航天技术是探索、开发以及利用宇宙空间的综合性工程技术，以液体火箭发动机为代表的航天液体动力是运载火箭、**武器、卫星、空间飞行器的核心，决定着一个**航天活动的规模、进出空间的能力?

航天液体动力系统及组件工作过程复杂，运行中能量释放剧烈，系统参数动态过程发展迅速，极端的运行工况给发动机的设计、制造、监控带来巨大挑战?

经历了将近一个世纪的发展，航天液体动力在设计、制造、材料、试验等一系列关键技术上取得了突飞猛进的进步?

航天振兴，动力先行，航天液体动力的一系列关键技术亟待**科研人员突破?本研究以航天液体动力为研究分析对象，首先了其系统构成和工作原理；其次，系统阐述了若干关键技术及其研究**进展；**归纳了液体动力技术的发展趋势，，以期为航天技术的进一步发展提供指导?

一、航天液体动力工作原理

航天液体动力以液体推进剂为工质，在燃烧室内进行燃烧反应，将推进剂化学能转变为热能，产生高温、高压燃气，通过喷管**，又将热能转变为动能，以超声速从喷管喷出，从而产生推力?

其三大核心组件分别为：热力组件、涡轮泵和自动器?

1.1三大核心组件

热力组件包括推力室、燃气发生器(或预燃室)等?推力室又由喷注器、燃烧室和喷管组成，推进剂由喷注器进入燃烧室，经过燃烧产生高温、高压的气体，由推力室喉部经喷管**排出，将推进剂的内能转化成动能，产生推力?

燃气发生器将推进剂雾化、掺混，其燃烧产生的高温燃气用于驱动涡轮做功?涡轮泵是涡轮和泵组合的总称?

涡轮在燃气发生器产生的高温高压燃气驱动下高速旋转，带动泵高速转动，在泵轮离心力等作用下，推进剂压力迅速增加，随后按系统规定的流量、压力进入推力室或燃气发生器，产生推力或涡轮燃气?

自动器则用于控制流体介质的压力、流量和方向，保障发动机起动、关机、状态过渡与调节过程的顺利进行?

自动器包括各种方向调节器、压力调节器和流量调节器等，按工作原理和驱动形式又可分为直动式、先导式、自锁式阀门，以及电爆、气动、液动的球阀、蝶阀等类型?

1.2系统循环方式

航天液体动力的应用范围广，种类多，可按各种特征进行分类?

按推进剂供应方式可分为挤压式发动机和泵压式发动机?泵压式发动机按照涡轮工质来源可分为燃气发生器循环、补燃循环、**循环及抽气循环；按照涡轮工质排放方式又可分为开式循环和闭式循环两类?

燃气发生器循环属于开式循环，补燃循环属于闭式循环?表1中总结了上述各类热力循环方式及其优缺点?

表1发动机各种循环方式及其优缺点

1.3发动机工作过程

一次使用的发动机工作时间只有几百秒，在这段时间中，根据工作时序，发动机要完成：起动、额定工作、工况调节和关机几个工作过程?

在起动阶段，发动机接到起动指令打开启动阀门，发动机推力达到额定工作状态；在额定工作阶段，发动机的性能参数达到设计参数状态；在工况调节阶段，发动机参照控制指令，调节发动机推力及混合比，并使发动机系统工作稳定；而在关机阶段，发动机接到关机指令，先后或同时切断推进剂供应系统，推力迅速下降到零?

二、航天液体动力的关键技术

2.1总体技术

2.1.1系统参数动态优化

发动机系统运行涉及起动、调节等一系列动态过程，在各动态过程中，需要掌握系统动态特性，并据此优化系统参数，调节系统特性，控制系统稳定、准确运行?

在发动机的起动过程中，系统在极短的时间内(挤压式0.1s，泵压式1~2s)从初始状态过渡到主级工作状态，其中转速、涡轮温度、流量等主要参数都会经历一个超调峰值过程，带来载荷冲击?

除发动机自身起动特性、强迫起动特性外，起动过程的动态特性研究还涉及低温推进剂充填技术、吹除乳化等?

而在大范围工况调节过程中，涡轮泵、调节装置和推力室等组件的工作状况严重偏离设计点，如此大范围变工况条件下的动态特性计算，目前的小偏差模型已经不再适用?

线性化调节特性是最常用也最理想调节方式，然而涡轮泵、推力室偏离设计点后显现的非线性特点，将**反映到调节装置动特性过程，使其调节特性非常复杂?

因而，针对工况调节过程，需要开展宽范围组件冷调试验，以及组件偏离设计点动态特性分析和调节装置动态特性研究?

此外，发动机全系统的振动**特性需要优化，以避免自激振荡和共振现象发生?供应系统的低频脉动会把低频燃烧振荡在推力上的反映传递给箭体结构，如果此时，结构**和供应系统**耦合，将产生回路自激振荡，即全箭供应系统产生纵向耦合振动(POGO振动)?

发动机结构**与伺服摇摆装置发生的振动耦合现象同样值得关注?通常需要开展发动机试车台状态及固支状态模态试验，确定系统模态特性，并通过安装蓄压器、改进机架及常平座结构等来避开共振**点?

2.1.2多次点火起动技术

多次起动是指发动机在一次飞行任务中需要进行3次以上的点火起动?可重复使用火箭的垂直回收需要经历地面点火起飞、过大风区反推减速、着陆段反推减速3个点火起动过程，因此多次起动可靠点火是可重复使用先进推进系统研制中的重要问题?

常用的发动机点火方案包括化学点火、电火花点火、等离子体点火和谐振点火等?

其中化学点火可靠性高，技术成熟被广泛采用；电火花点火装置体积小，适用于多次点火，但是需要较大电源功率，广泛应用于氢氧发动机；等离子体点火能量集中，同样需要较大电源功率；谐振点火方案则简单可靠，然而所需点火时间较长，点火能量也较小，不适用于大推力发动机?

发动机主要的起动技术有自身起动、氦气吹气强迫起动、起动箱起动和火药起动?

自身起动系统配置简单，但起动加速性较慢，起动控制复杂；氦气吹气强迫起动系统简单可靠，起动加速性较好，适合多次起动发动机；起动箱起动加速性好，需增加两个小型推进剂贮箱，系统较复杂；火药起动则方案简单，技术成熟度高?

2.1.3监测与故障诊断技术

发动机是运载火箭上的故障多发部位，在与运载火箭相关的故障中，发动机故障尤为突出?发动机作为火箭的重要子系统，对其开展状态监测与故障诊断尤为重要?

20世纪70年代，美国研制成功了用于航天飞机主发动机(space shuttle main engine，SSME)状态参数监测的“红线阈值检测与报警”系统?前苏联也于20世纪80年代，对RD-120、RD-170、RD-0120等大型液体火箭发动机开发了“技术诊断系统”?

总的来说，发动机的监测诊断方法可分为两类：监测系统状态参数；监测与结构失效相关的振动**?

状态参数监测方法往往需要发动机系统热力学模型的研究基础，因此与故障机理有较强的关联性，不易发生误警现象，目前应用较广?

但是，该类方法对早期故障不敏感，对故障预示能力欠缺，仅适用于故障检测和报警?

**监测方法分辨率高，响应快，能够在早期防止故障进一步扩展，避免造成灾难性的结果，主要应用于涡轮泵等旋转部件的监测和诊断上?

但是，该类方法所需的故障振动特性和故障联系有待进一步分析，导致故障阈值难确定，目前并没有在飞行中的监测广泛应用?

故障监测诊断技术又必须以测控系统技术的发展为支撑?高可靠和快速响应是测控系统最重要的两点技术指标，为了同时实现这些目标，需要研究高可靠传感器技术、测控系统冗余配置技术和新型传感技术?

表2中列出了未来有望采用的新型传感器及所能监测的故障模式?

表2先进传感器及其可监测故障模式

2.2核心组件技术

2.2.1推力室可靠冷却及**、稳定燃烧技术

推力室是发动机进行推进剂能量转化和产生推力的组件，其内部的力热环境极为恶劣，推进剂的喷注、雾化、蒸发、混合及化学反应等多个物理化学过程之间没有明显的时间和空间界面，燃烧过程具有显着的多物理场、强瞬态、跨尺度等特征?

液体推进剂复杂的湍流两相燃烧过程使推进剂的**、稳定燃烧面临着更大的挑战?

燃烧不稳定的研究几乎伴随着发动机的整个发展历程，为了解决这一难题，**外都曾付出了巨大的代价?

工程上，提高发动机燃烧稳定性裕度主要有两类方法，其中，**类方法的主要原理是被动增加燃烧系统的阻尼，**程度强化扰动传播过程中的损失，达到**或**振荡幅值的不稳定抑制效果，通常采用隔板、声腔、调谐喷嘴、混合头部等来实现?

此类方法的核心问题是燃烧室声学，关键是要掌握燃烧室内扰动传播过程的主要规律，包括声涡耗散、喷管耗散、两相阻尼、边界阻尼、喷注导纳等的影响?

该领域所涉及的物理机理和控制方程相对明确，相关的研究也较为成熟，工程上也积累了丰富的经验，包括F-1、RD-180、RD-170在内的多个大推力的液体火箭发动机推力室均采用了此类方法提高燃烧稳定性(图1)?

图1RD?180发动机推力室头部的阻尼措施

第二类方法是主动改变燃烧释热与压力振荡之间的时空相位关系，**能量输入的大小，弱化热声耦合效果?

此类方法通常采用喷嘴排列、喷注参数分区的方式来实现，本质是控制燃烧释热的空间分布，是除阻尼装置外解决发动机燃烧不稳定问题的重要工程手段?

我国YF?20发动机在早期的研制过程中就采用了调整径向喷注流强分布的方式成功实现了抑制高频纵向不稳定燃烧的目标(图2)?

图2YF?20发动机的径向喷注流强分布

两种工程控制思路所适用的发动机类型、推力量级、推进剂组合以及喷注方式等均有区别?然而，围绕两种方法的抑制效果、适用范围、分析方法等仍需进一步开展详细的实验及理论分析研究?

其中，基于时滞理论的时滞模型是液体火箭发动机燃烧稳定性分析的主流方法，基于该模型开发的火箭燃烧器交互设计工具ROCCID(图3)已普遍应用于国外多个研发机构?该代码采用的高频纵向燃烧稳定分析模型如下?

(1)

虽然目前为止，**外在完善这一模型方面做了很多努力，但该模型在分析维度、经验参数选取方面仍需要进一步改进和提升?

图3ROCCID软件发布界面

除推进剂的稳定燃烧技术外，推力室结构本身的可靠冷却也是**关注的问题?目前采用的冷却方案有:再生冷却、烧蚀冷却、辐射冷却和燃气冷却?

这些冷却技术在特定发动机型号中均已取得了成功应用，然而，未来高性能、高可靠、可重复使用发动机对上述冷却技术提出了更高的要求?

例如，近年来，罗马大学PIZZARELLI等提出了适用于高深宽比冷却槽道内耦合换热的计算模型，即式(2)~(4)?

该方法进一步完善了再生冷却通道内流动换热模型，建立了结构传热、对流换热的耦合换热模型，考虑了高深宽比带来的径向温度分层现象(图4)，提高了分析精度?

图4高深宽比冷却槽道内的径向温度分层现象

（2）

（3）

（4）

其中：qw为通过两侧固壁传递的热流密度；hw为壁面附近的对流换热系数?

2.2.2涡轮泵技术

涡轮泵的核心技术主要包括：轴承技术、密封技术、离心泵空化动力学和结构流热固耦合分析、轴向力平衡等技术?

涡轮氧泵轴承为高转速、大载荷、高DN值轴承?工作介质为低温、低黏度、强氧化性的液氧，同时还要满足发动机长时间、变工况、多次起停要求，这对轴承的结构设计、材料选取和冷却润滑等提出苛刻的要求?

高速旋转的轴上必须安装不同结构与不同工作原理的动密封，将氧化剂、燃料、高温燃气及其它控制吹除气体隔离?

因发动机要具备多次起动的功能，采用常闭式和脱开式组合式密封形式?常闭式端面密封为涡轮泵在运转和非运转状态时，密封摩擦副均紧密贴合，防止介质外漏?

脱开式端面密封则是涡轮泵在非运转状态时，密封摩擦副紧密贴合，运转状态时在介质压力或离心力作用下密封摩擦副脱开，介质可能流动?

涡轮泵诱导轮内流路容易形成空化不稳定现象，该现象将诱发低频和高频不稳定，从而导致叶片断裂?

此外，低温推进剂涡轮泵系统运行时会产生温升，流体与热环境、结构发生流热固耦合，对结构强度和供应系统稳定性有着重要的影响?对于大功率低温发动机涡轮泵，由于载荷密度大幅度提高，以及复杂的温度场影响，涡轮泵一味追求性能**可

能会导致结构强度余量不足或产生超出预想的变形?

必须研究多学科优化设计方法，深入分析流热固耦合作用，提高发动机涡轮泵的抗汽蚀性能，同时满足性能与结构可靠性要求?

涡轮泵运转过程中，由于离心叶轮的旋转运动，在离心轮的外缘出口所建立的压力作用于离心叶轮的前、后盖板不对称，由于压力不平衡而产生轴向力?同时，由于离心叶轮出口压力值的高低不同，产生的轴向力方向也不同?

涡轮泵的不平衡轴向力、产品的制造偏差、系统的调节偏差，会随着尺寸和工作压力的增大而逐渐增大，发动机变工况、起动、关机时，涡轮泵中均产生很大轴向力冲击?

实践证明，轴向力平衡系统的稳定性和可靠性直接决定了涡轮泵的工作可靠性?

2.2.3自动器调节和响应技术

自动器包含各种类型的阀门和调节器，涉及高温燃气阀技术、低温介质阀技术、流量调节器**调节技术和伺服液压快速响应技术等?

以集成流量调节、工况转换、流量稳定等功能于一体的流量调节器为例，其工作过程由电机旋转齿轮轴移动齿套和液压驱动主级活塞带动阀芯移动实现，容易出现阀门开度不足、阀门泄露等故障模式，从而导致流量调节失效?

2.3新型液体推进剂

推进剂是液体动力发展的基础，对液体动力技术发展具有革命性推动作用?

针对航天运输和武器装备发展对高性能、**化、免维护液体动力系统的需求，其主要发展方向为高理论比冲、高密度、安全**、可长期贮存的新型液体推进剂，**外文献中相关研究有大量报道?

俄罗斯很早就开展了高能烃类燃料的研究，并成功研制Syntin合成煤油用于型号飞行任务?

该推进剂在RD-58S上成功应用，使得比冲较RD-58M(353s)提高了8s?美国则主要以立方烷、四环庚烷、环丙烷衍生物等高张力烃类化合物为研究方向?

四环庚烷燃料的密度比目前的火箭煤油RP?1高17%、比冲高2%，燃烧性能良好?

推进剂选择是一个权衡多因素的折中过程:既要考虑推进剂的高性能，高密度，易起动，低成本，稳定性，可贮存性等优良特性，同时需要考虑腐蚀性，易燃性，毒性，高蒸汽压力或燃烧稳定性等不良特性?

总结

本研究论述了液体火箭发动机基本原理，系统梳理了航天液体动力的若干关键技术，给出了短期内有望突破的技术难点，为发动机设计、制造与发展提供**支撑。