新一代運載火箭50噸級氫氧發動機研制進展

鄭大勇，王維彬，喬桂玉

（1.南京航空航天大學，南京，210016；2.北京航天動力研究所，北京，100076）

新一代運載火箭50噸級氫氧發動機研制進展

鄭大勇1,2，王維彬2，喬桂玉2

（1.南京航空航天大學，南京，210016；2.北京航天動力研究所，北京，100076）

50噸級氫氧發動機是中國為新一代運載火箭研制的首臺大推力氫氧發動機。該發動機充分借鑒了中國以往的氫氧發動機研制經驗，采用數字化設計手段、極具特點的研制模式以及新材料新工藝技術，突破了一系列關鍵技術，具有較高的可靠性和性能水平，可大幅提升中國進入空間和利用空間的能力。

新一代運載火箭；氫氧發動機；長征五號

0 引 言

新一代運載火箭，即長征五號（CZ-5）運載火箭是中國新一代無毒、無污染、高性能的大型運載火箭，采用120噸級液氧/煤油發動機、50噸級氫氧發動機和9噸級氫氧發動機作為動力裝置[1]。50噸級氫氧發動機是CZ-5運載火箭的芯一級發動機，該發動機是中國首臺地面點火啟動的大推力氫氧發動機[2，3]。

1 發動機概況

50噸級氫氧發動機采用燃氣發生器循環，泵壓式供應系統，地面一次啟動，由2臺獨立工作的單機通過機架并聯構成，發動機單機地面推力52 t，真空推力70 t[4]。

50噸級氫氧發動機從正式立項開始，先后順利完成了燃氣發生器擠壓試驗及渦輪泵聯動試驗，發動機進入全系統試驗考核階段，在完成兩次點火試驗后，成功進行了首次全系統50 s短程試驗，同時完成了可靠性鑒定及抽檢驗收試驗。發動機研制過程如圖1所示。

圖1 50噸級氫氧發動機研制過程

50噸級氫氧發動機是中國第1臺地面點火啟動的大推力氫氧發動機，與目前用于CZ-3系列火箭的8噸級上面級氫氧發動機YF-75相比，發動機的推力量級和結構尺寸均有大幅度提高，發動機的設計、生產和試驗技術跨度較大。發動機對比情況如圖2所示。

圖2 50噸級氫氧發動機和8噸級YF-75發動機主要特性參數比較

發動機研制過程中，在充分借鑒中國以往氫氧發動機研制經驗的基礎上，建立了發動機三維數字化樣機，大量采用了CAD、CFD、FEA及多學科優化設計技術等數字化設計手段，優化了發動機總體及組件技術方案，減少了發動機試驗數量與類型，有效地提高了發動機研制效率，縮短了研制時間[5～9]。發動機數字化設計技術如圖3所示。

圖3 發動機數字化設計技術

2 發動機技術方案

2.1 發動機總體方案

50噸級氫氧發動機由2臺獨立工作的單機并聯構成，除控制系統為雙機共用外，每臺單機各有推進劑供應系統、燃氣系統、點火啟動系統、增壓與伺服機構用氣供應系統、遙測系統等5個分系統。發動機系統簡圖如圖4所示。

圖4 發動機系統簡圖

發動機主要特點如下：

a）采用液氫/液氧作為推進劑；

b）由兩臺單機通過雙機機架并聯而成，具備雙向搖擺能力；

c）采用單臺富氫燃氣發生器，燃氣并聯驅動氫氧渦輪；

d）推力室為同軸直流噴嘴，身部為再生冷卻，噴管延伸段為排放冷卻；

e）燃燒裝置采用火藥點火器點火，火藥啟動器起旋渦輪泵。

發動機主要設計指標如表1所示。

表1 發動機主要設計性能指標

2.2 發動機主要組件方案

發動機主要組件包括推力室、燃氣發生器、氫渦輪泵、氧渦輪泵、閥門等。發動機及各主要組件模裝結構如圖5所示。

圖5 發動機主要組件

2.2.1 推力室

推力室由頭部、身部和噴管延伸段組成。推力室頭部采用同軸直流式噴嘴，設置了隔板穩定裝置防止高頻燃燒不穩定。身部采用鋯銅銑槽內壁與電鑄鎳外壁的再生冷卻通道結構方式。噴管延伸段面積比為49，采用排放冷卻方式。推力室設計參數如表2所示。

表2 推力室設計參數

2.2.2 燃氣發生器

燃氣發生器由頭部和身部組成，采用了同軸直流式噴嘴，身部不冷卻。燃氣發生器混合比為0.9，燃氣發生器出口燃氣溫度均勻性良好，下游安裝火藥啟動器。燃氣發生器設計參數如表3所示。

表3 燃氣發生器設計參數

2.2.3 渦輪泵

氫渦輪泵由兩級沖擊式超聲渦輪、誘導輪和兩級離心泵組成。氫渦輪泵轉子為柔性轉子，工作在二階與三階臨界轉速之間，采用兩組高DN值的混合式陶瓷球軸承支撐，通過彈性阻尼支承保證轉子工作穩定性。氫渦輪泵設計參數如表4所示。

表4 氫渦輪泵設計參數

氧渦輪泵轉速由兩級沖擊式超聲速渦輪、誘導輪和一級離心泵組成。氧渦輪泵轉子同樣為柔性轉子，工作在一階臨界轉速與二階臨界轉速之間，采用兩組雙列鋼軸承支撐，并通過彈性阻尼保證轉子工作穩定性。氧渦輪泵設計參數如表5所示。

表5 氧渦輪泵設計參數

2.2.4 閥 門

發動機液路、燃氣路閥門均為氣動閥門。推力室氫/氧閥為球閥結構，采用自動抬座的球閥方案。為控制啟動過程發動機混合比，推力室氧閥應具有兩級調節功能；發生器氫/氧閥、推進劑、泄出閥均為菌閥結構。

3 發動機研制進展

發動機在研制過程中，從發動機組件到整機，從分系統到全系統，有針對性地策劃并開展了相對系統和完整的試驗研究，試驗中暴露的薄弱環節均得到有效解決，發動機的固有可靠性得到進一步提高。發動機試驗次數與試驗時間情況如圖6所示。

圖6 發動機試驗次數與試驗時間曲線

3.1 推力室縮尺件試驗

由于缺乏直接進行全尺寸推力室擠壓熱試車的試驗條件，因此發動機設計并生產了縮比推力室研究噴注器結構參數，試驗系統設計了一個預混器將液氫和常溫氣氫混合得到低溫氣氫，以模擬推力室頭部實際介質溫度條件，縮比推力室采用水冷身部。整個推力室縮尺件試驗共進行了8次，通過試驗研究了不同結構參數的噴嘴特性，優選并確定了全尺寸推力室噴注器方案。縮尺推力室試驗如圖7所示。

圖7 縮尺推力室試驗

3.2 燃氣發生器擠壓試驗

燃氣發生器在進行擠壓試驗時，發生器室壓范圍為70%～110%，混合比范圍為0.62～1.1。通過燃氣發生器擠壓試驗，驗證了燃氣發生器的燃燒穩定性和點火特性，確定了燃氣發生器的點火工作程序。燃氣發生器擠壓試驗如圖8所示。

圖8 燃氣發生器擠壓試驗

3.3 渦輪泵聯動試驗

渦輪泵聯動試驗前，泵葉輪、動密封、軸承、彈性支撐等渦輪泵核心組件通過了相應的地面臺架考核試驗。燃氣發生器與氧渦輪泵聯動試驗共進行了2次，第1次為氧泵介質采用液氮試驗；第2次為氧泵介質采用液氧試驗。2次試驗均獲得成功。燃氣發生器與氫渦輪泵聯動試驗只進行了1次，由于受液氫安全排放的限制，因此氫泵介質采用液氮，試驗順利完成。

通過渦輪泵聯動試驗，獲得了氫/氧渦輪泵的啟動特性和不同工況下的性能特性，燃氣發生器和渦輪泵的工作協調性得到考核，發動機具備全系統試驗研究條件。燃氣發生器與渦輪泵聯動試驗如圖9所示。

圖9 燃氣發生器與渦輪泵聯動試驗

3.4 原理性樣機試驗

發動機組件及分系統試驗后期，首臺發動機全系統原理性樣機完成總裝，具備試驗條件。發動機在進行冷調試驗時，試驗介質采用液氫/液氧，除未安裝噴管延伸段外，發動機其他狀態與全系統狀態一致。發動機達到預冷啟動條件后，火藥啟動器、推力室點火工作，但燃氣發生器不工作。冷調試驗獲得了真實狀態下推力室冷卻夾套的預冷參數，幫助確定了推力室在箱壓下的點火時序，同時考核了試驗臺低溫氫氣安全排放處理系統，試驗獲得圓滿成功。

冷調試驗后，結合發動機動態仿真分析結果與試驗情況，制定了發動機全系統原理性樣機首次點火啟動程序。發動機進行全系統點火試驗時，試驗時間10 s，工況達到90%，啟動參數平穩，混合比控制合理，試驗獲得圓滿成功。在進行50 s短程試驗時，發動機達到主級額定設計工況，發動機首臺原理性樣機試驗獲得圓滿成功。

通過發動機首臺原理性樣機試驗研究，發動機系統及各組件的工作協調性得到初步考核，確定了發動機的啟動、關機工作程序，為后續研究奠定了基礎。發動機原理性樣機試驗情況如圖10所示。

圖10 原理性樣機試驗情況

3.5 發動機可靠性試驗

原理性樣機試驗后，對發動機開展了可靠性考核試驗，策劃并實施了一系列針對發動機飛行任務剖面、發動機設計裕度、工作極限邊界的研究性試驗，大幅提高了發動機固有可靠性。

3.5.1 發動機設計裕度試驗

由于生產加工及測量誤差，發動機部件特性存在一定偏差，這種偏差通過誤差傳遞的原理影響著發動機整機性能；同時，火箭飛行過程中，由于外界條件的變化也會導致發動機性能出現相應的偏差，使得發動機工作點偏離設計點。針對發動機參數偏差及火箭飛行任務包線工況要求，對發動機開展了性能參數設計裕度試驗研究，發動機推力工況范圍為88%～110%、混合比為83%～116%，試驗參數覆蓋火箭飛行工況，表明發動機設計參數具有較大的設計裕度。發動機試驗參數包絡示意如圖11所示。

圖11 發動機試驗參數包絡

3.5.2 發動機重復使用試驗

發動機工作循環次數和累計秒數是發動機可靠性的重要參數。發動機設計為地面一次啟動，最大工作時間為520 s的火箭芯一級動力裝置。在研制過程中，多臺發動機進行了多次重復啟動試驗，循環次數不少于6次，其中1臺發動機單機啟動達15次，累計工作時間近6000 s無故障，表明發動機具有良好的多次重復使用性能。發動機重復使用情況如圖12所示。

圖12 發動機重復使用情況

3.5.3 發動機極限邊界試驗

根據火箭對發動機的使用要求及發動機自身特點，發動機策劃并實施了一系列極限邊界試驗考核，包括長時間循環預冷試驗、軸承高溫啟動試驗、渦輪泵真實介質汽蝕試驗、飛行過載適應性試驗等。例如，發動機首次開展了渦輪泵真實介質下的汽蝕特性試驗，在發動機主級工作過程中，通過降低貯箱壓力的方法迫使渦輪泵進入汽蝕狀態，在汽蝕狀態進一步向惡劣情況發展前中止試驗，以保護發動機和試車臺。發動機渦輪泵汽蝕試驗共進行了4次，產品無異常情況，試驗成功獲得了渦輪泵在液氫、液氧真實介質下的汽蝕特性。

通過極限邊界試驗，一方面獲得了發動機的設計裕度，另一方面暴露出了發動機的薄弱環節，通過對這些薄弱環節的改進設計—試驗驗證—再次改進的迭代過程，有效地拓寬了發動機的使用范圍，提高了發動機的整體可靠性。發動機極限邊界試驗情況如圖13所示。

圖13 發動機極限邊界試驗情況

4 結束語

經過40多年的發展，從首臺5噸級上面級氫氧發動機YF-73到50噸級氫氧發動機，目前中國已經基本形成了一套相對完整的氫氧發動機設計、生產和試驗的研發體系，在氫氧發動機研制方面積累了豐富的經驗。

50噸級氫氧發動機是目前中國推力最大、綜合性能水平較高的氫氧發動機，與其他火箭動力一起奠定了中國航天動力的基礎，可為未來重大航天活動的開展提供堅實可靠的動力支持，對提升中國進入空間和利用空間的能力具有重要意義。

[1] 李東, 程堂明. 中國新一代運載火箭展望[J]. 中國航天，2008(2): 7-10.

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[3] 顧明初. 液體火箭發動機研制情況的一些回顧[J]. 導彈與航天運載技術, 1997(5): 14-18.

[4] Wang W B, Zheng D Y. Development status of the cryogenic Oxygen/Hydrogen YF-77 Enging for long-march 5[C]. Beijing: 64th International Astronautical Congress, 2013.

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Progress of the 50t Class Oxygen/Hydrogen Engine for New Generation Launch Vehicle

Zheng Da-yong1,2, Wang Wei-bing2, Qiao Gui-yu2
(1. Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing, 210016; 2. Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)

The 50t class Oxygen/Hydrogen engine is the first large-thrust Hydrogen/Oxygen engine in China for new generation launch vehicle. The engine is based on China’s cryogenic engine development legacy and makes use of the technical experiences acquired through prior engines. Furthermore, a wide array of numerical analysis and design tools are implemented, which progressing the development project and shortening the development time. Being the first large cryogenic LOX/LH2engine in China, the 50t class Oxygen/Hydrogen engine program is a key element of China accessing and using space in future, and it gives the potential to perform a broad array of missions.

New generation launch vehicle; LOX/LH2engine; CZ-5

V42

A

1004-7182(2016)05-0011-06

10.7654/j.issn.1004-7182.20160503

2015-11-19；

2016-07-28

鄭大勇（1978-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為液體火箭發動機總體設計