LE-7A发动机可靠性研究

航天制造技术 年6月第3期 LE-7A发动机可靠性研究 首都航天机械公司李宝蓉 摘要LE-7A是日本H-2A的一级发动机，它是百吨级以上的大推力液氢液氧发动机。日本宇宙 事业团（NASDA）为提高LE-7A发动机的可靠性，对液氧泵、喷管、阀门、预燃室等进行了改进。 关键词发动机涡轮泵喷管 1引言 LE-7A发动机是日本宇宙事业团于1994年 研制的。LE-7A发动机采用液氢液氧分级燃烧 循环，与美国航天飞机主发动机相同。它与燃 气发生器循环相比，分级燃烧循环产生的燃烧 气体温度高、压力大。因此，在研制过程中出 现了技术难题，多次试车失败，使得LE-7A的 研制周期推迟了两年。面对国际上卫星发射市 场的激烈竞争，于1996年开始进行改进性设 计，在LE-7发动机的基础上进行可靠性研究。 目的是为了提高可靠性、降低成本，主要改进 发动机制造方法和减少各种零件的成本，使零 件加工形状简单化，减少零件数量，使用整体 铸造技术，改进焊接结构。 2 LE-7A发动机改进方案 2.1 LE-7A发动机组件的改进 发动机部件的主要设计和制造工艺如下。 a.预燃器喷注器和主喷注器为了降低生 产成本，减少预燃器喷注器和主喷注器的喷注单 元数目，去掉起隔板作用的喷注单元和面板，进 一步便于加工采用精密铸件和整体结构，使焊缝 数 目减少到最低程度； 收稿日期2004-04-08 b.主燃烧室由于燃烧涡轮泵的转速和输 送 压力降低，因而增大喉部面积以维持一定的推 力，为降低生产成本取消谐振腔； C.喷管延伸段减少冷却管道数目，在高 膨 胀段采用液膜冷却方法冷却； d. 阀主阀（液氢阀、液氧阀和预燃器液 氧阀）中的密封拆卸机制被简化，用电磁阀替代 了 一些气动阀； 涡轮泵重新设计燃料涡轮泵的诱导轮 和叶轮以及液氧涡轮泵的叶轮，泵壳换用大型精 密铸件，降低了燃料涡轮泵的转速，为了满足以 后获得较大的推力，增大了叶轮直径； 航天制造技术 表1 LE-7A发动机组件的改进措施 组件 改进措施 主喷注器 减少热部段焊接数量；采用大型整体结构取代焊接组件；液氧箱底采 用精铸件；减少喷注器零件数量；取消导流板；取消用于点火器的氢 热交换器；减小喷注器尺寸，宽度从1400mm减少到1160mm； 主燃烧室 取消声谐振器；将喷管喉部面积扩大10；简化焊接结构； 预燃室 减少喷注器零件数量；液氧箱底采用精铸件；取消声谐振器和导流板；简化焊接结 构；变排放冷却为液膜冷却；减小预热室尺寸； 喷管裙组件 高膨胀喷管部件从全再生冷却变为再生冷却和液膜冷却；高膨胀喷管部件采用薄板金属结 构；减少管路数量；结构重新设计以降低钎焊部位的应力； 阀门 简化主阀门密封拆卸机制，用电磁阀代替某些气动阀；改善密封耐久性；改变气动操纵阀用于节 流； 点火器 发动机启动后点火器停止工作；取消点火器热交换器；变排放冷却为液膜冷 却； 燃料涡轮泵 重新设计叶轮以提高泵压头；改善叶轮的加工工艺；改变涡轮喷管叶片 材料，从因康镣718变为MARM247DS；转速降低、叶轮直径加大， 满足以后大推力要求；重新设计导流叶轮以提高泵压头和降低净吸压 头；壳体采用大型精铸件； 氧化剂涡轮泵 重新设计导流叶轮以提高泵压头和降低净吸压头；壳体采用大 型精铸件；涡轮喷管部段的加工从锻件变成精铸件。 f.推进系统以LE-7A发动机为基础，打 获得较好的振动特性。对焊接结构重新设计，减 算采用取消循环方法（如燃烧发生器循环和分级少焊接数量等改进措施见表lo 燃烧循环），这种循环方式对于增加发动机的推重 比比较有利，但比冲变得较低，因此，为了在整 个上升飞行段取得较高的海平面推力和较高的有 效比冲将考虑采用高空补偿喷管、双膨胀喷管和 塞式喷管。23 2004 年6 月第3 期 LE-7A发动机可靠性研究的重点放在改进发航天制造技术 动机结构和组件的安排上，更易于制造和检测， 表1 LE-7A发动机组件的改进措施 2.2二次燃烧的高性能发动机 LE-7A发动机是H-2A火箭的第一级发动 航天制造技术 年6月第3期 机。采用超低温推进剂，即液氧（温度183G 密 度1.14kG/L）和液氢（温度253篮度 0.07kg/L）,在发动机内进行二次燃烧的火箭发动 机。 LE-7A发动机首先预燃一次，产生约500C 的低温燃烧气体。靠低温燃烧气体，驱动液氢涡 轮泵和液氧涡轮泵，使两泵分别高速运转，从而 将液氢和液氧大量输送到发动机内。液氢泵 Imin为42000转，液氧泵19000转高速运转， 每秒钟将540升的液氢和190升的液氧分别送 到具有300MPa高压的发动机内。当涡轮泵的低 温燃气进入到主燃烧室并与加入的氧混合时，进 行二次燃烧。此时，主燃烧室燃气的温度达到 3200C并靠喷管进行膨胀后，燃烧气体的流速 每秒高达 24 4km以上，推力约为 HOOkNo 2.3液氧泵进口段的改进 液氧泵的主要部件进口段、涡轮、进行高 速运转的驱动涡轮、轴承。 对液氧泵进行了多次飞行试验得出结论由 于液氧泵入口压力降低，出现了振动，这种振动 发生在液氧泵进口诱导轮处，所以造成了气蚀原 因（伴随入口压力的降低，液氧的沸腾，因此产 生了气泡）。这种振动是发射前发动机试验的结 果，对发射不会有什么影响。但是，火箭发动机 进口段由于高速运转，液氧沸点接近（183。， 不可避免的会产生气蚀。为提高可靠性，改进了 2004 进口段周围的形状以缓解振动的发生。 2.4 LE-7A发动机喷管的设计LE-7A发动机喷管 的延伸轮廓设计为压缩截短喷管。由于系统限制 发动机的整体高度，因此LE-7A发动机采取短 于TP喷管的方案。LE-7发动机和LE-7A发动 机喷管轮廓线的初始扩张角相差约3,所以 LE-7A发动机喷管大于LE-7发动机喷管。 2.4.1 LE-7A发动机喷管延伸段 LE-7A发动机喷管的延伸段由上喷管和下喷 管两部分组成，这是发动机的基本结构。上部和 LE-7发动机一样由再生冷却管道集合而成。下 部由需要冷却的冲压材料组成，它的冷却是靠冷 态的氢气形成的液膜进行的。采用这种结构的原 因是在未来的飞行任务中有可能要求降低飞行器 过载，因此LE-7A发动机附加了节流的性能。 这样喷管延伸段的下部在地面状态下做节流试验 时就取消了。下部的金属喷管需要通过冷态氢气 形成的液膜进行内部冷却，冷态氢气从上部与下 部之间的喷嘴处喷射出来，这样结构上就出现了 一小 台阶。 2.4.2增加喷管的长度 被送到燃烧室的推进剂燃烧时，产生了高 温、高压的燃烧气体，其燃烧气体要通过狭窄的 喉部，然后靠火箭发动机推力室喷管使燃烧气体 进一步膨胀加速到超音速。由于这些燃气快速向 参考文献 1 三菱重工技报.Vol.33No.31996-5 2国外运载火箭技术.2002, 3 3火箭推进.2003, 4 4 Internet 作者简介 李宝蓉1954-,女汉族，辽宁省辽 阳市人，高工，日语专业，科技信息 员；研究方向科技情报研究。 后