油發(fā)動(dòng)機(jī)性能對(duì)比見表3。

表3 國內(nèi)外液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)性能對(duì)比Table 3 Performance comparison of domestic and foreign liquid oxygen kerosene engines

“長征五號(hào)”火箭助推模塊所采用的雙機(jī)并聯(lián)模式，相比于單機(jī)模式，內(nèi)外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)相互影響、結(jié)構(gòu)振動(dòng)相互耦合、供應(yīng)系統(tǒng)壓力脈動(dòng)相互耦合、熱力環(huán)境變化等問題尤為突出。在“長征五號(hào)”助推雙機(jī)并聯(lián)技術(shù)研究過程中，主要突破了助推雙機(jī)并聯(lián)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)大時(shí)差不同步關(guān)機(jī)技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)特性設(shè)計(jì)及試驗(yàn)技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車技術(shù)、火箭窄窗口發(fā)射發(fā)動(dòng)機(jī)適應(yīng)性技術(shù)等總體關(guān)鍵技術(shù)。在型號(hào)研制過程中策劃并實(shí)施了氧化劑入口過濾器夾質(zhì)試驗(yàn)、氧泵動(dòng)特性試驗(yàn)、極限氦增壓流量供應(yīng)試車、加注濕態(tài)停放延遲點(diǎn)火試車、雙機(jī)并聯(lián)技術(shù)方案驗(yàn)證等地面大型試驗(yàn)。

2 “長征五號(hào)”液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)

2.1 自身起動(dòng)點(diǎn)火技術(shù)

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)過程是一個(gè)能量高密度釋放的過程。在這一階段，發(fā)動(dòng)機(jī)各組件的工作過程都是非穩(wěn)態(tài)的。發(fā)動(dòng)機(jī)所有參數(shù)如流量、溫度、壓力及轉(zhuǎn)速都必須在短暫的時(shí)間內(nèi)（擠壓式發(fā)動(dòng)機(jī)約為幾十分之一秒，泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)約為2～3 s）從初始狀態(tài)過渡到主級(jí)工作狀態(tài)，其工作過程極為復(fù)雜[9]。同時(shí)，起動(dòng)過程中推力室由富氧狀態(tài)快速轉(zhuǎn)為富燃燃燒狀態(tài)，期間需快速跨過推進(jìn)劑當(dāng)量混合比，對(duì)推力室造成較大的溫度沖擊。

1）起動(dòng)方式

液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)方式有兩種：自身起動(dòng)和強(qiáng)迫起動(dòng)，圖4為發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)方案系統(tǒng)簡圖。RD-120和RD-170發(fā)動(dòng)機(jī)采用貯箱壓頭的自身起動(dòng)，NK-33發(fā)動(dòng)機(jī)的火藥起動(dòng)器起動(dòng)、RD-8發(fā)動(dòng)機(jī)的氣瓶起動(dòng)、開式循環(huán)的RS-27發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)箱起動(dòng)均為強(qiáng)迫起動(dòng)。強(qiáng)迫起動(dòng)需借助外能源起動(dòng)[10]，包括火藥起動(dòng)器起動(dòng)方式和氣瓶起動(dòng)方式?；鹚幤饎?dòng)器起動(dòng)方式需要專門的起動(dòng)渦輪和火藥起動(dòng)器，結(jié)構(gòu)質(zhì)量較大，對(duì)于需要兩次以上起動(dòng)的發(fā)動(dòng)機(jī)較難實(shí)現(xiàn)；氣瓶起動(dòng)因所需氣體較多，氣瓶體積較大，對(duì)于要求大推力、多次起動(dòng)的發(fā)動(dòng)機(jī)不太適用。

圖4 液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)方案簡圖[2]Fig. 4 Starting schematic diagram of liquid oxygen kerosene engine[2]

YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)采用反力式渦輪，相比于沖擊式渦輪，反力式渦輪工作壓比較低，相同輸出功率下，反力式渦輪需要更大的流量，若采用火藥起動(dòng)方式則需要質(zhì)量較大的火藥起動(dòng)器，因此YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)采用自身起動(dòng)方式。自身起動(dòng)系統(tǒng)簡單、結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕，但發(fā)生器起動(dòng)點(diǎn)火過程需設(shè)置起動(dòng)工況以便匹配較低的入口壓力的要求，同時(shí)，推力室點(diǎn)火時(shí)刻、速率以及起動(dòng)工況到主級(jí)工況的過渡時(shí)間等多個(gè)關(guān)鍵參數(shù)均要通過嚴(yán)格的熱試考核才能確定，研制難度很大。

2）點(diǎn)火方式

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)有化學(xué)點(diǎn)火、火藥點(diǎn)火和電火花點(diǎn)火等點(diǎn)火方式。液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火包括發(fā)生器點(diǎn)火和推力室點(diǎn)火，根據(jù)不同要求一種發(fā)動(dòng)機(jī)可以選用不同的點(diǎn)火方式。世界第一臺(tái)液氧煤油補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)是俄羅斯生產(chǎn)的代號(hào)為11D33的發(fā)動(dòng)機(jī)，早期采用火藥點(diǎn)火方式，后續(xù)為了提高可靠性改為了化學(xué)點(diǎn)火方式。F-1發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)生器采用火藥點(diǎn)火，推力室采用化學(xué)點(diǎn)火；NK-33發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)生器采用化學(xué)點(diǎn)火，推力室采用火藥點(diǎn)火。YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)推力室和發(fā)生器均采用化學(xué)點(diǎn)火方式。

3）雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)點(diǎn)火

“長征五號(hào)”助推器供應(yīng)系統(tǒng)如圖5所示，氧路采用隧道管在燃料貯箱底部分岔供應(yīng)兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，燃料直接由燃料貯箱底部引出，單獨(dú)供應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)。經(jīng)過多次雙機(jī)并聯(lián)地面試驗(yàn)，充分驗(yàn)證了雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)技術(shù)，確保了YF-100雙機(jī)并聯(lián)正常起動(dòng)。發(fā)動(dòng)機(jī)從起動(dòng)指令下達(dá)至發(fā)動(dòng)機(jī)推力達(dá)到額定推力90%只需約2 s，起動(dòng)加速性好，起動(dòng)過程中發(fā)動(dòng)機(jī)各參數(shù)上升趨勢協(xié)調(diào)，起動(dòng)品質(zhì)高。

圖5 CZ-5助推器供應(yīng)系統(tǒng)簡圖Fig. 5 Schematic diagram of LM-5 booster’s supply system

2.2 雙機(jī)并聯(lián)大時(shí)差不同步關(guān)機(jī)技術(shù)

“長征五號(hào)”助推雙機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)為適應(yīng)火箭總體需求采用不同步關(guān)機(jī)的時(shí)序，飛行過程中外側(cè)固定發(fā)動(dòng)機(jī)先關(guān)機(jī)，內(nèi)側(cè)搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)繼續(xù)工作一段時(shí)間后關(guān)機(jī)。雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)的不同步關(guān)機(jī)會(huì)產(chǎn)生以下不利影響：①液氧受熱產(chǎn)生氣泡：由于發(fā)動(dòng)機(jī)周圍真空羽流加熱效應(yīng)，外側(cè)固定發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后，內(nèi)腔液氧可能產(chǎn)生氣泡，存在通過供應(yīng)系統(tǒng)進(jìn)入內(nèi)側(cè)單擺發(fā)動(dòng)機(jī)入口的風(fēng)險(xiǎn)，造成內(nèi)側(cè)單擺發(fā)動(dòng)機(jī)氧泵汽蝕；②關(guān)機(jī)水擊：由于兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)液氧入口管相互連通，固定發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)造成的水擊壓力會(huì)傳播至單擺發(fā)動(dòng)機(jī)入口，使單擺發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力快速升高，對(duì)繼續(xù)工作的單擺發(fā)動(dòng)機(jī)入口組件及泵密封組件工作造成影響。

為了測試液氧入口存在氣泡的極限工況對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程的影響，在液氧入口不同夾氣量條件下，進(jìn)行了多次發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)。當(dāng)液氧入口夾氣量0.5%～3%時(shí)，液氧夾氣將引起液氧密度下降、氧化劑主泵揚(yáng)程降低，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降、轉(zhuǎn)速升高、渦輪入口燃?xì)鉁囟仍黾?，但變化量較小，發(fā)動(dòng)機(jī)適應(yīng)性較好。

為了研究關(guān)機(jī)水擊對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程的影響，對(duì)不同步關(guān)機(jī)造成的發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力升高效應(yīng)進(jìn)行仿真分析，結(jié)果如圖6～7所示。先關(guān)閉一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，所造成的水擊壓力基本均傳給了另一臺(tái)仍在工作的發(fā)動(dòng)機(jī)，使該臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)氧入口壓力升高至2.4 MPa，燃料入口壓力升高至1.4 MPa。之后進(jìn)行了雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)大時(shí)差不同步關(guān)機(jī)地面試驗(yàn)，結(jié)果顯示：后關(guān)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的氧入口壓力升高至1.5 MPa，燃料入口的壓力升高至1.1 MPa，且入口壓力升高效應(yīng)只持續(xù)約0.4 s。試驗(yàn)和仿真均證明雖然不同步關(guān)機(jī)對(duì)后關(guān)發(fā)動(dòng)機(jī)造成氧路和燃料路壓力相應(yīng)升高，但其影響程度非常有限，發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)波動(dòng)幅度較小，且很快平衡在新工況下繼續(xù)工作，雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)大時(shí)差不同步關(guān)機(jī)適應(yīng)性良好。

圖6 不同步關(guān)機(jī)氧入口壓力變化Fig. 6 Oxygen inlet pressure of engine with asynchronous shutdown

圖7 不同步關(guān)機(jī)燃料入口壓力變化Fig. 7 Fuel inlet pressure of engine with asynchronous shutdown

2.3 液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷技術(shù)

發(fā)動(dòng)機(jī)在線異常檢測和故障診斷方法分為試車臺(tái)在線異常檢測方法和飛行在線故障診斷方法。

現(xiàn)有的試車臺(tái)異常檢測方法是紅線關(guān)機(jī)系統(tǒng)，通過監(jiān)測發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵參數(shù)，當(dāng)參數(shù)異常超閾值時(shí)，發(fā)出發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)指令[11]。參數(shù)檢測閾值，也就是紅線，是在發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中確定的特定工況下發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的正常范圍。同時(shí)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)測量數(shù)據(jù)中存在背景噪聲，當(dāng)信噪比較低時(shí)，紅線系統(tǒng)容易誤報(bào)警，從而造成發(fā)動(dòng)機(jī)異常停機(jī)。如果不恰當(dāng)?shù)胤艑掗撝?，?huì)增加發(fā)動(dòng)機(jī)的漏檢率，存在對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)造成不可修復(fù)損傷的可能性。

由于雙機(jī)并聯(lián)試車次數(shù)較少，所以試車故障診斷系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)及試車臺(tái)至關(guān)重要。為了滿足雙機(jī)試車故障診斷的要求，在以往單機(jī)故障診斷方法的基礎(chǔ)上，提出了一套系統(tǒng)同時(shí)監(jiān)控兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的方案。兩組檢測參數(shù)均傳輸給故障監(jiān)控計(jì)算機(jī)，由其分別對(duì)兩組參數(shù)進(jìn)行診斷，當(dāng)檢測到任意一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)異常時(shí)，給控制系統(tǒng)發(fā)出關(guān)機(jī)信號(hào)，控制系統(tǒng)同時(shí)給兩臺(tái)單機(jī)發(fā)送關(guān)機(jī)指令。該方法的優(yōu)點(diǎn)是系統(tǒng)簡單，安全性高，缺點(diǎn)是無法準(zhǔn)確定位故障發(fā)動(dòng)機(jī)并實(shí)現(xiàn)只關(guān)故障發(fā)動(dòng)機(jī)的功能。

飛行在線發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷系統(tǒng)是搭載于航天飛機(jī)或運(yùn)載火箭的發(fā)動(dòng)機(jī)在線健康監(jiān)控系統(tǒng)。具有代表性的是航天飛機(jī)搭載的紅線關(guān)機(jī)系統(tǒng)[12]、實(shí)時(shí)振動(dòng)監(jiān)測系統(tǒng)[13]（Real-Time Vibration Monitoring System，RTVMS）、航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理系統(tǒng)（Health Monitoring System，HMS）和先進(jìn)健康管理系統(tǒng)[14]（Advanced Health Management System，AHMS）等，當(dāng)診斷系統(tǒng)發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)存在重要參數(shù)異常時(shí)，航天飛機(jī)控制系統(tǒng)會(huì)關(guān)閉故障發(fā)動(dòng)機(jī)并進(jìn)行故障隔離，保全航天飛機(jī)乃至航天員的安全，并進(jìn)行動(dòng)力重構(gòu)，爭取完成發(fā)射任務(wù)。法國和德國也分別研制了飛行在線發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)[15-16]，并將該系統(tǒng)搭載于“阿里安5”（Ariane 5）運(yùn)載火箭上。其中比較典型的是：①1985年，挑戰(zhàn)者號(hào)航天飛機(jī)發(fā)射時(shí)，3臺(tái)SSME中的一臺(tái)因溫度過高被故障監(jiān)測系統(tǒng)提前關(guān)機(jī)，控制系統(tǒng)通過動(dòng)力重構(gòu)，將航天飛機(jī)送入較低的軌道，并隨后安全返回地面（1986年因固體助推器故障，飛行失利）；②2020年，SpaceX公司采用“獵鷹9號(hào)”火箭發(fā)射后，一級(jí)九臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)中一臺(tái)發(fā)生故障，故障診斷系統(tǒng)及時(shí)發(fā)現(xiàn)故障并關(guān)閉了故障發(fā)動(dòng)機(jī)，隨后進(jìn)行動(dòng)力重構(gòu)并成功將主要載荷（貨運(yùn)飛船）送入正確軌道。

中國目前的發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷技術(shù)應(yīng)用較少，只有應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)試車臺(tái)的紅線關(guān)機(jī)系統(tǒng)。紅線關(guān)機(jī)系統(tǒng)具有簡單、實(shí)用、可靠等優(yōu)點(diǎn)，但方法單一、功能簡單、測量參數(shù)有限，只能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)基本的測試試驗(yàn)和研制需求。為了進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)試車的安全性、降低研制費(fèi)用，需要研發(fā)可靠性好、敏感性高、適應(yīng)性強(qiáng)的發(fā)動(dòng)機(jī)試車臺(tái)在線故障檢測系統(tǒng)。同時(shí)，研制適用于液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)的高可靠性飛行在線發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理系統(tǒng)，對(duì)于提升火箭發(fā)射可靠性意義重大。

3 “長征五號(hào)”液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)

3.1 雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)總體布局特點(diǎn)

發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)是按各組件在系統(tǒng)中的功能和作用進(jìn)行結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào)，并實(shí)現(xiàn)推力傳遞、推力矢量控制等功能，同時(shí)使發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量、外廓尺寸等性能指標(biāo)達(dá)到最優(yōu)化的關(guān)鍵技術(shù)；總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的可靠性直接影響著發(fā)動(dòng)機(jī)以及火箭的可靠性。

“長征五號(hào)”助推器發(fā)動(dòng)機(jī)總體布局（見圖8）充分繼承發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)總裝布局方案，最大程度提高通用性和模塊化程度。在兼顧緊湊性和開敞性的同時(shí)，合理利用有限的空間，盡量減小發(fā)動(dòng)機(jī)的外廓尺寸；在滿足裝配、維修、氣密性檢查、電氣檢查、點(diǎn)火導(dǎo)管更換檢查要求的前提下，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)質(zhì)量合理分布，提高結(jié)構(gòu)的抗震性。“長征五號(hào)”助推器發(fā)動(dòng)機(jī)總體布局具有以下特點(diǎn)：

圖8 YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)雙機(jī)模式[3]Fig. 8 YF-100 engine double parallel mode[8]

1）為滿足機(jī)架結(jié)構(gòu)、性能要求和解決發(fā)動(dòng)機(jī)低頻結(jié)構(gòu)諧振問題，機(jī)架和常平座采用一體化設(shè)計(jì)；

2）氣源裝置采用模塊化集成方案，便于裝配、檢查、維護(hù)；

3）雙機(jī)之間增加連接組件，提高整機(jī)結(jié)構(gòu)剛度；

4）發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械接口按使用功能性集中布置，優(yōu)化接口布局；

5）發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)狀態(tài)安裝防火裙連接裝置，以滿足飛行狀態(tài)熱防護(hù)要求。

3.2 液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)低頻特性

大型運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)的縱向固有頻率在10 Hz以內(nèi)，中國“長征-2E”運(yùn)載火箭飛行過程中，工作在這個(gè)范圍的時(shí)間長達(dá)120多s[17-19]。如果發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)也存在10 Hz頻率以下的結(jié)構(gòu)低頻振型，發(fā)動(dòng)機(jī)與箭體就有可能產(chǎn)生低頻諧振，甚至激發(fā)POGO問題，對(duì)火箭安全構(gòu)成風(fēng)險(xiǎn)。在火箭設(shè)計(jì)過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)固有頻率偏低給火箭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)造成了困難，結(jié)構(gòu)低頻特性是影響火箭和發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性的重要問題。

為解決YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中存在的局部結(jié)構(gòu)低頻問題，在試驗(yàn)室和試車臺(tái)條件、3種狀態(tài)下共進(jìn)行了9臺(tái)次整機(jī)模態(tài)試驗(yàn)，測試確定了發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)模態(tài)，為仿真模型的初步建立提供依據(jù)。模態(tài)試驗(yàn)見圖9。

圖9 YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)試驗(yàn)Fig. 9 The modal test of YF-100 engine

在模態(tài)試驗(yàn)基礎(chǔ)上建立發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)特性仿真模型，其中：①發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵采用集中質(zhì)量參數(shù)模型；②推力室采用殼單元；③噴管采用等效的分布參數(shù)模型；④伺服機(jī)構(gòu)采用桿單元；⑤機(jī)架采用實(shí)體單元。針對(duì)單機(jī)狀態(tài)進(jìn)行了模態(tài)試驗(yàn)驗(yàn)證，仿真和試驗(yàn)結(jié)果見表4。由表可見，發(fā)動(dòng)機(jī)前三階模態(tài)頻率仿真值與試驗(yàn)值偏差均較小，特別是第一階模態(tài)頻率偏差僅為1.6%，驗(yàn)證了仿真模型的有效性和準(zhǔn)確性。

表4 單機(jī)狀態(tài)模態(tài)分析結(jié)果與試驗(yàn)值對(duì)比Table 4 Comparison of analysis results and test values for YF-100 engine

以仿真模型為基礎(chǔ)，通過對(duì)敏感因素的結(jié)構(gòu)靈敏度仿真分析，經(jīng)過百余種結(jié)構(gòu)方案改進(jìn)與優(yōu)化，具體措施包括：①機(jī)架常平座一體化設(shè)計(jì)；②增加常平座搖擺方向的剛度。改進(jìn)后發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)狀態(tài)第一階模態(tài)頻率增加約3 Hz。

由于YF-100雙機(jī)并聯(lián)結(jié)構(gòu)復(fù)雜且尺寸較大，無法在試驗(yàn)室對(duì)其固支狀態(tài)進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)，但發(fā)動(dòng)機(jī)試車臺(tái)上模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果中包含了試車臺(tái)對(duì)雙機(jī)結(jié)構(gòu)低頻特性的影響。為此，以結(jié)構(gòu)模態(tài)綜合法為理論基礎(chǔ)，結(jié)合單機(jī)固支狀態(tài)模態(tài)試驗(yàn)和該狀態(tài)下數(shù)值仿真研究，通過對(duì)比分析仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果，建立了準(zhǔn)確的雙機(jī)數(shù)值仿真模型，進(jìn)行了雙機(jī)固支狀態(tài)結(jié)構(gòu)低頻特性仿真計(jì)算，結(jié)果如圖10所示。計(jì)算結(jié)果表明，雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)前3階模態(tài)振型分別是：1號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)Y方向振動(dòng)，兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)X方向反向振動(dòng)，2號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)Y方向振動(dòng)，前三階模態(tài)頻率分別為13.7、14.2 和14.5 Hz。各階模態(tài)振型中噴管處的振幅最大，為提高雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)固有頻率，應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注噴管的支撐剛度。

圖10 雙機(jī)助推發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)振型圖[20]Fig. 10 Vibration diagram of double parallel engine[20]

4 結(jié)束語

YF-100液氧煤油補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)具有高性能、自身起動(dòng)、結(jié)構(gòu)緊湊、產(chǎn)品化程度高、使用維護(hù)維修便捷、可靠性高等特點(diǎn)。在新一代“長征五號(hào)”大型運(yùn)載火箭研制中，主要突破了雙機(jī)并聯(lián)自身起動(dòng)點(diǎn)火技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)大時(shí)差不同步關(guān)機(jī)技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)試車臺(tái)在線故障檢測技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)特性總體設(shè)計(jì)技術(shù)。

針對(duì)YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升，提出以下3點(diǎn)建議：

1）進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力，借助3D打印等先進(jìn)制造技術(shù)實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)輕質(zhì)化設(shè)計(jì)，提高發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比；

2）進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)組件、整機(jī)的工作可靠性，提升發(fā)動(dòng)機(jī)全任務(wù)剖面內(nèi)的適應(yīng)性和使用維護(hù)性；

3）研究適用于液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)的高可靠性發(fā)動(dòng)機(jī)飛行故障診斷系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理系統(tǒng)。

致 謝

非常感謝西安航天動(dòng)力研究所液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)研制團(tuán)隊(duì)在文章撰寫和修改過中給予的大力協(xié)助，同時(shí)也感謝所有提供過幫助的專家和學(xué)者。