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183°G 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500°C 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 3200°C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.3(1996-5) 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