摘要

推力室是220t級高壓補(bǔ)燃循環(huán)大推力氫氧發(fā)動機(jī)的核心部件，其技術(shù)提升幅度大，涉及關(guān)鍵技術(shù)多，攻關(guān)難度大。通過開展多方案對比分析、全面的數(shù)值仿真優(yōu)化、縮尺熱試驗(yàn)驗(yàn)證確定了大推力補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)推力室的主要設(shè)計(jì)方案:噴注器采用四底三腔方案氧腔居中，燃燒效率高達(dá)99.7%；身部采用邊區(qū)低混合比＋氣膜冷卻＋再生冷卻的組合熱防護(hù)方式，設(shè)計(jì)喉部最高氣壁溫為732K；噴管上段采用銑槽內(nèi)壁與外壁擴(kuò)散釬焊的再生冷卻方案；噴管下段采用高超音速氣膜/輻射冷卻方案。通過關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)初步突破了高效補(bǔ)燃噴注器、大流量推力室穩(wěn)定燃燒、大熱流身部熱防護(hù)、高效率噴管造型、大尺寸高效再生冷卻噴管、大尺寸單壁氣膜/輻射冷卻噴管等六項(xiàng)關(guān)鍵子技術(shù)，主要的技術(shù)指標(biāo)能夠滿足設(shè)計(jì)的要求，為后續(xù)工程研制奠定了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)。

引言

“航天發(fā)展，動力先行”，為全面提升我國進(jìn)出空間、利用空間的能力，開展重型運(yùn)載火箭發(fā)動機(jī)的研制勢在必行。高壓補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)具有大推力、高比沖等系列優(yōu)點(diǎn)，是未來載人登月和深空探測重型運(yùn)載火箭上面級的首選動力。推力室作為220t高壓補(bǔ)燃?xì)溲醢l(fā)動機(jī)的核心部件，用于實(shí)現(xiàn)能量轉(zhuǎn)化產(chǎn)生推力。為了滿足真空比沖指標(biāo)要求，推力室燃燒效率需達(dá)到99.5%以上，這一指標(biāo)已經(jīng)達(dá)到了國內(nèi)外氫氧發(fā)動機(jī)的最高水平。同時(shí)，相比現(xiàn)役某型大推力氫氧發(fā)動機(jī)，220t補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)推力室室壓和流量均成倍增加，且為氣氫、液氧和富氫燃?xì)馊山橘|(zhì)組織燃燒方式，大流量大尺度下有效組織推進(jìn)劑的霧化、均勻混合、燃燒室高效燃燒、大幅變推及穩(wěn)定燃燒等都變得更加困難。220t氫氧發(fā)動機(jī)采用了補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng)技術(shù)和推力室分流冷卻技術(shù)方案，身部熱防護(hù)難度大幅增加。

為了達(dá)到高的比沖性能指標(biāo)要求，220t氫氧發(fā)動機(jī)推力室面積比達(dá)到100，噴管長度達(dá)3.5m，是世界上尺寸最大的氫氧發(fā)動機(jī)噴管。借鑒國外成熟型號的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，噴管擬采用再生冷卻＋氣膜冷卻的分段式結(jié)構(gòu)，以大幅降低結(jié)構(gòu)質(zhì)量，但需要在關(guān)深階段深人研究如何達(dá)到熱防護(hù)和結(jié)構(gòu)質(zhì)量的最優(yōu)化。

220t高壓補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)推力室額定工況下室壓高達(dá)18MPa，需要深人開展推力室結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，以滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度大幅提高的需求。此外，為滿足發(fā)動機(jī)混合比調(diào)節(jié)范圍±5%、推力調(diào)節(jié)范圍60%~100%的要求，推力室在極限混合比和室壓下穩(wěn)定可靠工作的技術(shù)難度也相應(yīng)大幅增加。通過對高壓大流量補(bǔ)燃推力室國內(nèi)外技術(shù)發(fā)展情況進(jìn)行綜合分析，得出以下結(jié)論，具體參數(shù)如表1所示。

1）噴注器均采用四底三腔結(jié)構(gòu)，且通常氫腔在靠近面板側(cè)，對面板進(jìn)行冷卻；采用燃?xì)馇辉谏系姆桨缚梢员苊庋鯂娮爝^長及受到燃?xì)飧咚贌釠_擊，從而防止噴嘴高周熱疲勞的發(fā)生。

2）噴注器普遍采用同軸直流式噴嘴、同心圓排列的結(jié)構(gòu)；高壓補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動機(jī)推力室的氫/富氫燃料溫度均較高，不易發(fā)生燃燒不穩(wěn)定問題。

3）主燃燒室一般采用再生冷卻方案，通常內(nèi)壁采用銅合金銑槽內(nèi)壁、外壁為電鑄鎳、擴(kuò)散釬焊或熱等靜壓外壁，輔以低混合比邊區(qū)、膜冷卻、隔熱涂層等。

4）噴管延伸段型面一般采用拋物線、截短理想等造型；噴管冷卻方案主要有再生冷卻和排放冷卻兩種方案，補(bǔ)燃循環(huán)一般采用再生冷卻方案。

5）大面積比噴管段趨向于采用引人超音速氣膜冷卻的金屬薄壁噴管方案。

相對于現(xiàn)有國內(nèi)外高壓大流量推力室，220t補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)推力室技術(shù)指標(biāo)顯著提高，其中設(shè)計(jì)總流量516.3kg/s，約為RD-0120的1.2倍，約為SSME的1.1倍，是當(dāng)今世界上流量最大的一款氫氧推力室。設(shè)計(jì)室壓18.3MPa，略低于RD-0120和SSME。220t補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動機(jī)推力室為重型補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)中唯一一款上面級發(fā)動機(jī)，噴管面積比取為100，約為RD-0120的1.2倍，約為SSME的1.4倍，設(shè)計(jì)制造難度大幅度增加。220t補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)推力室在流量、制造等方面均實(shí)現(xiàn)了跨越式提升。

基本技術(shù)方案

220t氫氧發(fā)動機(jī)推力室基本技術(shù)方案如下:推力室主要由頭部、身部、噴管上段和噴管下段組成，頭部和身部的連接采用電子束焊接結(jié)構(gòu)，身部與噴管上段、噴管上段與噴管下段的連接均為法蘭結(jié)構(gòu)。推力室頭部采用四底三腔平頂式結(jié)構(gòu)，采用同心圓排列的大流量同軸直流式噴嘴，不設(shè)置專門的燃燒穩(wěn)定裝置；采用較高的噴嘴壓降以適應(yīng)變推力工況。

推力室身部采用變肋寬變肋高溝槽結(jié)構(gòu)的再生冷卻方案，同時(shí)輔以鍍鎳層和邊區(qū)低混合比噴嘴、氣膜冷卻進(jìn)行熱防護(hù)，燃燒室內(nèi)外壁采用錯(cuò)銅內(nèi)壁＋電鑄鎳外壁結(jié)構(gòu)。噴管型面采用Rao氏型面，喉部下游半徑取0.4倍喉部半徑，長度取80%錐形噴管。噴管采用上下段分段式結(jié)構(gòu)，上段采用再生冷卻，下段采用氣膜冷卻。推力室點(diǎn)火采用火炬電點(diǎn)火方式。該方案汲取了國內(nèi)外相關(guān)氫氧推力室的研制經(jīng)驗(yàn)，符合我國目前的設(shè)計(jì)、工藝水平，具備一定的先進(jìn)性。通過相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，研制風(fēng)險(xiǎn)可控，能夠滿足系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求。

關(guān)鍵技術(shù)解決途徑與仿真研究驗(yàn)證

【1】高效變工況四底三腔噴注器技術(shù)

為突破高效變工況補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)推力室噴注器技術(shù)，創(chuàng)新設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了一種大流量液氧/燃?xì)?氣氫三組元四底三腔噴注器，如圖1所示。

通過三組元噴嘴的組合設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了高效穩(wěn)定燃燒，解決了SSME和LE-7A采用氧腔在上方案多次出現(xiàn)的高溫燃?xì)鉀_擊下噴嘴高周疲勞斷裂問題。推力室燃?xì)馇辉O(shè)置球殼形整流柵（圖2（a）所示）；推力室氧腔由三底和二底組成，為單入口，氧集合器入口為喇叭口并設(shè)置導(dǎo)流片；推力室氫腔由二底和一底組成，為單入口，氫集合器人口為喇叭口并設(shè)置導(dǎo)流片。仿真結(jié)果表明:

1）通過優(yōu)化整流柵上孔數(shù)量及分布，確保整流柵壓降損失滿足設(shè)計(jì)參數(shù)要求，如圖2（b）所示。

2）通過優(yōu)化氧腔徑向孔數(shù)量、徑向孔傾斜角度等，使氧腔總壓損失控制在設(shè)計(jì)參數(shù)要求以內(nèi)，如圖2（c）所示。

3）通過優(yōu)化氫腔導(dǎo)流片結(jié)構(gòu)，使總壓損失控制在設(shè)計(jì)參數(shù)要求以內(nèi)，如圖2（d）所示。

4）噴注器燃?xì)鈬娮?、氧噴嘴和氫噴嘴的噴嘴出口流量均勻性均控制在?.5%以內(nèi)，可以保證推進(jìn)劑較均勻的混合。

【2】大流量推力室穩(wěn)定燃燒技術(shù)

國內(nèi)外研究證明，較高的燃料溫度、噴嘴壓降和噴注速度比可以有效保證氫氧推進(jìn)劑穩(wěn)定燃燒。220t補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)推力室燃料為高溫富氫燃?xì)夂透邷貧錃?，其噴前溫度遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過不穩(wěn)定邊界溫度（195K）；推力室選擇了較高的氧噴嘴壓降，確保在推力調(diào)節(jié)60%~100%范圍內(nèi)，能保證推力室燃燒穩(wěn)定；推力室噴嘴的噴注速度比選擇與RD-0120等噴注速度比相當(dāng)。最終，通過合理設(shè)計(jì)噴嘴結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)噴嘴與燃燒室聲學(xué)錯(cuò)頻。

通過仿真和試驗(yàn)可知，如圖3所示，優(yōu)選氧噴嘴的聲學(xué)頻率為6345~6554Hz。推力室噴嘴頻率與燃燒室各振型錯(cuò)開，可有效避免噴注耦合不穩(wěn)定燃燒。

【3】大熱流身部熱防護(hù)技術(shù)

為突破大熱流身部熱防護(hù)技術(shù)，在國內(nèi)氫氧發(fā)動機(jī)推力室上首次成功實(shí)現(xiàn)了一種邊區(qū)低混合比＋氣膜冷卻＋再生冷卻的組合熱防護(hù)方案，并通過快速電鑄和擴(kuò)散釬焊兩種工藝實(shí)現(xiàn)了身部外壁的快速成型，如圖4所示。

為進(jìn)一步提高推力室身部冷卻可靠性，對影響冷卻通道內(nèi)冷卻劑流量分布均勻性的進(jìn)出口集合器進(jìn)行了結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，確定了進(jìn)出口集合器兩容腔兩次均壓的設(shè)計(jì)方案。仿真結(jié)果如圖5所示，結(jié)果表明:

1）推力室身部在額定工況、燃?xì)鈧?cè)高邊區(qū)當(dāng)量混合比（工況1）、108.5%工況（工況2）、60%工況（工況3）下冷卻劑流量周向均勻性偏差均小于±5%；

2）內(nèi)壁最高氣壁溫約732K，滿足材料使用要求。

4高效率噴管造型技術(shù)

利用二維仿真計(jì)算方法對比分析了拋物線型面（TOP）、截短理想噴管型面（TIC）和RA0氏最大推力型面這3種型面，綜合考慮噴管性能、流動分離特性、質(zhì)量等，并結(jié)合以往型號設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，最終確定了220t補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)噴管型面采用應(yīng)用較成熟的RAO式造型。為研究大面積比噴管附面層對噴管性能的影響，分別對附面層修正前后噴管比沖性能進(jìn)行了二維流場仿真計(jì)算（見圖6），結(jié)果表明:①附面層修正對噴管的比沖提升的幅值很?。ㄔ黾蛹s0.1%），所以不考慮對型面進(jìn)行附面層修正；②仿真計(jì)算表明噴管效率為97.52%（該值的準(zhǔn)確性待后續(xù)研究和試驗(yàn)驗(yàn)證），滿足推力室設(shè)計(jì)要求。

【5】大尺寸高效再生冷卻噴管技術(shù)

為突破大尺寸高效再生冷卻噴管技術(shù)，噴管上段采用銑槽式再生冷卻方案，首次將擴(kuò)散釬焊工藝應(yīng)用于氫氧發(fā)動機(jī)噴管內(nèi)外壁連接，冷卻通道結(jié)構(gòu)采用等肋寬、等肋高的形式。為了提高各冷卻通道流量均勻性，采用兩進(jìn)兩出的結(jié)構(gòu)方案，且在人口集合器內(nèi)設(shè)有均流板等均流措施，如圖7所示。

仿真結(jié)果表明:

1）各通道流動均勻性較好，滿足使用要求，如圖8所示；

2）噴注器采用邊區(qū)低混合比方案比均一混合比方案端頭處溫度減小了140K，可有效緩解端頭處溫度過高帶來的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問題。

【6】大尺寸單壁氣膜冷卻噴管技術(shù)

為突破大尺寸單壁氣膜冷卻噴管技術(shù)，首次設(shè)計(jì)了超音速氣膜冷卻結(jié)構(gòu)，以滿足噴管冷卻效果、氣膜均勻性和結(jié)構(gòu)工藝性的多方面要求。在大噴管入口設(shè)計(jì)了一周360個(gè)機(jī)加方形小噴管，用于引入冷卻噴管上段的部分氫氣進(jìn)行超音速氣膜冷卻，同時(shí)金屬單壁噴管也通過輻射散熱，進(jìn)一步降低壁溫。仿真結(jié)果表明:

1）噴管下段最高氣壁溫為1400K，如圖9所示，滿足材料GH3230長期工作的許用溫度。

2）各方形小噴管出口流量偏差在±3%以內(nèi)，該集合器結(jié)構(gòu)均勻性滿足使用要求。

關(guān)鍵技術(shù)縮尺熱試驗(yàn)研究與驗(yàn)證

縮尺推力室由縮尺頭部、縮尺身部、縮尺噴管上段和縮尺噴管下段4部分組成，各部分之間采用法蘭和雙頭螺柱連接，石墨圈密封，試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)如圖10（a）所示。

縮尺頭部包括燃?xì)馇?、氫腔和氧腔，由兩?4個(gè)同軸直流式噴嘴組成，縮尺頭部所用材料及工藝與全尺件保持一致。為了考核全尺寸身部的低混合比邊區(qū)和氣膜冷卻方案的可靠性及研究低邊區(qū)混合比噴嘴及氣膜冷卻對身部換熱的影響規(guī)律，縮尺身部通過溝槽結(jié)構(gòu)的精心設(shè)計(jì)，使燃燒室及喉部下游內(nèi)壁氣壁溫隨距喉部的無量綱距離分布與全尺寸基本一致。

縮尺噴管上段組件與全尺寸采用相同的不銹鋼內(nèi)壁、外壁擴(kuò)散釬焊結(jié)構(gòu)。冷卻方案同樣采用氫順流方案，為控制冷卻氫流量并模擬全尺寸噴管方案，冷卻氫采用縮尺推力室身部出口的氣氫，冷卻通道肋寬與全尺寸保持一致?？s尺噴管下段與全尺寸采用相同的氣膜冷卻單壁結(jié)構(gòu)，氣膜冷卻結(jié)構(gòu)也采用內(nèi)外壁擴(kuò)散焊，在內(nèi)壁上沿圓周方向機(jī)加幾十個(gè)拉瓦爾方形小噴管的結(jié)構(gòu)形式。

縮尺推力室共進(jìn)行了6次熱試車，研究了不同參數(shù)對縮尺推力室燃燒特性、流量特性、熱防護(hù)性能等的影響。混合比、噴嘴壓降占比等參數(shù)均覆蓋了全尺寸60%~100%工況，未發(fā)生熄火、燒蝕和高頻燃燒不穩(wěn)定故障。試驗(yàn)起動關(guān)機(jī)過程正常，全程火焰平穩(wěn)，典型火焰如圖10（b）所示。

試后檢查噴嘴和面板、身部、噴管上段和噴管下段，均無燒蝕和結(jié)構(gòu)破壞，表明各結(jié)構(gòu)熱防護(hù)性能和制造工藝得到初步考核，如圖11所示。

【1】高效變工況補(bǔ)燃燃燒技術(shù)研究驗(yàn)證

通過6次縮尺熱試車，成功地考核了220t補(bǔ)燃循環(huán)大推力氫氧發(fā)動機(jī)推力室噴注器設(shè)計(jì)方案，燃燒高效穩(wěn)定，結(jié)構(gòu)安全可靠。優(yōu)選設(shè)計(jì)方案的燃燒效率達(dá)到99.7%以上。結(jié)合以往研制經(jīng)驗(yàn)，在全尺寸推力室中，燃燒室室壓、各噴嘴壓降、氣氫溫度等將進(jìn)一步提高，這將有利于保證更高效的燃燒?？s尺噴注器60%低工況下的燃燒效率仍高達(dá)99.6%，且燃燒過程穩(wěn)定，沒有出現(xiàn)燃燒不穩(wěn)定的情況。

【2】大流量推力室穩(wěn)定燃燒技術(shù)研究驗(yàn)證

研究表明：各次熱試車均沒有出現(xiàn)燃燒不穩(wěn)定的情況。各次測量中穩(wěn)定段的縮尺推力室高頻速變?nèi)細(xì)馇粔毫Φ拿}動幅值與穩(wěn)態(tài)燃?xì)馇粔毫Φ谋戎敌∮凇?%，氧腔高頻速變壓力與穩(wěn)態(tài)氧腔壓力的比值小于±5%。

【3】大熱流身部熱防護(hù)技術(shù)研究驗(yàn)證

研究表明：由熱試驗(yàn)測量推導(dǎo)得到的當(dāng)?shù)貧獗跍嘏c采用一維計(jì)算方法的設(shè)計(jì)計(jì)算值相符較好，各個(gè)工況的氣壁溫分布趨勢也與設(shè)計(jì)狀態(tài)一致。試驗(yàn)最高氣壁溫為760K，數(shù)值包絡(luò)了全尺身部喉部最高氣壁溫設(shè)計(jì)值732K。采用邊區(qū)混合比＋氣膜冷卻的冷卻措施后氣壁溫降低約90K。圖12為冷卻劑溫度，圖例線條為各試驗(yàn)工況的計(jì)算值，點(diǎn)為各試驗(yàn)工況測量值。1-1工況、1-2工況為僅采用再生冷卻的對比工況，1-3工況為邊區(qū)低混合比＋氣膜冷卻＋再生冷卻組合冷卻工況。

【4】再生冷卻噴管上段技術(shù)研究驗(yàn)證

研究表明:結(jié)合縮尺試驗(yàn)工況及縮尺噴管上段通道溫升和通道壓降等參數(shù)，將一維、三維仿真計(jì)算結(jié)果與縮尺試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比分析，發(fā)現(xiàn)三維仿真結(jié)果與縮尺試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，如圖13所示，確定了可用于再生冷卻噴管上段傳熱分析的模型為三維仿真計(jì)算模型。利用三維仿真模型確定了縮尺噴管上段熱試車中入口壁溫和最高氣壁溫可以基本覆蓋全尺噴管上段相應(yīng)溫度。

【5】氣膜冷卻噴管下段技術(shù)研究驗(yàn)證

研究表明:結(jié)合兩次縮尺熱試車中GH3230單壁段外壁測量溫度（最高為1000K左右），確定了適用于超音速氣膜冷卻傳熱計(jì)算的三維仿真模型，如圖14所示，可用于全尺寸噴管下段熱防護(hù)仿真校核，其中圖14中軸向X=380mm附近的2個(gè)外壁溫?cái)?shù)據(jù)懷疑異常。

截止目前，通過多項(xiàng)生產(chǎn)工藝關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，已完成220t補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)全尺短噴管推力室、全尺寸噴管上段的生產(chǎn)，全尺噴管下段也即將完成生產(chǎn)制造過程（見圖15）。

結(jié)論

通過全面的方案優(yōu)化設(shè)計(jì)、數(shù)值仿真與熱試驗(yàn)驗(yàn)證，突破了四底三腔噴注器、穩(wěn)定燃燒、身部熱防護(hù)、噴管高效造型、噴管上段熱防護(hù)、噴管下段熱防護(hù)等六項(xiàng)關(guān)鍵子技術(shù)，標(biāo)志著高壓補(bǔ)燃循環(huán)大推力氫氧發(fā)動機(jī)推力室的關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)取得較大突破:

1）為解決高效變工況補(bǔ)燃燃燒及燃燒穩(wěn)定性問題，方案設(shè)計(jì)上采用大流量三組元四底三腔噴注器方案，采用高燃料溫度、高噴嘴壓降、高速度比等參數(shù)設(shè)計(jì)，并利用合理的噴嘴結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了噴嘴與燃燒室聲學(xué)錯(cuò)頻。

2）為解決大熱流身部熱防護(hù)問題，方案設(shè)計(jì)上采用邊區(qū)低混合比＋氣膜冷卻＋再生冷卻的組合熱防護(hù)措施，縮尺試驗(yàn)最高氣壁溫為760K，數(shù)值包絡(luò)了全尺身部喉部最高氣壁溫設(shè)計(jì)值732K；采用邊區(qū)混合比＋氣膜冷卻的冷卻措施后氣壁溫降低約90K。

3）為突破再生冷卻噴管上段技術(shù)，設(shè)計(jì)上采用了內(nèi)壁銑槽擴(kuò)散釬焊外壁的再生冷卻方案，縮尺噴管上段熱試車中入口壁溫和最高氣壁溫可以基本覆蓋全尺噴管上段相應(yīng)溫度。

4）為突破氣膜冷卻噴管下段技術(shù)，方案設(shè)計(jì)上采取高超音速氣膜/輻射冷卻方案，并確定了適用于超音速氣膜冷卻傳熱計(jì)算的三維仿真模型。

搬運(yùn)件完畢

原標(biāo)題：220t級補(bǔ)燃循環(huán)氫氧發(fā)動機(jī)推力室研制

編寫人員：丁兆波，劉倩，王天泰，楊繼東，孫紀(jì)國，龔杰峰（北京航天動力研究所，北京100076）

文件翻譯：無翻譯內(nèi)容

文件校對：Falcon 9

搬運(yùn)件出版方：ASPT-航天科普小組

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原文件出版方：火箭推進(jìn)

原文件版權(quán)所有：火箭推進(jìn)及其編寫人員

出版時(shí)間：當(dāng)?shù)貢r(shí)間2021

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