“長征五號”火箭液氧煤油發(fā)動機(jī)總體技術(shù)

陳建華，曹 晨，楊永強(qiáng)，李妙婷，劉云浩

（1. 西安航天動力研究所，西安 710100；2. 液體火箭發(fā)動機(jī)技術(shù)重點實驗室，西安 710100）

引 言

“長征五號”（CZ-5）是中國新一代大型運(yùn)載火箭，地球同步轉(zhuǎn)移軌道能力達(dá)到14 t，近地軌道最大運(yùn)載能力達(dá)到25 t級[1]。已執(zhí)行發(fā)射任務(wù)的“長征五號”/“長征-5B”均裝配4個助推器，每個助推器均采用YF-100發(fā)動機(jī)雙機(jī)并聯(lián)模式，承擔(dān)著目前中國空間站建設(shè)及深空探測任務(wù)。YF-100發(fā)動機(jī)單機(jī)推力為120 t級，具有無毒環(huán)保、高可靠性、高性能的特點[2-3]。在“長征五號”助推器上，中國首次采用了雙機(jī)并聯(lián)模式，雙機(jī)自身起動、不同步關(guān)機(jī)、結(jié)構(gòu)動特性等是研制中需要解決的關(guān)鍵技術(shù)。本文簡述了“長征五號”助推級液氧煤油發(fā)動機(jī)的研制歷程、技術(shù)方案特點以及關(guān)鍵總體技術(shù)。從“長征五號”液氧煤油發(fā)動機(jī)系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)和總體結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)兩個方面，重點分析了液氧煤油發(fā)動機(jī)自身起動點火技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)大時差不同步關(guān)機(jī)技術(shù)、液氧煤油發(fā)動機(jī)故障診斷技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)總體布局特點及結(jié)構(gòu)低頻特性。提出了YF-100發(fā)動機(jī)性能提升的3個主要研究方向。

1 “長征五號”液氧煤油發(fā)動機(jī)研制概述

1.1 液氧煤油發(fā)動機(jī)研制歷程

20世紀(jì)80年代末，為了在航天動力技術(shù)領(lǐng)域?qū)崿F(xiàn)新的突破，中國開始論證新一代運(yùn)載火箭發(fā)動機(jī)，開展了液氧烴發(fā)動機(jī)的研究與論證。90年代，進(jìn)行了液氧煤油發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)。2000年高壓補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機(jī)獲準(zhǔn)立項[3]，目標(biāo)是研制出中國120 t級推力的采用高壓補(bǔ)燃循環(huán)技術(shù)的獨(dú)立基本型火箭發(fā)動機(jī)，達(dá)到飛行試驗技術(shù)水平，滿足新一代運(yùn)載火箭研制需求，并為今后液氧煤油發(fā)動機(jī)系列化發(fā)展奠定基礎(chǔ)。YF-100發(fā)動機(jī)的研制主要經(jīng)歷了四個階段，見表1。

表1 YF-100發(fā)動機(jī)研發(fā)歷程Table 1 The development history of YF-100 engine

至今，已有56臺次的YF-100液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)參與了“長征五號”運(yùn)載火箭的7次發(fā)射任務(wù)（見表2），YF-100使用維護(hù)簡單，環(huán)境適應(yīng)性良好，可靠性高。

圖1 YF-100雙機(jī)并聯(lián)地面試車Fig. 1 Test of YF-100 double parallel engine

表2 “長征五號”運(yùn)載火箭發(fā)射統(tǒng)計Table 2 Statistics of Long March 5 rocket’s launch

1.2 液氧煤油發(fā)動機(jī)技術(shù)方案及特點

“長征五號”運(yùn)載火箭助推器裝配2臺YF-100發(fā)動機(jī)，通過雙機(jī)助推機(jī)架并聯(lián)而成，遠(yuǎn)離芯級一側(cè)是外側(cè)發(fā)動機(jī)，為固定狀態(tài)；靠近芯級一側(cè)是內(nèi)側(cè)發(fā)動機(jī)，為單向搖擺狀態(tài)。各分機(jī)工作原理相同，氧化劑為液氧、燃料為煤油，可通過蒸發(fā)器加熱箭體供應(yīng)氦氣用于氧貯箱增壓。內(nèi)側(cè)發(fā)動機(jī)伺服機(jī)構(gòu)以高壓煤油作為動力源牽動發(fā)動機(jī)實現(xiàn)搖擺，為火箭提供俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)等控制力。

發(fā)動機(jī)采用富氧燃?xì)獍l(fā)生器富燃推力室補(bǔ)燃循環(huán)方案，主要由推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)、起動點火系統(tǒng)、測控系統(tǒng)、吹除系統(tǒng)、調(diào)節(jié)系統(tǒng)、推力傳遞系統(tǒng)等組成，如圖2和圖3所示。

圖2 液氧煤油補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動機(jī)系統(tǒng)圖[3]Fig. 2 System diagram of liquid oxygen kerosene staged engine[3]

圖3 YF-100發(fā)動機(jī)單機(jī)模式[3]Fig. 3 YF-100 engine single mode[3]

YF-100發(fā)動機(jī)技術(shù)方案具有以下主要特點：①發(fā)動機(jī)采用無毒、無污染、性能高、價格便宜的液氧和煤油推進(jìn)劑；②采用富氧發(fā)生器補(bǔ)燃循環(huán)系統(tǒng)，幾乎全部的液氧進(jìn)入發(fā)生器，與少量的燃料燃燒，產(chǎn)生的高壓大流量富氧燃?xì)怛?qū)動渦輪后進(jìn)入推力室補(bǔ)燃，提高了推進(jìn)劑利用率，發(fā)動機(jī)性能更高；③采用簡單、可靠的自身起動、化學(xué)點火系統(tǒng)；④具有大范圍推力和混合比調(diào)節(jié)能力；⑤組件通用、產(chǎn)品化程度高，采用模塊化結(jié)構(gòu)設(shè)計，能適應(yīng)箭體3.35 m和2.25 m直徑內(nèi)單向搖擺、雙向搖擺及不擺的各種要求，發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊，操作空間良好；⑥每臺發(fā)動機(jī)交付前均進(jìn)行工藝試車，提高了飛行可靠性，并可根據(jù)獲得的發(fā)動機(jī)真實性能參數(shù)進(jìn)行彈道預(yù)估，飛行控制精度更高。

1.3 液氧煤油發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)

YF-100發(fā)動機(jī)通過提高燃燒室壓力實現(xiàn)高性能（是常規(guī)主發(fā)動機(jī)燃燒室壓力的兩倍以上），發(fā)動機(jī)對起動過程控制要求高，推力室與發(fā)生器組織燃燒和冷卻困難，渦輪泵等組件工作條件惡劣，研制難度大。研制過程中先后攻克了大推力補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動機(jī)起動及穩(wěn)定性控制技術(shù)、高壓大流量推力室穩(wěn)定燃燒及冷卻技術(shù)[4-6]、高壓大流量高功率渦輪泵技術(shù)[7]、大推力液體火箭發(fā)動機(jī)工況調(diào)節(jié)技術(shù)[8]等80余項設(shè)計、制造和試驗關(guān)鍵技術(shù)。國內(nèi)外液體煤油發(fā)動機(jī)性能對比見表3。

表3 國內(nèi)外液氧煤油發(fā)動機(jī)性能對比Table 3 Performance comparison of domestic and foreign liquid oxygen kerosene engines

“長征五號”火箭助推模塊所采用的雙機(jī)并聯(lián)模式，相比于單機(jī)模式，內(nèi)外側(cè)發(fā)動機(jī)工作時相互影響、結(jié)構(gòu)振動相互耦合、供應(yīng)系統(tǒng)壓力脈動相互耦合、熱力環(huán)境變化等問題尤為突出。在“長征五號”助推雙機(jī)并聯(lián)技術(shù)研究過程中，主要突破了助推雙機(jī)并聯(lián)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)起動技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)大時差不同步關(guān)機(jī)技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)動特性設(shè)計及試驗技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)熱試車技術(shù)、火箭窄窗口發(fā)射發(fā)動機(jī)適應(yīng)性技術(shù)等總體關(guān)鍵技術(shù)。在型號研制過程中策劃并實施了氧化劑入口過濾器夾質(zhì)試驗、氧泵動特性試驗、極限氦增壓流量供應(yīng)試車、加注濕態(tài)停放延遲點火試車、雙機(jī)并聯(lián)技術(shù)方案驗證等地面大型試驗。

2 “長征五號”液氧煤油發(fā)動機(jī)系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)

2.1 自身起動點火技術(shù)

液體火箭發(fā)動機(jī)的起動過程是一個能量高密度釋放的過程。在這一階段，發(fā)動機(jī)各組件的工作過程都是非穩(wěn)態(tài)的。發(fā)動機(jī)所有參數(shù)如流量、溫度、壓力及轉(zhuǎn)速都必須在短暫的時間內(nèi)（擠壓式發(fā)動機(jī)約為幾十分之一秒，泵壓式發(fā)動機(jī)約為2～3 s）從初始狀態(tài)過渡到主級工作狀態(tài)，其工作過程極為復(fù)雜[9]。同時，起動過程中推力室由富氧狀態(tài)快速轉(zhuǎn)為富燃燃燒狀態(tài)，期間需快速跨過推進(jìn)劑當(dāng)量混合比，對推力室造成較大的溫度沖擊。

1）起動方式

液氧煤油發(fā)動機(jī)起動方式有兩種：自身起動和強(qiáng)迫起動，圖4為發(fā)動機(jī)起動方案系統(tǒng)簡圖。RD-120和RD-170發(fā)動機(jī)采用貯箱壓頭的自身起動，NK-33發(fā)動機(jī)的火藥起動器起動、RD-8發(fā)動機(jī)的氣瓶起動、開式循環(huán)的RS-27發(fā)動機(jī)的起動箱起動均為強(qiáng)迫起動。強(qiáng)迫起動需借助外能源起動[10]，包括火藥起動器起動方式和氣瓶起動方式?；鹚幤饎悠髌饎臃绞叫枰獙ｉT的起動渦輪和火藥起動器，結(jié)構(gòu)質(zhì)量較大，對于需要兩次以上起動的發(fā)動機(jī)較難實現(xiàn)；氣瓶起動因所需氣體較多，氣瓶體積較大，對于要求大推力、多次起動的發(fā)動機(jī)不太適用。

圖4 液氧煤油發(fā)動機(jī)起動方案簡圖[2]Fig. 4 Starting schematic diagram of liquid oxygen kerosene engine[2]

YF-100發(fā)動機(jī)采用反力式渦輪，相比于沖擊式渦輪，反力式渦輪工作壓比較低，相同輸出功率下，反力式渦輪需要更大的流量，若采用火藥起動方式則需要質(zhì)量較大的火藥起動器，因此YF-100發(fā)動機(jī)采用自身起動方式。自身起動系統(tǒng)簡單、結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕，但發(fā)生器起動點火過程需設(shè)置起動工況以便匹配較低的入口壓力的要求，同時，推力室點火時刻、速率以及起動工況到主級工況的過渡時間等多個關(guān)鍵參數(shù)均要通過嚴(yán)格的熱試考核才能確定，研制難度很大。

2）點火方式

火箭發(fā)動機(jī)有化學(xué)點火、火藥點火和電火花點火等點火方式。液氧煤油發(fā)動機(jī)的點火包括發(fā)生器點火和推力室點火，根據(jù)不同要求一種發(fā)動機(jī)可以選用不同的點火方式。世界第一臺液氧煤油補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)是俄羅斯生產(chǎn)的代號為11D33的發(fā)動機(jī)，早期采用火藥點火方式，后續(xù)為了提高可靠性改為了化學(xué)點火方式。F-1發(fā)動機(jī)的發(fā)生器采用火藥點火，推力室采用化學(xué)點火；NK-33發(fā)動機(jī)的發(fā)生器采用化學(xué)點火，推力室采用火藥點火。YF-100發(fā)動機(jī)推力室和發(fā)生器均采用化學(xué)點火方式。

3）雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)起動點火

“長征五號”助推器供應(yīng)系統(tǒng)如圖5所示，氧路采用隧道管在燃料貯箱底部分岔供應(yīng)兩臺發(fā)動機(jī)，燃料直接由燃料貯箱底部引出，單獨(dú)供應(yīng)發(fā)動機(jī)。經(jīng)過多次雙機(jī)并聯(lián)地面試驗，充分驗證了雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)起動技術(shù)，確保了YF-100雙機(jī)并聯(lián)正常起動。發(fā)動機(jī)從起動指令下達(dá)至發(fā)動機(jī)推力達(dá)到額定推力90%只需約2 s，起動加速性好，起動過程中發(fā)動機(jī)各參數(shù)上升趨勢協(xié)調(diào)，起動品質(zhì)高。

圖5 CZ-5助推器供應(yīng)系統(tǒng)簡圖Fig. 5 Schematic diagram of LM-5 booster’s supply system

2.2 雙機(jī)并聯(lián)大時差不同步關(guān)機(jī)技術(shù)

“長征五號”助推雙機(jī)發(fā)動機(jī)為適應(yīng)火箭總體需求采用不同步關(guān)機(jī)的時序，飛行過程中外側(cè)固定發(fā)動機(jī)先關(guān)機(jī)，內(nèi)側(cè)搖擺發(fā)動機(jī)繼續(xù)工作一段時間后關(guān)機(jī)。雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)的不同步關(guān)機(jī)會產(chǎn)生以下不利影響：①液氧受熱產(chǎn)生氣泡：由于發(fā)動機(jī)周圍真空羽流加熱效應(yīng)，外側(cè)固定發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)后，內(nèi)腔液氧可能產(chǎn)生氣泡，存在通過供應(yīng)系統(tǒng)進(jìn)入內(nèi)側(cè)單擺發(fā)動機(jī)入口的風(fēng)險，造成內(nèi)側(cè)單擺發(fā)動機(jī)氧泵汽蝕；②關(guān)機(jī)水擊：由于兩臺發(fā)動機(jī)液氧入口管相互連通，固定發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)造成的水擊壓力會傳播至單擺發(fā)動機(jī)入口，使單擺發(fā)動機(jī)入口壓力快速升高，對繼續(xù)工作的單擺發(fā)動機(jī)入口組件及泵密封組件工作造成影響。

為了測試液氧入口存在氣泡的極限工況對發(fā)動機(jī)工作過程的影響，在液氧入口不同夾氣量條件下，進(jìn)行了多次發(fā)動機(jī)地面試驗。當(dāng)液氧入口夾氣量0.5%～3%時，液氧夾氣將引起液氧密度下降、氧化劑主泵揚(yáng)程降低，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)推力下降、轉(zhuǎn)速升高、渦輪入口燃?xì)鉁囟仍黾?，但變化量較小，發(fā)動機(jī)適應(yīng)性較好。

為了研究關(guān)機(jī)水擊對發(fā)動機(jī)工作過程的影響，對不同步關(guān)機(jī)造成的發(fā)動機(jī)入口壓力升高效應(yīng)進(jìn)行仿真分析，結(jié)果如圖6～7所示。先關(guān)閉一臺發(fā)動機(jī)，所造成的水擊壓力基本均傳給了另一臺仍在工作的發(fā)動機(jī)，使該臺發(fā)動機(jī)氧入口壓力升高至2.4 MPa，燃料入口壓力升高至1.4 MPa。之后進(jìn)行了雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)大時差不同步關(guān)機(jī)地面試驗，結(jié)果顯示：后關(guān)機(jī)發(fā)動機(jī)的氧入口壓力升高至1.5 MPa，燃料入口的壓力升高至1.1 MPa，且入口壓力升高效應(yīng)只持續(xù)約0.4 s。試驗和仿真均證明雖然不同步關(guān)機(jī)對后關(guān)發(fā)動機(jī)造成氧路和燃料路壓力相應(yīng)升高，但其影響程度非常有限，發(fā)動機(jī)參數(shù)波動幅度較小，且很快平衡在新工況下繼續(xù)工作，雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)對大時差不同步關(guān)機(jī)適應(yīng)性良好。

圖6 不同步關(guān)機(jī)氧入口壓力變化Fig. 6 Oxygen inlet pressure of engine with asynchronous shutdown

圖7 不同步關(guān)機(jī)燃料入口壓力變化Fig. 7 Fuel inlet pressure of engine with asynchronous shutdown

2.3 液氧煤油發(fā)動機(jī)故障診斷技術(shù)

發(fā)動機(jī)在線異常檢測和故障診斷方法分為試車臺在線異常檢測方法和飛行在線故障診斷方法。

現(xiàn)有的試車臺異常檢測方法是紅線關(guān)機(jī)系統(tǒng)，通過監(jiān)測發(fā)動機(jī)關(guān)鍵參數(shù)，當(dāng)參數(shù)異常超閾值時，發(fā)出發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)指令[11]。參數(shù)檢測閾值，也就是紅線，是在發(fā)動機(jī)研制過程中確定的特定工況下發(fā)動機(jī)參數(shù)的正常范圍。同時，由于發(fā)動機(jī)測量數(shù)據(jù)中存在背景噪聲，當(dāng)信噪比較低時，紅線系統(tǒng)容易誤報警，從而造成發(fā)動機(jī)異常停機(jī)。如果不恰當(dāng)?shù)胤艑掗撝?，會增加發(fā)動機(jī)的漏檢率，存在對發(fā)動機(jī)造成不可修復(fù)損傷的可能性。

由于雙機(jī)并聯(lián)試車次數(shù)較少，所以試車故障診斷系統(tǒng)對發(fā)動機(jī)及試車臺至關(guān)重要。為了滿足雙機(jī)試車故障診斷的要求，在以往單機(jī)故障診斷方法的基礎(chǔ)上，提出了一套系統(tǒng)同時監(jiān)控兩臺發(fā)動機(jī)參數(shù)的方案。兩組檢測參數(shù)均傳輸給故障監(jiān)控計算機(jī)，由其分別對兩組參數(shù)進(jìn)行診斷，當(dāng)檢測到任意一臺發(fā)動機(jī)異常時，給控制系統(tǒng)發(fā)出關(guān)機(jī)信號，控制系統(tǒng)同時給兩臺單機(jī)發(fā)送關(guān)機(jī)指令。該方法的優(yōu)點是系統(tǒng)簡單，安全性高，缺點是無法準(zhǔn)確定位故障發(fā)動機(jī)并實現(xiàn)只關(guān)故障發(fā)動機(jī)的功能。

飛行在線發(fā)動機(jī)故障診斷系統(tǒng)是搭載于航天飛機(jī)或運(yùn)載火箭的發(fā)動機(jī)在線健康監(jiān)控系統(tǒng)。具有代表性的是航天飛機(jī)搭載的紅線關(guān)機(jī)系統(tǒng)[12]、實時振動監(jiān)測系統(tǒng)[13]（Real-Time Vibration Monitoring System，RTVMS）、航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)健康管理系統(tǒng)（Health Monitoring System，HMS）和先進(jìn)健康管理系統(tǒng)[14]（Advanced Health Management System，AHMS）等，當(dāng)診斷系統(tǒng)發(fā)現(xiàn)發(fā)動機(jī)存在重要參數(shù)異常時，航天飛機(jī)控制系統(tǒng)會關(guān)閉故障發(fā)動機(jī)并進(jìn)行故障隔離，保全航天飛機(jī)乃至航天員的安全，并進(jìn)行動力重構(gòu)，爭取完成發(fā)射任務(wù)。法國和德國也分別研制了飛行在線發(fā)動機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)[15-16]，并將該系統(tǒng)搭載于“阿里安5”（Ariane 5）運(yùn)載火箭上。其中比較典型的是：①1985年，挑戰(zhàn)者號航天飛機(jī)發(fā)射時，3臺SSME中的一臺因溫度過高被故障監(jiān)測系統(tǒng)提前關(guān)機(jī)，控制系統(tǒng)通過動力重構(gòu)，將航天飛機(jī)送入較低的軌道，并隨后安全返回地面（1986年因固體助推器故障，飛行失利）；②2020年，SpaceX公司采用“獵鷹9號”火箭發(fā)射后，一級九臺發(fā)動機(jī)中一臺發(fā)生故障，故障診斷系統(tǒng)及時發(fā)現(xiàn)故障并關(guān)閉了故障發(fā)動機(jī)，隨后進(jìn)行動力重構(gòu)并成功將主要載荷（貨運(yùn)飛船）送入正確軌道。

中國目前的發(fā)動機(jī)故障診斷技術(shù)應(yīng)用較少，只有應(yīng)用于發(fā)動機(jī)試車臺的紅線關(guān)機(jī)系統(tǒng)。紅線關(guān)機(jī)系統(tǒng)具有簡單、實用、可靠等優(yōu)點，但方法單一、功能簡單、測量參數(shù)有限，只能滿足發(fā)動機(jī)基本的測試試驗和研制需求。為了進(jìn)一步提高發(fā)動機(jī)試車的安全性、降低研制費(fèi)用，需要研發(fā)可靠性好、敏感性高、適應(yīng)性強(qiáng)的發(fā)動機(jī)試車臺在線故障檢測系統(tǒng)。同時，研制適用于液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)的高可靠性飛行在線發(fā)動機(jī)故障診斷系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)健康管理系統(tǒng)，對于提升火箭發(fā)射可靠性意義重大。

3 “長征五號”液氧煤油發(fā)動機(jī)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)

3.1 雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)總體布局特點

發(fā)動機(jī)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)是按各組件在系統(tǒng)中的功能和作用進(jìn)行結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào)，并實現(xiàn)推力傳遞、推力矢量控制等功能，同時使發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量、外廓尺寸等性能指標(biāo)達(dá)到最優(yōu)化的關(guān)鍵技術(shù)；總體結(jié)構(gòu)設(shè)計的可靠性直接影響著發(fā)動機(jī)以及火箭的可靠性。

“長征五號”助推器發(fā)動機(jī)總體布局（見圖8）充分繼承發(fā)動機(jī)單機(jī)總裝布局方案，最大程度提高通用性和模塊化程度。在兼顧緊湊性和開敞性的同時，合理利用有限的空間，盡量減小發(fā)動機(jī)的外廓尺寸；在滿足裝配、維修、氣密性檢查、電氣檢查、點火導(dǎo)管更換檢查要求的前提下，實現(xiàn)結(jié)構(gòu)質(zhì)量合理分布，提高結(jié)構(gòu)的抗震性?！伴L征五號”助推器發(fā)動機(jī)總體布局具有以下特點：

圖8 YF-100發(fā)動機(jī)雙機(jī)模式[3]Fig. 8 YF-100 engine double parallel mode[8]

1）為滿足機(jī)架結(jié)構(gòu)、性能要求和解決發(fā)動機(jī)低頻結(jié)構(gòu)諧振問題，機(jī)架和常平座采用一體化設(shè)計；

2）氣源裝置采用模塊化集成方案，便于裝配、檢查、維護(hù)；

3）雙機(jī)之間增加連接組件，提高整機(jī)結(jié)構(gòu)剛度；

4）發(fā)動機(jī)機(jī)械接口按使用功能性集中布置，優(yōu)化接口布局；

5）發(fā)動機(jī)單機(jī)狀態(tài)安裝防火裙連接裝置，以滿足飛行狀態(tài)熱防護(hù)要求。

3.2 液氧煤油發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻特性

大型運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)的縱向固有頻率在10 Hz以內(nèi)，中國“長征-2E”運(yùn)載火箭飛行過程中，工作在這個范圍的時間長達(dá)120多s[17-19]。如果發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)也存在10 Hz頻率以下的結(jié)構(gòu)低頻振型，發(fā)動機(jī)與箭體就有可能產(chǎn)生低頻諧振，甚至激發(fā)POGO問題，對火箭安全構(gòu)成風(fēng)險。在火箭設(shè)計過程中，發(fā)動機(jī)固有頻率偏低給火箭控制系統(tǒng)設(shè)計造成了困難，結(jié)構(gòu)低頻特性是影響火箭和發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性的重要問題。

為解決YF-100發(fā)動機(jī)研制過程中存在的局部結(jié)構(gòu)低頻問題，在試驗室和試車臺條件、3種狀態(tài)下共進(jìn)行了9臺次整機(jī)模態(tài)試驗，測試確定了發(fā)動機(jī)的整機(jī)模態(tài)，為仿真模型的初步建立提供依據(jù)。模態(tài)試驗見圖9。

圖9 YF-100發(fā)動機(jī)模態(tài)試驗Fig. 9 The modal test of YF-100 engine

在模態(tài)試驗基礎(chǔ)上建立發(fā)動機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)動特性仿真模型，其中：①發(fā)動機(jī)渦輪泵采用集中質(zhì)量參數(shù)模型；②推力室采用殼單元；③噴管采用等效的分布參數(shù)模型；④伺服機(jī)構(gòu)采用桿單元；⑤機(jī)架采用實體單元。針對單機(jī)狀態(tài)進(jìn)行了模態(tài)試驗驗證，仿真和試驗結(jié)果見表4。由表可見，發(fā)動機(jī)前三階模態(tài)頻率仿真值與試驗值偏差均較小，特別是第一階模態(tài)頻率偏差僅為1.6%，驗證了仿真模型的有效性和準(zhǔn)確性。

表4 單機(jī)狀態(tài)模態(tài)分析結(jié)果與試驗值對比Table 4 Comparison of analysis results and test values for YF-100 engine

以仿真模型為基礎(chǔ)，通過對敏感因素的結(jié)構(gòu)靈敏度仿真分析，經(jīng)過百余種結(jié)構(gòu)方案改進(jìn)與優(yōu)化，具體措施包括：①機(jī)架常平座一體化設(shè)計；②增加常平座搖擺方向的剛度。改進(jìn)后發(fā)動機(jī)單機(jī)狀態(tài)第一階模態(tài)頻率增加約3 Hz。

由于YF-100雙機(jī)并聯(lián)結(jié)構(gòu)復(fù)雜且尺寸較大，無法在試驗室對其固支狀態(tài)進(jìn)行模態(tài)試驗，但發(fā)動機(jī)試車臺上模態(tài)試驗結(jié)果中包含了試車臺對雙機(jī)結(jié)構(gòu)低頻特性的影響。為此，以結(jié)構(gòu)模態(tài)綜合法為理論基礎(chǔ)，結(jié)合單機(jī)固支狀態(tài)模態(tài)試驗和該狀態(tài)下數(shù)值仿真研究，通過對比分析仿真結(jié)果與試驗結(jié)果，建立了準(zhǔn)確的雙機(jī)數(shù)值仿真模型，進(jìn)行了雙機(jī)固支狀態(tài)結(jié)構(gòu)低頻特性仿真計算，結(jié)果如圖10所示。計算結(jié)果表明，雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)前3階模態(tài)振型分別是：1號發(fā)動機(jī)Y方向振動，兩臺發(fā)動機(jī)X方向反向振動，2號發(fā)動機(jī)Y方向振動，前三階模態(tài)頻率分別為13.7、14.2 和14.5 Hz。各階模態(tài)振型中噴管處的振幅最大，為提高雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)固有頻率，應(yīng)重點關(guān)注噴管的支撐剛度。

圖10 雙機(jī)助推發(fā)動機(jī)模態(tài)振型圖[20]Fig. 10 Vibration diagram of double parallel engine[20]

4 結(jié)束語

YF-100液氧煤油補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)具有高性能、自身起動、結(jié)構(gòu)緊湊、產(chǎn)品化程度高、使用維護(hù)維修便捷、可靠性高等特點。在新一代“長征五號”大型運(yùn)載火箭研制中，主要突破了雙機(jī)并聯(lián)自身起動點火技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)大時差不同步關(guān)機(jī)技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)試車臺在線故障檢測技術(shù)、雙機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)動特性總體設(shè)計技術(shù)。

針對YF-100發(fā)動機(jī)性能提升，提出以下3點建議：

1）進(jìn)一步提高發(fā)動機(jī)推力，借助3D打印等先進(jìn)制造技術(shù)實現(xiàn)發(fā)動機(jī)輕質(zhì)化設(shè)計，提高發(fā)動機(jī)的推重比；

2）進(jìn)一步提高發(fā)動機(jī)組件、整機(jī)的工作可靠性，提升發(fā)動機(jī)全任務(wù)剖面內(nèi)的適應(yīng)性和使用維護(hù)性；

3）研究適用于液氧煤油高壓補(bǔ)燃發(fā)動機(jī)的高可靠性發(fā)動機(jī)飛行故障診斷系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)健康管理系統(tǒng)。

致 謝

非常感謝西安航天動力研究所液氧煤油發(fā)動機(jī)研制團(tuán)隊在文章撰寫和修改過中給予的大力協(xié)助，同時也感謝所有提供過幫助的專家和學(xué)者。