中國(guó)3m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)技術(shù)改進(jìn)及后續(xù)發(fā)展

王 夕，羅 盟，周 宏，范瑞祥，魏遠(yuǎn)明

中國(guó)3m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)技術(shù)改進(jìn)及后續(xù)發(fā)展

王 夕1，羅 盟1，周 宏1，范瑞祥2，魏遠(yuǎn)明1

（1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

簡(jiǎn)要介紹了中國(guó)現(xiàn)有高空起動(dòng)3m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)方案，并與國(guó)外高空起動(dòng)氫氧級(jí)進(jìn)行對(duì)比?；仡櫫?m氫氧模塊動(dòng)力系統(tǒng)技術(shù)改進(jìn)的歷程，基于CZ-3A系列火箭原有三子級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)，針對(duì)新一代CZ-7A火箭三子級(jí)的特點(diǎn)，完成了三子級(jí)增補(bǔ)壓控制策略、射前增壓管路預(yù)冷、長(zhǎng)時(shí)間滑行以及氫緊急排氣方案等一系列技術(shù)改進(jìn)，并逐步應(yīng)用于CZ-7A、CZ-3A及CZ-8火箭末級(jí)的動(dòng)力方案統(tǒng)型，現(xiàn)已發(fā)展為用于3個(gè)型號(hào)的通用化模塊。鑒于中國(guó)新一代火箭已逐漸成熟，以CZ-7A氫氧末級(jí)發(fā)展為牽引，給出了中國(guó)高空起動(dòng)氫氧動(dòng)力系統(tǒng)后續(xù)發(fā)展方向建議，提出了使用YF-75D發(fā)動(dòng)機(jī)的氫氧動(dòng)力發(fā)展思路。

CZ-7A；運(yùn)載火箭；氫氧末級(jí)；動(dòng)力系統(tǒng)；技術(shù)改進(jìn)；發(fā)展方向

0 引 言

2021年3月12日01時(shí)51分，長(zhǎng)征七號(hào)甲遙二運(yùn)載火箭（CZ-7A Y2）在海南文昌點(diǎn)火，成功將衛(wèi)星送入預(yù)定軌道。

中型運(yùn)載火箭以近地和高軌為主要目標(biāo)軌道，是發(fā)射次數(shù)最多、進(jìn)入空間需求最大的航天運(yùn)載領(lǐng)域，未來(lái)任務(wù)需求巨大，其中長(zhǎng)征三號(hào)甲系列火箭已執(zhí)行了超過(guò)120次發(fā)射任務(wù)，約占中國(guó)總發(fā)射次數(shù)的三分之一。長(zhǎng)征七號(hào)甲運(yùn)載火箭為新一代中型高軌運(yùn)載火箭，GTO運(yùn)載能力填補(bǔ)了5.5～7 t之間的空白，且在低緯度海南發(fā)射場(chǎng)快速形成發(fā)射和裝備能力，對(duì)完善中國(guó)運(yùn)載型譜、推進(jìn)高軌衛(wèi)星裝備體系建設(shè)具有重大意義[1,2]。

液氫、液氧作為推進(jìn)劑的動(dòng)力系統(tǒng)具有比沖高的獨(dú)特優(yōu)勢(shì)，因而逐漸成為各國(guó)運(yùn)載火箭末級(jí)的首選方案。長(zhǎng)征七號(hào)甲火箭在長(zhǎng)征七號(hào)火箭基礎(chǔ)上，與長(zhǎng)征三號(hào)甲系列火箭三子級(jí)組合化形成三級(jí)構(gòu)型運(yùn)載火箭[3]。長(zhǎng)征三號(hào)甲系列運(yùn)載火箭技術(shù)得到充分驗(yàn)證，自研制飛行成功以來(lái)，中國(guó)運(yùn)載火箭達(dá)到標(biāo)準(zhǔn)GTO 5.5 t級(jí)運(yùn)載能力。其三子級(jí)采用3.0 m直徑，安裝兩臺(tái)YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)雙擺，具備兩次起動(dòng)能力，采用共底貯箱結(jié)構(gòu)。

長(zhǎng)征七號(hào)甲三子級(jí)充分繼承長(zhǎng)征三號(hào)甲系列火箭三子級(jí)模塊，同時(shí)結(jié)合新一代火箭技術(shù)特點(diǎn)，完成了增補(bǔ)壓控制策略、射前增壓管路預(yù)冷、長(zhǎng)時(shí)間滑行以及氫緊急排氣方案等一系列技術(shù)改進(jìn)，已逐步形成應(yīng)用于長(zhǎng)征三號(hào)甲系列、長(zhǎng)征七號(hào)甲和長(zhǎng)征八號(hào)共3個(gè)型號(hào)的通用化模塊，對(duì)提升后續(xù)運(yùn)載火箭批產(chǎn)能力，滿(mǎn)足軍事航天裝備的發(fā)展需求，完善中國(guó)運(yùn)載火箭型譜具有重要意義。

1 國(guó)外主要末級(jí)氫氧動(dòng)力系統(tǒng)發(fā)展現(xiàn)狀

采用液氫液氧作為推進(jìn)劑的動(dòng)力系統(tǒng)因具有高比沖的獨(dú)特優(yōu)勢(shì)而逐漸被各國(guó)運(yùn)載火箭應(yīng)用于末級(jí)模塊。如表1[4,5]所示，典型的末級(jí)氫氧動(dòng)力系統(tǒng)包括半人馬座、DeltaIV二子級(jí)、阿里安5ESC-A以及H2A/H2B等[4～6]。

作為低溫末級(jí)最典型的代表莫過(guò)于美國(guó)的半人馬座系列，是世界上第1種以液氧、液氫為推進(jìn)劑的高能火箭末級(jí)。自20世紀(jì)60年代初研制成功之后，通過(guò)與宇宙神、大力神等基礎(chǔ)級(jí)火箭組合使用，形成了多種火箭型號(hào)，廣泛應(yīng)用于各類(lèi)航天發(fā)射任務(wù)。而時(shí)至今日，其仍然通過(guò)不斷地改進(jìn)和完善設(shè)計(jì)，至今還在宇宙神5火箭中服役，根據(jù)規(guī)劃，未來(lái)還將在火神火箭、SLS火箭的前期構(gòu)型中扮演重要角色。通用半人馬座包括單發(fā)動(dòng)機(jī)型（SEC）和雙發(fā)動(dòng)機(jī)型（DEC）兩種構(gòu)型：?jiǎn)伟l(fā)動(dòng)機(jī)型的系統(tǒng)較簡(jiǎn)單，可靠性較高，其推力為雙發(fā)動(dòng)機(jī)型的一半；雙發(fā)動(dòng)機(jī)型推力較大，適于發(fā)射較重的有效載荷。具備超過(guò)5 h的長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行能力和3次以上的起動(dòng)能力[7]。

如表2[8,9]所示，末級(jí)采用的發(fā)動(dòng)機(jī)主要包括RL-10系列，LE-5B、Vinci、HM-7B等。

通過(guò)調(diào)研國(guó)外主要火箭的末級(jí)氫氧動(dòng)力情況，存在如下規(guī)律：

a）末級(jí)可配合多種火箭使用，并適用于不同構(gòu)型整流罩；

b）貯箱結(jié)構(gòu)多采用共底或懸掛貯箱形式；

c）發(fā)動(dòng)機(jī)多采用膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)，追求高比沖性能，推力以10 t級(jí)為主流；

d）多次起動(dòng)及長(zhǎng)時(shí)間滑行需求日益迫切；

e）發(fā)動(dòng)機(jī)存在單機(jī)和雙機(jī)兩種構(gòu)型狀態(tài)，用以適配不同火箭構(gòu)型。

表1 世界各國(guó)主要末級(jí)氫氧動(dòng)力模塊比較

Tab.1 Comparison of Hydrogen and Oxygen Propulsion Modules for Upper-stage in the World

名稱(chēng)直徑/m發(fā)動(dòng)機(jī)真空推力/kN真空比沖m/s子級(jí)質(zhì)量/t貯箱型式 通用半人馬座3.051×RL10A-4-299.2441822.744共底 3.052×RL10A-4--2198.4441822.936共底 CZ -3A系列三級(jí)（中國(guó)3m氫氧模塊）32×YF-75165.5431221.4共底 Delta Ⅳ 二級(jí)4RL10B-2110.1453124.17獨(dú)立懸掛 5RL10B-2110.1453130.71獨(dú)立懸掛 H2A4LE-5B137439320獨(dú)立懸掛 Ariane 5ECA5.46HM-7B64.8436917.9獨(dú)立懸掛 Ariane 5ECB5.46Vinci180456032.1獨(dú)立懸掛

表2 各國(guó)主流末級(jí)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)主要性能

Tab.2 Main Performence of Hydrogen and Oxygen Engines in the World

序號(hào)代號(hào)真空推力/t真空比沖/（m·s-1）循環(huán)方式推力等級(jí)備注 1J-2X1304395發(fā)生器循環(huán)100t級(jí)末級(jí) 2RL10B-211.04531膨脹循環(huán)10t級(jí)末級(jí) 3RD-0146104562膨脹循環(huán)10t級(jí)末級(jí) 4HM-7B6.54369發(fā)生器循環(huán)10t級(jí)末級(jí) 5Vinci18.04560膨脹循環(huán)20t級(jí)末級(jí) 6LE-5B13.74393膨脹循環(huán)10t級(jí)末級(jí) 7YF-758.284312發(fā)生器循環(huán)10t級(jí)末級(jí) 8YF-75D8.844340膨脹循環(huán)10t級(jí)末級(jí)

2 3m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)介紹

中國(guó)低溫動(dòng)力系統(tǒng)研制始于長(zhǎng)征三號(hào)運(yùn)載火箭（CZ-3），其改進(jìn)型長(zhǎng)征三號(hào)甲系列運(yùn)載火箭（CZ-3A、CZ-3B、CZ-3C）進(jìn)一步突破了8 t級(jí)YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)、冷氦增壓技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)[10,11]。

3 m直徑高空起動(dòng)氫氧動(dòng)力系統(tǒng)為長(zhǎng)征三號(hào)甲系列火箭三級(jí)飛行提供動(dòng)力和控制力，由YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)、增壓輸送系統(tǒng)和輔助動(dòng)力系統(tǒng)組成。模塊直徑3 m，采用氫氧共底貯箱。

3 m直徑氫氧三子級(jí)采用2臺(tái)推力各82.8 kN的YF-75氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)，每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)均可雙向搖擺，綜合最大擺角為4°，具有高空二次起動(dòng)能力。YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)，2臺(tái)單機(jī)各有1臺(tái)獨(dú)立的液氫渦輪泵和液氧渦輪泵。主要性能參數(shù)如表3所示[8,9,12]。

表3 YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)主要性能

Tab.3 Main Capabilities of YF-75 Engine

性能參數(shù)YF-75（雙機(jī)） 循環(huán)方式燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán) 發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量/kg< 620 發(fā)動(dòng)機(jī)推力/kN82.8*2 比沖/（m·s-1）4312

YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)如圖1所示[8]，主要技術(shù)特點(diǎn)包括：雙渦輪泵推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)雙向搖擺、利用系統(tǒng)階躍式混合比調(diào)節(jié)、氫渦輪泵動(dòng)平衡技術(shù)、滑行段預(yù)冷設(shè)計(jì)及二次起動(dòng)技術(shù)等。該型發(fā)動(dòng)機(jī)目前是CZ-3A系列、CZ-7A和CZ-8的氫氧末級(jí)模塊主發(fā)動(dòng)機(jī)。

輔助動(dòng)力系統(tǒng)的作用是在火箭滑行段進(jìn)行姿態(tài)控制，對(duì)三級(jí)推進(jìn)劑進(jìn)行管理，星箭分離前進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整。該系統(tǒng)采用了1套單推三（DT-3）肼類(lèi)單組元擠壓輸送、可根據(jù)指令多次起動(dòng)的小發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)。DT-3貯存在囊式貯箱內(nèi)，貯箱下游設(shè)置破裂膜片隔離推進(jìn)劑。整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)有16臺(tái)推力器，包括俯仰、偏航、滾動(dòng)的姿態(tài)控制及沉底推力器。

三級(jí)增壓輸送系統(tǒng)由貯箱增壓系統(tǒng)、液氧輸送系統(tǒng)、液氫輸送系統(tǒng)、氣封和吹除系統(tǒng)組成。

液氫箱增壓采用自生增壓和常溫氦氣瓶補(bǔ)壓組合方案。自生增壓即發(fā)動(dòng)機(jī)工作后，由氫泵后引出液氫，經(jīng)氫蒸發(fā)器汽化升溫為氣氫后給氫箱增壓。在一、二級(jí)飛行段及三級(jí)滑行段用箭上常溫氦氣瓶補(bǔ)壓。

液氧箱增壓采用冷氦氣體增壓和常溫氦氣瓶補(bǔ)壓組合方案。在一、二級(jí)飛行段及三級(jí)滑行段用箭上常溫氦氣瓶補(bǔ)壓，三級(jí)工作段由氫箱內(nèi)冷氦氣瓶中氦氣經(jīng)換熱器升溫后給氧箱增壓。

3 3m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)改進(jìn)

長(zhǎng)征七號(hào)甲運(yùn)載火箭基于中國(guó)新一代中型運(yùn)載火箭長(zhǎng)征七號(hào)技術(shù)特點(diǎn)，在逆流程安全性、全箭增補(bǔ)壓控制方式、無(wú)人值守適應(yīng)性等方面，對(duì)3 m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)行了一系列技術(shù)改進(jìn)，形成了長(zhǎng)征七號(hào)甲三子級(jí)的技術(shù)方案。

3.1 氫緊急排氣技術(shù)改進(jìn)

國(guó)外在發(fā)射前因中止發(fā)射而推進(jìn)劑泄回的逆流程屢見(jiàn)不鮮，在2020年之前，中國(guó)運(yùn)載火箭的逆流程尚未經(jīng)歷考驗(yàn)。然而，2020年以來(lái)，中國(guó)常規(guī)和低溫型號(hào)在射前多次完成了中止發(fā)射情況下的推進(jìn)劑泄回的加注逆流程，并重新加注后組織發(fā)射成功，中國(guó)運(yùn)載火箭逆流程的適應(yīng)性在發(fā)射任務(wù)中越來(lái)越重要。

考慮到原長(zhǎng)征三號(hào)甲系列火箭三子級(jí)氫排氣連接器在發(fā)射前脫落，脫落后若出現(xiàn)推遲或中止發(fā)射，需要手動(dòng)對(duì)接氫排氣連接器，存在較大的風(fēng)險(xiǎn)隱患，為提高中止發(fā)射后應(yīng)急處理的安全性，增強(qiáng)推遲或中止發(fā)射等逆流程的適應(yīng)性，3 m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)增加了氫緊急排氣路如圖2所示。氫緊急排氣路單獨(dú)設(shè)置，包括緊急排氣閥、排氣管路、通過(guò)箭壁與排氣連接器連接，零秒脫落。緊急排氣系統(tǒng)的供氣采用地面統(tǒng)一供配氣和箭上自鎖電磁閥控制的組合方案。

圖2 氫緊急排氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)組成

氫緊急排氣路的技術(shù)改進(jìn)使3 m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)具備了點(diǎn)火前全時(shí)段的逆流程適應(yīng)能力，在應(yīng)急處置中，貯箱通過(guò)氫緊急排氣路進(jìn)行排氣和卸壓，結(jié)合液氫泄回流程，有力保障了氫氧模塊泄回的安全性。與此同時(shí)，該技術(shù)也已逐步應(yīng)用于長(zhǎng)征八號(hào)火箭二子級(jí)及長(zhǎng)征三號(hào)甲系列三子級(jí)。

3.2 貯箱增壓閉環(huán)控制技術(shù)改進(jìn)

長(zhǎng)征三號(hào)甲系列火箭三子級(jí)氧箱冷氦增壓系統(tǒng)和補(bǔ)壓系統(tǒng)采用“壓力訊號(hào)器+增壓電磁閥”的方案，由壓力訊號(hào)器敏感箱壓，實(shí)現(xiàn)對(duì)電磁閥開(kāi)閉控制。壓力訊號(hào)器采用機(jī)械式簧片等壓力敏感單元，生產(chǎn)難度較大，存在增壓系統(tǒng)失效風(fēng)險(xiǎn)，其精度影響氫箱和氧箱增補(bǔ)壓準(zhǔn)確性，直接影響動(dòng)力系統(tǒng)裕度。

為此，借鑒新一代運(yùn)載火箭研制經(jīng)驗(yàn)，取消壓力訊號(hào)器，氧箱冷氦增壓系統(tǒng)和補(bǔ)壓系統(tǒng)優(yōu)化為壓力傳感器的方案，通過(guò)壓力傳感器敏感箱壓，利用三取二邏輯判斷，實(shí)現(xiàn)對(duì)氧箱增壓和氫氧箱補(bǔ)壓系統(tǒng)的閉式控制。該技術(shù)同樣應(yīng)用于長(zhǎng)征八號(hào)火箭二子級(jí)。

3.3 射前增壓管路預(yù)冷技術(shù)改進(jìn)

氫氧模塊在發(fā)射前需對(duì)貯箱進(jìn)行地面增壓，考慮到液氫、液氧低溫特性，為避免增壓后在飛行過(guò)程中因氣液換熱使得貯箱壓力降低過(guò)快，我國(guó)含氫氧模塊的運(yùn)載型號(hào)在地面增壓路均設(shè)置了液氮換熱器，以降低增壓氦氣的進(jìn)箭溫度。

然而，依據(jù)新一代火箭研制經(jīng)驗(yàn)，在射前地面增壓過(guò)程中，經(jīng)過(guò)液氮換熱器實(shí)際進(jìn)箭氣體溫度仍較高，這是由于換熱器后至貯箱間的管路熱容較大，將氦氣重新加熱所致。

長(zhǎng)征三號(hào)甲在YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)改為自流預(yù)冷狀態(tài)后也存在類(lèi)似的情況。原YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)增壓預(yù)冷狀態(tài)對(duì)氫氧貯箱進(jìn)行第1輪增壓，至預(yù)冷好后，進(jìn)行第2輪射前增壓，因此第1輪增壓已將管路熱容帶走，使得第2輪增壓進(jìn)箭氣體為低溫氦氣。發(fā)動(dòng)機(jī)改為自流預(yù)冷后，不再進(jìn)行第1輪增壓，因此射前地面增壓氣體溫度較高。

考慮到長(zhǎng)征七號(hào)甲火箭地面增壓供氣管路更長(zhǎng)且內(nèi)徑更大，熱容更大，如不采取措施，射前增壓氣體基本將為常溫狀態(tài)，三級(jí)增補(bǔ)壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)裕度將因此降低。借鑒長(zhǎng)征三號(hào)甲增壓預(yù)冷狀態(tài)兩輪增壓的技術(shù)特點(diǎn)及測(cè)試數(shù)據(jù)，針對(duì)3 m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)創(chuàng)新性地提出了在射前增壓前對(duì)貯箱進(jìn)行預(yù)先增壓的射前增壓管路預(yù)冷技術(shù)改進(jìn)。保持排氣閥為打開(kāi)狀態(tài)，對(duì)氫箱、氧箱進(jìn)行預(yù)先增壓，在射前增壓前將地面管路冷卻，有力保證了進(jìn)箭增壓氣體的溫度，為箭上增補(bǔ)壓設(shè)計(jì)裕度提供了保障。該技術(shù)改進(jìn)同樣用于長(zhǎng)征八號(hào)火箭。

3.4 長(zhǎng)時(shí)間滑行技術(shù)改進(jìn)

原長(zhǎng)征三號(hào)甲系列運(yùn)載火箭最長(zhǎng)滑行時(shí)間不超過(guò)650 s?？紤]到長(zhǎng)征七號(hào)甲火箭的軌道設(shè)計(jì)情況，需要將三級(jí)滑行時(shí)間擴(kuò)展，為此，需要重新評(píng)估產(chǎn)品使用維護(hù)條件和箭上能源需求。

基于YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)所需最大耗氣量，將原一個(gè)發(fā)控氣瓶擴(kuò)展，增加一個(gè)20 L氣瓶，確保主發(fā)動(dòng)機(jī)工作所需能源。為確保YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷充分，在第2次程序預(yù)冷中增加了氫、氧小流量預(yù)冷時(shí)間，同時(shí)，根據(jù)三級(jí)一次起動(dòng)時(shí)間調(diào)整了一次起動(dòng)前預(yù)冷時(shí)間。依據(jù)YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)后效統(tǒng)計(jì)規(guī)律，在保證入軌精度的前提下取消了輔助動(dòng)力系統(tǒng)末速修正，在此基礎(chǔ)上對(duì)輔助動(dòng)力所需推進(jìn)劑量進(jìn)行復(fù)核，滿(mǎn)足延長(zhǎng)滑行時(shí)間要求。依據(jù)文昌推進(jìn)劑加注溫度及滑行飛行剖面，調(diào)整了三級(jí)氫箱、氧箱的增補(bǔ)壓壓力帶范圍，提高了增補(bǔ)壓設(shè)計(jì)裕度。

3.5 箭上供配氣技術(shù)改進(jìn)

基于新一代運(yùn)載火箭技術(shù)特點(diǎn)，對(duì)3 m直徑氫氧動(dòng)力模塊供配氣進(jìn)行了相應(yīng)技術(shù)改進(jìn)[9]。

氫緊急排氣閥、氫排氣閥、氧安溢閥通過(guò)箭上統(tǒng)一供配氣實(shí)現(xiàn)供氣，氣源從芯一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)0 s插拔組合連接器引出，從芯級(jí)箭上引至三級(jí)，在級(jí)間設(shè)置分離插頭，在氫緊急排氣閥、氫排氣閥、氧安溢閥前分別設(shè)置自鎖電磁閥，通過(guò)動(dòng)力測(cè)控系統(tǒng)遠(yuǎn)程控制自鎖電磁閥的啟閉實(shí)現(xiàn)氫緊急排氣閥、氫排氣閥、氧安溢閥的啟閉功能

取消了冷氦氣瓶箭上放氣電磁閥和兩個(gè)對(duì)稱(chēng)排氣口，冷氦氣瓶鈍化通過(guò)氧箱增壓調(diào)節(jié)路電磁閥向箱內(nèi)放氣實(shí)現(xiàn)。

將發(fā)動(dòng)機(jī)泵腔吹除管路由箭壁單獨(dú)接口改至常溫氣管連接器處，減少了射前箭上操作，集成了供氣箭地接口，為液氫加注無(wú)人值守奠定了基礎(chǔ)。

長(zhǎng)征七號(hào)甲運(yùn)載火箭對(duì)3 m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)的供配氣技術(shù)改進(jìn)同樣應(yīng)用于長(zhǎng)征八號(hào)火箭。

4 高空起動(dòng)氫氧動(dòng)力系統(tǒng)后續(xù)發(fā)展建議

基于YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)的3 m直徑氫氧動(dòng)力模塊，已實(shí)際發(fā)展成為橫跨中國(guó)3個(gè)主流運(yùn)載火箭型號(hào)的通用化模塊，對(duì)中國(guó)運(yùn)載火箭通用化、系列化、組合化的發(fā)展布局具有標(biāo)志性意義。隨著新一代火箭的發(fā)射成功，對(duì)標(biāo)國(guó)際先進(jìn)末級(jí)發(fā)展方向，中國(guó)高空起動(dòng)氫氧動(dòng)力系統(tǒng)需要不斷更新和改進(jìn)，打造精品。

4.1 低溫發(fā)動(dòng)機(jī)持續(xù)改進(jìn)及更新?lián)Q代

自YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)研制以來(lái)，持續(xù)完成了多項(xiàng)技術(shù)改進(jìn)，包括氧渦輪泵變螺距誘導(dǎo)輪研究、射前自流預(yù)冷技術(shù)改進(jìn)、校準(zhǔn)試車(chē)不分解交付等，不斷提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能和使用維護(hù)的便捷性[13]。

與此同時(shí)，長(zhǎng)征五號(hào)運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)YF-75D的研制和飛行成功標(biāo)志著中國(guó)氫氧末級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的更新?lián)Q代，由YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)式燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)過(guò)渡到Y(jié)F-75D發(fā)動(dòng)機(jī)的閉式膨脹循環(huán)[14]。

末級(jí)模塊對(duì)高比沖需求強(qiáng)烈，國(guó)外多采用閉式膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)。相比于RL-10系列等國(guó)際先進(jìn)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)，YF-75的推力仍較小、比沖偏低，在推力調(diào)節(jié)、泵入口壓力需求、多次起動(dòng)和使用維護(hù)性等方面仍需持續(xù)改進(jìn)。YF-75D作為中國(guó)唯一一型閉式膨脹循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)，充分繼承了YF-75（開(kāi)式發(fā)生器循環(huán)）的成熟技術(shù)，推力達(dá)到10 t級(jí)，在循環(huán)方式上提高了固有可靠性。YF-75D發(fā)動(dòng)機(jī)如圖3[8]所示。

圖3 YF-75D發(fā)動(dòng)機(jī)

建議采用YF-75D發(fā)動(dòng)機(jī)替代開(kāi)式燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)，同時(shí)將3 m直徑共底模塊更換為 3.35 m直徑共底模塊，用以適配更大直徑的整流罩，能夠在系統(tǒng)方案上充分發(fā)揮閉式膨脹循環(huán)優(yōu)勢(shì)、精簡(jiǎn)組件、提高本質(zhì)可靠性，并提供更好性能拓展空間和更靈活的任務(wù)剖面選擇[15,16]。

4.2 低溫加注后逆流程

長(zhǎng)征七號(hào)遙三任務(wù)在低溫加注后出現(xiàn)了兩次任務(wù)推遲，從第1次發(fā)射日開(kāi)始至任務(wù)推遲到第3次發(fā)射日起飛0 s，一共完成煤油“三進(jìn)兩出”、液氧“兩進(jìn)一出”的逆流程。從2020年至2022年兩年時(shí)間內(nèi)，除長(zhǎng)征七號(hào)火箭外，長(zhǎng)征三號(hào)甲系列火箭完成過(guò)兩次常規(guī)推進(jìn)劑泄回、長(zhǎng)征二號(hào)丙火箭完成過(guò)一次常規(guī)推進(jìn)劑泄回、長(zhǎng)征八號(hào)火箭完成過(guò)一次煤油泄回逆流程。中國(guó)運(yùn)載火箭加注后泄回的逆流程已由極少應(yīng)用的應(yīng)急預(yù)案逐漸成為運(yùn)載火箭發(fā)射測(cè)試的規(guī)范化流程，正逐步成為運(yùn)載火箭可靠發(fā)射能力中越來(lái)越重要的環(huán)節(jié)。

低溫火箭使用維護(hù)性繁瑣，在低溫加注后，逆流程的可行性降低，經(jīng)歷低溫到常溫再到低溫的溫度交變循環(huán)，對(duì)火箭各系統(tǒng)產(chǎn)品提出了極高的可靠性要求。中國(guó)3 m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)在發(fā)射嫦娥三號(hào)及嫦娥四號(hào)任務(wù)研制期間對(duì)各系統(tǒng)和單機(jī)進(jìn)行了大量的試驗(yàn)和論證工作，論證了氫氧加注后推遲24 h的可行性，并作為嫦娥任務(wù)的正式應(yīng)急預(yù)案用于實(shí)戰(zhàn)。然而，對(duì)于氫氧泄回后再次組織發(fā)射以及推遲24 h等逆流程，還存在諸多驗(yàn)證不充分的環(huán)節(jié)，需要在后續(xù)進(jìn)一步開(kāi)展研制工作，包括但不限于：YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷流程后，泄出推進(jìn)劑再次組織發(fā)射以及不泄出推進(jìn)劑推遲窗口發(fā)射的點(diǎn)火可靠性；連接器長(zhǎng)時(shí)間低溫潮濕環(huán)境下的維護(hù)條件及脫落可靠性；3 m直徑氫氧模塊泄回與發(fā)射場(chǎng)加注系統(tǒng)的適應(yīng)性及氣液保障條件等。

4.3 低溫動(dòng)力系統(tǒng)長(zhǎng)時(shí)間滑行技術(shù)

隨著衛(wèi)星發(fā)射及深空探測(cè)任務(wù)的不斷拓展，對(duì)運(yùn)載火箭提出了長(zhǎng)時(shí)間滑行及多次起動(dòng)直接入軌的需求。然而，低溫動(dòng)力系統(tǒng)存在推進(jìn)劑沸點(diǎn)低難以長(zhǎng)時(shí)間貯存的難題，與此同時(shí)，長(zhǎng)時(shí)間在軌過(guò)程中貯箱氣枕壓力不斷上升，需要打開(kāi)貯箱排氣閥排氣降壓，造成推進(jìn)劑浪費(fèi)。美國(guó)通用半人馬座通過(guò)采用側(cè)壁3組多層絕熱等措施實(shí)現(xiàn)了氫氧總蒸發(fā)率不大于2%/天的指標(biāo)，并形成了大于6 h的在軌能力，其代價(jià)是需要將貯箱置于整流罩內(nèi)，防止多層絕熱受氣動(dòng)沖刷而脫落[17,18]。

美國(guó)火神火箭ACES低溫上面級(jí)提出采用集成流體系統(tǒng)技術(shù)（Integrated Vehicle Fluids，IVF）的方案。利用貯箱內(nèi)液氫液氧和受熱蒸發(fā)出的氫氧蒸氣，實(shí)現(xiàn)貯箱增壓、姿控、供電等功能的一體化，避免推進(jìn)劑的浪費(fèi)，以實(shí)現(xiàn)箭上能源的高效利用和高品質(zhì)流轉(zhuǎn)[19]。

中國(guó)在重型運(yùn)載火箭關(guān)深階段已開(kāi)展低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌相關(guān)試驗(yàn)研究，突破了蒸發(fā)量控制方案、先進(jìn)絕熱材料、低溫動(dòng)力大型系統(tǒng)級(jí)真空艙試驗(yàn)、理論、工程及CFD仿真方法等技術(shù)，并在長(zhǎng)征三號(hào)甲系列火箭上開(kāi)展了搭載試驗(yàn)。然而，低溫動(dòng)力系統(tǒng)長(zhǎng)時(shí)間滑行技術(shù)距離工程應(yīng)用仍有較大差距，技術(shù)成熟度不足，且方案使用維護(hù)代價(jià)較大，仍不具備工程實(shí)施條件，需要持續(xù)推進(jìn)技術(shù)攻關(guān)。

5 結(jié) 論

本文得出以下結(jié)論：

a）基于長(zhǎng)征三號(hào)甲系列火箭三子級(jí)，3 m直徑氫氧動(dòng)力模塊已實(shí)際發(fā)展成為橫跨中國(guó)3個(gè)主流運(yùn)載火箭型號(hào)的通用化模塊，對(duì)中國(guó)運(yùn)載火箭通用化、系列化、組合化的發(fā)展布局具有標(biāo)志性意義。

b）長(zhǎng)征七號(hào)甲火箭三子級(jí)對(duì)3 m直徑氫氧動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)行了一系列技術(shù)改進(jìn)，氫緊急排氣、貯箱增壓閉環(huán)控制、射前增壓管路預(yù)冷、長(zhǎng)時(shí)間滑行、箭上供配氣等技術(shù)改進(jìn)增強(qiáng)了逆流程安全性、無(wú)人值守適應(yīng)性、增補(bǔ)壓可靠性以及任務(wù)適應(yīng)性。

c）中國(guó)高空起動(dòng)氫氧動(dòng)力系統(tǒng)應(yīng)持續(xù)開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)改進(jìn)、低溫加注后逆流程適應(yīng)性、長(zhǎng)時(shí)間滑行等技術(shù)的拓展，同時(shí)提出基于新一代膨脹循環(huán)YF-75D發(fā)動(dòng)機(jī)拓展至3.35 m共底模塊，替代YF-75發(fā)動(dòng)機(jī)模塊的方案，以提高本質(zhì)可靠性，提供更好性能拓展空間和更靈活的任務(wù)剖面選擇。

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Development and Improvement of the 3m Hydrogen/Oxygen Cryogenic Upper Stage Propulsion System in China

Wang Xi1, Luo Meng1, Zhou Hong1, Fan Rui-xiang2, Wei Yuan-ming1

(1. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076;2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

The propulsion system of the 3m hydrogen/oxygen cryogenic upper stage in China is briefly introduced, and a detailed comparison with foreign hydrogen/oxygen cryogenic upper stages is given. Based on the original cryogenic upper stage of CZ-3A series vehicles, and considering the characteristics of CZ-7A vehicle, technical improvements of considering the characteristics of 3m hydrogen considering the characteristics of oxygen cryogenic upper stage are reviewed. Numerous technical improvements, such as pressurization control strategy, gas venting technology before pressurization, longtime duty cycle, and hydrogen emergency venting system, are explored and gradually applied to the upper stage of CZ-7A, CZ-3A and CZ-8 rockets. Thus, developing a general 3m cryogenic upper stage for China. Along with the mature of the new-generation rockets in China, taking CZ-7A upper stage as the traction, some suggestions are present, and the hydrogen-oxygen cryogenic upper stage used double YF-75D engines is put forward for the future direction.

CZ-7A; launch vehicle; hydrogen/oxygen upper stage; propulsion system; technical improvement; development direction

2097-1974(2023)01-0031-06

10.7654/j.issn.2097-1974.20230107

V43

A

2022-03-14；

2022-12-15

王 夕（1989-），男，博士，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)及動(dòng)力系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)。

羅 盟（1990-），男，博士，工程師，主要研究方向?yàn)閯?dòng)力系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)。

周 宏（1977-），女，博士，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)閯?dòng)力系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)。

范瑞祥（1965-），男，中國(guó)科學(xué)院院士，博士，研究員，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)。

魏遠(yuǎn)明（1980-），男，博士，研究員，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)。