新一代运载火箭50吨级氢氧发动机研制进展

郑大勇，王维彬，乔桂玉

（1.南京航空航天大学，南京，210016；2.北京航天动力研究所，北京，100076）

新一代运载火箭50吨级氢氧发动机研制进展

郑大勇1,2，王维彬2，乔桂玉2

（1.南京航空航天大学，南京，210016；2.北京航天动力研究所，北京，100076）

50吨级氢氧发动机是中国为新一代运载火箭研制的首台大推力氢氧发动机。该发动机充分借鉴了中国以往的氢氧发动机研制经验，采用数字化设计手段、极具特点的研制模式以及新材料新工艺技术，突破了一系列关键技术，具有较高的可靠性和性能水平，可大幅提升中国进入空间和利用空间的能力。

新一代运载火箭；氢氧发动机；长征五号

0 引 言

新一代运载火箭，即长征五号（CZ-5）运载火箭是中国新一代无毒、无污染、高性能的大型运载火箭，采用120吨级液氧/煤油发动机、50吨级氢氧发动机和9吨级氢氧发动机作为动力装置[1]。50吨级氢氧发动机是CZ-5运载火箭的芯一级发动机，该发动机是中国首台地面点火启动的大推力氢氧发动机[2，3]。

1 发动机概况

50吨级氢氧发动机采用燃气发生器循环，泵压式供应系统，地面一次启动，由2台独立工作的单机通过机架并联构成，发动机单机地面推力52 t，真空推力70 t[4]。

50吨级氢氧发动机从正式立项开始，先后顺利完成了燃气发生器挤压试验及涡轮泵联动试验，发动机进入全系统试验考核阶段，在完成两次点火试验后，成功进行了首次全系统50 s短程试验，同时完成了可靠性鉴定及抽检验收试验。发动机研制过程如图1所示。

图1 50吨级氢氧发动机研制过程

50吨级氢氧发动机是中国第1台地面点火启动的大推力氢氧发动机，与目前用于CZ-3系列火箭的8吨级上面级氢氧发动机YF-75相比，发动机的推力量级和结构尺寸均有大幅度提高，发动机的设计、生产和试验技术跨度较大。发动机对比情况如图2所示。

图2 50吨级氢氧发动机和8吨级YF-75发动机主要特性参数比较

发动机研制过程中，在充分借鉴中国以往氢氧发动机研制经验的基础上，建立了发动机三维数字化样机，大量采用了CAD、CFD、FEA及多学科优化设计技术等数字化设计手段，优化了发动机总体及组件技术方案，减少了发动机试验数量与类型，有效地提高了发动机研制效率，缩短了研制时间[5～9]。发动机数字化设计技术如图3所示。

图3 发动机数字化设计技术

2 发动机技术方案

2.1 发动机总体方案

50吨级氢氧发动机由2台独立工作的单机并联构成，除控制系统为双机共用外，每台单机各有推进剂供应系统、燃气系统、点火启动系统、增压与伺服机构用气供应系统、遥测系统等5个分系统。发动机系统简图如图4所示。

图4 发动机系统简图

发动机主要特点如下：

a）采用液氢/液氧作为推进剂；

b）由两台单机通过双机机架并联而成，具备双向摇摆能力；

c）采用单台富氢燃气发生器，燃气并联驱动氢氧涡轮；

d）推力室为同轴直流喷嘴，身部为再生冷却，喷管延伸段为排放冷却；

e）燃烧装置采用火药点火器点火，火药启动器起旋涡轮泵。

发动机主要设计指标如表1所示。

表1 发动机主要设计性能指标

2.2 发动机主要组件方案

发动机主要组件包括推力室、燃气发生器、氢涡轮泵、氧涡轮泵、阀门等。发动机及各主要组件模装结构如图5所示。

图5 发动机主要组件

2.2.1 推力室

推力室由头部、身部和喷管延伸段组成。推力室头部采用同轴直流式喷嘴，设置了隔板稳定装置防止高频燃烧不稳定。身部采用锆铜铣槽内壁与电铸镍外壁的再生冷却通道结构方式。喷管延伸段面积比为49，采用排放冷却方式。推力室设计参数如表2所示。

表2 推力室设计参数

2.2.2 燃气发生器

燃气发生器由头部和身部组成，采用了同轴直流式喷嘴，身部不冷却。燃气发生器混合比为0.9，燃气发生器出口燃气温度均匀性良好，下游安装火药启动器。燃气发生器设计参数如表3所示。

表3 燃气发生器设计参数

2.2.3 涡轮泵

氢涡轮泵由两级冲击式超声涡轮、诱导轮和两级离心泵组成。氢涡轮泵转子为柔性转子，工作在二阶与三阶临界转速之间，采用两组高DN值的混合式陶瓷球轴承支撑，通过弹性阻尼支承保证转子工作稳定性。氢涡轮泵设计参数如表4所示。

表4 氢涡轮泵设计参数

氧涡轮泵转速由两级冲击式超声速涡轮、诱导轮和一级离心泵组成。氧涡轮泵转子同样为柔性转子，工作在一阶临界转速与二阶临界转速之间，采用两组双列钢轴承支撑，并通过弹性阻尼保证转子工作稳定性。氧涡轮泵设计参数如表5所示。

表5 氧涡轮泵设计参数

2.2.4 阀 门

发动机液路、燃气路阀门均为气动阀门。推力室氢/氧阀为球阀结构，采用自动抬座的球阀方案。为控制启动过程发动机混合比，推力室氧阀应具有两级调节功能；发生器氢/氧阀、推进剂、泄出阀均为菌阀结构。

3 发动机研制进展

发动机在研制过程中，从发动机组件到整机，从分系统到全系统，有针对性地策划并开展了相对系统和完整的试验研究，试验中暴露的薄弱环节均得到有效解决，发动机的固有可靠性得到进一步提高。发动机试验次数与试验时间情况如图6所示。

图6 发动机试验次数与试验时间曲线

3.1 推力室缩尺件试验

由于缺乏直接进行全尺寸推力室挤压热试车的试验条件，因此发动机设计并生产了缩比推力室研究喷注器结构参数，试验系统设计了一个预混器将液氢和常温气氢混合得到低温气氢，以模拟推力室头部实际介质温度条件，缩比推力室采用水冷身部。整个推力室缩尺件试验共进行了8次，通过试验研究了不同结构参数的喷嘴特性，优选并确定了全尺寸推力室喷注器方案。缩尺推力室试验如图7所示。

图7 缩尺推力室试验

3.2 燃气发生器挤压试验

燃气发生器在进行挤压试验时，发生器室压范围为70%～110%，混合比范围为0.62～1.1。通过燃气发生器挤压试验，验证了燃气发生器的燃烧稳定性和点火特性，确定了燃气发生器的点火工作程序。燃气发生器挤压试验如图8所示。

图8 燃气发生器挤压试验

3.3 涡轮泵联动试验

涡轮泵联动试验前，泵叶轮、动密封、轴承、弹性支撑等涡轮泵核心组件通过了相应的地面台架考核试验。燃气发生器与氧涡轮泵联动试验共进行了2次，第1次为氧泵介质采用液氮试验；第2次为氧泵介质采用液氧试验。2次试验均获得成功。燃气发生器与氢涡轮泵联动试验只进行了1次，由于受液氢安全排放的限制，因此氢泵介质采用液氮，试验顺利完成。

通过涡轮泵联动试验，获得了氢/氧涡轮泵的启动特性和不同工况下的性能特性，燃气发生器和涡轮泵的工作协调性得到考核，发动机具备全系统试验研究条件。燃气发生器与涡轮泵联动试验如图9所示。

图9 燃气发生器与涡轮泵联动试验

3.4 原理性样机试验

发动机组件及分系统试验后期，首台发动机全系统原理性样机完成总装，具备试验条件。发动机在进行冷调试验时，试验介质采用液氢/液氧，除未安装喷管延伸段外，发动机其他状态与全系统状态一致。发动机达到预冷启动条件后，火药启动器、推力室点火工作，但燃气发生器不工作。冷调试验获得了真实状态下推力室冷却夹套的预冷参数，帮助确定了推力室在箱压下的点火时序，同时考核了试验台低温氢气安全排放处理系统，试验获得圆满成功。

冷调试验后，结合发动机动态仿真分析结果与试验情况，制定了发动机全系统原理性样机首次点火启动程序。发动机进行全系统点火试验时，试验时间10 s，工况达到90%，启动参数平稳，混合比控制合理，试验获得圆满成功。在进行50 s短程试验时，发动机达到主级额定设计工况，发动机首台原理性样机试验获得圆满成功。

通过发动机首台原理性样机试验研究，发动机系统及各组件的工作协调性得到初步考核，确定了发动机的启动、关机工作程序，为后续研究奠定了基础。发动机原理性样机试验情况如图10所示。

图10 原理性样机试验情况

3.5 发动机可靠性试验

原理性样机试验后，对发动机开展了可靠性考核试验，策划并实施了一系列针对发动机飞行任务剖面、发动机设计裕度、工作极限边界的研究性试验，大幅提高了发动机固有可靠性。

3.5.1 发动机设计裕度试验

由于生产加工及测量误差，发动机部件特性存在一定偏差，这种偏差通过误差传递的原理影响着发动机整机性能；同时，火箭飞行过程中，由于外界条件的变化也会导致发动机性能出现相应的偏差，使得发动机工作点偏离设计点。针对发动机参数偏差及火箭飞行任务包线工况要求，对发动机开展了性能参数设计裕度试验研究，发动机推力工况范围为88%～110%、混合比为83%～116%，试验参数覆盖火箭飞行工况，表明发动机设计参数具有较大的设计裕度。发动机试验参数包络示意如图11所示。

图11 发动机试验参数包络

3.5.2 发动机重复使用试验

发动机工作循环次数和累计秒数是发动机可靠性的重要参数。发动机设计为地面一次启动，最大工作时间为520 s的火箭芯一级动力装置。在研制过程中，多台发动机进行了多次重复启动试验，循环次数不少于6次，其中1台发动机单机启动达15次，累计工作时间近6000 s无故障，表明发动机具有良好的多次重复使用性能。发动机重复使用情况如图12所示。

图12 发动机重复使用情况

3.5.3 发动机极限边界试验

根据火箭对发动机的使用要求及发动机自身特点，发动机策划并实施了一系列极限边界试验考核，包括长时间循环预冷试验、轴承高温启动试验、涡轮泵真实介质汽蚀试验、飞行过载适应性试验等。例如，发动机首次开展了涡轮泵真实介质下的汽蚀特性试验，在发动机主级工作过程中，通过降低贮箱压力的方法迫使涡轮泵进入汽蚀状态，在汽蚀状态进一步向恶劣情况发展前中止试验，以保护发动机和试车台。发动机涡轮泵汽蚀试验共进行了4次，产品无异常情况，试验成功获得了涡轮泵在液氢、液氧真实介质下的汽蚀特性。

通过极限边界试验，一方面获得了发动机的设计裕度，另一方面暴露出了发动机的薄弱环节，通过对这些薄弱环节的改进设计—试验验证—再次改进的迭代过程，有效地拓宽了发动机的使用范围，提高了发动机的整体可靠性。发动机极限边界试验情况如图13所示。

图13 发动机极限边界试验情况

4 结束语

经过40多年的发展，从首台5吨级上面级氢氧发动机YF-73到50吨级氢氧发动机，目前中国已经基本形成了一套相对完整的氢氧发动机设计、生产和试验的研发体系，在氢氧发动机研制方面积累了丰富的经验。

50吨级氢氧发动机是目前中国推力最大、综合性能水平较高的氢氧发动机，与其他火箭动力一起奠定了中国航天动力的基础，可为未来重大航天活动的开展提供坚实可靠的动力支持，对提升中国进入空间和利用空间的能力具有重要意义。

[1] 李东, 程堂明. 中国新一代运载火箭展望[J]. 中国航天，2008(2): 7-10.

[2] 王桁. 中国液体火箭发动机如何进入21世纪[J]. 中国工程科学, 1999,1(2): 1-5.

[3] 顾明初. 液体火箭发动机研制情况的一些回顾[J]. 导弹与航天运载技术, 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

郑大勇（1978-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为液体火箭发动机总体设计