中国液体火箭发动机及其应用综述
研究生三队：王军（QS13024）
摘要：本文简要回顾了中国运载火箭发动机的发展，介绍了液体火箭发动机的优缺点、工作原理，介绍了大推力发动机的国内外发展现状，提出了未来液体火箭发动机的发展方向。 关键词：液体火箭发动机；重型运载火箭；液氧煤油发动机；液氧液氢发动机； 1 引言
液体火箭发动机作为目前最为成熟的推进系统之一，具有诸多独特的优势，仍然是各国努力发展的主力推进系统，并且在大推力和小推力方面都取得了诸多成果，本文将美国、俄罗斯、欧洲、日本、中国等国家的发展状况进行了综述，目前美国仍然在大多数推进系统方面领先世界，俄罗斯则继续保持液体推进特别是大推力液体火箭方面的领先地位，欧盟和日本在追赶美国的技术水平，以中国为代表的第三世界国家也开始在液体推进领域同传统强国展开竞争。
世界上第一种研制成功并投入使用的导弹是德国的V-2导弹.可以说，1940年德国开始研制的A4导弹(后改称V-2导弹)，开创了导弹及运载火箭的研制历史。二次大战后，美国在V-2的基础上发展了“红石”导弹，前苏联在V-2的基础上发展了P-
2、P-5导弹。美、俄在各自的弹道式导弹系列中演变出了各自的不同系列的运载火箭。从此，美、俄在宇宙航行中进行了大量的科学试验和研究，直到拥有各自的先进发射运载系统--航天飞机。
纵观美、俄等国导弹及运载火箭的发展道路，都是:仿制--改型--自行设计。我国导弹与运载火箭的发展，也是遵循这样的三步曲，从最初的1059仿制，到中近程导弹的改型，最后到自行设计的中程导弹、中远程导弹及远程洲际弹道式导弹等。在导弹运载火箭的基础上，演变出了我国长征系列运载火箭。长征系列运载火箭是中国的骄傲，现已投入使用的一共有13种型号，它们是长征一号、长征二号、长征二号丙、长征二号丁、长征二号E捆绑式、长征二号丙改进型、长征二号F拥绑式、长征三号、长征三号甲、长征三号乙、长征四号、长征四号乙、长征五号。
2 中国液体火箭发动机历史背景
说到中国液体火箭发动机，不能不提长征运载火箭系列，其实火箭技术，目前为止最关键的部分也就是发动机。中国的运载火箭和其他诸国一样，也是由弹道导弹演变而来。CZ-1火箭源自DF-4型远程弹道导弹；CZ-2火箭和FB-1(风暴一号)火箭都来自于DF-5号洲际弹道导弹；CZ-3火箭是采用CZ-2的一子级和二子级，增加了一个氢氧(LOX/LH2)低温上面级发动机；CZ-4火箭可以说是增加了常温上面级发动机做三子级的CZ-2。随着时间的推移，尤其是冷战的结束，老式派生自弹道导弹的运载火箭难以满足新的发射需求，这不仅是运载能力不够的问题，还包括经济性不足，污染有毒等问题，为此各国都开始开发新一代运载火箭，我国由于经济转轨时期的拨款问题拖后了十多年，不过也开始开发新一代运载火箭系列，主要就是CZ-5系列和CZ-6小火箭，还有KT-1固体火箭和可能由此派生的空射小火箭。由以上的简要介绍可以看出，目前我国使用的运载火箭的发动机，都相当陈旧了，下面简单介绍下现有的火箭及发动机吧。长征一号运载火箭的发动机来DF-4导弹，是一种三级火箭。CZ-1一子级发动机为YF-2A动机，这是由4台YF-1单机并联而成的发动机(其实YF-2严格地说不能算一种发动机的)，YF-2发动机采用偏二甲肼+硝酸-27S(N2O4/HNO3-27S)自燃推进剂，海平面比冲为2349牛·秒/千克，真空比冲2607牛·秒/千克，推力为1020千牛，工作时间140秒；CZ-1的二子级为YF-1基础上改良而来的高空发动机YF-3，加装玻璃钢喷管延伸段，喷管面积比从YF-1的10增加到48.2，相应的YF-3真空推力为294.2千牛，真空比冲2746牛·秒/千克；进一步改进后的YF-3真空推力增加到320.2千牛，比冲为2814牛·秒/千克；三子级的发动机为固体发动机FG-02，采用聚硫橡胶推进剂，装药为1.8吨，真空总冲为4440千牛·秒，真空比冲为2472牛·秒/千克，燃烧时间约为40秒。后来DF-4的改进过程中还派生出长征一号丙型运载火箭，于1997年首飞，CZ-1D火箭的一子级为YF-2A发动机，推力提高到1101.2千牛，海平面比冲增加到2378牛·秒/千克，真空比冲增加到2622牛·秒/千克。CZ-1D的二子级用YF-40代替了原来的固定式YF-3发动机，YF-40发动机采用两台双向摆动并可二次启动的单机并联而成，它是为CZ-4发展的常温上面级发动机(所以有二次启动能力就很正常了)，其真空推力为100.86千牛，比冲为2981.2牛·秒/千克，工作时间约为360秒；三子级采用新的FG-36固体发动机替换了原有的FG-02发动机，采用端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂，真空平均比冲约为2834牛·秒/千克，推力约为44.6千牛，工作时间约为41秒。长征二号运载火箭系列是一种二级火箭。包括长征二号，长征二号C，长征二号D，长征二号E和载人航天使用的长征二号F型火箭，其中长征二号已经于1979年停产，长征二号D为上海航天局的产品。长征二号的发动机技术派生自DF-5导弹，长征二号C的一子级采用4台单机YF-20B并联而成的发动机，称之为YF-21B，又称DaFY6-2发动机，使用偏二甲肼+四氧化二氮(N2O4+UDMH)推进剂，总推力2961.6千牛，海平面比冲为2556.2牛·秒/千克；二子级采用一台主发动机YF-22B和4台游动发动机YF-23B组成，YF-22B和YF-23B又称DaFY20-1和DaFY21-1发动机，确切的说：YF22B/DaFY20-1就是YF20B发动机的高空版。YF-22B发动机推力为742千牛，真空比冲为2922.57牛·秒/千克；YF-23B发动机推力为11.8千牛，真空比冲为2910.5牛·秒/千克。长征二号C改进型火箭(CZ-2C/FP)曾被用作发射铱星，新增加了一个多星智能分配上面级(FP为智能分配器)而改进为三级火箭，在1997至1999年间把12颗铱星送入轨道，值得关注的是，这个智能分配器是我国在MIRV技术方面的首次尝试。智能分配上面级的发动机编号FG-47，采用HTPB燃料的固体发动机，推力为742千牛，真空比冲2825.28牛·秒/千克。长征二号D型火箭是上海航天局的产品，采用增加推进剂加注量和增加推力的方法进行了改进，一二子级的结构布局与发动机和长征四号基本相同(其实和长征二号也基本相同)。一子级采用YF-21B发动机，二子级采用YF-22和YF-23F发动机，其技术数据和长征四号一二子级的一致。长征二号E型火箭是以加长的长征二号C型火箭为芯级，捆绑4台液体助推器组成的大型二级捆绑式火箭系统，可以将9.2吨载荷送入轨道为28.5°，高度200公里的近地圆轨道，它使我国首次掌握了捆绑式火箭的技术。长征二号E型火箭的一子级二子级发动机与长征二号C型火箭基本相同，型号仍然为YF-21B，YF-22B和YF-23B，它捆绑的助推器发动机型号为DaFY5-1(又是YF-20的马甲)发动机，采用N2O4+UDMH推进剂，推力为740.4千牛，比冲2556.2千牛。长征二号E火箭与1988年开始研制，1990年7月16日试验发射成功，1992年首次商业发射。长征二号E火箭还可以增加一个三轴稳定的固体上面级ETS，用于发射同步轨道通讯卫星，可将约3吨有效载荷送入同步转移轨道(GTO)，采用ETS的长征二号E火箭于1995年11月首次成功发射。ETS的发动机称为长征二号E远地点发动机(EPKM)，推进剂为HTPB，真空比冲2863.5牛·秒/千克，平均推力179.2千牛，工作时间为87秒。长征二号F型运载火箭派生自长征二号E型火箭，用于载人航天发射任务，绰号神箭。它是一种二级火箭，其一二子级的改进主要是提高了可靠性与安全性，发动机与性能数据参照CZ-2E火箭长征三号运载火箭是一种三级液体大型运载火箭，其一二子级的结构布局和发动机基本上和长征二号C运载火箭一致，三子级采用了具有高空二次启动能力的LOX/LH2发动机YF-73，长征三号与1984年4月首次成功发射，将实验通讯卫星送入同步转移轨道。长征三号的研制成功使我国成为世界上第四个具有同步轨道卫星发射能力的国家，GTO的运输能力约为1.5吨。YF-73的研制成功与投入使用，使我国成为世界上第二个掌握低温发动机二次启动技术的国家。长征三号火箭的一子级发动机为YF-21B发动机(4台YF-20B并联而来)，二子级采用YF-24D发动机，又称DaFY20-1发动机，三子级采用新开发的使用LOX/LH2燃料的YF-73发动机，推力为44.43千牛，真空比冲4119牛·秒/千克，工作时间为719秒。 长征三号A型运载火箭的主要改进是采用了新型上面级发动机YF-75，其GTO运载能力提高到2.65吨，它于1994年2月8日首次成功发射。YF-75由两台单机并联而成，推力为78.5*2千牛，真空比重为4312牛·秒/千克，工作时间约为475秒。长征三号B型运载火箭以长征三号A型运载火箭为芯级，外加捆绑4台液体助推器组合而成，助推器的发动机为DaFY5-1发动机，推力为740.4千牛，比冲2556.2牛·秒/千克。是我国运载能力最大，技术最先进，构成最复杂的火箭，其GTO运载能力高达5.1吨。长征三号C型火箭也是以长征三号A为芯级，不过仅仅是捆绑了2台助推器，助推器发动机亦为DaFY5-1，可以看做是B型号的精简版，其GTO运载能力为3.8吨。长征四号运载火箭系列是上海航天局的产品，于是，理论上的风暴一号也被算入长征四号系列的范围。风暴一号是上海航天局于1960年代末在DF-5的基础上开发的低轨道运载火箭，风暴一号的一子级二子级发动机也是YF-21，YF-22和YF-23，使用中11次发射7次成功，发射了6颗卫星。对于大多数人，它广为人知是1981年9月进行了一箭三星的发射，而它为了验证新技术进行了的两次低弹道发射知道的人就少得多。这么说吧，早期CZ-2，FB-1和DF-5有很多重叠，那两次低弹道发射实际上是为了验证DF-5的性能，或者说，就是DF-5。 3 中国液体火箭发动机研究进展
我国YF-25发动机的推力及燃烧室压力超过60年代美国的RL-10及70年代末法国的HM-7，接近80年代中期日本的LE-5发动机。YF-25发动机系统功率平衡采用串联双涡轮，与日本的LE-5相同，优于美国RL-10和法国HM-7的单涡轮齿轮传动。YF-75发动机具有整体双向摇摆的功能，燃气发生器采用单壁不冷却身部。这些与HM-7和LE-5发动机是一致的，YF-75发动机的螺旋管大喷管方案类似于法国正在研制的HM-60发动机，达到了国际先进水平。YF-75发动机还将我国可贮存发动机上推进剂利用系统的技术移植到液氢=液氧发动机上，并获得成功。此外，YF-75发动机在研制试验中，采用了某些参数红线关机，如涡轮泵最高转速及最低转速限，涡轮泵振动加速度值，氧泵前推进剂温度等，这是我国液体火箭发动机故障监控系统的雏型。YF-100火箭发动机是中国航拥有自主知识产权的中国第一代120吨级高压补燃（又称分级燃烧循环）液氧煤油火箭发动机，采用自身启动，混合比和推力可调节，单涡轮泵布置，其性能达到了国际液氧煤油发动机的先进水平，是中国90年代中期研发的85吨推力发动机的挖潜型，其前身是90年代中国从前苏联获得的RD-120发动机。2000年YF-100通过中国国家立项，于2012年5月28日通过中国国家国防科工局验收。YF-100火箭发动机将与YF-77氢氧火箭发动机一同成为中国新一代运载火箭的主要动力。YF100火箭发动机是我国新一代运载火箭(即 长征五号)的主要动力之一。
这是一种液氧煤油分级燃烧循环火箭发动机，是我国1990年代中期研发的八十五吨推力发动机的挖潜型。它采用先进的富氧预燃分级燃烧循环，有主涡轮泵两台，其中氧泵为单级，煤油泵为两级，均为预燃室富氧燃气驱动。有预压泵两台，其中煤油预压泵由主煤油泵一级高压煤油分出一支驱动，驱动后介质进入低压煤油主流，液氧预压泵富氧燃气驱动，驱动后介质亦进入低压液氧主流（这与苏/俄RD170高性能发动机相同）。总体而言，其整个动力循环相当先进。 其最大真空推力达140吨，真空比冲达337秒，可以65%节流以调节推力。
YF-100发动机是我国航天推进技术院研制的高压补燃液氧煤油火箭发动机，发动机地面推力达到了120吨，地面比冲高达300秒，其性能达到了国际液氧煤油发动机的先进水平。YF-100发动机自2006年起已经顺利完成了多次600秒长程试车，而发动机在火箭上的工作时间不过是150秒左右，其可靠性已经得到了充分的验证。YF-100发动机还在2010年和2012年分别实现了双机单摆和双机双摆试车，这也分别是长征5号助推器和长征7号芯级的YF-100发动机实际 飞行状态。从目前的消息看，YF-100发动机的研制工作相对顺利，试车时间已经超过了2万秒，研制已经接近尾声，性能也基本达到了设计指标。
相比之下YF-77液氢液氧发动机进度不太理想，研制工作中遇到了很多的问题。YF-77氢氧发动机地面推力约50吨真空推力约70吨，真空比冲约428秒，其性能纵向对比YF-75是巨大的进步，但横向对比先进国家的大推力氢氧发动机则仍然落后很多。即使如此，由于我国之前只研制过真空推力78千牛的YF-75氢氧发动机，加上YF-77发动机没有原型可以借鉴，尤其是我国缺乏大推力氢氧发动机的研制和工程经验，其研制难度要大得多。目前为止YF-77发动机进行了多次500秒长程试车，其长程试车时间已经超过了火箭飞行时发动机的实际工作时间，但考虑到发动机试车过程中暴露出来的诸多问题，完成研制工作仍有待时日。
除了作为主发动机的YF-100和YF-77发动机，我国还为新一代运载火箭研制了YF-75D膨胀循环氢氧发动机和YF-115液氧煤油发动机。从目前的报道看，YF-75D发动机性能现有的YF-75发动机相近，均为真空推力约80千牛和真空比冲约440秒，但可靠性有了很大提高，还可能具备更多的启动次数，用于长征5号火箭的上面级。YF-115则是小推力的高压补燃液氧煤油发动机，真空推力18吨用于长征6号和长征7号火箭的第二级。
中国运载火箭技术研究院下属首都航天机械公司启动“220吨级氢氧发动机”预先研究工作，该型发动机将用于重型运载火箭。“220吨级氢氧发动机”是一种大推力发动机，它的推力是现有“大氢氧发动机”推力的近四倍。该发动机在大尺寸复杂曲面精密成形、精密数控加工、多种焊接技术、部组件装配试验、特殊表面涂层、超低温密封件等多项技术上，都提出了更高的挑战性要求，推力室、发动机喷管、阀门、涡轮泵等一系列关键零件制造技术需要研究突破。另外，中国运载火箭技术研究院（CALT）正在设计长征9号运载火箭，研究将130吨送入地球低轨（LEO）的能力，两个备选方案都与SLS Block 2相似，起飞质量都在4100～4150吨，制造历史上最大型的空间运载器。
发动机是研发的关键。西安航天动力研究所的工程师正在研究一种炼油发动机YF-660，推力达到“土星5号”F－1发动机690吨的水平。北京航天动力研究所也在研发推力200吨的液氢燃料发动机YF-220，同时应用在火箭第一级和第二级。与美国计划将“土星5号”发动机推力提高10%相比，中国计划将超级空间运载器的推力提高10倍，尺寸也比目前最大的长征5号火箭大4倍。YF-660发动机的推力也是中国现役火箭推进器的5倍。
中国工业界一名官员表示，中国目前的工业水平允许研发登月火箭，最低目标是将70吨载荷运到地球低轨，建议中国借鉴SLS的研发理念研发大型航天运载器。2年前，长征9号运载火箭的结构模型曝光，9月23～27日在北京举行的国际宇航联大会展览会（IAC）上，中国运载火箭技术研究院公布主要规格，A计划是第一级火箭中央安装4台YF-660发动机，周边4个助推器各安装一个，B计划中主要推力来自4个固态燃料推进器，每个推力可达1000吨，同时4台YF-220发动机将被安装在第一级，使推力达到4800吨，最终目标是5000吨。
4 中国液体火箭发动机的特点及关键技术
4.1 定义与分类
液体火箭发动机（Liquid Rocket Motor）是指液体推进剂火箭发动机，即使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统。按照推进剂供应系统，可以分为挤压式和泵压式；按照推进剂组元可分为单组元、双组元、三组元；按照功能分，一类用于航天运载器和弹道导弹，包括主发动机、助推发动机、芯级发动机、上面级发动机、游动发动机等，另一类用于航天器主推进和辅助推进，包括远地点发动机、轨道机动发动机、姿态控制和轨道控制发动机等。
4.3 工作原理
液体火箭发动机工作时（以双组元泵压式液体火箭发动机为例），推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进入推力室。推进剂通过推力室头部喷注器混合雾化，形成细小液滴，被燃烧室中的火焰加热气化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成高温高压燃气。燃气经过喷管被加速成超声速气流向后喷出，产生作用在发动机上的推力，推动火箭前进。
泵压式供应系统
挤压式供应系统 4.3 主要优缺点：
同固体火箭发动机相比，液体火箭发动机通常具有以下优点：
通常比冲最高，在推进剂量一定的情况下飞行器速度最大或者有效载荷最重。
推力可调，可随意启动、关机；可脉冲工作（有些小脉冲发动机能工作25万次以上）；推力时间曲线可任意控制，能实现飞行弹道重复。
可在临使用前进行全面的检测，飞行前可在地面或发射台作全推力试车。 能设计成经发射场维护和检测后可重复使用的。 推力室可冷却，可降低质量。
可贮存液体推进剂在飞行器上的贮存已经超过20年，发动机可快速投入使用。
对于泵压式供应系统和较大的总冲，推进系统死重（包括贮箱）相当小(薄壁、低压贮箱)，推进剂质量分数高。
大多数推进剂的排气无毒，环保能接受。
同一推进剂供应系统可为飞行器各处的多个推力室供应推进剂。
工作期间为防止出现可能导致任务或飞行器失败的故障而可以改变工况。 能实现组件冗余以提高可靠性(如双重单向阀或额外推力室)。
多发动机情况下能设计成在一个或多个发动机关机后系统仍能工作(发动机故瘴工作能力)。
低压贮箱的形状能按多数飞行器的空间限制设计(即安装在机冀或鼻锥内)。 淮进剂贮箱在飞行器内的布局能最大程度地减小动力飞行段重心的变化量，提高了飞行器的飞行稳定性、减小了控制力。 通常羽流辐射很弱，烟雾很少。 同时又具有如下缺点：
设计相对比较复杂，组部件较多，故障模式较多。
低温推进剂无法长期贮存，除非贮箱隔热良好、逸出的蒸气重新凝结。推进剂在发射台加注，需要低很推进剂贮存设备。
有几种推进剂的泄漏或溢出会引起危险、腐蚀、有毒和火灾，但采用胶体推进剂可大大减少这种危害。
对于大多数工作时间短、总冲低的应用，总重量较大(推进剂质量分数低)。 非自燃推进剂需要点火系统。
需要独立的增压子系统给贮箱增压。这可能需要长期贮存高压（2000一10000 ps）惰性气体。
控制燃烧不稳定性的难度较大。
枪击会造成泄漏，有时会引起曹火，但一般不会发生爆炸，胶体推进剂可减小甚至消除这些危害。
少数推进剂(如红烟硝酸)的烟雾有毒。
由子推进剂平均密度较低、发动机组件安装效率相对较低，一般所需空间较大。
若飞行器解体、燃料和氧化剂紧密混合，则有可能〔但一般不会〕产生爆炸性混合物。 贮箱内的晃动会给飞行稳定性带来问题，但可用隔板把问题减到最小程度。 若贮箱出口露空，吸入的气体会引起燃烧中断或燃烧振荡。 某些烃类燃料会产生含烟〔灰)的排气羽流。 零重力环境下的启动需采取专门的设计措施。
低温液体推进剂有启动延迟，因为把系统流道硬件冷却到低温需要一段时间。 需冷却的大型推力室的寿命大概限于一百多次启动。 大推力发动机的启动时间需好几秒。 4.4 发动机主要技术成就 4.4.1 简单可靠的系统方案
发动机系统方案设计是发动机设计的先导与基础，系统方案的先进程度在一定程度上决定着发动机的先进性。我国在远程洲际导弹大型液体火箭发动机研制初期，结合我国实际国情，采取了简单可靠的系统方案，如:采用汽蚀管、节流圈控制流量：采用电爆阀门，实现不带气上天：采用炮式起动方式，提高起动加速性：采用分机关机，减小水击压力及后效冲量，提高飞行精度等。实践证明，此系统方案达到了高的性能及可靠性，适应于导弹武器及运载的共同需要。
4.4.2 实现了发动机摇摆
发动机摇摆是一种先进技术，我国在远程洲际导弹型号上开始研制，根据我国国情，经论证确定一级采用单机泵前单向摇摆方案，四机并联实现切向摇摆功能，每台单机沿切向做YF100火箭发动机是我国新一代运载火箭(即 长征五号)的主要动力之一(另有YF77液氢/液氧火箭发动机)。
这是一种液氧煤油分级燃烧循环火箭发动机，是我国1990年代中期研发的八十五吨推力发动机的挖潜型。它采用先进的富氧预燃分级燃烧循环，有主涡轮泵两台，其中氧泵为单级，煤油泵为两级，均为预燃室富氧燃气驱动。有预压泵两台，其中煤油预压泵由主煤油泵一级高压煤油分出一支驱动，驱动后介质进入低压煤油主流，液氧预压泵富氧燃气驱动，驱动后介质亦进入低压液氧主流（这与苏/俄RD170高性能发动机相同）。总体而言，其整个动力循环相当先进。
4.4.3 解决了推力室横向高频不稳定燃烧
液体火箭发动机研制过程中，克服推力室高频不稳定燃烧问题是一大难关。高题不稳定燃烧最具破坏性，其主要破坏形式是: 喷注器周围和燃烧室内壁烧毁：发动机各组件机械破坏，包括焊缝撕开、管路断裂、连接件松脱等。
而燃烧系统对高频振荡的固有稳定性，主要取决于在给定压力扰动下，系统用来维持振荡的能量的大小，以及补充维持振荡流量的时间与扰动周期的关系。而这些与喷注器及隔板的设计密切相关，因此，为了提高燃烧效率又要使燃烧过程稳定，采取了如下技术措施:
1）精心设计了喷注器
喷注器的设计质量直接影响着燃烧室的燃烧稳定性、效率及寿命，设计先进的喷注器应在具有较高的燃烧性能的基础上，具有良好的燃烧稳定性，同时能具有较好的起动、关机、冷却性能等。
为了保证燃烧稳定性，喷注器设计采用合适的径向流强分布及液相分区的设计原则。根据这个原则，对喷注元件、喷嘴排列、流强分布、余氧系数分布、头部分区大小等均进行了精心设计，先后进行了十一种方案，其中，远程洲际导弹发动机选用了“”方案，长征系列发动机选用了“A”方案。经大量试车及飞行验证，发动机未出现高频不稳定燃烧现象。
2）采用了防振隔板装置
隔板是安装在喷注器上通过改变燃烧室的声学性能、限制振荡流态和对振荡产生阻尼而达到抑制燃气的低阶横向高频振荡目的的一种阻尼装置。隔板的设置可以大大提高燃烧室的固有振荡频率，.增强抗横向燃烧振荡的能力，增加燃烧室固有稳定性：另外，隔板能显著增强燃烧室的耗散机能，其高度和数量的改变直接影响着推进剂的破碎、雾化、混合以及燃烧的全部过程，使得压力波在疏密介质分界面的耗散也发生了变化。这种作用综合反映在燃气平均声速的改变上，最后体现为振荡频率和振幅的变化。
经过多种方案的比较，最后采用了轮毂隔板结构方式，为一周六径高度为100mm的再生冷却隔板，以焊接方式与喷注器连接。隔板的成功设置，把推进剂雾化‘混合和初始燃烧过程分隔在若干区域内完成，从而改变了燃烧室主要燃烧区内的燃气声振特性，并增加了对声振的阻尼作用，大大地提高了燃烧室的燃烧稳定性。 4.4.3 克服了耦合型的中频流量型振动
在大型液体火箭发动机研制过程中，曾遇到输送管路系统的压力脉动与推力室压力振荡相耦合所产生的振动，也称为中频流量型振动。表现在试车过程中出现800-1000Hz主导振型振动，该频率在不同位置的机械振动、管路内压力脉动、燃烧室喷嘴前压力脉动以及燃烧室圆柱段动应变等速变参数上均有反映。燃烧室压力的脉动通过管路中的液体压力脉动进行相互增强，激起强烈的振荡燃烧，影响燃烧室乃至整个发动机的工作。试车中一旦出现耦合振动，发动机零、部、组件就有不同程度的破坏，如果振动加剧将导致试车失败，且性能下降，比冲有较大幅度的降低。经理论计算分析燃烧室存在一阶纵向振动，其频率值经声学试验验证约为850-1000Hz。燃烧室一阶纵向振动的特点是在喷注器面上存在一个压力峰，如果只发生单纯的一阶纵向振动，由于阻尼的存在，振动会逐渐衰减。经分析，满足发动机持续振动的能量前提是氧化剂主导管内存在驻波。经理论计算分析及水声试验证实在氧化剂主导管内存在一个800-1000Hz驻波形压力脉动。
由于输送系统和燃烧室两个动特性的相互作用，产生耦合振动，最终反映在流量的较大变化，其振荡频率是燃烧室一阶纵向中频，维持这种振动的能量条件是流量的大脉动，故称这种振动为中频流量型振动。在搞清楚此振型产生机理的基础上，对输送系统和推力室同时采取措施，使其振动不产生相互耦合。根据中频流量型振动产生及发展的机理，采取了以下技术措施:
1）改进喷注器方案:设计时除考虑燃烧效率、隔板保护、抗高频不稳定性燃烧外，着重考虑抑制中频流量型振动的措施，在多个方案中，选取“K”方案的喷注器。具体为，适当降低喷嘴压降和调整喷嘴压降比、采用突出的锥形流强分布、隔板两侧采用大流强、适当减小射流撞击角度，改变燃烧室的声振频率范围，从而避免与输送系统的相耦合：
2）对输送系统采取减振措施:经分析，在氧化剂主系统管路中设置\"0”型节流圈，可起到减振的作用，并且节流圈的位置不同其阻尼作用也就不同，当节流圈设置于压力波节点(即流量波腹)位置时效果最佳，另外，节流压降越大其效果越明显。由于燃烧室引起的流体强迫振荡的幅值随着离开燃烧室距离的增加而衰减，所以，将节流圈放在离燃烧室最近的流量波腹位置将起到最佳的减振效果。后经试车及飞行考验，再未出现耦合振动，证明该方案正确、合理、可靠。
特别一提的是，以上两项措施的有效实施，中国发动机工程师形象地称其为“OK \"方案。 5 中国液体火箭发动机与其它国家液体火箭发动机的比较 5.1 中国大推力液体火箭发动机发展设想
5.1.1 发展历程与基础分析
中国航天运载火箭一直坚持以液体火箭发动机为主动力，经过几十年不懈努力，中国研制了长征系列运载火箭，其主动力YF-20系列发动机已成为中国航天的“金牌”产品，同时中国成功研制了YF-75等高性能液氧液氢发动机，完成了百余次卫星的发射，实现了载人航天和绕月飞行的伟大壮举。正是依靠液体动力，中国航天取得了世人瞩目的辉煌成就，奠定了世界航天大国的地位。
上世纪80年代后期，中国开始论证新一代，液体火箭发动机。90年代中期开展了120吨级液氧煤油发动机和50吨级液氧液氢发动机研制。十几年以来，中国已掌握了两种发动机的各项关键技术，研发了一批新材料和新工艺，并成为世界上第二个成功突破液氧煤油高压补燃技术的国家，为研制下一代大推力液氧煤油和液氧液氢发动机奠定了坚实的基础。
目前，以液氧煤油和液氧液氢发动机为动力的CZ-5, CZ-6和CZ-7新一代系列运载火箭研 制正在深人进行，新发射场等一大批基础设施正在建设，以上述两种发动机为主的动力体系正在形成。在此基础上，进一步研制大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机符合中国国情，是中国航天动力体系的延续和发展，符合可持续发展的基本国策。 5.1.2 主要特性
两种大推力液体火箭发动机主要性能参数如表2所示。
5.2 国外大推力火箭发动机发展现状与趋势
上世纪50年代，苏联率先研制成功推力百吨级的RD-107/108液氧煤油发动机。19s7年10月4日，以其为动力的东方号运载火箭，成功发射了第一颗人造地球卫星，人类从此步人太空时代;1961年4月12日，将首位宇航员送人太空，开创了载人航天的历史。使用该发动机的联盟号运载火箭，至今仍是世界上最可靠和发射次数最多的运载火箭，也是国际空间站载人、送货的可靠保障。
上世纪60年代，苏联研制了推力150吨级的NK-33液氧煤油高压补燃发动机，用于登月火箭N-1的一级，由于总体设计的缺陷和采用多达30台发动机导致火箭可靠性降低，造成4次飞行试验全部失败，但NK-33发动机仍是性能先进、结构可靠的发动机。上世纪70, 80年代，苏联又成功研制了推力800吨级的RD-170液氧煤油高压补燃发动机和200吨级的RD-0120液氧液氢高压补燃发动机，达到了液体火箭发动机技术的顶峰。苏联解体后，俄罗斯研制成功了推力400吨级的RD-180和200吨级的RD-191液氧煤油发动机。当前，俄罗斯以RD-170, RD-180, RD-191以及RD-0120发动机为动力，开始研制安加拉系列、罗斯一M系列运载火箭，并提出了LEO运载能力125吨的阿穆尔重型运载火箭方案，用于载人登月和深空探测的运载器，进一步扩大航天运载领域的优势。
几十年发展中，俄罗斯(前苏联)始终坚持以液氧煤油发动机为主的航天动力体系，从而使大型液体火箭发动机技术水平遥遥领先于其他国家。近年来美国、欧洲、印度、日本及韩国相继引进了俄罗斯液氧煤油高压补燃发动机技术，联盟号运载火箭被欧洲和美国引进用于商业发射。
美国大推力火箭发动机发展历程曲折，上世纪70年代以前美国的航天运载动力体系与苏联相似，以液氧煤油发动机为主、常温有毒推进剂发动机和液氢液氧上面级发动机为辅。上世纪60年代年，美国研制成功了推力700吨级的F-1液氧煤油发动机和百吨级的J-2液氧液氢发动机用于土星V重型运载火箭，1969年7月20日，成功实现了载人登月的伟大壮举。此后又研制了推力200吨级和300吨级的SSME和RS-68液氧液氢发动机，目前已提出研制用于下一代重型运载火箭的液氧煤油发动机。上世纪90年代，美国引进俄罗斯液氧煤油发动机技术，此后又在航天飞机改进计划中提出RS-76, AJ-800等液氧煤油发动机助推器方案;在第二代重复使用运载器计划SLI中提出研制RS-84等液氧煤油发动机;并 在最新的航天计划中推出研制大推力液氧煤油发动机。
欧州航天局为了降低阿里安5运载火箭的发射成本，启动了“未来航天运载器预先发展计划(FLPP) \"，提出400吨级伏尔加和200吨级乌拉尔液氧烃发动机计划。
为了构建航天大国，印度提出庞大的发展规划，2010年启动了200吨级液氧煤油发动机研制，计划用于载人登月运载火箭。
纵观世界航天发展，大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机因其具有使用成本低、性能高、环保无污染、推力和混合比可调节及可采用故障诊断系统确保宇航员安全等优点，是航天运载最佳的动力组合，世界各国中，俄罗斯和中国坚持使用液体火箭发动机方案。其他国家包括美国在内，也正在考虑助推火箭液体化。可以说，大型运载火箭液体化正在成为世界航天发展的潮流。
表1列出了国外主要大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机。
6 结论与展望
中国大型液体火箭发动机，经过了30多年的研制历程，发展与演变出适用于各种型号运载火箭的系列发动机，现已成功应用于我国远程洲际导弹和长征系列运载火箭，在过去的所有飞行发射试验中，大型液体火箭发动机保持着100%的成功率，为我国国防现代化建设及航天空间技术应用与发展做出了巨大的贡献。随着空间技术的不断发展，科技水平的不断提高，研制经验的不断成熟，还将发展、衍生出更多性能与可靠性更高的发动机型号。
中国大型液体火箭发动机，在不断发展中改进、完善与提高，也将在不断改进、完 善和提高中不断发展。
1)载人登月、深空探测、各种超大型有效载荷将成为21世纪前50年航天发展的重点和方向。随着中国综合国力的快速增强，大幅度提升进人空间能力、积极开展上述航天活动已成为未来航天发展的必然，其中重型运载火箭动力系统是实现上述目标的关键。
2)大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机使用成本低、性能高、无毒环保、工况可调、可通过故障诊断提高宇航员安全，是航天运载动力系统的发展趋势和最佳组合。液体火箭发动机一直是中国航天发展的基础和优势，研制大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机符合未来发展和中国国情，中国重型运载火箭应以此为动力。
3)按照中国目前的技术水平、经济实力及工业基础，2020年前后可完成两种大推力发动机研制，满足中国载人登月和深空探测、发射大型空间站等重大航天活动的需求，提升中国进人空间的能力，为中国本世纪建设航天强国提供强大的动力、为人类探索与开发空间作出贡献。
参考文献
1.孙宏明
《发动机系统设计研制总结》
2.沈虚白
《发动机提高性能可靠性的一些意见》 3.王新龄
《YF-21发动机总体设计研制总结》 4.赵宏超
《YF-24发动机总体设计研制总结》
5.王治军
《大推力液体火箭发动机的中频流量型振动报告》 6.蒋勤华
《长征三号二级发动机研制》 7.沈虚白
《YF-20B发动机方案设计总结》 8.沈虚白
《YF-21B发动机设计评审报告》
9.蒋勤华
10.张启佳 11.孙惠君 12.段增斌 13.国占臣 14.张宝混 15.赵宏超 16.段增斌 17.张金容
YF-21B研制》
CZ-2F发动机可靠性试车方案研究》
CZ-2F发动机初样研制阶段技术工作总结》 CZ-2F发动机研制中的基于问题》
《长征四号运载火箭一级发动机《长征四号一级发动机总体设计阶段研制小结》《长征四号二级大喷管推力室研制小结》《《《《发展中的中国液体火箭发动机》《稳步发展的中国航天运载技术》《长征系列运载火箭
一、二级发动机可靠性论述》
