220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)研制進(jìn)展

孫紀(jì)國，鄭孟偉，龔杰峰，陶瑞峰

(北京航天動力研究所，北京 100076)

0 引言

運(yùn)載火箭的能力決定了人類自由進(jìn)出空間的能力，是一個國家綜合國力的象征和體現(xiàn)。迄今為止，世界上能夠?qū)崿F(xiàn)LEO入軌能力百噸以上的仍僅有美國的土星-5號、航天飛機(jī)和蘇聯(lián)的能源號火箭。隨著新的大型太空任務(wù)的提出，美俄兩國的新一代重型火箭SLS、超重-星艦、葉尼塞等也正在緊鑼密鼓的研制中。

中國的航天事業(yè)在過去幾十年間取得了長足進(jìn)步，但LEO入軌能力目前仍只達(dá)到25 t的量級。隨著載人月球探測、火星取樣返回等大型太空任務(wù)需求的提出，LEO入軌能力百噸以上的重型運(yùn)載火箭研制已提上議事日程。

從2010年起，中國重型運(yùn)載火箭開展了多輪次方案論證，并在2016年提出了在芯二級采用2臺220 tf推力(以下簡稱220 tf)高壓補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)的研制需求。200 tf推力量級的補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)代表了現(xiàn)役氫氧發(fā)動機(jī)的最高技術(shù)水平，國際上成功研制的該推力量級補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)也僅有美國的SSME和蘇聯(lián)的RD-0120發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)真空比沖均超過了452 s。其中的RD-0120發(fā)動機(jī)支撐了蘇聯(lián)最大運(yùn)載能力的“能源”號火箭，SSME發(fā)動機(jī)則創(chuàng)造了重復(fù)使用航天飛機(jī)的輝煌成就，并且還將繼續(xù)作為美國新一代重型運(yùn)載火箭SLS的芯級動力系統(tǒng)。

補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)一般采用富氫預(yù)燃室產(chǎn)生的燃?xì)鈦眚?qū)動氫氧主渦輪，渦輪排氣進(jìn)入推力室與剩余的液氧、氣氫進(jìn)行補(bǔ)燃燃燒，由于沒有能量浪費(fèi)，因此可以實現(xiàn)高比沖。同時，200 tf的推力量級也有利于渦輪泵保持較高的效率水平，從而可以實現(xiàn)高室壓，有利于減小發(fā)動機(jī)尺寸和質(zhì)量。但這也帶來了極高的技術(shù)難題，包括大流量高壓燃燒裝置的穩(wěn)定高效燃燒與熱防護(hù)問題，大功率高轉(zhuǎn)速渦輪泵的復(fù)雜結(jié)構(gòu)設(shè)計與軸承、動密封、結(jié)構(gòu)動力學(xué)問題，以及為實現(xiàn)主渦輪泵高轉(zhuǎn)速引入了預(yù)壓渦輪泵導(dǎo)致發(fā)動機(jī)系統(tǒng)復(fù)雜度大幅增加，給系統(tǒng)啟動關(guān)機(jī)耦合控制帶來的技術(shù)難題等。

中國的氫氧發(fā)動機(jī)通過幾十年的自力更生，已經(jīng)掌握了燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)和膨脹循環(huán)兩大類技術(shù)方案，為中國航天事業(yè)做出了巨大貢獻(xiàn)，但在推力量級、比沖性能、推重比和擴(kuò)展功能等方面與國際先進(jìn)水平還有差距。目前中國最大推力的氫氧發(fā)動機(jī)真空推力為70 tf，采用的是燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)技術(shù)，真空比沖大約為428 s?！熬盼濉逼陂g也曾經(jīng)開展過50 tf級補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)預(yù)研工作，但最終未能實現(xiàn)整機(jī)試車。

從2016開始，在重型運(yùn)載火箭的發(fā)展需求牽引下，中國開展了220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)方案深化論證與關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)。經(jīng)過5年時間，遵循從縮尺到全尺、從組件到分系統(tǒng)的研究路徑，結(jié)合精細(xì)化仿真和半實物仿真等研究手段，220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)累計完成73次組件級熱試驗、26次分系統(tǒng)級熱試驗，圓滿完成2次預(yù)燃室與氫/氧渦輪泵聯(lián)試和1次發(fā)動機(jī)半系統(tǒng)試驗，初步突破了補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)核心關(guān)鍵技術(shù)。

1 發(fā)動機(jī)設(shè)計方案

1.1 發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案

補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)可以采用多種技術(shù)實現(xiàn)方案，比如SSME的雙富氫預(yù)燃室并聯(lián)氫氧渦輪泵方案[見圖1(a)]，或者RD-0120的單富氫預(yù)燃室同軸氫氧渦輪泵方案[見圖1(b)]。不同方案有不同的優(yōu)缺點(diǎn):SSME發(fā)動機(jī)的氫氧渦輪泵為獨(dú)立設(shè)計，性能較優(yōu)，但發(fā)動機(jī)的啟動協(xié)調(diào)性控制是難點(diǎn)；RD-0120發(fā)動機(jī)采用同軸渦輪泵，發(fā)動機(jī)啟動同步性好，氧泵密封難度減小，但也帶來了對氧泵入口壓力要求高從而導(dǎo)致氧預(yù)壓渦輪泵設(shè)計難度大、能量損耗多的缺點(diǎn)。

圖1 SSME和RD-0120發(fā)動機(jī)系統(tǒng)原理圖Fig.1 Schematic of SSME and RD-0120 engine

本文的220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)設(shè)計綜合了國外上述兩型發(fā)動機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，采用單富氫預(yù)燃室并聯(lián)驅(qū)動氫氧主渦輪泵的技術(shù)方案(見圖2)。由于發(fā)動機(jī)設(shè)計用于火箭芯二級，對發(fā)動機(jī)比沖性能和入口壓力要求均較高，因此設(shè)計上必須引入氫氧預(yù)壓渦輪泵。其中的氫預(yù)壓渦輪采用串聯(lián)冷卻推力室和噴管后的加溫氫驅(qū)動，氧預(yù)壓渦輪采用氧主泵后高壓液氧通過液力渦輪驅(qū)動。發(fā)動機(jī)啟動采用氦氣瓶輔助起旋預(yù)壓泵。發(fā)動機(jī)點(diǎn)火采用火炬點(diǎn)火器。在發(fā)動機(jī)的推力室氧路和預(yù)燃室氧路分別設(shè)置調(diào)節(jié)閥，用于對推力和混合比進(jìn)行調(diào)節(jié)。發(fā)動機(jī)還設(shè)置了故障診斷器，對發(fā)動機(jī)狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控。

圖2 220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)系統(tǒng)原理圖Fig.2 Schematic of 220 tf staged combustion LH2/LOX engine

1.2 發(fā)動機(jī)工作原理

發(fā)動機(jī)啟動時，高壓氦氣分別驅(qū)動氫預(yù)壓渦輪和氧預(yù)壓渦輪泵啟動渦輪，為火炬點(diǎn)火器和預(yù)燃室提供必要的初始點(diǎn)火壓力?；鹁纥c(diǎn)火器和預(yù)燃室先后點(diǎn)火后，預(yù)燃室產(chǎn)生的富氫燃?xì)獠⑿序?qū)動氫氧主渦輪，而后排入推力室頭部燃?xì)馇弧渲鞅煤蟮母邏阂簹浞譃閮陕?，約80%的液氫直接進(jìn)入預(yù)燃室，剩下的氫先逆流冷卻推力室身部，而后順流冷卻再生冷卻噴管，變成高溫氣氫后用于接力驅(qū)動氫預(yù)壓渦輪，而后排入推力室頭部氫腔用于冷卻面板。氧主泵后的高壓液氧分為3路，約10%的液氧經(jīng)過與氧主泵同軸的二級泵再增壓后進(jìn)入預(yù)燃室，約15%的液氧用于驅(qū)動氧預(yù)壓液力渦輪，而后與預(yù)壓泵出口液氧匯合，剩余液氧全部進(jìn)入推力室頭部氧腔。推力室內(nèi)為富氫燃?xì)?、液氧及氣?種組分混合燃燒，而后噴出噴管產(chǎn)生推力。為了減輕質(zhì)量，噴管的末段采用少量氫氣膜冷卻的單壁金屬噴管方案。

主級階段，發(fā)動機(jī)根據(jù)火箭需要進(jìn)行推力和混合比調(diào)節(jié)。關(guān)機(jī)時，發(fā)動機(jī)工況先降低至約60%，而后陸續(xù)切斷預(yù)燃室氫氧閥和推力室氫氧閥，以降低關(guān)機(jī)時的水擊危害。

1.3 發(fā)動機(jī)總裝方案

220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)在總裝設(shè)計上采用了單機(jī)模塊化方案，即發(fā)動機(jī)自帶獨(dú)立小機(jī)架，且發(fā)動機(jī)氣控吹除所需閥門組件均為獨(dú)立配置(見圖3)。

圖3 220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)總裝布局Fig.3 220 tf staged combustion LH2/LOX engine structure

相比于中國氫氧發(fā)動機(jī)傳統(tǒng)的雙機(jī)并聯(lián)設(shè)計，單機(jī)模塊化的方案更有利于保證地面試車狀態(tài)與飛行狀態(tài)的一致性，也便于火箭裝配和發(fā)動機(jī)維護(hù)使用，并且具有更靈活的擴(kuò)展應(yīng)用能力。

發(fā)動機(jī)的搖擺采用預(yù)壓泵前擺方案，主要原因是補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)進(jìn)出推力室的管路較多，如果采用主泵后搖擺需顯著增加高壓搖擺環(huán)節(jié)數(shù)量(從2個增加至6個)，增大研制難度，增加結(jié)構(gòu)質(zhì)量，同時發(fā)動機(jī)高度將增加1 m，對火箭總體不利。

發(fā)動機(jī)的單機(jī)布局以推力室為基礎(chǔ)，在推力室頭部通過球形常平座傳遞推力。氫、氧主渦輪泵倒置在推力室兩側(cè)，通過渦輪排氣法蘭與推力室頭部連接。預(yù)燃室放置于氫渦輪入口，通過燃?xì)鈱?dǎo)管與氧渦輪實現(xiàn)并聯(lián)。預(yù)壓泵與主泵平行布置，預(yù)壓泵后的推進(jìn)劑通過管路進(jìn)入主泵。預(yù)燃室入口導(dǎo)管從泵后管路靠近主閥一端引出，從而保證發(fā)動機(jī)充分預(yù)冷。

2 發(fā)動機(jī)設(shè)計參數(shù)與關(guān)鍵技術(shù)

2.1 發(fā)動機(jī)設(shè)計參數(shù)

220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)的主要設(shè)計參數(shù)如表1所示。與中國現(xiàn)役最大推力的YF-77發(fā)動機(jī)相比，推力、流量、壓力均有3倍增長，發(fā)動機(jī)尺寸約有2倍增長，研制難度大幅增加。

表1 220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)設(shè)計參數(shù)Tab.1 220 tf staged combustion LH2/LOX engine design parameters

2.2 發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)

220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)是中國第一次開展帶預(yù)壓渦輪泵的百噸級以上補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)研制攻關(guān)，涉及的關(guān)鍵技術(shù)是全方位的。其中，影響發(fā)動機(jī)工程研制的核心關(guān)鍵技術(shù)主要包括以下方面：①氫氧富燃補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng)技術(shù)；②總裝結(jié)構(gòu)與動力學(xué)技術(shù)；③高壓大流量預(yù)燃室技術(shù)；④大熱流高效補(bǔ)燃推力室技術(shù)；⑤高效高可靠氫氧主渦輪泵技術(shù)；⑥氫氧預(yù)壓渦輪泵技術(shù)；⑦高壓大口徑閥門技術(shù)；⑧補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)材料工藝技術(shù)；⑨補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)試驗技術(shù)。

3 發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)進(jìn)展

迄今為止，發(fā)動機(jī)已開展了約5年時間的關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，采取了試驗與仿真相結(jié)合，從縮尺到全尺、從組件到分系統(tǒng)的研制思路，開展了許多關(guān)鍵組件的冷態(tài)試驗、縮尺熱試驗、全尺熱試驗和組件聯(lián)合試驗、分系統(tǒng)耦合試驗等，獲得了主要組合件的工作特性和核心組件間的系統(tǒng)工作協(xié)調(diào)性。以下對一些重要的研制試驗進(jìn)展予以介紹。

3.1 燃燒組件研制試驗

3.1.1 火炬點(diǎn)火器試驗

分別設(shè)計了液氫液氧預(yù)燃室火炬點(diǎn)火器和推力室火炬點(diǎn)火器，兩型點(diǎn)火器累計完成了63次熱試驗(見圖4)。試驗中采用了新研的SiC點(diǎn)火電嘴，能夠在液氦溫度環(huán)境下可靠發(fā)火。點(diǎn)火器試驗的室壓范圍為0.12～6.6 MPa，混合比范圍為0.38～3.0。試驗表明，兩型火炬點(diǎn)火器能夠適應(yīng)在箱壓或高背壓、富氧或富燃等寬范圍內(nèi)可靠點(diǎn)火。

圖4 火炬點(diǎn)火器試驗Fig.4 Hot test of torch igniter

3.1.2 縮尺預(yù)燃室試驗

進(jìn)行了10次縮尺預(yù)燃室擠壓熱試驗(見圖5)，對不同結(jié)構(gòu)方案的預(yù)燃室噴嘴、噴注器設(shè)計以及溫度場均勻結(jié)構(gòu)等進(jìn)行了試驗研究，獲得了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)和工作參數(shù)對燃燒性能、流量特性、溫度均勻性、燃燒穩(wěn)定性等影響，優(yōu)選了預(yù)燃室設(shè)計方案。試驗的參數(shù)范圍為：室壓7.5～15.5 MPa、混合比0.6～1.04。

圖5 縮尺預(yù)燃室試驗Fig.5 Hot test of sub-scale preburner

3.1.3 全尺預(yù)燃室試驗

開展了7次全尺寸預(yù)燃室擠壓熱試驗(見圖6)，研究了全尺寸預(yù)燃室的流量特性、燃燒特性、溫度場分布特性和工作時序，驗證了預(yù)燃室在拉偏工況下的工作適應(yīng)性。試驗的參數(shù)范圍為：預(yù)燃室室壓7.7～13.2 MPa，混合比0.61～1.09。研究表明:預(yù)燃室燃燒穩(wěn)定，室壓脈動小于±5%，熱防護(hù)安全可靠，出口燃?xì)鉁囟绕钚∮凇?0 K，符合設(shè)計要求。

圖6 全尺寸預(yù)燃室熱試驗Fig.6 Hot test of full-scale preburner

3.1.4 縮尺預(yù)燃室與縮尺推力室聯(lián)試

完成了6次縮尺預(yù)燃室與縮尺推力室補(bǔ)燃燃燒熱試驗(見圖7)，獲得了燃?xì)?氣氫/液氧補(bǔ)燃推力室噴嘴的流量特性和燃燒特性，初步考核了預(yù)燃室和推力室補(bǔ)燃燃燒技術(shù)，獲取了補(bǔ)燃燃燒時序控制特性，并優(yōu)化確定了推力室設(shè)計參數(shù)。試驗的參數(shù)范圍為：縮尺預(yù)燃室室壓9.2～15.8 MPa，混合比0.78～0.93；縮尺推力室室壓7.6～12.5 MPa，混合比4.71～6.83。試驗結(jié)果表明：補(bǔ)燃燃燒過程穩(wěn)定，燃燒效率高于0.995。試驗過程中還附帶考核了快速電鑄身部結(jié)構(gòu)、不銹鋼擴(kuò)散焊再生噴管結(jié)構(gòu)和單壁噴管結(jié)構(gòu)。結(jié)果表明，各傳熱結(jié)構(gòu)安全可靠，相關(guān)材料工藝技術(shù)滿足使用要求。

圖7 縮尺預(yù)燃室與縮尺推力室補(bǔ)燃燃燒試驗Fig.7 Combined hot test of sub-scale preburner and thrust chamber

3.2 渦輪泵組件研制試驗

3.2.1 泵水力試驗

對氫氧主泵分別開展水力試驗(見圖8)。氫主泵試驗水力效率達(dá)到0.765。氧主泵首次試驗水力效率約為0.600，經(jīng)過優(yōu)化泵入口導(dǎo)流葉片后，第二次試驗水力效率提升到0.727。試驗表明，多級氫泵的性能已達(dá)到國際先進(jìn)水平，對首次開展的雙吸氧泵設(shè)計，還有進(jìn)一步優(yōu)化提升的空間。

圖8 氫主泵水力試驗Fig.8 Hydraulic test of high pressure hydrogen pump

對氫氧預(yù)壓泵也分別開展水力試驗，試驗獲得額定工作點(diǎn)下首臺氫預(yù)壓泵水力試驗效率為0.690，首臺氧預(yù)壓泵試驗水力試驗效率為0.660，均滿足發(fā)動機(jī)設(shè)計要求。

3.2.2 渦輪性能試驗

對氫氧主渦輪分別開展性能吹風(fēng)試驗(見圖9)，試驗采用熱空氣介質(zhì)。試驗獲得的氫氧主渦輪額定點(diǎn)效率分別為0.790和0.750，達(dá)到設(shè)計要求，與國外先進(jìn)設(shè)計水平相當(dāng)。同時獲得了折合轉(zhuǎn)速在0.6～1.2和壓比在1.2～1.6工況范圍內(nèi)的渦輪性能特性和軸向力特性。試驗結(jié)果表明，在變工況范圍內(nèi)氫氧主渦輪均工作穩(wěn)定，驗證了其變工況適應(yīng)能力。

圖9 氫主渦輪性能試驗Fig.9 Performance test of high pressure hydrogen turbine

3.2.3 軸承試驗

氫主渦輪泵軸承設(shè)計轉(zhuǎn)速為33 000 r/min，采用SiN陶瓷球軸承。氧主渦輪泵軸承設(shè)計轉(zhuǎn)速為23 000 r/min，初始設(shè)計采用鋼球方案。

液氮環(huán)境的臺架試驗(見圖10)表明，氫主渦輪泵軸承可以在35 000 r/min下穩(wěn)定工作，試驗DN值最高達(dá)到了2.8×10，在國際同類發(fā)動機(jī)中處于最高水平。氧泵鋼球軸承在25 000 r/min臺架試驗過程中存在滾珠表面發(fā)烏、套圈溝道磨損現(xiàn)象，為此改進(jìn)為SiN陶瓷球材料，經(jīng)過25 000 r/min臺架試驗證明工作穩(wěn)定可靠。

圖10 低溫高速軸承臺架試驗Fig.10 Performance test of high speed bearing

3.2.4 動密封試驗

220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)在中國氫氧發(fā)動機(jī)中首次采用了組合脫開式動密封技術(shù)(氫主渦輪泵)和圓周分段式浮動環(huán)動密封技術(shù)(氧主渦輪泵)，以最大限度降低發(fā)動機(jī)氦氣耗量。

氫主渦輪泵組合脫開式動密封[見圖11(a)]在發(fā)動機(jī)預(yù)冷時可實現(xiàn)零隔離氦氣消耗量情況下阻止液氫泄漏至渦輪腔，工作時主密封脫開，允許少量的液氫泄漏至渦輪腔。主密封為石墨端面密封，副密封采用帶金屬骨架的非金屬密封圈，經(jīng)過一系列靜態(tài)和動態(tài)低溫液氮臺架試驗，實現(xiàn)了預(yù)冷過程0.7 MPa以下氦氣零泄漏、啟動過程中約1 MPa正常脫開的設(shè)計目標(biāo)。

氧主渦輪泵中隔離液氧和富氫燃?xì)獾暮じ迎h(huán)采用先進(jìn)的圓周分段式動密封技術(shù)[見圖11(b)]，裝配狀態(tài)下密封環(huán)與軸抱緊形成接觸式靜密封，工作時在流體動壓作用下略微浮起，使密封環(huán)和軸在極小的間隙下工作，以實現(xiàn)低氦氣消耗的目的?？諝夂秃馀_架運(yùn)轉(zhuǎn)試驗表明，該動密封能夠在氦氣流量約1 g/s下可靠工作。

圖11 動密封試驗件Fig.11 Specimen of dynamic seal

3.3 調(diào)節(jié)閥與控制器聯(lián)合冷態(tài)試驗

220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)在中國氫氧發(fā)動機(jī)中也第一次應(yīng)用了電機(jī)驅(qū)動的窗口式調(diào)節(jié)閥裝置。其中的推力調(diào)節(jié)閥中還設(shè)置了能夠穩(wěn)定流量波動的自適應(yīng)結(jié)構(gòu)。兩調(diào)節(jié)閥均與發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)一起進(jìn)行了冷態(tài)液流試驗(見圖12)，獲得了節(jié)流裝置的流量特性和動態(tài)響應(yīng)特性。調(diào)節(jié)閥與控制系統(tǒng)也均參加了后續(xù)的發(fā)動機(jī)半系統(tǒng)熱試驗。

圖12 調(diào)節(jié)閥液流試驗Fig.12 Flow test of regulating valve

3.4 預(yù)燃室與渦輪泵聯(lián)動試驗

3.4.1 預(yù)燃室與氫渦輪泵聯(lián)動試驗

在組件試驗的基礎(chǔ)上進(jìn)行了預(yù)燃室與氫主渦輪泵的聯(lián)動試驗(見圖13)。預(yù)燃室氫氧介質(zhì)采用高壓擠壓系統(tǒng)供應(yīng)，預(yù)燃室燃?xì)怛?qū)動氫渦輪，氫泵工作介質(zhì)為液氮。預(yù)燃室按照預(yù)定時序成功點(diǎn)火，快速爬升至主級，預(yù)燃室室壓穩(wěn)定在約12 MPa，與預(yù)設(shè)結(jié)果一致。氫渦輪泵啟動快速，爬升過程與仿真結(jié)果一致。試驗系統(tǒng)工作3.3 s后安全關(guān)機(jī)。

圖13 預(yù)燃室與氫主渦輪泵聯(lián)動試驗Fig.13 Combined hot test of preburner and high pressure hydrogen turbo-pump

3.4.2 預(yù)燃室與氧渦輪泵聯(lián)動試驗

在氫泵聯(lián)試基礎(chǔ)上進(jìn)行了預(yù)燃室與氧主渦輪泵的聯(lián)動試驗(見圖14)。預(yù)燃室氫氧介質(zhì)采用高壓擠壓系統(tǒng)供應(yīng)，預(yù)燃室燃?xì)怛?qū)動氧渦輪，氧泵工作介質(zhì)為液氮。預(yù)燃室點(diǎn)火采用了優(yōu)化時序。

圖14 預(yù)燃室與氧主渦輪泵聯(lián)動試驗Fig.14 Combined hot test of preburner and high pressure oxygen turbo-pump

試驗獲得了圓滿成功，聯(lián)試裝置穩(wěn)定工作5 s后安全關(guān)機(jī)，試驗參數(shù)穩(wěn)定。預(yù)燃室試驗室壓約12.7 MPa，氧泵轉(zhuǎn)速、效率等性能參數(shù)均符合設(shè)計預(yù)期。試后渦輪泵軸承、動密封等結(jié)構(gòu)分解檢查正常。試驗驗證了氧主渦輪泵的總體設(shè)計正確性和預(yù)燃室與氧主渦輪泵的工作協(xié)調(diào)性。

3.5 發(fā)動機(jī)半系統(tǒng)試驗

在預(yù)燃室與渦輪泵聯(lián)動試驗的基礎(chǔ)上，最終成功進(jìn)行發(fā)動機(jī)半系統(tǒng)試驗(見圖15)。半系統(tǒng)試驗裝置由預(yù)燃室、氫氧主渦輪泵和主要閥門組成。預(yù)燃室氫氧介質(zhì)由渦輪泵供應(yīng)，泵入口為低壓貯箱提供的氫氧真實介質(zhì)，預(yù)燃室燃?xì)怛?qū)動渦輪做功后匯合排出。半系統(tǒng)試驗是220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)首次真實介質(zhì)下的核心組件耦合試驗，對于驗證補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng)工作原理和核心組件間工作協(xié)調(diào)性具有重要作用。

圖15 發(fā)動機(jī)首次半系統(tǒng)試驗Fig.15 First hot test of semi-system engine

試驗結(jié)合系統(tǒng)動態(tài)仿真和前期泵聯(lián)試試驗結(jié)果制定了啟動關(guān)機(jī)時序。試驗按照預(yù)定時序正常啟動，主級穩(wěn)定工作后安全關(guān)機(jī)。試驗預(yù)燃室室壓18.5 MPa，試驗工況達(dá)到了設(shè)計額定值的約60%。試驗初步證明了220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案的正確性和核心組件間的工作協(xié)調(diào)性，試驗獲得的啟動關(guān)機(jī)時序?qū)τ诤罄m(xù)發(fā)動機(jī)整機(jī)試驗具有重要指導(dǎo)作用。

半系統(tǒng)試驗過程中，還對發(fā)動機(jī)預(yù)燃室氫/氧閥、推力室氫/氧閥、預(yù)燃室氧調(diào)節(jié)閥、推力室氧調(diào)節(jié)閥、調(diào)節(jié)閥控制系統(tǒng)和故障診斷系統(tǒng)等進(jìn)行了搭載考核試驗，初步驗證了各組件的設(shè)計方案正確性。

4 后續(xù)工作展望

前期的研制試驗已初步證明了220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案設(shè)計的正確性和部分核心組件間的工作協(xié)調(diào)性，發(fā)動機(jī)的主要關(guān)鍵技術(shù)已獲得初步突破。但目前的半系統(tǒng)試驗還沒有配套全部核心組件，后續(xù)計劃進(jìn)一步開展增加氫氧預(yù)壓渦輪泵的完整半系統(tǒng)試驗研究，為最后的發(fā)動機(jī)整機(jī)試驗奠定更好的基礎(chǔ)。

5 結(jié)語

經(jīng)過5年時間關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)已完成系統(tǒng)和總裝結(jié)構(gòu)方案論證設(shè)計，完成了零組件的詳細(xì)設(shè)計與產(chǎn)品制造，開展了各類從縮尺到全尺、從組件到分系統(tǒng)的研制試驗工作，并最終實現(xiàn)了發(fā)動機(jī)半系統(tǒng)熱試驗。發(fā)動機(jī)試驗參數(shù)達(dá)到了中國氫氧發(fā)動機(jī)研制史上最高水平。

通過這些研制試驗已初步獲得了發(fā)動機(jī)主要組合件的工作特性，初步驗證了補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)系統(tǒng)工作原理和核心組件間的協(xié)調(diào)工作能力。研究表明，220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)方案設(shè)計合理，核心關(guān)鍵技術(shù)已獲得初步突破，為后續(xù)發(fā)動機(jī)工程研制奠定了重要技術(shù)基礎(chǔ)。

220 tf補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)代表了中國氫氧發(fā)動機(jī)領(lǐng)域的先進(jìn)技術(shù)水平，對于大型運(yùn)載火箭提升運(yùn)載能力具有重要作用，應(yīng)進(jìn)一步加大力度開展深入攻關(guān)研究，爭取早日實現(xiàn)工程應(yīng)用。