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发信人: dxmxqe (在等待●李登辉同志永垂不朽), 信区: Aero
标题: 运载火箭发动机技术的最新进展
发信站: 哈工大紫丁香 (Fri Nov 14 13:23:45 2003), 站内信件

才满瑞

　　在运载火箭中，发动机是最主要的分系统。它甚至可以决定整个火箭的性能和成本。
本文简要介绍了国外新研制的几种大推力发动机和上面级发动机的最新情况。这些发动机
的研制思想和性能参数对我国运载火箭的发展具有很好的借鉴作用。

　　2005年之前，在全球航天发射市场上将涌现出一批新型运载火箭，它们是美国的德尔
它4系列和宇宙神5系列（均已投入使用）、欧空局的阿里安5改进型、日本的H－2A系列（
已进行过5次发射）和俄罗斯的安加拉系列。这些新研制的运载火箭系列都非常重视大推力
、无毒和无污染火箭发动机的研制，以用作芯级主发动机，如用于德尔它4火箭的RS－68、
用于宇宙神5的RD－180、用于阿里安5改进型的“火神”2、用于H－2A的LE－7A以及用于安
加拉火箭的RD－191M发动机。这些火箭的芯级往往都使用一台主发动机。发动机在设计时
充分考虑成本因素，尽可能简化设计，并减少发动机的零部件数量。有些发动机还设计有
节流能力，可适用于多种火箭型号。

　　上面级发动机也在向着低温方向发展，因为低温发动机可有效地提高火箭的运载能力
。使用可贮存推进剂的上面级发动机正在逐步被使用液氢/液氧推进剂的发动机所取代。一
些国家正在采用现有技术或新研制的上面级发动机来提高火箭的发射能力。

　　一、主发动机技术

　　1“火神”2发动机

　　为了增加阿里安5火箭的有效载荷发射能力，必须增大“火神”发动机的推力，提高发
动机的混合比。基于这种考虑，欧空局于1995年决定由“火神”发动机的主承包商斯奈克
玛发动机公司负责研制“火神”2发动机。
　　“火神”2发动机同“火神”发动机一样，仍采用结构简单的燃气发生器循环技术。不
同之处是通过略微增加贮箱压力使液氧的流量比“火神”发动机增加了23％，混合比从5.
35提高到6.2。推进剂质量从155t增加到174t。发动机的真空推力从“火神”的1145kN增加
到“火神”2的1350kN。为了适应这样的变化，设计“火神”2发动机时，重新设计了液氧
涡轮泵、推力室、喷管和燃气控制阀，而燃气发生器、液氢涡轮泵和燃气发生器控制阀只
进行了小幅改动，其他元件和子系统间的主要接口与“火神”发动机相同。

　　为了降低生产成本，根据“火神”发动机已经取得的经验采取了有针对性的措施，如
涡轮泵组件广泛采用精铸部件来替代焊接件或螺栓连接件，喷注器的设计也得到了简化，
取消了喷注器头上的隔板，相应地同隔板叠放在一起的12个柱型垫圈也被12个喷注元件所
代替。因此，尽管“火神”2发动机推力增加20％，但发动机的生产成本却比“火神”发动
机低。斯奈克玛发动机公司共研制了6台发动机试验样机，用于进行100次试验，总的试验
时间达40000s。2002年12月11日阿里安5E火箭首次发射时，“火神”2发动机已投入使用。
但这次飞行因实际飞行载荷超出规定导致“火神”2发动机喷管排泄冷却管路破裂而失败。

　　“火神”2发动机和其他型号主发动机的性能参数见表1。

　　2LE－7A发动机

　　LE－7A发动机是日本宇宙开发事业团于1994年开始研制的。它以LE－7发动机（用于H
－2火箭）为基础，主要用于H－2A系列运载火箭。LE－7A的推力比LE－7高2％，达1100kN
（真空），无节流情况下的工作时间达390s，比冲为4312 N·s/kg。
　　LE－7A发动机仍采用液氢/液氧分级燃烧循环（与美国航天飞机主发动机一样）。与燃
气发生器循环相比，分级燃烧循环产生的燃气温度高，压力大，因而在研制过程中遇到了
许多技术问题，并使LE－7A的研制周期推迟了两年。
　　对LE－7发动机改进的主要目的是提高可靠性和降低生产成本。重点放在改进发动机结
构和组件安排上，以更便于制造或检测，并获得较好的振动特性。对焊接结构进行了重新
设计，以减少焊点数量。硬件安排力求简单、紧凑，以减少零部件数量。表2给出了LE－7
A发动机组件的改进措施。

　　3RD－180发动机

　　RD－180是目前世界上最为先进的分级燃烧循环液氧/煤油发动机。该发动机被选定用
于由国际发射服务公司经销的宇宙神3和宇宙神5运载火箭。

　　RD－180是俄罗斯动力机械制造科研生产联合体于1994～1995年开始在RD－170和RD－
171发动机（用于能源号和天顶号运载火箭）的基础上研制的，1996年被洛克希德·马丁公
司选定用于宇宙神3运载火箭。RD－180发动机有两个推力室，由一个富氧燃烧预燃器驱动
公用涡轮泵。RD－180有70％左右的组件都与RD－170相同，显著降低了研制新型发动机的
成本，缩短了研制周期。由于RD－170发动机已经过了1000000多秒的热试车，因此RD－18
0发动机的研制风险较低。

　　RD－180发动机的推力范围为1650～4150kN，节流能力为47％～100％。由于其最大推
力较高以及节流范围较宽，简化了宇宙神3和宇宙神5火箭系统的设计。宇宙神3火箭在起飞
时只需约74％的推力水平，而宇宙神5系统则需要100％的推力水平。一台发动机有多种用
途，因而降低了研制费用，而且高生产率也降低了生产和使用成本。

　　到1999年中，RD－180发动机完成了用于宇宙神3火箭的热试车鉴定，后又进行了用于
宇宙神5的验证试验。

　　2000年5月24日，新型宇宙神3A运载火箭成功地进行了首次发射，新的RD－180发动机
工作良好。发动机在74％～92％的推力范围内节流。这种独特的调节能力对于给定任务可
使火箭飞行轨迹最佳，使推进剂利用更为有效。2002年8月，这种发动机又成功地用于宇宙
神5的首次发射。

　　4RS－68发动机

　　RS－68发动机是美国洛克达因公司为德尔它4系列火箭研制的。它是美国自航天飞机主
发动机（SSME）以来研制的第一个大型液体氢氧火箭发动机。RS－68采用燃气发生器循环
，设计上力求简单和低成本，显著减少了零部件数量。该发动机通过地面试验后，已在20
02年11月成功用于德尔它4运载火箭的首次发射。

　　二、上面级发动机技术

　　国外对运载火箭的上面级发动机技术也非常重视，因为上面级发动机的设计同样影响
整个火箭的运载能力、成本和可靠性。不过各国采取的发展途径有所不同。

　　美国的德尔它4和宇宙神5是充分利用本国已有的低温上面级发动机技术，同时进行一
些改进，包括采用某些新技术（如机电作动器）。这样可以最大限度地降低研制费用和风
险。

　　日本H－2A系列火箭的上面级实际上就是火箭的二子级。这种火箭只有在发射高轨道卫
星时才使用二子级，而在执行近地轨道发射任务时不用二子级。H－2A的二子级发动机LE－
5B是在LE－5A发动机（用于原来的H－2火箭）的基础上研制的，使用液氢/液氧推进剂。为
了降低生产成本，对LE－5A发动机进行了重新设计，将发动机循环方式从喷管延伸段部分
膨胀循环变为燃烧室部分膨胀循环。通过简化设计，发动机的零部件数量从208个减少到了
127个。

　　安加拉大型运载火箭的上面级打算与质子号和天顶号火箭共享发动机技术，即采用“
和风”M上面级。这种上面级仍采用传统的可贮存推进剂。俄罗斯还打算研制一种使用低温
推进剂的KVRB发动机，用于以后的安加拉火箭。

　　值得重视的是，欧洲阿里安5运载火箭为了提高运载能力，一直在不断地改进上面级发
动机技术。目前阿里安5火箭的EPS上面级使用可贮存推进剂。欧空局一方面通过增加推进
剂加注量、调整发动机点火时间和延长发动机喷管长度等措施来提高阿里安5运载火箭的运
载能力（改进型EPS上面级将用于阿里安5G和阿里安5E/SV火箭），另一方面还在加紧研制
使用低温推进剂的ESC－A和ESC－B上面级。下面简要介绍这两种上面级所采用的发动机技
术（表3）。

　　1ESC－A上面级发动机

　　ESC－A上面级所采用的发动机取自阿里安4火箭三子级H10中的HM－7B发动机，使用液
氢/液氧推进剂。这种发动机已经过数十次发射的实践检验，以它为基础进行研制可以有效
地缩短研制周期，并可以满足欧洲近期的发射需求。
　　HM－7B发动机采用燃气发生器循环工作方式，只能点火一次。为了增大火箭的运载能
力，ESC－A上面级所携带的推进剂质量比H10有所增加，达到14t，发动机的混合比为5。由
于推进剂的增加，ESC－A上使用的HM－7B发动机工作时间要比阿里安4火箭有显著的延长，
延长量达25％（约150s）。发动机改进后，还要适应新动力学环境、新级间环境和不同地
面操作的影响。采用ESC－A低温上面级的阿里安5E/CA火箭的地球同步转移轨道运载能力达
到105t（单星），而阿里安5E/SV的地球同步转移轨道运载能力是8t。如上所述，阿里安
5E/CA 2002年12月11日进行了首次发射，但没有成功。

　　2ESC－B上面级发动机

　　为了进一步提高阿里安5火箭的地球同步转移轨道运载能力，1998年6月欧空局决定研
制全新的低温上面级发动机，即“芬奇”发动机。“芬奇”仍采用液氢/液氧推进剂，但推
进剂的加注量较ESC－A上面级发动机有较大提高，从14t增加到25t。发动机的真空推力从
63kN显著增加到180kN，真空比冲也有一定的增加。为此，“芬奇”发动机选择了膨胀循环
方式，并采用可延伸喷管。采用膨胀循环方式使得涡轮温度较低，无需发生器，在管路中
不会存在水蒸气。这就提高了发动机的性能和可靠性，降低了研制风险。“芬奇”发动机
与HM－7B发动机不同，具有1～5次的重新点火能力。

　　“芬奇”发动机是从1999年开始由斯奈克玛公司研制的，在计划的一开始就按低成本
、高性能、多次点火和高可靠性进行设计，尽量采用经过实践证明的技术，以降低研制风
险。“芬奇”发动机采用与HM－7B相同的燃烧室外部结构，但做了显著加长，以满足膨胀
循环所需的热动力学性能要求。无论是燃料涡轮泵还是氧化剂涡轮泵都采用整体导流叶轮
，使净正抽吸压力（NPSP）较低，无需增压泵来保持可接受的贮箱压力水平。发动机采用
冗余的电火花点火系统，以提高可靠性。

　　燃料和氧化剂涡轮泵第一次采用以粉末冶金工艺生产的叶轮，泵壳体采用一次成型的
精铸件，节省了生产成本，也减少了零部件数量。

　　采用“芬奇”发动机后，阿里安5改进型的地球同步转移轨道运载能力可达12t。根据
研制计划，最初将先生产7台发动机，其中2台用于鉴定。预计该型发动机将在2005年的阿
里安5E/CB火箭上进行首次飞行。

三、结束语

　　研制新型火箭发动机主要是为了提高运载火箭的运载能力、降低发射成本和提高可靠
性。新型发动机在设计时要充分考虑成本因素，简化设计。目前，主发动机技术正朝着使
用无毒、无污染的液氢/液氧和液氧/煤油推进剂的方向发展，上面级发动机技术也正逐步
由液氢/液氧推进剂来取代可贮存推进剂。□

中国航天2003年第8期
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