深度變推力液氧煤油發動機初步方案研究

徐浩海,李春紅,陳建華,張 淼,呂順進

(1.西北工業大學宇航學院,西安710000；2.液體火箭發動機技術國防科技重點實驗室,西安710100；3.西安航天動力研究所,西安710100)

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深度變推力液氧煤油發動機初步方案研究

徐浩海1,李春紅2,陳建華2,張 淼3,呂順進3

(1.西北工業大學宇航學院,西安710000；2.液體火箭發動機技術國防科技重點實驗室,西安710100；3.西安航天動力研究所,西安710100)

摘要：針對載人登月著陸器對高性能深度變推力動力的需求，結合國內外探月及空間探索變推力發動機方案與最新進展，在我國補燃循環液氧煤油發動機高性能和具有一定推力調節能力的基礎上，基于發動機推力調節敏感度分析，提出推力敏感度強/調節方案簡單的泵壓式深度變推力液氧煤油發動機方案；同時針對液氧煤油發動機深度變推力調節特性，提出了大范圍推力調節、大變比高性能噴注器、寬范圍推力室可靠冷卻及高性能、穩定性能渦輪泵等關鍵技術及其解決途徑。

關鍵詞：深度變推力；液氧煤油；發動機

1 引言

我國的月球探測經過“繞、落、回”三個發展階段,已掌握繞月探測、探月測控、軌道控制、飛行制導、月球軟著陸和月面發射返回等技術,為載人登月奠定了一定的技術基礎。在未來的載人登月項目中,載人月面著陸和起飛階段,將是整個飛行過程中的關鍵,也是技術難度最大的一環。10∶1深度變推力發動機則是月面軟著陸的核心關鍵技術之一［1-2］。開展深度變推力發動機技術研究,不僅可以為載人登月工程提供先期技術貯備,還可為重復使用動力、通用上面級動力以及深空探測動力關鍵技術的突破奠定基礎,其涉及的深度變推力等關鍵技術同時也代表著未來先進液體火箭發動機的發展方向。

美國、俄羅斯等國家在這些方面已經開展了大量的探索研究和工程實踐,正著手研制更加先進的變推力發動機［3］。我國迫切需要在變推力發動機上獲得開創性的發展,使用無毒推進劑、提高發動機性能、深化推力調節能力、簡化推力調節技術,增強發動機任務擴展能力。

2 國內外變推力發動機簡述

2.1 國外變推力發動機簡述

第一代變推力發動機主要研制于20世紀40年代前后。二次世界大戰前,德國在有人駕駛的火箭助推式殲擊機的需求牽引下,研制的變推力發動機主要有：采用過氧化氫基單組元Walter “TP-1”、Walter“TP-2”、Walter HWK RⅡ-203發動機,最大推力調節范圍可達到5∶1；還有采用80%過氧化氫-20%H2O/甲醇-水合肼的泵壓式、再生冷卻循環的Walter HWK RⅡ-209和Walter RⅡ-211發動機,兩者最大推力均為14.7 kN,推力變比10∶1(推力不能連續調節)［4］。

第二代變推力發動機主要研制于20世紀60年代至70年代。在阿波羅計劃的推動下,美國研制了最大推力為46.75 kN的10∶1變推力發動機(LMDE,見圖1.a),用于載人登月下降級軟著陸, LMDE發動機在整個阿波羅計劃中保持了100%的成功率。該發動機采用可貯存推進劑N2O4/ A-50、氦氣擠壓式供應系統、針栓噴注器、燒蝕冷卻推力室［3］。同一時代,蘇聯也研制了載人登月E模塊用RD-858發動機(如圖1.b),該發動機最大推力為20 kN,采用N2O4/ UDMH作為推進劑,泵壓式燃氣發生器循環方式,設置了主級工作模式和節流工作模式,兩種模式配合形成6.4∶1的推力調節范圍。蘇聯雖未實現載人登月,但RD-858變推力發動機已通過各項驗收試驗,具備飛行條件,積累了豐富的泵壓式空間變推力發動機研制經驗［3］。

同一時期,美國洛克達因公司為長矛導彈研制了真空推力為22.26 kN的機動發動機,變推比可達到357∶1,是目前已知的液體火箭發動機歷史上調節范圍最大的發動機。在伺服控制閥和燃料壓力的驅動下,可移動針栓能夠在19.6～0.062 kN范圍內調節芯級推力室推力［5］。前蘇聯化學自動化設計局( KB KhimAutomatiki或CADB)設計了RD-0200發動機(如圖1.c),用于LavochkinSAM 5B11地空導彈二級。發動機采用硝酸/胺作為推進劑,推力可在5.9～59 kN范圍內調節,燃氣發生器循環系統,雙推力室結構［6］。

第三代變推力發動機研制始于21世紀初期。隨著人類重返月球、人類月球持續停留和載人登陸火星任務的提出,NASA以支撐未來著陸器飛行任務的推進技術為目標,開展推進和低溫先進(PCAD)項目,其中之一是低溫推進劑下降發動機深度調節工作的能力。獵戶座飛船的牽牛星著陸器下降級動力在LH2/ LO2大范圍變推力低溫通用上面級CECE發動機(如圖1.d)和針栓式膨脹循環TR202發動機(如圖1.e)之間進行選擇［7］。

普惠公司在原型機RL-10的基礎上,通過設置調節元件,采用高壓降氧噴注器,改進系統控制措施等方案達到10∶1變推力的要求,開展了低溫通用上面級CECE發動機的研制工作。2006年到2010年,CECE發動機分4個階段開展了47次熱試。最終試驗成功節流至5.9%,且系統工作穩定,獲得了17.6∶1的節流能力［7］。

TR202是一個由獨立的渦輪泵裝置驅動的液氧液氫膨脹循環發動機,發動機的主要特點是采用同軸的渦輪泵裝置、一個使氫冷卻劑維持臨界壓力以上的再生冷卻燃燒室和控制針栓位置的調節作動器。調節范圍可達到10∶1。目前,TR202已開展了主要燃燒組件的熱試研究［8］。

圖1 國外變推力發動機Fig.1 Foreign deep throttling engine

2.2 國內變推力發動機研究現狀

我國從八十年代開始變推力發動機的預研工作。發動機采用栓塞式噴注器、汽蝕管調節閥的設計方案以實現5∶1變推比。2000年左右開始推力變化范圍250～2500 N(計劃變推比10∶1)變推力發動機預先研究［4］。針對探月工程要求,我國正式開展了7500 N變推力發動機的預先研究,目標是推力變化范圍1500～7500 N(推力變比5∶1),真空比沖為308 s。2013年,7500 N變推力發動機首次成功完成了嫦娥三號月面著陸任務［9］。

在泵壓式變推力發動機方面,我國研制了燃氣發生器循環系統變推力發動機,推力連續調節能力可達到2.4∶1。

在補燃循環液氧煤油發動機推力調節方面,我國也有一定的技術基礎。120 t級和18 t級補燃循環液氧煤油發動機,均設置為推力和混合比可調模式,推力調節范圍105%～68%,混合比調節范圍±5%(圖2)［10］。

圖2 120 t補燃循環液氧煤油發動機工況調節熱試車結果［10］Fig.2 120 t staged combustion LOX and kerosene engine variable thrust test［10］

2.3 大范圍變推力發動機技術特點分析

縱觀國內外變推力發動機技術發展,大范圍變推力發動機具有以下技術特點：

1)在推力調節方案方面：擠壓式發動機以直接調節進入燃燒室的流量為主,可達到10∶1變推能力,如LMDE［3］、7500 N變推力發動機［9］；泵壓式發動機通過調節渦輪泵功率調節推力,一般采取調節渦輪燃氣溫度或渦輪燃氣流量。其中單純依靠降低渦輪燃氣溫度由于范圍有限,無法實現深度推力調節,變比范圍不超過5∶1(YF-100［10］、RD-180［3］、RD-191［3］)；采用渦輪旁路分流加節流方式調節推力,變比范圍可達10∶1(CECE)。

2)變推力技術都需要在噴注器上進行充分的設計,可采用栓式噴注器(LMDE、TR202、長矛導彈機動發動機及7500 N變推力發動機等)；也可將噴注器設計為雙模式,變推力過程中進行切換(Walter RⅡ-211［4-5］、RD-858［3］、J-2S［5］),或提高額定工況液路噴注器壓降(CECE)。

3)隨著任務需要,變推力發動機呈現出由擠壓式轉變為泵壓式、由小推力提升為大推力、由常溫推進劑轉變為低溫推進劑的發展趨勢。

3 載人登月下降級發動機初步方案

為提高登月艙的運輸效率和月面可達區域范圍,通常采用高比沖的空間低溫推進系統,如液氧煤油、液氧甲烷和液氧液氫等低溫推進系統［2］。與甲烷、液氫低溫推進劑相比,煤油推進劑長期貯存相對易于實現,現有發動機技術成熟度相對較高,發動機性能可滿足登月任務需求,是一種適合載人長期飛行的安全推進劑類型。同時考慮我國航天發展體系,開展深度節流液氧煤油發動機研制原始創新意義重大。

3.1 發動機系統循環方案選擇

對于液氧煤油推進劑來說,系統循環方式有：擠壓式循環、發生器循環和富氧補燃循環。

擠壓式發動機,推進劑由增壓氣體從貯箱擠壓流出,流經氧化劑和燃料主閥,控制推進劑的通斷,通過流量調節閥進行流量調節,隨后進入燃燒室燃燒,經噴管噴出產生推力。該系統具有簡單可靠等優點,但缺點是對貯箱壓力要求較高,增加了貯箱及增壓系統的結構質量和設計難度,不適合較大推力發動機。目前較大推力采用擠壓式的發動機有美國4 t級登月下降級發動機LMDE(推進劑為N2O4和C2H8N2),但其在增壓系統設計時攻克了難度很高的超臨界氦貯存技術［3］。

燃氣發生器循環為一種開式循環系統,推進劑由貯箱出來,進入氧化劑和燃料泵增壓,小部分流量的推進劑進入燃氣發生器燃燒產生燃氣,燃氣經渦輪作功后直接排放至外界或者引流至推力室噴管擴張段進行氣膜冷卻噴管,大部分推進劑進入推力室燃燒產生推力。由于吹渦輪的燃氣未能進行充分燃燒,推進劑的化學能沒有得到充分利用,發動機性能相對補燃循環較低,采用燃氣發生器循環的上面級液氧煤油發動機有俄羅斯的RD-0110等［3］。

補燃循環為一種閉式循環系統,推進劑由貯箱出來,進入氧化劑和燃料泵增壓,部分燃料和氧化劑進入燃氣發生器燃燒產生燃氣,經渦輪作功后進入燃燒室補燃,推進劑化學能得到較充分的利用,發動機比沖相對燃氣發生器循環高約5%～10%［11］。采用補燃循環的上面級液氧煤油發動機主要有俄羅斯的RD-58、RD-161、RD-0124等［3］。

在同樣外廓尺寸包絡下,對以上幾種循環方式的8噸級發動機系統參數進行計算,結果見表1。采用補燃循環時,真空比沖較高,可達到360 s左右,采用燃氣發生器循環時,真空比沖比補燃循環低約20 s；采用擠壓式系統時,比沖僅為341 s。因未來月球著陸器需要發動機具備盡可能高的性能,而目前國外比沖最高(達到360 s)的液氧煤油發動機RD-58S、RD-161和RD-0124等均采用了補燃循環系統,因此,8 t液氧煤油發動機要達到高性能指標要求,應采用補燃循環方式。

3.2 發動機推力調節單因素分析

對于補燃循環發動機,可大范圍調節的推進劑供應路有：發生器氧化劑和燃料供應路、推力室燃料供應路以及渦輪燃氣供應路,以上四路的調節均可改變發動機推進劑供應流量,進而達到調節發動機工況的目的。對四路單獨調節推力能力進行分析計算如下。

1)燃氣發生器燃料路節流

發生器燃料路節流與目前新一代補燃循環液氧煤油發動機變工況調節方式相似,通過調節發生器燃料路流量來控制燃氣溫度,從而控制渦輪輸出功率。發生器燃料路流量降低,渦輪輸入功率下降,發動機推力降低(圖3)。當推力下降至約30%工況時,達到了發生器穩定燃燒溫度下限,因此通過發生器燃料路單因素節流,無法實現30%以下的深度節流。

2)渦輪工質(燃氣)分流調節方案

圖3 發生器燃料路節流推力調節能力分析Fig.3 Throttling analysis of the gas generation fuel feeding line

通過降低進入渦輪的燃氣流量來降低渦輪功率,以達到降推力的目的。燃氣分流閥開度增大時,發動機推力下降,轉速隨推力線性下降；發生器溫度基本不變,在低工況時有小幅的變化。單獨燃氣分流可以達到5∶1變推力能力(圖4),但進一步降低工況時存在低工況下噴注器壓降偏低問題,需采取其它措施保證噴注器壓降。

圖4 燃氣分流推力調節能力分析Fig.4 Throttling analysis of the gas distributary line

3)燃氣發生器氧路節流

通過提高氧泵負載,提高轉速獲得低工況下較高的揚程,提高系統穩定性,氧泵節流對推力影響較小(圖5),但對發生器溫度和混合比影響大。因此,氧路節流方案并不能夠有效調節推力。

4)推力室燃料路節流

控制進入推力室的燃料流量,有效控制推力室混合比(圖6)。

利用以上分析結果,在變推力方案設計中,對推力調節能力最大的因素燃氣分流路加以調節,同時輔助調節推力室燃料路和噴注器壓降,可達到發動機推力深度調節的目標。

3.3 發動機初步系統方案

結合敏感性分析計算,初步擬定了圖7所示的載人登月下降級發動機方案,發動機采用泵壓式富氧補燃循環單管方案。氧化劑為液氧,燃料為煤油。與已有補燃循環發動機系統相比,增加了渦輪旁路燃氣分流閥,與其它自動器聯合調節實現推力深度節流。系統組成主要包括氧化劑供應系統、燃料供應系統、燃氣系統、多次起動系統、多次點火系統、推力調節系統、配氣系統及吹除與燃料抽真空排放與回收系統等。

圖5 發生器氧路節流推力調節能力分析Fig.5 Throttling analysis of the gas generation oxygen feeding line

圖6 推力室燃料路節流推力調節能力分析Fig.6 Throttling analysis of the chamber fuel feeding line

圖7 深度節流補燃循環液氧煤油發動機系統示意圖Fig.7 Diagram of the deep throttling staged combustion LOX and kerosene engine

發動機工作時,氧化劑從貯箱通過隔離閥,進入氧化劑預壓渦輪泵,以提高氧主泵入口壓力,防止氧主泵汽蝕。經氧主泵進一步增壓后進入燃氣發生器。燃料自貯箱經隔離閥后進入燃料一級泵增壓,大部分進入推力室冷卻套冷卻完推力室后進入燃燒室,小部分經燃料二級泵進一步增壓后進入燃氣發生器,與主流液氧在燃氣發生器內燃燒后,驅動主渦輪,主渦輪帶動泵旋轉。驅動渦輪后的富氧燃氣進入燃燒室與燃料進行補燃,產生高溫燃氣,經噴管高速噴出后產生推力。需要降低推力時,打開燃氣分流閥,并逐漸增大開度,減少驅動渦輪做功的燃氣流量,降低渦輪泵功率,減少泵輸送推進劑流量,從而達到降低推進劑總流量以及發動機推力的目的。當推力降至一定程度時,燃燒裝置的噴注器進行調整,以滿足穩定燃燒的需求。同時推力室燃料路節流閥隨動調節發動機混合比,防止混合比大幅偏離造成性能下降。

發動機推力調節過程中的參數變化情況見表2。

表2 發動機推力調節工況參數Table 2 Thrust throttling parameters of the engine

4 載人登月下降級發動機關鍵技術及解決途徑

采取上述系統方案的變推力發動機,涉及的關鍵技術及解決途徑如下：

1)補燃循環發動機大范圍推力調節技術

載人登月下降級深度節流發動機與現有補燃循環發動機的主要區別在于推力調節深度大。目前國內外尚無深度節流的補燃循環發動機,需解決發動機如何實現大范圍推力調節的問題。同時由于低工況下噴注器和調節裝置壓降較低,燃燒裝置的小幅粗糙燃燒波動都有可能造成整個系統的振蕩,引起供應系統的不穩定。擬通過發動機動靜特性仿真,開展變工況過程優化及變工況策略研究,優化調節策略和起動方案；開展變工況系統穩定性研究,分析補燃循環發動機系統穩定性機理,提出發動機穩定性保障措施。

2)大變比、高性能噴注器技術

目前變推力噴注器技術基于液液自燃推進劑組合,而對于液氧煤油富氧補燃循環變推力發動機,國內外還未見相關的文獻。如何組織富氧燃氣和煤油組合的變推力調節是推力室噴注器設計的難點。為此,推力室擬采用直流-雙通道離心式噴嘴,氣路采用直流式噴嘴,燃料路采用雙通道離心式噴嘴,燃料由兩路供應,根據工況變化進行調節。需開展高壓降噴注器深度節流技術研究、同軸直流離心式雙集液腔噴注器技術研究,同時,對噴注器進行模擬試驗研究。對于10∶1發生器噴注器需開展高效、低溫針栓式噴注器技術研究,雙集液腔噴注器技術研究,高壓降噴注器深度節流技術研究,大變比富氧燃氣發生器演示驗證試驗。

3)大范圍變工況下推力室可靠冷卻技術

為了實現推力室的高性能,往往選取較高的室壓和比沖性能最佳的混合比,也就意味著身部的熱流增加,由此,身部的熱防護面臨較大的困難。可結合推力室傳熱計算結果,優化選取合適的冷卻方案和流量調節策略,并通過傳熱、部組件熱試或整機熱試車等手段考核。如RD-191發動機推力可調至額定工況的30%,在低工況下調整推力室冷卻環帶路流阻,增加冷卻環帶相對流量,保證低工況下冷卻可靠性［3］。

4)大變比、高性能、穩定性能渦輪泵技術

研制經驗表明,大變比渦輪泵需要解決超寬變工況范圍內泵性能穩定性問題、軸向力平衡技術、渦輪端動密封工作可靠性技術、大范圍變工況時泵氣蝕問題、真空環境下軸承局部可能出現擴散焊現象、渦輪材料的抗燒蝕特性等問題。擬開展泵和渦輪軸向力的控制研究,設置具有大范圍調節能力的軸向力調節裝置,通過介質運轉試驗確定出合理的密封比壓,對比驗證陶瓷涂層的耐磨性、導熱性,開展泵結構優化設計、大負載陶瓷軸承研制、摩擦副材料和密封結構優化選取、渦輪泵仿真系統研究及材料燒蝕試驗研究等,解決大范圍變工況穩定工作渦輪泵技術。

5 結論

通過對發動機方案的論證工作,深度節流液氧煤油發動機采用富氧補燃循環方案,系統上設置燃氣分流調節裝置,與其它自動器共同調節,可以實現10∶1深度變推力要求。系統方案具有性能高、調節范圍大的優點。

深度節流涉及的主要關鍵技術包括：發動機深度推力調節技術、大范圍變工況噴注器穩定燃燒技術、大范圍變工況推力室身部可靠冷卻技術以及大變比渦輪泵技術。

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Study on Scheme of Deep Throttling Liquid Oxygen and Kerosene Engine

XU Haohai1，LI Chunhong2，CHEN Jianhua2，ZHANG Miao3，LYU Shunjin3
（1.College of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710000，China；2.National Key Laboratory of Science and Technology on Liquid Propulsion Rocket Engine，Xi’an 710100，China；3.Xi’an Aerospace Propulsion Institute，Xi’an 710100，China）

Abstract：The scheme of liquid oxygen and kerosene deep throttling engine was proposed based on the analysis of different factors sensitivity to thrust and deep throttling scheme of the engine at home and abroad to power the manned lunar lander.The key technology and resolving approach were propounded such as deep throttling thrust technic of pump-feeding engine，deep throttling injector，and cooling of the chamber etc.

Key words：deep throttling；liquid oxygen and kerosene；engine

作者簡介：徐浩海(1972-),男,博士研究生,研究員,研究方向為低溫推進劑發動機總體設計。E-mail：149561588＠qq.com

基金項目：載人航天預先研究項目(060302)

收稿日期：2015-08-06；修回日期：2016-03-15

中圖分類號：V434

文獻標識碼：A

文章編號：1674-5825（2016）02-0150-06