原标题：

A Review of Throttling Technology Development for Large-Thrust Liquid Rocket Engines

摘要：

大推力液体火箭发动机的节流技术是当前和未来空间发展的关键技术，可以提高运载火箭的任务适应性，降低风险，促进火箭回收技术的发展。本文综述了国内外大推力液体火箭发动机节流技术的现状和发展趋势。根据火箭发动机的工作原理，推进剂流量控制是调节火箭发动机推力的主要方式，而推进剂流量控制系统和可调喷注器是推进剂流量控制的主要措施。本文阐述了典型推进剂流量控制系统和可调喷注器的工作原理，介绍了YF-100、RD-170和SSME等典型大推力发动机的推进剂流量控制的方案，总结了当前可节流大推力发动机的主要特点。最后，讨论了发动机节流的关键技术和发展趋势，包括低推力水平下推力室的燃烧稳定性和可靠冷却，涡轮泵的稳定性，以及在各种工况下的稳定调节和精确控制。 

【1】介绍

大推力液体火箭发动机是大多数现代运载火箭和航天器的主要推进系统。节流可用于完成各种不节流发动机无法完成的飞行功能，所以节流便成为了先进大推力发动机的一个重要特征。节流最常见的用途包括调整助推段飞行轨迹、减少飞行中空气动压、减少载荷负担和提高运载能力。节流使火箭能够在低推力水平的情况下进行飞行前审查（中国有相当一部分火箭是不使用火箭牵引装置的，即推重比大于1就飞），以便在确认所有系统正常运行之前，火箭不会起飞。在发动机即将关机时，节流可以减少停机时的后效冲量（后效冲量误差是引起飞行弹道误差的一个重要误差源。简单来讲，指的就是发动机从关机瞬间开始，剩余的推进力使推进级获得了计划外的Δv。使轨道存在偏差，甚至引发事故。由于发动机关机过程为复杂的动态瞬变过程，且受多种因素影响，同时考虑地面与飞行状态的差异，难以准确评估发动机高空条件下后效冲量，最典型的例子就是SpaceX的猎鹰一号运载火箭的第三次发射。在其第三次发射时，一级的Merlin 1C发动机并没有完全关闭，导致后效冲量过大，分离后一级获得了太多的后效冲量，且二级还没来得及点火，一级就“追尾了”，发射任务失败。导弹的后效冲量控制的相当精准，这也是判断某款火箭能不能改装成导弹的重要因素之一），并降低分离时的风险。对于可重复使用的火箭来说，节流可有助于实现一级和助推器的垂直着陆和回收。

节流技术已成功应用于许多大推力发动机。Merlin 1D可以在额定水平75-100%之间调节推力（有一说法是45-100%）。通过安装九个Merlin 1D发动机，猎鹰九号可以实现一级的高精度回收。RD-180可以从额定推力的100%调整到47%。这种能力使阿特拉斯-V运载火箭能够精准控制飞行过载并提高运载能力。航天飞机主发动机（即SSME，Space Shuttle Main Engine，最后一个版本是RS-25D）是一种可重复使用发动机，推力调节范围为65-109%。SSME在停机前推力会节流至65%，以降低后效冲量并保护推进系统。在长征八号的首飞中，成功地将节流技术应用于1200kN推力的YF-100发动机上。

未来多样化的发射任务对运载火箭的运载能力、适配能力和安全性提出了更高的要求。这些进一步对大推力发动机的节流技术提出了挑战。为了提供低成本、安全、精准的入轨服务，目前运载火箭的设计更趋向于可重复使用。可重复使用火箭的一个主要方向就是通过垂直着陆回收一级或助推。安全可靠的着陆要求发动机精确稳定地将推力调节到较低水平，这需要深度节流技术的进一步发展。尽管节流技术已经发展了几十年，但仍有一些关键问题需要深入研究和实际解决，以满足实际需求。

【2】节流原理与方法

液体火箭发动机的推力是喷射气体的反作用力和作用在外表面的周围大气压力的总和。它可以表示为：

式中，F是推力，qm是推进剂的总质量流量，Ve是喷嘴出口处的排气速度，pa是所处位置的大气压，pe是喷嘴出口处的排气压力，Ae是喷嘴出口面积。排气速度取决于推进剂自身性质、燃烧气体的绝热指数、喷管的压力和喷嘴喉部面积。推进剂性质、绝热指数和喷管压力对推力的影响不显著。通过改变喉部面积来改变推力通常用于固体火箭发动机，但难以应用于液体火箭发动机。在实践中，调整液体火箭发动机推力的最有效方法是改变推进剂的总质量流量。因此，节流通常被用作推力调节的同义词。

在大推力液体火箭发动机中，推进剂由泵供给燃烧室，然后在燃烧室中燃烧产生推力。通常，有两种调节推力的方法：改变涡轮功率或调节推力室中的喷注器。

2.1 改变涡轮功率

目前，节流阀、可变面积文丘里管和流量调节器是用于控制推进剂流量的典型调节装置。文丘里管通常用于小推力发动机。节流阀相对简单，广泛应用于大推力发动机中。然而，它们的缺点是流量容易受到外部干扰的影响。与节流阀相比，流量调节器是一种自稳定装置，可在无需任何主动控制的情况下，针对压力扰动自动稳定流量。美国的发动机通常使用节流阀和闭环控制系统的组合进行节流，而俄罗斯和中国的发动机则更常用自稳定流量调节器和开环控制系统的组合。

典型流量调节器的结构如下图所示。流量由2控制，而2的面积又可以通过1进行修改。滑块能够响应压差和弹簧力，从而自动调整6的面积。这样就可以使流量稳定在一定的数值内。

流量调节器有两个有利于节流的关键特性。首先，流量随驱动装置角度线性变化。其次，流量可以在很大的压降范围内精确地保持恒定。第一个特性使调节系统简单有效，而第二个特性使发动机在大范围的推力水平下更稳定。

流量调节器已成功应用于一些著名的发动机，如RD-180、RD-0120和YF-100。在这些发动机中，流量调节器安装在预燃器供给管路中，即在富氧化剂预燃烧器的燃料供给管路中或在富燃料预燃烧器的氧化剂供给管路中。下图显示了1200kN推力的YF-100发动机的系统组成。这样，调节装置的一个小动作就可以产生汽轮机功率的显著变化。涡轮功率的变化可以导致推力的大幅度变化，而混合比的偏差会很小。

下图显示了YF-100发动机中推力和混合比随流量调节器运作的变化。

2.2 调节推力室中的喷注器

整个喷注器的压降对于燃烧室中推进剂的有效雾化、混合和燃烧至关重要。通过刚度测量喷油器压降的充分性，刚度定义为压降Δp除以腔室压力p。刚度应大于5%，以防止燃烧不稳定。刚度与气体喷射器中的流速无关。相反，液体喷射器的刚度和流量成正比。这意味着额定推力下刚度为10%的喷油器在推力降至50%时将不稳定。可变推力发动机的液体喷射器需要专门设计以避免这些问题。

确保低推力水平下喷注器刚度的一种方法是提高额定推力下规定的设计刚度值。该方法已成功应用于RL10A-1系和SSME系发动机。然而，高压降对涡轮泵提出了严格的要求，从而降低了额定推力下的性能。更实用的解决方案是可调喷注器，它可以在不同流速下改变压降。

带可移动元件的可变面积枢轴喷注器是可调喷注器的典型示例。下图显示了可变面积枢轴喷油器的示意图。

在低流速条件下，套筒向下移动以缩小节流孔并增加压降。枢轴喷油器的结构也有利于推进剂的雾化，从而提高燃烧稳定性。

下图是枢轴的喷雾区域结构。从燃料孔喷入的横向液膜与从氧化剂孔喷入的径向液膜发生碰撞。碰撞形成一个喷雾扇，使推进剂更好地混合。

可变面积枢轴喷注器最成功的应用是阿波罗登月舱下降发动机（LMDE，Lunar Module Descent Engine）。LMDE在喷注器系统中采用可变面积的空化文丘里管控制流量，实现了10:1的宽调节范围。Merlin-1D发动机是另一个十分有名的使用该技术的发动机，同样具有可变面积枢轴喷注器，能够将推力降低到额定水平的75%（有一说法是45%）。

注气是降低喷注器的流体密度的一种行之有效的方法。通过向推进剂流中注入惰性气体，可以在不影响推进剂流量的情况下增加压降。下图显示了在喷注器混合头之前将氮气喷入的方法。该方法已在改进的RL10A-1发动机上进行了测试，成功地消除了10:1调节范围内的所有燃烧不稳定因素。LMDE的竞争对手Rocketdyne SE-10发动机也使用氦气喷射实现深度节流。

当使用涡流喷注器时，可通过降低流量来维持低流速下的压降。在低流速下，阀门2关闭时，有效进口面积减小，流量系数减小。2001年，在客座教授弗拉基米尔·巴扎罗夫（Vladimir Bazarov）的专家指导下，该方法在宾夕法尼亚州立大学（Pennsylvania State University）成功进行了测试，达到了10:1的调节范围。

【3】可节流大推力发动机综述

自20世纪60年代以来，美国、俄罗斯、中国和其他国家成功开发了许多可节流的大推力发动机。下图列出了一些知名的例子（有些数据是不对的）。

RD-170是一台分级燃烧循环液氧煤油发动机。由安装在富氧预燃室的燃料供给管路中的流量调节器控制，这是通过流量调节器的“小动作”获得宽调节范围的最有效方法，如上面第2.1节所述。RD-180和RD-191是RD-170的衍生物，使用相同的节流解决方案。YF-100采用了与RD-170系列类似的系统方案和调节方法。此外，RD-191使用了一个双位阀作为氧化剂主阀，并在预燃器燃料阀之前添加了一个节流阀。在低推力水平下，将预燃器燃油阀前的节流阀调整到高阻力位置，以防止由于喷油器压降较低而导致给水系统和预燃器的耦合振荡。随着推力进一步减小，双位置氧化剂阀随后切换到高阻力位置，以防止预燃烧器温度过低。这些措施使RD-191能够将推力降低到额定水平的32%。

RD-0120是一台分级燃烧循环液氢液氧发动机。该发动机推力由预燃室的氧化剂管路中的流量调节器控制，可降低至额定水平的50%。SSME（RS-25）也是一种分级燃烧循环液氢液氧发动机，但采用不同的系统方案和节流方法。在该发动机中，氧和氢由两个单独的涡轮泵总成供应至推力室。因此，由于两个涡轮泵单独工作，使得节流更加复杂。控制系统感测燃料和氧化剂流速以及燃烧室压力，并通过调节两个预燃烧器的氧化剂阀精确控制推力和混合比。另一个控制回路限制涡轮进口处的温度。在低推力水平下，腔室冷却液阀切换至半开位置，以调整冷却剂流速。在液氢液氧发动机中，推进剂通常作为超临界流体注入推力室，不受上述刚度限制。该特性允许液氢液氧发动机通过固定几何形状的喷油器实现更深的节流。SSME和RD-0120都在地面试验中证明了大约6:1的节流。

在过去的十年中，SpaceX已成为先进节流技术领域的崛起新力量。SpaceX开发的猎鹰九号是第一个实现轨道级火箭一级回收的运载火箭。猎鹰九号一级发动机是Merlin 1D，这是一种具有深度节流能力的燃气发生器循环液氧煤油发动机。由燃气发生器中的节流阀和推力室中的可变面积枢轴喷注器协调控制的推力可降低至额定水平的75%（有一说是45%）。猎鹰九号一级的垂直着陆是通过九个Merlin 1D发动机的协作实现的。Raptor是一种液氧甲烷全流量分级燃烧循环发动机。富氧预燃室和氧化剂涡轮泵组件安装在燃烧室进口上方，而富燃预燃室和燃料涡轮泵组件安装在与推力室平行的轴上。由于推进剂以气体形式注入推力室，因此推力室具有固有的良好燃烧稳定性，即使它使用固定几何形状的喷射器。由于该特性，全流分级燃烧循环比其他循环产生更宽的调节范围。猛禽已经演示了节流至40%推力，但其设计节流范围为25%至100%。

总之，目前的可节流大推力发动机通常可以将推力调节到40-60%，只有一些发动机可以节流至20-30%。大多数发动机使用分级燃烧循环来满足额定性能要求，并通过改变涡轮泵的功率来调节推力。俄罗斯和中国开发的发动机通常使用流量调节器来控制推力。美国开发的发动机采用不同的方法，通过节流阀和控制系统的组合来控制推力。大多数发动机使用固定几何喷油器以确保额定性能。采取了具体措施，以防止液体喷注器上的低压降在低推力水平下产生振荡。全流量分级燃烧循环发动机固有地具有更宽的调节范围，因为其气体喷射器在低推进剂流速下不会受到燃烧不稳定性的影响。然而，由于两个独立涡轮泵的复杂功率重新分配，这些发动机的控制会很困难。

【4】节流的关键技术及发展趋势

对于大推力发动机，实现额定性能始终是主要关注点，而通过节流改善任务适应性则被视为额外需求。因此，部件主要设计用于额定条件，在节流施加的非额定条件下运行时可能会引发故障，这些问题对于深度节流尤其严重。当前的技术挑战集中于平衡高性能和宽范围适应性。鉴于对大推力发动机节流能力的需求不断增加，一些关键技术仍需进一步开发。

4.1 低推力水平下的燃烧稳定性

如第2.2节所述，喷油器对气体发生器和燃烧室的燃烧稳定性至关重要。在低推力水平下，喷注器压降不足，无法提供足够的雾化以获得良好的性能和系统稳定性。在这些条件下，即使是小规模的粗糙燃烧也会在整个系统中引起振动。长时间的系统振动会导致管道断裂、推进剂泄漏等问题。对于分级燃烧循环发动机中常用的开口式涡流喷油器，当压力升高时，涡流室中的液膜变厚，气芯与液膜的相互作用引起耦合振荡，导致燃烧不稳定，影响涡轮泵的运行。下图显示了旋流喷油器的内部流动和喷雾过程。在节流过程中，特别是在深度节流过程中，预燃室的推进剂流量和混合比变化很大。在低推力水平下，预燃烧器中的混合比很大程度上偏离额定值。这种混合比导致的温度过低是预燃烧器运行不稳定的另一个原因。

抑制燃烧不稳的一种方法是改进喷注器的结构。可变轴针式喷油器是目前各种可调喷油器中最成功的，而气体喷射和多歧管涡流式喷注器仍需进一步发展。对于涡流喷注器，通过改变喷注器结构来改变耦合频率可以有效地降低耦合振荡。燃烧不稳定性也可以通过调节推进剂注入系统来抑制，例如通过改变推进剂注入管路中的阻力来增加压降，或者通过调节氧化剂和燃料流量来修正混合比偏差。

4.2 涡轮泵的大范围运行稳定性

在泵头与流量轴速比Q/n的曲线中，正斜率表明泵的性能不稳定。如果头部曲线具有驼峰区域，则表示坡度为正Q/n值较低时，当发动机节流时，泵将进入不稳定的工作状态。下图显示了涡轮泵的温度场。为确保在各种运行条件下的稳定性，需要扩大泵压头曲线中的负斜率区域，这可以通过优化泵结构来实现。另一种提高运行稳定性的方法是在设计调节方案时，通过减小Q/n的变化范围来避开驼峰区域。智能算法和机器学习的发展将使未来的设计师能够创造出具有更窄驼峰区域的创新泵结构。此外，动态系统仿真的进展将有助于揭示泵特性和系统动力学之间的相互作用，从而探索具有更稳定泵运行区域的调节方案。

此外，涡轮泵的轴向力在节流过程中可能会发生显著变化，从而对涡轮泵的轴承造成严重影响。下图显示了涡轮泵中的一组轴承。需要具有宽工作范围的轴向力自平衡系统和尺寸合适的密封台肩，以将所有推力水平下的残余轴向力限制在可接受范围内。

4.3 燃烧室的冷却

大型推力发动机的燃烧室通过再生冷却来保护其免受强热流的影响。下图显示了用于再生冷却的通道。可以采取多种措施确保推力室的可靠冷却，包括调整流速，通过节流推进剂流速降低混合比和温度等。

实施这些措施的困难不仅在于相关部件和设备的设计和制造，还在于系统复杂性的增加以及对额定性能可能产生的不利影响。3D打印等制造和材料技术的进步将产生能够在低流速下提供更有效冷却的通道。动态系统仿真技术的进步将有助于探索更好的平衡腔室冷却和系统稳定性的解决方案。

4.4 稳定调节和精确大范围控制推力

如上所述，节流范围受到各种部件（如喷注器、涡轮泵和燃烧室）的不稳定性限制。因此，单一部件的作用无法实现宽范围内的稳定节流。相反，它需要多个设备的协调。下图显示了一个在多级燃烧循环发动机中使用流量调节器和双位置氧化剂主阀的协调调节示例。推力通过使用流量调节器调节富氧预燃室的燃料流量来控制。为防止在低推力水平下温度过低，当推力降低到额定水平的58%时，双位氧化剂主阀转到其高阻力位置。当氧化剂泵的负荷增加时，对于相同的推力水平，预燃烧器的燃料流量增加，使预燃烧器的温度恢复到可接受的水平。

目前，大多数调节装置由电液伺服系统控制。与电液伺服系统相比，机电伺服系统具有更高的精度和更快的响应速度，可以进一步提高推力控制的精度。随着高能量密度伺服电机及其驱动控制技术的发展，机电系统将逐渐取代电液系统成为伺服控制的主流选择。由于其简单性，通常首选开环控制。面对日益增长的可重用性和适应性需求，能够提高推力控制精度和鲁棒性的闭环控制系统将是一个重要的发展方向。然而，开环控制和自稳定调节装置的结合仍然是一条有效的技术路线，需要进一步发展。

【5】结论

可节流大推力发动机为多样化的空间活动和可重复使用的运载火箭提供了广阔的前景。LM-8的首次成功发射表明，中国已初步掌握了大型推力发动机的节流技术。然而，仍有许多问题需要解决。尤其需要更精确的调节装置、可提供更好燃烧稳定性的可调喷油器、稳定运行范围更广的涡轮泵以及更可靠的推力室冷却措施。人工智能、数字设计、系统仿真和其他使能技术的快速发展将极大地促进更稳定的调节方案和更精确的控制方法的发展。此外，我们还期待创新的解决方案。未来，更大范围、更精确、更稳定的节流技术的发展将把空间运输系统的发展推向一个新时代。

搬运件完毕

文件翻译：Falcon 9

文件校对：Falcon 9

搬运件出版方：ASPT-航天科普小组

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原文件出版方：Aerospace China

原文件版权所有：Aerospace China及其编写人员

出版时间：当地时间2021.08

原文地址：http://www.aerospacechina.org/CN/10.3969/j.issn.1671-0940.2021.02.002