加快大推力氢氧发动机硏制迎接21世纪

加快大推力氢氧发动机研制迎接21世纪
顾明初
(北京液体火箭发动机研究所,北京, 100076)
摘要　回顾了各国氢氧发动机的发展概况,对我国的现状和差距作了比较。提出应加快我国大
推力氢氧发动机的研制,并积极开展各项先进技术的预先研究工作。
关键词　氢氧发动机,运载火箭,综述。
Speed up the Development of LOX/LH2 Rocket Engine
to Greet the 21st Century
Gu Mingchu
( Beijing Institute of Liquid Rocket Engine, Beijing , 100076)
Abstract　The dev elopment of LOX /LH2 rocket engine in the w orld is review ed, and the current
situatio n and dif ferences of the engines in China are analysed. The sug gestio n of speeding up the development
of a larg e thrust LOX /LH2 engine and taking vigo rous action to research adv anced propulsion
technolog y are proposed.
Key Words　Hydrog en oxyg en engine, Launch v ehic1e, Summary.

1　前　言
20世纪下半叶,人类在航天活动方面取得了无比辉煌的成就。1957年10月4日,前苏联发射了世界上第1颗人造地球卫星,它标志着人类航天活动新纪元的开始。1969年7月20日,美国的阿波罗飞船实现了使宇航员登上月球的目标,在人类征服宇宙的进程中迈出了巨大的一步。迄今世界各国已向宇宙空间发射了一系列卫星和飞船,它们在通信、导航、气象、地球资源勘察及深空探测等各个领域为世界经济的发展发挥了巨大的作用。航天活动能取得这样的成就是同液体火箭发动机技术的迅速发展密切相关的。其中,氢氧发动机技术的发展更是对人类航天活动的进展有着举足轻重的作用。因此,我们必须加速我国氢氧发动机技术的发展,以满足未来各种航天任务的需要,并且缩小与国际先进水平的差距,确保我国的航天大国地位。
2　各国氢氧发动机发展概况
2. 1　美　国

a) 1958年,美国开始研制它的第1台氢氧发动机RL10发动机,这也是世界上第1台氢氧火箭发动机。它采用膨胀循环,真空推力6. 8 t。该发动机1963年投入使用。它可用作宇宙神、大力神、雷神及土星运载火箭上面级的动力装置,在美国的空间活动中占有重要位置。该发动机进行了不断改进,先后有RL10A- 1、RL10A- 3、RL10A- 3- 1、RL10A- 3- 3、RL10A- 3- 3A、RL10A- 3- 3B、RL10A- 4、RL10A- 4- 1、RL10A- 5等型号。1995年6月,又开始研制用于德尔它Ⅲ 火箭上面级的RL10B- 2发动机。该发动机采用由碳- 碳材料制造的、可伸展的喷管延伸段,真空比冲达466. 5 s。

b) J- 2发动机是美国在1960年开始研制的大推力氢氧发动机。它采用燃气发生器循环,发动机真空推力104. 3 t ,真空比冲426 s。J- 2发动机用于美国为阿波罗登月任务而专门研制的土星Ⅰ B和土星Ⅴ 大型运载火箭上。土星Ⅰ B火箭的第2级用单台J- 2发动机作其动力装置(第1级采用8台H- 1液氧煤油发动机,每台发动机的海平面推力为93 t) ; 土星Ⅴ 火箭的第2级用5台J- 2发动机并联,第3级用单台J- 2发动机作为其动力装置(第1级采用5台F- 1液氧煤油发动机,每台发动机的海平面推力为691 t )。土星Ⅰ B主要用于载人和不载人的阿波罗飞船的近地轨道飞行试验,自1966年2月至1968年10月,共发射5次。1973年用土星Ⅰ B将3批宇航员送至天空实验室。1975年又用于美、苏两国联合进行的阿波罗- 联盟号空间对接飞行。土星Ⅴ 火箭的主要任务是将阿波罗载人飞船送入月球过渡轨道,并被用于发射天空实验室。1967年11月～ 1973年12月,该火箭共发射13次。

c) 1972年美国正式宣布开始研制新的空间运输系统—— 航天飞机。它的轨道飞行器上装有3台主发动机( SSME)。SSME采用液氢/液氧作推进剂,具有高燃烧室压力、分级燃烧循环、可重复使用等特点。每台发动机的真空推力为213 t ,可在65% ～ 109% 范围内调节。发动机使用次数为55次。1981年4月参加航天飞机首飞,至今, SSM E已完成近百次飞行任务。SSME的研制成功,标志着世界液体火箭发动机技术达到了一个新的高度。

2. 2　前苏联

a)D- 56( KV D- 1)是前苏联为登月任务研制的氢氧发动机。它采用分级燃烧循环,真空推力7. 5t,真空比冲461 s。发动机具有多次启动能力。目前准备将该发动机用于新型的质子号M火箭的低温第4级上。并有资料报道,印度已向俄罗斯购买了7台发动机,用作地球同步轨道卫星运载火箭( GSLV )的动力装置,计划于1999年首飞。

b) 60年代,前苏联研制了D- 57发动机。这是一台高性能氢氧发动机。它采用分级燃烧循环,发动机真空推力40 t ,真空比冲456 s。该发动机原计划用作前苏联N- 1登月火箭上面级发动机的备份方案。它已完成各种地面试验。1969年～ 1972年, N- 1火箭的4次飞行均失败,而美国已实现阿波罗计划,抢先登上了月球,前苏联只得宣布取消登月计划。

c) 鉴于N - 1登月火箭失败的教训,前苏联于1974年开始研制能源号大型运载火箭及它的两台大推力液体火箭发动机RD- 170和RD- 0120。RD- 0120是大推力氢氧发动机,能源号火箭芯级采用4台RD- 0120作为动力装置。每台发动机的真空推力200 t,真空比冲455 s。它与美国航天飞机主发动机水平相当,在某些材料、工艺方面,还超过了美国航天飞机主发动机。能源号火箭助推级采用4台RD- 170液氧煤油发动机作动力装置。每台发动机的地面推力达740 t ,是目前世界上推力最大的液体火箭发动机。能源号火箭的近地轨道运载能力达105 t。1987年5月,进行了首次飞行试验,获得成功。1988年11月,能源号火箭进行第2次飞行试验,将前苏联的暴风雪号航天飞机送入轨道。前苏联解体后,由于政治、经济情况的变化,能源号火箭未再飞行。RD- 170发动机已用于天顶号火箭的一级; RD- 0120发动机将用于俄罗斯新型运载火箭安加拉的二级。

2. 3　欧洲

a)欧洲空间局于1973年开始研制HM- 7氢氧发动机,用作阿里安Ⅰ 火箭第3级的动力装置。它采用燃气发生器循环, 真空推力6. 1 t, 真空比冲442. 3 s。1979年12月阿里安Ⅰ 火箭首次飞行获得成功。至1986年12月,共飞行11次。在HM- 7发动机基础上又研制了HM- 7B发动机,其主要改进为提高燃烧室压力,增大喷管面积比等。HM- 7B发动机的真空推力为6. 3 t ,真空比冲为445 s。HM- 7B发动机先后用于阿里安Ⅱ 、阿里安Ⅲ 及阿里安Ⅳ 火箭。

b) 1985年,欧洲空间局开始研制Vulcain大推力氢氧发动机用作阿里安Ⅴ 火箭芯级的动力装置。它采用燃气发生器循环,发动机真空推力116. 8 t ,真空比冲431. 2 s。Vulcain发动机于1990年进行了首次试车。自1996年6月至今,已参加阿里安Ⅴ 火箭的4次飞行试验。

2. 4　
日本
a) 1984年,日本开始研制LE- 5氢氧发动机,用于H- Ⅰ 火箭的第2级。该发动机采用燃气发生器循环, 发动机真空推力10. 5 t ,真空比冲450 s。1986年8月, H- I火箭首次飞行试验取得成功。至1992年,该火箭共发射9次。

b) 1984年,日本开始研制用于H- Ⅱ 火箭芯级的大推力氢氧发动机,代号LE- 7。它采用分级燃烧循环,发动机真空推力110 t ,真空比冲446 s。H- Ⅱ 火箭的第2级采用LE- 5A发动机,它是LE- 5发动机的改进型,其主要改进为取消了燃气发生器,将喷管延伸段由排放冷却改为再生冷却,发动机采用喷管膨胀排放循环等。发动机真空推力为12. 4 t ,真空比冲452. 9 s。H- Ⅱ 火箭于1994年2月进行首次飞行试验,获得成功。至1998年,已发射6次。


3　当前国外氢氧发动机研制的一些情况

为了适应当前国际航天发射市场的激烈竞争,各航天大国都在积极研制新型运载火箭及其动力装置,以实现提高运载能力、降低运载成本、增加可靠性和任务适应能力的目标。在氢氧发动机的研制方面,其主要情况如下:

a ) 美国波音公司正在为美国空军负责的改进型一次使用运载火箭计划研制德尔它Ⅳ系列运载火箭。美国空军计划的要求是通过采用低成本的通用助推级,使运载成本降低50% 。尽管德尔它火箭已有40年用煤油作推进剂的历史,但在开始研制德尔它Ⅳ火箭时,决定采用液氢作推进剂。液氢有较高的性能(约高30% ) ,这样可使发动机设计简单、成本降低。因此,德尔它Ⅳ系列运载火箭的通用助推级采用新研制的RS- 68氢氧发动机作为动力装置。RS- 68发动机的真空推力达338. 2 t ,真空比冲410 s。它是迄今世界上推力最大的氢氧发动机。该发动机的一个显著设计特点是追求低成本、高可靠性的目标。通过简化系统、减少零部件数量、采用燃气发生器循环、中等的燃烧室压力( 9. 72 MPa)、烧蚀式喷管等一系列措施,使发动机的成本、研制周期大为减少。1999年7月, RS- 68发动机在额定推力工况下试车成功,预计在2001年用于德尔它Ⅳ 火箭的飞行试验。

b) 为了提高阿里安Ⅴ 火箭的运载能力并降低成本,欧洲空间局于1995年开始进行阿里安Ⅴ 改进型火箭及其发动机VulcainⅡ 的研制工作。与阿里安Ⅴ 火箭相比,阿里安Ⅴ 改进型的地球同步转移轨道运载能力将增加1 400 kg (由5 900 kg 增至7 300kg )。其中850 kg的载荷增加值是由芯级氢氧发动机的改进所提供的。与VulcainⅠ 相比, VulcainⅡ 发动机的真空推力提高到137. 7 t,真空比冲提高到433 s,发动机的混合比由5. 3增至6. 1。阿里安Ⅴ 改进型火箭将于2002年进行首次飞行试验。此外,还在研制阿里安Ⅴ 火箭的新型上面级。目前阿里安Ⅴ 火箭的第2级采用可贮推进剂,发动机代号为Aestus,真空推力2. 83 t,真空比冲323. 1 s。新型上面级ESC将采用氢氧发动机。ESC有两种型号,分别为ESC- A和ESC- B。ESC- A将用HM- 7B氢氧发动机改进,推力6. 4 t,比冲446 s,不能多次启动。ESC- A将于2002年投入使用,它能将9. 5 t的有效载荷送入地球同步转移轨道。ESC- B将采用全新设计的氢氧发动机(代号M PC- 150) ,推力15. 3 t,比冲460s,可重复启动4次。ESC- B将于2005年投入使用,它能将11 t的有效载荷送入地球同步转移轨道。

c) 由于H- Ⅱ 火箭的制造和发射成本较高,缺乏商业发射竞争能力,日本于1995年开始研制H-Ⅱ A运载火箭,要求将H- Ⅱ A火箭的制造和发射成本较目前的H- Ⅱ 降低50% 左右。H- Ⅱ A火箭的芯级将采用LE- 7A发动机。LE- 7发动机生产工艺和检验要求非常复杂,因而成本昂贵,而LE- 7A发动机则作了很多简化改进。如在燃烧室上减少了喷嘴和隔板数目,取消了声腔,喷管喉部面积增大10% ,喷管下段改为单壁结构等。LE- 7A发动机的燃烧室压力为11. 9 MPa,预燃室燃气温度为720 K, 发动机真空比冲为441 s( LE- 7发动机的燃烧室压力为12. 7 MPa,预燃室燃气温度810 K,发动机真空比冲446. 1 s)。H- Ⅱ A火箭的首次发射将于2000年进行。

d) 为了进一步降低运载成本,美国国家航宇局正在开展可重复使用运载器研究计划。1996年7月,航宇局选定洛克希德· 马丁公司的冒险星方案,并由该公司设计、制造和试验冒险星的缩比试验件—— X- 33验证机。这种单级入轨运载器的验证机采用两台代号为X RS- 2200的氢氧发动机作动力装置。该发动机采用J- 2发动机的涡轮泵供应系统。为了适应单级入轨的工作特点,发动机采用了具有高度补偿性能的气动塞式喷管。发动机的海平面推力93. 7 t,海平面比冲339 s,真空推力121. 5 t,真空比冲439 s。X- 33将于2000年首飞。最近,欧洲和日本公布了他们的单级入轨运载器方案,也将采用氢氧发动机作动力装置。

4　我国氢氧发动机研制情况

1976年,我国开始正式研制第1台氢氧发动机—— Y F- 73发动机,用于长征三号运载火箭第3级。发动机采用燃气发生器循环,由1台涡轮泵给4台燃烧室供应液氢、液氧推进剂。发动机真空推力4. 5 t,真空比冲420 s,具有两次启动能力。1984年4月,长征三号运载火箭成功地发射了东方红二号地球同步轨道通信卫星。这是我国运载火箭技术和液体火箭发动机技术发展史上的一个重要里程碑。1986年,开始研制Y F- 75发动机。它由两台单机并联而成。每台单机可独立工作,真空推力8 t ,真空比冲438 s。发动机采用燃气发生器循环,具有两次启动工作能力。每台发动机可作双向摇摆。YF- 75发动机用作长征三号甲、长征三号乙及长征三号丙运载火箭第3级动力装置。自1994年2月以来,已参加长征三号甲、乙火箭的飞行8次,成功地发射了东方红三号、马部海等卫星。由YF- 73到YF- 75,推力增长不算很大。但在YF- 75发动机上采用了许多新技术, 如双涡轮泵供应系统、新一代燃烧室及喷管结构、不冷却式燃气发生器、真空绝热摇摆软管、推进剂混合比的阶跃式调节、大面积比喷管的高空发动机在海平面条件下热试车、发动机不分解进行多次试车等。这些说明我国氢氧发动机的研制水平有了较大提高。Y F- 73和Y F- 75发动机的研制成功不仅为我国长征系列运载火箭提供了高性能的上面级动力装置,而且标志着我们在氢氧发动机的系统设计、两次启动技术、高性能喷注器设计、锆铜燃烧室及大面积比螺旋管束式喷管的设计和生产、液氢泵设计、高速转子动力学研究等一系列关键技术上取得了重要经验和成果,为今后的进一步发展打下了基础。当然,我们也应看到YF- 73和YF- 75发动机的推力较小,燃烧室压力、比冲、推重比等性能参数也较低,与国外先进水平有较大差距。在先进动力循环、高压燃烧室、多级氢泵、发动机推力调节、火炬室点火及贮箱压头启动技术等方面,也有许多研究工作需要开展。

5　研制大推力氢氧发动机是我国航天技术发展的必由之路

5. 1　氢氧发动机是航天推进技术的重要基础

各国航天事业的发展历史表明,氢氧发动机为各种运载器提供了高性能的动力装置,它是人类进行航天活动的重要支柱。当前,为了适应国际市场上激烈竞争的形势,各国更是都在大力进行氢氧发动机的研制工作。在一次性使用的运载火箭方面,德尔它Ⅳ 、阿里安Ⅴ 改进型及H- Ⅱ A等火箭,其芯级分别采用RS- 68、VulcainⅡ 、LE- 7A大推力氢氧发动机。它们的低地球轨道运载能力大致在20 t左右。由于采用了高性能的氢氧推进剂,这些火箭可为一级半形式,减少了级数,所有发动机都在地面启动,使可靠性大为提高。在可重复使用运载器方面,更需要有高性能动力装置来保证单级入轨的实现,美国目前正在研制的冒险星及其缩比演示机X- 33都是采用氢氧发动机。这些情况说明,无论是当前或在今后相当一段时期内,氢氧发动机都将是航天推进技术的基础,它的重要作用是其它发动机难以替代的。

5. 2　加快我国大推力氢氧发动机的研制

各国氢氧发动机的发展有着大致相同的过程:先是研制了推力为6 t～ 10 t级的发动机,用作运载火箭上面级的动力装置。随后进一步研制推力为100 t级(或更大)的大推力发动机,用作运载火箭芯级的动力装置。我国第1台氢氧发动机( YF- 73)于1976年开始正式研制,于1984年取得飞行试验成功。欧洲的HM- 7氢氧发动机的相应研制时间为1973～ 1979年,日本的LE- 5发动机的相应研制时间为1977～1986年。这说明当时我国氢氧发动机的研制工作与欧洲、日本大体处于同一水平上。但是,至90年代末,欧洲及日本已分别研制成了100 t级的大推力氢氧发动机Vulcain及LE- 7。而我国还只拥有上面级发动机,大推力氢氧发动机的研制工作尚未正式开始,仅处于关键技术预研阶段。这种局面如不迅速改变,我国与世界先进水平的差距将会继续增大。因此,我们必须在Y F- 73、YF- 75发动机研制成功,建立了我国氢氧发动机设计、生产和试验基地和“九五”期间大推力氢氧发动机关键技术预研取得重大进展的基础上,毫不延缓地将大推力氢氧发动机立项进入工程研制阶段。在今后几年中,集中力量尽快地将它研制出来。当我国拥有以大型液氧煤油发动机和氢氧发动机为动力装置的新一代大型运载火箭时,近地轨道运载能力可达20 t以上。加上面级后,地球转移轨道运载能力将达10 t以上。这将与世界上正在使用或研制的大型运载火箭的运载能力相当,使我国的航天运载技术达到国际先进水平,在国际发射服务市场上具有强大的竞争能力。因此,加快我国大推力氢氧发动机研制,既是满足未来运载任务的需要,也是技术进步和保持我国航天大国地位的需要。

5. 3　发动机的研制需适应新形势的要求

当前液体火箭发动机的发展正面临严重的挑战。除推力、比冲、推重比等性能要求以外,还对降低成本、提高可靠性和使用方便性提出了要求。欧洲研制阿里安Ⅴ 火箭的V ulcain发动机时,选择了燃气发生器循环。他们认为这种选择可能被看成是保守的,但是与HM- 7发动机的数值相比,压力为3倍,功率为40倍,结构尺寸也有很大增加,这在技术上是重大进步。他们还认为在考虑V ulcain发动机性能时,不应要求指标尽可能高,而应以火箭的最佳成本和最小风险综合考虑。由于这种选择,Vulcain发动机的研制进展较为顺利。日本的LE- 7发动机采用了分级燃烧循环, 比冲虽然高15 s左右,但其研制中困难重重。1994年飞行试验成功后,又要进行简化设计等改进工作以降低成本。美国最新研制的RS- 68发动机在设计思想上有很大转变: 目标是实现预定的成本,而不是追求新的性能参数。它采用了简单和成熟的技术,使发动机的复杂性大为减少。RS- 68发动机的部件数量较航天飞机主发动机减少80%。从设计到开始试验仅用了15个月,而以往的氢氧发动机则需3年～ 4年。在研制我国大推力氢氧发动机时,必须充分考虑航天技术产业化这一发展趋势对发动机提出的新要求,必须认真借鉴国外发动机研制的经验教训。

5. 4　跟踪国外先进技术积极开展预先研究工作

从长远来看,人类终将会借助重复使用运载器往返于太空并使运载成本大幅度降低。因此,在大力研制新的、大型的一次性运载火箭的同时,还应积极跟踪国外在重复使用运载器及其推进系统方面的技术进展,对气动塞式喷管、高压燃烧室的传热与冷却、涡轮泵轴承与密封、点火系统、推力调节等各种技术加强预先研究,为今后的发展打下良好基础。

参　考　文　献1 　Andrew Wilso n. Jane 's Space Directory ( Tw elfthEdition) .2　The Vulcain MK2 engine for Ariane 5 ev olution. AIAA 95- 2535.3　Improv ed LE- 7 eng ine. AIAA 95- 3147.4　RS- 68: What and how . AIAA 98- 3208.