印度運載火箭及其氫氧發動機發展現狀

丁新玲 羅 峰 矯 慧

?

印度運載火箭及其氫氧發動機發展現狀

丁新玲 羅 峰 矯 慧

（首都航天機械有限公司，北京 100076）

簡要介紹了印度運載火箭以及低溫氫氧發動機的發展歷程，分析了印度研制的兩款低溫氫氧發動機CE-7.5和CE-20的性能、結構及制造特點，重點介紹了印度氫氧發動機國產化歷程中幾項制造技術，包括推力室電鑄鎳技術、燃燒室內襯銅合金材料的國產化以及對推力室內外殼連接技術真空釬焊的改進。

印度；氫氧發動機；推力室；電鑄；釬焊

1 引言

20世紀60年代，印度空間研究委員會（Indian National Committee for Space Research，INCOSPAR）成立，隨后建設了頓巴赤道火箭發射站（Thumba Equatorial Rocket Launching Station），為美國和蘇聯發射火箭，印度由此開始涉足航天領域。1969年8月，印度空間研究組織（Indian Space Research Organisation，ISRO）成立，正式開始研制本國的運載火箭。

由于基礎相對薄弱，印度航天工業的發展首先是依靠國際合作的方式，引進國外航天技術，后來才逐漸走向獨立自主的研制道路：印度的固體發動機技術獲得了美國和歐洲國家的支持；常溫液體發動機Vikas借鑒了歐洲阿里安火箭“Viking”發動機技術；低溫氫氧發動機則是直接進口俄羅斯的存貨RD-56M發動機。由于俄羅斯最終不肯出售研制技術，印度才開始發展自己的低溫技術，歷時21年，終于在2014年1月5日，仿制RD-56M的低溫氫氧發動機CE-7.5首次發射成功，由此印度成為世界上第六個掌握氫氧發動機研制技術的國家。此后，印度又研發出更大推力的CE-20氫氧發動機。航天技術的國產化使印度逐漸擺脫了對國外的依賴，發射成本顯著降低，大大提升了商業發射市場競爭力。

2 印度運載火箭發展現狀

印度利用國外力量進入航天領域，并逐步發展了本國的運載火箭體系。20世紀80年代，印度研制出使用固體推進劑的衛星運載火箭（Satellite Launch Vehicle，SLV）和加大型衛星運載火箭（Augmented Satellite Launch Vehicle，ASLV），這些火箭整體推力小，發動機比沖低，和其他國家差距很大，也無法進一步滿足衛星發射任務的需求。因此，印度又研制了更大推力的極地軌道衛星運載火箭（Polar Satellite Launch Vehicle，PSLV）和地球同步衛星運載火箭（Geosynchronous Satellite Launch Vehicle，GSLV），這兩種火箭也是印度現役運載火箭。

截至目前，印度共研制出四型五代運載火箭：第一代是衛星運載火箭（SLV），1980年7月18日，在經歷了前一年的一次發射失敗后，印度首次成功發射了其四級固體運載火箭SLV-3，LEO運載能力為40kg；第二代是加大型衛星運載火箭（ASLV），1987年3月，在SLV-3基礎上研制的ASLV首次發射失敗。1988年7月13日，ASLV第二次發射取得成功，LEO運載能力為150kg；第三代是1994年10月15日首次飛行的極地衛星運載火箭（PSLV），GTO運載能力為1.3t，截止2019年1月，成功發射了43次，還曾創下過一次發射104顆衛星的記錄；第四代是地球同步衛星運載火箭（GSLV）Mk2，2014年1月5日，國產化低溫氫氧發動機CE-7.5（Cryogenic engine，CE）首次成功應用，大幅降低成本，GTO運載能力提高到2.2t；第五代是GSLV Mk3運載火箭，2017年6月5日，印度自行研制的低溫氫氧發動機CE-20投入使用，使火箭運載能力大幅提升，GTO達4t。印度研制的運載火箭型號及參數見表1[1～3]。

表1 印度各代運載火箭性能參數

2.1 極軌衛星運載火箭（PSLV）

PSLV可讓印度的遙控通訊檢測衛星到達極地軌道，也可以將小衛星發射至地球同步軌道。PSLV火箭重295t，2.8m，高44.43m，是交替使用固體和液體推進的四級火箭，即第一級和第三級使用固體推進劑，第二級和第四級使用液體推進劑。第一級捆綁6個小型固體助推器，4個助推器在地面點火，另外2個助推器在空中點火。PSLV的GTO運載能力為1.3t，具備“一箭多星”的發射能力，成功發射過月球和火星軌道探測器。1993年9月首次試射失敗，1994年10月15日測試飛行成功。除標準型號外，PSLV還有幾種改進型號：PSLV-CA，不帶捆綁助推器的芯級型號，極軌運載能力1.1t；PSLV-XL，每臺助推器加裝3t推進劑的加大型號，極軌運載能力為1.8t，用于發射首顆探月衛星“月船-1”；PSLV-HP，改進第四級效率的高性能型號，極軌運載能力可提高到2t，用于發射導航衛星；三級型號，取消標準型的第二級和捆綁助推器，極地軌道運載能力為500kg。

2.2 地球同步衛星運載火箭（GSLV）

GSLV是印度在PSLV火箭的基礎上研制的三級型和二級型運載火箭，是目前印度運載能力最大的火箭，共有三種構型：Mk1、Mk2和Mk3。其中Mk1和Mk2是三級型，Mk3是兩級型。

Mk1運載火箭的第一級由裝有138t固體推進劑的芯級發動機和4臺各裝40t常溫液體推進劑的捆綁助推器組成；第二級使用一臺常溫液體發動機Vikas作動力；第三級為低溫氫氧級，裝有12.5t的液氧和液氫，由俄羅斯提供的RD-56M氫氧發動機作動力。該火箭可把約2t重的衛星送入靜地轉移軌道，2001年4月18日首次發射失敗，2003年5月8日發射成功。

Mk2與Mk1運載火箭結構基本相同，芯級采用固體推進劑，助推器采用常溫液體推進劑。第二級使用一臺常溫液體發動機Vikas作動力，唯一不同的是第三級的低溫氫氧發動機由一臺印度國產CE-7.5取代了Mk1中的俄制RD-56M。CE-7.5發動機為RD-56M的仿制版，比沖略有降低，而真空推力仍保持為7.5t。GSLV Mk2的GTO運載能力提高到2.5t，2010年4月15日首飛失敗，直至2014年1月5日才發射成功，由此印度成為世界上第六個掌握氫氧發動機研制技術的國家。

Mk3運載火箭的設計與開發沿用了以往運載型號的固體、液體和低溫推進技術經驗：芯級L-110使用2臺并聯的Vikas常溫液體發動機，2枚助推器S-200為固體推進劑，上面級采用印度自行研制的CE-20低溫氫氧發動機。Mk3的GTO可達4t，LEO提升至8t。2014年12月18日完成首次亞軌道試驗飛行，2017年6月5日成功發射了3.135t的GSAT-19E地球靜止衛星，2018年11月14日，又將一顆重約3.4t的GSAT-29通信衛星送入預定軌道。GSLV Mk3目前是印度運載能力最大的火箭，未來還將對芯一級進行改進以提升運載能力，滿足印度大型衛星發射、載人航天、深空探測等需求。

3 低溫氫氧發動機的研制

1993年，印度開始研制低溫氫氧發動機，經歷了2010年4月15日的首發失利后，終于在2014年1月5日，第一款低溫氫氧發動機CE-7.5發射成功。目前為止，印度所用的低溫氫氧發動機，除了進口的俄制RD-56M之外，有兩種自行研制的上面級型號：CE-7.5和CE-20，其性能參數參見表2。

表2 印度低溫氫氧發動機性能參數

3.1 CE-7.5

CE-7.5發動機用于運載火箭GSLV Mk2的第三級，真空推力7.5t。發動機推力室采用再生冷卻結構，由銅合金內襯和不銹鋼外殼高溫釬焊而成。由于是仿制產品，該發動機的測試較少，試車時間遠少于其他國家的第一款低溫發動機。首次發射由于發動機渦輪泵問題失敗后，又花費了大量時間進行發動機與運載火箭的測試。為了滿足CE-7.5發動機的總裝、測試和認證需求，印度航天工業增添了一些基礎設施，包括冷流和熱測試等，1995年還建立并投入使用了日產500kg的液氫生產廠[4]。

3.2 CE-20

CE-20發動機用于運載火箭GSLV Mk3的第二級，真空推力19t。發動機使用兩套增壓渦輪分別驅動液氫/液氧泵，混合比和推力可調。CE-20發動機的推力室采用與CE-7.5發動機相同技術，即再生冷卻通道內外壁釬焊連接。內襯采用銅合金材料，在外表面銑槽；外殼和其他部件均采用特種不銹鋼材料。推力室擴散段和收斂段分別由內外壁釬焊而成，然后在喉部連接在一起：先焊接內壁，再焊接外壁。噴管上半段截至面積比10處，采用再生冷卻方式，材料選擇與燃燒室相同，冷卻通道為螺旋型；噴管下半段（即噴管延伸段）面積比在10～100之間，采用排放冷卻，內外壁材料均為不銹鋼，冷卻通道為直槽型。渦輪轉子采用因康鎳材料，而氫、氧渦輪泵的外殼均采用不銹鋼制造[5，6]。

3.3 印度低溫發動機國產化進程中的制造技術

3.3.1 推力室C1的研制

在印度低溫氫氧發動機國產化進程中，首先設計并研制了推力室C1試驗發動機，以探索氫氧發動機推力室制造技術。這臺試驗型發動機燃燒室內襯采用銅合金制成，外表面銑有不同深度和寬度的冷卻通道，外殼為電鑄鎳封合結構。液氫進出口集合器分別制成并焊接在電鑄鎳燃燒室上[7～9]。

燃燒室內襯銅合金材料采用電鑄沉積成型，在外表面加工出冷卻通道，然后電鑄鎳封合冷卻通道。具體步驟如下：機加工鋁芯棒→拋光和磨光→去油處理→堿洗→酸洗→二次鍍鋅→鑄銅前預處理→電鑄銅→銑削冷卻通道→填充（非導電）蠟→導電處理→電鑄鎳→中間加工→鎳的活化處理→電鑄結束→精加工。

電鑄的起始材料是芯棒或母版。許多金屬/非金屬材料可用作芯軸，通常使用鋁為芯軸。將芯軸加工成火箭發動機再生冷卻通道的聚/散輪廓，并用溶劑對芯軸脫脂、堿洗、酸洗以及用常規溶液二次鍍鋅。預清潔后，銅板在堿浴中進行電鍍；在鋁芯軸上獲得閃銅后開始電鑄銅：將電解銅陽極包在滌綸布中，芯軸以40～60r/min的速度旋轉，以獲得均勻的銅覆蓋層。用過濾泵連續過濾電解液，去除可能會影響粗糙度的沉積物和塵埃顆粒。在銅沉積量比較大時，會產生樹形。因此，當銅沉積的厚度達到6～8mm時要進行機械加工。銅的沉積厚度滿足要求（12mm）后，將電鑄銅燃燒室連同鋁芯棒從槽中一起取出再次進行機械加工，并沿燃燒室縱向在外表面銑出冷卻通道；燃燒室用溶劑脫脂，再用堿溶液清洗；冷卻通道填充非導電填料后開始電鑄鎳外殼。

電鑄鎳采用垂直和水平旋轉系統進行，為了去除雜質及產生的添加物，電鑄過程中需要連續過濾去除懸浮/粉塵顆粒，并采用高壓泵和噴淋法實現電解液的連續噴涂，避免電鑄過程中產生缺陷。同時維持固定的pH值也是生產優質電鑄的必要條件。

電鑄鎳厚度達到6～8mm時，需要通過機械加工去除邊緣形成的結節。在進行下一步鎳電鑄之前還需要對鎳進行活化處理，以獲得良好的結合力。通過上述工藝可在燃燒室不同區域形成厚度為8～35mm的鎳層。最后鋁芯棒放入氫氧化鈉熱溶液中溶解，經化學加工完全去除。通道中的非導電填料經過熱水浸泡和有機溶劑溶解后流出去除。

3.3.2 銅合金材料的國產化

銅合金（Cu-0.5Cr-0.05Ti-0.05Zr）是低溫發動機的關鍵材料，主要用于CE-7.5、CE-20和未來低溫、半低溫發動機推力室內襯、噴注器面板、燃氣發生器以及預燃室等部件。為此需要制造不同尺寸的銅合金板料、棒料和鍛件，其中，板的寬度為850mm，厚度要求在12～18mm之間；棒料和鍛件要求30～300mm不等[10]。

位于印度中部海得拉巴（Hyderabad）的有色金屬技術研究中心（Nonferrous Materials Technology Development Centre，NFTDC）通過對現有設施進行改造，制造出全球第二大航空航天優質銅鉻鋯鈦合金生產設備。設備改造包括：對現有熔煉爐線圈的改造，使其熔體容量提高到1000kg；建立寬度為1500mm的中厚板軋機。銅合金制造流程如下：熔煉爐制成重375～400kg的鑄錠，然后滾壓成板材，再通過熱軋過程控制板的尺寸，如圖1、圖2所示。發動機零組件分別在印度境內不同地點設計和制造，最后在NFTDC進行總裝。

圖1 銅合金國產化設備

圖2 銅合金制造流程

該中心專門開展了推力室內襯銅合金材料的國產化項目，以期大幅降低推力室研制成本。項目研究內容包括：優化銅合金化學成分及熔煉實踐，達到設計環境和高溫下的化學、力學性能；為更寬板材優化沖壓鍛件，大幅提高產量并避免缺陷；通過優化熱處理從9800℃持續10min至7500℃持續20min，達到細化晶粒的目的；承受7500℃退火20min的樣板彎曲試驗，然后空氣冷卻，確保成形性。制造的銅合金內襯等產品如圖3所示。

圖3 制造的銅合金產品

3.3.3 真空釬焊技術的改進

為了提高有效載荷發射能力，印度計劃研制50t級低溫氫氧發動機和200t級液氧煤油半低溫可重復使用發動機用于未來重型運載火箭新型號。兩種發動機均采用分級燃燒循環。在發動機的研制上進行了工藝改進，以推力室為例，以往釬焊時，通常在銅合金內襯和不銹鋼外殼之間放置金屬箔，通過加熱組裝件，錫箔融化，形成釬焊接頭。這種工藝費時耗力，并且在釬焊過程中工件必須旋轉，才能避免釬焊金屬不堆積在冷卻通道中。為了克服這些不足，印度開發出通過在接頭涂覆金屬涂層替代放置金屬箔的新工藝，即在銅合金與馬氏體不銹鋼基體材料涂上銅涂層、銀涂層和鎳涂層，其中，鎳涂層用作釬焊金屬與鋼之間的屏障。這種通過電鍍在通道上施加涂層的方法，避免了使用昂貴的釬焊箔，簡化了裝配工藝，達到了節省時間，降低成本的目的[11]。

通過在真空爐中對試樣進行工藝優化實驗，確定了銀層的厚度、釬焊溫度、釬焊時間和負荷。采用優化后的工藝首先對帶有銑槽的平板釬焊，模擬推力室的結構和壓力測試，壓力測試至600bar時未發現脫粘；然后制造了預燃室硬件并進行性能評價；最后制造了縮比尺寸的推力室試驗件并進行壓力測試，通過X射線檢測確認，測試壓力達到500bar沒有脫粘現象。圖4為平板試件試驗的涂層布置原理、電鍍鋼和銅截面，圖5為釬焊接頭在測試壓力500bar以上時冷卻通道試件典型斷裂截面。目前正在研究通過“靜態”技術實現釬焊，以取代“旋轉”釬焊法。

圖4 涂層試件

圖5 釬焊燃燒室試驗

釬焊采用的熱等靜壓（HIP）裝置，可降低金屬孔隙率并增加材料致密度，也可以改善材料的機械性能和工作性能。印度低溫和半低溫發動機共使用了7種鐵及有色金屬合金材料的40種類型的精密鑄件，由于精密鑄件形狀復雜，不可避免存在缺陷，HIP工藝可完善鑄造部件關鍵性能缺陷，提高其質量和可靠性。2016年2月19日印度維克拉姆薩拉巴伊航天中心（Vikram Sarabhai Space Centre，VSSC）利用本國資源研制出印度首臺HIP設備，其熱區高500mm，350mm，最高工作溫度為2000℃，最大工作壓力2000bar，如圖6所示。

圖6 HIP設備

4 結束語

由于經濟相對落后，印度航天采取了“先星后箭”的發展策略，將有限的資源首先用于發展遙感和通信衛星，推動國民經濟的發展，然后通過國際合作，循序漸進地發展火箭推進技術，從而逐步形成本國的運載火箭體系。作為航天技術后發成員，印度展現出一定的技術實力。雖然其綜合水平與我國相比還有差距，但在航天技術發展上取得的成績不容忽視。

1 Ramakrishnan S. Liquid propulsion system in ISRO - evolution and perspective[J]. Journal of aerospace sciences and technologies, 2012, 64(4): 223～231

2 Ramakrishnan S, Somanath S. ISRO’s next generation launcher, GSLV Mk Ⅲ (LVM 3): configuration and development status[J]. Space Technology, 2007, 27(4): 133～146

3 徐利杰，陳曉飛，陳海鵬，等. 印度新型運載火箭技術方案剖析[J]. 國際太空，2017(9)：22～27

4 Narayanan V. Cryogenic propulsion systems for ISRO’s launch vehicles[J]. Journal of Aerospace Sciences and Technologies, 2017(69)1A: 174～180

5 Siddhi Bhilare, Atul Kulkarni. Fracture behavior studies of rocket engine materials for cryogenic applications[J]. VJER-Vishwakarma Journal of Engineering Research, Volume 2 Issue 4, 2018(12)

6 Praveen R S, Jayan N, Bijukumar K S, et al. Development of cryogenic engine for GSLV MkIII: technological challenges[J]. IOP Conf. Series: Materials Science and Engineering, 2017: 012059

7 Namboodiry E V S, Ghosh S C. Development of thrust chamber for LOX-LH2 cryogenic engine[C]. Proceedings of the Eighteenth International Cryogenic Engineering Conference(ICEC18), Mumbai, India. 2000: 671～674

8 John S, Veeramani P, Srinivasan K N, et al. Electroforming process for the fabrication of cryogenic rocket engine thrust chamber[C]. Proceedings of the Eighteenth International Cryogenic Engineering Conference(ICEC18), Mumbai, India. 2000: 675～678

9 Thangavelu Pr, Veeramani P, Srinivasan K N, et al. Copper electroforming of cryogenic upper stage main engine[J]. Bulletin of Electrochemistry, 200016(11): 493～496

10 Department of Space Indian Space Research Organisation. Indigenisation of Copper-Chromium-Zirconium-Titanium alloy for cryo and semi-cryo engines-a success story[EB/OL]. [2018-09-10]. https://www.isro.gov.in/indigenisation-of-copper-chromium-zirconium-titanium-alloy-cryo-and-semi-cryo-engines-success-story

11 Department of Space Indian Space Research Organisation. A new brazing process for semi-cryo engine established by ISRO[EB/OL]. [2016-05-07]. https://www.isro.gov.in/new-brazing-process-semi-cryo-engine-established-isro

Development Status of Indian Launch Vehicles and Cryogenic Engines

Ding Xinling Luo Feng Jiao Hui

(Capital Aerospace Machinery Co., Ltd., Beijing 100076)

The development process of launch vehicle and cryogenic engine in India are briefly introduced in this paper. The performance, structure and manufacturing characteristics of two cryogenic engines which developed in India: CE-7.5 and CE-20, are analyzed. Some manufacturing technology during the localization process of cryogenic engine in Indian are focused on, including electroforming nickel technology, the localization of copper alloy material using in combustion chamber liner and the improvement of vacuum brazing technology in the thrust chamber.

Indian；cryogenic engine；thrust chamber；electroforming；brazing

丁新玲（1965），高級工程師，航空發動機專業；研究方向：火箭發動機制造技術。

2019-04-26