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(北京航天動力研究所，北京 100076)

0 國外氫氧發(fā)動機發(fā)展歷程與啟示

在火箭發(fā)動機領(lǐng)域，氫氧火箭發(fā)動機目前具有最高的比沖性能，而且具有環(huán)保無污染的顯著特點，無論在一次性使用運載火箭還是未來可重復(fù)使用運載器中都占有重要地位，是世界航天強國的重要技術(shù)標(biāo)志之一。

從1958年美國開始研制世界上第一臺氫氧發(fā)動機RL-10至今，氫氧發(fā)動機用于火箭推進已有半個多世紀(jì)的歷史(見表1)?？v觀其發(fā)展歷程，可大致分為3個階段。

第一個階段為20世紀(jì)50年代末到70年代初。這一階段是氫氧發(fā)動機的起步發(fā)展時期，發(fā)動機推力均不大，各種循環(huán)方式全面發(fā)展，主要用于運載火箭的上面級。代表型號有美國的RL-10和J-2、蘇聯(lián)的RD-56、歐洲的HM-7和日本的LE-5，推力量級多在10t左右。這一階段各國及組織機構(gòu)通過小推力發(fā)動機的研制，基本掌握了氫氧發(fā)動機的設(shè)計、生產(chǎn)和試驗技術(shù)，為后續(xù)研制更大推力的氫氧發(fā)動機奠定了良好基礎(chǔ)。

第二階段為20世紀(jì)70年代中期至80年代末。這一階段是氫氧發(fā)動機的高速發(fā)展時期，其突出特點是追求更大的推力、更高的性能。代表型號有美國的SSME、蘇聯(lián)的RD-0120、歐洲的Vulcain和日本的LE-7，推力量級為100t～200t。為了實現(xiàn)高性能，發(fā)動機循環(huán)方案以補燃循環(huán)為主。美國的SSME發(fā)動機還提出了多次重復(fù)使用的目標(biāo)，其技術(shù)先進性達到了氫氧發(fā)動機的高峰。

第三階段為20世紀(jì)90年代至今。這一階段為氫氧發(fā)動機的全面發(fā)展時期。其特點是百花齊放，各種推力量級、各種循環(huán)方式均有全面發(fā)展，并且發(fā)動機在追求性能的同時，也更加注重可靠性與研制成本。例如日本在LE-7研制成功后，為了降低成本，提高可靠性，發(fā)展了簡化設(shè)計的LE-7A。美國在擁有了高水平的SSME后，發(fā)展了低性能低成本的RS-68。Vulcain、RL-10、J-2則不斷進行優(yōu)化改進，提高性能的同時提高可靠性。此外，閉式膨脹循環(huán)開始向20t推力量級發(fā)展，日本還獨辟蹊徑發(fā)展了開式膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機。

表1 國外氫氧發(fā)動機工作參數(shù)與發(fā)展歷程[1-9]

總結(jié)國外氫氧發(fā)動機發(fā)展歷程，有3點啟示：

1)從技術(shù)發(fā)展的角度看，氫氧發(fā)動機并不存在一個明確的從簡單的發(fā)生器循環(huán)到膨脹循環(huán)再到復(fù)雜的補燃循環(huán)的發(fā)展趨勢，各個國家和組織的氫氧發(fā)動機都是當(dāng)時火箭總體需求與各國自身技術(shù)和工業(yè)基礎(chǔ)以及發(fā)展策略相結(jié)合的產(chǎn)物。例如：美國先發(fā)展的是膨脹循環(huán)，然后才發(fā)展了發(fā)生器循環(huán)，在航天飛機發(fā)展出補燃循環(huán)后，20世紀(jì)90年代又回到發(fā)生器循環(huán)；俄羅斯則一開始就發(fā)展了最復(fù)雜的補燃循環(huán)，而后才是膨脹循環(huán)，沒有研制發(fā)生器循環(huán)；日本較為循序漸進，從一開始的發(fā)生器循環(huán)逐步發(fā)展出膨脹循環(huán)和補燃循環(huán)，并且走出了一條具有自身特色的開式膨脹循環(huán)道路；歐洲則一直秉持發(fā)生器循環(huán)技術(shù)，目前正在發(fā)展膨脹循環(huán)技術(shù)；印度開始引進的是補燃循環(huán)發(fā)動機，但最新發(fā)展的卻是發(fā)生器循環(huán)。如果對發(fā)展趨勢進行總結(jié)，早期的氫氧發(fā)動機更關(guān)注性能，目前則對可靠性與經(jīng)濟性有更多的綜合考量。

2)不同循環(huán)方式的氫氧發(fā)動機有各自的特點和最為適用的領(lǐng)域。補燃循環(huán)代表當(dāng)前技術(shù)上的最高水平，最適用的領(lǐng)域是大推力的基礎(chǔ)級，因為只有它能夠同時實現(xiàn)大推力和高室壓，從而達到高性能，代表發(fā)動機有SSME、RD-0120、LE-7，推力在100t～200t。膨脹循環(huán)則特別適用于中小推力的上面級發(fā)動機，是上面級的主流發(fā)展方向，代表發(fā)動機有RL-10、RL-60、Vinci、RD-0146，推力范圍在10t～20t。發(fā)生器循環(huán)適合各種推力量級，技術(shù)和比沖水平相對較低，代表發(fā)動機有HM-7B、Vulcain2、RS-68、J-2X等。

3)國外氫氧發(fā)動機十分注重在好的平臺基礎(chǔ)上不斷改進提高和擴展應(yīng)用。例如RL-10從20世紀(jì)60年代首飛后就一直在改進，從RL-10到RL-10A/B/C，有十幾個版本，性能不斷提高并應(yīng)用于各種不同的火箭。J-2也在改進成J-2S再到現(xiàn)在的J-2X。RD-56改進成了RD-56M，HM-7改進成HM-7B，Vulcain改進成Vulcain2，LE-5改進成LE-5A/B，LE-7改進成LE-7A。

1 國內(nèi)氫氧發(fā)動機發(fā)展現(xiàn)狀與差距

我國氫氧發(fā)動機的發(fā)展歷史基本是一個學(xué)習(xí)改進與繼承創(chuàng)新的過程。

最早的XX-73(～1976年)，用于長三火箭上面級，真空推力4t，采用發(fā)生器循環(huán)，一套渦輪泵帶4個小推力室，真空比沖較低，只有420s，相當(dāng)于歐洲早期的HM-4。

到了長三甲的上面級(～1986年)，發(fā)展了8t推力的XX-75發(fā)動機，延續(xù)了發(fā)生器循環(huán)方案，采用單推力室結(jié)構(gòu)，通過增大面積比，真空比沖達到438s，類似于歐洲的HM-7。

到了21世紀(jì)的新一代運載火箭長征五號，芯一級和芯二級均采用氫氧發(fā)動機。芯一級要求推力比較大，發(fā)展了發(fā)生器循環(huán)的XX-77，真空推力70t，真空比沖為430s。芯二級對比沖性能要求比較高，采用了在XX-75基礎(chǔ)上改進為膨脹循環(huán)方案的XX-75D發(fā)動機，在面積比不變的情況下，比沖提高到了442s。

在XX-77之前的大推力氫氧發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)階段，國內(nèi)也跟蹤關(guān)注了氫氧補燃循環(huán)技術(shù)，進行了Da-76發(fā)動機預(yù)先研究。Da-76發(fā)動機采用接近于LE-7的補燃循環(huán)技術(shù)方案，設(shè)計真空推力50t，最終的全系統(tǒng)驗證試驗未能成功。

總的來說，國內(nèi)氫氧發(fā)動機與國外相比有一定的差距，主要體現(xiàn)在：

1)推力偏小。國內(nèi)目前最大推力的氫氧發(fā)動機真空推力僅70t。不僅與美俄兩國200t～300t的推力差距很大，和歐洲、日本的百噸級氫氧發(fā)動機相比也有不小差距。

2)性能偏低。國內(nèi)氫氧發(fā)動機比沖未超過445s，和國外最高水平相差近20s。推重比基本在40～50，與國外氫氧發(fā)動機相比差10～20。一方面是因為我國尚未掌握補燃循環(huán)技術(shù)；另一方面即使是同種循環(huán)方式的氫氧發(fā)動機，我國在設(shè)計和材料工藝水平等方面也與國外有一定差距，導(dǎo)致比沖和推重比水平偏低。

3)功能單一。國內(nèi)氫氧發(fā)動機至今尚未掌握火炬點火和大范圍推力調(diào)節(jié)技術(shù)，使得氫氧發(fā)動機在各類航天運載器中的應(yīng)用受到一定限制。

4)研制周期長。國內(nèi)幾型氫氧發(fā)動機的研制普遍耗時較長，這與我國的工業(yè)技術(shù)基礎(chǔ)以及研保條件建設(shè)通常落后于工程研制需求有一定關(guān)系。

2 重型運載火箭大推力氫氧發(fā)動機技術(shù)方案

如果以入軌能力百噸為標(biāo)志，目前國外稱得上重型運載火箭的只有美國早期的土星Ⅴ、航天飛機，中途下馬的戰(zhàn)神Ⅴ，正在研發(fā)的SLS，以及俄羅斯早期失敗的N1和擱淺的能源號。這些火箭都應(yīng)用了大推力氫氧發(fā)動機。

土星Ⅴ二級采用5臺、三級采用1臺J-2發(fā)動機。航天飛機芯一級采用3臺SSME(RS-25)發(fā)動機。能源號芯一級采用4臺RD-0120發(fā)動機。這三型火箭都已成功飛行。

戰(zhàn)神Ⅴ芯一級采用5臺RS-68發(fā)動機，上面級采用J-2X發(fā)動機。SLS芯一級采用3～5臺改進的RS-25D(SSME)發(fā)動機，二級采用1～3臺J-2X發(fā)動機。這兩型火箭一個下馬，一個正在研制，但是其配套的氫氧發(fā)動機基本成熟，方案可行。

N1火箭一二級應(yīng)用了大量液氧煤油發(fā)動機，三級采用D-57氫氧發(fā)動機。在當(dāng)時條件下，液氧煤油發(fā)動機推力不夠大、技術(shù)不夠成熟，火箭可靠性不高，研制失敗。

我國重型運載火箭歷經(jīng)多年論證，在發(fā)動機的選型上多有爭論。總的來看，采用大推力氫氧發(fā)動機的重型運載火箭入軌能力更強。但不管怎樣，對于氫氧發(fā)動機的核心要求都是大推力，性能和可靠性盡可能高，成本盡可能低。同時，還需要能夠有力牽引和帶動國內(nèi)氫氧發(fā)動機技術(shù)水平和研發(fā)水平的提升，并且具備未來擴展應(yīng)用的潛力。

在論證過程中，對大推力氫氧發(fā)動機采用200t級補燃循環(huán)、200t級發(fā)生器循環(huán)、100t級補燃循環(huán)、100t級發(fā)生器循環(huán)也進行了對比分析,如表2所示。

經(jīng)過分析，重型運載火箭芯二級可采用兩臺220t級氫氧發(fā)動機。發(fā)動機采用補燃循環(huán)技術(shù)方案，單富氫預(yù)燃室并聯(lián)驅(qū)動雙渦輪泵，具備雙向搖擺、多次起動和推力調(diào)節(jié)能力，設(shè)計真空比沖可以達到453s。該發(fā)動機與國際上成功應(yīng)用的大推力補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機的特點比較如表3所示。

表2 重型運載火箭芯二級用不同方案氫氧發(fā)動機技術(shù)方案對比

表3 220t補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機技術(shù)方案與國外大推力補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機對比

220t級補燃氫氧發(fā)動機借鑒了世界上最優(yōu)秀且已成功研發(fā)的兩型大推力補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機SSME和RD-0120的技術(shù)方案優(yōu)缺點，并充分考慮了國內(nèi)氫氧發(fā)動機的技術(shù)基礎(chǔ)和技術(shù)繼承性，性能參數(shù)和技術(shù)難度處于適中水平，但高于日本的LE-7A。發(fā)動機采用單機模塊化設(shè)計、再生冷卻噴管段可地面滿流、且具備多次點火和推力調(diào)節(jié)功能，可以方便地擴展應(yīng)用于其他火箭和重型運載火箭芯一級，具有很強的后續(xù)發(fā)展?jié)摿Α?/p>

從補燃發(fā)動機的技術(shù)原理來說，220t級氫氧發(fā)動機還可以采用一種全流量補燃循環(huán)的技術(shù)方案，即設(shè)計兩個預(yù)燃室，一個富氫一個富氧，分別驅(qū)動兩個渦輪泵。由于推進劑能量得到全部利用，理論上室壓可以進一步提高約10%，從而可以將比沖性能進一步提高2s左右。但與此同時，也將帶來富氧燃燒研制難度大、兩預(yù)燃室匹配控制難度大，發(fā)動機質(zhì)量大且對試驗設(shè)備能力要求高等問題。美國在2000年左右開展了預(yù)先研究后中止，蘇聯(lián)擁有成熟的液氧煤油富氧燃燒經(jīng)驗也沒有發(fā)展相關(guān)技術(shù)。

此外，如果二三級通用一型推力100t左右氫氧發(fā)動機則需要考慮以下幾個方面：1)從型譜上說，真空100t推力氫氧發(fā)動機與目前國內(nèi)70t推力XX-77能力上重疊，未來擴展應(yīng)用的潛力也相對較弱；若提升至與Vulcain2相當(dāng)?shù)?30t左右，用于三級又偏大；2)從技術(shù)上說，100t推力發(fā)展補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機，性能非最優(yōu)(日本LE-7A是明證，主要原因是渦輪泵流量小，渦輪和泵效率均難以提高，使得發(fā)動機室壓和比沖難以提高)；3)發(fā)展發(fā)生器循環(huán)方案技術(shù)最成熟，但對我國氫氧發(fā)動機技術(shù)發(fā)展的牽引帶動能力也最弱；4)發(fā)展開式膨脹循環(huán)技術(shù)上可行，但性能不高，技術(shù)帶動性也比較弱。

因此，發(fā)展220t級單富氫預(yù)燃室雙渦輪泵并聯(lián)的補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機是基于我國國情和未來航天強國發(fā)展需要的恰當(dāng)選擇。

從研制難度上說，國外同為200t級補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機的RD-0120研制歷時11a，用79臺發(fā)動機482次累計75000s熱試驗完成首飛。SSME研制歷時10a，用726次累計110000s熱試驗完成首飛[10]。我國的220t補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機有Da-76和XX-77發(fā)動機的研制基礎(chǔ)，同時吸取了國外兩型大推力補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機的經(jīng)驗教訓(xùn)，優(yōu)化了系統(tǒng)，降低了對組合件的苛刻要求。當(dāng)前的設(shè)計仿真能力也比幾十年前有大幅提高。此外，由于沒有重復(fù)使用需求，工程研制需要的發(fā)動機臺數(shù)和試驗秒數(shù)也可以大幅降低。

3 我國大推力氫氧發(fā)動機進一步發(fā)展思考

220t補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機涉及強耦合起動關(guān)機控制、智能故障監(jiān)測、大范圍推力調(diào)節(jié)、復(fù)雜結(jié)構(gòu)動力學(xué)、高壓分級燃燒、高效大功率渦輪泵、高壓大流量閥門、先進材料工藝與試驗等多領(lǐng)域關(guān)鍵技術(shù)，目前正在攻關(guān)研發(fā)中。相比國內(nèi)氫氧發(fā)動機技術(shù)基礎(chǔ)，220t補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機在技術(shù)上需要上一個大的臺階，因此目前在設(shè)計方案和技術(shù)參數(shù)上并沒有十分冒進，也因此在未來發(fā)展到合適階段時，可以考慮進一步優(yōu)化提高。比如：

1)當(dāng)前發(fā)動機起動方案以氦氣輔助起動為主，未來的發(fā)展應(yīng)考慮氫路完全靠箱壓自生起動，氧路用于一級應(yīng)考慮自生啟動，用于高空時可考慮預(yù)壓泵與電機一體化設(shè)計，即發(fā)動機用電機起動并在主級段轉(zhuǎn)入發(fā)電模式，用于發(fā)動機或火箭控制。

2)目前發(fā)動機僅推力及混合比調(diào)節(jié)由發(fā)動機自主控制，未來應(yīng)考慮發(fā)動機整機自主健康監(jiān)控與控制，提高智能化水平，并實現(xiàn)更大范圍推力調(diào)節(jié)。

3)為了實現(xiàn)發(fā)動機時序精確控制，目前閥門數(shù)量仍然偏多。未來獲得發(fā)動機精確特性后，可考慮進一步集成簡化。在發(fā)動機電力供應(yīng)更為充足的條件下還可考慮更多采用電控球閥方案，以進一步簡化系統(tǒng)。

4 結(jié)論

高性能大推力氫氧發(fā)動機是建設(shè)航天強國的重要技術(shù)支撐，對我國氫氧發(fā)動機設(shè)計、材料、工藝制造和試驗技術(shù)水平提升具有極大帶動作用。以重型運載火箭為牽引，發(fā)展220t級單富氫預(yù)燃室雙渦輪泵并聯(lián)的大推力補燃循環(huán)氫氧發(fā)動機是綜合考慮我國技術(shù)基礎(chǔ)、型號需求、技術(shù)牽引力與擴展應(yīng)用潛力的恰當(dāng)選擇。未來該型發(fā)動機還可以進一步拓展應(yīng)用和改進提高。