“长征五号”火箭液氧煤油发动机总体技术

2021-09-25陈建华杨永强李妙婷刘云浩

深空探测学报 2021年4期

陈建华，曹晨，杨永强，李妙婷，刘云浩

（1. 西安航天动力研究所，西安 710100；2. 液体火箭发动机技术重点实验室，西安 710100）

引言

“长征五号”（CZ-5）是中国新一代大型运载火箭，地球同步转移轨道能力达到14 t，近地轨道最大运载能力达到25 t级[1]。已执行发射任务的“长征五号”/“长征-5B”均装配4个助推器，每个助推器均采用YF-100发动机双机并联模式，承担着目前中国空间站建设及深空探测任务。YF-100发动机单机推力为120 t级，具有无毒环保、高可靠性、高性能的特点[2-3]。在“长征五号”助推器上，中国首次采用了双机并联模式，双机自身起动、不同步关机、结构动特性等是研制中需要解决的关键技术。本文简述了“长征五号”助推级液氧煤油发动机的研制历程、技术方案特点以及关键总体技术。从“长征五号”液氧煤油发动机系统设计技术和总体结构设计技术两个方面，重点分析了液氧煤油发动机自身起动点火技术、双机并联大时差不同步关机技术、液氧煤油发动机故障诊断技术、双机并联发动机总体布局特点及结构低频特性。提出了YF-100发动机性能提升的3个主要研究方向。

1 “长征五号”液氧煤油发动机研制概述

1.1 液氧煤油发动机研制历程

20世纪80年代末，为了在航天动力技术领域实现新的突破，中国开始论证新一代运载火箭发动机，开展了液氧烃发动机的研究与论证。90年代，进行了液氧煤油发动机的关键技术攻关。2000年高压补燃循环液氧煤油发动机获准立项[3]，目标是研制出中国120 t级推力的采用高压补燃循环技术的独立基本型火箭发动机，达到飞行试验技术水平，满足新一代运载火箭研制需求，并为今后液氧煤油发动机系列化发展奠定基础。YF-100发动机的研制主要经历了四个阶段，见表1。

表1 YF-100发动机研发历程Table 1 The development history of YF-100 engine

至今，已有56台次的YF-100液氧煤油高压补燃发动机参与了“长征五号”运载火箭的7次发射任务（见表2），YF-100使用维护简单，环境适应性良好，可靠性高。

图1 YF-100双机并联地面试车Fig. 1 Test of YF-100 double parallel engine

表2 “长征五号”运载火箭发射统计Table 2 Statistics of Long March 5 rocket’s launch

1.2 液氧煤油发动机技术方案及特点

“长征五号”运载火箭助推器装配2台YF-100发动机，通过双机助推机架并联而成，远离芯级一侧是外侧发动机，为固定状态；靠近芯级一侧是内侧发动机，为单向摇摆状态。各分机工作原理相同，氧化剂为液氧、燃料为煤油，可通过蒸发器加热箭体供应氦气用于氧贮箱增压。内侧发动机伺服机构以高压煤油作为动力源牵动发动机实现摇摆，为火箭提供俯仰、偏航、滚转等控制力。

发动机采用富氧燃气发生器富燃推力室补燃循环方案，主要由推进剂供应系统、起动点火系统、测控系统、吹除系统、调节系统、推力传递系统等组成，如图2和图3所示。

图2 液氧煤油补燃循环发动机系统图[3]Fig. 2 System diagram of liquid oxygen kerosene staged engine[3]

图3 YF-100发动机单机模式[3]Fig. 3 YF-100 engine single mode[3]

YF-100发动机技术方案具有以下主要特点：①发动机采用无毒、无污染、性能高、价格便宜的液氧和煤油推进剂；②采用富氧发生器补燃循环系统，几乎全部的液氧进入发生器，与少量的燃料燃烧，产生的高压大流量富氧燃气驱动涡轮后进入推力室补燃，提高了推进剂利用率，发动机性能更高；③采用简单、可靠的自身起动、化学点火系统；④具有大范围推力和混合比调节能力；⑤组件通用、产品化程度高，采用模块化结构设计，能适应箭体3.35 m和2.25 m直径内单向摇摆、双向摇摆及不摆的各种要求，发动机结构紧凑，操作空间良好；⑥每台发动机交付前均进行工艺试车，提高了飞行可靠性，并可根据获得的发动机真实性能参数进行弹道预估，飞行控制精度更高。

1.3 液氧煤油发动机关键技术

YF-100发动机通过提高燃烧室压力实现高性能（是常规主发动机燃烧室压力的两倍以上），发动机对起动过程控制要求高，推力室与发生器组织燃烧和冷却困难，涡轮泵等组件工作条件恶劣，研制难度大。研制过程中先后攻克了大推力补燃循环发动机起动及稳定性控制技术、高压大流量推力室稳定燃烧及冷却技术[4-6]、高压大流量高功率涡轮泵技术[7]、大推力液体火箭发动机工况调节技术[8]等80余项设计、制造和试验关键技术。国内外液体煤油发动机性能对比见表3。

表3 国内外液氧煤油发动机性能对比Table 3 Performance comparison of domestic and foreign liquid oxygen kerosene engines

“长征五号”火箭助推模块所采用的双机并联模式，相比于单机模式，内外侧发动机工作时相互影响、结构振动相互耦合、供应系统压力脉动相互耦合、热力环境变化等问题尤为突出。在“长征五号”助推双机并联技术研究过程中，主要突破了助推双机并联总体结构设计技术、双机并联发动机起动技术、双机并联大时差不同步关机技术、双机并联发动机结构动特性设计及试验技术、双机并联发动机热试车技术、火箭窄窗口发射发动机适应性技术等总体关键技术。在型号研制过程中策划并实施了氧化剂入口过滤器夹质试验、氧泵动特性试验、极限氦增压流量供应试车、加注湿态停放延迟点火试车、双机并联技术方案验证等地面大型试验。

2 “长征五号”液氧煤油发动机系统设计技术

2.1 自身起动点火技术

液体火箭发动机的起动过程是一个能量高密度释放的过程。在这一阶段，发动机各组件的工作过程都是非稳态的。发动机所有参数如流量、温度、压力及转速都必须在短暂的时间内（挤压式发动机约为几十分之一秒，泵压式发动机约为2～3 s）从初始状态过渡到主级工作状态，其工作过程极为复杂[9]。同时，起动过程中推力室由富氧状态快速转为富燃燃烧状态，期间需快速跨过推进剂当量混合比，对推力室造成较大的温度冲击。

1）起动方式

液氧煤油发动机起动方式有两种：自身起动和强迫起动，图4为发动机起动方案系统简图。RD-120和RD-170发动机采用贮箱压头的自身起动，NK-33发动机的火药起动器起动、RD-8发动机的气瓶起动、开式循环的RS-27发动机的起动箱起动均为强迫起动。强迫起动需借助外能源起动[10]，包括火药起动器起动方式和气瓶起动方式。火药起动器起动方式需要专门的起动涡轮和火药起动器，结构质量较大，对于需要两次以上起动的发动机较难实现；气瓶起动因所需气体较多，气瓶体积较大，对于要求大推力、多次起动的发动机不太适用。

图4 液氧煤油发动机起动方案简图[2]Fig. 4 Starting schematic diagram of liquid oxygen kerosene engine[2]

YF-100发动机采用反力式涡轮，相比于冲击式涡轮，反力式涡轮工作压比较低，相同输出功率下，反力式涡轮需要更大的流量，若采用火药起动方式则需要质量较大的火药起动器，因此YF-100发动机采用自身起动方式。自身起动系统简单、结构质量轻，但发生器起动点火过程需设置起动工况以便匹配较低的入口压力的要求，同时，推力室点火时刻、速率以及起动工况到主级工况的过渡时间等多个关键参数均要通过严格的热试考核才能确定，研制难度很大。

2）点火方式

火箭发动机有化学点火、火药点火和电火花点火等点火方式。液氧煤油发动机的点火包括发生器点火和推力室点火，根据不同要求一种发动机可以选用不同的点火方式。世界第一台液氧煤油补燃发动机是俄罗斯生产的代号为11D33的发动机，早期采用火药点火方式，后续为了提高可靠性改为了化学点火方式。F-1发动机的发生器采用火药点火，推力室采用化学点火；NK-33发动机的发生器采用化学点火，推力室采用火药点火。YF-100发动机推力室和发生器均采用化学点火方式。

3）双机并联发动机起动点火

“长征五号”助推器供应系统如图5所示，氧路采用隧道管在燃料贮箱底部分岔供应两台发动机，燃料直接由燃料贮箱底部引出，单独供应发动机。经过多次双机并联地面试验，充分验证了双机并联发动机起动技术，确保了YF-100双机并联正常起动。发动机从起动指令下达至发动机推力达到额定推力90%只需约2 s，起动加速性好，起动过程中发动机各参数上升趋势协调，起动品质高。

图5 CZ-5助推器供应系统简图Fig. 5 Schematic diagram of LM-5 booster’s supply system

2.2 双机并联大时差不同步关机技术

“长征五号”助推双机发动机为适应火箭总体需求采用不同步关机的时序，飞行过程中外侧固定发动机先关机，内侧摇摆发动机继续工作一段时间后关机。双机并联发动机的不同步关机会产生以下不利影响：①液氧受热产生气泡：由于发动机周围真空羽流加热效应，外侧固定发动机关机后，内腔液氧可能产生气泡，存在通过供应系统进入内侧单摆发动机入口的风险，造成内侧单摆发动机氧泵汽蚀；②关机水击：由于两台发动机液氧入口管相互连通，固定发动机关机造成的水击压力会传播至单摆发动机入口，使单摆发动机入口压力快速升高，对继续工作的单摆发动机入口组件及泵密封组件工作造成影响。

为了测试液氧入口存在气泡的极限工况对发动机工作过程的影响，在液氧入口不同夹气量条件下，进行了多次发动机地面试验。当液氧入口夹气量0.5%～3%时，液氧夹气将引起液氧密度下降、氧化剂主泵扬程降低，导致发动机推力下降、转速升高、涡轮入口燃气温度增加，但变化量较小，发动机适应性较好。

为了研究关机水击对发动机工作过程的影响，对不同步关机造成的发动机入口压力升高效应进行仿真分析，结果如图6～7所示。先关闭一台发动机，所造成的水击压力基本均传给了另一台仍在工作的发动机，使该台发动机氧入口压力升高至2.4 MPa，燃料入口压力升高至1.4 MPa。之后进行了双机并联发动机大时差不同步关机地面试验，结果显示：后关机发动机的氧入口压力升高至1.5 MPa，燃料入口的压力升高至1.1 MPa，且入口压力升高效应只持续约0.4 s。试验和仿真均证明虽然不同步关机对后关发动机造成氧路和燃料路压力相应升高，但其影响程度非常有限，发动机参数波动幅度较小，且很快平衡在新工况下继续工作，双机并联发动机对大时差不同步关机适应性良好。

图6 不同步关机氧入口压力变化Fig. 6 Oxygen inlet pressure of engine with asynchronous shutdown

图7 不同步关机燃料入口压力变化Fig. 7 Fuel inlet pressure of engine with asynchronous shutdown

2.3 液氧煤油发动机故障诊断技术

发动机在线异常检测和故障诊断方法分为试车台在线异常检测方法和飞行在线故障诊断方法。

现有的试车台异常检测方法是红线关机系统，通过监测发动机关键参数，当参数异常超阈值时，发出发动机关机指令[11]。参数检测阈值，也就是红线，是在发动机研制过程中确定的特定工况下发动机参数的正常范围。同时，由于发动机测量数据中存在背景噪声，当信噪比较低时，红线系统容易误报警，从而造成发动机异常停机。如果不恰当地放宽阈值，会增加发动机的漏检率，存在对发动机造成不可修复损伤的可能性。

由于双机并联试车次数较少，所以试车故障诊断系统对发动机及试车台至关重要。为了满足双机试车故障诊断的要求，在以往单机故障诊断方法的基础上，提出了一套系统同时监控两台发动机参数的方案。两组检测参数均传输给故障监控计算机，由其分别对两组参数进行诊断，当检测到任意一台发动机异常时，给控制系统发出关机信号，控制系统同时给两台单机发送关机指令。该方法的优点是系统简单，安全性高，缺点是无法准确定位故障发动机并实现只关故障发动机的功能。

飞行在线发动机故障诊断系统是搭载于航天飞机或运载火箭的发动机在线健康监控系统。具有代表性的是航天飞机搭载的红线关机系统[12]、实时振动监测系统[13]（Real-Time Vibration Monitoring System，RTVMS）、航天飞机主发动机健康管理系统（Health Monitoring System，HMS）和先进健康管理系统[14]（Advanced Health Management System，AHMS）等，当诊断系统发现发动机存在重要参数异常时，航天飞机控制系统会关闭故障发动机并进行故障隔离，保全航天飞机乃至航天员的安全，并进行动力重构，争取完成发射任务。法国和德国也分别研制了飞行在线发动机监控系统[15-16]，并将该系统搭载于“阿里安5”（Ariane 5）运载火箭上。其中比较典型的是：①1985年，挑战者号航天飞机发射时，3台SSME中的一台因温度过高被故障监测系统提前关机，控制系统通过动力重构，将航天飞机送入较低的轨道，并随后安全返回地面（1986年因固体助推器故障，飞行失利）；②2020年，SpaceX公司采用“猎鹰9号”火箭发射后，一级九台发动机中一台发生故障，故障诊断系统及时发现故障并关闭了故障发动机，随后进行动力重构并成功将主要载荷（货运飞船）送入正确轨道。

中国目前的发动机故障诊断技术应用较少，只有应用于发动机试车台的红线关机系统。红线关机系统具有简单、实用、可靠等优点，但方法单一、功能简单、测量参数有限，只能满足发动机基本的测试试验和研制需求。为了进一步提高发动机试车的安全性、降低研制费用，需要研发可靠性好、敏感性高、适应性强的发动机试车台在线故障检测系统。同时，研制适用于液氧煤油高压补燃发动机的高可靠性飞行在线发动机故障诊断系统和发动机健康管理系统，对于提升火箭发射可靠性意义重大。

3 “长征五号”液氧煤油发动机总体结构设计技术

3.1 双机并联发动机总体布局特点

发动机总体结构设计技术是按各组件在系统中的功能和作用进行结构协调，并实现推力传递、推力矢量控制等功能，同时使发动机的结构质量、外廓尺寸等性能指标达到最优化的关键技术；总体结构设计的可靠性直接影响着发动机以及火箭的可靠性。

“长征五号”助推器发动机总体布局（见图8）充分继承发动机单机总装布局方案，最大程度提高通用性和模块化程度。在兼顾紧凑性和开敞性的同时，合理利用有限的空间，尽量减小发动机的外廓尺寸；在满足装配、维修、气密性检查、电气检查、点火导管更换检查要求的前提下，实现结构质量合理分布，提高结构的抗震性。“长征五号”助推器发动机总体布局具有以下特点：

图8 YF-100发动机双机模式[3]Fig. 8 YF-100 engine double parallel mode[8]

1）为满足机架结构、性能要求和解决发动机低频结构谐振问题，机架和常平座采用一体化设计；

2）气源装置采用模块化集成方案，便于装配、检查、维护；

3）双机之间增加连接组件，提高整机结构刚度；

4）发动机机械接口按使用功能性集中布置，优化接口布局；

5）发动机单机状态安装防火裙连接装置，以满足飞行状态热防护要求。

3.2 液氧煤油发动机结构低频特性

大型运载火箭结构的纵向固有频率在10 Hz以内，中国“长征-2E”运载火箭飞行过程中，工作在这个范围的时间长达120多s[17-19]。如果发动机结构也存在10 Hz频率以下的结构低频振型，发动机与箭体就有可能产生低频谐振，甚至激发POGO问题，对火箭安全构成风险。在火箭设计过程中，发动机固有频率偏低给火箭控制系统设计造成了困难，结构低频特性是影响火箭和发动机结构可靠性的重要问题。

为解决YF-100发动机研制过程中存在的局部结构低频问题，在试验室和试车台条件、3种状态下共进行了9台次整机模态试验，测试确定了发动机的整机模态，为仿真模型的初步建立提供依据。模态试验见图9。

图9 YF-100发动机模态试验Fig. 9 The modal test of YF-100 engine

在模态试验基础上建立发动机整机结构动特性仿真模型，其中：①发动机涡轮泵采用集中质量参数模型；②推力室采用壳单元；③喷管采用等效的分布参数模型；④伺服机构采用杆单元；⑤机架采用实体单元。针对单机状态进行了模态试验验证，仿真和试验结果见表4。由表可见，发动机前三阶模态频率仿真值与试验值偏差均较小，特别是第一阶模态频率偏差仅为1.6%，验证了仿真模型的有效性和准确性。

表4 单机状态模态分析结果与试验值对比Table 4 Comparison of analysis results and test values for YF-100 engine

以仿真模型为基础，通过对敏感因素的结构灵敏度仿真分析，经过百余种结构方案改进与优化，具体措施包括：①机架常平座一体化设计；②增加常平座摇摆方向的刚度。改进后发动机单机状态第一阶模态频率增加约3 Hz。

由于YF-100双机并联结构复杂且尺寸较大，无法在试验室对其固支状态进行模态试验，但发动机试车台上模态试验结果中包含了试车台对双机结构低频特性的影响。为此，以结构模态综合法为理论基础，结合单机固支状态模态试验和该状态下数值仿真研究，通过对比分析仿真结果与试验结果，建立了准确的双机数值仿真模型，进行了双机固支状态结构低频特性仿真计算，结果如图10所示。计算结果表明，双机并联发动机前3阶模态振型分别是：1号发动机Y方向振动，两台发动机X方向反向振动，2号发动机Y方向振动，前三阶模态频率分别为13.7、14.2 和14.5 Hz。各阶模态振型中喷管处的振幅最大，为提高双机并联发动机的结构固有频率，应重点关注喷管的支撑刚度。