130吨级泵后摆高压补燃液氧煤油发动机关键技术研究

2022-08-26刘站国吕发正高乐乐

载人航天 2022年4期

李斌，刘站国，吕发正，高乐乐，张淼

(1.航天推进技术研究院，西安 710100；2.西安航天动力研究所，西安 710100)

1 引言

随着载人登月探测计划的提出及新一代载人运载火箭方案论证需求，按照航天发展、动力先行的方针，作为新一代载人运载火箭的主动力装置，泵后摆发动机基于机架的布局方式，将摇摆软管设置在推力室燃气、燃料路，进行推力矢量控制时只有推力室及与其相连的管路摇摆。随着发动机推力和推进剂流量的不断提高，发动机泵后摆方案质量偏心小、摇摆包络小、摇摆组件易于布局等优点更加突出。

早期高温高压摇摆软管生产工艺技术的滞后限制了泵后摆的应用。20世纪80年代，俄罗斯对高温高压摇摆软管技术率先取得突破，先后研制了RD-170、RD-180、RD-191等泵后摆方案的高压补燃大推力液氧煤油发动机。

130吨级泵后摆高压补燃液氧煤油发动机(简称130吨级泵后摆发动机)是中国首型采用泵后摆方案的大推力火箭发动机。该发动机以现役的120吨级高压补燃液氧煤油发动机(简称120吨级发动机)为基础研制，120吨级发动机是泵前摆，摇摆时涡轮泵、推力室等主要组件均一并摇摆。120吨级发动机研制成功改变了中国长期仅依靠有毒推进剂进行航天发射活动的历史，大幅提高了液体火箭发动机综合性能，实现了液体动力技术代的跨越。130吨级泵后摆发动机充分继承了120吨级发动机技术基础，采用泵后摇摆方案，推力提升，系统及部分组件进行了优化，并采用了机电伺服控制、新型密封、新材料、新工艺等一系列创新技术。

本文对130吨级泵后摆发动机研究的技术方案、组件研制及主要验证试验进行探讨，并对130吨级发动机的应用前景进行展望。

2 120吨级发动机

120吨级发动机为中国新一代CZ-5、CZ-6、CZ-7、CZ-8等系列运载火箭主动力装置，是我国独立自主研制的首型百吨级高压补燃液氧煤油发动机。

该发动机的海平面推力为1188 kN、海平面比冲为2942 m/s、混合比为2.60，具有推力、混合比调节能力。120吨级发动机采用富氧高压补燃循环方式、单推力室、反力式主涡轮驱动、主涡轮氧泵煤油泵同轴、化学点火、自身起动等技术方案。为防止两主泵气蚀，设置氧、煤油预压泵。

该发动机可进行多次重复试车，每台发动机交付火箭前均进行短程校验试车，验证产品结构可靠性及性能数据。采用补燃循环系统泵前摆布局，按照模块化、通用化、系列化设计思想开展设计与研制，满足3.35 m、2.25 m不同箭径布局安装要求。以单向摇摆状态作为基本型发动机，并衍生出双向摇摆状态和不摆状态共3种状态、四型单机，通过不同状态单机与机架模块化组合，运用于新一代运载火箭系列。图1为120吨级发动机外形图。

图1 120吨级液氧煤油发动机[3]Fig.1 The 120-ton LOX/kerosene engine[3]

3 130吨级泵后摆发动机

3.1 研制历程

为满足新一代载人运载火箭(登月火箭)的动力需要，2015年9月，完成燃气摇摆装置等关键组件原理性试验验证；2015年10月，启动发动机方案论证和工程设计工作；2017年5月，完成首台整机原理性验证热试车。2022年6月，已完成13台、逾30次、逾1万秒整机热试车考核。

3.2 技术方案及指标

在燃气主路设置燃气摇摆装置，在燃料主路设置燃料摇摆装置以及其他气液路摇摆补偿装置，仅通过推力室摇摆实现推力矢量控制。图2为130吨级发动机系统原理图。130吨级泵后摆发动机同120吨级双向摇摆发动机主要技术指标对比见表1。

图2 130吨级泵后摆发动机系统原理图Fig.2 Schematic diagram of the 130-ton pump rear swing engine

表1 发动机的主要技术指标Table 1 Main technical indicators of the engine

3.3 技术特点

1)结构包络及摇摆包络小，在5 m箭径内可布7台，120吨级发动机在5 m箭径内仅可布4台。130吨级泵后摆发动机显著提高箭体单位面积内可以产生的推力；

2)通过氧泵减振等组件状态优化、断电断气后工况自维持、冗余关机等系统方案优化，提升了发动机整体可靠性；

3)通过伺服机电控制技术的应用，实现了大范围、高精度、快速、连续工况调节能力，为火箭系留点火、动力重构等技术应用创造了必要条件；

4)采用泵后摆布局后，发动机摇摆部分偏心消除，摇摆过程对伺服机构的力矩需求降低50%；

5)由于泵后摆布局发动机摇摆部分质量减小等原因，发动机整机一阶频率提高至14 Hz，发动机-伺服机构小回路动特性大幅改善(要求不低于10 Hz)；

6)推力提升、结构减重；

7)采用健康诊断系统，监控发动机状态，识别出发动机故障时，则紧急关机。

4 关键技术研究

4.1 泵后摆总体布局技术

泵后摆布局基于机架的布局方式，发动机主要组件固定方案与泵前摆发动机差异明显。发动机总体布局兼顾小包络、开敞性、通用化需求。

为实现仅摆动推力室，在涡轮出口设置了大通径、高压、高温燃气摇摆装置，将涡轮做工后的高温、高压富氧燃气供应到推力室，在推力室燃料入口管路上设置2个高压燃料摇摆装置。3个摇摆装置(2个燃料摇摆装置和1个燃气摇摆装置)的摇摆中心共面，实现推力室围绕燃气摇摆装置中心摇摆。

为实现结构模块化，提高装配效率和精度，设计燃气弯管连接涡轮泵和燃气摇摆装置，包括燃气摇摆装置与推力室连接，均采用法兰连接，为此研制了专门的大通径自紧式特型密封，以确保燃气路密封可靠。

发动机通过燃气摇摆装置上端面将推力传递到机架，为适应发动机多种需求的机架安装结构，设置了一个轻质化通用传力环。通过与总体一体化设计，登月火箭用的发动机采用单机六点杆式机架与总体对接。

将发动机的控制与吹除气源和相关阀门、管路设计为单独的通用模块，固定在机架上，通过管路与被控阀门连接。

图3为该发动机总体布局图。

图3 130吨发动机总体布局[6]Fig.3 Overall layout of the 130-ton engine[6]

4.2 摇摆补偿装置技术

摇摆补偿装置包括燃气摇摆装置、燃料摇摆装置、金属软管等(图4)。

图4 燃气摇摆装置总体结构Fig.4 Overall structure of gas swinging device

燃气摇摆装置是传递发动机推力、补偿摇摆变形、实现发动机泵后摇摆的关键组件。该组件需满足约300 kg/s、23 MPa、750 K的富氧燃气过流、摇摆补偿、结构传力的要求，热流大、结构载荷恶劣。

利用推力室产生的推力抵消摇摆软管分离力，优化摇摆软管直径，使燃气摇摆装置传力结构承力最小；结构内设计液氧冷却夹层，形成气膜，有效降低摇摆软管工作温度，并缓冲燃气压力脉动；通过采用多层波纹管、波纹管波形和铠装环型面优化，摇摆软管在确保承载的同时，具有良好的柔性，减小了发动机摇摆力矩。

为对燃气摇摆装置承载能力和极限摇摆寿命进行验证，试验中向燃气摇摆装置加载模拟推力，内腔充高压液体，充压摇摆过程中调节内压，补偿燃气摇摆装置内腔容积变化导致的压力变化。通过不同角度、不同频率、长时间摇摆动作测试验证了结构可靠性。图5为该试验现场图。

图5 燃气摇摆装置试验现场Fig.5 Experimental site of gas swing device

燃料摇摆装置设置于煤油一级泵后，具有输送高压工作介质、补偿管路变形的功能。需同时满足约110 kg/s、36 MPa常温煤油的过流、摇摆补偿要求，结构承受工作介质产生的轴向分离力。图6为该组件结构示意图。

图6 燃料摇摆装置总体结构示意图Fig.6 Overall structure sketch of fuel swing device

采用摇摆软管内置于常平座的方案，并优化结构通径，经承载能力和极限摇摆寿命试验验证，实现了燃料摇摆装置的可靠工作。

4.3 大范围快速高精度变工况技术

火箭发动机点火后，先进行发动机及火箭其他组件工作状态的健康诊断，诊断正常后火箭起飞，可有效提高火箭发射可靠性。这需要发动机起动过程中，先起动至初级工况(不低于70%工况)，火箭健康诊断正常后，发动机转至额定工况，火箭起飞。

推力调节系统通过控制系统对发动机流量调节器电机组件进行快速高精度闭环调节，改变发动机流量调节器开度，进而改变燃气发生器的煤油流量，实现发动机推力调节。

发动机初级工况调节至额定工况不超过0.5 s，不同台发动机间起动同步性不大于50 ms。

发动机起动后可根据任务需要实现65%～105%大范围工况快速连续调节。图7为该发动机某次试验工况条件示意图。依据热试车结果对发动机工况调整修正后，每台发动机大范围变工况性能精度不低于1.5%。

图7 发动机工况调节示意图Fig.7 Schematic diagram of engine working condition regulation

通过快速调节发动机工况至工况不能自维持，可实现发动机冗余关机。

该技术为火箭动力重构、节流飞行等优化控制创造了条件，可应用于发动机混合比飞行过程在线调节。

为适应大范围工况变化，对燃气发生器开展了仿真和试验研究，对涡轮泵开展了宽范围的水力试验，对氧泵轴承开展了低温重载运转试验研究。

4.4 氧泵减振技术

振动对小管路、电气产品结构可靠性有重要影响。

大功率氧泵是发动机最重要的振源之一。通过分析，氧泵的振动主要来源于氧泵扩压器出口的压力波动。采用管式扩压器后，在保证扬程效率不变的情况下显著降低动静干涉流体激振现象(图8)，有效降低了氧泵振动。整机热试车表明，氧泵出口脉动压力降低40%～50%，氧泵振动各向RMS值降低20%～30%。

图8 氧泵流场压力云图Fig.8 Pressure cloud of flow field in oxygen pump

4.5 系统稳定性技术

液氧煤油补燃循环发动机功率密度高，为实现高可靠性，必须彻底解决发动机各种频率的振荡问题，对系统稳定性技术提出了更高的要求。130吨级泵后摆发动机针对流量调节器燃料供应回路振荡、氧系统低频振荡、低工况发生器供应系统振荡以及燃烧稳定性等方面开展了大量研究。

流量调节器燃料供应回路是补燃循环发动机控制和稳定推力的关键系统，为了解决流量调节器起动过程流量供应振荡问题，通过改进流量调节器滑阀结构，消除了90 Hz低频振荡。发动机采用燃气驱动预压涡轮泵方案，驱动燃气与液氧掺混冷凝过程容易与输送管路形成氧系统低频振荡，通过改进燃气掺混孔结构，解决了氧系统低频振荡问题。通过对燃气发生器结构调整和改进，识别了发生器燃烧稳定性机理，为彻底解决低工况供应系统振荡和燃烧稳定性奠定了基础。

5 整机热试车验证

火箭发动机作为一项特殊的工程产品，其方案可行性、结构及性能可靠性必须通过试验来验证。2022年6月，已完成13台、逾30次、逾1万秒整机热试车考核。

130吨级泵后摆发动机试车多次考核了发动机摇摆动作能力，验证了总体结构布局、燃气摇摆装置、燃料摇摆装置等组件结构可靠性；考核工况覆盖50%～105%工况，验证了发动机长程高/低工况工作、快速高精度变推力、起动特性裕度、推进剂入口条件边界、分级起动、冗余关机、氧泵减振等组件优化等项目。图9为发动机整机热试车。