我国大推力氢氧发动机发展思考

，，，

(北京航天动力研究所，北京 100076)

0 国外氢氧发动机发展历程与启示

在火箭发动机领域，氢氧火箭发动机目前具有最高的比冲性能，而且具有环保无污染的显著特点，无论在一次性使用运载火箭还是未来可重复使用运载器中都占有重要地位，是世界航天强国的重要技术标志之一。

从1958年美国开始研制世界上第一台氢氧发动机RL-10至今，氢氧发动机用于火箭推进已有半个多世纪的历史(见表1)。纵观其发展历程，可大致分为3个阶段。

第一个阶段为20世纪50年代末到70年代初。这一阶段是氢氧发动机的起步发展时期，发动机推力均不大，各种循环方式全面发展，主要用于运载火箭的上面级。代表型号有美国的RL-10和J-2、苏联的RD-56、欧洲的HM-7和日本的LE-5，推力量级多在10t左右。这一阶段各国及组织机构通过小推力发动机的研制，基本掌握了氢氧发动机的设计、生产和试验技术，为后续研制更大推力的氢氧发动机奠定了良好基础。

第二阶段为20世纪70年代中期至80年代末。这一阶段是氢氧发动机的高速发展时期，其突出特点是追求更大的推力、更高的性能。代表型号有美国的SSME、苏联的RD-0120、欧洲的Vulcain和日本的LE-7，推力量级为100t～200t。为了实现高性能，发动机循环方案以补燃循环为主。美国的SSME发动机还提出了多次重复使用的目标，其技术先进性达到了氢氧发动机的高峰。

第三阶段为20世纪90年代至今。这一阶段为氢氧发动机的全面发展时期。其特点是百花齐放，各种推力量级、各种循环方式均有全面发展，并且发动机在追求性能的同时，也更加注重可靠性与研制成本。例如日本在LE-7研制成功后，为了降低成本，提高可靠性，发展了简化设计的LE-7A。美国在拥有了高水平的SSME后，发展了低性能低成本的RS-68。Vulcain、RL-10、J-2则不断进行优化改进，提高性能的同时提高可靠性。此外，闭式膨胀循环开始向20t推力量级发展，日本还独辟蹊径发展了开式膨胀循环氢氧发动机。

表1 国外氢氧发动机工作参数与发展历程[1-9]

总结国外氢氧发动机发展历程，有3点启示：

1)从技术发展的角度看，氢氧发动机并不存在一个明确的从简单的发生器循环到膨胀循环再到复杂的补燃循环的发展趋势，各个国家和组织的氢氧发动机都是当时火箭总体需求与各国自身技术和工业基础以及发展策略相结合的产物。例如：美国先发展的是膨胀循环，然后才发展了发生器循环，在航天飞机发展出补燃循环后，20世纪90年代又回到发生器循环；俄罗斯则一开始就发展了最复杂的补燃循环，而后才是膨胀循环，没有研制发生器循环；日本较为循序渐进，从一开始的发生器循环逐步发展出膨胀循环和补燃循环，并且走出了一条具有自身特色的开式膨胀循环道路；欧洲则一直秉持发生器循环技术，目前正在发展膨胀循环技术；印度开始引进的是补燃循环发动机，但最新发展的却是发生器循环。如果对发展趋势进行总结，早期的氢氧发动机更关注性能，目前则对可靠性与经济性有更多的综合考量。

2)不同循环方式的氢氧发动机有各自的特点和最为适用的领域。补燃循环代表当前技术上的最高水平，最适用的领域是大推力的基础级，因为只有它能够同时实现大推力和高室压，从而达到高性能，代表发动机有SSME、RD-0120、LE-7，推力在100t～200t。膨胀循环则特别适用于中小推力的上面级发动机，是上面级的主流发展方向，代表发动机有RL-10、RL-60、Vinci、RD-0146，推力范围在10t～20t。发生器循环适合各种推力量级，技术和比冲水平相对较低，代表发动机有HM-7B、Vulcain2、RS-68、J-2X等。

3)国外氢氧发动机十分注重在好的平台基础上不断改进提高和扩展应用。例如RL-10从20世纪60年代首飞后就一直在改进，从RL-10到RL-10A/B/C，有十几个版本，性能不断提高并应用于各种不同的火箭。J-2也在改进成J-2S再到现在的J-2X。RD-56改进成了RD-56M，HM-7改进成HM-7B，Vulcain改进成Vulcain2，LE-5改进成LE-5A/B，LE-7改进成LE-7A。

1 国内氢氧发动机发展现状与差距

我国氢氧发动机的发展历史基本是一个学习改进与继承创新的过程。

最早的XX-73(～1976年)，用于长三火箭上面级，真空推力4t，采用发生器循环，一套涡轮泵带4个小推力室，真空比冲较低，只有420s，相当于欧洲早期的HM-4。

到了长三甲的上面级(～1986年)，发展了8t推力的XX-75发动机，延续了发生器循环方案，采用单推力室结构，通过增大面积比，真空比冲达到438s，类似于欧洲的HM-7。

到了21世纪的新一代运载火箭长征五号，芯一级和芯二级均采用氢氧发动机。芯一级要求推力比较大，发展了发生器循环的XX-77，真空推力70t，真空比冲为430s。芯二级对比冲性能要求比较高，采用了在XX-75基础上改进为膨胀循环方案的XX-75D发动机，在面积比不变的情况下，比冲提高到了442s。

在XX-77之前的大推力氢氧发动机关键技术攻关阶段，国内也跟踪关注了氢氧补燃循环技术，进行了Da-76发动机预先研究。Da-76发动机采用接近于LE-7的补燃循环技术方案，设计真空推力50t，最终的全系统验证试验未能成功。

总的来说，国内氢氧发动机与国外相比有一定的差距，主要体现在：

1)推力偏小。国内目前最大推力的氢氧发动机真空推力仅70t。不仅与美俄两国200t～300t的推力差距很大，和欧洲、日本的百吨级氢氧发动机相比也有不小差距。

2)性能偏低。国内氢氧发动机比冲未超过445s，和国外最高水平相差近20s。推重比基本在40～50，与国外氢氧发动机相比差10～20。一方面是因为我国尚未掌握补燃循环技术；另一方面即使是同种循环方式的氢氧发动机，我国在设计和材料工艺水平等方面也与国外有一定差距，导致比冲和推重比水平偏低。

3)功能单一。国内氢氧发动机至今尚未掌握火炬点火和大范围推力调节技术，使得氢氧发动机在各类航天运载器中的应用受到一定限制。

4)研制周期长。国内几型氢氧发动机的研制普遍耗时较长，这与我国的工业技术基础以及研保条件建设通常落后于工程研制需求有一定关系。

2 重型运载火箭大推力氢氧发动机技术方案

如果以入轨能力百吨为标志，目前国外称得上重型运载火箭的只有美国早期的土星Ⅴ、航天飞机，中途下马的战神Ⅴ，正在研发的SLS，以及俄罗斯早期失败的N1和搁浅的能源号。这些火箭都应用了大推力氢氧发动机。

土星Ⅴ二级采用5台、三级采用1台J-2发动机。航天飞机芯一级采用3台SSME(RS-25)发动机。能源号芯一级采用4台RD-0120发动机。这三型火箭都已成功飞行。

战神Ⅴ芯一级采用5台RS-68发动机，上面级采用J-2X发动机。SLS芯一级采用3～5台改进的RS-25D(SSME)发动机，二级采用1～3台J-2X发动机。这两型火箭一个下马，一个正在研制，但是其配套的氢氧发动机基本成熟，方案可行。

N1火箭一二级应用了大量液氧煤油发动机，三级采用D-57氢氧发动机。在当时条件下，液氧煤油发动机推力不够大、技术不够成熟，火箭可靠性不高，研制失败。

我国重型运载火箭历经多年论证，在发动机的选型上多有争论。总的来看，采用大推力氢氧发动机的重型运载火箭入轨能力更强。但不管怎样，对于氢氧发动机的核心要求都是大推力，性能和可靠性尽可能高，成本尽可能低。同时，还需要能够有力牵引和带动国内氢氧发动机技术水平和研发水平的提升，并且具备未来扩展应用的潜力。

在论证过程中，对大推力氢氧发动机采用200t级补燃循环、200t级发生器循环、100t级补燃循环、100t级发生器循环也进行了对比分析,如表2所示。

经过分析，重型运载火箭芯二级可采用两台220t级氢氧发动机。发动机采用补燃循环技术方案，单富氢预燃室并联驱动双涡轮泵，具备双向摇摆、多次起动和推力调节能力，设计真空比冲可以达到453s。该发动机与国际上成功应用的大推力补燃循环氢氧发动机的特点比较如表3所示。

表2 重型运载火箭芯二级用不同方案氢氧发动机技术方案对比

表3 220t补燃循环氢氧发动机技术方案与国外大推力补燃循环氢氧发动机对比

220t级补燃氢氧发动机借鉴了世界上最优秀且已成功研发的两型大推力补燃循环氢氧发动机SSME和RD-0120的技术方案优缺点，并充分考虑了国内氢氧发动机的技术基础和技术继承性，性能参数和技术难度处于适中水平，但高于日本的LE-7A。发动机采用单机模块化设计、再生冷却喷管段可地面满流、且具备多次点火和推力调节功能，可以方便地扩展应用于其他火箭和重型运载火箭芯一级，具有很强的后续发展潜力。

从补燃发动机的技术原理来说，220t级氢氧发动机还可以采用一种全流量补燃循环的技术方案，即设计两个预燃室，一个富氢一个富氧，分别驱动两个涡轮泵。由于推进剂能量得到全部利用，理论上室压可以进一步提高约10%，从而可以将比冲性能进一步提高2s左右。但与此同时，也将带来富氧燃烧研制难度大、两预燃室匹配控制难度大，发动机质量大且对试验设备能力要求高等问题。美国在2000年左右开展了预先研究后中止，苏联拥有成熟的液氧煤油富氧燃烧经验也没有发展相关技术。

此外，如果二三级通用一型推力100t左右氢氧发动机则需要考虑以下几个方面：1)从型谱上说，真空100t推力氢氧发动机与目前国内70t推力XX-77能力上重叠，未来扩展应用的潜力也相对较弱；若提升至与Vulcain2相当的130t左右，用于三级又偏大；2)从技术上说，100t推力发展补燃循环氢氧发动机，性能非最优(日本LE-7A是明证，主要原因是涡轮泵流量小，涡轮和泵效率均难以提高，使得发动机室压和比冲难以提高)；3)发展发生器循环方案技术最成熟，但对我国氢氧发动机技术发展的牵引带动能力也最弱；4)发展开式膨胀循环技术上可行，但性能不高，技术带动性也比较弱。

因此，发展220t级单富氢预燃室双涡轮泵并联的补燃循环氢氧发动机是基于我国国情和未来航天强国发展需要的恰当选择。

从研制难度上说，国外同为200t级补燃循环氢氧发动机的RD-0120研制历时11a，用79台发动机482次累计75000s热试验完成首飞。SSME研制历时10a，用726次累计110000s热试验完成首飞[10]。我国的220t补燃循环氢氧发动机有Da-76和XX-77发动机的研制基础，同时吸取了国外两型大推力补燃循环氢氧发动机的经验教训，优化了系统，降低了对组合件的苛刻要求。当前的设计仿真能力也比几十年前有大幅提高。此外，由于没有重复使用需求，工程研制需要的发动机台数和试验秒数也可以大幅降低。

3 我国大推力氢氧发动机进一步发展思考

220t补燃循环氢氧发动机涉及强耦合起动关机控制、智能故障监测、大范围推力调节、复杂结构动力学、高压分级燃烧、高效大功率涡轮泵、高压大流量阀门、先进材料工艺与试验等多领域关键技术，目前正在攻关研发中。相比国内氢氧发动机技术基础，220t补燃循环氢氧发动机在技术上需要上一个大的台阶，因此目前在设计方案和技术参数上并没有十分冒进，也因此在未来发展到合适阶段时，可以考虑进一步优化提高。比如：

1)当前发动机起动方案以氦气辅助起动为主，未来的发展应考虑氢路完全靠箱压自生起动，氧路用于一级应考虑自生启动，用于高空时可考虑预压泵与电机一体化设计，即发动机用电机起动并在主级段转入发电模式，用于发动机或火箭控制。

2)目前发动机仅推力及混合比调节由发动机自主控制，未来应考虑发动机整机自主健康监控与控制，提高智能化水平，并实现更大范围推力调节。

3)为了实现发动机时序精确控制，目前阀门数量仍然偏多。未来获得发动机精确特性后，可考虑进一步集成简化。在发动机电力供应更为充足的条件下还可考虑更多采用电控球阀方案，以进一步简化系统。

4 结论

高性能大推力氢氧发动机是建设航天强国的重要技术支撑，对我国氢氧发动机设计、材料、工艺制造和试验技术水平提升具有极大带动作用。以重型运载火箭为牵引，发展220t级单富氢预燃室双涡轮泵并联的大推力补燃循环氢氧发动机是综合考虑我国技术基础、型号需求、技术牵引力与扩展应用潜力的恰当选择。未来该型发动机还可以进一步拓展应用和改进提高。