2021 年 7 月

第 42 卷 第 7 期

推 進(jìn) 技 術(shù)

JOURNA L O F PRO PU L S ION TECHNO LOGY

July 2021

Vol.42 No.7

半開(kāi)式富氧補(bǔ)燃混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案研究 *

劉紅軍

（西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，陜西 西安 710072）

摘 要：針對(duì)未來(lái)航天主發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用需求，提出了一種燃料供應(yīng)系統(tǒng)采用開(kāi)式循環(huán)、氧化劑供

應(yīng)系統(tǒng)采用分級(jí)燃燒閉式循環(huán)的半開(kāi)式富氧補(bǔ)燃混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案，綜合分析了這種新型混合

循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)所能達(dá)到的比沖性能，對(duì)比分析了新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)作為可重復(fù)使用航天運(yùn)載器主發(fā)動(dòng)

機(jī)相比于開(kāi)式循環(huán)和常規(guī)補(bǔ)燃循環(huán)、全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)缺點(diǎn)，針對(duì)推力為100t級(jí)的液氧煤油

混合發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)進(jìn)行計(jì)算和分析。結(jié)果表明，新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)在主燃燒室壓力 26.5MPa 下，海

平面比沖可以達(dá)到303s，可以以較小的比沖性能損失為代價(jià)，實(shí)現(xiàn)渦輪泵介質(zhì)相容、有效提高發(fā)動(dòng)機(jī)

設(shè)計(jì)裕度。

關(guān)鍵詞：液體推進(jìn)劑火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；混合循環(huán)；富氧補(bǔ)燃；系統(tǒng)方案；液氧煤油

中圖分類號(hào)：V434+

.2 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1001-4055（2021）07-1476-07

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 200685

Scheme Investigation on a Half Open Oxygen-Rich Staged

Combustion Mixture Cycle Rocket Engine

LIU Hong-jun

（College of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China）

Abstract： Aiming at the applications for space launch vehicle main engines，a half open oxygen-rich

staged combustion mixture cycle engine scheme，with which an open fuel supply subsystem and an closed oxygen

supply subsystem are applied，is proposed in this paper. The specific impulse performances of this kind of mix?

ture cycle are calculated，and comparing with open cycle，convention closed cycle and full flow closed cycle，its

advantages and shortcomings are discussed from the viewpoint of being used as reusable space launch vehicle en?

gines. The detail system parameters for a 1000kN thrust level liquid oxygen kerosene mixture cycle engine are cal?

culated. The results show that for the new mixture cycle engine，sea level specific impulse can attain 303s under

the main combustion chamber pressure of 26.5 MPa. Meanwhile，its high critical design margin，along with the

compatibility of turbo-pump mediums，can be obtained at the cost of a small loss of specific impulse.

Key words：Liquid propellant rocket engine；Mixture cycle；Oxygen-rich staged combustion；System

scheme；Liquid oxygen and kerosene

1 引 言

實(shí)現(xiàn)航天運(yùn)載器像飛機(jī)一樣的重復(fù)使用一直是

人類追求的目標(biāo)，Space X 的垂直起降火箭回收與重

復(fù)使用的方式為航天運(yùn)載器實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用開(kāi)辟了一

條新的技術(shù)途徑，但受諸多技術(shù)因素，特別是作為運(yùn)

載火箭心臟的發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的限制，目前所能達(dá)到的

重復(fù)使用次數(shù)有限，且再次發(fā)射周期仍然較長(zhǎng)［1-3］

。

* 收稿日期：2020-09-04；修訂日期：2021-04-16。

通訊作者：劉紅軍，博士，研究員，研究領(lǐng)域?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)。E-mail：Liuhj2019@nwpu.edu.cn

引用格式：劉紅軍 . 半開(kāi)式富氧補(bǔ)燃混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案研究［J］. 推進(jìn)技術(shù)，2021，42（7）：1476-1482. （LIU Hong-jun.

Scheme Investigation on a Half Open Oxygen-Rich Staged Combustion Mixture Cycle Rocket Engine［J］. Journal of

Propulsion Technology，2021，42（7）：1476-1482.）

第 42 卷 第 7 期 半開(kāi)式富氧補(bǔ)燃混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案研究

實(shí)現(xiàn)航天運(yùn)載器的重復(fù)使用的核心關(guān)鍵在于發(fā)

動(dòng)機(jī)。如何在兼顧高推質(zhì)比和保證相對(duì)較高的比沖

性能的前提下實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的可重復(fù)使用，這是目前

面臨的主要挑戰(zhàn)。而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)，隨著高強(qiáng)材料

和結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)方法的應(yīng)用，燃燒組件、閥與調(diào)節(jié)

器等組件在較高的工作壓力下達(dá)到幾十次的重復(fù)使

用次數(shù)已不存在難以克服的技術(shù)關(guān)鍵［4］

，目前制約發(fā)

動(dòng)機(jī)可重復(fù)使用次數(shù)的主要因素仍在于高速渦輪泵

上，如何在系統(tǒng)循環(huán)方案上，在保證發(fā)動(dòng)機(jī)性能的同

時(shí)給發(fā)動(dòng)機(jī)高速渦輪泵創(chuàng)造良好的工作條件和盡可

能高的設(shè)計(jì)裕度，這是研制未來(lái)可重復(fù)使用航天主

發(fā)動(dòng)機(jī)必須首先考慮的問(wèn)題［5-6］

。

從未來(lái)主發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)循環(huán)方案的選擇來(lái)看，開(kāi)

式循環(huán)系統(tǒng)簡(jiǎn)單，但性能偏低；常規(guī)的富氧補(bǔ)燃循

環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)是由一個(gè)預(yù)燃室驅(qū)動(dòng)氧化劑和燃料渦輪

泵 ，通 常 需 要 較 高的預(yù)燃室燃?xì)鉁囟?，較難為渦輪

泵提供較高的設(shè)計(jì)裕度［7-8］

；全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

具有理論燃燒室壓力高、比沖性能高、預(yù)燃室溫度

低、渦輪泵介質(zhì)相容性好等優(yōu)點(diǎn) ，但是由于需要同

時(shí)組織超高壓力的富氧預(yù)燃室和富燃預(yù)燃室進(jìn)行

燃 燒 ，發(fā) 動(dòng) 機(jī) 系 統(tǒng) 復(fù) 雜 ，各分系統(tǒng)流體動(dòng)力學(xué)特性

高 度 耦 合 ，啟 動(dòng) 、變 工 況 和關(guān)機(jī)時(shí)序控制精度要求

高，研制難度大，其可靠性的保證難度較大［9-11］

。

從 有 利 于 實(shí) 現(xiàn) 發(fā) 動(dòng) 機(jī) 的 重 復(fù) 使 用 的 觀 點(diǎn) 出

發(fā)，本文提出一種將開(kāi)式循環(huán)和補(bǔ)燃循環(huán)組合在一

起的半開(kāi)式富氧補(bǔ)燃混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，并對(duì)這種新

型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)方案和參數(shù)進(jìn)行對(duì)比分

析，為未來(lái)可重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)的最佳方案的選擇提

供參考。

2 新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)原理

半開(kāi)式富氧補(bǔ)燃混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)是采用開(kāi)式循

環(huán)和閉式循環(huán)（補(bǔ)燃循環(huán)）相結(jié)合的一種循環(huán)方式，

見(jiàn)圖 1 所示，由開(kāi)式燃料供應(yīng)系統(tǒng)、閉式氧化劑供應(yīng)

系統(tǒng)和推力室等組成。開(kāi)式燃料供應(yīng)系統(tǒng)主要組件

包括燃料一級(jí)泵、燃料二級(jí)泵，燃料渦輪、富燃發(fā)生

器、燃料閥、發(fā)生器燃料閥、發(fā)生器氧閥。燃料一級(jí)

泵增壓后的燃料除一小部分供應(yīng)燃料二級(jí)泵之外，

其余全部經(jīng)燃料閥引入推力室，冷卻推力室后進(jìn)入

推力室的主燃燒室，燃料二級(jí)泵后的一路燃料經(jīng)發(fā)

生器燃料閥進(jìn)入富燃發(fā)生器，與從氧化劑泵后引出

的小部分氧化劑組織燃燒，產(chǎn)生的富燃燃?xì)怛?qū)動(dòng)燃

料渦輪（帶動(dòng)燃料泵），驅(qū)動(dòng)燃料渦輪之后的燃?xì)獠?/p>

引入主燃燒室補(bǔ)燃，而是通過(guò)拉法爾噴管直接排至

外界或引入推力室噴管后段；另一路燃料則經(jīng)預(yù)燃

室燃料閥進(jìn)入富氧預(yù)燃室。閉式氧化劑供應(yīng)系統(tǒng)由

氧化劑泵、氧閥、富氧預(yù)燃室、氧渦輪和預(yù)燃室氧閥

組成。氧化劑泵增壓后的氧化劑除小部分引入富燃

發(fā)生器外，全部引入富氧預(yù)燃室，與從燃料泵后引入

的燃料燃燒，產(chǎn)生富氧燃?xì)怛?qū)動(dòng)氧渦輪（帶動(dòng)氧化劑

泵），驅(qū)動(dòng)氧渦輪之后的富氧燃?xì)膺M(jìn)入推力室的主燃

燒室，與燃料進(jìn)行補(bǔ)燃，產(chǎn)生高溫高壓氣體經(jīng)推力室

的噴管排出產(chǎn)生推力。

富氧預(yù)燃室的燃料的供應(yīng)也可以采用燃料二級(jí)

泵單獨(dú)供應(yīng)，而富燃發(fā)生器的燃料則從燃料一級(jí)泵

后引出，見(jiàn)圖 2 所示。新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程

如下：

啟動(dòng)前燃料充滿燃料一級(jí)泵和二級(jí)泵至閥前，

氧化劑充滿氧化劑泵至氧化劑閥前。啟動(dòng)時(shí)，打開(kāi)

富燃發(fā)生器燃料閥和發(fā)生器氧閥，氧化劑和燃料進(jìn)

入 富 燃 發(fā) 生 器 ，經(jīng) 點(diǎn) 火 燃 燒 產(chǎn) 生 燃 氣 驅(qū) 動(dòng) 燃 料 渦

輪 ，帶 動(dòng) 燃 料 泵 ，燃 料 泵 后 壓 力 上 升 ；依 次 打 開(kāi) 氧

閥 和 富 氧 預(yù) 燃 室 燃 料 閥 ，氧 化 劑 和 燃 料 進(jìn) 入 富 氧

預(yù) 燃 室 ，經(jīng) 點(diǎn) 火 燃 燒 ，產(chǎn) 生 富 氧 燃 氣 驅(qū) 動(dòng) 氧 渦 輪

帶動(dòng)氧泵，氧泵后壓力上升；燃料泵后壓力達(dá)到一

定 值 后 打 開(kāi) 燃 料 閥 ，燃 料 經(jīng) 推 力 室 冷 卻 通 道 進(jìn) 入

推力室的燃燒室與驅(qū)動(dòng)氧渦輪之后進(jìn)入推力室的

富氧燃?xì)庋a(bǔ)燃。達(dá)到穩(wěn)定工況之后，可通過(guò)調(diào)節(jié)富

Fig. 1 Half open oxygen-rich staged combustion mixture

cycle engine scheme 1

1477

推 進(jìn) 技 術(shù) 2021 年

氧預(yù)燃室燃料閥和富燃發(fā)生器氧閥的開(kāi)度調(diào)節(jié)發(fā)

動(dòng)機(jī)的推力，通過(guò)調(diào)節(jié)燃料閥的開(kāi)度調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)混

合比。關(guān)機(jī)時(shí)，關(guān)閉富燃發(fā)生器氧閥和富氧預(yù)燃室

燃料閥，切斷發(fā)生器氧化劑和預(yù)燃室燃料供應(yīng)，燃

料渦輪泵和氧化劑渦輪泵轉(zhuǎn)速下降，揚(yáng)程降低，當(dāng)

泵揚(yáng)程降低到一定值時(shí)燃料閥和氧閥關(guān)閉，發(fā)動(dòng)機(jī)

關(guān)機(jī)。

新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的主要特征是：

（1）燃料供應(yīng)系統(tǒng)為開(kāi)式系統(tǒng)，燃料渦輪泵由

富 燃 燃 氣 驅(qū) 動(dòng) ，燃 料 渦 輪 采 用 小 流 量 高 壓 比 沖 擊

式 渦 輪 ，驅(qū) 動(dòng) 燃 料 渦 輪 泵 的 富 燃 燃 氣 通 過(guò) 拉 法 爾

噴 管 直 接 排 出 外 界 或 引 入 噴 管 后 段 ，不 引 入 主 燃

燒室。

（2）氧化劑供應(yīng)系統(tǒng)為閉式系統(tǒng)，氧化劑渦輪泵

由富氧燃?xì)怛?qū)動(dòng)，氧渦輪采用大流量低壓比渦輪，驅(qū)

動(dòng)氧化劑渦輪泵的富氧燃?xì)庖胫魅紵遗c燃料渦

輪泵供應(yīng)到推力室的燃料進(jìn)行補(bǔ)燃，產(chǎn)生高溫高壓

氣體經(jīng)噴管排出產(chǎn)生推力。

3 結(jié)果與討論

3.1 新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能分析

與常規(guī)閉式補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)相比，由于新型混

合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)燃料渦輪泵的富燃燃?xì)庵苯优懦?/p>

外界，會(huì)造成部分能量損失，比沖有所降低。

設(shè)富燃發(fā)生器流量占發(fā)動(dòng)機(jī)總流量的比例為 μ，

則新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖與開(kāi)式循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)一

樣，可以表示為

Isp = (1 - μ )·Ispc + μ·Ispg （1）

式中 Ispc為推力室比沖，Ispg為驅(qū)動(dòng)渦輪之后的富

燃燃?xì)猱a(chǎn)生的比沖。

富燃發(fā)生器流量占發(fā)動(dòng)機(jī)總流量的比例 μ 可通

過(guò) 發(fā) 動(dòng) 機(jī) 渦 輪 功 率 平 衡 、壓 力 和 流 量 平 衡 關(guān) 系 式

求出。

設(shè)富燃發(fā)生器流量占發(fā)動(dòng)機(jī)燃料流量的比例為

x，則

μ = x

1 + K （2）

式中 K 為發(fā)動(dòng)機(jī)混合比，x 可由燃料渦輪泵功率

平衡求出

x =

Δpf1

η f1

·ρf

+

Δpf2

η f2

·ρf

· K

KoG

+

Δpfp

η fp

·ρf

kg·RTfg

kg - 1 (1 - β

kg - 1

kg

f )·(1 + KfG )ηfT +

Δpf2

η f2

(

KfG

KoG

- 1)

（3）

式中 Δpf1，Δpf2，Δpfp，ηf1，ηf2，ηfp 分別為燃料一級(jí)

泵、燃料二級(jí)泵、燃料預(yù)壓泵揚(yáng)程和效率，KfG，KoG 分

別為富燃發(fā)生器和富氧預(yù)燃室混合比，βf

，η fT

，kg

，RTfg

分別為燃料系統(tǒng)渦輪出口與入口壓力比、渦輪效率、

燃?xì)獾褥刂笖?shù)、氣體常數(shù)與溫度之乘積。

由氧渦輪泵功率平衡關(guān)系式易推出

Δpo = ko·RTog

ko - 1 (1 - β

ko - 1

ko

O )·(1 - x·

KfG

K ) (1 +

1

KoG

)·

ρoηoηoT - Δpop

ηopηopT

（4）

式中 Δpo

，Δpop，ηo

，ηop，ηopT，ηoT 分別為氧泵、氧預(yù)

壓 泵 揚(yáng) 程 和 效 率 、預(yù) 壓 渦 輪 泵 渦 輪 效 率 、氧 渦 輪

效率。

由壓力平衡關(guān)系式可得到

Δpf1 = pc + Δpfc - (Δpfp + pfi ) （5）

Δpf2 = poG + ΔpoGf - (Δpf1 + Δpfp + pfi ) （6）

poG = 1

βo

·( pc + Δpoc ) （7）

pfG = Δpf2 + Δpf1 + Δpfp + pfi - ΔpfGf （8）

Δpo = poG + ΔpoGo - Δpop - poi （9）

式（5）~（9）中 pc

，poG，pfG，pfi

，poi 分別為主燃燒室、

富氧預(yù)燃室、富燃發(fā)生器、燃料入口和氧入口壓力，

Δpfc

，Δpoc

，ΔpoGf

，ΔpoGo

，ΔpfGf 分 別 為 燃 料 一 級(jí) 泵 出 口

至主燃燒室壓降、主燃燒室富氧燃?xì)鈬娮⑵鲏航怠?/p>

富氧預(yù)燃室燃料與氧化劑壓降、富燃發(fā)生器燃料路

壓降。

Fig. 2 Half open oxygen-rich staged combustion mixture

cycle engine scheme 2

1478

第 42 卷 第 7 期 半開(kāi)式富氧補(bǔ)燃混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案研究

推力室混合比

KC = K - KfG·x

1 - x （10）

由以上基本關(guān)系式通過(guò)合理選擇渦輪壓比、渦

輪泵效率、流路壓降等參數(shù)可得到發(fā)動(dòng)機(jī)在對(duì)應(yīng)主

燃燒室壓力下的平衡參數(shù)，而推力室比沖 Ispc，驅(qū)動(dòng)渦

輪之后的富燃燃?xì)猱a(chǎn)生的比沖 Ispg可根據(jù)室壓、混合

比和噴管面積比通過(guò)熱力計(jì)算獲得。

對(duì)于液氧煤油推進(jìn)劑組合，進(jìn)行對(duì)比計(jì)算時(shí)作

如下基本假設(shè)：

（1）不同壓力下富燃發(fā)生器燃燒效率不變，均按

保守值 0.85 計(jì)算，開(kāi)式循環(huán)和混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的富

燃發(fā)生器的混合比根據(jù)渦輪材料安全工作溫度（富

燃燃?xì)鉁囟龋┚?0.3。

（2）三種循環(huán)方式發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室混合比均取

2.7，不同室壓下燃燒效率均取 0.975，推力室比沖按

噴管出口壓力 0.07MPa 通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)熱力計(jì)算給出。

（3）混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)燃料系統(tǒng)渦輪均只考慮沖

擊式渦輪，效率按 0.5 計(jì)算。補(bǔ)燃循環(huán)和混合循環(huán)的

富氧燃?xì)鉁u輪均采用全進(jìn)氣低壓比渦輪，渦輪效率

參照現(xiàn)有補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)給出。

（4）富氧預(yù)燃室混合比依據(jù)渦輪材料安全使用

溫度條件取固定值。

計(jì)算獲得新型混合循環(huán)海平面比沖與主燃燒室

壓力的變化關(guān)系如圖 3 所示。

由圖 3 可以看出，對(duì)于液氧煤油推進(jìn)劑組合，開(kāi)

式循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖在主燃燒室壓力 12MPa 左右出現(xiàn)

拐點(diǎn)，而新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖在主燃燒室壓

力達(dá)到 28MPa 才出現(xiàn)拐點(diǎn)，該壓力值已超過(guò)了常規(guī)

富氧補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)由于渦輪入口溫度限制所能達(dá)

到的燃燒室壓力（實(shí)際上，俄羅斯 RD-191 液氧煤油

補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓力 26.3MPa，其渦輪入口的

富氧燃?xì)鉁囟纫堰_(dá)到接近 900K，對(duì)渦輪燃?xì)馔ǖ啦?/p>

料在高溫高富氧燃?xì)庵械陌踩蕴岢隽撕車?yán)酷的

要求）。

與補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)相比，新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

的比沖在高燃燒室壓力下?lián)p失相對(duì)較小，約 2.5% 左

右。新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)有效避免了開(kāi)式循環(huán)發(fā)動(dòng)

機(jī)主燃燒室壓力無(wú)法提高、比沖過(guò)低（比閉式循環(huán)發(fā)

動(dòng)機(jī)低 10% 左右）的缺點(diǎn)。由于半開(kāi)式富氧補(bǔ)燃循

環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)可以在相對(duì)較低的富氧燃?xì)鉁囟认逻_(dá)到更

高的主燃燒室壓力，從而可以達(dá)到相對(duì)較高的比沖

性 能 ，如 主 燃 燒 室 壓 力 取 21.5MPa，計(jì) 算 液 氧 煤 油

混 合 循 環(huán) 發(fā) 動(dòng) 機(jī) 海 平 面 比 沖 301s，滿 足 比 沖 性 能

不 低 于 我 國(guó) YF-100 液 氧 煤 油 補(bǔ) 燃 循 環(huán) 發(fā) 動(dòng) 機(jī) 的

要求。

3.2 新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)作為航天運(yùn)載器主發(fā)動(dòng)機(jī)

的優(yōu)缺點(diǎn)分析

新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)既具有全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)

動(dòng)機(jī)氧化劑渦輪泵和燃 料 渦 輪 泵 分 別 由 富 氧 燃 氣

和富燃燃?xì)怛?qū)動(dòng)、介質(zhì)相容、軸密封允許泄漏量大、

旋轉(zhuǎn)組件安全裕度大、易于實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用等的優(yōu)點(diǎn)，

同時(shí)又合理避免了全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)燃料供應(yīng)

壓 力 過(guò) 高 、推 力 室 研 制 難 度 大 、系 統(tǒng) 高 度 耦 合 等

缺點(diǎn)［12-13］

。

與常規(guī)閉式補(bǔ)燃循環(huán)相比，新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)

機(jī)作為航天運(yùn)載器主發(fā)動(dòng)機(jī)具有以下優(yōu)點(diǎn)：

（1）燃料渦輪泵壓力低，功率小，研制難度小，結(jié)

構(gòu)質(zhì)量輕，更有利于通過(guò)結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)，較大幅度

降低發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

（2）燃料供應(yīng)系統(tǒng)和氧化劑供應(yīng)系統(tǒng)相對(duì)基本

獨(dú)立，更便于單獨(dú)開(kāi)展試驗(yàn)驗(yàn)證，可以在組成發(fā)動(dòng)機(jī)

全系統(tǒng)之前分別進(jìn)行可靠性考核，有利于降低整機(jī)

試車風(fēng)險(xiǎn)，減少整機(jī)試車次數(shù)，從而降低發(fā)動(dòng)機(jī)研制

成本。

（3）富燃燃?xì)饪梢砸雵姽芎蠖涡纬蓺饽だ鋮s，

噴管后段無(wú)需再生冷卻，推力室冷卻夾套短，冷卻燃

料壓降低、壓力相對(duì)小，可以在降低推力室結(jié)構(gòu)質(zhì)量

的同時(shí)，提高冷卻夾套結(jié)構(gòu)安全裕度，降低推力室的

研制難度。

（4）發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程所需能量小，起動(dòng)過(guò)程控制

簡(jiǎn)單，只需起旋功率較小的燃料渦輪泵即可依靠燃

料泵的壓力完成發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)過(guò)程，便于實(shí)現(xiàn)多次

起動(dòng)。

Fig. 3 Performances comparison of different cycles for

LOX/kerosene propellants

1479

推 進(jìn) 技 術(shù) 2021 年

（5）氧化劑渦輪只需驅(qū)動(dòng)氧化劑泵，所需渦輪功

率相對(duì)小，可有效降低高壓富氧燃?xì)獾臏囟?，從而?/p>

以在確保高壓富氧燃?xì)庀到y(tǒng)的安全裕度的同時(shí)，克

服常規(guī)補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)由于富氧燃?xì)鉁囟鹊南拗乒?/p>

況難以向上調(diào)節(jié)的問(wèn)題。

新 型 混 合 循 環(huán) 發(fā) 動(dòng) 機(jī) 作 為 重 復(fù) 使 用 主 發(fā) 動(dòng) 機(jī)

的主要缺點(diǎn)在于，與開(kāi)式循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)一樣，對(duì)于液

氧 煤 油 推 進(jìn) 劑 組 合 來(lái) 說(shuō) ，燃 料 系 統(tǒng) 的 富 燃 燃 氣 通

道 會(huì) 產(chǎn) 生 積 碳［14-15］，在 多 次 重 復(fù) 使 用 后 需 進(jìn) 行 清

除處理。減少積碳的產(chǎn)生可通過(guò)燃?xì)獍l(fā)生器混合

比 控 制 、提 高 渦 輪 噴 嘴 內(nèi) 型 面 光 潔 度 等 措 施 來(lái)

實(shí)現(xiàn)［13］。

新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)與補(bǔ)燃循環(huán)、全流量補(bǔ)燃

循環(huán)和開(kāi)式循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)綜合對(duì)比見(jiàn)表 1 所示。

3.3 100t級(jí)液氧煤油混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)參數(shù)計(jì)算

分析

海平面推力為 100t 的液氧/煤油混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

的系統(tǒng)圖見(jiàn)圖 4 所示。發(fā)動(dòng)機(jī)配置燃料預(yù)壓泵和氧

化劑預(yù)壓泵。按主燃燒室壓力 26.5MPa，推力室混合

比 2.7，噴管面積比 36，富燃發(fā)生器混合比 0.3，燃料渦

輪壓比 25，氧渦輪壓比 1.72 的設(shè)計(jì)值，通過(guò)熱力計(jì)算

和求解發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)參數(shù)平衡方程［5］

，可獲得發(fā)動(dòng)機(jī)性

能和組件設(shè)計(jì)參數(shù)。計(jì)算時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵效率、燃

燒效率、噴管效率等參數(shù)的取值按國(guó)內(nèi)外現(xiàn)有發(fā)動(dòng)

機(jī)所能達(dá)到的水平綜合選取，見(jiàn)表 2 所示。主要參數(shù)

計(jì)算結(jié)果如表 3 所示。

根據(jù)參數(shù)計(jì)算結(jié)果可以看出，采用液氧煤油為

推進(jìn)劑的新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)在主燃燒室壓力高達(dá)

26.5MPa 且考慮足夠的推進(jìn)劑流路壓降的條件下，燃

Table 1 Assesses of different cycles

Cycle

Performance

Thrust/weight

Scale

Complexity

Compatibility of turbine pump seals

Critical margin of turbine pump

Develop difficulty

Overall assess

Mixture cycle

High

High

Small

High

Good

High+

Medium

High+

Staged combustion cycle

High

Common

Common

High

Bad

Common

Medium

Common

Full flow staged

combustion cycle

High +

Common

Common

High+

Good

High

High

High

Open cycle

Low

High+

Big

Simple

Bad

Common

Low

Low

Fig. 4 100t LOX/kerosene mixture cycle engine schematic

Table 2 Efficiency parameters for the mixture cycle engine

Efficiency parameters

Fuel pump

Fuel kick stage pump

Fuel booster pump

Fuel booster turbine

Fuel turbine

Oxygen pump

Value

0.65

0.5

0.3

0.35

0.5

0.68

Efficiency parameters

Oxygen booster pump

Oxygen booster turbine

Oxygen turbine

Gas generator combustion

Main combustion chamber combustion

Nozzle

Value

0.35

0.45

0.72

0.9

0.975

0.965

1480

第 42 卷 第 7 期 半開(kāi)式富氧補(bǔ)燃混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案研究

料渦輪所需流量?jī)H占發(fā)動(dòng)機(jī)總流量的約 4%，發(fā)動(dòng)機(jī)

設(shè)計(jì)比沖可以達(dá)到較高的值。

計(jì)算結(jié)果表明，新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)由于驅(qū)動(dòng)

氧渦輪的富氧燃?xì)饬髀反螅抑恍栩?qū)動(dòng)氧泵，與由一

個(gè)渦輪同時(shí)驅(qū)動(dòng)氧化劑泵和燃料泵的常規(guī)補(bǔ)燃循環(huán)

發(fā)動(dòng)機(jī)相比，富氧預(yù)燃室的高壓富氧燃?xì)鉁囟认鄬?duì)

較低（僅為 680K），可以大幅地提高富氧燃?xì)庀到y(tǒng)的

安全裕度，有效避免常規(guī)補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)由于富氧

燃?xì)鉁囟冗^(guò)高、安全裕度小、推力難以向上調(diào)節(jié)的

問(wèn)題。

新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)燃料一級(jí)泵所需揚(yáng)程相對(duì)

較低，燃料渦輪功率只為氧渦輪功率的 37%。同時(shí)，

由于推力室冷卻夾套最高入口壓力低（不高于燃料

一級(jí)泵后壓力），可以提高推力室冷卻夾套結(jié)構(gòu)安全

裕度，避免全流量補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)推力室冷卻夾套

結(jié)構(gòu)必須承受過(guò)高壓力帶來(lái)的加工難題。

新 型 混 合 循 環(huán) 發(fā) 動(dòng) 機(jī) 推 力 和 混 合 比 的 調(diào) 節(jié) 可

以通過(guò)調(diào)節(jié)富氧預(yù)燃室燃料閥開(kāi)度、富燃發(fā)生器燃

料閥與富燃發(fā)生器氧閥開(kāi)度（或者在相應(yīng)流路上設(shè)

置調(diào)節(jié)器）改變相應(yīng)流路的壓降，增加或減少富氧

預(yù)燃室燃料流量和富燃發(fā)生器流量來(lái)實(shí)現(xiàn)。同時(shí)

提高或減小富氧預(yù)燃室燃料流量和富燃發(fā)生器流

量可提高或減小發(fā)動(dòng)機(jī)推力，保持富氧預(yù)燃室燃料

流量基本不變，提高或減小富燃發(fā)生器的流量可減

小或增加發(fā)動(dòng)機(jī)混合比。由于無(wú)需在燃料主路設(shè)

置混合比調(diào)節(jié)器，新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)推力和混合

比調(diào)節(jié)組件流量小，可以減小結(jié)構(gòu)重量和降低研制

難度。

4 結(jié) 論

通過(guò)本文的研究，得到以下結(jié)論：

（1）新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)提高主燃燒室壓

力可以達(dá)到相對(duì)較高的比沖性能。計(jì)算分析結(jié)果表

明 ，對(duì) 于 液 氧 煤 油 推 進(jìn) 劑 組 合 ，在 主 燃 燒 室 壓 力

26.5MPa 下，新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)海平面比沖可以達(dá)

到 303s。

（2）新型混合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)可以有效提高發(fā)動(dòng)機(jī)

設(shè)計(jì)裕度，具有渦輪泵介質(zhì)相容、軸密封結(jié)構(gòu)可靠性

高、渦輪泵負(fù)載相對(duì)低等特點(diǎn)，有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)重

復(fù)使用性能。

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Table 3 100t LOX/kerosene mixture cycle parameters

Parameters

Sea level thrust/kN

Chamber pressure/MPa

Chamber mixture ratio

Gas generator mixture ratio

Gas generator pressure/MPa

Gas generator flow rate/（kg/s）

Fuel pump pressure increase/MPa

Kick stage pump pressure increase/MPa

Fuel turbine power/MW

Fuel turbine exit pressure/MPa

Fuel boost pump pressure increase/MPa

Fuel turbine exhaust Isp/s

Value

1000

26.5

2.7

0.30

25

13.0

34.0

21.0

5.99

1.0

0.65

120

Parameters

LOX pump pressure increase/MPa

Preburner pressure/MPa

Preburner mixture ratio

Preburner temperature/K

Oxygen turbine pressure ratio

Oxygen turbine power/MW

Gas generator flow rate/engine flow rate/%

LOX boost pump pressure increase/MPa

Thrust chamber sea level Isp/s

Engine sea level Isp/s

Engine vacuum Isp/s

Engine mixture ratio

Value

51

49

56

680

1.72

16.2

3.96

0.8

311

303

335

2.45

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（編輯：梅 瑛）

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