陳士強，黑艷穎， 朱平平，王浩蘇，張青松

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

航天是國家綜合國力的重要體現(xiàn)。60多年來，中國航天先后取得了以“兩彈一星”、載人航天、北斗導(dǎo)航、探月及深空探測等為代表的技術(shù)成果，正加速由航天大國向航天強國邁進。

運載火箭技術(shù)水平是國家航天能力的基礎(chǔ)，動力系統(tǒng)很大程度上決定了運載火箭的總體性能。運載發(fā)展，總體牽引，動力先行。先進氫氧末級是運載火箭技術(shù)水平的重要標(biāo)志之一，高可靠、高性能、強擴展性的10 t級推力膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機是重中之重。

本文系統(tǒng)研究了膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機的典型代表——美國RL10系列發(fā)動機的技術(shù)革新歷程，總結(jié)經(jīng)驗、凝練啟示、提出建議，以期進一步牽引我國膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機技術(shù)發(fā)展，支撐面向未來的氫氧末級火箭論證和研制工作。

1 RL10發(fā)動機的技術(shù)革新

1.1 發(fā)展歷程簡介

RL10系列發(fā)動機是世界上第一款氫氧火箭發(fā)動機，因使用液氫的半人馬座(Centaur)項目上馬應(yīng)運而生，承包商為普惠公司。1958年10月開始原型機研制，代號XRL-115；1959年進行首次熱試車；1963年11月27日飛行成功；共經(jīng)歷3個子系列(RL10A、RL10B、RL10C),約25種型號(包含部分預(yù)研型號和階段性技術(shù)狀態(tài)固化型號)。目前，RL10系列發(fā)動機仍在服役的型號包括RL10A-4-2、RL10C-1和RL10B-2三型(見圖1)，分別用于宇宙神-半人馬座和Delta 4二子級。美國后續(xù)多款大中型運載火箭均選擇了RL10系列發(fā)動機作為末級主動力，包括由NASA主導(dǎo)的SLS探索上面級、由ULA主導(dǎo)的Vulcan和由Orbit ATK主導(dǎo)的OmegA等。

(a) RL10A-4-2

(b) RL10C-1

(c) RL10B-2圖1 目前在役的三型RL10系列發(fā)動機Fig.1 Three on flight derivative engines of RL10

在60多年的發(fā)展歷程中，RL10發(fā)動機的性能先后在宇宙神-半人馬座、土星、大力神-半人馬座、航天飛機-半人馬座、Delta系列等運載火箭總體牽引下持續(xù)改進，RL10發(fā)動機比沖從422 s提高到465.5 s,推力從6.67 t增加到11.23 t,工作時間從430 s延長到700 s，完成了超400次飛行、15 000次熱試車、230萬秒工作時長，可靠性指標(biāo)超過0.999。結(jié)合發(fā)動機可靠性提升的內(nèi)在驅(qū)動，RL10發(fā)動機不斷推動氫氧推進技術(shù)的革新，持續(xù)提供高性能、高可靠的氫氧末級主動力解決方案。

1.2 系統(tǒng)基本原理

RL10最早期的概念設(shè)計基于傳統(tǒng)的燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)，需要增設(shè)獨立的發(fā)生器驅(qū)動渦輪泵。普惠公司在RL10研制之前曾為美國空軍的“Suntan計劃”(氫氧高空偵察機)研制氫氧渦輪噴氣發(fā)動機，代號“304”。該型發(fā)動機首次采用了膨脹循環(huán)，即液氫進入渦輪前先流過燃燒室側(cè)壁管路，吸熱汽化后膨脹提供渦輪做功能量的同時冷卻燃燒室壁面，既解決了燃燒室冷卻和渦輪做功問題又減少了系統(tǒng)組件數(shù)量。RL10原型機繼承了304發(fā)動機的技術(shù)成果，從燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)轉(zhuǎn)而采用了膨脹循環(huán)，如圖2所示。

圖2 RL10發(fā)動機主流路示意圖Fig.2 Inner fluid cycle of RL10 engine

自此往后，RL10發(fā)動機所有衍生型號始終保持“單渦輪+齒輪箱+雙泵”的膨脹循環(huán)方案，充分體現(xiàn)了盡量減少高溫組件對提高可靠性的重要意義以及膨脹循環(huán)在低溫末級主動力選擇方面的顯著優(yōu)勢：系統(tǒng)簡潔，綜合性能指標(biāo)均衡，推力、比沖適宜，研制難度居中，起動階段泵入口壓力需求顯著低于補燃循環(huán)(分級燃燒，系統(tǒng)壓力高)，多次起動可靠性優(yōu)于燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)(只有推力室需要多次點火，而燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)需要發(fā)生器和推力室兩處點火)。受此影響，后續(xù)研制先進氫氧末級發(fā)動機普遍優(yōu)選膨脹循環(huán)，如歐洲的Vinci、日本的LE-5B、俄羅斯的RD-0146等。

1.3 技術(shù)演進路線

在RL10發(fā)動機60多年的技術(shù)演進過程中，先后形成了以RL10A、RL10B和RL10C為代表的3個子系列，同時發(fā)展出了地面起動、深度節(jié)流等多種衍生改進型，如圖3所示。

圖3 RL10發(fā)動機型譜(主要衍生型號)Fig.3 The road map of RL10 and derivative engines

1.3.1 RL10A系列

RL10系列發(fā)動機前40年(1958—1998年)的技術(shù)發(fā)展主要圍繞用于半人馬座系列氫氧末級的RL10A子系列開展，如圖4所示。首款飛行產(chǎn)品RL10A-1用于半人馬座A，膨脹比40、比沖422 s，6.67 t的推力受限于繼承了304發(fā)動機的離心式氫渦輪泵基礎(chǔ)。

圖4 半人馬座系列氫氧末級Fig.4 The Centaur upper stage family

RL10A-3是RL10A-1的接續(xù)型號，采用了快開式冷卻閥以更好地控制關(guān)機過渡過程并改善氧泵的抽吸能力，優(yōu)化了渦輪泵設(shè)計。半人馬座B和土星I的S-IV級使用了該型發(fā)動機(土星I版本被命名為RL10A-3S)。在外觀上，RL10A-3幾乎與RL10A-1無法區(qū)分，但比沖提高5 s，達到427 s。

RL10A-3-1的推出延續(xù)著對更高比沖的追求，應(yīng)用需求來自于冷戰(zhàn)背景下NASA行星探測任務(wù)有效載荷質(zhì)量的日益增加。噴注器的改進使燃燒效率得以提高，并減少了穩(wěn)態(tài)推進劑消耗量(得益于渦輪泵密封改進和齒輪箱冷卻流量需求降低)，比沖提高到431 s；推力室?guī)缀纬叽纭⑹覊汉屯屏o明顯調(diào)整。

RL10A-3-3首次對推力室?guī)缀纬叽邕M行了較大調(diào)整，減小喉部直徑的同時保持推力室入口和出口直徑不變，膨脹比達到了57，另外對燃料泵葉輪和渦輪進行重新設(shè)計以提高效率。伴隨著推力室壓力的提高，比沖增加到442 s。RL10A-3-3A是RL10A-3的最終飛行改進型。在該版本中，喉部直徑再次縮小，膨脹比達到61，推力室壓力進一步增加，RL10A推力首次大幅提升達到了7.34 t，應(yīng)用于宇宙神-半人馬座火箭。

RL10A系列的第二次重大升級體現(xiàn)在RL10A-4發(fā)動機上，其直接驅(qū)動力為美國航天商業(yè)化后直面大量商業(yè)訂單及高密度發(fā)射需求，宇宙神-半人馬座的性能亟待提升，新一代的宇宙神基礎(chǔ)級代號為“宇宙神2A”(Atlas IIA)。隨著推力室的優(yōu)化，渦輪泵的改進以及延伸噴管的增加，真空推力從7.34 t升級到9.25 t。在RL10A-3-3A中已經(jīng)實現(xiàn)的燃燒室和主噴嘴幾何形狀變化得以保留，喉部采用了鍍銀工藝，調(diào)整了推力室內(nèi)壁面的基本形狀；重新設(shè)計氧泵并修改了渦輪泵的部分其他細(xì)節(jié)；提高了推進劑流量和推力室壓力，相關(guān)組件為適應(yīng)系統(tǒng)工作壓力升高也同步進行了重新設(shè)計；最后增加了一段延伸輻射冷卻的鈮噴管，使膨脹比達到84(受雙機構(gòu)型布局限制，未能實現(xiàn)更高膨脹比指標(biāo))；第一批發(fā)動機于1991年6月交付，用于宇宙神-半人馬座和大力神-半人馬座。

RL10A-4的第一種衍生型——RL10A-4-1應(yīng)用于宇宙神3A/3B，由于基礎(chǔ)級采用俄制RD-180發(fā)動機具備了更大推力和推力調(diào)節(jié)能力，半人馬座采用單臺RL10發(fā)動機成為可能。RL10A-4-1重新設(shè)計了噴注器，進一步提升了性能，并利用組件的綜合優(yōu)化設(shè)計實現(xiàn)了9.92 t的推力，以滿足宇宙神3A-半人馬座的單發(fā)需求，1995年1月飛行成功。同時，RL10A-4-1采用了直接電點火(Direct Spark Ignition，DSI)和起飛前低溫氦冷卻技術(shù)，獲得了更高的可靠性和綜合性能。

宇宙神5使用了RL10A-4-2發(fā)動機，因美國空軍漸進一次性運載火箭計劃(EELV，2019年3月1日美國空軍將其更名為NSSL)需求而來，其核心是為空軍提供更高效、更經(jīng)濟、更安全的發(fā)射服務(wù)。RL10A-4-2繼承了RL10A-4-1的優(yōu)點，射前對液氫、液氧泵采用低溫氦冷卻，基礎(chǔ)級飛行階段對氫渦輪泵進行循環(huán)預(yù)冷，這兩項操作都減少了發(fā)動機起動前預(yù)冷所需的推進劑消耗量以及與基礎(chǔ)級分離后的等待時間，提高了性能。RL10A-4-2發(fā)動機的第二項改進是增加了一個獨立的電動氣閥，可以獨立控制氧泵前閥(Oxidizer Flow Control Valve,OFCV)，使發(fā)動機在第二次或第三次起動前可進行小流量預(yù)冷以提高火箭性能。RL10A-4-2最重要的改進是采用冗余直接電點火系統(tǒng)(Dual Direct Spark Ignition，DDSI)。DDSI是一種完全冗余的電子點火系統(tǒng)，滿足宇宙神5對單機和系統(tǒng)更為嚴(yán)苛環(huán)境要求。宇宙神5助推級的液氧煤油芯級(俄制RD-180發(fā)動機)+固體助推器構(gòu)型使得級間段具有足夠的空間安裝RL10A-4-2發(fā)動機固定的延伸噴管。宇宙神2和3使用的是可展開的延伸噴管，必須在RL10起動前執(zhí)行展開動作，而宇宙神5火箭消除了這項飛行過程的成敗型關(guān)鍵單點動作。RL10A-4-2發(fā)動機伺服機構(gòu)也從原有成熟的液壓伺服升級為機電伺服(Electro-mechanical Actuator,EMA)。

1.3.2 RL10B系列

RL10B子系列的研制與Delta系列火箭(如圖5所示)的升級換代密不可分。

(a) Delta 3

(b) Delta 4系列圖5 Delta系列運載火箭Fig.5 The Delta rocket family

為滿足日益增長的商業(yè)衛(wèi)星發(fā)射市場需求，保持Delta系列運載火箭的競爭能力，1995年年初，麥克唐納·道格拉斯公司(現(xiàn)已并入波音公司)開始研制Delta 3火箭用以銜接Delta 2和Delta 4。Delta 3火箭是美國第一個完全由私營企業(yè)投資研制的運載火箭，基于成本方面的考慮，一改過去Delta系列火箭的三級結(jié)構(gòu)，而采用二級結(jié)構(gòu)，二級首次采用單臺RL10B-2發(fā)動機，需要通過推力提升盡可能彌補發(fā)動機數(shù)量由2臺減少為1臺帶來的運載能力損失。

RL10B-2的改進是在RL10A-4發(fā)動機渦輪泵系統(tǒng)重新設(shè)計后的基礎(chǔ)上推力提高20%，達到11.23 t。推力提升的具體措施主要包括噴管膨脹比提升和渦輪泵能力挖潛。由于采用三段式碳-碳可展開延伸噴管，發(fā)動機膨脹比由84提高至285，混合比從5.5提高至5.88，比沖提高了約15 s，達到465.5 s，是目前已飛行化學(xué)火箭發(fā)動機實現(xiàn)的最高比沖。

在美國空軍EELV飛行計劃的支持下，Delta 4系列運載火箭繼承了相關(guān)設(shè)計狀態(tài)，并進一步推動了RL10B-2的部分性能優(yōu)化。

1.3.3 RL10C系列

RL10C子系列的研制融合了宇宙神的RL10A-4和Delta 4的RL10B-2的優(yōu)勢，進一步提升發(fā)動機性能。

新型發(fā)動機RL10C-1于2014年完成首飛，其顯著特點是配置了碳-碳延伸噴管、混合比控制單元、DDSI等。RL10C的渦輪泵與RL10A系列相同，但采用了RL10B系列的推力室。

RL10C-2發(fā)動機繼承了RL10C-1的所有改進，同時具備3段式可展開式延伸噴管，優(yōu)化了發(fā)動機管路以改善起動時序，完善了閥門設(shè)計，對變速齒輪和密封進行了適當(dāng)調(diào)整，具備主動混合比控制能力，進一步系統(tǒng)性提高了發(fā)動機的可靠性。目前正在研制的RL10C-3發(fā)動機計劃用于SLS火箭EUS上面級(Exploration Upper Stage)，在系統(tǒng)可靠性方面將進一步提升。

1.3.4 專項研究

1.3.4.1 可重復(fù)使用驗證機RL10A-5

1991年，麥克唐納·道格拉斯公司提出被稱為“垂直起降(VTVL)先鋒”的單級入軌重復(fù)使用火箭DC-X。RL10發(fā)動機以其高可靠性被DC-X選為主動力。RL10可重復(fù)使用型發(fā)動機代號RL10A-5，不僅提供飛行動力、可重復(fù)使用而且推力需要從100%降低到30%，火箭升空后在某一預(yù)定高度滑行，然后成功著陸。

RL10A-5于1992年8月完成熱試車；為適應(yīng)海平面工作重新設(shè)計了發(fā)動機噴管；為滿足火箭變推力要求重新設(shè)計了燃燒室,增強了換熱能力,增設(shè)了推力調(diào)節(jié)閥上的機電調(diào)節(jié)器以及氧化劑流量調(diào)節(jié)閥。1993年8月，DC-X和RL10A-5發(fā)動機完成了12次發(fā)射中的首次發(fā)射。

DC-X研制和飛行過程中，RL10A-5發(fā)動機的優(yōu)異性能證明了該發(fā)動機在助推級工作和進行較低的維護即可重復(fù)使用的能力，考核了發(fā)動機的壽命。根據(jù)試驗數(shù)據(jù)累計，單臺發(fā)動機共完成了48次飛行，飛行時間近5 000 s。4臺參加過飛行的發(fā)動機共進行了125次點火，累計工作時間11 146 s。

1.3.4.2 深度節(jié)流驗證機CECE

通用擴展低溫發(fā)動機CECE(Common Extensible Cryogenic Engine)是NASA資助的首個面向未來深空探測試驗項目，用于研究RL10發(fā)動機深度節(jié)流技術(shù)，曾計劃用于月球探測低溫下降級。該項目從2006年4月持續(xù)到2010年4月，共開展了4輪47次測試，累計熱試車時間7 436 s。CECE在RL10A-4-2基礎(chǔ)上，通過對推進劑的壓力、溫度、噴注器流量和推進劑供應(yīng)系統(tǒng)改進，增設(shè)了變截面氣蝕管、氧化劑機電控制閥、渦輪機電旁通閥和推力機電調(diào)節(jié)閥，成功實現(xiàn)了推力范圍從104%到5.9%的節(jié)流(詳見圖6、圖7)。

圖6 RL10與CECE驗證機原理圖對比及CECE專屬組件Fig.6 Comparison of RL10 and CECE configurations showing CECE-unique components

圖7 不同節(jié)流狀態(tài)CECE真空熱試車圖像Fig.7 CECE hot fire test under different throttling level

CECE同時驗證了RL10發(fā)動機使用液氧-甲烷推進劑的可行性。

1.4 可靠性研究

1971年，NASA Lewis研究中心與普惠公司簽定了一項協(xié)議，通過消除RL10發(fā)動機中潛在的引發(fā)飛行失敗的單點故障來提高飛行成功率，主要研究成果包括：

1)完善RL10發(fā)動機的失效模式與影響分析(FMEA)；

2)基于FMEA的結(jié)果，建立了一個臨界項目清單(CIL)；

3)對所有地面設(shè)備運行中的異常情況進行徹底檢查，以改進零件的故障水平和臨界率，提高組件和發(fā)動機設(shè)計水平；一旦出現(xiàn)故障，可以減小對飛行的不利影響；

4)引入了冗余零組件，用以消除發(fā)動機單點失效，具體推薦措施主要包括：發(fā)射前冗余的冷卻單向閥、冗余的點火裝置、冗余電磁閥或冗余電磁線圈、冗余的進口起動閥、燃料主活門上的輔助套筒閥、冷卻單向閥上的輔助套筒閥、推力控制回流閥、冗余點火的氧化劑供應(yīng)閥；

5)檢查辨識RL10發(fā)動機所有的地面設(shè)備、發(fā)動機與火箭的總裝技術(shù)中潛在的對發(fā)動機造成危害的因素。

本項可靠性研究為RL10發(fā)動機辨識薄弱環(huán)節(jié)、提高設(shè)計水平、消除單點環(huán)境和保障飛行成功率提供了重要支撐，為后續(xù)發(fā)動機研制可靠性提升提供了典范。

1.5 主要試驗研究

1.5.1 真空環(huán)境工作可靠性試驗

為充分考核用于改進型半人馬座D-1A的RL10A-3-3發(fā)動機真空環(huán)境適應(yīng)性、預(yù)冷時序優(yōu)化、二次起動可靠性，NASA于1968年撥款在Plum Brook(NASA的下屬地面試驗站)建造了宇航推進研究試驗臺B-2，如圖8所示。

圖8 NASA B-2推進系統(tǒng)試驗臺Fig.8 B-2 Space propulsion research facility of NASA

試驗臺包括一個巨大的不銹鋼真空艙，直徑12 m，高17 m，足以將整個半人馬座放置在真空艙內(nèi)，加注液氫和液氧后進行發(fā)動機點火測試。B-2試驗臺可以模擬161～201 km飛行高度的極端環(huán)境，并測試半人馬座在太空真空環(huán)境中發(fā)動機的重啟能力。發(fā)動機重啟問題受到特別關(guān)注，其中包括發(fā)動機必要的“預(yù)冷”，用以確保液氫而不是氫氣進入預(yù)壓泵(半人馬座為了在較低的箱壓下滿足RL10泵入口壓力需求，在輸送路設(shè)置了獨立的預(yù)壓泵)，并維持發(fā)動機推進劑入口的適當(dāng)壓力。B-2設(shè)施的液氮冷卻壁模擬了太空中-160 ℃的溫度，而石英燈熱模擬器可以模擬太陽的高溫。

新試驗臺的檢驗測試開始于1969年10月。1970年12月18日，B-2試驗臺首次成功進行了半人馬座發(fā)動機熱試車。在B-2試驗臺上對半人馬座發(fā)動機的進一步測試顯示，RL10可以通過增壓輸送系統(tǒng)保持穩(wěn)定工作，為后續(xù)取消輸送路上的預(yù)壓泵提供了重要試驗依據(jù)。

1.5.2 載人飛行邊界摸底試驗

1982年，NASA與美國空軍聯(lián)合起動了航天飛機-半人馬座項目，為了適應(yīng)用戶的多任務(wù)需求，半人馬座在D-1A的基礎(chǔ)上進行了大量改動，推出了G(雙機，RL10A-3-3B)和G-Prime(單機，RL10A-3-3A)兩個構(gòu)型。半人馬座的改進推動了RL10發(fā)動機的改進，其指導(dǎo)原則是力求通過最小的改動適應(yīng)新的半人馬座，主要工作包括：適應(yīng)航天飛機發(fā)射環(huán)境及流程，全新的地面操作接口，一套起動時序適應(yīng)兩型半人馬座，新的發(fā)射平臺，兩種混合比，射前預(yù)冷流程調(diào)整，全新的基礎(chǔ)級接口形式，深空探測載荷提出的多次起動需求。另外，為了滿足航天飛機載人飛行的安全性要求，RL10發(fā)動機還需為滿足下列條件進行適應(yīng)性優(yōu)化：航天飛機載人工程總體要求、有效載荷安全性規(guī)范、電子裝聯(lián)要求、污染物控制要求等。

RL10發(fā)動機為此開展了大量邊界摸底試驗研究(見表1)，優(yōu)化了起動時序和起動條件，最終以最小的硬件改動滿足了任務(wù)要求，獲得了發(fā)動機更為豐富的性能參數(shù)，包括預(yù)冷特性、水擊特性、振動特性等。

表1 RL10發(fā)動機開展的載人飛行邊界摸底試驗Tab.1 Test items of RL10 for Space Shuttle/Centaur manned flight boundary

1.5.3 長時間滑行飛行拓展試驗

RL10發(fā)動機伴隨半人馬座在主任務(wù)結(jié)束后先后開展了3次長時間在軌滑行拓展試驗，包括1974年12月10日的太陽神號發(fā)射任務(wù)(TC-2)后近7 h滑行拓展試驗、1976年1月15日的太陽神2號發(fā)射任務(wù)(TC-5)后發(fā)動機5次重新起動試驗和1978年11月13日的高能天文觀測臺二號發(fā)射任務(wù)(HEAO-2)后長時間滑行后姿態(tài)恢復(fù)能力和再次起動能力拓展試驗，充分考核了發(fā)動機長時間滑行適應(yīng)性、短時間預(yù)冷技術(shù)方案、多次起動可靠性、復(fù)雜姿態(tài)調(diào)整后起動及姿態(tài)恢復(fù)能力。

TC-2拓展試驗在星箭分離后首先進行了1 h的滑行，而后RL10發(fā)動機實現(xiàn)了第3次空中點火，工作11 s后進入下一個滑行期，期間開展了幾次180°的滾轉(zhuǎn)(稱為“熱機動”，防止火箭的一側(cè)過熱)、主動排氣和其他熱控操作；3 h后，RL10第4次起動，穩(wěn)定工作了47 s；最后的滑行階段持續(xù)了將近27 min，并開展了預(yù)壓泵實驗和過氧化氫耗盡實驗，以確定預(yù)壓泵從嚴(yán)重的氣蝕狀態(tài)恢復(fù)的能力，為后續(xù)RL10發(fā)動機進一步降低泵入口壓力需求提供了重要的飛行子樣。

TC-5拓展試驗在星箭分離后剩下約1 814 kg燃料，如此可觀的燃料使RL10能夠進行前所未有的第5次重新起動試驗。驗證了RL10同步軌道直接入軌的高精度工作能力(在第二滑行段和第三次發(fā)動機起動之間停留軌道持續(xù)5 h以上)以及滑行5 min后重起能力。

HEAO-2拓展試驗在星箭分離后進行了兩次拓展試驗以驗證長時間滑行后姿態(tài)恢復(fù)能力和再次起動能力。第一次實驗發(fā)生在飛行106 min，驗證發(fā)動機能夠在有效載荷分離之前將航天器旋轉(zhuǎn)至12(°)/s。第二次實驗發(fā)生在飛行109 min，考核了329°俯仰和584°滾轉(zhuǎn)的嚴(yán)重翻滾箭體姿態(tài)恢復(fù)及發(fā)動機重起能力。

2 對我國氫氧末級發(fā)動機的研制啟示

2.1 總體頂層牽引是發(fā)動機重大技術(shù)進步和可靠性大幅提升的核心支撐

氫氧發(fā)動機是國家綜合國力的體現(xiàn)，其核心需求來源于國家頂層規(guī)劃，無論是科學(xué)探測、基礎(chǔ)服務(wù)還是國防應(yīng)用，都具有顯著的全局性和不可替代性，必須自主可控?？傮w頂層的系統(tǒng)設(shè)計決定了具體的執(zhí)行方向，基于國家宏觀政策約束，圍繞國家能力構(gòu)建與提升的重大空間科學(xué)工程和預(yù)先研究項目的合理規(guī)劃是發(fā)動機技術(shù)發(fā)展的核心支撐。RL-10多次重大技術(shù)改進和可靠性提升均來自總體牽引，主要體現(xiàn)為國家級的空間科學(xué)研究項目在性能需求、經(jīng)費渠道、試驗條件等多方面的具體支持，包括20世紀(jì)60～70年代持續(xù)開展的行星際探測任務(wù)及有效載荷質(zhì)量的不斷提高對高比沖和兩次起動可靠性的持續(xù)需求，20世紀(jì)80～90年代地球同步軌道衛(wèi)星直接入軌對多次起動預(yù)冷及點火可靠性的需求，航天飛機載人任務(wù)對安全性的苛刻需求——空軍對軍事有效載荷高可靠進入太空能力的需求(EELV)，深空探測發(fā)動機推力深度節(jié)流需求(CECE)等。

在技術(shù)層面，比沖的提高和可靠性的提升是對發(fā)動機的通用技術(shù)需求，與火箭構(gòu)型關(guān)系較小，但需要投入大量的經(jīng)費開展試驗驗證工作，完全依靠企業(yè)自身推進實現(xiàn)難度較大；而推力、混合比、結(jié)構(gòu)布局(如大膨脹比噴管)等指標(biāo)與火箭總體耦合緊密，如發(fā)動機自行改進，會對總體造成嚴(yán)重影響，必須依靠頂層牽引。RL10發(fā)動機在宇宙神、土星、大力神、Delta等火箭的多個型號中成功應(yīng)用，并且被后續(xù)多型在研火箭選為末級主動力而不斷改進，其傲人的產(chǎn)品質(zhì)量和飛行成功率得益于多總體牽引下批量化生產(chǎn)形成的“優(yōu)化設(shè)計-生產(chǎn)-試驗考核-飛行”良性循環(huán)，在經(jīng)濟、技術(shù)兩個維度為RL10注入了源源不斷的活力，深得用戶信賴，并贏得了持續(xù)發(fā)展的良好空間。

2.2 發(fā)動機宜采用分級技術(shù)管理：飛行產(chǎn)品全生命周期質(zhì)量嚴(yán)格管控，確保任務(wù)成功；試驗產(chǎn)品堅持技術(shù)發(fā)展導(dǎo)向，鼓勵大膽創(chuàng)新，不斷提升技術(shù)成熟度

在可以滿足任務(wù)需求和經(jīng)濟性的前提下，運載火箭總體一般不希望發(fā)動機技術(shù)改進，因為改進即風(fēng)險，一旦考核驗證不充分可能造成嚴(yán)重的飛行事故，從RL10A-3-3A到RL10A-4的改進歷時17 a可見一斑。因此，對于交付飛行的發(fā)動機必須嚴(yán)格控制技術(shù)狀態(tài)、基線和生產(chǎn)質(zhì)量，做到全生命周期管控，有力支撐飛行可靠性，確保任務(wù)成功和企業(yè)盈利。RL10發(fā)動機自參與飛行任務(wù)以來，57年間僅出現(xiàn)過一次因發(fā)動機自身故障造成的飛行失利(1999年5月5日，Delta 3首飛失敗后的第二次飛行，RL10B-2推力室異常造成任務(wù)失敗)?？紤]到涉及的時間跨度之大、運載火箭型號之廣、飛行次數(shù)之多，該記錄令人驚嘆不已，背后隱含的是RL10發(fā)動機對于交付產(chǎn)品質(zhì)量的良好管控。

對于面向后續(xù)發(fā)展的技術(shù)改進、專項提升等工作，如從RL10A-1到RL10A-4-2的技術(shù)跨越以及RL10A-3-3B、RL10A-5、CECE相關(guān)研究等，大力鼓勵并積極推進對新技術(shù)的研究和發(fā)動機邊界工況探索，激發(fā)創(chuàng)新，不斷提高技術(shù)成熟度和驗證充分性，逐步消除用戶的疑慮，為新技術(shù)的最終飛行產(chǎn)品應(yīng)用提供了良好范式。

準(zhǔn)則和規(guī)范是指導(dǎo)和約束設(shè)計、改進及驗證充分性的重要依據(jù)。NASA牽頭在20世紀(jì)70年代相繼出臺了運載火箭領(lǐng)域的SP-8000系列標(biāo)準(zhǔn)；對于液體火箭發(fā)動機性能評估和試驗驗證，美國空軍于2017年出臺了SMC-S-025標(biāo)準(zhǔn)，用以指導(dǎo)全美液體火箭發(fā)動機的相關(guān)研制和試驗工作。

2.3 技術(shù)改進應(yīng)按需實施：組件級冗余措施和小幅改動可以有效提升發(fā)動機可靠性，而性能參數(shù)的大幅提升將伴隨著渦輪泵、推力室等核心部件的整體升級

發(fā)動機所有技術(shù)改進應(yīng)按需開展、分級實施。作為全箭最為關(guān)鍵的單機之一，發(fā)動機可靠性相關(guān)研究工作應(yīng)持續(xù)不斷地進行，其中單獨的可靠性立項支持不可或缺。RL10發(fā)動機通過NASA支持的可靠性專項工作開展了卓有成效的理論和試驗研究，從測試覆蓋性、臨界工況、FMEA等方面對產(chǎn)品進行了反復(fù)的審視和修改，為RL10高飛行成功率和故障適應(yīng)性提供了重要支撐?？煽啃蕴嵘木唧w項目一般不涉及發(fā)動機的系統(tǒng)級調(diào)整，典型內(nèi)容包括采取冗余措施消除單點(組件內(nèi)部冗余、多組件系統(tǒng)級冗余等)、典型失效環(huán)節(jié)研究及使用工況約束、外系統(tǒng)干擾影響及抑制、邊界條件辨識及控制等。小幅且循序漸進的改動可以逐步累積可靠性，考核需求較低，也更容易被用戶接受。

一旦發(fā)動機的技術(shù)改進涉及系統(tǒng)級調(diào)整，將會對核心組件進行大幅改動甚至是重新設(shè)計，如渦輪泵、推力室等，其工作量和改后的驗證需求也更大，在周期和經(jīng)費方面所需的支撐力量也必須更強，僅靠發(fā)動機研制單位難以實現(xiàn)，需要項目總體或國家級專項支持。此類改動需要明確的頂層任務(wù)需求牽引，就設(shè)計、生產(chǎn)、試驗等環(huán)節(jié)開展深入的論證策劃，制定嚴(yán)格的周期表和質(zhì)量管控措施，確保按期提供滿足總體需求的飛行產(chǎn)品，無異于新研一型發(fā)動機。

2.4 充分的地面試驗和測試是技術(shù)繼承、驗證改進、降低飛行風(fēng)險的有效手段，試驗帶來的周期與經(jīng)費的壓力需要結(jié)合飛行風(fēng)險綜合評估

RL10發(fā)動機革新之路充分表明了在已有成熟技術(shù)基礎(chǔ)上不斷改進是火箭發(fā)動機打造經(jīng)典的必由之路。繼承不等于照搬，必須根據(jù)新的需求和不同時代技術(shù)發(fā)展有所進步；關(guān)于硬件的改動必須慎重，考慮到發(fā)動機各部件間的強耦合特性，應(yīng)該改動需要充分的試驗考核(包括單機級和系統(tǒng)級)。經(jīng)過多次試驗沒問題后，產(chǎn)品才可以交付飛行。這是RL10傲人飛行成功率的重要啟示，如B-2試驗臺半人馬座整級真空試驗、多次飛行拓展試驗、航天飛機-半人馬座嚴(yán)苛的安全性試驗等等。

試驗產(chǎn)品的狀態(tài)和邊界對試驗設(shè)計提出了較高的要求，由于是高空起動，RL10發(fā)動機的試驗對經(jīng)費的需求也是非常可觀的。發(fā)動機可靠性始終是運載火箭高風(fēng)險的典型代表，與失利造成的經(jīng)濟損失及不可預(yù)估政策放大效應(yīng)相比，充分的地面試驗尤為重要?；诮?jīng)濟性考慮，應(yīng)在滿足試驗需求的前提下盡量降低花費，如提高單臺產(chǎn)品的復(fù)用率、試驗項目統(tǒng)籌策劃、試驗工況優(yōu)化組合等。

2.5 市場法則是促進發(fā)動機技術(shù)發(fā)展的重要輔助性力量

在國家頂層牽引的同時，基于市場法則的商業(yè)航天可以作為發(fā)動機技術(shù)優(yōu)化和可靠性提高的輔助性力量，為發(fā)動機技術(shù)進步提供部分性能需求輸入和研制經(jīng)費；利潤刺激、競爭需求和發(fā)動機研制單位自身發(fā)展的內(nèi)在驅(qū)動可以支撐發(fā)動機持續(xù)開展技術(shù)優(yōu)化和可靠性提高工作。

20世紀(jì)80年代初，NASA為確保重復(fù)使用運載器的標(biāo)志性產(chǎn)品——航天飛機獲得足夠的飛行任務(wù)和政府補貼，不斷推進取消一次性運載火箭的計劃，RL10發(fā)動機幾近停產(chǎn)。1986年挑戰(zhàn)者號災(zāi)難發(fā)生后，航天飛機領(lǐng)銜的可重復(fù)使用運載器對一次性運載火箭所構(gòu)成的壓倒性優(yōu)勢有所緩解，半人馬座攜帶RL10發(fā)動機重新回歸，共同迎來了商業(yè)航天時代。伴隨著通信衛(wèi)星發(fā)射需求的劇增，以及來自歐洲阿里安4火箭的咄咄逼人態(tài)勢，降低成本、提高可靠性和發(fā)射成功率以獲得利潤和企業(yè)生存發(fā)展，成為所有火箭及發(fā)動機供應(yīng)商的內(nèi)在訴求。在宇宙神、大力神和Delta系列商業(yè)發(fā)射任務(wù)牽引下，RL10發(fā)動機獲得了重生，并得到了進一步改進和優(yōu)化的必要支持。

我國商業(yè)航天的大幕已經(jīng)開啟，在科學(xué)探索、衛(wèi)星應(yīng)用、航天運輸?shù)阮I(lǐng)域均涌現(xiàn)出大量公司，雖然未來發(fā)展方向也仍在探索之中，但其終將成為一支重要航天力量的態(tài)勢已顯，“大航天時代”悄然降臨。如何將互聯(lián)網(wǎng)思維、商業(yè)法則引入傳統(tǒng)航天領(lǐng)域，支撐我國氫氧發(fā)動機的技術(shù)進步、拓展應(yīng)用領(lǐng)域，值得進一步深入探討。

3 對我國氫氧末級發(fā)動機后續(xù)發(fā)展建議

我國先進氫氧末級發(fā)動機研制始于20世紀(jì)70年代，先后成功研制了用于CZ-3系列運載火箭的4 t級YF-73和8 t級YF-75；伴隨著我國新一代運載火箭CZ-5的研制，9 t級YF-75D氫氧發(fā)動機先后突破了膨脹循環(huán)發(fā)動機高空二次起動技術(shù)，大轉(zhuǎn)速、高效率、長壽命氫渦輪泵技術(shù)，低流阻、高換熱、長壽命推力室冷卻通道設(shè)計技術(shù)等一系列關(guān)鍵技術(shù)，首飛前連續(xù)無故障整機熱試車超過30 000 s，成功完成了嫦娥五號、天問一號等發(fā)射任務(wù)。

作為我國唯一一型膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機，YF-75D充分繼承了YF-75的成熟技術(shù)，同時在循環(huán)方式上提高了固有可靠性，具備更優(yōu)秀的性能拓展空間和更靈活的任務(wù)剖面選擇。結(jié)合RL10系列發(fā)動機的技術(shù)革新及相關(guān)啟示分析情況，本文初步形成對YF-75D發(fā)動機的3條發(fā)展建議。

3.1 加大專項支持力度

建議對YF-75D可靠性提升予以專項支持，從系統(tǒng)和單機兩個方向充分辨識設(shè)計、生產(chǎn)、試驗、使用維護等多維度潛在的風(fēng)險和邊界約束，全面提高發(fā)動機可靠性；同時，對YF-75D系統(tǒng)及單機地面試驗?zāi)芰ㄔO(shè)進行支持，為發(fā)動機改進的充分性和性能提升驗證提供平臺；確保我國在航天運輸系統(tǒng)高性能氫氧末級的研發(fā)和應(yīng)用領(lǐng)域保持并不斷擴大技術(shù)優(yōu)勢，有效維護進出空間和利用空間能力，并為進一步的長時間在軌、深空探測及中長期發(fā)展規(guī)劃的實施儲備關(guān)鍵技術(shù)基礎(chǔ)。

3.2 加強總體頂層牽引

建議構(gòu)建基于YF-75D及后續(xù)可拓展能力的低溫氫氧末級發(fā)展路線圖，涵蓋當(dāng)前GTO及SSO主任務(wù)、GSO軌道直接入軌、低溫末級長時間在軌、大范圍軌道轉(zhuǎn)移、深空探測等多維度需求，統(tǒng)一明確各發(fā)展階段對發(fā)動機的技術(shù)要求，牽引YF-75D的發(fā)展，整合力量打造我國膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機的一款經(jīng)典產(chǎn)品；面向未來，持續(xù)推動在飛型號低溫末級氫氧發(fā)動機由YF-75向YF-75D的系統(tǒng)性升級。

3.3 堅持交付改進并行

建議以低溫氫氧末級發(fā)展路線圖為牽引，形成以YF-75D為基本型的膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機型譜，滿足我國后續(xù)運載火箭低溫氫氧末級對主動力的需求；針對當(dāng)前多型號飛行任務(wù)需求，爭取批量化訂貨、生產(chǎn)、抽檢，確保交付能力；在明確技術(shù)狀態(tài)基線、嚴(yán)格管控飛行產(chǎn)品質(zhì)量的同時，積極尋求多方支持持續(xù)推進技術(shù)改進，在推力、比沖、推質(zhì)比、混合比調(diào)節(jié)適應(yīng)能力、多次起動、故障診斷等方面不斷挖潛、改進、驗證，逐步提升技術(shù)成熟度并推動工程應(yīng)用；持續(xù)探索YF-75D應(yīng)用的新空間。

3.4 堅持漸進式技術(shù)升級

建議從近期和遠(yuǎn)期兩個階段開展YF-75D的漸進式技術(shù)升級。近期改進以優(yōu)化使用維護性、提升新一代運載火箭綜合性能為目標(biāo)，重點包括實現(xiàn)整機(含噴管延伸段)隨箭運輸、整合供氣種類和壓力、提升利用系統(tǒng)調(diào)節(jié)適應(yīng)性、突破液氫閉式自生增壓技術(shù)、提升推質(zhì)比，相關(guān)改進主要涉及小管路、閥門、機架、噴管等產(chǎn)品，對系統(tǒng)方案、可靠性不會造成本質(zhì)性影響。遠(yuǎn)期升級以滿足進一步提升我國空間和利用空間需求為目標(biāo)，打造系列化的精品氫氧末級主發(fā)動機，主要包括提升推力以更好適應(yīng)SSO軌道發(fā)射任務(wù)和單機版末級構(gòu)型，研發(fā)可延伸噴管大幅提升比沖，攻關(guān)電點火技術(shù)實現(xiàn)多次起動，優(yōu)化系統(tǒng)預(yù)冷和起動特性滿足長時間在軌滑行，相關(guān)改進主要涉及系統(tǒng)方案、渦輪泵、噴注器、推力室、主管路等核心組件，需要提高布局，長期攻關(guān)，不斷提升技術(shù)成熟度。

4 結(jié)論

RL10系列發(fā)動機作為世界上首款氫氧火箭發(fā)動機，在60多年的發(fā)展歷程中始終堅持技術(shù)革新。當(dāng)前我國正在從航天大國向航天強國邁進，面對日益嚴(yán)峻的外部競爭態(tài)勢和內(nèi)部發(fā)展需求，亟需從管理、技術(shù)等維度形成合力打造一款高可靠、高性能的氫氧末級主發(fā)動機。RL10的成功實踐了一條可行的高可靠飛行與高質(zhì)量發(fā)展兼?zhèn)涞募夹g(shù)路線，可以為我國膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動機的發(fā)展提供有益參考。