130噸級泵后擺高壓補燃液氧煤油發動機關鍵技術研究

李 斌，劉站國，呂發正，高樂樂，張 淼

(1.航天推進技術研究院，西安 710100；2.西安航天動力研究所，西安 710100)

1 引言

隨著載人登月探測計劃的提出及新一代載人運載火箭方案論證需求，按照航天發展、動力先行的方針，作為新一代載人運載火箭的主動力裝置，泵后擺發動機基于機架的布局方式，將搖擺軟管設置在推力室燃氣、燃料路，進行推力矢量控制時只有推力室及與其相連的管路搖擺。隨著發動機推力和推進劑流量的不斷提高，發動機泵后擺方案質量偏心小、搖擺包絡小、搖擺組件易于布局等優點更加突出。

早期高溫高壓搖擺軟管生產工藝技術的滯后限制了泵后擺的應用。20世紀80年代，俄羅斯對高溫高壓搖擺軟管技術率先取得突破，先后研制了RD-170、RD-180、RD-191等泵后擺方案的高壓補燃大推力液氧煤油發動機。

130噸級泵后擺高壓補燃液氧煤油發動機(簡稱130噸級泵后擺發動機)是中國首型采用泵后擺方案的大推力火箭發動機。該發動機以現役的120噸級高壓補燃液氧煤油發動機(簡稱120噸級發動機)為基礎研制，120噸級發動機是泵前擺，搖擺時渦輪泵、推力室等主要組件均一并搖擺。120噸級發動機研制成功改變了中國長期僅依靠有毒推進劑進行航天發射活動的歷史，大幅提高了液體火箭發動機綜合性能，實現了液體動力技術代的跨越。130噸級泵后擺發動機充分繼承了120噸級發動機技術基礎，采用泵后搖擺方案，推力提升，系統及部分組件進行了優化，并采用了機電伺服控制、新型密封、新材料、新工藝等一系列創新技術。

本文對130噸級泵后擺發動機研究的技術方案、組件研制及主要驗證試驗進行探討，并對130噸級發動機的應用前景進行展望。

2 120噸級發動機

120噸級發動機為中國新一代CZ-5、CZ-6、CZ-7、CZ-8等系列運載火箭主動力裝置，是我國獨立自主研制的首型百噸級高壓補燃液氧煤油發動機。

該發動機的海平面推力為1188 kN、海平面比沖為2942 m/s、混合比為2.60，具有推力、混合比調節能力。120噸級發動機采用富氧高壓補燃循環方式、單推力室、反力式主渦輪驅動、主渦輪氧泵煤油泵同軸、化學點火、自身起動等技術方案。為防止兩主泵氣蝕，設置氧、煤油預壓泵。

該發動機可進行多次重復試車，每臺發動機交付火箭前均進行短程校驗試車，驗證產品結構可靠性及性能數據。采用補燃循環系統泵前擺布局，按照模塊化、通用化、系列化設計思想開展設計與研制，滿足3.35 m、2.25 m不同箭徑布局安裝要求。以單向搖擺狀態作為基本型發動機，并衍生出雙向搖擺狀態和不擺狀態共3種狀態、四型單機，通過不同狀態單機與機架模塊化組合，運用于新一代運載火箭系列。圖1為120噸級發動機外形圖。

圖1 120噸級液氧煤油發動機[3]Fig.1 The 120-ton LOX/kerosene engine[3]

3 130噸級泵后擺發動機

3.1 研制歷程

為滿足新一代載人運載火箭(登月火箭)的動力需要，2015年9月，完成燃氣搖擺裝置等關鍵組件原理性試驗驗證；2015年10月，啟動發動機方案論證和工程設計工作；2017年5月，完成首臺整機原理性驗證熱試車。2022年6月，已完成13臺、逾30次、逾1萬秒整機熱試車考核。

3.2 技術方案及指標

在燃氣主路設置燃氣搖擺裝置，在燃料主路設置燃料搖擺裝置以及其他氣液路搖擺補償裝置，僅通過推力室搖擺實現推力矢量控制。圖2為130噸級發動機系統原理圖。130噸級泵后擺發動機同120噸級雙向搖擺發動機主要技術指標對比見表1。

圖2 130噸級泵后擺發動機系統原理圖Fig.2 Schematic diagram of the 130-ton pump rear swing engine

表1 發動機的主要技術指標Table 1 Main technical indicators of the engine

3.3 技術特點

1)結構包絡及搖擺包絡小，在5 m箭徑內可布7臺，120噸級發動機在5 m箭徑內僅可布4臺。130噸級泵后擺發動機顯著提高箭體單位面積內可以產生的推力；

2)通過氧泵減振等組件狀態優化、斷電斷氣后工況自維持、冗余關機等系統方案優化，提升了發動機整體可靠性；

3)通過伺服機電控制技術的應用，實現了大范圍、高精度、快速、連續工況調節能力，為火箭系留點火、動力重構等技術應用創造了必要條件；

4)采用泵后擺布局后，發動機搖擺部分偏心消除，搖擺過程對伺服機構的力矩需求降低50%；

5)由于泵后擺布局發動機搖擺部分質量減小等原因，發動機整機一階頻率提高至14 Hz，發動機-伺服機構小回路動特性大幅改善(要求不低于10 Hz)；

6)推力提升、結構減重；

7)采用健康診斷系統，監控發動機狀態，識別出發動機故障時，則緊急關機。

4 關鍵技術研究

4.1 泵后擺總體布局技術

泵后擺布局基于機架的布局方式，發動機主要組件固定方案與泵前擺發動機差異明顯。發動機總體布局兼顧小包絡、開敞性、通用化需求。

為實現僅擺動推力室，在渦輪出口設置了大通徑、高壓、高溫燃氣搖擺裝置，將渦輪做工后的高溫、高壓富氧燃氣供應到推力室，在推力室燃料入口管路上設置2個高壓燃料搖擺裝置。3個搖擺裝置(2個燃料搖擺裝置和1個燃氣搖擺裝置)的搖擺中心共面，實現推力室圍繞燃氣搖擺裝置中心搖擺。

為實現結構模塊化，提高裝配效率和精度，設計燃氣彎管連接渦輪泵和燃氣搖擺裝置，包括燃氣搖擺裝置與推力室連接，均采用法蘭連接，為此研制了專門的大通徑自緊式特型密封，以確保燃氣路密封可靠。

發動機通過燃氣搖擺裝置上端面將推力傳遞到機架，為適應發動機多種需求的機架安裝結構，設置了一個輕質化通用傳力環。通過與總體一體化設計，登月火箭用的發動機采用單機六點桿式機架與總體對接。

將發動機的控制與吹除氣源和相關閥門、管路設計為單獨的通用模塊，固定在機架上，通過管路與被控閥門連接。

圖3為該發動機總體布局圖。

圖3 130噸發動機總體布局[6]Fig.3 Overall layout of the 130-ton engine[6]

4.2 搖擺補償裝置技術

搖擺補償裝置包括燃氣搖擺裝置、燃料搖擺裝置、金屬軟管等(圖4)。

圖4 燃氣搖擺裝置總體結構Fig.4 Overall structure of gas swinging device

燃氣搖擺裝置是傳遞發動機推力、補償搖擺變形、實現發動機泵后搖擺的關鍵組件。該組件需滿足約300 kg/s、23 MPa、750 K的富氧燃氣過流、搖擺補償、結構傳力的要求，熱流大、結構載荷惡劣。

利用推力室產生的推力抵消搖擺軟管分離力，優化搖擺軟管直徑，使燃氣搖擺裝置傳力結構承力最?。唤Y構內設計液氧冷卻夾層，形成氣膜，有效降低搖擺軟管工作溫度，并緩沖燃氣壓力脈動；通過采用多層波紋管、波紋管波形和鎧裝環型面優化，搖擺軟管在確保承載的同時，具有良好的柔性，減小了發動機搖擺力矩。

為對燃氣搖擺裝置承載能力和極限搖擺壽命進行驗證，試驗中向燃氣搖擺裝置加載模擬推力，內腔充高壓液體，充壓搖擺過程中調節內壓，補償燃氣搖擺裝置內腔容積變化導致的壓力變化。通過不同角度、不同頻率、長時間搖擺動作測試驗證了結構可靠性。圖5為該試驗現場圖。

圖5 燃氣搖擺裝置試驗現場Fig.5 Experimental site of gas swing device

燃料搖擺裝置設置于煤油一級泵后，具有輸送高壓工作介質、補償管路變形的功能。需同時滿足約110 kg/s、36 MPa常溫煤油的過流、搖擺補償要求，結構承受工作介質產生的軸向分離力。圖6為該組件結構示意圖。

圖6 燃料搖擺裝置總體結構示意圖Fig.6 Overall structure sketch of fuel swing device

采用搖擺軟管內置于常平座的方案，并優化結構通徑，經承載能力和極限搖擺壽命試驗驗證，實現了燃料搖擺裝置的可靠工作。

4.3 大范圍快速高精度變工況技術

火箭發動機點火后，先進行發動機及火箭其他組件工作狀態的健康診斷，診斷正常后火箭起飛，可有效提高火箭發射可靠性。這需要發動機起動過程中，先起動至初級工況(不低于70%工況)，火箭健康診斷正常后，發動機轉至額定工況，火箭起飛。

推力調節系統通過控制系統對發動機流量調節器電機組件進行快速高精度閉環調節，改變發動機流量調節器開度，進而改變燃氣發生器的煤油流量，實現發動機推力調節。

發動機初級工況調節至額定工況不超過0.5 s，不同臺發動機間起動同步性不大于50 ms。

發動機起動后可根據任務需要實現65%～105%大范圍工況快速連續調節。圖7為該發動機某次試驗工況條件示意圖。依據熱試車結果對發動機工況調整修正后，每臺發動機大范圍變工況性能精度不低于1.5%。

圖7 發動機工況調節示意圖Fig.7 Schematic diagram of engine working condition regulation

通過快速調節發動機工況至工況不能自維持，可實現發動機冗余關機。

該技術為火箭動力重構、節流飛行等優化控制創造了條件，可應用于發動機混合比飛行過程在線調節。

為適應大范圍工況變化，對燃氣發生器開展了仿真和試驗研究，對渦輪泵開展了寬范圍的水力試驗，對氧泵軸承開展了低溫重載運轉試驗研究。

4.4 氧泵減振技術

振動對小管路、電氣產品結構可靠性有重要影響。

大功率氧泵是發動機最重要的振源之一。通過分析，氧泵的振動主要來源于氧泵擴壓器出口的壓力波動。采用管式擴壓器后，在保證揚程效率不變的情況下顯著降低動靜干涉流體激振現象(圖8)，有效降低了氧泵振動。整機熱試車表明，氧泵出口脈動壓力降低40%～50%，氧泵振動各向RMS值降低20%～30%。

圖8 氧泵流場壓力云圖Fig.8 Pressure cloud of flow field in oxygen pump

4.5 系統穩定性技術

液氧煤油補燃循環發動機功率密度高，為實現高可靠性，必須徹底解決發動機各種頻率的振蕩問題，對系統穩定性技術提出了更高的要求。130噸級泵后擺發動機針對流量調節器燃料供應回路振蕩、氧系統低頻振蕩、低工況發生器供應系統振蕩以及燃燒穩定性等方面開展了大量研究。

流量調節器燃料供應回路是補燃循環發動機控制和穩定推力的關鍵系統，為了解決流量調節器起動過程流量供應振蕩問題，通過改進流量調節器滑閥結構，消除了90 Hz低頻振蕩。發動機采用燃氣驅動預壓渦輪泵方案，驅動燃氣與液氧摻混冷凝過程容易與輸送管路形成氧系統低頻振蕩，通過改進燃氣摻混孔結構，解決了氧系統低頻振蕩問題。通過對燃氣發生器結構調整和改進，識別了發生器燃燒穩定性機理，為徹底解決低工況供應系統振蕩和燃燒穩定性奠定了基礎。

5 整機熱試車驗證

火箭發動機作為一項特殊的工程產品，其方案可行性、結構及性能可靠性必須通過試驗來驗證。2022年6月，已完成13臺、逾30次、逾1萬秒整機熱試車考核。

130噸級泵后擺發動機試車多次考核了發動機搖擺動作能力，驗證了總體結構布局、燃氣搖擺裝置、燃料搖擺裝置等組件結構可靠性；考核工況覆蓋50%～105%工況，驗證了發動機長程高/低工況工作、快速高精度變推力、起動特性裕度、推進劑入口條件邊界、分級起動、冗余關機、氧泵減振等組件優化等項目。圖9為發動機整機熱試車。

圖9 整機熱試車Fig.9 Hot fire test of the engine

6 應用前景

作為V2.0版的高壓補燃大推力液氧煤油發動機，其主要應用前景包括:

1)作為目前國內唯一滿足新一代載人運載火箭(登月火箭)動力要求的發動機，其二級高空改進型號(適應低入口壓力起動、推力室噴管面積比增大)可用于新一代載人運載火箭二級主發動機。

2)按照重復試車能力設計，具備可重復使用潛力。將發動機改進使其具有兩次點火、深度節流功能，可滿足火箭回收及重復使用需求。

3)在3.8 m箭徑布局4臺，可以實現單芯級、三模塊、五模塊構型，拓展中國火箭型譜。

4)該發動機可衍生為單擺、不擺、氧增壓、氦增壓等多個單機狀態，通過模塊化組合，靈活應用于現有火箭型號，提高火箭的運載能力。

7 結論

130噸級泵后擺發動機是中國首型泵后擺大推力液體火箭發動機，具有大推力、小包絡、高可靠、高性能等特點。該發動機已完成關鍵技術攻關，完成逾1萬秒整機熱試車考核。該發動機對中國火箭運載能力提升、豐富型譜具有重要意義，是中國未來探月及深空探測的動力保障。