我國(guó)大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展思考

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(北京航天動(dòng)力研究所，北京 100076)

0 國(guó)外氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展歷程與啟示

在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域，氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)目前具有最高的比沖性能，而且具有環(huán)保無污染的顯著特點(diǎn)，無論在一次性使用運(yùn)載火箭還是未來可重復(fù)使用運(yùn)載器中都占有重要地位，是世界航天強(qiáng)國(guó)的重要技術(shù)標(biāo)志之一。

從1958年美國(guó)開始研制世界上第一臺(tái)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)RL-10至今，氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)用于火箭推進(jìn)已有半個(gè)多世紀(jì)的歷史(見表1)?？v觀其發(fā)展歷程，可大致分為3個(gè)階段。

第一個(gè)階段為20世紀(jì)50年代末到70年代初。這一階段是氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的起步發(fā)展時(shí)期，發(fā)動(dòng)機(jī)推力均不大，各種循環(huán)方式全面發(fā)展，主要用于運(yùn)載火箭的上面級(jí)。代表型號(hào)有美國(guó)的RL-10和J-2、蘇聯(lián)的RD-56、歐洲的HM-7和日本的LE-5，推力量級(jí)多在10t左右。這一階段各國(guó)及組織機(jī)構(gòu)通過小推力發(fā)動(dòng)機(jī)的研制，基本掌握了氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)、生產(chǎn)和試驗(yàn)技術(shù)，為后續(xù)研制更大推力的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)奠定了良好基礎(chǔ)。

第二階段為20世紀(jì)70年代中期至80年代末。這一階段是氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的高速發(fā)展時(shí)期，其突出特點(diǎn)是追求更大的推力、更高的性能。代表型號(hào)有美國(guó)的SSME、蘇聯(lián)的RD-0120、歐洲的Vulcain和日本的LE-7，推力量級(jí)為100t～200t。為了實(shí)現(xiàn)高性能，發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)方案以補(bǔ)燃循環(huán)為主。美國(guó)的SSME發(fā)動(dòng)機(jī)還提出了多次重復(fù)使用的目標(biāo)，其技術(shù)先進(jìn)性達(dá)到了氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的高峰。

第三階段為20世紀(jì)90年代至今。這一階段為氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的全面發(fā)展時(shí)期。其特點(diǎn)是百花齊放，各種推力量級(jí)、各種循環(huán)方式均有全面發(fā)展，并且發(fā)動(dòng)機(jī)在追求性能的同時(shí)，也更加注重可靠性與研制成本。例如日本在LE-7研制成功后，為了降低成本，提高可靠性，發(fā)展了簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)的LE-7A。美國(guó)在擁有了高水平的SSME后，發(fā)展了低性能低成本的RS-68。Vulcain、RL-10、J-2則不斷進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)，提高性能的同時(shí)提高可靠性。此外，閉式膨脹循環(huán)開始向20t推力量級(jí)發(fā)展，日本還獨(dú)辟蹊徑發(fā)展了開式膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)。

表1 國(guó)外氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)與發(fā)展歷程[1-9]

總結(jié)國(guó)外氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展歷程，有3點(diǎn)啟示：

1)從技術(shù)發(fā)展的角度看，氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)并不存在一個(gè)明確的從簡(jiǎn)單的發(fā)生器循環(huán)到膨脹循環(huán)再到復(fù)雜的補(bǔ)燃循環(huán)的發(fā)展趨勢(shì)，各個(gè)國(guó)家和組織的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)都是當(dāng)時(shí)火箭總體需求與各國(guó)自身技術(shù)和工業(yè)基礎(chǔ)以及發(fā)展策略相結(jié)合的產(chǎn)物。例如：美國(guó)先發(fā)展的是膨脹循環(huán)，然后才發(fā)展了發(fā)生器循環(huán)，在航天飛機(jī)發(fā)展出補(bǔ)燃循環(huán)后，20世紀(jì)90年代又回到發(fā)生器循環(huán)；俄羅斯則一開始就發(fā)展了最復(fù)雜的補(bǔ)燃循環(huán)，而后才是膨脹循環(huán)，沒有研制發(fā)生器循環(huán)；日本較為循序漸進(jìn)，從一開始的發(fā)生器循環(huán)逐步發(fā)展出膨脹循環(huán)和補(bǔ)燃循環(huán)，并且走出了一條具有自身特色的開式膨脹循環(huán)道路；歐洲則一直秉持發(fā)生器循環(huán)技術(shù)，目前正在發(fā)展膨脹循環(huán)技術(shù)；印度開始引進(jìn)的是補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，但最新發(fā)展的卻是發(fā)生器循環(huán)。如果對(duì)發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行總結(jié)，早期的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)更關(guān)注性能，目前則對(duì)可靠性與經(jīng)濟(jì)性有更多的綜合考量。

2)不同循環(huán)方式的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)有各自的特點(diǎn)和最為適用的領(lǐng)域。補(bǔ)燃循環(huán)代表當(dāng)前技術(shù)上的最高水平，最適用的領(lǐng)域是大推力的基礎(chǔ)級(jí)，因?yàn)橹挥兴軌蛲瑫r(shí)實(shí)現(xiàn)大推力和高室壓，從而達(dá)到高性能，代表發(fā)動(dòng)機(jī)有SSME、RD-0120、LE-7，推力在100t～200t。膨脹循環(huán)則特別適用于中小推力的上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)，是上面級(jí)的主流發(fā)展方向，代表發(fā)動(dòng)機(jī)有RL-10、RL-60、Vinci、RD-0146，推力范圍在10t～20t。發(fā)生器循環(huán)適合各種推力量級(jí)，技術(shù)和比沖水平相對(duì)較低，代表發(fā)動(dòng)機(jī)有HM-7B、Vulcain2、RS-68、J-2X等。

3)國(guó)外氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)十分注重在好的平臺(tái)基礎(chǔ)上不斷改進(jìn)提高和擴(kuò)展應(yīng)用。例如RL-10從20世紀(jì)60年代首飛后就一直在改進(jìn)，從RL-10到RL-10A/B/C，有十幾個(gè)版本，性能不斷提高并應(yīng)用于各種不同的火箭。J-2也在改進(jìn)成J-2S再到現(xiàn)在的J-2X。RD-56改進(jìn)成了RD-56M，HM-7改進(jìn)成HM-7B，Vulcain改進(jìn)成Vulcain2，LE-5改進(jìn)成LE-5A/B，LE-7改進(jìn)成LE-7A。

1 國(guó)內(nèi)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展現(xiàn)狀與差距

我國(guó)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展歷史基本是一個(gè)學(xué)習(xí)改進(jìn)與繼承創(chuàng)新的過程。

最早的XX-73(～1976年)，用于長(zhǎng)三火箭上面級(jí)，真空推力4t，采用發(fā)生器循環(huán)，一套渦輪泵帶4個(gè)小推力室，真空比沖較低，只有420s，相當(dāng)于歐洲早期的HM-4。

到了長(zhǎng)三甲的上面級(jí)(～1986年)，發(fā)展了8t推力的XX-75發(fā)動(dòng)機(jī)，延續(xù)了發(fā)生器循環(huán)方案，采用單推力室結(jié)構(gòu)，通過增大面積比，真空比沖達(dá)到438s，類似于歐洲的HM-7。

到了21世紀(jì)的新一代運(yùn)載火箭長(zhǎng)征五號(hào)，芯一級(jí)和芯二級(jí)均采用氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)。芯一級(jí)要求推力比較大，發(fā)展了發(fā)生器循環(huán)的XX-77，真空推力70t，真空比沖為430s。芯二級(jí)對(duì)比沖性能要求比較高，采用了在XX-75基礎(chǔ)上改進(jìn)為膨脹循環(huán)方案的XX-75D發(fā)動(dòng)機(jī)，在面積比不變的情況下，比沖提高到了442s。

在XX-77之前的大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)階段，國(guó)內(nèi)也跟蹤關(guān)注了氫氧補(bǔ)燃循環(huán)技術(shù)，進(jìn)行了Da-76發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)先研究。Da-76發(fā)動(dòng)機(jī)采用接近于LE-7的補(bǔ)燃循環(huán)技術(shù)方案，設(shè)計(jì)真空推力50t，最終的全系統(tǒng)驗(yàn)證試驗(yàn)未能成功。

總的來說，國(guó)內(nèi)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)與國(guó)外相比有一定的差距，主要體現(xiàn)在：

1)推力偏小。國(guó)內(nèi)目前最大推力的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)真空推力僅70t。不僅與美俄兩國(guó)200t～300t的推力差距很大，和歐洲、日本的百噸級(jí)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)相比也有不小差距。

2)性能偏低。國(guó)內(nèi)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)比沖未超過445s，和國(guó)外最高水平相差近20s。推重比基本在40～50，與國(guó)外氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)相比差10～20。一方面是因?yàn)槲覈?guó)尚未掌握補(bǔ)燃循環(huán)技術(shù)；另一方面即使是同種循環(huán)方式的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)，我國(guó)在設(shè)計(jì)和材料工藝水平等方面也與國(guó)外有一定差距，導(dǎo)致比沖和推重比水平偏低。

3)功能單一。國(guó)內(nèi)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)至今尚未掌握火炬點(diǎn)火和大范圍推力調(diào)節(jié)技術(shù)，使得氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)在各類航天運(yùn)載器中的應(yīng)用受到一定限制。

4)研制周期長(zhǎng)。國(guó)內(nèi)幾型氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的研制普遍耗時(shí)較長(zhǎng)，這與我國(guó)的工業(yè)技術(shù)基礎(chǔ)以及研保條件建設(shè)通常落后于工程研制需求有一定關(guān)系。

2 重型運(yùn)載火箭大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案

如果以入軌能力百噸為標(biāo)志，目前國(guó)外稱得上重型運(yùn)載火箭的只有美國(guó)早期的土星Ⅴ、航天飛機(jī)，中途下馬的戰(zhàn)神Ⅴ，正在研發(fā)的SLS，以及俄羅斯早期失敗的N1和擱淺的能源號(hào)。這些火箭都應(yīng)用了大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)。

土星Ⅴ二級(jí)采用5臺(tái)、三級(jí)采用1臺(tái)J-2發(fā)動(dòng)機(jī)。航天飛機(jī)芯一級(jí)采用3臺(tái)SSME(RS-25)發(fā)動(dòng)機(jī)。能源號(hào)芯一級(jí)采用4臺(tái)RD-0120發(fā)動(dòng)機(jī)。這三型火箭都已成功飛行。

戰(zhàn)神Ⅴ芯一級(jí)采用5臺(tái)RS-68發(fā)動(dòng)機(jī)，上面級(jí)采用J-2X發(fā)動(dòng)機(jī)。SLS芯一級(jí)采用3～5臺(tái)改進(jìn)的RS-25D(SSME)發(fā)動(dòng)機(jī)，二級(jí)采用1～3臺(tái)J-2X發(fā)動(dòng)機(jī)。這兩型火箭一個(gè)下馬，一個(gè)正在研制，但是其配套的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)基本成熟，方案可行。

N1火箭一二級(jí)應(yīng)用了大量液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，三級(jí)采用D-57氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)。在當(dāng)時(shí)條件下，液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)推力不夠大、技術(shù)不夠成熟，火箭可靠性不高，研制失敗。

我國(guó)重型運(yùn)載火箭歷經(jīng)多年論證，在發(fā)動(dòng)機(jī)的選型上多有爭(zhēng)論?？偟膩砜矗捎么笸屏溲醢l(fā)動(dòng)機(jī)的重型運(yùn)載火箭入軌能力更強(qiáng)。但不管怎樣，對(duì)于氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的核心要求都是大推力，性能和可靠性盡可能高，成本盡可能低。同時(shí)，還需要能夠有力牽引和帶動(dòng)國(guó)內(nèi)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)水平和研發(fā)水平的提升，并且具備未來擴(kuò)展應(yīng)用的潛力。

在論證過程中，對(duì)大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)采用200t級(jí)補(bǔ)燃循環(huán)、200t級(jí)發(fā)生器循環(huán)、100t級(jí)補(bǔ)燃循環(huán)、100t級(jí)發(fā)生器循環(huán)也進(jìn)行了對(duì)比分析,如表2所示。

經(jīng)過分析，重型運(yùn)載火箭芯二級(jí)可采用兩臺(tái)220t級(jí)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)。發(fā)動(dòng)機(jī)采用補(bǔ)燃循環(huán)技術(shù)方案，單富氫預(yù)燃室并聯(lián)驅(qū)動(dòng)雙渦輪泵，具備雙向搖擺、多次起動(dòng)和推力調(diào)節(jié)能力，設(shè)計(jì)真空比沖可以達(dá)到453s。該發(fā)動(dòng)機(jī)與國(guó)際上成功應(yīng)用的大推力補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的特點(diǎn)比較如表3所示。

表2 重型運(yùn)載火箭芯二級(jí)用不同方案氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案對(duì)比

表3 220t補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方案與國(guó)外大推力補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)比

220t級(jí)補(bǔ)燃?xì)溲醢l(fā)動(dòng)機(jī)借鑒了世界上最優(yōu)秀且已成功研發(fā)的兩型大推力補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)SSME和RD-0120的技術(shù)方案優(yōu)缺點(diǎn)，并充分考慮了國(guó)內(nèi)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)基礎(chǔ)和技術(shù)繼承性，性能參數(shù)和技術(shù)難度處于適中水平，但高于日本的LE-7A。發(fā)動(dòng)機(jī)采用單機(jī)模塊化設(shè)計(jì)、再生冷卻噴管段可地面滿流、且具備多次點(diǎn)火和推力調(diào)節(jié)功能，可以方便地?cái)U(kuò)展應(yīng)用于其他火箭和重型運(yùn)載火箭芯一級(jí)，具有很強(qiáng)的后續(xù)發(fā)展?jié)摿Α?/p>

從補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)原理來說，220t級(jí)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)還可以采用一種全流量補(bǔ)燃循環(huán)的技術(shù)方案，即設(shè)計(jì)兩個(gè)預(yù)燃室，一個(gè)富氫一個(gè)富氧，分別驅(qū)動(dòng)兩個(gè)渦輪泵。由于推進(jìn)劑能量得到全部利用，理論上室壓可以進(jìn)一步提高約10%，從而可以將比沖性能進(jìn)一步提高2s左右。但與此同時(shí)，也將帶來富氧燃燒研制難度大、兩預(yù)燃室匹配控制難度大，發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量大且對(duì)試驗(yàn)設(shè)備能力要求高等問題。美國(guó)在2000年左右開展了預(yù)先研究后中止，蘇聯(lián)擁有成熟的液氧煤油富氧燃燒經(jīng)驗(yàn)也沒有發(fā)展相關(guān)技術(shù)。

此外，如果二三級(jí)通用一型推力100t左右氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)則需要考慮以下幾個(gè)方面：1)從型譜上說，真空100t推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)與目前國(guó)內(nèi)70t推力XX-77能力上重疊，未來擴(kuò)展應(yīng)用的潛力也相對(duì)較弱；若提升至與Vulcain2相當(dāng)?shù)?30t左右，用于三級(jí)又偏大；2)從技術(shù)上說，100t推力發(fā)展補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)，性能非最優(yōu)(日本LE-7A是明證，主要原因是渦輪泵流量小，渦輪和泵效率均難以提高，使得發(fā)動(dòng)機(jī)室壓和比沖難以提高)；3)發(fā)展發(fā)生器循環(huán)方案技術(shù)最成熟，但對(duì)我國(guó)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展的牽引帶動(dòng)能力也最弱；4)發(fā)展開式膨脹循環(huán)技術(shù)上可行，但性能不高，技術(shù)帶動(dòng)性也比較弱。

因此，發(fā)展220t級(jí)單富氫預(yù)燃室雙渦輪泵并聯(lián)的補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)是基于我國(guó)國(guó)情和未來航天強(qiáng)國(guó)發(fā)展需要的恰當(dāng)選擇。

從研制難度上說，國(guó)外同為200t級(jí)補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的RD-0120研制歷時(shí)11a，用79臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)482次累計(jì)75000s熱試驗(yàn)完成首飛。SSME研制歷時(shí)10a，用726次累計(jì)110000s熱試驗(yàn)完成首飛[10]。我國(guó)的220t補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)有Da-76和XX-77發(fā)動(dòng)機(jī)的研制基礎(chǔ)，同時(shí)吸取了國(guó)外兩型大推力補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，優(yōu)化了系統(tǒng)，降低了對(duì)組合件的苛刻要求。當(dāng)前的設(shè)計(jì)仿真能力也比幾十年前有大幅提高。此外，由于沒有重復(fù)使用需求，工程研制需要的發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)和試驗(yàn)秒數(shù)也可以大幅降低。

3 我國(guó)大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)一步發(fā)展思考

220t補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)涉及強(qiáng)耦合起動(dòng)關(guān)機(jī)控制、智能故障監(jiān)測(cè)、大范圍推力調(diào)節(jié)、復(fù)雜結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、高壓分級(jí)燃燒、高效大功率渦輪泵、高壓大流量閥門、先進(jìn)材料工藝與試驗(yàn)等多領(lǐng)域關(guān)鍵技術(shù)，目前正在攻關(guān)研發(fā)中。相比國(guó)內(nèi)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)基礎(chǔ)，220t補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)在技術(shù)上需要上一個(gè)大的臺(tái)階，因此目前在設(shè)計(jì)方案和技術(shù)參數(shù)上并沒有十分冒進(jìn)，也因此在未來發(fā)展到合適階段時(shí)，可以考慮進(jìn)一步優(yōu)化提高。比如：

1)當(dāng)前發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)方案以氦氣輔助起動(dòng)為主，未來的發(fā)展應(yīng)考慮氫路完全靠箱壓自生起動(dòng)，氧路用于一級(jí)應(yīng)考慮自生啟動(dòng)，用于高空時(shí)可考慮預(yù)壓泵與電機(jī)一體化設(shè)計(jì)，即發(fā)動(dòng)機(jī)用電機(jī)起動(dòng)并在主級(jí)段轉(zhuǎn)入發(fā)電模式，用于發(fā)動(dòng)機(jī)或火箭控制。

2)目前發(fā)動(dòng)機(jī)僅推力及混合比調(diào)節(jié)由發(fā)動(dòng)機(jī)自主控制，未來應(yīng)考慮發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)自主健康監(jiān)控與控制，提高智能化水平，并實(shí)現(xiàn)更大范圍推力調(diào)節(jié)。

3)為了實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)序精確控制，目前閥門數(shù)量仍然偏多。未來獲得發(fā)動(dòng)機(jī)精確特性后，可考慮進(jìn)一步集成簡(jiǎn)化。在發(fā)動(dòng)機(jī)電力供應(yīng)更為充足的條件下還可考慮更多采用電控球閥方案，以進(jìn)一步簡(jiǎn)化系統(tǒng)。

4 結(jié)論

高性能大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)是建設(shè)航天強(qiáng)國(guó)的重要技術(shù)支撐，對(duì)我國(guó)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、材料、工藝制造和試驗(yàn)技術(shù)水平提升具有極大帶動(dòng)作用。以重型運(yùn)載火箭為牽引，發(fā)展220t級(jí)單富氫預(yù)燃室雙渦輪泵并聯(lián)的大推力補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)是綜合考慮我國(guó)技術(shù)基礎(chǔ)、型號(hào)需求、技術(shù)牽引力與擴(kuò)展應(yīng)用潛力的恰當(dāng)選擇。未來該型發(fā)動(dòng)機(jī)還可以進(jìn)一步拓展應(yīng)用和改進(jìn)提高。