孫紀國，鄭孟偉，龔杰峰，陶瑞峰

(北京航天動力研究所，北京 100076)

0 引言

運載火箭的能力決定了人類自由進出空間的能力，是一個國家綜合國力的象征和體現(xiàn)。迄今為止，世界上能夠實現(xiàn)LEO入軌能力百噸以上的仍僅有美國的土星-5號、航天飛機和蘇聯(lián)的能源號火箭。隨著新的大型太空任務的提出，美俄兩國的新一代重型火箭SLS、超重-星艦、葉尼塞等也正在緊鑼密鼓的研制中。

中國的航天事業(yè)在過去幾十年間取得了長足進步，但LEO入軌能力目前仍只達到25 t的量級。隨著載人月球探測、火星取樣返回等大型太空任務需求的提出，LEO入軌能力百噸以上的重型運載火箭研制已提上議事日程。

從2010年起，中國重型運載火箭開展了多輪次方案論證，并在2016年提出了在芯二級采用2臺220 tf推力(以下簡稱220 tf)高壓補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機的研制需求。200 tf推力量級的補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機代表了現(xiàn)役氫氧發(fā)動機的最高技術水平，國際上成功研制的該推力量級補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機也僅有美國的SSME和蘇聯(lián)的RD-0120發(fā)動機，發(fā)動機真空比沖均超過了452 s。其中的RD-0120發(fā)動機支撐了蘇聯(lián)最大運載能力的“能源”號火箭，SSME發(fā)動機則創(chuàng)造了重復使用航天飛機的輝煌成就，并且還將繼續(xù)作為美國新一代重型運載火箭SLS的芯級動力系統(tǒng)。

補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機一般采用富氫預燃室產(chǎn)生的燃氣來驅動氫氧主渦輪，渦輪排氣進入推力室與剩余的液氧、氣氫進行補燃燃燒，由于沒有能量浪費，因此可以實現(xiàn)高比沖。同時，200 tf的推力量級也有利于渦輪泵保持較高的效率水平，從而可以實現(xiàn)高室壓，有利于減小發(fā)動機尺寸和質量。但這也帶來了極高的技術難題，包括大流量高壓燃燒裝置的穩(wěn)定高效燃燒與熱防護問題，大功率高轉速渦輪泵的復雜結構設計與軸承、動密封、結構動力學問題，以及為實現(xiàn)主渦輪泵高轉速引入了預壓渦輪泵導致發(fā)動機系統(tǒng)復雜度大幅增加，給系統(tǒng)啟動關機耦合控制帶來的技術難題等。

中國的氫氧發(fā)動機通過幾十年的自力更生，已經(jīng)掌握了燃氣發(fā)生器循環(huán)和膨脹循環(huán)兩大類技術方案，為中國航天事業(yè)做出了巨大貢獻，但在推力量級、比沖性能、推重比和擴展功能等方面與國際先進水平還有差距。目前中國最大推力的氫氧發(fā)動機真空推力為70 tf，采用的是燃氣發(fā)生器循環(huán)技術，真空比沖大約為428 s?！熬盼濉逼陂g也曾經(jīng)開展過50 tf級補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機預研工作，但最終未能實現(xiàn)整機試車。

從2016開始，在重型運載火箭的發(fā)展需求牽引下，中國開展了220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機方案深化論證與關鍵技術攻關。經(jīng)過5年時間，遵循從縮尺到全尺、從組件到分系統(tǒng)的研究路徑，結合精細化仿真和半實物仿真等研究手段，220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機累計完成73次組件級熱試驗、26次分系統(tǒng)級熱試驗，圓滿完成2次預燃室與氫/氧渦輪泵聯(lián)試和1次發(fā)動機半系統(tǒng)試驗，初步突破了補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機核心關鍵技術。

1 發(fā)動機設計方案

1.1 發(fā)動機系統(tǒng)方案

補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機可以采用多種技術實現(xiàn)方案，比如SSME的雙富氫預燃室并聯(lián)氫氧渦輪泵方案[見圖1(a)]，或者RD-0120的單富氫預燃室同軸氫氧渦輪泵方案[見圖1(b)]。不同方案有不同的優(yōu)缺點:SSME發(fā)動機的氫氧渦輪泵為獨立設計，性能較優(yōu)，但發(fā)動機的啟動協(xié)調性控制是難點；RD-0120發(fā)動機采用同軸渦輪泵，發(fā)動機啟動同步性好，氧泵密封難度減小，但也帶來了對氧泵入口壓力要求高從而導致氧預壓渦輪泵設計難度大、能量損耗多的缺點。

圖1 SSME和RD-0120發(fā)動機系統(tǒng)原理圖Fig.1 Schematic of SSME and RD-0120 engine

本文的220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機設計綜合了國外上述兩型發(fā)動機的優(yōu)點，采用單富氫預燃室并聯(lián)驅動氫氧主渦輪泵的技術方案(見圖2)。由于發(fā)動機設計用于火箭芯二級，對發(fā)動機比沖性能和入口壓力要求均較高，因此設計上必須引入氫氧預壓渦輪泵。其中的氫預壓渦輪采用串聯(lián)冷卻推力室和噴管后的加溫氫驅動，氧預壓渦輪采用氧主泵后高壓液氧通過液力渦輪驅動。發(fā)動機啟動采用氦氣瓶輔助起旋預壓泵。發(fā)動機點火采用火炬點火器。在發(fā)動機的推力室氧路和預燃室氧路分別設置調節(jié)閥，用于對推力和混合比進行調節(jié)。發(fā)動機還設置了故障診斷器，對發(fā)動機狀態(tài)進行監(jiān)控。

圖2 220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機系統(tǒng)原理圖Fig.2 Schematic of 220 tf staged combustion LH2/LOX engine

1.2 發(fā)動機工作原理

發(fā)動機啟動時，高壓氦氣分別驅動氫預壓渦輪和氧預壓渦輪泵啟動渦輪，為火炬點火器和預燃室提供必要的初始點火壓力?；鹁纥c火器和預燃室先后點火后，預燃室產(chǎn)生的富氫燃氣并行驅動氫氧主渦輪，而后排入推力室頭部燃氣腔。氫主泵后的高壓液氫分為兩路，約80%的液氫直接進入預燃室，剩下的氫先逆流冷卻推力室身部，而后順流冷卻再生冷卻噴管，變成高溫氣氫后用于接力驅動氫預壓渦輪，而后排入推力室頭部氫腔用于冷卻面板。氧主泵后的高壓液氧分為3路，約10%的液氧經(jīng)過與氧主泵同軸的二級泵再增壓后進入預燃室，約15%的液氧用于驅動氧預壓液力渦輪，而后與預壓泵出口液氧匯合，剩余液氧全部進入推力室頭部氧腔。推力室內為富氫燃氣、液氧及氣氫3種組分混合燃燒，而后噴出噴管產(chǎn)生推力。為了減輕質量，噴管的末段采用少量氫氣膜冷卻的單壁金屬噴管方案。

主級階段，發(fā)動機根據(jù)火箭需要進行推力和混合比調節(jié)。關機時，發(fā)動機工況先降低至約60%，而后陸續(xù)切斷預燃室氫氧閥和推力室氫氧閥，以降低關機時的水擊危害。

1.3 發(fā)動機總裝方案

220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機在總裝設計上采用了單機模塊化方案，即發(fā)動機自帶獨立小機架，且發(fā)動機氣控吹除所需閥門組件均為獨立配置(見圖3)。

圖3 220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機總裝布局Fig.3 220 tf staged combustion LH2/LOX engine structure

相比于中國氫氧發(fā)動機傳統(tǒng)的雙機并聯(lián)設計，單機模塊化的方案更有利于保證地面試車狀態(tài)與飛行狀態(tài)的一致性，也便于火箭裝配和發(fā)動機維護使用，并且具有更靈活的擴展應用能力。

發(fā)動機的搖擺采用預壓泵前擺方案，主要原因是補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機進出推力室的管路較多，如果采用主泵后搖擺需顯著增加高壓搖擺環(huán)節(jié)數(shù)量(從2個增加至6個)，增大研制難度，增加結構質量，同時發(fā)動機高度將增加1 m，對火箭總體不利。

發(fā)動機的單機布局以推力室為基礎，在推力室頭部通過球形常平座傳遞推力。氫、氧主渦輪泵倒置在推力室兩側，通過渦輪排氣法蘭與推力室頭部連接。預燃室放置于氫渦輪入口，通過燃氣導管與氧渦輪實現(xiàn)并聯(lián)。預壓泵與主泵平行布置，預壓泵后的推進劑通過管路進入主泵。預燃室入口導管從泵后管路靠近主閥一端引出，從而保證發(fā)動機充分預冷。

2 發(fā)動機設計參數(shù)與關鍵技術

2.1 發(fā)動機設計參數(shù)

220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機的主要設計參數(shù)如表1所示。與中國現(xiàn)役最大推力的YF-77發(fā)動機相比，推力、流量、壓力均有3倍增長，發(fā)動機尺寸約有2倍增長，研制難度大幅增加。

表1 220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機設計參數(shù)Tab.1 220 tf staged combustion LH2/LOX engine design parameters

2.2 發(fā)動機關鍵技術

220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機是中國第一次開展帶預壓渦輪泵的百噸級以上補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機研制攻關，涉及的關鍵技術是全方位的。其中，影響發(fā)動機工程研制的核心關鍵技術主要包括以下方面：①氫氧富燃補燃循環(huán)系統(tǒng)技術；②總裝結構與動力學技術；③高壓大流量預燃室技術；④大熱流高效補燃推力室技術；⑤高效高可靠氫氧主渦輪泵技術；⑥氫氧預壓渦輪泵技術；⑦高壓大口徑閥門技術；⑧補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機材料工藝技術；⑨補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機試驗技術。

3 發(fā)動機關鍵技術攻關進展

迄今為止，發(fā)動機已開展了約5年時間的關鍵技術攻關，采取了試驗與仿真相結合，從縮尺到全尺、從組件到分系統(tǒng)的研制思路，開展了許多關鍵組件的冷態(tài)試驗、縮尺熱試驗、全尺熱試驗和組件聯(lián)合試驗、分系統(tǒng)耦合試驗等，獲得了主要組合件的工作特性和核心組件間的系統(tǒng)工作協(xié)調性。以下對一些重要的研制試驗進展予以介紹。

3.1 燃燒組件研制試驗

3.1.1 火炬點火器試驗

分別設計了液氫液氧預燃室火炬點火器和推力室火炬點火器，兩型點火器累計完成了63次熱試驗(見圖4)。試驗中采用了新研的SiC點火電嘴，能夠在液氦溫度環(huán)境下可靠發(fā)火。點火器試驗的室壓范圍為0.12～6.6 MPa，混合比范圍為0.38～3.0。試驗表明，兩型火炬點火器能夠適應在箱壓或高背壓、富氧或富燃等寬范圍內可靠點火。

圖4 火炬點火器試驗Fig.4 Hot test of torch igniter

3.1.2 縮尺預燃室試驗

進行了10次縮尺預燃室擠壓熱試驗(見圖5)，對不同結構方案的預燃室噴嘴、噴注器設計以及溫度場均勻結構等進行了試驗研究，獲得了不同結構參數(shù)和工作參數(shù)對燃燒性能、流量特性、溫度均勻性、燃燒穩(wěn)定性等影響，優(yōu)選了預燃室設計方案。試驗的參數(shù)范圍為：室壓7.5～15.5 MPa、混合比0.6～1.04。

圖5 縮尺預燃室試驗Fig.5 Hot test of sub-scale preburner

3.1.3 全尺預燃室試驗

開展了7次全尺寸預燃室擠壓熱試驗(見圖6)，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性。試驗的參數(shù)范圍為：預燃室室壓7.7～13.2 MPa，混合比0.61～1.09。研究表明:預燃室燃燒穩(wěn)定，室壓脈動小于±5%，熱防護安全可靠，出口燃氣溫度偏差小于±50 K，符合設計要求。

圖6 全尺寸預燃室熱試驗Fig.6 Hot test of full-scale preburner

3.1.4 縮尺預燃室與縮尺推力室聯(lián)試

完成了6次縮尺預燃室與縮尺推力室補燃燃燒熱試驗(見圖7)，獲得了燃氣/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補燃燃燒技術，獲取了補燃燃燒時序控制特性，并優(yōu)化確定了推力室設計參數(shù)。試驗的參數(shù)范圍為：縮尺預燃室室壓9.2～15.8 MPa，混合比0.78～0.93；縮尺推力室室壓7.6～12.5 MPa，混合比4.71～6.83。試驗結果表明：補燃燃燒過程穩(wěn)定，燃燒效率高于0.995。試驗過程中還附帶考核了快速電鑄身部結構、不銹鋼擴散焊再生噴管結構和單壁噴管結構。結果表明，各傳熱結構安全可靠，相關材料工藝技術滿足使用要求。

圖7 縮尺預燃室與縮尺推力室補燃燃燒試驗Fig.7 Combined hot test of sub-scale preburner and thrust chamber

3.2 渦輪泵組件研制試驗

3.2.1 泵水力試驗

對氫氧主泵分別開展水力試驗(見圖8)。氫主泵試驗水力效率達到0.765。氧主泵首次試驗水力效率約為0.600，經(jīng)過優(yōu)化泵入口導流葉片后，第二次試驗水力效率提升到0.727。試驗表明，多級氫泵的性能已達到國際先進水平，對首次開展的雙吸氧泵設計，還有進一步優(yōu)化提升的空間。

圖8 氫主泵水力試驗Fig.8 Hydraulic test of high pressure hydrogen pump

對氫氧預壓泵也分別開展水力試驗，試驗獲得額定工作點下首臺氫預壓泵水力試驗效率為0.690，首臺氧預壓泵試驗水力試驗效率為0.660，均滿足發(fā)動機設計要求。

3.2.2 渦輪性能試驗

對氫氧主渦輪分別開展性能吹風試驗(見圖9)，試驗采用熱空氣介質。試驗獲得的氫氧主渦輪額定點效率分別為0.790和0.750，達到設計要求，與國外先進設計水平相當。同時獲得了折合轉速在0.6～1.2和壓比在1.2～1.6工況范圍內的渦輪性能特性和軸向力特性。試驗結果表明，在變工況范圍內氫氧主渦輪均工作穩(wěn)定，驗證了其變工況適應能力。

圖9 氫主渦輪性能試驗Fig.9 Performance test of high pressure hydrogen turbine

3.2.3 軸承試驗

氫主渦輪泵軸承設計轉速為33 000 r/min，采用SiN陶瓷球軸承。氧主渦輪泵軸承設計轉速為23 000 r/min，初始設計采用鋼球方案。

液氮環(huán)境的臺架試驗(見圖10)表明，氫主渦輪泵軸承可以在35 000 r/min下穩(wěn)定工作，試驗DN值最高達到了2.8×10，在國際同類發(fā)動機中處于最高水平。氧泵鋼球軸承在25 000 r/min臺架試驗過程中存在滾珠表面發(fā)烏、套圈溝道磨損現(xiàn)象，為此改進為SiN陶瓷球材料，經(jīng)過25 000 r/min臺架試驗證明工作穩(wěn)定可靠。

圖10 低溫高速軸承臺架試驗Fig.10 Performance test of high speed bearing

3.2.4 動密封試驗

220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機在中國氫氧發(fā)動機中首次采用了組合脫開式動密封技術(氫主渦輪泵)和圓周分段式浮動環(huán)動密封技術(氧主渦輪泵)，以最大限度降低發(fā)動機氦氣耗量。

氫主渦輪泵組合脫開式動密封[見圖11(a)]在發(fā)動機預冷時可實現(xiàn)零隔離氦氣消耗量情況下阻止液氫泄漏至渦輪腔，工作時主密封脫開，允許少量的液氫泄漏至渦輪腔。主密封為石墨端面密封，副密封采用帶金屬骨架的非金屬密封圈，經(jīng)過一系列靜態(tài)和動態(tài)低溫液氮臺架試驗，實現(xiàn)了預冷過程0.7 MPa以下氦氣零泄漏、啟動過程中約1 MPa正常脫開的設計目標。

氧主渦輪泵中隔離液氧和富氫燃氣的氦浮動環(huán)采用先進的圓周分段式動密封技術[見圖11(b)]，裝配狀態(tài)下密封環(huán)與軸抱緊形成接觸式靜密封，工作時在流體動壓作用下略微浮起，使密封環(huán)和軸在極小的間隙下工作，以實現(xiàn)低氦氣消耗的目的?？諝夂秃馀_架運轉試驗表明，該動密封能夠在氦氣流量約1 g/s下可靠工作。

圖11 動密封試驗件Fig.11 Specimen of dynamic seal

3.3 調節(jié)閥與控制器聯(lián)合冷態(tài)試驗

220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機在中國氫氧發(fā)動機中也第一次應用了電機驅動的窗口式調節(jié)閥裝置。其中的推力調節(jié)閥中還設置了能夠穩(wěn)定流量波動的自適應結構。兩調節(jié)閥均與發(fā)動機控制系統(tǒng)一起進行了冷態(tài)液流試驗(見圖12)，獲得了節(jié)流裝置的流量特性和動態(tài)響應特性。調節(jié)閥與控制系統(tǒng)也均參加了后續(xù)的發(fā)動機半系統(tǒng)熱試驗。

圖12 調節(jié)閥液流試驗Fig.12 Flow test of regulating valve

3.4 預燃室與渦輪泵聯(lián)動試驗

3.4.1 預燃室與氫渦輪泵聯(lián)動試驗

在組件試驗的基礎上進行了預燃室與氫主渦輪泵的聯(lián)動試驗(見圖13)。預燃室氫氧介質采用高壓擠壓系統(tǒng)供應，預燃室燃氣驅動氫渦輪，氫泵工作介質為液氮。預燃室按照預定時序成功點火，快速爬升至主級，預燃室室壓穩(wěn)定在約12 MPa，與預設結果一致。氫渦輪泵啟動快速，爬升過程與仿真結果一致。試驗系統(tǒng)工作3.3 s后安全關機。

圖13 預燃室與氫主渦輪泵聯(lián)動試驗Fig.13 Combined hot test of preburner and high pressure hydrogen turbo-pump

3.4.2 預燃室與氧渦輪泵聯(lián)動試驗

在氫泵聯(lián)試基礎上進行了預燃室與氧主渦輪泵的聯(lián)動試驗(見圖14)。預燃室氫氧介質采用高壓擠壓系統(tǒng)供應，預燃室燃氣驅動氧渦輪，氧泵工作介質為液氮。預燃室點火采用了優(yōu)化時序。

圖14 預燃室與氧主渦輪泵聯(lián)動試驗Fig.14 Combined hot test of preburner and high pressure oxygen turbo-pump

試驗獲得了圓滿成功，聯(lián)試裝置穩(wěn)定工作5 s后安全關機，試驗參數(shù)穩(wěn)定。預燃室試驗室壓約12.7 MPa，氧泵轉速、效率等性能參數(shù)均符合設計預期。試后渦輪泵軸承、動密封等結構分解檢查正常。試驗驗證了氧主渦輪泵的總體設計正確性和預燃室與氧主渦輪泵的工作協(xié)調性。

3.5 發(fā)動機半系統(tǒng)試驗

在預燃室與渦輪泵聯(lián)動試驗的基礎上，最終成功進行發(fā)動機半系統(tǒng)試驗(見圖15)。半系統(tǒng)試驗裝置由預燃室、氫氧主渦輪泵和主要閥門組成。預燃室氫氧介質由渦輪泵供應，泵入口為低壓貯箱提供的氫氧真實介質，預燃室燃氣驅動渦輪做功后匯合排出。半系統(tǒng)試驗是220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機首次真實介質下的核心組件耦合試驗，對于驗證補燃循環(huán)系統(tǒng)工作原理和核心組件間工作協(xié)調性具有重要作用。

圖15 發(fā)動機首次半系統(tǒng)試驗Fig.15 First hot test of semi-system engine

試驗結合系統(tǒng)動態(tài)仿真和前期泵聯(lián)試試驗結果制定了啟動關機時序。試驗按照預定時序正常啟動，主級穩(wěn)定工作后安全關機。試驗預燃室室壓18.5 MPa，試驗工況達到了設計額定值的約60%。試驗初步證明了220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機系統(tǒng)方案的正確性和核心組件間的工作協(xié)調性，試驗獲得的啟動關機時序對于后續(xù)發(fā)動機整機試驗具有重要指導作用。

半系統(tǒng)試驗過程中，還對發(fā)動機預燃室氫/氧閥、推力室氫/氧閥、預燃室氧調節(jié)閥、推力室氧調節(jié)閥、調節(jié)閥控制系統(tǒng)和故障診斷系統(tǒng)等進行了搭載考核試驗，初步驗證了各組件的設計方案正確性。

4 后續(xù)工作展望

前期的研制試驗已初步證明了220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機系統(tǒng)方案設計的正確性和部分核心組件間的工作協(xié)調性，發(fā)動機的主要關鍵技術已獲得初步突破。但目前的半系統(tǒng)試驗還沒有配套全部核心組件，后續(xù)計劃進一步開展增加氫氧預壓渦輪泵的完整半系統(tǒng)試驗研究，為最后的發(fā)動機整機試驗奠定更好的基礎。

5 結語

經(jīng)過5年時間關鍵技術攻關，220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機已完成系統(tǒng)和總裝結構方案論證設計，完成了零組件的詳細設計與產(chǎn)品制造，開展了各類從縮尺到全尺、從組件到分系統(tǒng)的研制試驗工作，并最終實現(xiàn)了發(fā)動機半系統(tǒng)熱試驗。發(fā)動機試驗參數(shù)達到了中國氫氧發(fā)動機研制史上最高水平。

通過這些研制試驗已初步獲得了發(fā)動機主要組合件的工作特性，初步驗證了補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機系統(tǒng)工作原理和核心組件間的協(xié)調工作能力。研究表明，220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機方案設計合理，核心關鍵技術已獲得初步突破，為后續(xù)發(fā)動機工程研制奠定了重要技術基礎。

220 tf補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機代表了中國氫氧發(fā)動機領域的先進技術水平，對于大型運載火箭提升運載能力具有重要作用，應進一步加大力度開展深入攻關研究，爭取早日實現(xiàn)工程應用。