李 斌 闫 松 杨宝锋 3

1 航天推进技术研究院, 西安 710100 2 液体火箭发动机技术重点实验室, 西安 710100 3 西安航天动力研究所, 西安 710100

1 引 言

大推力液体火箭发动机是载人登月、深空探测等重大航天活动的主动力形式(李斌等2011). 以75吨级常温四氧化二氮/偏二甲肼发动机为主动力的CZ-2，CZ-3和CZ-4运载火箭完成了各类卫星发射任务, 实现了载人航天与探月工程的伟大壮举(谭永华 2013). 为了进一步提高我国运载火箭的能力, 九十年代以来我国研制了120吨级低温液氧煤油补燃发动机, 作为CZ-5，CZ-6和CZ-7新一代运载火箭的主动力装置. 2020年11月24日, CZ-5遥5运载火箭成功托举嫦娥五号月球探测器呼啸升空. 根据载人登月等重大航天活动和大规模进入空间的发展需求, 我国目前开展了500吨级补燃循环泵后摆液氧煤油发动机和200吨级发生器循环液氧液氢发动机的预先研究(谭永华 2013). 与常温推进剂发动机相比, 大推力低温液氧煤油发动机采用补燃循环提高了发动机比冲, 但总装结构更加复杂, 同时发动机的推力、推质比和寿命等指标均大幅提高,且要求混合比和推力可大范围调节. 在发动机研制过程中, 高压高速液体流动(100 MPa,40 m/s)、高速燃气流动(4500 m/s)、大功率涡轮泵(200 MW)和高压燃烧(50 MPa)等因素导致发动机中的力学问题十分突出, 并造成地面试车时多次严重的结构失效(图1). 如何实现发动机轻量化的同时保证其结构完整性, 牵涉到发动机静、动强度分析、流−热−固耦合分析、转子动力学、涡轮颤振、疲劳寿命分……