液体火箭发动机技术发展的现状及未来

液体火箭发动机技术发展

的现状及未来

李坤鹏 10151157 101513

摘要：本文从燃烧室推力、系统工作循环方式以及最大推力三个方面叙述世界各国液体火箭发动机的技术水平，简单介绍了世界各国液体火箭发动机技术发展趋势和中国的最新进展，分析了中国液体火箭发动机技术发展的可能前景

主题词：火箭发动机，液体推进剂火箭发动机，运载火箭

1. 国内外现状

液体火箭发动机子第二次世界大战进入实用阶段以来，可以由燃烧室推力、系统循环方式及使用的推进剂来说明其技术上的飞跃，因为无论是采用新的推进剂，或是大幅度提高燃烧室推力，或是大幅度提高发动机推力，都需要采用一些新的技术，要克服研制中的许多困难，要结局许多的技术关键问题，从而将发动机技术推向一个新的水平。

单台发动机推力及燃烧室压力以美国和俄罗斯为最高，按不同推进剂的单台

发动机和燃烧室压力来看，我国可贮存推进剂发动机比法国高，日本则没有；液氧-煤油发动机则不如日本，与法国一样同属空白；而氢-氧发动机则不如法国，也不如日本，更不如美国和俄罗斯，我国发动机系统工作循环只有发生器循环，与法国相当，不如美国和苏联，也不如日本。 2. 我国液体火箭发动机技术的新进展

近几年来，我国液体火箭发动机技术的最大进展是YF-25发动机的研制，目前即将有初样研制转入试样研制，并正为明年的飞行试验进行准备，它使我国液氢-液氧火箭发动机技术达到了早期的国际水平。

我国YF-25发动机的推力及燃烧室压力超过60年代美国的RL-10及70年代

末法国的HM-7，接近80年代中期日本的LE-5发动机。YF-25发动机系统功率平

衡采用串联双涡轮，与日本的LE-5相同，优于美国RL-10和法国HM-7的单涡轮齿轮传动。YF-75发动机具有整体双向摇摆的功能，燃气发生器采用单壁不冷却身部。这些与HM-7和LE-5发动机是一致的，YF-75发动机的螺旋管大喷管方案类似于法国正在研制的HM-60发动机，达到了国际先进水平。YF-75发动机还将我国可贮存发动机上推进剂利用系统的技术移植到液氢=液氧发动机上，并获得成功。此外，YF-75发动机在研制试验中，采用了某些参数红线关机，如涡轮泵最高转速及最低转速限，涡轮泵振动加速度值，氧泵前推进剂温度等，这是我国液体火箭发动机故障监控系统的雏型。 3. 国外液体火箭发动机技术发展趋势

国外液体火箭发动机技术发展分为近期和远期。近视发展除法国和日本继续完成HM-60及LE-7氢氧发动机的研制外，只侧重于现有型号发动机的改进，主要有提高工作可靠性，提高性能或降低成本。，其典型代表是美国的SSME和RL-10发动机。

RL-10发动机改进的衍生方案有：为提高发动机工作可靠性而增加涡轮泵冷备份和为提高性能而增加可延伸大喷管方案。

SSME为提高工作可靠性，对现有涡轮叶片材料和涡轮进口温度都在进行改进研究。

远期发展则侧重羽一次入轨的各种发动机系统循环方案研究，这些发动机机要工作可靠，又要有高的效能，同时还要降低研制成本和生产成本，这些方案包括

（1）三组元（液氢、液氧、煤油或甲烷）发动机。 （2）双喷管-双膨胀发动机。 （3）双喉部发动机。 （4）双燃料组合发动机。 （5）双燃料型塞式发动机。

还有一种发展趋势，实在对现有成功使用的运载器进行改进时研制新的氢-氧发动机。用改进现有运载器取代重新设计的运载器，同样可以达到提高运载能力和减少研制费用的目的。大力神-人马座的改进方案就是这样。方案之一是用研制一种500～1000KN的氢氧发动机构成的新级取代原芯级第二级和人马座级；

方案之二是用这种新级取代原芯级第一级。新研制的氢-氧第二级还可以作为轨道转移飞行器与新的运载器一起使用。 4. 我国液体火箭发动机发展的建议

液体火箭发动机技术是一门工程技术。如汽车、火车、轮船、甚至自行车这些工程技术一样，有其自身的发展规律。从已经过去的50年液体火箭发动机发展史来看，世界各国走过的是一条大同小异的导率，就推进剂来说，都采用过煤油、可贮存推进剂、以及液氢-液氧；从推力来说，都是从小到大；从燃烧室压力来说，都是又低到高；而系统循环也无非是燃气发生器循环、膨胀循环、分级燃烧循环。本文仅从统计观点来说明我国液体火箭发动机今后发展的趋势。

4.1研制大推力液氢-液氧发动机

运载用液体火箭发动机可以不研制可贮存推进剂发动机，如日本。也可以不

研制液氧-煤油发动机，如法国，但世界火箭大国无一不研制液氢-液氧发动机，而且要研制大推力氢氧发动机。

4.2研制液氢-液氧发动机要优先于液氢-煤油发动机

液氢-煤油是一种无毒、无污染、廉价的推进剂，由于其容积密度比冲高，适

合于助推发动机应用。因此，在经济允许时应研制助推用的液氢-煤油发动机，以取代有毒、有污染的可贮存推进剂发动机。但作为助推发动机，研制液氢-煤油发动机并不是唯一的途径、不但现有的可贮存推进剂发动机可以替代它、如法国的阿里安、我国的CZ-2E，而用固体火箭也可以代替它，如日本的H-Ⅱ火箭。因此，在经济不允许的条件下、对研制液氧-煤油发动机和液氢-液氧发动机只能作出一种选择时，首先研制的应是液氧-液氧发动机，这种发动机不但可以作二级芯级，而且可以作一级芯级。

4.3发动机系统采用中压（<10MPa）燃气发生器（或膨胀）循环

采用高压分级燃烧循环是液体火箭发动机技术发展的必然趋势，因为这种循

环法师可以获得较高的发动机性能。但是，对于商业应用的运载火箭发动机，追求性能已经不是唯一的目标，而且也不是一个重要的目标，重要的是经济性（当然是在可靠的基础上），即要求发动机的研制成本和生产成本要低：法国对HM-60发动机的系统循环进行了分析，采用高压分级燃烧循环发动机，其研制成本和生

产成本要比燃气发生器循环的发动机高，如果其高出的成本控制在10%～13%以内，则采用高压分级燃烧循环是可以接受的。但在法国当时的工艺、材料及技术水平下，预计高压分级燃烧循环发动机的研制成本要比燃气发生器循环高出30%，发动机的生产成本要高出20%，这是HM-60发动机不采用高压分级燃烧循环的主要原理。日本的LE-7发动机采用了高压分级燃烧循环，当时（1984年）的研制经费预算是2.2亿美元、实际上已经超过了这个数值、研制周期也比原计划拖后了，正如日本人自己说的：“太昂贵了。

但是高压分级燃烧循环用于重复使用的发动机上则是另一回事，这是由于重

复使用降低了其使用（生产）成本。据统计，一次性使用运载器（如美国大力神、宇宙神，前苏联的能源号、质子号，西欧的阿里安及我国的长征系列运载器等），由于其硬件用完后就抛掉，造成运载器的硬件成本更高，约占每次飞行总发射成本的75%；部分重复使用的发动机可以采用高压分级燃烧循环。如果具备前苏联那样的材料、工艺水平、以及高压分级燃烧循环的液体火箭发动机技术贮备，也可以采用这种系统循环方式。

我国下一代液体火箭发动机仍是一次性使用的发动机，加上我国材料、工艺

及火箭技术水平并不比法国高。因此，采用高压分级燃烧循环系统、将使发动机的研制成本和生产成本大幅度增加。从经济上考虑，以采用中压燃气发生器循环（或膨胀循环）为宜。

4.4液氢-液氧发动机的推力以500KN为宜

推力之所以取500KN，除了可以满足我国近期运载器的需求以外，还有就是

出于经济上的考虑。500KN发动机的研制可以充分利用我国现有的发动机试验设备。日本LE-7发动机研制中的试验设施经费占总研制费的16%，即3500万美元、还不包括全程试验台。 4.5跟踪世界技术水平的发展

如前所述，当今世界技术水平意味着我国今后的发展方向。为了今后液体火

箭发动机的发展，我们必须对当今世界液体火箭发动机的先进技术进行预先研究。近期要开展的预先研究，近期要开展的预研课题应包括：

1.高压分级燃烧循环研究。 2.三组元液氢-液氧-煤油系统研究。

3.双膨胀系统研究。 4.双燃料线型发动机研究。

5.液体火箭发动机领域内的专用理论计算方法的改进研究，包括液体火箭发

动机故障监控系统研究。 参考文献

1.高压火箭发动机技术Dederra C.H. and Krebs IAF-85-190 2.PouhquenM.f. HM-60 cryogenic rocket engine for the Ariane V launcher.AIAA-82-1250

3.才旗瑞航天运载器的回收与重复使用.航天科技情报研究报告系列文集（二）

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