火箭发动机推进剂喷注与燃烧不稳定性（中）

本篇为“火箭发动机推进剂喷注与燃烧不稳定性”系列第二篇

首篇为“”

欢迎评论和转发，创作不易，转载请注明出处。

与氢氧发动机相伴而生的同轴喷注器 3

1，脱胎自航空发动机的氢氧火箭发动机

1956年普惠公司开始为SR-71黑鸟侦察机研制以液氢为燃料的航空发动机，这就是304计划，后来尽管该计划搁浅，但普惠公司从这个项目中掌握了液氢贮运方法，并进一步研制了液氢泵，普惠发现液氢可以像酒精、煤油等烃类燃料一样泵送，这让人们欣喜若狂。

上图是304发动机结构图和成品，1958年末，新型喷气推进J-58涡轮喷气发动机（下图）的出现使304未能成功应用在黑鸟高空侦察机上，但却使得普惠公司掌握了液氢的储存-运输以及液氢泵技术，大推力液氢火箭发动机的大门洞开。 可谓失之东隅收之桑榆

而在此前，通用动力和洛克达因公司已经合作开发了第一种以液氢为推进剂的发动机，但是这种液氢发动机不用燃料泵为发动机提供推进剂，而是依靠贮箱本身的压力供氢（放在今天看来，氢箱自增压仍十分危险），因而输出功率十分有限。

在ARPA和空军工程人员的撮合下，通用动力-普惠-美国空军三方合作开发火箭上面级以及上面级LR115氢氧发动机。

由304这样的航空发动机改装研制LR115火箭发动机，放在今天看都似天方夜谭，然而普惠做到了

要完成一种可供使用的上面级火箭发动机，需要解决许多困难，普惠公司聚集了大量技术力量来研制这一课题，尽管如此，由于一些小环节引起的蝴蝶效应还是数次几乎扼杀这个项目。

2，管束式燃烧室和喷管

像早期的304发动机那样，LR115采用膨胀循环方式输送推进剂，应用氢的热传导特性使其气化，靠这些气体来驱动涡轮泵，这样就省去了燃气发生器和预燃室，避免了发生与这些零件有关的种种问题。

这样做好是好，可是如何才能使液氢得到足够的热量传导以为驱动涡轮提供足够大的动力呢？

上图为304发动机的氢气热交换器，它的核心由总长7.24公里长的管子构成，这些管子封装在直径为1.83米的环形结构内。发动机工作时，氢气在这些长管道里换热气化，显然，这种复杂而沉重的设计不适用航天发动机：一来航天发动机每秒就要烧掉百公斤量级的氢（注意，这是质量，换算成体积将更大），氢的流速十分快，304热交换器根本来不及换热；二来，如此长的管路在高压下可靠性极差，有一丁点的泄露都讲导致整个发动机炸掉

304发动机用总长7.24km的管子制成直径为1.83m的环形结构热交换器，这在RL115上显然是不可行的，因此，普惠公司技术人员将燃烧室和喷管的冷却以及热传导需求结合起来，研制了管束式燃烧室和喷管。

RL-115火箭发动机最终版本就是RL10A-1，RL10A-1它是RL10家族的基础版本

3，双流体同轴喷注器的诞生

双流体同轴喷注器早在40年代的低温氢氧火箭试验中就已采用，后来包括Aerojet公司，Pratt &Whitney Aircraft（普惠），Rocketdyne（洛克达因），NASA(LeRC，NASA刘易斯研究中心)，NASA(MSFC，NASA马歇尔空间飞行中心)以及其他机构对该型喷注器开展了长时间的深度研究。1958年普惠在与NASA签订开发氢氧火箭发动机合同后不久，就设计出了简单的双流体直流同轴喷注器。

什么是双流体同轴喷注器呢？

两个同圆心（同轴）的圆管，内管喷射推进剂A，外部环缝管道喷射经过经过再生冷却后气化的推进剂B。

对于RL-10这样的氢氧火箭发动机而言，内层管输送液氧，外部环缝管输送氢气。

气液双流体同轴雾化的本质是内层圆柱射流在环缝气流作用下失稳、破碎以及液滴的二次雾化。在气流作用下，射流的破碎模式及雾化特性与普通圆柱射流呈现出显著的不同。

RL-10A-1发动机喷注器是在NASA刘易斯研究中心（LERC）喷注器设计及试验基础上设计改进的，这种锥形的喷注器使液氧流入同心喷注器的一系列圆管中，液氢则通过喷注器上的小孔导入每个管的周围进行绕流。

双流体同轴喷嘴包含直流与旋流式两种喷嘴。旋流喷嘴在喷管侧壁上刻有螺纹，推进剂射流在轴向和周向速度下旋转射出。原理与线膛炮炮管（下图）相同 炮管膛线，炮弹在炮管内加速时膛线能够加速炮弹自转，自旋稳定能够使炮弹飞行过程中不至翻跟头。但是炮弹旋转占用了一部分动能，现在坦克炮流行滑膛炮，射程和破甲能力更优秀 RL-10火箭发动机喷注盘采用氢发汗冷却，喷注盘上共有8圈喷注孔，最内圈8个呈均匀六边形排布，向外辐射每圈增加6个，共216个同轴喷注孔。从这个角度我们能看到整个喷注盘板面并非平直的，而是呈一定曲率凹下去的。（似曾相识是不是？下下图是V-2火箭“燃烧器杯”的空间布置，也是呈凹形分布） 放大看，每个喷注孔都是一个同轴喷注单元，中心为氧化剂喷管，氧化剂喷管与喷注面齐平。 V-2导弹发动机顶部喷注孔也呈一定曲率凹形分布，而且，从另一种角度看，同轴喷注单元是“燃烧器杯”的缩小版，这与F-1喷注盘隔板分区具有异曲同工之妙 拓扑学是数学的一个分支，也叫橡皮泥的数学。用拓扑的眼光看，我们可以用橡皮泥捏出一个喷注盘，然后对其拉伸变形，把隔板隔开的喷注面塑成一个“燃烧器杯”或一个同轴喷注单元，这样就可以变成其他的喷注盘，所不同的是“洞（也就是喷注孔）”的个数差异罢 了。

采用该型号喷注器的RL-10A-1发动机在1961年通过飞行鉴定，并在1963年用于宇宙神/半人马座发射，成为第一个氢氧发动机产品。由于在整个研制和飞行评定期间，没有观察到任何燃烧不稳定现象，该型喷注盘被大为追捧。在后来才发现，这全归因于当时高喷射氢温（161K）。

在后来的方案（RL-10A-3）中，喷注器改为中心区氧化剂单元采用离心喷射方式。

RL-10参数表，我们可以发现，这个小家伙尽管推力不大（15000LB约6.8吨，其比冲却达到了433秒），而F-1也才260多秒。美国人进入了一个新的世界，欣喜之情溢于言表。于是时任NASA局长格伦南大笔一挥，给我再来个68吨的

当然，研制过程也并非任何问题都没有遇到，由于通过喷注器盘的液氢过冷以及燃烧室的高温，使得早期的喷注器盘因为温度骤然变化产生严重变形。普惠用一个烧结的铁丝网使氢流入多孔的喷注器盘中，对喷注器盘进行辅助冷却，解决了喷注器盘的变形问题。

总体而言，没有了燃烧不稳定性的纠缠，整个开发进度十分顺利。RL-10家族迅速崛起。

RL-10不断发展，演生出了一个十分庞大的家族。应用了RL-10火箭发动机的“半人马座”上面级是世界上第一种氢氧推进剂高能上面级，“半人马座”上面级与“大力神”、“宇宙神”等基础级组合使用，发射了大量月球、火星、金星、太阳灯探测器以及中高轨卫星。几乎是深空探测的专用座驾。而RL-10也一直沿用到今天 现在，RL10A-4-2携手俄罗斯的RD-180组成美国发射最为频繁的火箭——宇宙神5，这戏剧性的一幕恐怕是两款发动机设计师做梦都想不到的吧。更令人惊诧的是，这两款发动机在喷注器上实现了契合，它们都采用同轴喷注器 RD-180采用的同轴旋转射流喷嘴构件图

4，J-2与土星五号

RL-10测试一经成熟即被安装于土星I号火箭的第二级S-IV上，S-IV一口气安装了了6台RL-10。

土星I号SA-6任务中的S-IV上面级，有6台RL10氢氧发动机，注意在氢储罐内有3个圆形氦储罐 由于RL-10推力有限，上一节提到的“半人马座”一改再改，最终也只能安装2台RL-10。更大胆的 土星1火箭SA-IV上面级安装了6台RL-10发动机，它们呈六边形对称结构排 布 SA-IV和土星1火箭一样，最终只沦为一个科研发展项目，并未最终投入大规模应用。 和土星5相比，土星1还是小了很多很多。

在S-IV级段的SA-5到SA-10共6次测试发射中，S-IV级段以及已经经过检验的RL-10发动机的表现令人满意，它们能提供41吨的推力，可见此时的液氢技术已经大大的成熟了。

尽管S-IV已经非常棒了，但要上月球还是推力不足，于是NASA推出了一个全新的更大的发动机，J-2发动机，其一台的推力就超过了土星I号上使用的6台RL-10的推力总和。

J-2发动机的参数表，表中第一行就是火箭的推力，达到了200000LB（磅），约合91吨，而当时的RL-10才6.8吨，从RL-10到J-2推力整整大了一个数量级还要多，这就不是跨越，而是飞跃了 1962年的J-2发动机生产线

洛克达因于1960年9月1日开始了J-2的开发工作，他们先利用一台计算机来模拟辅助进行整体设计。大部分的工作在公司的位于洛杉矶西北部的卡诺加帕克(Canoga Park)的厂房内进行，而点火和其它测试则在靠近山区的圣苏珊娜武器试验场(Santa Susana Field Laboratory)进行。到了11月初，洛克达因公司的工程师们已经设计出了一个全尺寸的喷注器，在11月11日对一个试验型发动机进行了静态测试。此外洛克达因公司还建造了一个巨大的真空室，来模拟发动机在太空的燃烧状况。

J-2用于土星1B火箭的S-IVB段，土星1B也是土星运载火箭的过渡型号，但是S-IVB段被搬到了后来的土星五号上成为第三级。这是对J-2氢氧发动机和开发商洛克达因的肯定 执行阿波罗12号任务的土星五号火箭第三级，它滞留在地球轨道上。在2003年曾被业余天文爱好者误认为小行星

洛克达因工程师借鉴了RL-10的技术，却唯独没有借鉴喷注盘冷却技术，他们固执地用了与自己设计的一款液氧煤油发动机相同的铜制平板喷注器，结果由于液氢的传热模式与煤油的大为不同，喷注盘表面推进剂燃烧积聚了大量的热，喷注器的温度迅速升高，以至于铜都被烧化了。

为此，洛克达因不得不采用与RL-10相同的凹形喷注盘设计和氢发汗冷却技术。

在上文我们看到RL-10使用的是一种多细孔的，凹型的网状设计的，通过一个气态氢的气流来冷却的喷注器，可是洛克达因工程师非常执拗，就抱着自己煤油机平板喷注盘设计不放，于是问题就卡在这了。 直到1962年，在马歇尔机构工程师们坚持要求下，洛克达因设计师去NASA刘易斯研究中心看了RL-10的样品，才转换喷注盘设计。采用了同轴凹形氢发汗喷注器后，烧毁的现象便再也没有发射过。 放大喷注盘结构图后，可以发现，液氧由右侧主动脉泵入，经过歧管腔室分别流入同轴喷嘴内管，再生冷却的冷氢注入喷注盘中间夹层，并由喷注孔环缝流出，这种设计让冷氢对喷注盘进行降温，避免熔毁。同时，换热后的氢气获得了较高的氢温，避免了燃烧不稳定（氢温越高，燃烧越稳定，氢温越低，燃烧不稳定现象凸显）。

喷注盘的问题解决后，洛克达因进展就步入了快车道，到了1961年底，鉴于J-2展现出的推力、稳定性以及该项目的顺利程度，NASA明确J-2发动机不仅要为土星IB火箭的第二级提供动力，而且还要为土星五号火箭的第二和第三级提供动力。上图为土星五号火箭第三级安装的S-IVB段（上图）。而土星五号的第二级上安装了5台J-2发动机（下图）。

5台J-2火箭发动机连接在土星五号第二级底部的承力结构上，中间1台J-2固定，周围4台可在液压作动器的控制下自由转动，以便控制火箭姿态和飞行方向。 J-2的一项重要技术就是可以在发动机熄火后自动重启。位于S-IVB的那台发动机就被要求能点火两次，第一次燃烧约两分钟，将阿波罗飞船送入地球轨道，然后熄火，待机组人员检查飞船一切正常后，发动机再次点火6.5分钟，将飞船加速到第二宇宙速度，飞向月球。 如今，在重返月球和深空探测计划催动下，新一代的J-2X被计划用于美国新一代重型运载火箭SLS（航天发射系统）二子级。近几年J-2X不断接受一系列苛刻的测试，在第一轮的试验中，仅仅4次点火就完成了全动力测试并在第8次实现了500s全程点火，这比美国历史上任何一次发动机试验项目的进展速度都要快，大大节省了SLS项目经费

此后，包括Aerojet、普惠、洛克达因、刘易斯研究中心、马歇尔空间飞行中心在内的许多机构对RL-10和J-2系列发动机进行了一系列深入测试（比如1966年J-2S抽气循环测试），特别是50到70年代刘易斯实验室开展的了一系列氢氧火箭发动机燃烧稳定性计划，该计划大多数是针对同轴喷注单元做的，对氢氧发动机的大量几何与工作参数做了系统性改变（比如燃料/氧化剂喷射速度比，撞击角，喷管缩进长度等待）。通过这些计划，美国获得了氢氧火箭发动机的基本知识和研制不稳定预防措施。

在这里，我们不再详细枚列其中的细节，我只想说，任何一种循环方式、一种推进剂组元、一种喷注方式……都需要一个国家以举国之力进行大量的试验研究：F-1液氧煤油火箭发动机是这样，J-2氢氧火箭发动机也是。这些试验考验着一个国家的经济实力和科技人员的聪明才智，更考验着一个国家在数学、物理、化学这种基础学科的基础研究实力，这些试验更是人类宇航探索史上的进步的阶梯。

5，没有最大，只有更大

和M-1火箭发动机相比，F-1和J-2可谓小巫见大巫。F-1研制过程中的燃烧不稳定给人折磨如此之深，那M-1呢？

在上述测试和研究工作的基础上，NASA刘易斯研究中心与Aerojet液体火箭公司合作研制了M-1发动机，其推力达到了6670kN（约合680吨，比J-2又大了一个数量级），这是美国有史以来试验过的最大的氢氧推力室。

上图是M-1发动机成品，庆幸的是，此时的NASA和几大火箭发动机承包商对燃烧不稳定的发生机理和控制已经有了较深的研究，比如加装隔板、调制喷嘴孔径以避免推进剂过早地互相干扰、设计氢发汗冷却的凹形喷注面、采用双流体同轴喷嘴……总之，有了F-1，RL-10以及J-2这些发动机的技术铺垫，依靠经验主义摸着石头过河的时代一去不复返了

尽管推力室直径达到了原来的2倍多，但是其喷注器还是沿用了J-2喷注单元的技术。

看看这同轴喷注孔，看着这隔板，简直是F-1喷注盘和RL-10的杂交子一代

按照我们前面的分析，既然加了这么“厚重”的隔板，想必是遇到了非常距离的燃烧不稳定吧？

你猜对了。还记得我们在上期说过的那句话吗？

“火箭这玩意，造小了容易，造大了可就麻烦了。大型火箭和大型火箭发动机并不是小版本的简单放大。这里面关键问题之一就是由振动带来的不稳定（当结构增大时，结构基频变低，此时系统间产生耦合共振的可能性变大）。”

只不过，这一次的挑战是全新的：喷射氢温。

不论是采用燃气发生器循环的J-2发动机还是采用分级燃烧循环的航天飞机主发动机（SSME），都采用了再生冷却技术将喷嘴和燃烧室制成中空结构。液态氢流经喷管和燃烧室侧壁带走大量的热，与此同时液态氢迅速升温气化，最终注入喷注盘

6，氢温带来的不稳定困难——萦绕至今

在RL10A的研制和飞行评定试验期间，得益于161K（零下110摄氏度）的高喷射氢温，没有观察到燃烧不稳定性。

在1960年前的J-2发动机预研过程中，为了模拟发动机起动状态液氢的温度，一开始的氢温极低（氢温越低，氢密度越大，流量越高，推力也就越大），所有的环形集液腔喷注器都产生了自发的高频燃烧不稳定性，大家认识到，这是个及其棘手的问题，好在后面改换了发汗冷却的同轴喷注器，不稳定振动量显著降低。

氢氧化学发光检测器拍摄到的“液氧-气氢同轴射流”照片，中间的低温液氧射流在外部高温氢气射流的剪切作用下迅速破碎雾化 不同的氢温下，氢气流速、流率、密度都有着相当大的差异，为了把这些参数整合起来考虑流体力学中引入了一系列无量纲参数，上图当中韦伯数We和流量比J就是其中之一。不同无量纲参数下射流破碎-雾化模式完全不同，因而燃烧也有着巨大差异

在M-1发动机试车过程中，测试了不同氢温下的燃烧不稳定性。在降低喷射氢温的测试过程中突然出现了不稳定，也就是说，存在一个氢气温度临界点，超过临界点时便会立即引发不稳定燃烧。

当从不稳定条件开始逐步增加氢温时，发动机在较高的氢温下才逐渐恢复稳定燃烧状态。

好吧，既然有不稳定，那么加隔板吧！

燃鹅令人绝望的事情出现了，工程师尝尽不同的隔板，并没有改变这个氢温临界点。

测试之前的M-1发动机喷注盘，这么一个千疮百孔的东西，在工作时需要承受数千摄氏度的高温，数十个大气压的压力，持续工作数分钟，还要保证内部的孔洞及管路不发生堵塞。 在如此苛刻的条件下，让它每秒钟烧掉数百公斤推进剂，连个嗝都不能打。其结果就是上图这样，喷注盘被撕得粉碎，出现大面积熔毁。从这个角度也能窥测燃烧时横向压力波之剧烈

NASA提出M-1这种巨型氢氧火箭发动机是为了制造比“土星5”号更大的NOVA火箭。NOVA一级就安装了8台F-1发动机，二级装有4台M-1。相比之下，“土星5”号的一级安装了5台F-1，二级使用了5台J-2发动机。

小巫见大巫是不是？

NOVA可以直接将人类发射到月球。而土星五号火箭只能将人类送入近地轨道，然后再利用地球引力加速进入地月转移轨道才能奔向月球，NOVA的综合成本却比“土星五号”高出不止一个量级。预算压力之下，美国人选择了后者。受波及的M-1也随之下马。对比不同的登月方式，请点击浏览往期文章“”

7，航天飞机主发动机——集大成者

“阿波罗”计划之后，美国人对月球的兴趣逐渐消退，此时苏联人正如火如荼地开展“礼炮”系列空间站的建设。

不甘示弱的尼克松政府开始拨款支持“可重复使用载具”（RLV）的开发。这就是后来的航天飞机。

SSME全推力试车

从签订合同到批量生产，洛克达因用了13年时间走完这慢慢长路。该型发动机的研制计划大致分三个阶段：

第一阶段从1972年签订合同到1976年关键设计审查阶段截止，共历时四年。这一期间洛克达因制定了发动机的设计方案，并用3台发动机进行了技术攻关。到了1976年，样机已经能够在额定工况正常点火工作并安全开关机。

第二阶段从1976年开始到1982年截止，在6年的时间里洛克达因生产了14台发动机，其中的1台用作研制性试验，3台进行主系统试验，3台用作首次载人飞行，剩余7台为产品型，用在第三阶段进行提高推力、使用寿命的技术革新。

第三阶段（1982年-1985年）中，SSME已经接近成熟并用于1981年的第一次飞行，第三阶段的任务除了量产，洛克达因的另一主要任务就是进行发动机的飞行维护和翻修。

值得注意的是，航天飞机也采用了同轴喷注器。我们从下面图中就可以清晰看到：

从喷管向内望去，银白色的就是喷注盘 镜头再拉近，我们能够看清喷注盘上辐射状排列的喷注孔 镜头拉倒最近，同轴喷注孔便映入眼帘

美国的氢氧火箭发动机燃烧稳定性历史基本上可以用同轴喷注单元来代表，这种喷注器在偏离设计状态（比如偏心、不同轴）、低喷射氢温下工作时总是出现不稳定。所有飞行发动机的喷注器均采用同轴喷注单元与氢发汗冷却面板，不过它们的喷射氢温都设计高于110K。

留言回复：关于“火箭发动机推进剂喷注与燃烧不稳定性（下）”，其实已经成稿了，初稿一不小心涉及了比较多的物理概念（比如说K-H不稳定性，R-T不稳定性和R-M不稳定性，湍流燃烧以及斜压作用），正在进一步修改，敬请期待吧。

往期精彩文章：

《》

《》

《》

《》

《》

《》

《》

《》

《》

《》

《》

《》

《》

《》

《》

《》

END ▼ 更多精彩推荐，请关注我们 ▼