丁兆波，刘 倩，王天泰，杨继东，孙纪国，龚杰峰

(北京航天动力研究所，北京 100076)

0 引言

“航天发展，动力先行”，为全面提升我国进出空间、利用空间的能力，开展重型运载火箭发动机的研制势在必行。高压补燃循环氢氧发动机具有大推力、高比冲等系列优点，是未来载人登月和深空探测重型运载火箭上面级的首选动力。推力室作为220 t高压补燃氢氧发动机的核心部件，用于实现能量转化产生推力。为了满足真空比冲指标要求，推力室燃烧效率需达到99.5%以上，这一指标已经达到了国内外氢氧发动机的最高水平。同时，相比现役某型大推力氢氧发动机，220 t补燃循环氢氧发动机推力室室压和流量均成倍增加，且为气氢、液氧和富氢燃气三股介质组织燃烧方式，大流量大尺度下有效组织推进剂的雾化、均匀混合、燃烧室高效燃烧、大幅变推及稳定燃烧等都变得更加困难。220 t氢氧发动机采用了补燃循环系统技术和推力室分流冷却技术方案，身部热防护难度大幅增加。

为了达到高的比冲性能指标要求，220 t氢氧发动机推力室面积比达到100，喷管长度达3.5 m，是世界上尺寸最大的氢氧发动机喷管。借鉴国外成熟型号的设计经验，喷管拟采用再生冷却+气膜冷却的分段式结构，以大幅降低结构质量，但需要在关深阶段深入研究如何达到热防护和结构质量的最优化。

220 t高压补燃循环氢氧发动机推力室额定工况下室压高达18 MPa，需要深入开展推力室结构优化设计，以满足结构强度大幅提高的需求。……