摘要

500 t級液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)是我國下一代航天主動力,將大幅提升我國航天動力的技術(shù)水平,為我國航天發(fā)展提供強(qiáng)大動力。發(fā)動機(jī)采用高壓補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng)、泵后搖擺和雙推力室方案,具有無毒環(huán)保、高性能、高可靠、推力和混合比可調(diào)節(jié)、使用維護(hù)便捷等特點,發(fā)動機(jī)研制需突破分級啟動、健康管理、泵后搖擺、大功率高效渦輪泵、高壓大流量高性能燃燒組件、高壓大流量調(diào)節(jié)組件及低溫閥門、發(fā)動機(jī)新工藝與熱試驗等多項關(guān)鍵技術(shù)。目前已完成發(fā)動機(jī)的方案設(shè)計和生產(chǎn),開展了大量試驗驗證,完成半系統(tǒng)試車和首臺整機(jī)裝配,關(guān)鍵技術(shù)取得重大突破,為發(fā)動機(jī)后續(xù)工程研制奠定了基礎(chǔ)。

引言

液體火箭發(fā)動機(jī)是運(yùn)載火箭的核心組成部分,決定著運(yùn)載火箭的關(guān)鍵特性,影響著進(jìn)入空間的能力和水平,是國家高技術(shù)水平的集中體現(xiàn)。美國、蘇聯(lián)、俄羅斯等國家在發(fā)展航天活動的幾十年間,相繼研制出了多款大推力液體火箭發(fā)動機(jī),為其航天強(qiáng)國的實現(xiàn)奠定了重要基礎(chǔ)。

20世紀(jì)60年代,美國和蘇聯(lián)的運(yùn)載火箭一級主動力均采用高密度比沖的大推力液氧煤油發(fā)動機(jī)。美國的“土星V”重型運(yùn)載火箭采用680 t級推力的F-1液氧煤油發(fā)動機(jī)作為一級主動力,成功邁出了人類載人登月的歷史步伐。同時,蘇聯(lián)開展了“N-1”重型運(yùn)載火箭的研制,擬用于載人登月,其一級主動力采用150 t級推力的NK-33液氧煤油發(fā)動機(jī),但由于控制系統(tǒng)不成熟、發(fā)動機(jī)臺數(shù)過多等問題,該火箭的研制最終以4次飛行試驗失敗而告終。

20世紀(jì)70～80年代,蘇聯(lián)致力于發(fā)展大推力液氧煤油高壓補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動機(jī)技術(shù)并取得突出成就,成功研制了740 t級推力的RD-170發(fā)動機(jī),為“能源”號和“天頂”號等運(yùn)載火箭提供了強(qiáng)大動力,也為俄羅斯后續(xù)RD-180、RD-191發(fā)動機(jī)奠定了決定性基礎(chǔ)。由于技術(shù)和相關(guān)工業(yè)體系發(fā)展方向等原因,美國航天飛機(jī)、歐洲阿里安5火箭和日本H-2A火箭等運(yùn)載火箭,其主動力均轉(zhuǎn)而采用大推力固體助推器加液氧液氫發(fā)動機(jī)的模式。

20世紀(jì)90年代,俄羅斯以RD-170液氧煤油發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ),成功拓展研制了400 t級推力的RD-180和200 t級推力的RD-191液氧煤油發(fā)動機(jī)。其中,RD-180發(fā)動機(jī)出口美國用于宇宙神系列運(yùn)載火箭,RD-191發(fā)動機(jī)用于俄羅斯安加拉系列運(yùn)載火箭。美國一方面引進(jìn)俄羅斯液氧煤油發(fā)動機(jī)及技術(shù),先后引進(jìn)俄羅斯RD-120、NK-33和RD-180等發(fā)動機(jī)開展研究及使用,另一方面也開始研究自己的補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機(jī)技術(shù),航空噴氣公司、洛克達(dá)因公司曾分別提出350 t級推力的AJ-800和400 tf級推力的RS-76液氧煤油補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動機(jī)方案。

21世紀(jì)以來,俄羅斯形成了RD-170、RD-180和RD-191液氧煤油發(fā)動機(jī)系列,高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)技術(shù)達(dá)到世界最高水平,奠定了俄羅斯航天強(qiáng)國的地位。近年來重啟RD-170發(fā)動機(jī)生產(chǎn)線,研制了改進(jìn)型RD-171MV發(fā)動機(jī),擬用于俄羅斯未來聯(lián)盟-5火箭和重型運(yùn)載火箭。

21世紀(jì)以來,美國液體主動力技術(shù)的研究呈現(xiàn)多元化。先后開展了推力400 t級RS-84、AJ-1-E6和200 t級AR-1等多型液氧煤油發(fā)動機(jī)的研制,但由于其航天計劃調(diào)整、資金、技術(shù)等多方面原因,最終均未能完成研制。2005年以來,SpaceX公司研制了Merlin-1系列液氧煤油發(fā)動機(jī),成為獵鷹1/9運(yùn)載火箭成功和SpaceX公司崛起的關(guān)鍵,同時SpaceX公司也在不遺余力地研制綜合性能更高的200 t級全流量補(bǔ)燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動機(jī)Raptor。2013年以來,聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟公司與藍(lán)源公司合作研制了推力250 t級BE-4液氧甲烷發(fā)動機(jī),以替代進(jìn)口的RD-180發(fā)動機(jī)。當(dāng)前美國主流運(yùn)載火箭中,仍較多地采用液氧煤油發(fā)動機(jī)作為主動力,宇宙神3/5、金牛座Ⅱ和獵鷹9火箭均采用液氧煤油發(fā)動機(jī),NASA也提出將大推力液氧煤油發(fā)動機(jī)作為太空發(fā)射系統(tǒng)SLS未來改進(jìn)型的主動力。

縱觀世界各國的航天發(fā)展,液氧煤油發(fā)動機(jī)以其高密度比沖、無毒環(huán)保、使用成本低等優(yōu)點,廣泛應(yīng)用于運(yùn)載火箭和航天飛行器,是運(yùn)載火箭主動力的理想選擇。

我國航天液體主動力技術(shù)始終堅持獨(dú)立自主、開拓創(chuàng)新的思路,新中國至今液體動力從無到有、持續(xù)壯大,見證了我國的航天發(fā)展之路。20世紀(jì)70年代至今,我國75 tf級推力的YF-20系列四氧化二氮/偏二甲肼發(fā)動機(jī)作為金牌動力,完成了400余次的發(fā)射任務(wù),實現(xiàn)了我國載人航天的偉大夢想,支撐了我國航天大國的地位。我國在20世紀(jì)80年代后期開始論證新一代航天運(yùn)載器及其發(fā)動機(jī),目前推力120 t級的YF-100和18 t級的YF-115液氧煤油發(fā)動機(jī)研制成功,2015年以來已陸續(xù)用于新一代CZ-5、CZ-6和CZ-7系列運(yùn)載火箭,推動我國從航天大國向航天強(qiáng)國邁進(jìn)。

根據(jù)航天發(fā)展的需求,近年來我國在重型運(yùn)載火箭及其動力系統(tǒng)的論證與研究的過程中,提出研制500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)作為一級主動力。該發(fā)動機(jī)的研制將大幅提升我國航天動力的技術(shù)水平,為我國航天發(fā)展提供強(qiáng)大動力。

發(fā)動機(jī)技術(shù)方案

根據(jù)我國重型運(yùn)載火箭動力需求和液體動力技術(shù)的發(fā)展需要,基于現(xiàn)有研制基礎(chǔ),充分考慮有效控制研制風(fēng)險,提出了我國500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)技術(shù)方案,通過創(chuàng)新研制思路與研制模式,力爭帶動液體動力及相關(guān)產(chǎn)業(yè)技術(shù)的全面進(jìn)步。

為實現(xiàn)高比沖要求,采用高壓補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng); 為改善啟動品質(zhì)、實現(xiàn)起飛前故障檢測,采用分級啟動方案; 為實現(xiàn)提高推重比、減小搖擺力矩,采用泵后搖擺方案; 為控制研制難度和風(fēng)險,采用雙推力室方案; 為提高火箭性能,滿足動力重構(gòu)、重復(fù)使用等潛在需求,采用故障診斷、大范圍推力和混合比調(diào)節(jié)方案。

發(fā)動機(jī)主要組件包括推力室、燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪泵、氧化劑預(yù)壓渦輪泵、燃料預(yù)壓渦輪泵、推力調(diào)節(jié)器、混合比調(diào)節(jié)器、液氧主閥、推力室燃料主閥和發(fā)生器燃料閥等。發(fā)動機(jī)氣液系統(tǒng)原理見圖1,總裝結(jié)構(gòu)見圖2,主要參數(shù)見表1。

發(fā)動機(jī)主要特點如下:

1)性能高。由于采用先進(jìn)的補(bǔ)燃循環(huán)方案,發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑的化學(xué)能得到充分釋放,比沖性能比開式循環(huán)發(fā)動機(jī)提高10以上; 相比我國現(xiàn)有最大推力的120 t級發(fā)動機(jī),隨著燃燒室壓力進(jìn)一步提高,發(fā)動機(jī)具有更高的比沖性能。

2)可靠性高。發(fā)動機(jī)在起飛前和飛行過程中均可進(jìn)行故障檢測,有利于提高火箭發(fā)射和飛行可靠性; 發(fā)動機(jī)采用性能更高的新材料,采取了關(guān)鍵部位局部冷卻、余度控制和關(guān)機(jī)冗余等提升可靠性的措施。

3)推力和混合比可大范圍調(diào)節(jié)。通過發(fā)動機(jī)推力和混合比調(diào)節(jié),可以降低火箭的飛行過載、氣動載荷和后效沖量,減少剩余推進(jìn)劑,優(yōu)化火箭飛行彈道,有效提高火箭的性能。

4)便于實現(xiàn)推力矢量控制。采用先進(jìn)的泵后搖擺技術(shù),搖擺力矩小; 發(fā)動機(jī)具有雙向、單向搖擺功能,兼容性好,且可對兩推力室分別進(jìn)行搖擺控制,便于運(yùn)載火箭使用。

5)使用維護(hù)便捷?？蔀檫\(yùn)載火箭的伺服機(jī)構(gòu)或發(fā)電裝置提供高壓煤油作為動力,便于火箭方案優(yōu)化; 可設(shè)置換熱裝置用于加熱貯箱增壓工質(zhì)。具備發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)運(yùn)、交付過程和終止發(fā)射的快速處理能力。

6)具有重復(fù)使用潛力。在關(guān)鍵組件的方案和發(fā)動機(jī)總體拓展方案設(shè)計過程中考慮了重復(fù)使用需求。

關(guān)鍵技術(shù)

相比我國現(xiàn)有液體火箭發(fā)動機(jī),500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)推力、比沖和推重比等性能指標(biāo)大幅提升,設(shè)計、生產(chǎn)和試驗的難度顯著增加,發(fā)動機(jī)研制過程中需要突破一系列關(guān)鍵技術(shù)。

1 大推力液氧煤油發(fā)動機(jī)分級啟動技術(shù)

為降低500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)啟動能量釋放密度,減小啟動過程壓力和溫度沖擊,改善啟動品質(zhì),同時為火箭起飛前的發(fā)動機(jī)故障檢測提供條件,采用了先進(jìn)的分級啟動技術(shù)。大推力發(fā)動機(jī)分級啟動技術(shù)在我國尚無成熟應(yīng)用,為突破該技術(shù),開展了大推力發(fā)動機(jī)點火技術(shù)、分級啟動控制技術(shù)、啟動仿真技術(shù)、組件動態(tài)試驗技術(shù)、分系統(tǒng)冷調(diào)試驗技術(shù)和發(fā)動機(jī)半系統(tǒng)試車啟動技術(shù)等研究,后續(xù)將在發(fā)動機(jī)整機(jī)熱試車進(jìn)行驗證,最終實現(xiàn)平穩(wěn)、快速、可靠的分級啟動。

2 大推力液氧煤油發(fā)動機(jī)健康管理技術(shù)

為提高運(yùn)載火箭發(fā)射和飛行的可靠性與安全性,在火箭起飛前和飛行過程中將進(jìn)行發(fā)動機(jī)故障監(jiān)控,根據(jù)發(fā)動機(jī)健康狀態(tài),采取相應(yīng)控制措施。大推力發(fā)動機(jī)健康管理技術(shù)在我國尚無成熟應(yīng)用,為突破該技術(shù),開展了發(fā)動機(jī)故障機(jī)理和影響研究、典型故障分析與特征提取技術(shù)研究和半系統(tǒng)故障監(jiān)控技術(shù)研究,建立了渦輪泵位移故障監(jiān)控系統(tǒng)并成功應(yīng)用于半系統(tǒng)試車,后續(xù)還將進(jìn)一步開展緩速變參數(shù)融合、智能融合等故障監(jiān)控技術(shù)研究,最終建立故障診斷及健康管理平臺,實現(xiàn)對發(fā)動機(jī)全工作過程的狀態(tài)監(jiān)控與診斷。

3 大推力液氧煤油發(fā)動機(jī)泵后搖擺技術(shù)

為解決泵前搖擺發(fā)動機(jī)搖擺質(zhì)心偏心、搖擺力矩大、搖擺包絡(luò)空間大等問題,同時實現(xiàn)發(fā)動機(jī)減質(zhì),采用了先進(jìn)的泵后搖擺技術(shù)。高溫高壓大口徑燃?xì)鈸u擺裝置是大推力液氧煤油發(fā)動機(jī)實現(xiàn)泵后搖擺的關(guān)鍵,為填補(bǔ)國內(nèi)的該項技術(shù)空白,開展了高溫高壓富氧燃?xì)獯罂趶綋u擺軟管技術(shù)、燃?xì)饴樊愋徒饘倜芊饧夹g(shù)、重載常平座技術(shù)、可調(diào)心重載軸承技術(shù)和燃?xì)鈸u擺裝置熱試驗技術(shù)等研究,相關(guān)設(shè)計、材料、工藝和試驗技術(shù)均得到初步驗證與突破,相關(guān)技術(shù)已拓展應(yīng)用于我國120 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)能力提升。

4 高壓大流量高性能燃燒組件技術(shù)

推力室和燃?xì)獍l(fā)生器是液體火箭發(fā)動機(jī)實現(xiàn)能量轉(zhuǎn)換的核心裝置,工作在高溫高壓的惡劣環(huán)境中。相比以往的發(fā)動機(jī),500 tf級液氧煤油發(fā)動機(jī)燃燒組件的結(jié)構(gòu)尺寸、壓力、流量和熱流顯著增大,燃燒穩(wěn)定性控制、冷卻和溫度均勻性控制難度劇增。技術(shù)攻關(guān)過程中開展了高效穩(wěn)定燃燒噴注器設(shè)計與仿真技術(shù)、長壽命推力室身部冷卻設(shè)計技術(shù)、高壓大流量燃?xì)獍l(fā)生器穩(wěn)定燃燒與燃?xì)鉁囟染鶆蛐钥刂萍夹g(shù)和燃燒特性與穩(wěn)定性模擬試驗技術(shù)等研究,通過半系統(tǒng)試車考核,關(guān)鍵技術(shù)取得突破,后續(xù)將在發(fā)動機(jī)整機(jī)熱試車方面對推力室燃燒穩(wěn)定性進(jìn)行驗證。

5 大功率高效渦輪泵技術(shù)

渦輪泵作為發(fā)動機(jī)的“心臟”,是液體火箭發(fā)動機(jī)中難度和故障率最高的組件之一,500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)最高壓力達(dá)70 MPa以上,渦輪泵功率近120 MW,隨著渦輪泵規(guī)模的增大,部分零部件的設(shè)計、生產(chǎn)和試驗已遠(yuǎn)超現(xiàn)有標(biāo)準(zhǔn)。技術(shù)攻關(guān)過程中開展了大功率渦輪泵總體布局技術(shù)、大范圍軸向力平衡技術(shù)、高效率抗燒蝕渦輪技術(shù)、高性能大功率液氧泵技術(shù)、低溫重載高DN值軸承技術(shù)和高PV值組合式動密封技術(shù)等研究,通過半系統(tǒng)試車考核,關(guān)鍵技術(shù)取得突破。

6 高壓大流量調(diào)節(jié)組件及低溫閥門技術(shù)

500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)的調(diào)節(jié)組件和閥門是發(fā)動機(jī)啟動關(guān)機(jī)控制、工況調(diào)節(jié)與穩(wěn)定的執(zhí)行元件,其中,調(diào)節(jié)器具有功能多、調(diào)節(jié)精度高、工作壓力高、流量大的特點,液氧主閥具有低溫、超大流量、低流阻的特點,這些均成為發(fā)動機(jī)自動器的研制難點。技術(shù)攻關(guān)過程中開展了高壓大流量高精度推力調(diào)節(jié)器技術(shù)和高壓超大流量低流阻低溫閥技術(shù)等研究,通過地面試驗考核和半系統(tǒng)試車驗證,關(guān)鍵技術(shù)取得突破。

7 大推力液氧煤油發(fā)動機(jī)新工藝技術(shù)

為實現(xiàn)500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)的可靠性和先進(jìn)性,采用了泵后搖擺裝置、渦輪殼體夾層冷卻釬焊結(jié)構(gòu)、泵圓管式導(dǎo)向器、氧閥新型密封等大量新結(jié)構(gòu),采用的新材料涉及高溫合金、高強(qiáng)鋼和銅鎳錳合金等,部分關(guān)鍵組件的加工制造難度大幅提升。技術(shù)攻關(guān)過程中開展的關(guān)鍵工藝技術(shù)研究包括新材料工程化應(yīng)用、復(fù)雜型腔電火花成形、球殼內(nèi)襯旋壓成形、鈦合金管式擴(kuò)壓器高效加工、大懸深變螺距誘導(dǎo)輪加工、多噴嘴復(fù)雜不可視結(jié)構(gòu)底部組件裝配釬焊等,并在此基礎(chǔ)上完成了發(fā)動機(jī)組件、半系統(tǒng)裝置和整機(jī)工程樣機(jī)的制造,發(fā)動機(jī)新工藝技術(shù)取得突破。

8 大推力液氧煤油發(fā)動機(jī)先進(jìn)測量與試驗技術(shù)

由于發(fā)動機(jī)及組件工作環(huán)境復(fù)雜嚴(yán)酷,涉及高低溫、高壓、大熱流、富氧、沖擊及多振源環(huán)境,動力學(xué)特性復(fù)雜,對發(fā)動機(jī)及組件的試驗和測試提出了更高要求。開展了基于光纖光柵動應(yīng)變的結(jié)構(gòu)模態(tài)檢測和基于高速攝影的結(jié)構(gòu)位姿反演等先進(jìn)測試技術(shù)研究,為發(fā)動機(jī)工作過程結(jié)構(gòu)狀態(tài)評估提供了新手段。開展了模擬試驗技術(shù)研究,通過燃?xì)獍l(fā)生器縮尺件熱試驗、啟動分系統(tǒng)綜合冷調(diào)試驗、雙推力室發(fā)動機(jī)燃?xì)庀到y(tǒng)流動-聲學(xué)特性試驗、組件低工況模擬試驗等,獲得了組件關(guān)鍵特性,建立了一系列試驗?zāi)M準(zhǔn)則。建立了國內(nèi)最大的液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)半系統(tǒng)試車系統(tǒng)并完成半系統(tǒng)試車。

研制進(jìn)展

隨著我國500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)的突破,目前已完成發(fā)動機(jī)方案論證與設(shè)計,開展了組件生產(chǎn)與試驗,完成半系統(tǒng)試車和發(fā)動機(jī)整機(jī)裝配。

【1】發(fā)動機(jī)系統(tǒng)研制進(jìn)展

1.1 分級啟動技術(shù)研究

根據(jù)發(fā)動機(jī)的方案特點和使用要求,采用先進(jìn)的分級啟動方案,開展了大推力發(fā)動機(jī)分級啟動技術(shù)研究。建立雙推力室液氧煤油發(fā)動機(jī)啟動仿真模型,研究了影響發(fā)動機(jī)啟動特性的因素。通過開展渦輪泵、調(diào)節(jié)器、節(jié)流閥等組件的動態(tài)試驗,獲得組件動態(tài)特性,驗證并優(yōu)化仿真模型。通過開展發(fā)動機(jī)啟動仿真分析和試驗研究,確定了實現(xiàn)初級工況60～65的發(fā)動機(jī)分級啟動關(guān)鍵參數(shù)和程序(見圖3),基于此成功完成了半系統(tǒng)試車分級啟動。

1.2 高可靠、高精度機(jī)電伺服控制技術(shù)研究

針對發(fā)動機(jī)分級啟動和工況調(diào)節(jié)的高可靠、高精度調(diào)節(jié)控制要求,在我國液體火箭發(fā)動機(jī)領(lǐng)域首次采用調(diào)節(jié)元件機(jī)電伺服控制技術(shù),采用“控制三余度-驅(qū)動雙余度”的閉環(huán)控制方案,實現(xiàn)了調(diào)節(jié)元件位置的精確、穩(wěn)定控制,見圖4。相比我國以往發(fā)動機(jī)的電液驅(qū)動方案以及俄羅斯同類型發(fā)動機(jī)的電液伺服方案,在大幅簡化發(fā)動機(jī)氣液系統(tǒng)的同時,顯著提高了發(fā)動機(jī)調(diào)節(jié)控制的可靠性、便捷性和準(zhǔn)確性。

1.3 故障診斷技術(shù)研究

基于發(fā)動機(jī)可靠性、安全性需求和飛行全過程故障監(jiān)控的使用要求,開展了故障健康技術(shù)研究。根據(jù)發(fā)動機(jī)方案和同類型發(fā)動機(jī)的研制經(jīng)驗,首先進(jìn)行大推力液氧煤油發(fā)動機(jī)典型故障模式研究,建立故障仿真模型,對影響發(fā)動機(jī)安全和正常工作的故障模式進(jìn)行仿真分析,進(jìn)而提取故障敏感性高的特征參數(shù),主要包括主渦輪出口溫度、推力室點火路壓力和主渦輪泵轉(zhuǎn)速,以及泵出口壓力和渦輪泵轉(zhuǎn)子軸向位移等,研究結(jié)果為發(fā)動機(jī)故障監(jiān)控參數(shù)的選取提供了重要依據(jù)。在此基礎(chǔ)上,針對大推力液氧煤油發(fā)動機(jī)半系統(tǒng)試車,建立了多參數(shù)融合診斷的故障監(jiān)控方法,監(jiān)測時段包括啟動準(zhǔn)備階段、啟動過程和主級工作過程,為半系統(tǒng)試車提供了重要的安全性保障。

【2】發(fā)動機(jī)總裝研制進(jìn)展

2.1 燃?xì)鈸u擺裝置方案與研制進(jìn)展

燃?xì)鈸u擺裝置是高壓補(bǔ)燃液氧煤油發(fā)動機(jī)實現(xiàn)泵后搖擺的關(guān)鍵組件。為實現(xiàn)在高溫高壓富氧燃?xì)鈼l件下的優(yōu)良搖擺性能,燃?xì)鈸u擺軟管采用多層S型增強(qiáng)波紋管結(jié)構(gòu),并對波紋管進(jìn)行液氧冷卻; 為在傳遞推力的同時實現(xiàn)對燃?xì)夤苈窡嶙冃?、瞬時沖擊和搖擺的補(bǔ)償,采用可調(diào)心重載傳力軸承和高速搖擺軸承方案; 為控制結(jié)構(gòu)質(zhì)量,采用超高強(qiáng)度不銹鋼和結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化的常平座方案。燃?xì)鈸u擺裝置結(jié)構(gòu)見圖5。

目前已完成該燃?xì)鈸u擺裝置的設(shè)計與生產(chǎn),開展了燃?xì)鈸u擺裝置成型工藝研究、承壓試驗、搖擺試驗、疲勞壽命試驗和搖擺熱試驗等,驗證并優(yōu)化燃?xì)鈸u擺裝置方案。

2.2 發(fā)動機(jī)主承力構(gòu)件熱結(jié)構(gòu)特性研究

隨著發(fā)動機(jī)推力量級的增大,發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)規(guī)模也隨之增大,力熱環(huán)境條件更加惡劣,為保證結(jié)構(gòu)工作安全性,開展了復(fù)雜力熱環(huán)境下主承力構(gòu)件結(jié)構(gòu)受力變形及強(qiáng)度分析研究。通過開展流場仿真,獲得結(jié)構(gòu)內(nèi)部的壓力和溫度等動力學(xué)參數(shù),作為結(jié)構(gòu)有限元分析的計算條件,進(jìn)而獲得整個結(jié)構(gòu)的變形量和結(jié)構(gòu)應(yīng)力(見圖6),基于此識別出危險截面,對其強(qiáng)度、安全性和可靠性進(jìn)行評估,亦可有針對性地進(jìn)行局部改進(jìn)優(yōu)化。

【3】燃燒組件研制進(jìn)展

3.1 燃燒組件方案與研制進(jìn)展

500 t級發(fā)動機(jī)燃燒組件包括推力室和燃?xì)獍l(fā)生器,在全世界液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)中,該推力室的推力最大,燃?xì)獍l(fā)生器的流量最大。

推力室用于為發(fā)動機(jī)產(chǎn)生推力。為抑制推力室高頻不穩(wěn)定燃燒,采用了噴注器能量釋放技術(shù)方案。為解決推力室冷卻問題,采用了再生冷卻、液膜冷卻、鍍層防護(hù)相結(jié)合的技術(shù)方案,并優(yōu)化冷卻流路。推力室結(jié)構(gòu)見圖7。

燃?xì)獍l(fā)生器用于向主渦輪提供驅(qū)動工質(zhì)。為抑制燃?xì)獍l(fā)生器橫向高頻不穩(wěn)定燃燒、改善溫度均勻性,采用新型噴注器結(jié)構(gòu)方案。

目前已完成該推力室和燃?xì)獍l(fā)生器的設(shè)計與生產(chǎn),開展了相關(guān)液流、液壓、聲學(xué)、燃燒穩(wěn)定性等試驗研究,驗證了燃燒組件方案。

3.2 推力室燃燒穩(wěn)定性技術(shù)研究

500 t發(fā)動機(jī)推力室在目前世界同類型發(fā)動機(jī)中最大。相比現(xiàn)有同類型發(fā)動機(jī),結(jié)構(gòu)尺寸的顯著增大,隨之而來的是燃燒穩(wěn)定性問題愈加突出。為實現(xiàn)推力室高效穩(wěn)定燃燒且結(jié)構(gòu)優(yōu)化,開展了隔板噴嘴用于加強(qiáng)推力室燃燒穩(wěn)定性的研究[14]?；诟舭鍑娮焱屏κ夷Ｐ?通過開展聲學(xué)特性仿真和聲學(xué)模擬試驗,得到了隔板噴嘴的阻尼效應(yīng),研究了其特征結(jié)構(gòu)參數(shù)對于燃燒穩(wěn)定性的影響,見圖8,該研究為推力室燃燒穩(wěn)定性方案的確定提供了重要依據(jù)。

3.3 燃?xì)獍l(fā)生器溫度均勻性技術(shù)研究

燃?xì)獍l(fā)生器噴注器流量分配的均勻性對于保證燃?xì)鉁囟染鶆蛐云鹬陵P(guān)重要的作用。為獲得較好的流量均勻性,通過開展燃?xì)獍l(fā)生器三維流場仿真獲得壓力分布(見圖9),進(jìn)而通過改進(jìn)結(jié)構(gòu),優(yōu)化流場、均衡壓力和流量分布。根據(jù)流場仿真結(jié)果分析流量不均勻的原因,對燃?xì)獍l(fā)生器身部的結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn),降低了氧化劑進(jìn)入時因徑向沖擊造成的流動損失,噴嘴流量周向分布偏差由約±15減小到±6.5以內(nèi),溫度均勻性得到顯著改善。

【4】渦輪泵研制進(jìn)展

4.1 渦輪泵方案與研制進(jìn)展

500 t級發(fā)動機(jī)渦輪泵用于為燃?xì)獍l(fā)生器和推力室提供高壓推進(jìn)劑,渦輪驅(qū)動工質(zhì)為燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的富氧燃?xì)?。為解決大功率渦輪泵減振、軸向力平衡、熱防護(hù)、高低溫動密封等問題,采用了新型軸系支撐結(jié)構(gòu)、新型圓管式導(dǎo)向器、高效軸向力平衡裝置、渦輪局部冷卻、燃?xì)馔ǖ绹娡靠寡趸繉?、鍍膜軸承結(jié)構(gòu)、組合式密封等技術(shù)方案。渦輪泵結(jié)構(gòu)見圖10。

目前已完成該渦輪泵的設(shè)計與生產(chǎn),開展了渦輪泵性能試驗、涂層燒蝕試驗、軸向力研究試驗、軸承和端面密封運(yùn)轉(zhuǎn)試驗等大量研究性試驗,驗證并優(yōu)化渦輪泵方案。

4.2 大范圍軸向力平衡技術(shù)研究

隨著渦輪泵規(guī)模的增大,加之需滿足發(fā)動機(jī)大范圍工況調(diào)節(jié)要求,軸向力平衡難度顯著增大,大范圍軸向力平衡技術(shù)成為發(fā)動機(jī)研制需解決的重大關(guān)鍵技術(shù)之一。采用新型高效軸向力平衡裝置,開展了軸向力仿真評估方法研究。建立了軸向力計算模型,根據(jù)軸承剛度試驗獲得的位移-載荷關(guān)系曲線和渦輪泵試驗獲得的位移數(shù)據(jù)(見圖 11),結(jié)合有限元分析,能夠較為準(zhǔn)確地評估渦輪泵軸向力。采用基于串聯(lián)剛度模型的軸向力計算研究,泵水力試驗結(jié)果表明軸向力計算值與實測值的誤差僅為4.1,為大范圍軸向力平衡技術(shù)的突破提供了重要支撐。

4.3 大功率渦輪泵轉(zhuǎn)子動力學(xué)研究

針對大功率渦輪泵轉(zhuǎn)子動力學(xué)問題開展了包括共振頻率預(yù)示以及關(guān)鍵參數(shù)對于轉(zhuǎn)子動平衡的影響研究。建立了渦輪泵轉(zhuǎn)子局部共振模型,研究并提出了通過振動數(shù)據(jù)進(jìn)行局部動力學(xué)共振頻率預(yù)示的方法,并通過試驗驗證,見圖 12。通過建立考慮軸承徑向游隙的轉(zhuǎn)子模型和考慮裝配間隙的動平衡模型,研究了軸承徑向游隙對轉(zhuǎn)子不平衡響應(yīng)的影響和不同零件的偏心距以及配合間隙對轉(zhuǎn)子殘余不平衡量的影響,并通過試驗驗證。

4.4 大功率高性能液氧泵技術(shù)研究

500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)液氧泵工作在低溫高壓、高負(fù)載、大振動等復(fù)雜力熱環(huán)境,要求其滿足高效率、高可靠、大工況范圍等要求,為此開展了大功率高性能液氧泵技術(shù)研究。通過采用變螺距誘導(dǎo)輪與高速離心泵的匹配優(yōu)化設(shè)計,結(jié)合流固熱多場耦合仿真開展葉輪關(guān)鍵間隙變化和流動特性的影響分析(見圖 13),實現(xiàn)了葉輪各結(jié)構(gòu)尺寸的高效精細(xì)化設(shè)計,從而提升大功率液氧泵的效率和工作可靠性。

5 自動器研制進(jìn)展

500 t級發(fā)動機(jī)設(shè)置多種類型的自動器,用于實現(xiàn)發(fā)動機(jī)的調(diào)節(jié)與控制,其中研制難度較高的主要包括推力調(diào)節(jié)器和液氧主閥。推力調(diào)節(jié)器主要用于實現(xiàn)發(fā)動機(jī)啟動轉(zhuǎn)級和推力調(diào)節(jié),為實現(xiàn)便捷精準(zhǔn)控制,首次在液體火箭發(fā)動機(jī)領(lǐng)域采用機(jī)電伺服閉環(huán)控制方案; 液氧主閥用于控制燃?xì)獍l(fā)生器的液氧供應(yīng),在世界液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)中最大,采用了新型高強(qiáng)鋼輕質(zhì)殼體、新型蓄能密封、新型降阻流道等結(jié)構(gòu)方案,其結(jié)構(gòu)見圖 14。

目前已完成500 t級發(fā)動機(jī)包括推力調(diào)節(jié)器和液氧主閥在內(nèi)各自動器的設(shè)計與生產(chǎn),開展了自動器的功能與性能試驗,包括推力調(diào)節(jié)器動、靜特性試驗,液氧主閥流阻試驗、密封試驗、低溫介質(zhì)試驗等,獲得了關(guān)鍵特性,驗證并優(yōu)化自動器方案。

6 半系統(tǒng)試車進(jìn)展

500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)半系統(tǒng)裝置絕大部分總裝布局和產(chǎn)品狀態(tài)與發(fā)動機(jī)整機(jī)一致,包含了發(fā)動機(jī)除推力室外的幾乎所有組件,可實現(xiàn)對發(fā)動機(jī)大部分組件的全面考核,系統(tǒng)原理圖見圖 15。

我國已完成500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)全工況半系統(tǒng)試車,試車照片見圖 16,參數(shù)曲線見圖 17。

半系統(tǒng)試車的主要結(jié)果如下:

1)試驗過程系統(tǒng)參數(shù)協(xié)調(diào),工作穩(wěn)定,試驗數(shù)據(jù)和仿真結(jié)果吻合較好,渦輪泵轉(zhuǎn)速計算偏差小于1,燃?xì)獍l(fā)生器壓力達(dá)到近50 MPa,驗證了數(shù)值仿真的準(zhǔn)確性和系統(tǒng)工作的協(xié)調(diào)性。

2)初步驗證了分級啟動、機(jī)電伺服控制和啟動故障監(jiān)控等技術(shù),實現(xiàn)了平穩(wěn)、可控啟動和低工況初級停留,啟動品質(zhì)良好,為突破發(fā)動機(jī)整機(jī)分級啟動、健康管理等技術(shù)奠定了重要基礎(chǔ)。

3)驗證了大功率高效渦輪泵、大流量高壓燃?xì)獍l(fā)生器、高精度大范圍推力調(diào)節(jié)器、高壓大流量液氧主閥等組件技術(shù),考核了這些新研組件的設(shè)計方案和新材料、新工藝,驗證了設(shè)計、制造與試驗技術(shù)突破的有效性。

4)半系統(tǒng)裝置結(jié)構(gòu)布局與發(fā)動機(jī)狀態(tài)基本一致,考核了發(fā)動機(jī)總裝方案,驗證了總裝技術(shù)的突破情況。

7 發(fā)動機(jī)整機(jī)進(jìn)展

我國500 t級液氧煤油發(fā)動機(jī)整機(jī)裝配工作已完成(見圖 18),發(fā)動機(jī)產(chǎn)品具備參加試車的條件,目前正在開展首次整機(jī)試車的準(zhǔn)備工作。

結(jié)語

500 t級液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)是我國下一代航天主動力,具有高性能、高可靠、使用維護(hù)便捷等優(yōu)點和重復(fù)使用潛力。目前已完成發(fā)動機(jī)設(shè)計、生產(chǎn),以及大量研究性試驗和改進(jìn)優(yōu)化,取得了全工況半系統(tǒng)試車和首臺發(fā)動機(jī)整機(jī)等標(biāo)志性進(jìn)展,關(guān)鍵技術(shù)取得重大突破,為發(fā)動機(jī)后續(xù)研制奠定了基礎(chǔ)。

搬運(yùn)件完畢

原標(biāo)題：500tf級液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)研制進(jìn)展

編寫人員：李斌1,陳暉2,馬冬英2,高玉閃2

（1.航天推進(jìn)技術(shù)研究院,陜西西安710100;2.西安航天動力研究所,陜西西安710100）

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

搬運(yùn)件版權(quán)所有：搬運(yùn)件出版方無版權(quán)

原文件出版方：《火箭推進(jìn)》

原文件版權(quán)所有：《火箭推進(jìn)》編輯部

出版時間：當(dāng)?shù)貢r間2022

原文地址：http://hjtjnew.paperopen.com/upload/html/202202001.html#