徐浩海,李春紅,陳建華,張 淼,呂順進(jìn)

(1.西北工業(yè)大學(xué)宇航學(xué)院,西安710000；2.液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安710100；3.西安航天動(dòng)力研究所,西安710100)

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深度變推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)初步方案研究

徐浩海1,李春紅2,陳建華2,張 淼3,呂順進(jìn)3

(1.西北工業(yè)大學(xué)宇航學(xué)院,西安710000；2.液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安710100；3.西安航天動(dòng)力研究所,西安710100)

摘要：針對(duì)載人登月著陸器對(duì)高性能深度變推力動(dòng)力的需求，結(jié)合國內(nèi)外探月及空間探索變推力發(fā)動(dòng)機(jī)方案與最新進(jìn)展，在我國補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)高性能和具有一定推力調(diào)節(jié)能力的基礎(chǔ)上，基于發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)敏感度分析，提出推力敏感度強(qiáng)/調(diào)節(jié)方案簡(jiǎn)單的泵壓式深度變推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)方案；同時(shí)針對(duì)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)深度變推力調(diào)節(jié)特性，提出了大范圍推力調(diào)節(jié)、大變比高性能噴注器、寬范圍推力室可靠冷卻及高性能、穩(wěn)定性能渦輪泵等關(guān)鍵技術(shù)及其解決途徑。

關(guān)鍵詞：深度變推力；液氧煤油；發(fā)動(dòng)機(jī)

1 引言

我國的月球探測(cè)經(jīng)過“繞、落、回”三個(gè)發(fā)展階段,已掌握繞月探測(cè)、探月測(cè)控、軌道控制、飛行制導(dǎo)、月球軟著陸和月面發(fā)射返回等技術(shù),為載人登月奠定了一定的技術(shù)基礎(chǔ)。在未來的載人登月項(xiàng)目中,載人月面著陸和起飛階段,將是整個(gè)飛行過程中的關(guān)鍵,也是技術(shù)難度最大的一環(huán)。10∶1深度變推力發(fā)動(dòng)機(jī)則是月面軟著陸的核心關(guān)鍵技術(shù)之一［1-2］。開展深度變推力發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究,不僅可以為載人登月工程提供先期技術(shù)貯備,還可為重復(fù)使用動(dòng)力、通用上面級(jí)動(dòng)力以及深空探測(cè)動(dòng)力關(guān)鍵技術(shù)的突破奠定基礎(chǔ),其涉及的深度變推力等關(guān)鍵技術(shù)同時(shí)也代表著未來先進(jìn)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展方向。

美國、俄羅斯等國家在這些方面已經(jīng)開展了大量的探索研究和工程實(shí)踐,正著手研制更加先進(jìn)的變推力發(fā)動(dòng)機(jī)［3］。我國迫切需要在變推力發(fā)動(dòng)機(jī)上獲得開創(chuàng)性的發(fā)展,使用無毒推進(jìn)劑、提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能、深化推力調(diào)節(jié)能力、簡(jiǎn)化推力調(diào)節(jié)技術(shù),增強(qiáng)發(fā)動(dòng)機(jī)任務(wù)擴(kuò)展能力。

2 國內(nèi)外變推力發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)述

2.1 國外變推力發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)述

第一代變推力發(fā)動(dòng)機(jī)主要研制于20世紀(jì)40年代前后。二次世界大戰(zhàn)前,德國在有人駕駛的火箭助推式殲擊機(jī)的需求牽引下,研制的變推力發(fā)動(dòng)機(jī)主要有：采用過氧化氫基單組元Walter “TP-1”、Walter“TP-2”、Walter HWK RⅡ-203發(fā)動(dòng)機(jī),最大推力調(diào)節(jié)范圍可達(dá)到5∶1；還有采用80%過氧化氫-20%H2O/甲醇-水合肼的泵壓式、再生冷卻循環(huán)的Walter HWK RⅡ-209和Walter RⅡ-211發(fā)動(dòng)機(jī),兩者最大推力均為14.7 kN,推力變比10∶1(推力不能連續(xù)調(diào)節(jié))［4］。

第二代變推力發(fā)動(dòng)機(jī)主要研制于20世紀(jì)60年代至70年代。在阿波羅計(jì)劃的推動(dòng)下,美國研制了最大推力為46.75 kN的10∶1變推力發(fā)動(dòng)機(jī)(LMDE,見圖1.a),用于載人登月下降級(jí)軟著陸, LMDE發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)阿波羅計(jì)劃中保持了100%的成功率。該發(fā)動(dòng)機(jī)采用可貯存推進(jìn)劑N2O4/ A-50、氦氣擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)、針?biāo)▏娮⑵?、燒蝕冷卻推力室［3］。同一時(shí)代,蘇聯(lián)也研制了載人登月E模塊用RD-858發(fā)動(dòng)機(jī)(如圖1.b),該發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力為20 kN,采用N2O4/ UDMH作為推進(jìn)劑,泵壓式燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)方式,設(shè)置了主級(jí)工作模式和節(jié)流工作模式,兩種模式配合形成6.4∶1的推力調(diào)節(jié)范圍。蘇聯(lián)雖未實(shí)現(xiàn)載人登月,但RD-858變推力發(fā)動(dòng)機(jī)已通過各項(xiàng)驗(yàn)收試驗(yàn),具備飛行條件,積累了豐富的泵壓式空間變推力發(fā)動(dòng)機(jī)研制經(jīng)驗(yàn)［3］。

同一時(shí)期,美國洛克達(dá)因公司為長(zhǎng)矛導(dǎo)彈研制了真空推力為22.26 kN的機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī),變推比可達(dá)到357∶1,是目前已知的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)歷史上調(diào)節(jié)范圍最大的發(fā)動(dòng)機(jī)。在伺服控制閥和燃料壓力的驅(qū)動(dòng)下,可移動(dòng)針?biāo)軌蛟?9.6～0.062 kN范圍內(nèi)調(diào)節(jié)芯級(jí)推力室推力［5］。前蘇聯(lián)化學(xué)自動(dòng)化設(shè)計(jì)局( KB KhimAutomatiki或CADB)設(shè)計(jì)了RD-0200發(fā)動(dòng)機(jī)(如圖1.c),用于LavochkinSAM 5B11地空導(dǎo)彈二級(jí)。發(fā)動(dòng)機(jī)采用硝酸/胺作為推進(jìn)劑,推力可在5.9～59 kN范圍內(nèi)調(diào)節(jié),燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)系統(tǒng),雙推力室結(jié)構(gòu)［6］。

第三代變推力發(fā)動(dòng)機(jī)研制始于21世紀(jì)初期。隨著人類重返月球、人類月球持續(xù)停留和載人登陸火星任務(wù)的提出,NASA以支撐未來著陸器飛行任務(wù)的推進(jìn)技術(shù)為目標(biāo),開展推進(jìn)和低溫先進(jìn)(PCAD)項(xiàng)目,其中之一是低溫推進(jìn)劑下降發(fā)動(dòng)機(jī)深度調(diào)節(jié)工作的能力。獵戶座飛船的牽牛星著陸器下降級(jí)動(dòng)力在LH2/ LO2大范圍變推力低溫通用上面級(jí)CECE發(fā)動(dòng)機(jī)(如圖1.d)和針?biāo)ㄊ脚蛎浹h(huán)TR202發(fā)動(dòng)機(jī)(如圖1.e)之間進(jìn)行選擇［7］。

普惠公司在原型機(jī)RL-10的基礎(chǔ)上,通過設(shè)置調(diào)節(jié)元件,采用高壓降氧噴注器,改進(jìn)系統(tǒng)控制措施等方案達(dá)到10∶1變推力的要求,開展了低溫通用上面級(jí)CECE發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作。2006年到2010年,CECE發(fā)動(dòng)機(jī)分4個(gè)階段開展了47次熱試。最終試驗(yàn)成功節(jié)流至5.9%,且系統(tǒng)工作穩(wěn)定,獲得了17.6∶1的節(jié)流能力［7］。

TR202是一個(gè)由獨(dú)立的渦輪泵裝置驅(qū)動(dòng)的液氧液氫膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī),發(fā)動(dòng)機(jī)的主要特點(diǎn)是采用同軸的渦輪泵裝置、一個(gè)使氫冷卻劑維持臨界壓力以上的再生冷卻燃燒室和控制針?biāo)ㄎ恢玫恼{(diào)節(jié)作動(dòng)器。調(diào)節(jié)范圍可達(dá)到10∶1。目前,TR202已開展了主要燃燒組件的熱試研究［8］。

圖1 國外變推力發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.1 Foreign deep throttling engine

2.2 國內(nèi)變推力發(fā)動(dòng)機(jī)研究現(xiàn)狀

我國從八十年代開始變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)研工作。發(fā)動(dòng)機(jī)采用栓塞式噴注器、汽蝕管調(diào)節(jié)閥的設(shè)計(jì)方案以實(shí)現(xiàn)5∶1變推比。2000年左右開始推力變化范圍250～2500 N(計(jì)劃變推比10∶1)變推力發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)先研究［4］。針對(duì)探月工程要求,我國正式開展了7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)先研究,目標(biāo)是推力變化范圍1500～7500 N(推力變比5∶1),真空比沖為308 s。2013年,7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)首次成功完成了嫦娥三號(hào)月面著陸任務(wù)［9］。

在泵壓式變推力發(fā)動(dòng)機(jī)方面,我國研制了燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)系統(tǒng)變推力發(fā)動(dòng)機(jī),推力連續(xù)調(diào)節(jié)能力可達(dá)到2.4∶1。

在補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)方面,我國也有一定的技術(shù)基礎(chǔ)。120 t級(jí)和18 t級(jí)補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī),均設(shè)置為推力和混合比可調(diào)模式,推力調(diào)節(jié)范圍105%～68%,混合比調(diào)節(jié)范圍±5%(圖2)［10］。

圖2 120 t補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)工況調(diào)節(jié)熱試車結(jié)果［10］Fig.2 120 t staged combustion LOX and kerosene engine variable thrust test［10］

2.3 大范圍變推力發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)特點(diǎn)分析

縱觀國內(nèi)外變推力發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展,大范圍變推力發(fā)動(dòng)機(jī)具有以下技術(shù)特點(diǎn)：

1)在推力調(diào)節(jié)方案方面：擠壓式發(fā)動(dòng)機(jī)以直接調(diào)節(jié)進(jìn)入燃燒室的流量為主,可達(dá)到10∶1變推能力,如LMDE［3］、7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)［9］；泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)通過調(diào)節(jié)渦輪泵功率調(diào)節(jié)推力,一般采取調(diào)節(jié)渦輪燃?xì)鉁囟然驕u輪燃?xì)饬髁?。其中單純依靠降低渦輪燃?xì)鉁囟扔捎诜秶邢?無法實(shí)現(xiàn)深度推力調(diào)節(jié),變比范圍不超過5∶1(YF-100［10］、RD-180［3］、RD-191［3］)；采用渦輪旁路分流加節(jié)流方式調(diào)節(jié)推力,變比范圍可達(dá)10∶1(CECE)。

2)變推力技術(shù)都需要在噴注器上進(jìn)行充分的設(shè)計(jì),可采用栓式噴注器(LMDE、TR202、長(zhǎng)矛導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)及7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)等)；也可將噴注器設(shè)計(jì)為雙模式,變推力過程中進(jìn)行切換(Walter RⅡ-211［4-5］、RD-858［3］、J-2S［5］),或提高額定工況液路噴注器壓降(CECE)。

3)隨著任務(wù)需要,變推力發(fā)動(dòng)機(jī)呈現(xiàn)出由擠壓式轉(zhuǎn)變?yōu)楸脡菏?、由小推力提升為大推力、由常溫推進(jìn)劑轉(zhuǎn)變?yōu)榈蜏赝七M(jìn)劑的發(fā)展趨勢(shì)。

3 載人登月下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)初步方案

為提高登月艙的運(yùn)輸效率和月面可達(dá)區(qū)域范圍,通常采用高比沖的空間低溫推進(jìn)系統(tǒng),如液氧煤油、液氧甲烷和液氧液氫等低溫推進(jìn)系統(tǒng)［2］。與甲烷、液氫低溫推進(jìn)劑相比,煤油推進(jìn)劑長(zhǎng)期貯存相對(duì)易于實(shí)現(xiàn),現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)成熟度相對(duì)較高,發(fā)動(dòng)機(jī)性能可滿足登月任務(wù)需求,是一種適合載人長(zhǎng)期飛行的安全推進(jìn)劑類型。同時(shí)考慮我國航天發(fā)展體系,開展深度節(jié)流液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)研制原始創(chuàng)新意義重大。

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)循環(huán)方案選擇

對(duì)于液氧煤油推進(jìn)劑來說,系統(tǒng)循環(huán)方式有：擠壓式循環(huán)、發(fā)生器循環(huán)和富氧補(bǔ)燃循環(huán)。

擠壓式發(fā)動(dòng)機(jī),推進(jìn)劑由增壓氣體從貯箱擠壓流出,流經(jīng)氧化劑和燃料主閥,控制推進(jìn)劑的通斷,通過流量調(diào)節(jié)閥進(jìn)行流量調(diào)節(jié),隨后進(jìn)入燃燒室燃燒,經(jīng)噴管噴出產(chǎn)生推力。該系統(tǒng)具有簡(jiǎn)單可靠等優(yōu)點(diǎn),但缺點(diǎn)是對(duì)貯箱壓力要求較高,增加了貯箱及增壓系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量和設(shè)計(jì)難度,不適合較大推力發(fā)動(dòng)機(jī)。目前較大推力采用擠壓式的發(fā)動(dòng)機(jī)有美國4 t級(jí)登月下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)LMDE(推進(jìn)劑為N2O4和C2H8N2),但其在增壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)攻克了難度很高的超臨界氦貯存技術(shù)［3］。

燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)為一種開式循環(huán)系統(tǒng),推進(jìn)劑由貯箱出來,進(jìn)入氧化劑和燃料泵增壓,小部分流量的推進(jìn)劑進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器燃燒產(chǎn)生燃?xì)?燃?xì)饨?jīng)渦輪作功后直接排放至外界或者引流至推力室噴管擴(kuò)張段進(jìn)行氣膜冷卻噴管,大部分推進(jìn)劑進(jìn)入推力室燃燒產(chǎn)生推力。由于吹渦輪的燃?xì)馕茨苓M(jìn)行充分燃燒,推進(jìn)劑的化學(xué)能沒有得到充分利用,發(fā)動(dòng)機(jī)性能相對(duì)補(bǔ)燃循環(huán)較低,采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)的上面級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)有俄羅斯的RD-0110等［3］。

補(bǔ)燃循環(huán)為一種閉式循環(huán)系統(tǒng),推進(jìn)劑由貯箱出來,進(jìn)入氧化劑和燃料泵增壓,部分燃料和氧化劑進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器燃燒產(chǎn)生燃?xì)?經(jīng)渦輪作功后進(jìn)入燃燒室補(bǔ)燃,推進(jìn)劑化學(xué)能得到較充分的利用,發(fā)動(dòng)機(jī)比沖相對(duì)燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)高約5%～10%［11］。采用補(bǔ)燃循環(huán)的上面級(jí)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)主要有俄羅斯的RD-58、RD-161、RD-0124等［3］。

在同樣外廓尺寸包絡(luò)下,對(duì)以上幾種循環(huán)方式的8噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)參數(shù)進(jìn)行計(jì)算,結(jié)果見表1。采用補(bǔ)燃循環(huán)時(shí),真空比沖較高,可達(dá)到360 s左右,采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)時(shí),真空比沖比補(bǔ)燃循環(huán)低約20 s；采用擠壓式系統(tǒng)時(shí),比沖僅為341 s。因未來月球著陸器需要發(fā)動(dòng)機(jī)具備盡可能高的性能,而目前國外比沖最高(達(dá)到360 s)的液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)RD-58S、RD-161和RD-0124等均采用了補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng),因此,8 t液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)要達(dá)到高性能指標(biāo)要求,應(yīng)采用補(bǔ)燃循環(huán)方式。

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)單因素分析

對(duì)于補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī),可大范圍調(diào)節(jié)的推進(jìn)劑供應(yīng)路有：發(fā)生器氧化劑和燃料供應(yīng)路、推力室燃料供應(yīng)路以及渦輪燃?xì)夤?yīng)路,以上四路的調(diào)節(jié)均可改變發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑供應(yīng)流量,進(jìn)而達(dá)到調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)工況的目的。對(duì)四路單獨(dú)調(diào)節(jié)推力能力進(jìn)行分析計(jì)算如下。

1)燃?xì)獍l(fā)生器燃料路節(jié)流

發(fā)生器燃料路節(jié)流與目前新一代補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)變工況調(diào)節(jié)方式相似,通過調(diào)節(jié)發(fā)生器燃料路流量來控制燃?xì)鉁囟?從而控制渦輪輸出功率。發(fā)生器燃料路流量降低,渦輪輸入功率下降,發(fā)動(dòng)機(jī)推力降低(圖3)。當(dāng)推力下降至約30%工況時(shí),達(dá)到了發(fā)生器穩(wěn)定燃燒溫度下限,因此通過發(fā)生器燃料路單因素節(jié)流,無法實(shí)現(xiàn)30%以下的深度節(jié)流。

2)渦輪工質(zhì)(燃?xì)?分流調(diào)節(jié)方案

圖3 發(fā)生器燃料路節(jié)流推力調(diào)節(jié)能力分析Fig.3 Throttling analysis of the gas generation fuel feeding line

通過降低進(jìn)入渦輪的燃?xì)饬髁縼斫档蜏u輪功率,以達(dá)到降推力的目的。燃?xì)夥至鏖y開度增大時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降,轉(zhuǎn)速隨推力線性下降；發(fā)生器溫度基本不變,在低工況時(shí)有小幅的變化。單獨(dú)燃?xì)夥至骺梢赃_(dá)到5∶1變推力能力(圖4),但進(jìn)一步降低工況時(shí)存在低工況下噴注器壓降偏低問題,需采取其它措施保證噴注器壓降。

圖4 燃?xì)夥至魍屏φ{(diào)節(jié)能力分析Fig.4 Throttling analysis of the gas distributary line

3)燃?xì)獍l(fā)生器氧路節(jié)流

通過提高氧泵負(fù)載,提高轉(zhuǎn)速獲得低工況下較高的揚(yáng)程,提高系統(tǒng)穩(wěn)定性,氧泵節(jié)流對(duì)推力影響較小(圖5),但對(duì)發(fā)生器溫度和混合比影響大。因此,氧路節(jié)流方案并不能夠有效調(diào)節(jié)推力。

4)推力室燃料路節(jié)流

控制進(jìn)入推力室的燃料流量,有效控制推力室混合比(圖6)。

利用以上分析結(jié)果,在變推力方案設(shè)計(jì)中,對(duì)推力調(diào)節(jié)能力最大的因素燃?xì)夥至髀芳右哉{(diào)節(jié),同時(shí)輔助調(diào)節(jié)推力室燃料路和噴注器壓降,可達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)推力深度調(diào)節(jié)的目標(biāo)。

3.3 發(fā)動(dòng)機(jī)初步系統(tǒng)方案

結(jié)合敏感性分析計(jì)算,初步擬定了圖7所示的載人登月下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)方案,發(fā)動(dòng)機(jī)采用泵壓式富氧補(bǔ)燃循環(huán)單管方案。氧化劑為液氧,燃料為煤油。與已有補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)相比,增加了渦輪旁路燃?xì)夥至鏖y,與其它自動(dòng)器聯(lián)合調(diào)節(jié)實(shí)現(xiàn)推力深度節(jié)流。系統(tǒng)組成主要包括氧化劑供應(yīng)系統(tǒng)、燃料供應(yīng)系統(tǒng)、燃?xì)庀到y(tǒng)、多次起動(dòng)系統(tǒng)、多次點(diǎn)火系統(tǒng)、推力調(diào)節(jié)系統(tǒng)、配氣系統(tǒng)及吹除與燃料抽真空排放與回收系統(tǒng)等。

圖5 發(fā)生器氧路節(jié)流推力調(diào)節(jié)能力分析Fig.5 Throttling analysis of the gas generation oxygen feeding line

圖6 推力室燃料路節(jié)流推力調(diào)節(jié)能力分析Fig.6 Throttling analysis of the chamber fuel feeding line

圖7 深度節(jié)流補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)示意圖Fig.7 Diagram of the deep throttling staged combustion LOX and kerosene engine

發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí),氧化劑從貯箱通過隔離閥,進(jìn)入氧化劑預(yù)壓渦輪泵,以提高氧主泵入口壓力,防止氧主泵汽蝕。經(jīng)氧主泵進(jìn)一步增壓后進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器。燃料自貯箱經(jīng)隔離閥后進(jìn)入燃料一級(jí)泵增壓,大部分進(jìn)入推力室冷卻套冷卻完推力室后進(jìn)入燃燒室,小部分經(jīng)燃料二級(jí)泵進(jìn)一步增壓后進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器,與主流液氧在燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)燃燒后,驅(qū)動(dòng)主渦輪,主渦輪帶動(dòng)泵旋轉(zhuǎn)。驅(qū)動(dòng)渦輪后的富氧燃?xì)膺M(jìn)入燃燒室與燃料進(jìn)行補(bǔ)燃,產(chǎn)生高溫燃?xì)?經(jīng)噴管高速噴出后產(chǎn)生推力。需要降低推力時(shí),打開燃?xì)夥至鏖y,并逐漸增大開度,減少驅(qū)動(dòng)渦輪做功的燃?xì)饬髁?降低渦輪泵功率,減少泵輸送推進(jìn)劑流量,從而達(dá)到降低推進(jìn)劑總流量以及發(fā)動(dòng)機(jī)推力的目的。當(dāng)推力降至一定程度時(shí),燃燒裝置的噴注器進(jìn)行調(diào)整,以滿足穩(wěn)定燃燒的需求。同時(shí)推力室燃料路節(jié)流閥隨動(dòng)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)混合比,防止混合比大幅偏離造成性能下降。

發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)過程中的參數(shù)變化情況見表2。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)工況參數(shù)Table 2 Thrust throttling parameters of the engine

4 載人登月下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)及解決途徑

采取上述系統(tǒng)方案的變推力發(fā)動(dòng)機(jī),涉及的關(guān)鍵技術(shù)及解決途徑如下：

1)補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)大范圍推力調(diào)節(jié)技術(shù)

載人登月下降級(jí)深度節(jié)流發(fā)動(dòng)機(jī)與現(xiàn)有補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的主要區(qū)別在于推力調(diào)節(jié)深度大。目前國內(nèi)外尚無深度節(jié)流的補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī),需解決發(fā)動(dòng)機(jī)如何實(shí)現(xiàn)大范圍推力調(diào)節(jié)的問題。同時(shí)由于低工況下噴注器和調(diào)節(jié)裝置壓降較低,燃燒裝置的小幅粗糙燃燒波動(dòng)都有可能造成整個(gè)系統(tǒng)的振蕩,引起供應(yīng)系統(tǒng)的不穩(wěn)定。擬通過發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)靜特性仿真,開展變工況過程優(yōu)化及變工況策略研究,優(yōu)化調(diào)節(jié)策略和起動(dòng)方案；開展變工況系統(tǒng)穩(wěn)定性研究,分析補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)穩(wěn)定性機(jī)理,提出發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性保障措施。

2)大變比、高性能噴注器技術(shù)

目前變推力噴注器技術(shù)基于液液自燃推進(jìn)劑組合,而對(duì)于液氧煤油富氧補(bǔ)燃循環(huán)變推力發(fā)動(dòng)機(jī),國內(nèi)外還未見相關(guān)的文獻(xiàn)。如何組織富氧燃?xì)夂兔河徒M合的變推力調(diào)節(jié)是推力室噴注器設(shè)計(jì)的難點(diǎn)。為此,推力室擬采用直流-雙通道離心式噴嘴,氣路采用直流式噴嘴,燃料路采用雙通道離心式噴嘴,燃料由兩路供應(yīng),根據(jù)工況變化進(jìn)行調(diào)節(jié)。需開展高壓降噴注器深度節(jié)流技術(shù)研究、同軸直流離心式雙集液腔噴注器技術(shù)研究,同時(shí),對(duì)噴注器進(jìn)行模擬試驗(yàn)研究。對(duì)于10∶1發(fā)生器噴注器需開展高效、低溫針?biāo)ㄊ絿娮⑵骷夹g(shù)研究,雙集液腔噴注器技術(shù)研究,高壓降噴注器深度節(jié)流技術(shù)研究,大變比富氧燃?xì)獍l(fā)生器演示驗(yàn)證試驗(yàn)。

3)大范圍變工況下推力室可靠冷卻技術(shù)

為了實(shí)現(xiàn)推力室的高性能,往往選取較高的室壓和比沖性能最佳的混合比,也就意味著身部的熱流增加,由此,身部的熱防護(hù)面臨較大的困難。可結(jié)合推力室傳熱計(jì)算結(jié)果,優(yōu)化選取合適的冷卻方案和流量調(diào)節(jié)策略,并通過傳熱、部組件熱試或整機(jī)熱試車等手段考核。如RD-191發(fā)動(dòng)機(jī)推力可調(diào)至額定工況的30%,在低工況下調(diào)整推力室冷卻環(huán)帶路流阻,增加冷卻環(huán)帶相對(duì)流量,保證低工況下冷卻可靠性［3］。

4)大變比、高性能、穩(wěn)定性能渦輪泵技術(shù)

研制經(jīng)驗(yàn)表明,大變比渦輪泵需要解決超寬變工況范圍內(nèi)泵性能穩(wěn)定性問題、軸向力平衡技術(shù)、渦輪端動(dòng)密封工作可靠性技術(shù)、大范圍變工況時(shí)泵氣蝕問題、真空環(huán)境下軸承局部可能出現(xiàn)擴(kuò)散焊現(xiàn)象、渦輪材料的抗燒蝕特性等問題。擬開展泵和渦輪軸向力的控制研究,設(shè)置具有大范圍調(diào)節(jié)能力的軸向力調(diào)節(jié)裝置,通過介質(zhì)運(yùn)轉(zhuǎn)試驗(yàn)確定出合理的密封比壓,對(duì)比驗(yàn)證陶瓷涂層的耐磨性、導(dǎo)熱性,開展泵結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)、大負(fù)載陶瓷軸承研制、摩擦副材料和密封結(jié)構(gòu)優(yōu)化選取、渦輪泵仿真系統(tǒng)研究及材料燒蝕試驗(yàn)研究等,解決大范圍變工況穩(wěn)定工作渦輪泵技術(shù)。

5 結(jié)論

通過對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)方案的論證工作,深度節(jié)流液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)采用富氧補(bǔ)燃循環(huán)方案,系統(tǒng)上設(shè)置燃?xì)夥至髡{(diào)節(jié)裝置,與其它自動(dòng)器共同調(diào)節(jié),可以實(shí)現(xiàn)10∶1深度變推力要求。系統(tǒng)方案具有性能高、調(diào)節(jié)范圍大的優(yōu)點(diǎn)。

深度節(jié)流涉及的主要關(guān)鍵技術(shù)包括：發(fā)動(dòng)機(jī)深度推力調(diào)節(jié)技術(shù)、大范圍變工況噴注器穩(wěn)定燃燒技術(shù)、大范圍變工況推力室身部可靠冷卻技術(shù)以及大變比渦輪泵技術(shù)。

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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

作者簡(jiǎn)介：徐浩海(1972-),男,博士研究生,研究員,研究方向?yàn)榈蜏赝七M(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)。E-mail：149561588＠qq.com

基金項(xiàng)目：載人航天預(yù)先研究項(xiàng)目(060302)

收稿日期：2015-08-06；修回日期：2016-03-15

中圖分類號(hào)：V434

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1674-5825（2016）02-0150-06