我國大推力氫氧發動機發展思考

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(北京航天動力研究所，北京 100076)

0 國外氫氧發動機發展歷程與啟示

在火箭發動機領域，氫氧火箭發動機目前具有最高的比沖性能，而且具有環保無污染的顯著特點，無論在一次性使用運載火箭還是未來可重復使用運載器中都占有重要地位，是世界航天強國的重要技術標志之一。

從1958年美國開始研制世界上第一臺氫氧發動機RL-10至今，氫氧發動機用于火箭推進已有半個多世紀的歷史(見表1)。縱觀其發展歷程，可大致分為3個階段。

第一個階段為20世紀50年代末到70年代初。這一階段是氫氧發動機的起步發展時期，發動機推力均不大，各種循環方式全面發展，主要用于運載火箭的上面級。代表型號有美國的RL-10和J-2、蘇聯的RD-56、歐洲的HM-7和日本的LE-5，推力量級多在10t左右。這一階段各國及組織機構通過小推力發動機的研制，基本掌握了氫氧發動機的設計、生產和試驗技術，為后續研制更大推力的氫氧發動機奠定了良好基礎。

第二階段為20世紀70年代中期至80年代末。這一階段是氫氧發動機的高速發展時期，其突出特點是追求更大的推力、更高的性能。代表型號有美國的SSME、蘇聯的RD-0120、歐洲的Vulcain和日本的LE-7，推力量級為100t～200t。為了實現高性能，發動機循環方案以補燃循環為主。美國的SSME發動機還提出了多次重復使用的目標，其技術先進性達到了氫氧發動機的高峰。

第三階段為20世紀90年代至今。這一階段為氫氧發動機的全面發展時期。其特點是百花齊放，各種推力量級、各種循環方式均有全面發展，并且發動機在追求性能的同時，也更加注重可靠性與研制成本。例如日本在LE-7研制成功后，為了降低成本，提高可靠性，發展了簡化設計的LE-7A。美國在擁有了高水平的SSME后，發展了低性能低成本的RS-68。Vulcain、RL-10、J-2則不斷進行優化改進，提高性能的同時提高可靠性。此外，閉式膨脹循環開始向20t推力量級發展，日本還獨辟蹊徑發展了開式膨脹循環氫氧發動機。

表1 國外氫氧發動機工作參數與發展歷程[1-9]

總結國外氫氧發動機發展歷程，有3點啟示：

1)從技術發展的角度看，氫氧發動機并不存在一個明確的從簡單的發生器循環到膨脹循環再到復雜的補燃循環的發展趨勢，各個國家和組織的氫氧發動機都是當時火箭總體需求與各國自身技術和工業基礎以及發展策略相結合的產物。例如：美國先發展的是膨脹循環，然后才發展了發生器循環，在航天飛機發展出補燃循環后，20世紀90年代又回到發生器循環；俄羅斯則一開始就發展了最復雜的補燃循環，而后才是膨脹循環，沒有研制發生器循環；日本較為循序漸進，從一開始的發生器循環逐步發展出膨脹循環和補燃循環，并且走出了一條具有自身特色的開式膨脹循環道路；歐洲則一直秉持發生器循環技術，目前正在發展膨脹循環技術；印度開始引進的是補燃循環發動機，但最新發展的卻是發生器循環。如果對發展趨勢進行總結，早期的氫氧發動機更關注性能，目前則對可靠性與經濟性有更多的綜合考量。

2)不同循環方式的氫氧發動機有各自的特點和最為適用的領域。補燃循環代表當前技術上的最高水平，最適用的領域是大推力的基礎級，因為只有它能夠同時實現大推力和高室壓，從而達到高性能，代表發動機有SSME、RD-0120、LE-7，推力在100t～200t。膨脹循環則特別適用于中小推力的上面級發動機，是上面級的主流發展方向，代表發動機有RL-10、RL-60、Vinci、RD-0146，推力范圍在10t～20t。發生器循環適合各種推力量級，技術和比沖水平相對較低，代表發動機有HM-7B、Vulcain2、RS-68、J-2X等。

3)國外氫氧發動機十分注重在好的平臺基礎上不斷改進提高和擴展應用。例如RL-10從20世紀60年代首飛后就一直在改進，從RL-10到RL-10A/B/C，有十幾個版本，性能不斷提高并應用于各種不同的火箭。J-2也在改進成J-2S再到現在的J-2X。RD-56改進成了RD-56M，HM-7改進成HM-7B，Vulcain改進成Vulcain2，LE-5改進成LE-5A/B，LE-7改進成LE-7A。

1 國內氫氧發動機發展現狀與差距

我國氫氧發動機的發展歷史基本是一個學習改進與繼承創新的過程。

最早的XX-73(～1976年)，用于長三火箭上面級，真空推力4t，采用發生器循環，一套渦輪泵帶4個小推力室，真空比沖較低，只有420s，相當于歐洲早期的HM-4。

到了長三甲的上面級(～1986年)，發展了8t推力的XX-75發動機，延續了發生器循環方案，采用單推力室結構，通過增大面積比，真空比沖達到438s，類似于歐洲的HM-7。

到了21世紀的新一代運載火箭長征五號，芯一級和芯二級均采用氫氧發動機。芯一級要求推力比較大，發展了發生器循環的XX-77，真空推力70t，真空比沖為430s。芯二級對比沖性能要求比較高，采用了在XX-75基礎上改進為膨脹循環方案的XX-75D發動機，在面積比不變的情況下，比沖提高到了442s。

在XX-77之前的大推力氫氧發動機關鍵技術攻關階段，國內也跟蹤關注了氫氧補燃循環技術，進行了Da-76發動機預先研究。Da-76發動機采用接近于LE-7的補燃循環技術方案，設計真空推力50t，最終的全系統驗證試驗未能成功。

總的來說，國內氫氧發動機與國外相比有一定的差距，主要體現在：

1)推力偏小。國內目前最大推力的氫氧發動機真空推力僅70t。不僅與美俄兩國200t～300t的推力差距很大，和歐洲、日本的百噸級氫氧發動機相比也有不小差距。

2)性能偏低。國內氫氧發動機比沖未超過445s，和國外最高水平相差近20s。推重比基本在40～50，與國外氫氧發動機相比差10～20。一方面是因為我國尚未掌握補燃循環技術；另一方面即使是同種循環方式的氫氧發動機，我國在設計和材料工藝水平等方面也與國外有一定差距，導致比沖和推重比水平偏低。

3)功能單一。國內氫氧發動機至今尚未掌握火炬點火和大范圍推力調節技術，使得氫氧發動機在各類航天運載器中的應用受到一定限制。

4)研制周期長。國內幾型氫氧發動機的研制普遍耗時較長，這與我國的工業技術基礎以及研保條件建設通常落后于工程研制需求有一定關系。

2 重型運載火箭大推力氫氧發動機技術方案

如果以入軌能力百噸為標志，目前國外稱得上重型運載火箭的只有美國早期的土星Ⅴ、航天飛機，中途下馬的戰神Ⅴ，正在研發的SLS，以及俄羅斯早期失敗的N1和擱淺的能源號。這些火箭都應用了大推力氫氧發動機。

土星Ⅴ二級采用5臺、三級采用1臺J-2發動機。航天飛機芯一級采用3臺SSME(RS-25)發動機。能源號芯一級采用4臺RD-0120發動機。這三型火箭都已成功飛行。

戰神Ⅴ芯一級采用5臺RS-68發動機，上面級采用J-2X發動機。SLS芯一級采用3～5臺改進的RS-25D(SSME)發動機，二級采用1～3臺J-2X發動機。這兩型火箭一個下馬，一個正在研制，但是其配套的氫氧發動機基本成熟，方案可行。

N1火箭一二級應用了大量液氧煤油發動機，三級采用D-57氫氧發動機。在當時條件下，液氧煤油發動機推力不夠大、技術不夠成熟，火箭可靠性不高，研制失敗。

我國重型運載火箭歷經多年論證，在發動機的選型上多有爭論。總的來看，采用大推力氫氧發動機的重型運載火箭入軌能力更強。但不管怎樣，對于氫氧發動機的核心要求都是大推力，性能和可靠性盡可能高，成本盡可能低。同時，還需要能夠有力牽引和帶動國內氫氧發動機技術水平和研發水平的提升，并且具備未來擴展應用的潛力。

在論證過程中，對大推力氫氧發動機采用200t級補燃循環、200t級發生器循環、100t級補燃循環、100t級發生器循環也進行了對比分析,如表2所示。

經過分析，重型運載火箭芯二級可采用兩臺220t級氫氧發動機。發動機采用補燃循環技術方案，單富氫預燃室并聯驅動雙渦輪泵，具備雙向搖擺、多次起動和推力調節能力，設計真空比沖可以達到453s。該發動機與國際上成功應用的大推力補燃循環氫氧發動機的特點比較如表3所示。

表2 重型運載火箭芯二級用不同方案氫氧發動機技術方案對比

表3 220t補燃循環氫氧發動機技術方案與國外大推力補燃循環氫氧發動機對比

220t級補燃氫氧發動機借鑒了世界上最優秀且已成功研發的兩型大推力補燃循環氫氧發動機SSME和RD-0120的技術方案優缺點，并充分考慮了國內氫氧發動機的技術基礎和技術繼承性，性能參數和技術難度處于適中水平，但高于日本的LE-7A。發動機采用單機模塊化設計、再生冷卻噴管段可地面滿流、且具備多次點火和推力調節功能，可以方便地擴展應用于其他火箭和重型運載火箭芯一級，具有很強的后續發展潛力。

從補燃發動機的技術原理來說，220t級氫氧發動機還可以采用一種全流量補燃循環的技術方案，即設計兩個預燃室，一個富氫一個富氧，分別驅動兩個渦輪泵。由于推進劑能量得到全部利用，理論上室壓可以進一步提高約10%，從而可以將比沖性能進一步提高2s左右。但與此同時，也將帶來富氧燃燒研制難度大、兩預燃室匹配控制難度大，發動機質量大且對試驗設備能力要求高等問題。美國在2000年左右開展了預先研究后中止，蘇聯擁有成熟的液氧煤油富氧燃燒經驗也沒有發展相關技術。

此外，如果二三級通用一型推力100t左右氫氧發動機則需要考慮以下幾個方面：1)從型譜上說，真空100t推力氫氧發動機與目前國內70t推力XX-77能力上重疊，未來擴展應用的潛力也相對較弱；若提升至與Vulcain2相當的130t左右，用于三級又偏大；2)從技術上說，100t推力發展補燃循環氫氧發動機，性能非最優(日本LE-7A是明證，主要原因是渦輪泵流量小，渦輪和泵效率均難以提高，使得發動機室壓和比沖難以提高)；3)發展發生器循環方案技術最成熟，但對我國氫氧發動機技術發展的牽引帶動能力也最弱；4)發展開式膨脹循環技術上可行，但性能不高，技術帶動性也比較弱。

因此，發展220t級單富氫預燃室雙渦輪泵并聯的補燃循環氫氧發動機是基于我國國情和未來航天強國發展需要的恰當選擇。

從研制難度上說，國外同為200t級補燃循環氫氧發動機的RD-0120研制歷時11a，用79臺發動機482次累計75000s熱試驗完成首飛。SSME研制歷時10a，用726次累計110000s熱試驗完成首飛[10]。我國的220t補燃循環氫氧發動機有Da-76和XX-77發動機的研制基礎，同時吸取了國外兩型大推力補燃循環氫氧發動機的經驗教訓，優化了系統，降低了對組合件的苛刻要求。當前的設計仿真能力也比幾十年前有大幅提高。此外，由于沒有重復使用需求，工程研制需要的發動機臺數和試驗秒數也可以大幅降低。

3 我國大推力氫氧發動機進一步發展思考

220t補燃循環氫氧發動機涉及強耦合起動關機控制、智能故障監測、大范圍推力調節、復雜結構動力學、高壓分級燃燒、高效大功率渦輪泵、高壓大流量閥門、先進材料工藝與試驗等多領域關鍵技術，目前正在攻關研發中。相比國內氫氧發動機技術基礎，220t補燃循環氫氧發動機在技術上需要上一個大的臺階，因此目前在設計方案和技術參數上并沒有十分冒進，也因此在未來發展到合適階段時，可以考慮進一步優化提高。比如：

1)當前發動機起動方案以氦氣輔助起動為主，未來的發展應考慮氫路完全靠箱壓自生起動，氧路用于一級應考慮自生啟動，用于高空時可考慮預壓泵與電機一體化設計，即發動機用電機起動并在主級段轉入發電模式，用于發動機或火箭控制。

2)目前發動機僅推力及混合比調節由發動機自主控制，未來應考慮發動機整機自主健康監控與控制，提高智能化水平，并實現更大范圍推力調節。

3)為了實現發動機時序精確控制，目前閥門數量仍然偏多。未來獲得發動機精確特性后，可考慮進一步集成簡化。在發動機電力供應更為充足的條件下還可考慮更多采用電控球閥方案，以進一步簡化系統。

4 結論

高性能大推力氫氧發動機是建設航天強國的重要技術支撐，對我國氫氧發動機設計、材料、工藝制造和試驗技術水平提升具有極大帶動作用。以重型運載火箭為牽引，發展220t級單富氫預燃室雙渦輪泵并聯的大推力補燃循環氫氧發動機是綜合考慮我國技術基礎、型號需求、技術牽引力與擴展應用潛力的恰當選擇。未來該型發動機還可以進一步拓展應用和改進提高。