載人登月主動力——大推力液氧煤油發動機研究

李 斌 欒希亭 張小平

（西安航天動力研究所）

1 前言

航天活動需要大推力的火箭發動機提供動力，載人航天、載人登月等重大航天活動更需要大推力、高可靠性、高安全性的火箭發動機支撐，可謂發動機的推力有多大，人類的足跡就有多遠。

大推力液氧煤油發動機是運載火箭下面級主動力的全球選擇之一，幾十年的航天發展中，美、俄等航天國家研制了多種具有重大歷史意義的大推力液氧煤油發動機，奠定了其航天強國的地位。

上世紀八十年代末期以來，我國研制了120噸級液氧煤油發動機[1]，掌握了補燃循環等多項先進技術，采用該發動機的新一代運載火箭正在研制，即將形成以液氧煤油發動機為主的航天動力體系。然而，隨著我國綜合國力的快速增強和航天事業的快速發展，120噸級發動機的在推力量級方面不能完全滿足未來建設航天強國的需求。為此，我國應研制下一代大推力火箭發動機。

在大推力發動機方案論證中，需要重點考慮發動機的使用成本、技術帶動性和技術繼承性。成本是未來航天發展特別是商業發射市場競爭的核心，液氧煤油推進劑成本低廉、無毒環保，發動機性能高、使用維護方便，在控制航天發射成本方面是最佳的動力選擇。技術帶動性是重大項目需要考慮的指標，液體火箭發動機涉及氣動、傳熱、流體力學、燃燒、工藝、材料等多項重大高新技術，可以帶動相關技術領域的重大突破，符合建設創新型國家的國策。目前，我國已成功突破液氧煤油發動機的一系列重大技術，建成了一大批基礎設施，進一步發展大推力液氧煤油發動機有利于技術的繼承，實現循序漸進、持續發展。因此，大推力液氧煤油發動機符合我國國情，是我國未來載人航天、載人登月合理的動力選擇之一。

本文研究了國內外航天動力技術的發展現狀和發展趨勢，提出我國載人登月主動力——大推力液氧煤油發動機的發展設想：2015年左右，完成推力室、燃氣發生器、主要自動器等組件驗證平臺的考核試驗，并衍生出300噸級液氧煤油發動機，用于超大型運載火箭，滿足多次對接、有限規模載人登月的需求；2020年左右，研制出600噸級雙推力室液氧煤油發動機，用于近地球軌道（LEO）運載能力百噸級以上的重型運載火箭，滿足我國本世紀中前期載人登月等各項重大航天活動的需求。

2 國內外大推力火箭發動機發展現狀與趨勢

幾十年的航天發展中，各航天大國研制了多種大推力火箭發動機。上世紀五十年代，蘇聯率先研制成功RD-107/108液氧煤油發動機。以其為動力的“聯盟”號運載火箭，將首位航天員送入太空，開創了載人航天的歷史。目前，采用液氧煤油發動機“聯盟”號運載火箭是國際載人航天的主力。

六十年代，美國研制了680噸級的F-1液氧煤油發動機，用于“土星V”運載火箭，1969年7月20日，成功實現載人登月的偉大壯舉[2]。同時期，蘇聯研制了推力150噸級的NK-33液氧煤油發動機。由于該發動機推力低，登月的“N-1”火箭一級需要采用30臺。發動機臺數太多、動力系統過于復雜加上質量控制等原因，導致火箭可靠性降低，造成“N-1”火箭4次飛行試驗全部失敗，整個登月計劃以失敗告終[3]。

七、八十年代，蘇聯吸取N-1的教訓，研制成功推力740噸級的RD-170液氧煤油發動機，達到了液體火箭發動機技術的頂峰。蘇聯解體后，俄羅斯又研制成功了380噸級的RD-180和200噸級的RD-191液氧煤油發動機，技術水平遙遙領先其它國家，并開始出口發動機產品、輸出發動機技術，幫助美國、歐洲、印度、日本、韓國研制液氧煤油發動機及其運載火箭。

六、七十年代的軍備競賽中，美國建設了規模龐大的固體火箭發動機生產體系。七十年代末，隨著戰略武器的削減，美國固體發動機廠商龐大的生產能力嚴重過剩。為保證就業和維持生產體系，美國航天飛機等運載器開始采用固體發動機。受其影響，歐洲和日本的運載火箭也隨之采用固體發動機。這一選擇使美國、歐洲和日本在液氧煤油發動機技術領域發展不足。

九十年代以來，由于固體助推器成本高昂、污染嚴重，美國等西方國家開始積極引進俄羅斯液氧煤油發動機，用于替代固體助推器。九十年代初，美國普惠公司引進RD-120液氧煤油發動機并進行了熱試車；航空噴氣公司購買了NK-33和NK-43液氧煤油發動機，原計劃用于K-1可重復使用運載器，目前用于“金牛座”-2運載火箭[4]。1996年，洛克西德·馬丁公司用10億美元購買了101臺RD-180液氧煤油發動機[5]，用于“宇宙神”5系列運載火箭。由于液氧煤油發動機使用成本低，“宇宙神”5運載火箭的發射成本降低約1/4。引進液氧煤油發動機技術后，美國開展了自己的研究工作，航天飛機改進方案提出RS-76、AJ-800等液氧煤油發動機取代固體助推器的方案；第二代重復使用運載器計劃SLI中提出RS-84等液氧煤油發動機（見圖2）。上述發動機推力為3000kN-5000kN，均采用液氧煤油推進劑和補燃循環技術。2005年以來，SpaceX公司采用“灰背隼”液氧煤油發動機研發了“獵鷹”1/9運載火箭，獲得重大成功，并提出500噸級液氧煤油發動機計劃。2010年2月，奧巴馬推遲登月計劃，提出投入31億美元，開展重型運載與大推力液氧煤油發動機計劃，其中2011年度經費5.6億美元[6]。

歐洲航天局為了降低“阿里安”5運載火箭的發射成本，啟動了“未來航天運載器預發展計劃（FLPP）”[7][8]，提出 400 噸級“伏爾加”和 200 噸級“烏拉爾”液氧烴發動機計劃，以替代固體助推器，并用于可重復使用運載器。為了降低成本，九十年代日本提出采用液氧烴發動機代替H-2系列火箭的固體助推器。同時，提出引進NK-33和RD-180液氧煤油發動機研制新型運載火箭的方案[9]。印度在航天動力技術領域較為落后，為了建立航天大國，印度提出龐大的發展規劃，2010年啟動了200噸級液氧煤油發動機研制，計劃用于載人登月運載火箭[10][11]。2002年以來，韓國購買了俄羅斯采用RD-151液氧煤油發動機（RD-191改型）組成的一級火箭，用于“羅老”號運載火箭。2009年8月和2010年6月，進行了兩次飛行試驗。

俄羅斯和美國主要液氧煤油發動機的特性見表1。

綜上所述，未來航天運載動力技術的發展趨勢可以概括如下：

（1）動力系統的大推力化，通過采用大推力發動機，減少發動機臺數，簡化動力系統，提高運載火箭的可靠性。

（2）動力系統的低成本化，航天競爭力的核心是成本，液氧煤油發動機以其使用成本低、性能高已成為一種需要的航天動力。

（3）推進劑的無毒環?；?，新世紀是環保時代，高性能的液氧烴和液氧液氫推進劑以其無毒環保的優良特點已成為航天動力的發展趨勢。

（4）通用化、系列化、模塊化，通過“一機多用”、技術拓展，增強發動機的適應性。

其中，大推力液氧煤油發動機的主要發展方向為：

表1 俄羅斯和美國主要液氧煤油發動機特性

（1）推力200噸級以上。

（2）采用高性能的補燃循環系統。

（3）采用先進的泵后搖擺技術。

（4）具備大范圍推力和混合比調節能力。

3 大推力液氧煤油發動機總體方案

二十世紀八十年代后期，我國開始論證新一代火箭發動機。九十年代，進行了液氧煤油發動機關鍵技術攻關。2000年以來，開始研制120噸級液氧煤油發動機。目前，該發動機各項關鍵技術均已掌握，即將研制成功，以該發動機為主動力的新一代系列運載火箭研制正在深入進行，大量基礎設施正在建設，以液氧煤油發動機為主的動力體系正在形成。在此基礎上，進一步研制大推力液氧煤油發動機符合我國國情，是我國航天動力體系的延續和發展，符合可持續發展的基本國策。

根據載人登月重型運載火箭總體的要求，大推力液氧煤油發動機的推力量級應為600噸級。為了提高發動機技術的使用頻率、降低研制技術風險，本文提出大推力液氧煤油發動機發展思路：發動機為600噸級雙推力室狀態，先分別開展以推力室和渦輪泵為主的兩個技術驗證平臺的研究與試驗，然后進行發動機系統集成，完成600噸級發動機研制。其中，推力室為主的研制平臺可以衍生出300噸級發動機，用于優化和拓展新一代運載火箭的動力結構和運載能力。

3.1 動力循環方式

大推力液體火箭發動機可選擇的動力循環方式一般包括補燃循環（又稱分級燃燒循環）和燃氣發生器循環。燃氣發生器循環為開式循環的一種，燃氣經渦輪作功后直接排放至發動機外或者引至推力室噴管擴張段，由于這部分燃氣未能充分燃燒，推進劑的化學能沒有充分釋放，發動機性能較低。

補燃循環為閉式循環的一種，經渦輪作功后的燃氣進入燃燒室，進行二次燃燒（即“補燃”），推進劑化學能釋放更為充分，發動機性能得到較大提高。

綜合分析，我國大推力液氧煤油發動機采用先進的補燃循環。

3.2 總裝方案

對于大推力火箭發動機，總體方案的焦點在于推力傳遞和推力矢量控制。液體火箭發動機推力矢量控制方式包括：發動機的泵前搖擺和泵后搖擺。

泵前搖擺的搖擺軟管在低壓的推進劑入口管路上，在提供推力矢量時，搖擺整個發動機。這種方案的優點是搖擺軟管壓力低，便于研制；不足是發動機質心偏離推力軸線，存在“偏心”問題；發動機搖擺尺寸和搖擺力矩較大；發動機重量較大。對于推力百噸級及其以下的發動機，采用此方案比較適宜，國外的RD-253、NK-33-1、RD-120K/M 等發動機均采用此方案。

泵后搖擺的搖擺軟管設置在渦輪泵出口的高壓管路上，在提供推力矢量時，只需要搖擺推力室及其附件。對大推力的補燃循環發動機，泵后擺方案可以有效減小發動機尺寸、重量和搖擺力矩，便于解決偏心等問題。但泵后搖擺需要設置高溫、高壓燃氣搖擺軟管和高壓液體推進劑搖擺軟管。綜合考慮，泵后搖擺優勢明顯，代表了大推力液體火箭發動機技術的發展趨勢。因此，國外先進的發動機如RD-170/180/191和RS-68等均采用此方案。

綜合分析，我國大推力液氧煤油發動機應采用泵后搖擺方案，其中重點研究燃氣搖擺軟管。

3.3 主要組件方案

液體火箭發動機的主要組件包括推力室、燃氣發生器、渦輪泵和自動器等，涉及主要組件的方案包括推力室和燃氣發生器的臺數及其結構、渦輪泵的結構和布局等。

綜合考慮，600噸級液氧煤油發動機采用2臺推力室、2臺燃氣發生器、1臺渦輪泵、2臺液氧主閥、2臺推力室燃料主閥等組件。在推力室等組件驗證平臺中，可以考核除發動機渦輪泵之外的其余組件，并衍生出300噸級發動機，600噸級和300噸級發動機共用除渦輪泵之外的主要組件。

渦輪泵為同軸式布局，氧泵居中，燃料泵和渦輪位于兩端。為了便于重復試車，自動器方案為多次使用，采用電動、氣動和液動控制。

總之，大推力液氧煤油發動機研究在120噸級發動機的技術基礎上開展，并進行優化設計，整體提升發動機技術水平。主要的優化工作包括：

（1）優化發動機系統，減輕發動機重量，提高發動機可靠性和操作性。

（2）采用泵后搖擺技術，解決發動機的偏心問題，控制搖擺力矩，減輕發動機重量。

（3）提高泵抗氣蝕能力，降低發動機入口壓力。

（4）發揮數字化設計的優勢，提高發動機技術水平和研制效率。

4 大推力液氧煤油發動機主要特性參數

大推力液氧煤油發動機主要性能參數見表2。兩種大推力液氧煤油發動機結構見圖1，總裝搖擺包絡尺寸見表3。

表2 大推力液氧煤油發動機主要參數

圖1 發動機總裝結構圖

表3 300噸級發動機尺寸

5 大推力液氧煤油發動機關鍵技術與研制條件

大推力液氧煤油補燃循環發動機代表了液體火箭發動機技術的最高水平，需要解決多項關鍵技術。在120噸級發動機研制中，我國掌握了液氧煤油補燃循環發動機關鍵技術的研究方法，為大推力液氧煤油發動機研制奠定了良好的技術基礎。大推力液氧煤油發動機需要的獨有技術主要為高壓燃氣搖擺軟管，經與國內相關單位溝通，我國已具備了該軟管的材料和加工技術。

大推力液氧煤油發動機關鍵技術及其研究方案見表4。

表4 關鍵技術及其研究方案

大推力液氧煤油發動機的主要研保條件包括整機熱試車臺、組件冷熱試驗臺和生產設備。根據研究，目前的條件改造后可以滿足部分關鍵技術攻關的需要，包括推力室等組件驗證平臺（300噸級發動機）的生產和試驗等；600噸級發動機試車臺及其部分生產設備需要新建。

6 結論

大推力液氧煤油發動機是各國未來航天發展的核心動力，600噸級液氧煤油發動機可用于百噸級LEO運載能力的重型運載火箭，滿足載人登月和深空探測、發射大型空間站等重大航天活動的需求。

大推力液氧煤油發動機具有使用成本低、性能高、環保等優良特性，是目前國外重點研發的動力裝置，是未來包括載人航天在內的各種重大航天活動一種必需的動力基礎。

本文提出600噸級大推力液氧煤油發動機方案，發動機采用補燃循環、泵后搖擺、大范圍工況調節等先進技術。按照目前技術水平和工業基礎，有望2020年左右可完成發動機研制。

對于我國來說，大推力液氧煤油發動機技術繼承性和帶動性好，可以優化和拓展我國新一代運載火箭動力系統、用于重型運載火箭，滿足我國載人登月和深空探測、發射大型空間站等重大航天活動的動力需求，大幅度提升我國進入空間的能力，為我國本世紀建設航天強國提供強大的動力。

［1］張貴田.高壓補燃液氧煤油發動機[M].國防工業出版社.2005.

［2］Lowther，Scott.Saturn:Development，Details，Derivatives and Descendants，Work in progress.http://www.webcreations.com/

［3］John P.McMillan，Jr.，Lynn M.Stodghill，Charles P.Vick.An Investigation Into the Causes of the Soviet N-1 Moon Rocket Failures[R].AIAA，A99-31445

［4］Orbital gives update on Taurus 2 rocket development.http://www.orbital.com/

［5］B.I.Katorgin，V.K.Chvanov，F.Y.Chelkis.RD-180 Program History［R］.AAIA 2001-3552

［6］NASA Requesting Funds for New First-Stage Rocket Engine.http://www.spacenews.com/

［7］Hilda Vernin，Pascal Pempie.ARIANE LIQIOD BOOSTER TRADE OFF.AIAA 01-3687

［8］About Future Launchers Preparatory Programme（FLPP）.http://esamm.asa.int/

［9］Japan’s Gx rocket Targeted for Cancellation in 2010.http://www.spacenews.com/

［10］Indian Moon Rockets：First Look.http://indiaspaceweb.blogspot.com/

［11］Indian Space Transportation System Present Scenario and Future Directions.http://www.tifr.res.in/～aset/full_text/FT_2009/TIFR.PPT

［12］張小平，丁豐年，馬杰.我國載人登月重型運載火箭動力系統探討［J］.火箭推進，2009，35（2）:1-6.