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1、-简易斯特林发动机制作原理-第 27 页简易斯特林发动机制作原理史特灵引擎属於外燃引擎，只要高温热源温度够高，无论是使用太阳能、废热、核原料、牛粪、丙烷、天然气、沼气（甲烷）、丁烷与石油在内的任何燃料，皆可使之运转，不同於必须使用特定燃料的汽油引擎、柴油引擎等内燃引擎。A1气体的特性如图1把橡皮绑在容器口上，我们能容易瞭解到受热时橡皮会膨胀(图2)，冷却时橡皮会缩收(图3)，这是加热时，内部气体压力作用在橡皮上(图2)，当然人的眼睛是无法看到气体压力的。A2移气器如果我们放入一个移气器(Displacer)到容器内(图4)，而这个移气器的直径比容器的内径小一些，当移气器自由上下移动时，即可以把
2、容器内的气体挤下或挤上。这个时候，如果我们在容器底端加热，而在容器上端冷却，使上下两端具有足够的温差，即可看见此时橡皮会不断膨胀及收缩。其原理如下：当移气器上移，容器内的气体被挤至容器底端，此时由於容器底端加热，因此气体受热，压力变大，此压力经由活塞与容器间的空隙传到橡皮，使得橡皮会膨胀(图5)。相反的，若施以适当的力量把移气器下移，则容器内的气体被挤至容器上端，此时由於容器上端为冷却区，因此气体被冷却，使气体温度降低，压力变小，而使得橡皮会缩收(图5)。如此，不断使移气器自由上下移动，即可看见此时橡皮会不断膨胀及收缩。由此，可知移气器的功用主要在於移动气体，使气体在冷热两端之间来回流动。国立
3、成功大学航太系郑金祥教授把Displacer命名为”移气器”，实在更为贴切，也比较不容易混淆，比较不会使人误以为它的作用跟输出功率的动力活塞一样。A3曲柄机构要让移气器上下移动，只要将移气器与一曲轴连结(图6)。当曲轴旋转时，移气器就会被带上及带下。将移气器与曲轴连结完毕之后，在容器底端加热上端冷却，只要用手转动曲轴，使得移气器移上及移下，此时橡皮便会重复膨胀及收缩(图7)。A4动力活塞橡皮的膨胀及收缩运动，可以转换为动力输出，此时，橡皮的作用即如同一动力活塞。我们可以另加一根连桿接到上述的曲轴上，便可将橡皮的膨胀及收缩运动转换为曲轴的旋转运动。连接到移气器的曲轴部位与连接到动力活塞的曲轴部位
4、必须呈固定的角度差，一般是90度(图8,9)。橡皮的膨胀及缩收所產生的曲轴的旋转运动提供了移气器上下移动的力量，多餘的力量则可以输出。必须注意的是，移气器本身不会动，而是被曲轴带动，动力来源是动力活塞。为何相位角是90度?如图9当移气器移到最顶点的位置时，底部加热空间最大，此时所產生的压力也最大，当移气器移到最底点的位置时，顶部冷却空间最大，此时所產生的压力也最小，如把动力活塞的曲柄连接到曲轴水平位置最远的地方时可產生最大的扭力，此时可看到连接到移气器的曲轴部位与连接到动力活塞的曲轴部位呈90度的角度差，该角度称为相位角。曲柄连接到曲轴水平的位置也决定了引擎旋转方向。上述的条件为静态环境的结果
5、，当随著引擎的转速、负载、温度及使用气体的不同则会有不同的最佳相位角，一般以90度作为通用的相位角。A5飞轮如果只有上述的零件，引擎还是不能运转。因为利用橡皮的膨胀或收缩(图8,9)，并无法让曲轴旋转一整圈。因此，必须加上一个有旋转惯性的设备，即“飞轮”，才能达成连续的运转。一般採用的飞轮，最常见的是圆形飞轮，如图10所示。如果除了惯性需求外，还要考虑平衡问题，则在曲轴旋转面的另一端加一配重物充当飞轮，便可解决平衡问题(图11)。史特灵引擎是一种高效率的能量转换装置，係採用封闭气体循环（Closedgascycle）及再生器（Regenerator）设计。理论上，理想史特灵引擎的热效率(The
6、rmalefficiency)与卡诺引擎(Carnotengine)相当，二者皆属可逆热机（Reversiblecycle），具最高热力循环转换效率。史特灵引擎的使用的工作气体可为高压之空气、氮气、氦气、或氢气。一般而言，大致分为两种可能的配置：第一种配置利用一个动力活塞（Piston）压缩或膨胀气体，另利用一个移气器（Displacer）使工作气体在气缸内来回流动；第二种配置则不用移气器，完全利用两个活塞来达到压缩膨胀气体与来回驱赶气体的目的。当气缸内部气体被驱赶至加热部而受热时，即因膨胀推动动力活塞而对外作功。以气缸数与动力活塞及移气器的排列构型来区分，史特灵引擎又可以分为下列三种形式：(
7、1)型又称双气缸型（twin-cylinderStirlingengine），此型无移气器，然具有二个动力活塞，分别在二个独立的气缸内作动。(2)型又称为同轴活塞型（coaxialpiston-displacerStirlingengine），具有一动力活塞与一移气器，二者位於同一气缸，且沿相同轴移动。自由活塞式史特灵引擎即属此类。(3)型具有二个独立气缸，其中一气缸内设置动力活塞，另一气缸则设置一移气器，本模型则属於型。史特灵引擎在不同的额定功率下皆能表现出高效率，且因其乃属常压燃烧供热之外燃机，燃烧较为完全，故排气洁净。最重要的是，它可以适用不同的热来源，包括汽油、天然气、太阳能、生质能、
8、废热利用等。近年来，能源工程技术相关的研究者对史特灵引擎的研究兴趣正逐渐加温，极可能成为另一个未来可供选择的动力来源之一。配合上图，理想史特灵引擎的热力循环概念介绍如下：(1)ab过程中，工作流体等体积吸热升温；(2)bc过程中，工作流体等温吸热膨胀；(3)cd过程中，工作流体等体积冷却降温；(4)da过程中，工作流体等温冷却收缩。史特灵引擎与卡诺引擎比较，前者由两个等温过程和两个等体积过程所构成，而后者係由两个等温过程和两个绝热过程所构成。换言之，史特灵引擎循环以两个等体积的吸热与排热过程，取代卡诺循环的两个绝热过程。因此，若史特灵引擎循环欲达成卡诺引擎相同的热效率，必须将cd过程中，工作流
9、体等体积排热过程所排出的的热量，必须用来提供在ab过程中，工作流体等体积吸热升温所需的热量，这个步骤，叫作再生(Regeneration)，所使用的装置，称为再生器(Regenerator)。值得注意的是，实际上史特灵引擎内部工作流体的温度和压力，在循环变化过程中并非是完全均匀的。因此，体积和压力的变化也非如上图所示那样清楚分明。AIP发动机原理图潜水艇对动力系统的要求,非常苛刻.即要有强大的动力.更要能非常的安安静静.尽量是无声.AIP发动机就是这样的发动机.再加上燃料电池驱动.更是完美的搭配.因为到目前为止.除了声纳探测可发现水下潜艇.还未有真正的探测技术,能发现潜艇AIP发动机原理图斯特
10、林发动机系统斯特林发动机（SE/AIP）系统与闭式循环柴油机系统大致相同，最主要的不同就是发动机。SE/AIP系统使用的是热气机，而CCD/AIP系统使用的是闭式循环柴油机。热气机的构想是英国科学家罗伯特斯特林于1816年率先提出来的，它是一种由外部热源加热，并将热能转换为机械能的热机，其循环是一种闭式、采用定容下回热的气体循环，简称斯特林循环，其具体工作原理是：斯特林发动机的活塞上室为热室，它与另一活塞的下室相连，四个缸相互连接在一起，具体的是1号缸上部的热室与2号缸下部的冷室相连，2号缸上部的热室与3号缸下部的冷室相连，3号缸上部的热室与4号缸下部的冷室相连，4号缸上部的热室与1号缸下部的
11、冷室相连，互相差90角。它们使工作气体在热室和冷室之间来回移动，使活塞运动并带动曲柄转动。斯特林发动机主要是在水下续航状态下工作，与蓄电池并联，向推进电机、全艇辅机及其他用电设备供电。技术实现的难点和重点主要在于斯特林发动机的水下燃烧系统，因为该系统所使用的氧化剂是纯氧，燃烧方式为燃气再循环，并且是在高于周围海水压力的高压情况下进行燃烧。主要技术优点机械噪声与振动较小。因为斯特林发动机是一种从外部对内部气体工质连续加热使之做功的活塞式往复发动机，燃烧过程中没有柴油机的爆燃现象，燃烧过程平稳，因此发动机的噪声与振动较小，但是有些斯特林发动机的部件依然采用往复式运动机械，所以在装备潜艇时仍要加装双
12、层隔振系统以减小水下噪声。废气排放方便，当热气机的燃烧压力为22公斤厘米2时，废气水下排放不需要闭式循环柴油机系统的庞大水管理系统，在潜深200米内可以自主排放，即使增加潜深也只需要小型压缩机协助。当燃烧压力小于20公斤厘米2时，废气水下自主排放的深度要相应减小。这种发动机的废气排放深度与燃烧压力有关，这也是技术实现的一个难点。缺点和不足功率较低，斯特林发动机由于其自身固有的低功率密度的特点，因而决定了整个AIP系统的功率密度小于CCD/AIP系统。如果要加大功率，需要配几台发动机，但这又影响到整个潜艇的布局与使用，实现功率突破难度较大；燃油消耗量较大，目前要高于普通柴油机。当前，在SE/AI
13、P系统较有建树的国家是瑞典。瑞典考库姆公司从上世纪60年代末就开始斯特林发动机的研制工作，目前已经成功研制出71千瓦的V4-275R型斯特林发动机，装备于1995年2月2日下水的“哥特兰”号潜艇，并使之成为世界上第一艘装备SE/AIP系统的常规潜艇，这也标志着斯特林发动机进入了实用阶段。近年来，日本也从瑞典引进了斯特林发动机的建造技术，用于装备或改装海上自卫队潜艇。闭式循环汽轮相系统闭式循环汽轮机系统（MESMA/IP）系统主要由4个分系统构成：液氧储存罐、燃料储存罐及一、二回路系统。其中燃料通常选择乙醇，存放在储存罐中的橡胶袋中；一回路系统包括高压燃烧室、热交换机、冷凝器；二回路系统包括蒸汽
14、发生器、蒸汽轮机、冷凝器。具体工作原理及过程：将储存在绝热罐中的低温液氧送到加热器中加温呈气态，乙醇和气态氧在高压燃烧室里燃烧，燃气通过蒸汽发生器后大部分被冷却，这些经冷却的燃气重新回到燃烧室，用于冷却烟道壁，调节燃烧壁壁温，使其保持在1000以下，同时稀释乙醇氧气的混合气体，使其燃烧温度保持在700的最佳状态。一小部分未经冷却的燃气有些直接排出艇外，有些以液态方式储存在艇内。水在蒸汽发生器吸收燃气热量后变成高温高压蒸汽，温度达500，压力大约为18公斤厘米2，这些蒸汽推动蒸汽轮机做功，驱动交流发电机和整流机组产生直流电，为推进系统提供能量。水蒸汽冷凝成水后，返回蒸汽发生器，完成循环过程。技术
15、实现的难点和重点主要在于此系统的液氧采用的是高压储存（60公斤厘米2）或者低温低压储存（?185，2-10公斤厘米2），无论液氧储存罐置于何处，必须要经得起5g的冲击。因此液氧储存罐应安装在低频率的弹性基座上，基座固有频率应小于5赫兹。主要技术优点功率大，可满足潜艇水下航行需要，法国在为巴基斯坦建造的“阿戈斯塔”90B级潜艇上所安装的MESMA/AIP系统的功率为200千瓦；燃烧产物的排放非常隐蔽，由于燃烧时的压力较大，燃烧产物的压力也较大，不需要使用其他机械系统加压就能自动排出艇外，相应也就减少了潜艇的自噪声；另外使用气泡*系统使排出的二氧化碳气泡减小，提高废气的海水溶解度，如果情况危急，可
16、将燃烧产物进行冷凝储存在艇内，此举将大大提高潜艇的隐蔽性。缺点和不足整个系统非常庞大，辅助机械设备较多，此AIP系统主要部件有燃烧室、蒸汽发生器、二氧化碳冷凝器、蒸汽冷凝器、涡轮交流发电机、各类泵，所以系统安装布置比较困难，需较大舱室空间，这直接影响此AIP系统的实用性；热效率低、经济性较差，此AIP系统的氧消耗量比闭式循环柴油机（CCD/AIP）系统要高15左右，同时在相同水下续航力的条件下，乙醇所占容积要比CCD/AIP系统多一倍，而且所有系统部件都需要特殊的设计，投资较大，经济性差。目前法国是在MESMA/AIP系统上取得进展最大的国家。1988年以来，法国就使用400千瓦燃烧室平台进行
17、该系统的试验，并且取得较大进展，已进入实用阶段。1994年，巴基斯坦从法国舰艇建造局订购了3艘“阿戈斯塔”90B级潜艇，这三艘潜艇将安装法国自主研制的MESMA/AIP系统，这将大大提高巴基斯坦的水下作战能力。除此之外，德国MTU公司也在加大对MESMA/AIP系统的研究力度，其使用的燃料将是柴油，功率也会增大到700千瓦，一旦研制成功，将会大大提高MESMA/AIP系统在国际市场上的竞争能力。燃料电池系统燃料电池（FC/AIP）系统是最具竞争力的AIP系统，它是直接将反应物质化学能用电化学方式直接转换为电能的能量供应系统。主要组成部分有燃料电池及其储存设备和转换器、氧化剂及其储存设备和转换器
18、、控制装置。其中燃料电池主要种类有碱性燃料电池、质子交换膜燃料电池、磷酸燃料电池、熔融碳酸燃料电池、固体氧化物电解燃料电池等，其中最有前途的是质子交换膜燃料电池（PEMFC）。质子交换膜燃料电池系统中的氢氧燃料电池的工作原理实际上就是电解水的逆过程。质子从阳极移到阴极，在阴极氧气反应形成阴离子，阴离子与透过薄膜的氢阳离子反应生成水。这种燃料电池采用铂作催化剂的气体扩散电极，其负载量为4毫克/平方厘米，碳板用作导电体。电池双极板之间的冷却装置将水从系统中排出。一定数量的电池模块通过串、并联方式组成燃料电池装置，这只是一种单纯的能量转换装置。燃料电池系统构成与一般电池有很大差别。在此系统中，反应物
19、质及其存储装置与能量转换装置是相互独立的。燃料电池的大小决定系统的输出功率，与储存能量多少无关；反应物质多少决定系统储存能量，在一定的输出功率下如果要增大储存能量，只需增大反应物质及其存储装置，无须增大能量转换装置，即燃料电池。反应物质用完后，补充反应物质即可，无需更换燃料电池。主要技术优点能量转换效率很高，燃料电池通过电化学方式直接将化学能转变为电能，省去了热机发电时所必须经过的“燃料化学能热能机械能电能”复杂的转换过程，减少了能量损耗，理论上的能量转换效率可以达到100%，实际效率可达到70%；对外热辐射较少。由于能量转换过程中能量损耗较少，所以相应的散热也少，这就有效的降低了潜艇的热辐射
20、，减小被敌红外探测仪器发现的几率；噪声较小，燃料电池系统由于直接进行能量转换，因此本身并无机械运动部件，因此工作过程中非常安静，可以使得潜艇在航行时获得极佳的隐蔽性；系统维护保养、制造加工很方便，由于系统无机械运动部件，因此就没有磨损造成的故障，同时对于零部件的加工要求低，也便于制造加工，通过集中控制装置可以实现对各个辅助系统的控制，便于实现自动化；过载能力强，燃料电池的短时过载能力可达额定功率的2倍，而柴油机等热机却没有这么大的过载能力，因此装备燃料电池AIP系统的潜艇可进行短时的加速航行；系统配置灵活，便于安装，燃料电池是由若干个电池单元串、并联而成，可根据潜艇内部布置的需要，灵活选择燃料
21、电池的配置方式；效率随输出功率变化特性较好，特别适合潜艇对于动力装置需要功率范围宽而效率高的要求。缺点和不足燃料危险性非常大，易发生险情，目前的燃料电池只能用纯氢作燃料，纯氢的加工提取工作异常复杂，且在潜艇狭小空间内，纯氢一旦发生泄漏，浓度超过极限易发生爆炸，危险性很大；系统比功率较小，目前质子膜燃料电池的比功率只有100瓦公斤，比之柴油机的300瓦公斤相差较远，要想达到相同功率，燃料电池所需重量要大于柴油机等；工作寿命短、价格较高，目前的质子膜燃料电池的工作寿命只有5000小时，距离40000小时的目标寿命相距较远，同时其价格也是柴油发电机组的3-6倍，约为3000美元千瓦，不是一般国家海军
22、可以承受了的。潜艇用燃料电池（FC/AIP）系统的开发工作已经走过了三个历史阶段。第一阶段，随着1960年燃料电池在航天领域率先成功运用后，很多国家对其在潜艇上的运用产生了浓厚的兴趣，美国、瑞典先后投入了大量的人力、物力、财力对此进行研究，但由于当时技术工艺水平尚不能达到实用要求，不久遂停止了研制工作。第二阶段是1970-1980年，日本进行了大量的开发研制工作，后来也因种种原因停止。第三阶段是1980年之后，德国加大了此项研究力度，并成功地将燃料电池安装到潜艇上进行海上试验，引起全世界的关注，各国随后都加大了对FC/AIP系统的研究投入。此外，核电混合推进系统（SSN/AIP）的研制工作也在
23、不断推进和深入，加拿大在此类AIP系统的研究方面走在了世界各国的前面，其研制的AMPS型核电混合推进系统即将迈入实用阶段，这种只需经过简单改装就可使常规潜艇变成小型核潜艇的动力系统日益引起各国海军的注意。但必须指出的是，目前无论哪种AIP系统，其输出功率均不能满足常规潜艇水下最大航速航行的需求。只有将AIP系统与当前潜艇的“柴电”动力装置组合在一起，构成混合推进装置才具备实用价值。AIP系统只有在作战情况下使用，作为辅助动力系统，延长潜艇水下续航时间和航行距离，扩大水下活动范围。而在一般情况下，还需“柴电”动力装置作为主要推进系统。无论怎样，AIP系统使得常规潜艇可以在敌情威胁严重的情况下取消
24、通气管状态，减少暴露几率，提高隐蔽性，一旦装备潜艇后，无疑将会使现代常规潜艇的攻防作战能力得到大幅提升。对于未来常规潜艇的AIP系统的选择，一直是大家所关注的。从目前来看，燃料电池（FC/AIP）系统综合性能最佳，但危险性也相对较高，因此在解决燃料安全性的问题之后，这类系统无疑是潜艇的最佳选择。而其他三类AIP系统，无论从性能和安全性来讲，都相差不大，从技术实现难度来看，斯特林发动机（SE/AIP）系统也最小，因此可以作为当前的选择。加快大推力氢氧发动机研制加快大推力氢氧发动机研制 迎接21世纪摘要 回顾了各国氢氧发动机的发展概况,对我国的现状和差距作了比较。提出应加快 我国大推力氢氧发动机的
25、研制，并积极开展各项先进技术的预先研究工作。 关键词 氢氧发动机，运载火箭,综述。Speed up the Development of LOX/LH2 Rocket Engine to Greet the 21st CenturyGu Mingchu(Beijing Institute of L iquid Rocket Engine,Beijing,100076） Abstract The development of LOXLH rocket engine in the world is reviewed, and the current situation and difference
26、s of the engines in China are analysed. The suggestion of speeding up the development of a large thrust LOXLH engine and taking vigorous action to research advanced propulsion technology are proposed. Key Words Hydrogen oxygen engine， Launch vehic1e,Summary.1 前言 20世纪下半叶，人类在航天活动方面取得了无比辉煌的成就。1957年10月4
27、日，前苏 联发射了世界上第1颗人造地球卫星，它标志着人类航天活动新纪元的开始。1969年7月20 日，美国的阿波罗飞船实现了使宇航员登上月球的目标，在人类征服宇宙的进程中迈出 了巨大的一步。迄今世界各国已向宇宙空间发射了一系列卫星和飞船，它们在通信、导航、 气象、地球资源勘察及深空探测等各个领域为世界经济的发展发挥了巨大的作用。 航天活动能取得这样的成就是同液体火箭发动机技术的迅速发展密切相关的。其中，氢 氧发动机技术的发展更是对人类航天活动的进展有着举足轻重的作用。因此，我们必须加速 我国氢氧发动机技术的发展，以满足未来各种航天任务的需要，并且缩小与国际先进水平的 差距，确保我国的航天大国地
28、位。2 各国氢氧发动机发展概况2.1 美 国 a) 1958年，美国开始研制它的第1台氢氧发动机RL10发动机，这也是世界上第1台 氢氧火箭发动机。它采用膨胀循环，真空推力6.8 t。该发动机1963年投入使用。它可用作 宇宙神、大力神、雷神及土星运载火箭上面级的动力装置，在美国的空间活 动中占有重要位置。 该发动机进行了不断改进，先后有RL10A-1、RL10A-3、RL10A-3-1、RL10A-3-3、RL10A- 3-3A、RL10A-3-3B、RL10A-4、RL10A-4-1、RL10A-5等型号。1995年6月，又开始研制用于 德尔它火箭上面级的RL10B-2发动机。该发动机采用
29、由碳-碳材料制造的、可伸展的喷管 延伸段，真空比冲达466.5 s。 b) J-2发动机是美国在1960年开始研制的大推力氢氧发动机。它采用燃气发生器循环 ，发动机真空推力104.3 t，真空比冲426 s。 J-2发动机用于美国为阿波罗登月任务而专门研制的土星B和土星大型运载火箭上。土星 B火箭的第2级用单台J-2发动机作其动力装置（第1级采用8台H-1液氧煤油发动机，每台 发动机的海平面推力为93 t）；土星火箭的第2级用5台J-2发动机并联，第3级用单台J-2 发动机作为其动力装置(第1级采用5台F-1液氧煤油发动机，每台发动机的海平面推力为691 t)。 土星B主要用于载人和不载人的阿
30、波罗飞船的近地轨道飞行试验，自1966年2月至1968 年10月，共发射5次。1973年用土星B将3批宇航员送至天空实验室 。1975年又用于美、 苏两国联合进行的阿波罗-联盟号空间对接飞行。 土星火箭的主要任务是将阿波罗载人飞船送入月球过渡轨道，并被用于发射天空实验室 。1967年11月1973年12月，该火箭共发射13次。 c) 1972年美国正式宣布开始研制新的空间运输系统航天飞机。它的轨道飞行器上装 有3台主发动机(SSME)。 SSME采用液氢/液氧作推进剂，具有高燃烧室压力、分级燃烧循环、可重复使用等特 点。每台发动机的真空推力为213 t，可在65%109%范围内调节。发动机使用
31、次数为55次。 1981年4月参加航天飞机首飞，至今，SSME已完成近百次飞行任务。SSME的研制成功，标志着世界液体火箭发动机技术达到了一个新的高度。2.2 前苏联 a) D-56(KVD-1)是前苏联为登月任务研制的氢氧发动机。它采用分级燃烧循环，真空推 力7.5 t，真空比冲461 s。发动机具有多次启动能力。 目前准备将该发动机用于新型的质子号M火箭的低温第4级上。并有资料报道，印度已 向俄罗斯购买了7台发动机，用作地球同步轨道卫星运载火箭(GSLV)的动力装置，计划于199 9年首飞。 b) 60年代，前苏联研制了D-57发动机。这是一台高性能氢氧发动机。它采用分级燃烧循环 ，发动机
32、真空推力40 t，真空比冲456 s。 该发动机原计划用作前苏联N-1登月火箭上面级发动机的备份方案。它已完成各种 地面试验。1969年1972年，N-1火箭的4次飞行均失败，而美国已实现阿波罗计划， 抢先登上了月球，前苏联只得宣布取消登月计划。 c) 鉴于N-1登月火箭失败的教训，前苏联于1974年开始研制能源号大型运载 火箭及它的两台大推力液体火箭发动机RD-170和RD-0120。 RD-0120是大推力氢氧发动机，能源号火箭芯级采用4台RD-0120作为动力装置。每 台发动机的真空推力200 t，真空比冲455 s。它与美国航天飞机主发动机水平相当，在某 些材料、工艺方面，还超过了美国
33、航天飞机主发动机。 能源号火箭助推级采用4台RD-170液氧煤油发动机作动力装置。每台发动机的地面 推力达740 t，是目前世界上推力最大的液体火箭发动机。 能源号火箭的近地轨道运载能力达105 t。1987年5月，进行了首次 飞行试验，获得成功。1988年11月，能源号火箭进行第2次飞行试验，将前苏联的暴风雪 号航天飞机送入轨道。 前苏联解体后，由于政治、经济情况的变化，能源号火箭未再飞行。RD-170发动机 已用于天顶号火箭的一级；RD-0120发动机将用于俄罗斯新型运载火箭安加拉的二 级。2.3 欧洲a) 欧洲空间局于1973年开始研制HM-7氢氧发动机，用作阿里安火箭第3级的动 力装置
34、。它采用燃气发生器循环，真空推力6.1 t，真空比冲442.3 s。 1979年12月阿里安火箭首次飞行获得成功。至1986年12月，共飞行11次。 在HM-7发动机基础上又研制了HM-7B发动机，其主要改进为提高燃烧室压力，增大喷管 面积比等。HM-7B发动机的真空推力为6.3 t，真空比冲为445 s。HM-7B发动机先后用于阿 里安、阿里安及阿里安火箭。 b) 1985年，欧洲空间局开始研制Vulcain大推力氢氧发动机用作阿里安火箭芯级的动 力装置。它采用燃气发生器循环，发动机真空推力116.8 t，真空比冲431.2 s。 Vulcain发动机于1990年进行了首次试车。自1996年
35、6月至今，已参加阿里安火箭的4次飞 行试验。2.4 日本 a) 1984年，日本开始研制LE-5氢氧发动机，用于H-火箭的第2级。该发动机采 用燃气发生器循环，发动机真空推力10.5 t，真空比冲450 s。1986年8月，H-I 火箭首 次飞行试验取得成功。至1992年，该火箭共发射9次。 b) 1984年，日本开始研制用于H-火箭芯级的大推力氢氧发动机，代号LE-7 。它采用分级燃烧循环，发动机真空推力110 t，真空比冲446 s。 H-火箭的第2级采用LE-5A发动机，它是LE-5发动机的改进型，其主要改进为取消了燃气 发生器，将喷管延伸段由排放冷却改为再生冷却，发动机采用喷管膨胀排放
36、循环等。发动机 真空推力为12.4 t,真空比冲452.9 s。 H-火箭于1994年2月进行首次飞行试验，获得成功。至1998年，已发射6次。3 当前国外氢氧发动机研制的一些情况 为了适应当前国际航天发射市场的激烈竞争，各航天大国都在积极研制新型运载火箭及 其动力装置，以实现提高运载能力、降低运载成本、增加可靠性和任务适应能力的目标。在 氢氧发动机的研制方面，其主要情况如下： a) 美国波音公司正在为美国空军负责的改进型一次使用运载火箭计划研制德尔它系列运 载火箭。美国空军计划的要求是通过采用低成本的通用助推级，使运载成本降低50%。尽管 德尔它火箭已有40年用煤油作推进剂的历史，但在开始研
37、制德尔它火箭时，决定采用液氢 作推进剂。液氢有较高的性能（约高30%），这样可使发动机设计简单、成本降低。因此， 德尔它系列运载火箭的通用助推级采用新研制的RS-68氢氧发动机作为动力装置。 RS-68发动机的真空推力达338.2 t，真空比冲410 s。它是迄今世界上推力最大的氢氧 发动机。该发动机的一个显著设计特点是追求低成本、高可靠性的目标。通过简化系统、减 少零部件数量、采用燃气发生器循环、中等的燃烧室压力(9.72 MPa)、烧蚀式喷管等一系列 措施，使发动机的成本、研制周期大为减少。1999年7月，RS-68发动机在额定推力工况下试 车成功，预计在2001年用于德尔它火箭的飞行试验
38、。 b) 为了提高阿里安火箭的运载能力并降低成本，欧洲空间局于1995年开始进行 阿里安改进型火箭及其发动机Vulcain的研制工作。与阿里安火箭相比，阿里安改 进型的地球同步转移轨道运载能力将增加1 400 kg(由5 900 kg增至7 300 kg)。其中850 kg 的载荷增加值是由芯级氢氧发动机的改进所提供的。 与Vulcain相比，Vulcain发动机的真空推力提高到137.7 t，真空比冲提高到433 s，发 动机的混合比由5.3增至6.1。阿里安改进型火箭将于2002年进行首次飞行试验。此外， 还在研制阿里安火箭的新型上面级。目前阿里安火箭的第2级采用可贮推进剂，发动机 代号为
39、Aestus,真空推力2.83 t，真空比冲323.1 s。新型上面级ESC将采用氢氧发动机。ESC 有两种型号，分别为ESC-A和ESC-B。ESC-A将用HM-7B氢氧发动机改进，推力6.4 t，比冲446 s，不能多次启动。ESC-A将于2002年投入使用，它能将9.5 t的有效载荷送入地球同步转移 轨道。ESC-B将采用全新设计的氢氧发动机(代号MPC-150)，推力15.3 t，比冲460 s，可重 复启动4次。ESC-B将于2005年投入使用，它能将11 t的有效载荷送入地球同步转移轨道。 c) 由于H-火箭的制造和发射成本较高，缺乏商业发射竞争能力，日本于1995年开始研制H -
40、A运载火箭，要求将H-A火箭的制造和发射成本较目前的H-降 低50%左右。 H-A火箭的芯级将采用LE-7A发动机。LE-7发动机生产工艺和检验要求非常复杂，因而 成本昂贵，而LE-7A发动机则作了很多简化改进。如在燃烧室上减少了喷 嘴和隔板数目，取消了声腔，喷管喉部面积增大10%，喷管下段改为单壁结构等。LE-7A发动 机的燃烧室压力为11.9 MPa，预燃室燃气温度为720 K，发动机真空比冲为441 s(LE-7发动 机的燃烧室压力为12.7 MPa，预燃室燃气温度810 K，发动机真空比冲446.1 s)。 H-A 火箭的首次发射将于2000年进行。 d) 为了进一步降低运载成本，美国
41、国家航宇局正在开展可重复使用运载器研究计划。 1996年7月，航宇局选定洛克希德马丁公司的冒险星方案，并由该公司设计、制造和 试验冒险星的缩比试验件X-33验证机。这种单级入轨运载器的验证机采用两台代号为 XRS-2200的氢氧发动机作动力装置。该发动机采用J-2发动机的涡轮泵供应系统。为了适应 单级入轨的工作特点，发动机采用了具有高度补偿性能的气动塞式喷管。发动机的海平面推 力93.7 t，海平面比冲339 s，真空推力121.5 t，真空比冲439 s。X-33将于2000年首飞。 最近，欧洲和日本公布了他们的单级入轨运载器方案，也将采用氢氧发动机作动力装置 。4 我国氢氧发动机研制情况
42、1976年，我国开始正式研制第1台氢氧发动机YF-73发动机，用于长征三号运载 火箭第3级。发动机采用燃气发生器循环，由1台涡轮泵给4台燃烧室供应液氢、液氧推进 剂。发动机真空推力4.5 t，真空比冲420 s，具有两次启动能力。1984年4月，长 征三号运载火箭成功地发射了东方红二号地球同步轨道通信卫星。这是我国运载火箭技 术和液体火箭发动机技术发展史上的一个重要里程碑。 1986年，开始研制YF-75发动机。它由两台单机并联而成。每台单机可独立工作，真空 推力8 t，真空比冲438 s。发动机采用燃气发生器循环，具有两次启动工作能力。每台发动 机可作双向摇摆。 YF-75发动机用作长征三号
43、甲 、长征三号乙及长征三号丙 运载火箭第3级 动力装置。自1994年2月以来，已参加长征三号甲、乙火箭的飞行8次，成功地发射了 东方红三号 、马部海等卫星。 由YF-73到YF-75，推力增长不算很大。但在YF-75发动机上采用了许多新 技术，如双涡轮泵供应系统、新一代燃烧室及喷管结构、不冷却式燃气发生器、真空绝热摇 摆软管、推进剂混合比的阶跃式调节、大面积比喷管的高空发动机在海平面条件下热试车、 发动机不分解进行多次试车等。这些说明我国氢氧发动机的研制水平有了较大提高。 YF-73和YF-75发动机的研制成功不仅为我国长征系列运载火箭提供了高性能的上面 级动力装置，而且标志着我们在氢氧发动机
44、的系统设计、两次启动技术、高性能喷注器设计 、锆铜燃烧室及大面积比螺旋管束式喷管的设计和生产、液氢泵设计、高速转子动力学研究 等一系列关键技术上取得了重要经验和成果，为今后的进一步发展打下了基础。 当然，我们也应看到YF-73和YF-75发动机的推力较小，燃烧室压力、比冲、推重比等性 能参数也较低，与国外先进水平有较大差距。在先进动力循环、高压燃烧室、多级氢泵、发 动机推力调节、火炬室点火及贮箱压头启动技术等方面，也有许多研究工作需要开展。5 研制大推力氢氧发动机是我国航天技术发展的必由之路5.1 氢氧发动机是航天推进技术的重要基础 各国航天事业的发展历史表明，氢氧发动机为各种运载器提供了高性
45、能的动力装置，它 是人类进行航天活动的重要支柱。当前，为了适应国际市场上激烈竞争的形势，各国更是都 在大力进行氢氧发动机的研制工作。 在一次性使用的运载火箭方面，德尔它 、阿里安改进型 及H-A 等火 箭，其芯级分别采用RS-68、Vulcain、LE-7A大推力氢氧发动机。它们的低地球轨道运载 能力大致在20 t左右。由于采用了高性能的氢氧推进剂，这些火箭可为一级半形式，减少了 级数，所有发动机都在地面启动，使可靠性大为提高。在可重复使用运载器方面，更需要有 高性能动力装置来保证单级入轨的实现，美国目前正在研制的冒险星 及其缩比演示机X- 33都是采用氢氧发动机。 这些情况说明，无论是当前或
46、在今后相当一段时期内，氢氧发动机都将是航天推进技术 的基础，它的重要作用是其它发动机难以替代的。5.2 加快我国大推力氢氧发动机的研制 各国氢氧发动机的发展有着大致相同的过程：先是研制了推力为6 t10 t级的发动机 ，用 作运载火箭上面级的动力装置。随后进一步研制推力为100 t级(或更大)的大推力发动机， 用作运载火箭芯级的动力装置。 我国第1台氢氧发动机(YF-73)于1976年开始正式研制，于1984年取得飞行试验成功。 欧洲的HM-7氢氧发动机的相应研制时间为19731979年，日本的LE-5发动机的相应研制时间 为19771986年。这说明当时我国氢氧发动机的研制工作与欧洲、日本大
47、体处于同一水 平上。 但是，至90年代末，欧洲及日本已分别研制成了100 t级的大推力氢氧发动机Vulcain及 LE-7。而我国还只拥有上面级发动机，大推力氢氧发动机的研制工作尚未正式开始，仅处于 关键技术预研阶段。这种局面如不迅速改变，我国与世界先进水平的差距将会继续增大。 因此，我们必须在YF-73、YF-75发动机研制成功，建立了我国氢氧发动机设计、生产和 试验基地和“九五”期间大推力氢氧发动机关键技术预研取得重大进展的基础上，毫不延 缓 地将大推力氢氧发动机立项进入工程研制阶段。在今后几年中，集中力量尽快地将它研制出 来。当我国拥有以大型液氧煤油发动机和氢氧发动机为动力装置的新一代大型运载火箭时， 近地轨道运载能力可达20 t以上。加上面级后，地球转移轨道运载能力将达10 t以上。这将 与世界上正在使用或研制的大型运载火箭的运载能力相当，使我国的航天运载技术达到国际 先进水平，在国际发射服务市场上具有强大的竞争能力。 因此，加快我国大推力氢氧发动机研制，既是满足未来运载任务的需要，也是技术进步 和保持我国航天大国地位的需要。5.3 发动机的研制需适应新形势的要求当前液体火箭发动机的发展正面临严重的挑战。除推力、比冲、推重比等性能要求以外，还 对降低成本、提高可靠性和使用方便性提出了要求。 欧洲研制阿里安火箭的Vulcain