深度變推力液氧煤油發動機技術研究

李春紅，高玉閃，陳 暉，龔南妮，劉站國，李 斌

1 引言

可多次起動變推力火箭發動機技術是載人登月軟著陸任務的關鍵技術。我國現有月球著陸器的下降級主動力采用的擠壓式發動機推力量級較小，無法滿足未來載人登月更高運載能力需求。根據載人登月飛行器論證，采用80 kN多次起動深度變推力補燃循環液氧煤油發動機[1]，在易保證人員安全性的同時，可實現高可靠、高性能落月制動，且發動機具有推進劑來源廣泛、成本低及空間易于長期貯存等優點，是載人登月下降級的理想動力[2]。

在擠壓式發動機方面，美國研制的登月下降級發動機LMDE實現了10∶1深度節流能力，采用在推進劑供應路設置氣蝕文氏管流量調節閥和針栓式噴注器方案[3]。在泵壓式發動機方面，蘇聯在登月下降級研制了RD-858發生器循環發動機，采用雙模式切換實現低工況工作[4]。近年來，美國在星座計劃中開展了通用可擴展低溫發動機(CECE)的研制，該發動機在RL-10膨脹循環氫氧發動機上，采用渦輪旁路閥門、高壓降液氧噴嘴等措施，實現了17.6∶1整機熱試車[5]。在星座計劃中同步開展了采用針栓式噴注器的TR202氫氧發動機研究[6]。國外泵壓式補燃循環發動機一般采取調節發生器供應路推進劑流量實現推力調節，推力變比范圍不超過3∶1(如俄羅斯的NK-33、RD-180、RD-191)[7]。

我國通過嫦娥三號探測器7500 N變推力發動機研制，實現了擠壓式變推力發動機的成功應用，突破了氣蝕文氏管流量調節閥和針栓式噴注器等關鍵技術[8]。在泵壓式補燃循環發動機方面，通過120噸級和18噸級補燃循環液氧煤油發動機研制，已實現65%~105%推力調節[9]。要實現載人登月著陸器下降級補燃循環發動機10∶1深度變推力，同時實現360 s高性能，需要解決補燃循環發動機深度變推力總體方案、燃燒組件工作穩定性及低工況冷卻能力、深度變工況渦輪泵特性、高溫燃氣調節閥以及高能合成煤油等問題。針對上述難題，本文開展深度變推力液氧煤油發動機方案研究、特性仿真和試驗驗證，初步驗證補燃循環發動機深度變推力方案的可行性。

2 發動機深度變推力總體方案

發動機系統方案決定了發動機的性能和研制的難易程度。采用擠壓式發動機系統時，發動機真空比沖約330~340 s，而補燃循環系統可實現360 s以上的高比沖性能。由于發動機推力量級為80 kN，對于空間發動機屬較大推力量級，采用泵壓式補燃循環系統方案有利于降低推進系統質量，初步論證，其推進系統比擠壓式的系統干質量輕約50%。因此，確定了采用補燃循環發動機系統方案。但目前國際上補燃循環液氧煤油發動機的最大推力調節范圍為3∶1，要達到10∶1深度變推力，研制難度很大。

對于補燃循環發動機，首先需要解決采用何種方法可達到10∶1推力深度調節能力。通過對富氧補燃循環發動機推力與各種內部干擾因素的敏感程度分析，得出推力對燃氣發生器和推力室推進劑流量、推力室喉部直徑、渦輪工質旁通分流系數敏感度最強。對液體火箭發動機來說，變推力室喉部直徑實現推力調節難度非常大，因此，只能通過調節氣液路供應特性實現發動機大范圍變推力。仿真結果表明：

1)燃氣發生器燃料路流量調節達到變推比2∶1時，發生器溫度降至400 K以下，此時發生器混合比偏高，達到了穩定燃燒的下限。

2)燃氣發生器氧路流量調節對推力調節影響小，主要作用是提高氧泵負載、提高轉速，低工況時，適當的氧泵和燃料泵增加的揚程在管路形成的壓降有利于提高系統的穩定性，但過高的氧路節流將使得氧泵嚴重偏離額定工況點，對泵的抗汽蝕性能不利。

3)推力室燃料路節流主要影響推力室混合比，對推力調節影響較小。

4)僅調節渦輪工質旁通分流流量就能達到變推比5∶1的能力，低工況下發生器供應系統壓降過低，需要預先提高供應系統壓降。

在現有補燃循環液氧煤油發動機系統方案[7]基礎上，在渦輪燃氣路增加旁路分流閥門，所確定的深度變推力液氧煤油發動機系統方案如圖1所示。其主要特點有：采用富氧補燃循環、泵壓式、單推力室；將燃氣分流閥作為推力調節核心元件全程調節實現深度變推力。

圖1 深度變推力液氧煤油發動機系統圖Fig.1 Schematic diagram of deep throttling LOX/kerosene engine

對于空間發動機推力與流量的關系見式(1)。

式中，Fe指發動機推力，Isv為發動機真空比沖，qmo為氧化劑流量，qmf為燃料流量。

空間工作的發動機真空推力等于真空比沖乘以進入推力室的總流量，變推力時為保證輸送效率，真空比沖盡量保持不變，那么調節推進劑流量成為變推力最佳途徑。

對于泵壓式發動機，氧化劑和燃料流量受泵輸送功率影響，存在式(2)、(3)所示關系。

式中，Po指氧化劑泵功率，Pf指燃料泵功率。公式(2)、(3)表明氧化劑和燃料流量正比于泵功率的1/3次方，即可通過改變泵功率的大小實現對于推進劑流量的調節。

對于氧化劑和燃料泵同軸式發動機來說，渦輪的輸出功Pt即為氧化劑和燃料泵的輸入功總和，如式(4)所示。因此改變渦輪功率即可改變氧化劑和燃料泵的功率，實現推進劑輸送能力的調節。

渦輪功率又受驅動它的燃氣流量、渦輪絕熱功和渦輪效率的影響，如式(5)所示。

式中，qmt指渦輪燃氣流量，L指渦輪絕熱功，ηt指渦輪效率。本發動機所采用的推力調節方案為通過燃氣分流，降低驅動渦輪做功的燃氣流量，從而達到變推力的目的。

為在限定的結構尺寸下達到360 s高比沖性能，采用上述方案實現變推力的同時，采用高能合成煤油作為燃料進一步提高比沖性能[10]。推力深度調節過程中的參數變化見表1。該調節策略簡單，且可實現推力連續調節，同時可保證發生器混合比基本不變，泵Qv/n(泵工作流量工況)變化范圍小，保證了泵水力和動力學特性穩定性。

表1 液氧煤油發動機深度變工況工作參數Table 1 Main parameters of the LOX/kerosene engine

3 深度變工況燃燒組件

深度變推力時，進入噴注器的燃料流量在額定工況與10%工況相差近10倍，對于液體噴注器，Δp=ξ·q2m/ρ，如果燃料通道的流通截面面積不變，噴注壓降的變化將達到100倍。采用高壓降和變噴嘴流通面積是解決該問題的有效方法之一。

為優選燃燒組件噴注方案，對2種具備10∶1變比能力的噴注單元結構在100%工況和10%工況下的燃燒流動特性進行了仿真分析，如圖2所示。對于離心式噴注器各工況，燃燒均從煤油與富氧燃氣相互剪切的位置處開始；噴嘴縮進室出口處還有較多的煤油和富氧燃氣，其燃氣平均溫度低于推力室平均混合比下的燃氣總溫，表明煤油和富氧燃氣在燃燒室身部將進一步摻混燃燒。

圖2 計算的噴嘴內流場分布特性Fig.2 Calculated temperature field of nozzle exit

噴霧特性決定了燃燒的品質，對3種類型噴注單元試驗件開展了噴霧特性試驗研究(圖3)。結果表明：在額定工況下3種試驗件內噴嘴通氣時均能夠對液噴嘴的噴霧特性起到有益作用；在低工況時，離心式噴嘴對霧化區內液滴直徑的均勻性有促進作用。此外，在氣噴嘴作用下，液噴嘴的霧化特性會發生顯著變化，對提高噴嘴性能、實現推力室的高比沖具有重要意義。

圖3 噴注器試驗件在不同工況下的噴霧試驗情況Fig.3 Spray tests of double channel injector under different working conditions

為了驗證單噴嘴方案大范圍變工況工作可行性，進一步設計了4種單噴嘴試驗件，其中雙通道噴嘴方案3種，高壓降噴嘴方案1種，開展了單噴嘴點火試驗研究(圖4)。共進行了單工況、變工況和高能合成煤油共計35次點火，點火工況覆蓋90%~10%流量范圍。試驗結果表明，設計的雙通道單噴嘴試驗件起動柔和，點火過程無壓力峰，超調量很小，點火平穩；穩態室壓波動幅值小于穩態值的10%，燃燒過程火焰穩定無波動；低工況燃燒效率0.984，其它工況效率不低于0.99；高工況向低工況連續調節過程參數過渡平穩，未出現參數失調現象。設計的噴嘴能夠適應10∶1變工況穩定工作的需求。

圖4 單噴嘴不同工況下點火試驗情況Fig.4 Firing tests of single injector under different working conditions

由于推力室部分采用了再生冷卻，深度變工況下，燃料流量大幅度減少，推力室冷卻問題突出。仿真表明(圖5)，低工況下需要適當控制推力室混合比，同時需要優選冷卻流量，可保證燃燒室內壁氣壁溫和液壁溫最高值滿足推力室材料在低工況下可靠工作的需求。

燃氣發生器作為富氧補燃循環發動機核心組件之一，不但決定了輸出到渦輪的燃氣做功能力和發動機工況，也承擔著將上游泵出口液體推進劑轉變為富氧燃氣的功能，對深度變推力富氧補燃循環發動機系統穩定性起著決定性控制作用。為了驗證燃氣發生器變工況適應性和工作穩定性，開展了全尺寸高壓降燃氣發生器和雙通道燃氣發生器熱試對比研究(圖6~圖8)。

圖5 低工況推力室主要溫度分布曲線Fig.5 Thrust chamber temperature under low working condition

圖6 全尺寸高壓降發生器熱試室壓曲線Fig.6 Chamber pressure curve of full scale high pressure drop gas generator in firing test

圖7 全尺寸雙通道發生器熱試室壓曲線Fig.7 Chamber pressure curve of full scale double channel gas generator

熱試采用擠壓式試驗系統，各開展了3次點火試驗。結果表明：

1)所設計的全尺寸高壓降噴注器在100%和20%低工況范圍內工作穩定，雙通道燃燒組件能夠適應10∶1變工況工作要求。

2)2種發生器點火過程平穩，無較大點火壓力峰，尤其在20%和10%工況下也未出現點火壓力峰，對于發動機低工況起動適應性較好。

3)2種燃氣發生器在額定工況、20%工況和10%低工況下的燃燒效率均為1，發生器在大范圍變工況時可保證高效燃燒，且燃燒效率在10∶1變工況過程中保持穩定。

圖8 全尺寸雙通道燃氣發生器熱試Fig.8 Hot firing test of full scale double channel gas generator

4)雙通道燃氣發生器試驗過程中室壓參數平穩，發生器穩定工作段低頻、中頻未出現明顯振蕩突頻，在起動和關機過程中存在短暫的低頻振蕩，總體振蕩幅值小。與高壓降燃氣發生器熱試相比，系統穩定性有進一步改善，低工況工作穩定性好，表明穩定性控制措施起到了良好的效果。

燃燒組件的研究表明：所設計的高壓降和雙通道氣液離心式噴注單元可實現10∶1深度變工況穩定燃燒；理論計算表明采取優化冷卻流量方案推力室可實現可靠冷卻；全尺寸高壓降和雙通道燃氣發生器可實現最低10∶1變工況熱試，為發動機的后續研究奠定了技術基礎。

4 深度變工況渦輪泵

泵的揚程與流量的關系式為式(6)。

式中：a0，a1，a2為常數，Q 為推進劑體積流量，Δp為泵揚程。通常發動機的泵特性均工作在揚程曲線峰值(即駝峰)的右邊。

對于推力深度調節發動機，決定推進劑輸送能力的渦輪泵若在深度變工況時工作在泵特性駝峰位置，將導致發動機系統參數發散，整機無法穩定工作[11]。對于低比轉數離心泵，其葉片出口寬度小，葉輪外徑相對較大，軸面流道狹長，輪盤摩擦損失大，存在變工況時因泵特性變化大影響發動機變推力能力的可能。

通過原型泵深度變工況水試演示驗證，分別進行了50%、35%和20%工作轉速下的水力試驗(圖9)。結果表明泵駝峰位置在10∶1變工況泵Qv/n工作范圍之外。通過對泵參數進一步優化，可使泵滿足8 t發動機深度變工況揚程和汽蝕性能的要求。

圖9 原型泵變工況揚程特性Fig.9 Pressure head characteristics of prototype pump test

5 燃氣分流閥

作為發動機變推力能力實現的核心調節原件，燃氣分流閥具有在高溫高壓富氧燃氣下工作要求，工作條件苛刻，工況變化范圍大。錐形調節方案可實現分流閥關閉狀態的可靠密封，可大大降低高溫燃氣的泄漏量，進而提高發動機的效率，因此錐形調節方案為分流閥的優選方案。通過變錐角閥芯型面設計保證調節過程中流量特性滿足發動機10∶1工況調節要求。該閥已完成冷試和地面高溫試驗以及真實介質熱試研究(圖10)，結果表明燃氣分流閥在10∶1變工況不同壓比下進回程過程中的流量系數穩定，滿足發動機推力調節需求。

圖10 燃氣分流閥熱試調節特性Fig.10 Hot firing test results of gas distribution valve

6 高能合成煤油

由于著陸器對發動機性能要求高，擬采用高能合成煤油。高能合成煤油是包含3個環丙烷張力環結構的烴類燃料，具有順式和反式同分異構體。由于分子結構存在一定張力能，高能合成煤油比沖比傳統火箭煤油高出7~10 s。高能合成煤油具有比沖大、密度高、粘度小、綠色無毒和常溫可貯存等優點，曾用于蘇聯/俄羅斯聯盟號U2運載火箭的助推級和一級、質子號運載火箭的上面級以及“暴風雪”航天飛機芯級，是一種很有前途的高能火箭推進劑。對其進行了放大工藝、性能研究，并試制出樣品，研究結果表明其性能滿足使用要求[10]，如表2所示。

表2 高能合成煤油與火箭煤油性能對比[10]Table 2 Performance comparison of high-energy synthetic kerosene and rocket kerosene[10]

7 結論

1)采取燃氣分流加高壓降噴注液氧煤油補燃循環發動機方案可實現深度變推力，仿真表明變推力下發動機參數協調匹配，滿足穩定工作要求；

2)全尺寸高壓降燃氣發生器5∶1變工況熱試、雙通道燃氣發生器10∶1變工況熱試、推力室單噴嘴10∶1變工況熱試和傳熱計算初步驗證了熱力組件技術方案可行性；

3)氧泵變工況水力試驗、燃氣分流閥試驗和高能合成煤油等技術已獲得初步驗證。

補燃循環液氧煤油發動機深度變推力核心關鍵技術已獲得初步突破。后續將進一步深入開展推力室燃燒與冷卻驗證、變推力過程集成演示驗證、多次點火技術驗證、低工況穩定性控制、深度變工況渦輪泵等關鍵技術研究，全面支撐高性能深度變推力補燃循環液氧煤油發動機技術發展。