徐浩海,李春红,陈建华,张 淼,吕顺进

(1.西北工业大学宇航学院,西安710000；2.液体火箭发动机技术国防科技重点实验室,西安710100；3.西安航天动力研究所,西安710100)



深度变推力液氧煤油发动机初步方案研究

徐浩海1,李春红2,陈建华2,张 淼3,吕顺进3

(1.西北工业大学宇航学院,西安710000；2.液体火箭发动机技术国防科技重点实验室,西安710100；3.西安航天动力研究所,西安710100)

摘要：针对载人登月着陆器对高性能深度变推力动力的需求，结合国内外探月及空间探索变推力发动机方案与最新进展，在我国补燃循环液氧煤油发动机高性能和具有一定推力调节能力的基础上，基于发动机推力调节敏感度分析，提出推力敏感度强/调节方案简单的泵压式深度变推力液氧煤油发动机方案；同时针对液氧煤油发动机深度变推力调节特性，提出了大范围推力调节、大变比高性能喷注器、宽范围推力室可靠冷却及高性能、稳定性能涡轮泵等关键技术及其解决途径。

关键词：深度变推力；液氧煤油；发动机

1 引言

我国的月球探测经过“绕、落、回”三个发展阶段,已掌握绕月探测、探月测控、轨道控制、飞行制导、月球软着陆和月面发射返回等技术,为载人登月奠定了一定的技术基础。在未来的载人登月项目中,载人月面着陆和起飞阶段,将是整个飞行过程中的关键,也是技术难度最大的一环。10∶1深度变推力发动机则是月面软着陆的核心关键技术之一［1-2］。开展深度变推力发动机技术研究,不仅可以为载人登月工程提供先期技术贮备,还可为重复使用动力、通用上面级动力以及深空探测动力关键技术的突破奠定基础,其涉及的深度变推力等关键技术同时也代表着未来先进液体火箭发动机的发展方向。

美国、俄罗斯等国家在这些方面已经开展了大量的探索研究和工程实践,正着手研制更加先进的变推力发动机［3］。我国迫切需要在变推力发动机上获得开创性的发展,使用无毒推进剂、提高发动机性能、深化推力调节能力、简化推力调节技术,增强发动机任务扩展能力。

2 国内外变推力发动机简述

2.1 国外变推力发动机简述

第一代变推力发动机主要研制于20世纪40年代前后。二次世界大战前,德国在有人驾驶的火箭助推式歼击机的需求牵引下,研制的变推力发动机主要有：采用过氧化氢基单组元Walter “TP-1”、Walter“TP-2”、Walter HWK RⅡ-203发动机,最大推力调节范围可达到5∶1；还有采用80%过氧化氢-20%H2O/甲醇-水合肼的泵压式、再生冷却循环的Walter HWK RⅡ-209和Walter RⅡ-211发动机,两者最大推力均为14.7 kN,推力变比10∶1(推力不能连续调节)［4］。

第二代变推力发动机主要研制于20世纪60年代至70年代。在阿波罗计划的推动下,美国研制了最大推力为46.75 kN的10∶1变推力发动机(LMDE,见图1.a),用于载人登月下降级软着陆, LMDE发动机在整个阿波罗计划中保持了100%的成功率。该发动机采用可贮存推进剂N2O4/ A-50、氦气挤压式供应系统、针栓喷注器、烧蚀冷却推力室［3］。同一时代,苏联也研制了载人登月E模块用RD-858发动机(如图1.b),该发动机最大推力为20 kN,采用N2O4/ UDMH作为推进剂,泵压式燃气发生器循环方式,设置了主级工作模式和节流工作模式,两种模式配合形成6.4∶1的推力调节范围。苏联虽未实现载人登月,但RD-858变推力发动机已通过各项验收试验,具备飞行条件,积累了丰富的泵压式空间变推力发动机研制经验［3］。

同一时期,美国洛克达因公司为长矛导弹研制了真空推力为22.26 kN的机动发动机,变推比可达到357∶1,是目前已知的液体火箭发动机历史上调节范围最大的发动机。在伺服控制阀和燃料压力的驱动下,可移动针栓能够在19.6～0.062 kN范围内调节芯级推力室推力［5］。前苏联化学自动化设计局( KB KhimAutomatiki或CADB)设计了RD-0200发动机(如图1.c),用于LavochkinSAM 5B11地空导弹二级。发动机采用硝酸/胺作为推进剂,推力可在5.9～59 kN范围内调节,燃气发生器循环系统,双推力室结构［6］。

第三代变推力发动机研制始于21世纪初期。随着人类重返月球、人类月球持续停留和载人登陆火星任务的提出,NASA以支撑未来着陆器飞行任务的推进技术为目标,开展推进和低温先进(PCAD)项目,其中之一是低温推进剂下降发动机深度调节工作的能力。猎户座飞船的牵牛星着陆器下降级动力在LH2/ LO2大范围变推力低温通用上面级CECE发动机(如图1.d)和针栓式膨胀循环TR202发动机(如图1.e)之间进行选择［7］。

普惠公司在原型机RL-10的基础上,通过设置调节元件,采用高压降氧喷注器,改进系统控制措施等方案达到10∶1变推力的要求,开展了低温通用上面级CECE发动机的研制工作。2006年到2010年,CECE发动机分4个阶段开展了47次热试。最终试验成功节流至5.9%,且系统工作稳定,获得了17.6∶1的节流能力［7］。

TR202是一个由独立的涡轮泵装置驱动的液氧液氢膨胀循环发动机,发动机的主要特点是采用同轴的涡轮泵装置、一个使氢冷却剂维持临界压力以上的再生冷却燃烧室和控制针栓位置的调节作动器。调节范围可达到10∶1。目前,TR202已开展了主要燃烧组件的热试研究［8］。

图1 国外变推力发动机Fig.1 Foreign deep throttling engine

2.2 国内变推力发动机研究现状

我国从八十年代开始变推力发动机的预研工作。发动机采用栓塞式喷注器、汽蚀管调节阀的设计方案以实现5∶1变推比。2000年左右开始推力变化范围250～2500 N(计划变推比10∶1)变推力发动机预先研究［4］。针对探月工程要求,我国正式开展了7500 N变推力发动机的预先研究,目标是推力变化范围1500～7500 N(推力变比5∶1),真空比冲为308 s。2013年,7500 N变推力发动机首次成功完成了嫦娥三号月面着陆任务［9］。

在泵压式变推力发动机方面,我国研制了燃气发生器循环系统变推力发动机,推力连续调节能力可达到2.4∶1。

在补燃循环液氧煤油发动机推力调节方面,我国也有一定的技术基础。120 t级和18 t级补燃循环液氧煤油发动机,均设置为推力和混合比可调模式,推力调节范围105%～68%,混合比调节范围±5%(图2)［10］。

图2 120 t补燃循环液氧煤油发动机工况调节热试车结果［10］Fig.2 120 t staged combustion LOX and kerosene engine variable thrust test［10］

2.3 大范围变推力发动机技术特点分析

纵观国内外变推力发动机技术发展,大范围变推力发动机具有以下技术特点：

1)在推力调节方案方面：挤压式发动机以直接调节进入燃烧室的流量为主,可达到10∶1变推能力,如LMDE［3］、7500 N变推力发动机［9］；泵压式发动机通过调节涡轮泵功率调节推力,一般采取调节涡轮燃气温度或涡轮燃气流量。其中单纯依靠降低涡轮燃气温度由于范围有限,无法实现深度推力调节,变比范围不超过5∶1(YF-100［10］、RD-180［3］、RD-191［3］)；采用涡轮旁路分流加节流方式调节推力,变比范围可达10∶1(CECE)。

2)变推力技术都需要在喷注器上进行充分的设计,可采用栓式喷注器(LMDE、TR202、长矛导弹机动发动机及7500 N变推力发动机等)；也可将喷注器设计为双模式,变推力过程中进行切换(Walter RⅡ-211［4-5］、RD-858［3］、J-2S［5］),或提高额定工况液路喷注器压降(CECE)。

3)随着任务需要,变推力发动机呈现出由挤压式转变为泵压式、由小推力提升为大推力、由常温推进剂转变为低温推进剂的发展趋势。

3 载人登月下降级发动机初步方案

为提高登月舱的运输效率和月面可达区域范围,通常采用高比冲的空间低温推进系统,如液氧煤油、液氧甲烷和液氧液氢等低温推进系统［2］。与甲烷、液氢低温推进剂相比,煤油推进剂长期贮存相对易于实现,现有发动机技术成熟度相对较高,发动机性能可满足登月任务需求,是一种适合载人长期飞行的安全推进剂类型。同时考虑我国航天发展体系,开展深度节流液氧煤油发动机研制原始创新意义重大。

3.1 发动机系统循环方案选择

对于液氧煤油推进剂来说,系统循环方式有：挤压式循环、发生器循环和富氧补燃循环。

挤压式发动机,推进剂由增压气体从贮箱挤压流出,流经氧化剂和燃料主阀,控制推进剂的通断,通过流量调节阀进行流量调节,随后进入燃烧室燃烧,经喷管喷出产生推力。该系统具有简单可靠等优点,但缺点是对贮箱压力要求较高,增加了贮箱及增压系统的结构质量和设计难度,不适合较大推力发动机。目前较大推力采用挤压式的发动机有美国4 t级登月下降级发动机LMDE(推进剂为N2O4和C2H8N2),但其在增压系统设计时攻克了难度很高的超临界氦贮存技术［3］。

燃气发生器循环为一种开式循环系统,推进剂由贮箱出来,进入氧化剂和燃料泵增压,小部分流量的推进剂进入燃气发生器燃烧产生燃气,燃气经涡轮作功后直接排放至外界或者引流至推力室喷管扩张段进行气膜冷却喷管,大部分推进剂进入推力室燃烧产生推力。由于吹涡轮的燃气未能进行充分燃烧,推进剂的化学能没有得到充分利用,发动机性能相对补燃循环较低,采用燃气发生器循环的上面级液氧煤油发动机有俄罗斯的RD-0110等［3］。

补燃循环为一种闭式循环系统,推进剂由贮箱出来,进入氧化剂和燃料泵增压,部分燃料和氧化剂进入燃气发生器燃烧产生燃气,经涡轮作功后进入燃烧室补燃,推进剂化学能得到较充分的利用,发动机比冲相对燃气发生器循环高约5%～10%［11］。采用补燃循环的上面级液氧煤油发动机主要有俄罗斯的RD-58、RD-161、RD-0124等［3］。

在同样外廓尺寸包络下,对以上几种循环方式的8吨级发动机系统参数进行计算,结果见表1。采用补燃循环时,真空比冲较高,可达到360 s左右,采用燃气发生器循环时,真空比冲比补燃循环低约20 s；采用挤压式系统时,比冲仅为341 s。因未来月球着陆器需要发动机具备尽可能高的性能,而目前国外比冲最高(达到360 s)的液氧煤油发动机RD-58S、RD-161和RD-0124等均采用了补燃循环系统,因此,8 t液氧煤油发动机要达到高性能指标要求,应采用补燃循环方式。

3.2 发动机推力调节单因素分析

对于补燃循环发动机,可大范围调节的推进剂供应路有：发生器氧化剂和燃料供应路、推力室燃料供应路以及涡轮燃气供应路,以上四路的调节均可改变发动机推进剂供应流量,进而达到调节发动机工况的目的。对四路单独调节推力能力进行分析计算如下。

1)燃气发生器燃料路节流

发生器燃料路节流与目前新一代补燃循环液氧煤油发动机变工况调节方式相似,通过调节发生器燃料路流量来控制燃气温度,从而控制涡轮输出功率。发生器燃料路流量降低,涡轮输入功率下降,发动机推力降低(图3)。当推力下降至约30%工况时,达到了发生器稳定燃烧温度下限,因此通过发生器燃料路单因素节流,无法实现30%以下的深度节流。

2)涡轮工质(燃气)分流调节方案

图3 发生器燃料路节流推力调节能力分析Fig.3 Throttling analysis of the gas generation fuel feeding line

通过降低进入涡轮的燃气流量来降低涡轮功率,以达到降推力的目的。燃气分流阀开度增大时,发动机推力下降,转速随推力线性下降；发生器温度基本不变,在低工况时有小幅的变化。单独燃气分流可以达到5∶1变推力能力(图4),但进一步降低工况时存在低工况下喷注器压降偏低问题,需采取其它措施保证喷注器压降。

图4 燃气分流推力调节能力分析Fig.4 Throttling analysis of the gas distributary line

3)燃气发生器氧路节流

通过提高氧泵负载,提高转速获得低工况下较高的扬程,提高系统稳定性,氧泵节流对推力影响较小(图5),但对发生器温度和混合比影响大。因此,氧路节流方案并不能够有效调节推力。

4)推力室燃料路节流

控制进入推力室的燃料流量,有效控制推力室混合比(图6)。

利用以上分析结果,在变推力方案设计中,对推力调节能力最大的因素燃气分流路加以调节,同时辅助调节推力室燃料路和喷注器压降,可达到发动机推力深度调节的目标。

3.3 发动机初步系统方案

结合敏感性分析计算,初步拟定了图7所示的载人登月下降级发动机方案,发动机采用泵压式富氧补燃循环单管方案。氧化剂为液氧,燃料为煤油。与已有补燃循环发动机系统相比,增加了涡轮旁路燃气分流阀,与其它自动器联合调节实现推力深度节流。系统组成主要包括氧化剂供应系统、燃料供应系统、燃气系统、多次起动系统、多次点火系统、推力调节系统、配气系统及吹除与燃料抽真空排放与回收系统等。

图5 发生器氧路节流推力调节能力分析Fig.5 Throttling analysis of the gas generation oxygen feeding line

图6 推力室燃料路节流推力调节能力分析Fig.6 Throttling analysis of the chamber fuel feeding line

图7 深度节流补燃循环液氧煤油发动机系统示意图Fig.7 Diagram of the deep throttling staged combustion LOX and kerosene engine

发动机工作时,氧化剂从贮箱通过隔离阀,进入氧化剂预压涡轮泵,以提高氧主泵入口压力,防止氧主泵汽蚀。经氧主泵进一步增压后进入燃气发生器。燃料自贮箱经隔离阀后进入燃料一级泵增压,大部分进入推力室冷却套冷却完推力室后进入燃烧室,小部分经燃料二级泵进一步增压后进入燃气发生器,与主流液氧在燃气发生器内燃烧后,驱动主涡轮,主涡轮带动泵旋转。驱动涡轮后的富氧燃气进入燃烧室与燃料进行补燃,产生高温燃气,经喷管高速喷出后产生推力。需要降低推力时,打开燃气分流阀,并逐渐增大开度,减少驱动涡轮做功的燃气流量,降低涡轮泵功率,减少泵输送推进剂流量,从而达到降低推进剂总流量以及发动机推力的目的。当推力降至一定程度时,燃烧装置的喷注器进行调整,以满足稳定燃烧的需求。同时推力室燃料路节流阀随动调节发动机混合比,防止混合比大幅偏离造成性能下降。

发动机推力调节过程中的参数变化情况见表2。

表2 发动机推力调节工况参数Table 2 Thrust throttling parameters of the engine

4 载人登月下降级发动机关键技术及解决途径

采取上述系统方案的变推力发动机,涉及的关键技术及解决途径如下：

1)补燃循环发动机大范围推力调节技术

载人登月下降级深度节流发动机与现有补燃循环发动机的主要区别在于推力调节深度大。目前国内外尚无深度节流的补燃循环发动机,需解决发动机如何实现大范围推力调节的问题。同时由于低工况下喷注器和调节装置压降较低,燃烧装置的小幅粗糙燃烧波动都有可能造成整个系统的振荡,引起供应系统的不稳定。拟通过发动机动静特性仿真,开展变工况过程优化及变工况策略研究,优化调节策略和起动方案；开展变工况系统稳定性研究,分析补燃循环发动机系统稳定性机理,提出发动机稳定性保障措施。

2)大变比、高性能喷注器技术

目前变推力喷注器技术基于液液自燃推进剂组合,而对于液氧煤油富氧补燃循环变推力发动机,国内外还未见相关的文献。如何组织富氧燃气和煤油组合的变推力调节是推力室喷注器设计的难点。为此,推力室拟采用直流-双通道离心式喷嘴,气路采用直流式喷嘴,燃料路采用双通道离心式喷嘴,燃料由两路供应,根据工况变化进行调节。需开展高压降喷注器深度节流技术研究、同轴直流离心式双集液腔喷注器技术研究,同时,对喷注器进行模拟试验研究。对于10∶1发生器喷注器需开展高效、低温针栓式喷注器技术研究,双集液腔喷注器技术研究,高压降喷注器深度节流技术研究,大变比富氧燃气发生器演示验证试验。

3)大范围变工况下推力室可靠冷却技术

为了实现推力室的高性能,往往选取较高的室压和比冲性能最佳的混合比,也就意味着身部的热流增加,由此,身部的热防护面临较大的困难。可结合推力室传热计算结果,优化选取合适的冷却方案和流量调节策略,并通过传热、部组件热试或整机热试车等手段考核。如RD-191发动机推力可调至额定工况的30%,在低工况下调整推力室冷却环带路流阻,增加冷却环带相对流量,保证低工况下冷却可靠性［3］。

4)大变比、高性能、稳定性能涡轮泵技术

研制经验表明,大变比涡轮泵需要解决超宽变工况范围内泵性能稳定性问题、轴向力平衡技术、涡轮端动密封工作可靠性技术、大范围变工况时泵气蚀问题、真空环境下轴承局部可能出现扩散焊现象、涡轮材料的抗烧蚀特性等问题。拟开展泵和涡轮轴向力的控制研究,设置具有大范围调节能力的轴向力调节装置,通过介质运转试验确定出合理的密封比压,对比验证陶瓷涂层的耐磨性、导热性,开展泵结构优化设计、大负载陶瓷轴承研制、摩擦副材料和密封结构优化选取、涡轮泵仿真系统研究及材料烧蚀试验研究等,解决大范围变工况稳定工作涡轮泵技术。

5 结论

通过对发动机方案的论证工作,深度节流液氧煤油发动机采用富氧补燃循环方案,系统上设置燃气分流调节装置,与其它自动器共同调节,可以实现10∶1深度变推力要求。系统方案具有性能高、调节范围大的优点。

深度节流涉及的主要关键技术包括：发动机深度推力调节技术、大范围变工况喷注器稳定燃烧技术、大范围变工况推力室身部可靠冷却技术以及大变比涡轮泵技术。

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Study on Scheme of Deep Throttling Liquid Oxygen and Kerosene Engine

XU Haohai1，LI Chunhong2，CHEN Jianhua2，ZHANG Miao3，LYU Shunjin3
（1.College of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710000，China；2.National Key Laboratory of Science and Technology on Liquid Propulsion Rocket Engine，Xi’an 710100，China；3.Xi’an Aerospace Propulsion Institute，Xi’an 710100，China）

Abstract：The scheme of liquid oxygen and kerosene deep throttling engine was proposed based on the analysis of different factors sensitivity to thrust and deep throttling scheme of the engine at home and abroad to power the manned lunar lander.The key technology and resolving approach were propounded such as deep throttling thrust technic of pump-feeding engine，deep throttling injector，and cooling of the chamber etc.

Key words：deep throttling；liquid oxygen and kerosene；engine

作者简介：徐浩海(1972-),男,博士研究生,研究员,研究方向为低温推进剂发动机总体设计。E-mail：149561588＠qq.com

基金项目：载人航天预先研究项目(060302)

收稿日期：2015-08-06；修回日期：2016-03-15

中图分类号：V434

文献标识码：A

文章编号：1674-5825（2016）02-0150-06