载人登月主动力——大推力液氧煤油发动机研究

李 斌 栾希亭 张小平

（西安航天动力研究所）

1 前言

航天活动需要大推力的火箭发动机提供动力，载人航天、载人登月等重大航天活动更需要大推力、高可靠性、高安全性的火箭发动机支撑，可谓发动机的推力有多大，人类的足迹就有多远。

大推力液氧煤油发动机是运载火箭下面级主动力的全球选择之一，几十年的航天发展中，美、俄等航天国家研制了多种具有重大历史意义的大推力液氧煤油发动机，奠定了其航天强国的地位。

上世纪八十年代末期以来，我国研制了120吨级液氧煤油发动机[1]，掌握了补燃循环等多项先进技术，采用该发动机的新一代运载火箭正在研制，即将形成以液氧煤油发动机为主的航天动力体系。然而，随着我国综合国力的快速增强和航天事业的快速发展，120吨级发动机的在推力量级方面不能完全满足未来建设航天强国的需求。为此，我国应研制下一代大推力火箭发动机。

在大推力发动机方案论证中，需要重点考虑发动机的使用成本、技术带动性和技术继承性。成本是未来航天发展特别是商业发射市场竞争的核心，液氧煤油推进剂成本低廉、无毒环保，发动机性能高、使用维护方便，在控制航天发射成本方面是最佳的动力选择。技术带动性是重大项目需要考虑的指标，液体火箭发动机涉及气动、传热、流体力学、燃烧、工艺、材料等多项重大高新技术，可以带动相关技术领域的重大突破，符合建设创新型国家的国策。目前，我国已成功突破液氧煤油发动机的一系列重大技术，建成了一大批基础设施，进一步发展大推力液氧煤油发动机有利于技术的继承，实现循序渐进、持续发展。因此，大推力液氧煤油发动机符合我国国情，是我国未来载人航天、载人登月合理的动力选择之一。

本文研究了国内外航天动力技术的发展现状和发展趋势，提出我国载人登月主动力——大推力液氧煤油发动机的发展设想：2015年左右，完成推力室、燃气发生器、主要自动器等组件验证平台的考核试验，并衍生出300吨级液氧煤油发动机，用于超大型运载火箭，满足多次对接、有限规模载人登月的需求；2020年左右，研制出600吨级双推力室液氧煤油发动机，用于近地球轨道（LEO）运载能力百吨级以上的重型运载火箭，满足我国本世纪中前期载人登月等各项重大航天活动的需求。

2 国内外大推力火箭发动机发展现状与趋势

几十年的航天发展中，各航天大国研制了多种大推力火箭发动机。上世纪五十年代，苏联率先研制成功RD-107/108液氧煤油发动机。以其为动力的“联盟”号运载火箭，将首位航天员送入太空，开创了载人航天的历史。目前，采用液氧煤油发动机“联盟”号运载火箭是国际载人航天的主力。

六十年代，美国研制了680吨级的F-1液氧煤油发动机，用于“土星V”运载火箭，1969年7月20日，成功实现载人登月的伟大壮举[2]。同时期，苏联研制了推力150吨级的NK-33液氧煤油发动机。由于该发动机推力低，登月的“N-1”火箭一级需要采用30台。发动机台数太多、动力系统过于复杂加上质量控制等原因，导致火箭可靠性降低，造成“N-1”火箭4次飞行试验全部失败，整个登月计划以失败告终[3]。

七、八十年代，苏联吸取N-1的教训，研制成功推力740吨级的RD-170液氧煤油发动机，达到了液体火箭发动机技术的顶峰。苏联解体后，俄罗斯又研制成功了380吨级的RD-180和200吨级的RD-191液氧煤油发动机，技术水平遥遥领先其它国家，并开始出口发动机产品、输出发动机技术，帮助美国、欧洲、印度、日本、韩国研制液氧煤油发动机及其运载火箭。

六、七十年代的军备竞赛中，美国建设了规模庞大的固体火箭发动机生产体系。七十年代末，随着战略武器的削减，美国固体发动机厂商庞大的生产能力严重过剩。为保证就业和维持生产体系，美国航天飞机等运载器开始采用固体发动机。受其影响，欧洲和日本的运载火箭也随之采用固体发动机。这一选择使美国、欧洲和日本在液氧煤油发动机技术领域发展不足。

九十年代以来，由于固体助推器成本高昂、污染严重，美国等西方国家开始积极引进俄罗斯液氧煤油发动机，用于替代固体助推器。九十年代初，美国普惠公司引进RD-120液氧煤油发动机并进行了热试车；航空喷气公司购买了NK-33和NK-43液氧煤油发动机，原计划用于K-1可重复使用运载器，目前用于“金牛座”-2运载火箭[4]。1996年，洛克西德·马丁公司用10亿美元购买了101台RD-180液氧煤油发动机[5]，用于“宇宙神”5系列运载火箭。由于液氧煤油发动机使用成本低，“宇宙神”5运载火箭的发射成本降低约1/4。引进液氧煤油发动机技术后，美国开展了自己的研究工作，航天飞机改进方案提出RS-76、AJ-800等液氧煤油发动机取代固体助推器的方案；第二代重复使用运载器计划SLI中提出RS-84等液氧煤油发动机（见图2）。上述发动机推力为3000kN-5000kN，均采用液氧煤油推进剂和补燃循环技术。2005年以来，SpaceX公司采用“灰背隼”液氧煤油发动机研发了“猎鹰”1/9运载火箭，获得重大成功，并提出500吨级液氧煤油发动机计划。2010年2月，奥巴马推迟登月计划，提出投入31亿美元，开展重型运载与大推力液氧煤油发动机计划，其中2011年度经费5.6亿美元[6]。

欧洲航天局为了降低“阿里安”5运载火箭的发射成本，启动了“未来航天运载器预发展计划（FLPP）”[7][8]，提出 400 吨级“伏尔加”和 200 吨级“乌拉尔”液氧烃发动机计划，以替代固体助推器，并用于可重复使用运载器。为了降低成本，九十年代日本提出采用液氧烃发动机代替H-2系列火箭的固体助推器。同时，提出引进NK-33和RD-180液氧煤油发动机研制新型运载火箭的方案[9]。印度在航天动力技术领域较为落后，为了建立航天大国，印度提出庞大的发展规划，2010年启动了200吨级液氧煤油发动机研制，计划用于载人登月运载火箭[10][11]。2002年以来，韩国购买了俄罗斯采用RD-151液氧煤油发动机（RD-191改型）组成的一级火箭，用于“罗老”号运载火箭。2009年8月和2010年6月，进行了两次飞行试验。

俄罗斯和美国主要液氧煤油发动机的特性见表1。

综上所述，未来航天运载动力技术的发展趋势可以概括如下：

（1）动力系统的大推力化，通过采用大推力发动机，减少发动机台数，简化动力系统，提高运载火箭的可靠性。

（2）动力系统的低成本化，航天竞争力的核心是成本，液氧煤油发动机以其使用成本低、性能高已成为一种需要的航天动力。

（3）推进剂的无毒环保化，新世纪是环保时代，高性能的液氧烃和液氧液氢推进剂以其无毒环保的优良特点已成为航天动力的发展趋势。

（4）通用化、系列化、模块化，通过“一机多用”、技术拓展，增强发动机的适应性。

其中，大推力液氧煤油发动机的主要发展方向为：

表1 俄罗斯和美国主要液氧煤油发动机特性

（1）推力200吨级以上。

（2）采用高性能的补燃循环系统。

（3）采用先进的泵后摇摆技术。

（4）具备大范围推力和混合比调节能力。

3 大推力液氧煤油发动机总体方案

二十世纪八十年代后期，我国开始论证新一代火箭发动机。九十年代，进行了液氧煤油发动机关键技术攻关。2000年以来，开始研制120吨级液氧煤油发动机。目前，该发动机各项关键技术均已掌握，即将研制成功，以该发动机为主动力的新一代系列运载火箭研制正在深入进行，大量基础设施正在建设，以液氧煤油发动机为主的动力体系正在形成。在此基础上，进一步研制大推力液氧煤油发动机符合我国国情，是我国航天动力体系的延续和发展，符合可持续发展的基本国策。

根据载人登月重型运载火箭总体的要求，大推力液氧煤油发动机的推力量级应为600吨级。为了提高发动机技术的使用频率、降低研制技术风险，本文提出大推力液氧煤油发动机发展思路：发动机为600吨级双推力室状态，先分别开展以推力室和涡轮泵为主的两个技术验证平台的研究与试验，然后进行发动机系统集成，完成600吨级发动机研制。其中，推力室为主的研制平台可以衍生出300吨级发动机，用于优化和拓展新一代运载火箭的动力结构和运载能力。

3.1 动力循环方式

大推力液体火箭发动机可选择的动力循环方式一般包括补燃循环（又称分级燃烧循环）和燃气发生器循环。燃气发生器循环为开式循环的一种，燃气经涡轮作功后直接排放至发动机外或者引至推力室喷管扩张段，由于这部分燃气未能充分燃烧，推进剂的化学能没有充分释放，发动机性能较低。

补燃循环为闭式循环的一种，经涡轮作功后的燃气进入燃烧室，进行二次燃烧（即“补燃”），推进剂化学能释放更为充分，发动机性能得到较大提高。

综合分析，我国大推力液氧煤油发动机采用先进的补燃循环。

3.2 总装方案

对于大推力火箭发动机，总体方案的焦点在于推力传递和推力矢量控制。液体火箭发动机推力矢量控制方式包括：发动机的泵前摇摆和泵后摇摆。

泵前摇摆的摇摆软管在低压的推进剂入口管路上，在提供推力矢量时，摇摆整个发动机。这种方案的优点是摇摆软管压力低，便于研制；不足是发动机质心偏离推力轴线，存在“偏心”问题；发动机摇摆尺寸和摇摆力矩较大；发动机重量较大。对于推力百吨级及其以下的发动机，采用此方案比较适宜，国外的RD-253、NK-33-1、RD-120K/M 等发动机均采用此方案。

泵后摇摆的摇摆软管设置在涡轮泵出口的高压管路上，在提供推力矢量时，只需要摇摆推力室及其附件。对大推力的补燃循环发动机，泵后摆方案可以有效减小发动机尺寸、重量和摇摆力矩，便于解决偏心等问题。但泵后摇摆需要设置高温、高压燃气摇摆软管和高压液体推进剂摇摆软管。综合考虑，泵后摇摆优势明显，代表了大推力液体火箭发动机技术的发展趋势。因此，国外先进的发动机如RD-170/180/191和RS-68等均采用此方案。

综合分析，我国大推力液氧煤油发动机应采用泵后摇摆方案，其中重点研究燃气摇摆软管。

3.3 主要组件方案

液体火箭发动机的主要组件包括推力室、燃气发生器、涡轮泵和自动器等，涉及主要组件的方案包括推力室和燃气发生器的台数及其结构、涡轮泵的结构和布局等。

综合考虑，600吨级液氧煤油发动机采用2台推力室、2台燃气发生器、1台涡轮泵、2台液氧主阀、2台推力室燃料主阀等组件。在推力室等组件验证平台中，可以考核除发动机涡轮泵之外的其余组件，并衍生出300吨级发动机，600吨级和300吨级发动机共用除涡轮泵之外的主要组件。

涡轮泵为同轴式布局，氧泵居中，燃料泵和涡轮位于两端。为了便于重复试车，自动器方案为多次使用，采用电动、气动和液动控制。

总之，大推力液氧煤油发动机研究在120吨级发动机的技术基础上开展，并进行优化设计，整体提升发动机技术水平。主要的优化工作包括：

（1）优化发动机系统，减轻发动机重量，提高发动机可靠性和操作性。

（2）采用泵后摇摆技术，解决发动机的偏心问题，控制摇摆力矩，减轻发动机重量。

（3）提高泵抗气蚀能力，降低发动机入口压力。

（4）发挥数字化设计的优势，提高发动机技术水平和研制效率。

4 大推力液氧煤油发动机主要特性参数

大推力液氧煤油发动机主要性能参数见表2。两种大推力液氧煤油发动机结构见图1，总装摇摆包络尺寸见表3。

表2 大推力液氧煤油发动机主要参数

图1 发动机总装结构图

表3 300吨级发动机尺寸

5 大推力液氧煤油发动机关键技术与研制条件

大推力液氧煤油补燃循环发动机代表了液体火箭发动机技术的最高水平，需要解决多项关键技术。在120吨级发动机研制中，我国掌握了液氧煤油补燃循环发动机关键技术的研究方法，为大推力液氧煤油发动机研制奠定了良好的技术基础。大推力液氧煤油发动机需要的独有技术主要为高压燃气摇摆软管，经与国内相关单位沟通，我国已具备了该软管的材料和加工技术。

大推力液氧煤油发动机关键技术及其研究方案见表4。

表4 关键技术及其研究方案

大推力液氧煤油发动机的主要研保条件包括整机热试车台、组件冷热试验台和生产设备。根据研究，目前的条件改造后可以满足部分关键技术攻关的需要，包括推力室等组件验证平台（300吨级发动机）的生产和试验等；600吨级发动机试车台及其部分生产设备需要新建。

6 结论

大推力液氧煤油发动机是各国未来航天发展的核心动力，600吨级液氧煤油发动机可用于百吨级LEO运载能力的重型运载火箭，满足载人登月和深空探测、发射大型空间站等重大航天活动的需求。

大推力液氧煤油发动机具有使用成本低、性能高、环保等优良特性，是目前国外重点研发的动力装置，是未来包括载人航天在内的各种重大航天活动一种必需的动力基础。

本文提出600吨级大推力液氧煤油发动机方案，发动机采用补燃循环、泵后摇摆、大范围工况调节等先进技术。按照目前技术水平和工业基础，有望2020年左右可完成发动机研制。

对于我国来说，大推力液氧煤油发动机技术继承性和带动性好，可以优化和拓展我国新一代运载火箭动力系统、用于重型运载火箭，满足我国载人登月和深空探测、发射大型空间站等重大航天活动的动力需求，大幅度提升我国进入空间的能力，为我国本世纪建设航天强国提供强大的动力。

［1］张贵田.高压补燃液氧煤油发动机[M].国防工业出版社.2005.

［2］Lowther，Scott.Saturn:Development，Details，Derivatives and Descendants，Work in progress.http://www.webcreations.com/

［3］John P.McMillan，Jr.，Lynn M.Stodghill，Charles P.Vick.An Investigation Into the Causes of the Soviet N-1 Moon Rocket Failures[R].AIAA，A99-31445

［4］Orbital gives update on Taurus 2 rocket development.http://www.orbital.com/

［5］B.I.Katorgin，V.K.Chvanov，F.Y.Chelkis.RD-180 Program History［R］.AAIA 2001-3552

［6］NASA Requesting Funds for New First-Stage Rocket Engine.http://www.spacenews.com/

［7］Hilda Vernin，Pascal Pempie.ARIANE LIQIOD BOOSTER TRADE OFF.AIAA 01-3687

［8］About Future Launchers Preparatory Programme（FLPP）.http://esamm.asa.int/

［9］Japan’s Gx rocket Targeted for Cancellation in 2010.http://www.spacenews.com/

［10］Indian Moon Rockets：First Look.http://indiaspaceweb.blogspot.com/

［11］Indian Space Transportation System Present Scenario and Future Directions.http://www.tifr.res.in/～aset/full_text/FT_2009/TIFR.PPT

［12］张小平，丁丰年，马杰.我国载人登月重型运载火箭动力系统探讨［J］.火箭推进，2009，35（2）:1-6.