李 斌，陳 暉，馬冬英，高玉閃

(1.航天推進(jìn)技術(shù)研究院，陜西 西安 710100；2.西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是運(yùn)載火箭的核心組成部分，決定著運(yùn)載火箭的關(guān)鍵特性，影響著進(jìn)入空間的能力和水平，是國(guó)家高技術(shù)水平的集中體現(xiàn)。美國(guó)、蘇聯(lián)、俄羅斯等國(guó)家在發(fā)展航天活動(dòng)的幾十年間，相繼研制出了多款大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，為其航天強(qiáng)國(guó)的實(shí)現(xiàn)奠定了重要基礎(chǔ)。

20世紀(jì)60年代，美國(guó)和蘇聯(lián)的運(yùn)載火箭一級(jí)主動(dòng)力均采用高密度比沖的大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)。美國(guó)的“土星V”重型運(yùn)載火箭采用680 tf級(jí)推力的F-1液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)作為一級(jí)主動(dòng)力，成功邁出了人類載人登月的歷史步伐。同時(shí)，蘇聯(lián)開(kāi)展了“N-1”重型運(yùn)載火箭的研制，擬用于載人登月，其一級(jí)主動(dòng)力采用150 tf級(jí)推力的NK-33液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，但由于控制系統(tǒng)不成熟、發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)過(guò)多等問(wèn)題，該火箭的研制最終以4次飛行試驗(yàn)失敗而告終。

20世紀(jì)70～80年代，蘇聯(lián)致力于發(fā)展大推力液氧煤油高壓補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)并取得突出成就，成功研制了740 tf級(jí)推力的RD-170發(fā)動(dòng)機(jī)，為“能源”號(hào)和“天頂”號(hào)等運(yùn)載火箭提供了強(qiáng)大動(dòng)力，也為俄羅斯后續(xù)RD-180、RD-191發(fā)動(dòng)機(jī)奠定了決定性基礎(chǔ)。由于技術(shù)和相關(guān)工業(yè)體系發(fā)展方向等原因，美國(guó)航天飛機(jī)、歐洲阿里安5火箭和日本H-2A火箭等運(yùn)載火箭，其主動(dòng)力均轉(zhuǎn)而采用大推力固體助推器加液氧液氫發(fā)動(dòng)機(jī)的模式。

20世紀(jì)90年代，俄羅斯以RD-170液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，成功拓展研制了400 tf級(jí)推力的RD-180和200 tf級(jí)推力的RD-191液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)。其中，RD-180發(fā)動(dòng)機(jī)出口美國(guó)用于宇宙神系列運(yùn)載火箭，RD-191發(fā)動(dòng)機(jī)用于俄羅斯安加拉系列運(yùn)載火箭。美國(guó)一方面引進(jìn)俄羅斯液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)及技術(shù)，先后引進(jìn)俄羅斯RD-120、NK-33和RD-180等發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展研究及使用，另一方面也開(kāi)始研究自己的補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，航空噴氣公司、洛克達(dá)因公司曾分別提出350 tf級(jí)推力的AJ-800和400 tf級(jí)推力的RS-76液氧煤油補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案。

21世紀(jì)以來(lái)，俄羅斯形成了RD-170、RD-180和RD-191液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)系列，高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)達(dá)到世界最高水平，奠定了俄羅斯航天強(qiáng)國(guó)的地位。近年來(lái)重啟RD-170發(fā)動(dòng)機(jī)生產(chǎn)線，研制了改進(jìn)型RD-171MV發(fā)動(dòng)機(jī)，擬用于俄羅斯未來(lái)聯(lián)盟-5火箭和重型運(yùn)載火箭。

21世紀(jì)以來(lái)，美國(guó)液體主動(dòng)力技術(shù)的研究呈現(xiàn)多元化。先后開(kāi)展了推力400 tf級(jí)RS-84、AJ-1-E6和200 tf級(jí)AR-1等多型液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的研制，但由于其航天計(jì)劃調(diào)整、資金、技術(shù)等多方面原因，最終均未能完成研制。2005年以來(lái)，SpaceX公司研制了Merlin-1系列液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，成為獵鷹1/9運(yùn)載火箭成功和SpaceX公司崛起的關(guān)鍵，同時(shí)SpaceX公司也在不遺余力地研制綜合性能更高的200 tf級(jí)全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)Raptor。2013年以來(lái)，聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟公司與藍(lán)源公司合作研制了推力250 tf級(jí)BE-4液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)，以替代進(jìn)口的RD-180發(fā)動(dòng)機(jī)。當(dāng)前美國(guó)主流運(yùn)載火箭中，仍較多地采用液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)作為主動(dòng)力，宇宙神3/5、金牛座Ⅱ和獵鷹9火箭均采用液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，NASA也提出將大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)作為太空發(fā)射系統(tǒng)SLS未來(lái)改進(jìn)型的主動(dòng)力。

縱觀世界各國(guó)的航天發(fā)展，液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)以其高密度比沖、無(wú)毒環(huán)保、使用成本低等優(yōu)點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于運(yùn)載火箭和航天飛行器，是運(yùn)載火箭主動(dòng)力的理想選擇。

我國(guó)航天液體主動(dòng)力技術(shù)始終堅(jiān)持獨(dú)立自主、開(kāi)拓創(chuàng)新的思路，新中國(guó)至今液體動(dòng)力從無(wú)到有、持續(xù)壯大，見(jiàn)證了我國(guó)的航天發(fā)展之路。20世紀(jì)70年代至今，我國(guó)75 tf級(jí)推力的YF-20系列四氧化二氮/偏二甲肼發(fā)動(dòng)機(jī)作為金牌動(dòng)力，完成了400余次的發(fā)射任務(wù)，實(shí)現(xiàn)了我國(guó)載人航天的偉大夢(mèng)想，支撐了我國(guó)航天大國(guó)的地位。我國(guó)在20世紀(jì)80年代后期開(kāi)始論證新一代航天運(yùn)載器及其發(fā)動(dòng)機(jī)，目前推力120 tf級(jí)的YF-100和18 tf級(jí)的YF-115液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)研制成功，2015年以來(lái)已陸續(xù)用于新一代CZ-5、CZ-6和CZ-7系列運(yùn)載火箭，推動(dòng)我國(guó)從航天大國(guó)向航天強(qiáng)國(guó)邁進(jìn)。

根據(jù)航天發(fā)展的需求，近年來(lái)我國(guó)在重型運(yùn)載火箭及其動(dòng)力系統(tǒng)的論證與研究的過(guò)程中，提出研制500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)作為一級(jí)主動(dòng)力。該發(fā)動(dòng)機(jī)的研制將大幅提升我國(guó)航天動(dòng)力的技術(shù)水平，為我國(guó)航天發(fā)展提供強(qiáng)大動(dòng)力。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案

根據(jù)我國(guó)重型運(yùn)載火箭動(dòng)力需求和液體動(dòng)力技術(shù)的發(fā)展需要，基于現(xiàn)有研制基礎(chǔ)，充分考慮有效控制研制風(fēng)險(xiǎn)，提出了我國(guó)500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案，通過(guò)創(chuàng)新研制思路與研制模式，力爭(zhēng)帶動(dòng)液體動(dòng)力及相關(guān)產(chǎn)業(yè)技術(shù)的全面進(jìn)步。

為實(shí)現(xiàn)高比沖要求，采用高壓補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng)；為改善啟動(dòng)品質(zhì)、實(shí)現(xiàn)起飛前故障檢測(cè)，采用分級(jí)啟動(dòng)方案；為實(shí)現(xiàn)提高推重比、減小搖擺力矩，采用泵后搖擺方案；為控制研制難度和風(fēng)險(xiǎn)，采用雙推力室方案；為提高火箭性能，滿足動(dòng)力重構(gòu)、重復(fù)使用等潛在需求，采用故障診斷、大范圍推力和混合比調(diào)節(jié)方案。

發(fā)動(dòng)機(jī)主要組件包括推力室、燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪泵、氧化劑預(yù)壓渦輪泵、燃料預(yù)壓渦輪泵、推力調(diào)節(jié)器、混合比調(diào)節(jié)器、液氧主閥、推力室燃料主閥和發(fā)生器燃料閥等。發(fā)動(dòng)機(jī)氣液系統(tǒng)原理見(jiàn)圖1，總裝結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖2，主要參數(shù)見(jiàn)表1。

圖1 500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)原理圖Fig.1 System diagram of 500 tf class LOX/kerosene rocket engine

圖2 500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Structure of 500 tf class LOX/kerosene rocket engine

表1 500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)Tab.1 Design parameters of 500 tf class LOX/kerosene rocket engine

發(fā)動(dòng)機(jī)主要特點(diǎn)如下：

1)性能高。由于采用先進(jìn)的補(bǔ)燃循環(huán)方案，發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑的化學(xué)能得到充分釋放，比沖性能比開(kāi)式循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)提高10%以上；相比我國(guó)現(xiàn)有最大推力的120 tf級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)，隨著燃燒室壓力進(jìn)一步提高，發(fā)動(dòng)機(jī)具有更高的比沖性能。

2)可靠性高。發(fā)動(dòng)機(jī)在起飛前和飛行過(guò)程中均可進(jìn)行故障檢測(cè)，有利于提高火箭發(fā)射和飛行可靠性；發(fā)動(dòng)機(jī)采用性能更高的新材料，采取了關(guān)鍵部位局部冷卻、余度控制和關(guān)機(jī)冗余等提升可靠性的措施。

3)推力和混合比可大范圍調(diào)節(jié)。通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)推力和混合比調(diào)節(jié)，可以降低火箭的飛行過(guò)載、氣動(dòng)載荷和后效沖量，減少剩余推進(jìn)劑，優(yōu)化火箭飛行彈道，有效提高火箭的性能。

4)便于實(shí)現(xiàn)推力矢量控制。采用先進(jìn)的泵后搖擺技術(shù)，搖擺力矩?。话l(fā)動(dòng)機(jī)具有雙向、單向搖擺功能，兼容性好，且可對(duì)兩推力室分別進(jìn)行搖擺控制，便于運(yùn)載火箭使用。

5)使用維護(hù)便捷?？蔀檫\(yùn)載火箭的伺服機(jī)構(gòu)或發(fā)電裝置提供高壓煤油作為動(dòng)力，便于火箭方案優(yōu)化；可設(shè)置換熱裝置用于加熱貯箱增壓工質(zhì)。具備發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)運(yùn)、交付過(guò)程和終止發(fā)射的快速處理能力。

6)具有重復(fù)使用潛力。在關(guān)鍵組件的方案和發(fā)動(dòng)機(jī)總體拓展方案設(shè)計(jì)過(guò)程中考慮了重復(fù)使用需求。

2 關(guān)鍵技術(shù)

相比我國(guó)現(xiàn)有液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖和推重比等性能指標(biāo)大幅提升，設(shè)計(jì)、生產(chǎn)和試驗(yàn)的難度顯著增加，發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中需要突破一系列關(guān)鍵技術(shù)。

2.1 大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)分級(jí)啟動(dòng)技術(shù)

為降低500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)能量釋放密度，減小啟動(dòng)過(guò)程壓力和溫度沖擊，改善啟動(dòng)品質(zhì)，同時(shí)為火箭起飛前的發(fā)動(dòng)機(jī)故障檢測(cè)提供條件，采用了先進(jìn)的分級(jí)啟動(dòng)技術(shù)。大推力發(fā)動(dòng)機(jī)分級(jí)啟動(dòng)技術(shù)在我國(guó)尚無(wú)成熟應(yīng)用，為突破該技術(shù)，開(kāi)展了大推力發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火技術(shù)、分級(jí)啟動(dòng)控制技術(shù)、啟動(dòng)仿真技術(shù)、組件動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)、分系統(tǒng)冷調(diào)試驗(yàn)技術(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)半系統(tǒng)試車(chē)啟動(dòng)技術(shù)等研究，后續(xù)將在發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)熱試車(chē)進(jìn)行驗(yàn)證，最終實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)、快速、可靠的分級(jí)啟動(dòng)。

2.2 大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理技術(shù)

為提高運(yùn)載火箭發(fā)射和飛行的可靠性與安全性，在火箭起飛前和飛行過(guò)程中將進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)故障監(jiān)控，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)健康狀態(tài)，采取相應(yīng)控制措施。大推力發(fā)動(dòng)機(jī)健康管理技術(shù)在我國(guó)尚無(wú)成熟應(yīng)用，為突破該技術(shù)，開(kāi)展了發(fā)動(dòng)機(jī)故障機(jī)理和影響研究、典型故障分析與特征提取技術(shù)研究和半系統(tǒng)故障監(jiān)控技術(shù)研究，建立了渦輪泵位移故障監(jiān)控系統(tǒng)并成功應(yīng)用于半系統(tǒng)試車(chē)，后續(xù)還將進(jìn)一步開(kāi)展緩速變參數(shù)融合、智能融合等故障監(jiān)控技術(shù)研究，最終建立故障診斷及健康管理平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)全工作過(guò)程的狀態(tài)監(jiān)控與診斷。

2.3 大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)泵后搖擺技術(shù)

為解決泵前搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺質(zhì)心偏心、搖擺力矩大、搖擺包絡(luò)空間大等問(wèn)題，同時(shí)實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)減質(zhì)，采用了先進(jìn)的泵后搖擺技術(shù)。高溫高壓大口徑燃?xì)鈸u擺裝置是大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)泵后搖擺的關(guān)鍵，為填補(bǔ)國(guó)內(nèi)的該項(xiàng)技術(shù)空白，開(kāi)展了高溫高壓富氧燃?xì)獯罂趶綋u擺軟管技術(shù)、燃?xì)饴樊愋徒饘倜芊饧夹g(shù)、重載常平座技術(shù)、可調(diào)心重載軸承技術(shù)和燃?xì)鈸u擺裝置熱試驗(yàn)技術(shù)等研究，相關(guān)設(shè)計(jì)、材料、工藝和試驗(yàn)技術(shù)均得到初步驗(yàn)證與突破，相關(guān)技術(shù)已拓展應(yīng)用于我國(guó)120 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)能力提升。

2.4 高壓大流量高性能燃燒組件技術(shù)

推力室和燃?xì)獍l(fā)生器是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)能量轉(zhuǎn)換的核心裝置，工作在高溫高壓的惡劣環(huán)境中。相比以往的發(fā)動(dòng)機(jī)，500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒組件的結(jié)構(gòu)尺寸、壓力、流量和熱流顯著增大，燃燒穩(wěn)定性控制、冷卻和溫度均勻性控制難度劇增。技術(shù)攻關(guān)過(guò)程中開(kāi)展了高效穩(wěn)定燃燒噴注器設(shè)計(jì)與仿真技術(shù)、長(zhǎng)壽命推力室身部冷卻設(shè)計(jì)技術(shù)、高壓大流量燃?xì)獍l(fā)生器穩(wěn)定燃燒與燃?xì)鉁囟染鶆蛐钥刂萍夹g(shù)和燃燒特性與穩(wěn)定性模擬試驗(yàn)技術(shù)等研究，通過(guò)半系統(tǒng)試車(chē)考核，關(guān)鍵技術(shù)取得突破，后續(xù)將在發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)熱試車(chē)方面對(duì)推力室燃燒穩(wěn)定性進(jìn)行驗(yàn)證。

2.5 大功率高效渦輪泵技術(shù)

渦輪泵作為發(fā)動(dòng)機(jī)的“心臟”，是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中難度和故障率最高的組件之一，500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)最高壓力達(dá)70 MPa以上，渦輪泵功率近120 MW，隨著渦輪泵規(guī)模的增大，部分零部件的設(shè)計(jì)、生產(chǎn)和試驗(yàn)已遠(yuǎn)超現(xiàn)有標(biāo)準(zhǔn)。技術(shù)攻關(guān)過(guò)程中開(kāi)展了大功率渦輪泵總體布局技術(shù)、大范圍軸向力平衡技術(shù)、高效率抗燒蝕渦輪技術(shù)、高性能大功率液氧泵技術(shù)、低溫重載高DN值軸承技術(shù)和高PV值組合式動(dòng)密封技術(shù)等研究，通過(guò)半系統(tǒng)試車(chē)考核，關(guān)鍵技術(shù)取得突破。

2.6 高壓大流量調(diào)節(jié)組件及低溫閥門(mén)技術(shù)

500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的調(diào)節(jié)組件和閥門(mén)是發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)關(guān)機(jī)控制、工況調(diào)節(jié)與穩(wěn)定的執(zhí)行元件，其中，調(diào)節(jié)器具有功能多、調(diào)節(jié)精度高、工作壓力高、流量大的特點(diǎn)，液氧主閥具有低溫、超大流量、低流阻的特點(diǎn)，這些均成為發(fā)動(dòng)機(jī)自動(dòng)器的研制難點(diǎn)。技術(shù)攻關(guān)過(guò)程中開(kāi)展了高壓大流量高精度推力調(diào)節(jié)器技術(shù)和高壓超大流量低流阻低溫閥技術(shù)等研究，通過(guò)地面試驗(yàn)考核和半系統(tǒng)試車(chē)驗(yàn)證，關(guān)鍵技術(shù)取得突破。

2.7 大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)新工藝技術(shù)

為實(shí)現(xiàn)500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性和先進(jìn)性，采用了泵后搖擺裝置、渦輪殼體夾層冷卻釬焊結(jié)構(gòu)、泵圓管式導(dǎo)向器、氧閥新型密封等大量新結(jié)構(gòu)，采用的新材料涉及高溫合金、高強(qiáng)鋼和銅鎳錳合金等，部分關(guān)鍵組件的加工制造難度大幅提升。技術(shù)攻關(guān)過(guò)程中開(kāi)展的關(guān)鍵工藝技術(shù)研究包括新材料工程化應(yīng)用、復(fù)雜型腔電火花成形、球殼內(nèi)襯旋壓成形、鈦合金管式擴(kuò)壓器高效加工、大懸深變螺距誘導(dǎo)輪加工、多噴嘴復(fù)雜不可視結(jié)構(gòu)底部組件裝配釬焊等，并在此基礎(chǔ)上完成了發(fā)動(dòng)機(jī)組件、半系統(tǒng)裝置和整機(jī)工程樣機(jī)的制造，發(fā)動(dòng)機(jī)新工藝技術(shù)取得突破。

2.8 大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)測(cè)量與試驗(yàn)技術(shù)

由于發(fā)動(dòng)機(jī)及組件工作環(huán)境復(fù)雜嚴(yán)酷，涉及高低溫、高壓、大熱流、富氧、沖擊及多振源環(huán)境，動(dòng)力學(xué)特性復(fù)雜，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)及組件的試驗(yàn)和測(cè)試提出了更高要求。開(kāi)展了基于光纖光柵動(dòng)應(yīng)變的結(jié)構(gòu)模態(tài)檢測(cè)和基于高速攝影的結(jié)構(gòu)位姿反演等先進(jìn)測(cè)試技術(shù)研究，為發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程結(jié)構(gòu)狀態(tài)評(píng)估提供了新手段。開(kāi)展了模擬試驗(yàn)技術(shù)研究，通過(guò)燃?xì)獍l(fā)生器縮尺件熱試驗(yàn)、啟動(dòng)分系統(tǒng)綜合冷調(diào)試驗(yàn)、雙推力室發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)庀到y(tǒng)流動(dòng)-聲學(xué)特性試驗(yàn)、組件低工況模擬試驗(yàn)等，獲得了組件關(guān)鍵特性，建立了一系列試驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則。建立了國(guó)內(nèi)最大的液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)半系統(tǒng)試車(chē)系統(tǒng)并完成半系統(tǒng)試車(chē)。

3 研制進(jìn)展

隨著我國(guó)500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)的突破，目前已完成發(fā)動(dòng)機(jī)方案論證與設(shè)計(jì)，開(kāi)展了組件生產(chǎn)與試驗(yàn)，完成半系統(tǒng)試車(chē)和發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)裝配。

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)研制進(jìn)展

3.1.1 分級(jí)啟動(dòng)技術(shù)研究

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的方案特點(diǎn)和使用要求，采用先進(jìn)的分級(jí)啟動(dòng)方案，開(kāi)展了大推力發(fā)動(dòng)機(jī)分級(jí)啟動(dòng)技術(shù)研究。建立雙推力室液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)仿真模型，研究了影響發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)特性的因素。通過(guò)開(kāi)展渦輪泵、調(diào)節(jié)器、節(jié)流閥等組件的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，獲得組件動(dòng)態(tài)特性，驗(yàn)證并優(yōu)化仿真模型。通過(guò)開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)仿真分析和試驗(yàn)研究，確定了實(shí)現(xiàn)初級(jí)工況60%～65%的發(fā)動(dòng)機(jī)分級(jí)啟動(dòng)關(guān)鍵參數(shù)和程序(見(jiàn)圖3)，基于此成功完成了半系統(tǒng)試車(chē)分級(jí)啟動(dòng)。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)分級(jí)啟動(dòng)過(guò)程Fig.3 Staged startup process of engine

3.1.2 高可靠、高精度機(jī)電伺服控制技術(shù)研究

針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)分級(jí)啟動(dòng)和工況調(diào)節(jié)的高可靠、高精度調(diào)節(jié)控制要求，在我國(guó)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域首次采用調(diào)節(jié)元件機(jī)電伺服控制技術(shù)，采用“控制三余度-驅(qū)動(dòng)雙余度”的閉環(huán)控制方案，實(shí)現(xiàn)了調(diào)節(jié)元件位置的精確、穩(wěn)定控制，見(jiàn)圖4。相比我國(guó)以往發(fā)動(dòng)機(jī)的電液驅(qū)動(dòng)方案以及俄羅斯同類型發(fā)動(dòng)機(jī)的電液伺服方案，在大幅簡(jiǎn)化發(fā)動(dòng)機(jī)氣液系統(tǒng)的同時(shí)，顯著提高了發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)控制的可靠性、便捷性和準(zhǔn)確性。

圖4 調(diào)節(jié)元件機(jī)電伺服系統(tǒng)Fig.4 Regulator electromechanical servo system

3.1.3 故障診斷技術(shù)研究

基于發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性、安全性需求和飛行全過(guò)程故障監(jiān)控的使用要求，開(kāi)展了故障健康技術(shù)研究。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)方案和同類型發(fā)動(dòng)機(jī)的研制經(jīng)驗(yàn)，首先進(jìn)行大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)典型故障模式研究，建立故障仿真模型，對(duì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)安全和正常工作的故障模式進(jìn)行仿真分析，進(jìn)而提取故障敏感性高的特征參數(shù)，主要包括主渦輪出口溫度、推力室點(diǎn)火路壓力和主渦輪泵轉(zhuǎn)速，以及泵出口壓力和渦輪泵轉(zhuǎn)子軸向位移等，研究結(jié)果為發(fā)動(dòng)機(jī)故障監(jiān)控參數(shù)的選取提供了重要依據(jù)。在此基礎(chǔ)上，針對(duì)大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)半系統(tǒng)試車(chē)，建立了多參數(shù)融合診斷的故障監(jiān)控方法，監(jiān)測(cè)時(shí)段包括啟動(dòng)準(zhǔn)備階段、啟動(dòng)過(guò)程和主級(jí)工作過(guò)程，為半系統(tǒng)試車(chē)提供了重要的安全性保障。

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)總裝研制進(jìn)展

3.2.1 燃?xì)鈸u擺裝置方案與研制進(jìn)展

燃?xì)鈸u擺裝置是高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)泵后搖擺的關(guān)鍵組件。為實(shí)現(xiàn)在高溫高壓富氧燃?xì)鈼l件下的優(yōu)良搖擺性能，燃?xì)鈸u擺軟管采用多層S型增強(qiáng)波紋管結(jié)構(gòu)，并對(duì)波紋管進(jìn)行液氧冷卻；為在傳遞推力的同時(shí)實(shí)現(xiàn)對(duì)燃?xì)夤苈窡嶙冃?、瞬時(shí)沖擊和搖擺的補(bǔ)償，采用可調(diào)心重載傳力軸承和高速搖擺軸承方案；為控制結(jié)構(gòu)質(zhì)量，采用超高強(qiáng)度不銹鋼和結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化的常平座方案。燃?xì)鈸u擺裝置結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖5。

圖5 燃?xì)鈸u擺裝置結(jié)構(gòu)圖Fig.5 Structure of gas swinging equipment

目前已完成該燃?xì)鈸u擺裝置的設(shè)計(jì)與生產(chǎn)，開(kāi)展了燃?xì)鈸u擺裝置成型工藝研究、承壓試驗(yàn)、搖擺試驗(yàn)、疲勞壽命試驗(yàn)和搖擺熱試驗(yàn)等，驗(yàn)證并優(yōu)化燃?xì)鈸u擺裝置方案。

3.2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)主承力構(gòu)件熱結(jié)構(gòu)特性研究

隨著發(fā)動(dòng)機(jī)推力量級(jí)的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)規(guī)模也隨之增大，力熱環(huán)境條件更加惡劣，為保證結(jié)構(gòu)工作安全性，開(kāi)展了復(fù)雜力熱環(huán)境下主承力構(gòu)件結(jié)構(gòu)受力變形及強(qiáng)度分析研究。通過(guò)開(kāi)展流場(chǎng)仿真，獲得結(jié)構(gòu)內(nèi)部的壓力和溫度等動(dòng)力學(xué)參數(shù)，作為結(jié)構(gòu)有限元分析的計(jì)算條件，進(jìn)而獲得整個(gè)結(jié)構(gòu)的變形量和結(jié)構(gòu)應(yīng)力(見(jiàn)圖6)，基于此識(shí)別出危險(xiǎn)截面，對(duì)其強(qiáng)度、安全性和可靠性進(jìn)行評(píng)估，亦可有針對(duì)性地進(jìn)行局部改進(jìn)優(yōu)化。

圖6 應(yīng)力分布圖Fig.6 Stress intensity distribution

3.3 燃燒組件研制進(jìn)展

3.3.1 燃燒組件方案與研制進(jìn)展

500 tf級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒組件包括推力室和燃?xì)獍l(fā)生器，在全世界液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)中，該推力室的推力最大，燃?xì)獍l(fā)生器的流量最大。

推力室用于為發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力。為抑制推力室高頻不穩(wěn)定燃燒，采用了噴注器能量釋放技術(shù)方案。為解決推力室冷卻問(wèn)題，采用了再生冷卻、液膜冷卻、鍍層防護(hù)相結(jié)合的技術(shù)方案，并優(yōu)化冷卻流路。推力室結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖7。

圖7 推力室結(jié)構(gòu)圖Fig.7 Structure of thrust chamber

燃?xì)獍l(fā)生器用于向主渦輪提供驅(qū)動(dòng)工質(zhì)。為抑制燃?xì)獍l(fā)生器橫向高頻不穩(wěn)定燃燒、改善溫度均勻性，采用新型噴注器結(jié)構(gòu)方案。

目前已完成該推力室和燃?xì)獍l(fā)生器的設(shè)計(jì)與生產(chǎn)，開(kāi)展了相關(guān)液流、液壓、聲學(xué)、燃燒穩(wěn)定性等試驗(yàn)研究，驗(yàn)證了燃燒組件方案。

3.3.2 推力室燃燒穩(wěn)定性技術(shù)研究

500 tf發(fā)動(dòng)機(jī)推力室在目前世界同類型發(fā)動(dòng)機(jī)中最大。相比現(xiàn)有同類型發(fā)動(dòng)機(jī)，結(jié)構(gòu)尺寸的顯著增大，隨之而來(lái)的是燃燒穩(wěn)定性問(wèn)題愈加突出。為實(shí)現(xiàn)推力室高效穩(wěn)定燃燒且結(jié)構(gòu)優(yōu)化，開(kāi)展了隔板噴嘴用于加強(qiáng)推力室燃燒穩(wěn)定性的研究?；诟舭鍑娮焱屏κ夷Ｐ停ㄟ^(guò)開(kāi)展聲學(xué)特性仿真和聲學(xué)模擬試驗(yàn)，得到了隔板噴嘴的阻尼效應(yīng)，研究了其特征結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)于燃燒穩(wěn)定性的影響，見(jiàn)圖8，該研究為推力室燃燒穩(wěn)定性方案的確定提供了重要依據(jù)。

圖8 衰減率隨隔板間隙變化曲線Fig.8 Variation of attenuation rate with clearance of vibration baffles

3.3.3 燃?xì)獍l(fā)生器溫度均勻性技術(shù)研究

燃?xì)獍l(fā)生器噴注器流量分配的均勻性對(duì)于保證燃?xì)鉁囟染鶆蛐云鹬陵P(guān)重要的作用。為獲得較好的流量均勻性，通過(guò)開(kāi)展燃?xì)獍l(fā)生器三維流場(chǎng)仿真獲得壓力分布(見(jiàn)圖9)，進(jìn)而通過(guò)改進(jìn)結(jié)構(gòu)，優(yōu)化流場(chǎng)、均衡壓力和流量分布。根據(jù)流場(chǎng)仿真結(jié)果分析流量不均勻的原因，對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器身部的結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)，降低了氧化劑進(jìn)入時(shí)因徑向沖擊造成的流動(dòng)損失，噴嘴流量周向分布偏差由約±15%減小到±6.5%以內(nèi)，溫度均勻性得到顯著改善。

圖9 噴注器壓力分布Fig.9 Pressure contour of injector

3.4 渦輪泵研制進(jìn)展

3.4.1 渦輪泵方案與研制進(jìn)展

500 tf級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵用于為燃?xì)獍l(fā)生器和推力室提供高壓推進(jìn)劑，渦輪驅(qū)動(dòng)工質(zhì)為燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的富氧燃?xì)?。為解決大功率渦輪泵減振、軸向力平衡、熱防護(hù)、高低溫動(dòng)密封等問(wèn)題，采用了新型軸系支撐結(jié)構(gòu)、新型圓管式導(dǎo)向器、高效軸向力平衡裝置、渦輪局部冷卻、燃?xì)馔ǖ绹娡靠寡趸繉印㈠兡ぽS承結(jié)構(gòu)、組合式密封等技術(shù)方案。渦輪泵結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖10。

圖10 渦輪泵結(jié)構(gòu)圖Fig.10 Structure of turbo-pump

目前已完成該渦輪泵的設(shè)計(jì)與生產(chǎn)，開(kāi)展了渦輪泵性能試驗(yàn)、涂層燒蝕試驗(yàn)、軸向力研究試驗(yàn)、軸承和端面密封運(yùn)轉(zhuǎn)試驗(yàn)等大量研究性試驗(yàn)，驗(yàn)證并優(yōu)化渦輪泵方案。

3.4.2 大范圍軸向力平衡技術(shù)研究

隨著渦輪泵規(guī)模的增大，加之需滿足發(fā)動(dòng)機(jī)大范圍工況調(diào)節(jié)要求，軸向力平衡難度顯著增大，大范圍軸向力平衡技術(shù)成為發(fā)動(dòng)機(jī)研制需解決的重大關(guān)鍵技術(shù)之一。采用新型高效軸向力平衡裝置，開(kāi)展了軸向力仿真評(píng)估方法研究。建立了軸向力計(jì)算模型，根據(jù)軸承剛度試驗(yàn)獲得的位移-載荷關(guān)系曲線和渦輪泵試驗(yàn)獲得的位移數(shù)據(jù)(見(jiàn)圖11)，結(jié)合有限元分析，能夠較為準(zhǔn)確地評(píng)估渦輪泵軸向力。采用基于串聯(lián)剛度模型的軸向力計(jì)算研究，泵水力試驗(yàn)結(jié)果表明軸向力計(jì)算值與實(shí)測(cè)值的誤差僅為4.1%，為大范圍軸向力平衡技術(shù)的突破提供了重要支撐。

圖11 渦輪泵位移—載荷關(guān)系曲線Fig.11 Variation of turbo-pump displacement with axial load

3.4.3 大功率渦輪泵轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)研究

針對(duì)大功率渦輪泵轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)問(wèn)題開(kāi)展了包括共振頻率預(yù)示以及關(guān)鍵參數(shù)對(duì)于轉(zhuǎn)子動(dòng)平衡的影響研究。建立了渦輪泵轉(zhuǎn)子局部共振模型，研究并提出了通過(guò)振動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行局部動(dòng)力學(xué)共振頻率預(yù)示的方法，并通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，見(jiàn)圖12。通過(guò)建立考慮軸承徑向游隙的轉(zhuǎn)子模型和考慮裝配間隙的動(dòng)平衡模型，研究了軸承徑向游隙對(duì)轉(zhuǎn)子不平衡響應(yīng)的影響和不同零件的偏心距以及配合間隙對(duì)轉(zhuǎn)子殘余不平衡量的影響，并通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證。

圖12 振動(dòng)位移試驗(yàn)數(shù)據(jù)與理論預(yù)測(cè)的對(duì)比Fig.12 Compare experimental data with theoretical prediction of vibration displacement

3.4.4 大功率高性能液氧泵技術(shù)研究

500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)液氧泵工作在低溫高壓、高負(fù)載、大振動(dòng)等復(fù)雜力熱環(huán)境，要求其滿足高效率、高可靠、大工況范圍等要求，為此開(kāi)展了大功率高性能液氧泵技術(shù)研究。通過(guò)采用變螺距誘導(dǎo)輪與高速離心泵的匹配優(yōu)化設(shè)計(jì)，結(jié)合流固熱多場(chǎng)耦合仿真開(kāi)展葉輪關(guān)鍵間隙變化和流動(dòng)特性的影響分析(見(jiàn)圖13)，實(shí)現(xiàn)了葉輪各結(jié)構(gòu)尺寸的高效精細(xì)化設(shè)計(jì)，從而提升大功率液氧泵的效率和工作可靠性。

圖13 氧泵流速分布圖Fig.13 Victory contour of LOX pump

3.5 自動(dòng)器研制進(jìn)展

500 tf級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置多種類型的自動(dòng)器，用于實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的調(diào)節(jié)與控制，其中研制難度較高的主要包括推力調(diào)節(jié)器和液氧主閥。推力調(diào)節(jié)器主要用于實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)轉(zhuǎn)級(jí)和推力調(diào)節(jié)，為實(shí)現(xiàn)便捷精準(zhǔn)控制，首次在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域采用機(jī)電伺服閉環(huán)控制方案；液氧主閥用于控制燃?xì)獍l(fā)生器的液氧供應(yīng)，在世界液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)中最大，采用了新型高強(qiáng)鋼輕質(zhì)殼體、新型蓄能密封、新型降阻流道等結(jié)構(gòu)方案，其結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖14。

圖14 液氧主閥結(jié)構(gòu)圖Fig.14 Structure of liquid oxygen valve

目前已完成500 tf級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)包括推力調(diào)節(jié)器和液氧主閥在內(nèi)各自動(dòng)器的設(shè)計(jì)與生產(chǎn)，開(kāi)展了自動(dòng)器的功能與性能試驗(yàn)，包括推力調(diào)節(jié)器動(dòng)、靜特性試驗(yàn)，液氧主閥流阻試驗(yàn)、密封試驗(yàn)、低溫介質(zhì)試驗(yàn)等，獲得了關(guān)鍵特性，驗(yàn)證并優(yōu)化自動(dòng)器方案。

3.6 半系統(tǒng)試車(chē)進(jìn)展

500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)半系統(tǒng)裝置絕大部分總裝布局和產(chǎn)品狀態(tài)與發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)一致，包含了發(fā)動(dòng)機(jī)除推力室外的幾乎所有組件，可實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)大部分組件的全面考核，系統(tǒng)原理圖見(jiàn)圖15。

圖15 半系統(tǒng)試車(chē)系統(tǒng)原理圖Fig.15 System diagram of half system test

我國(guó)已完成500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)全工況半系統(tǒng)試車(chē)，試車(chē)照片見(jiàn)圖16，參數(shù)曲線見(jiàn)圖17。

圖16 半系統(tǒng)試車(chē)照片F(xiàn)ig.16 Photo of half system test

圖17 半系統(tǒng)試車(chē)參數(shù)曲線Fig.17 Parameters of half system test

半系統(tǒng)試車(chē)的主要結(jié)果如下：

1)試驗(yàn)過(guò)程系統(tǒng)參數(shù)協(xié)調(diào)，工作穩(wěn)定，試驗(yàn)數(shù)據(jù)和仿真結(jié)果吻合較好，渦輪泵轉(zhuǎn)速計(jì)算偏差小于1%，燃?xì)獍l(fā)生器壓力達(dá)到近50 MPa，驗(yàn)證了數(shù)值仿真的準(zhǔn)確性和系統(tǒng)工作的協(xié)調(diào)性。

2)初步驗(yàn)證了分級(jí)啟動(dòng)、機(jī)電伺服控制和啟動(dòng)故障監(jiān)控等技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了平穩(wěn)、可控啟動(dòng)和低工況初級(jí)停留，啟動(dòng)品質(zhì)良好，為突破發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)分級(jí)啟動(dòng)、健康管理等技術(shù)奠定了重要基礎(chǔ)。

3)驗(yàn)證了大功率高效渦輪泵、大流量高壓燃?xì)獍l(fā)生器、高精度大范圍推力調(diào)節(jié)器、高壓大流量液氧主閥等組件技術(shù)，考核了這些新研組件的設(shè)計(jì)方案和新材料、新工藝，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)、制造與試驗(yàn)技術(shù)突破的有效性。

4)半系統(tǒng)裝置結(jié)構(gòu)布局與發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)基本一致，考核了發(fā)動(dòng)機(jī)總裝方案，驗(yàn)證了總裝技術(shù)的突破情況。

3.7 發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)進(jìn)展

我國(guó)500 tf級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)裝配工作已完成(見(jiàn)圖18)，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品具備參加試車(chē)的條件，目前正在開(kāi)展首次整機(jī)試車(chē)的準(zhǔn)備工作。

圖18 500 tf級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)照片F(xiàn)ig.18 Photo of 500 tf engine

4 結(jié)語(yǔ)

500 tf級(jí)液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)是我國(guó)下一代航天主動(dòng)力，具有高性能、高可靠、使用維護(hù)便捷等優(yōu)點(diǎn)和重復(fù)使用潛力。目前已完成發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、生產(chǎn)，以及大量研究性試驗(yàn)和改進(jìn)優(yōu)化，取得了全工況半系統(tǒng)試車(chē)和首臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)等標(biāo)志性進(jìn)展，關(guān)鍵技術(shù)取得重大突破，為發(fā)動(dòng)機(jī)后續(xù)研制奠定了基礎(chǔ)。