1.3 发动机与燃料

1.3.1 火箭发动机的基本原理

（1）分级燃烧循环

分级燃烧循环通常情况下也叫高压补燃循环，是双元液体推进剂火箭发动机的一种动力循环。但是两者也有一定的区别，分级燃烧不一定高压，只有大推力分级燃烧发动机才是高压的，几吨推力的分级燃烧发动机的燃烧压力还不到10MPa。在分级燃烧循环中，一部分燃料在预燃室燃烧产生高温燃气推动发动机的涡轮和泵，随后废气和推进剂一起注入燃烧室。分级燃烧循环的主要优势是所有燃气和热量都通过燃烧室排除，基本没有损失。因此这种循环也常称为“闭式循环”，见图1.12（a）。而开式循环产生的废气则直接排放，因而效率有所损失。分级燃烧循环带来的另一个重要优点就是能承受非常高的燃烧室压力，这使更大膨胀比的喷嘴可以用在发动机上。其主要缺点是涡轮机的工作环境苛刻，需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。分级燃烧循环发动机相对其他形式循环是最难设计的，它的一种简化版本就是燃气发生器循环。

分级燃烧循环最初是由阿列克谢·伊萨耶夫在1949年提出的，由苏联工程师格鲁什科设计制造。第一台采用分级燃烧循环的发动机就是NK-33，N1火箭的第一级就安装了30台这样的发动机。1963年，另一台采用这种循环的发动机RD-253开始制造并于1965年安装在了质子火箭上。洛克希德·马丁公司向俄罗斯购买的用于“宇宙神三号”和“宇宙神五号”的RD-180发动机也采用这种循环。在欧洲，首台实验室分级燃烧发动机是由德国工程师路德维希·伯尔科于1963年制造的。20世纪50年代，英国开发的伽马火箭发动机采取的是一种闭式循环，但不是分级燃烧循环。氧化剂过氧化氢先分解成氧气来驱动涡轮机，然后和燃料煤油一起进入燃烧室燃烧。航天飞机主发动机采用的也是这种循环。

（2）燃气发生器循环

燃气发生器循环也叫开式循环，是双元液体推进剂火箭发动机的一种动力循环。一小部分推进剂在燃气发生器中燃烧，产生燃气推动发动机的涡轮泵，如图1.12（b）。相比与之相似的分级燃烧循环，燃气发生器循环有诸多优点。燃气循环的涡轮不必应付向燃烧室排放废气时的反压力，因而涡轮机的工作效率更高，提供给燃料的压力也更大，由此增加发动机的比冲。此外，燃气循环的涡轮机寿命更长、更可靠。一些可重用运载器使用这种动力循环有很大优势。这种循环的主要劣势在于效率的损失。由于要用一部分燃料来驱动涡轮，废气直接排除，因此在净效率上，它反而不如同等级的分级燃烧循环。使用燃气发生器循环的发动机有F-1火箭发动机（“土星五号”的第一级）、J-2火箭发动机（“土星五号”的第二级和第三级）、LE-5火箭发动机、YF-73火箭发动机、YF-75火箭发动机、RS-68火箭发动机、火神发动机。

（3）膨胀循环

膨胀循环是双元液体推进剂火箭发动机的一种动力循环，能提高燃料供给的效率，如图1.12（c）。在膨胀循环中，燃料燃烧前通常被主燃烧室的余热加热。当液态燃料通过燃烧室壁里的冷却通道时，相变成气态。气态燃料产生的气压差推动涡轮泵转动，从而使推进剂高速进入推力室燃烧产生推力。钟罩形的发动机由于没有足够的喷嘴面积加热燃料来驾驶涡轮机，因此单纯的膨胀循环发动机的推力最多300kN。更高的推力级可以靠燃料分流来达到，一部分燃料被分流到涡轮机和推力室的冷却通道，最后一起注入主燃烧室。瓦形发动机由于废气紧贴室壁，因此传热效率更高，可以产生更大的推力。两种类型的发动机都必须使用低温燃料，例如液氢、甲烷、丙烷等，这些燃料可以轻易达到沸点。有些膨胀循环发动机使用燃气发生器来启动涡轮机，直到燃烧室和喷管加热的燃料产生的压力能独自启动涡轮机。

膨胀循环中还有一种循环叫做膨胀排放循环，也叫开放循环。这种工作循环是传统膨胀循环的改进。在排放循环中，只有小部分推进剂用来驱动涡轮然后被排放，并没有注入燃烧室。排出涡轮废气使通过涡轮的气压降最大化，从而提高了涡轮泵的输出功率，但牺牲了发动机推力及效率。使用膨胀循环的发动机有普惠公司的RL-10和RL-60（也就是半人马座的上面级）、LE-5A和LE-5B、H2/H2A的第三级、“阿丽亚娜五号”的上面级、“土星一号”。

（4）全流量分级燃烧循环

全流量分级燃烧循环是分级燃烧循环的另一种版本，氧化剂和燃料分别由各自的动力涡轮机供压，部分推进剂通过管道互相交换，分别燃烧驱动涡轮机。这种设计下，涡轮机的工作温度更低，因而发动机的寿命得到延长，效率也更高。而且燃烧室的压力可以更大，支持更大的比冲。目前采用这种循环的发动机是正在研制的集成动力验证器，其循环简图如图1.13。

1.3.2 火箭发动机的工作循环理论

（1）膨胀循环

相对其他设计，膨胀循环有如下优点。

① 低温　在燃料转化为气态后，其温度通常接近室温，对涡轮机的损害微乎其微，使得发动机可重用性提高。与此相反，燃气发生器循环或分级燃烧循环的发动机涡轮机都运行在高温下。

② 容错性　在RL-10开发期间，工程师担心燃料箱里的绝缘泡沫可能脱落，从而引起发动机故障。因而故意放置松动的泡沫来测试，但RL-10运行平稳，并未出现故障或性能损耗。而常规的使用燃气发生器的发动机即使一小块泡沫脱落也会造成严重后果。膨胀循环所采用的燃料管道通常比较粗，对这种意外情况有较强的适应性。

③ 固有安全性　因为膨胀循环发动机的推力是有限的，因此在设计时可以很容易地将理论最大推力情况考虑在内。而在其他类型的发动机中，反馈系统故障或类似的问题可能导致发动机失控，其他类型的发动机需要复杂的机械或电子控制器来确保这种情况不会发生，而膨胀循环不会出这种故障。

（2）挤压循环

挤压循环是火箭发动机动力循环的一种形式。推进剂受高压气体挤压进入燃烧室，如图1.14。挤压循环的优点是避开了结构复杂的涡轮机、泵和输送管道，因而可以大幅降低发动机成本和复杂度。其缺点是产生的压力不够高，因而发动机效率不高。美国的太空船常采用这种循环，如阿波罗飞船的服务舱发动机、登月舱发动机及其姿态控制发动机。

1.3.3 世界著名火箭发动机及参数

（1）RD-170/RD-171液体火箭发动机

RD-170/RD-171是迄今为止世界上推力最大的液体火箭发动机，其真空推力高达7903kN。由格鲁什科领导的设计团队研制了供“能源号”与“天顶号”使用的RD-170/RD-171型高压补燃液氧煤油发动机。“能源号”火箭的助推器使用RD-170（见图1.15），而“天顶号”火箭则使用RD-171（见图1.16）。二者的区别在于，RD-170的推力矢量喷管只能沿一个方向轴摆动，RD-171的喷管则可以沿两个方向轴摆动。由于威力强大，“天顶号”火箭的第一级只需安装一台发动机。表1.1所列为RD-171/RD-170火箭发动机和RD-253火箭发动机的技术参数。

（2）RS-68火箭发动机

RS-68是目前推力最大的氢氧火箭发动机，图1.17是其实物图。它的海平面推力达到2950kN，真空推力达到3370kN，两个数据都是发动机在102%工作状态下测得的。该发动机研发于20世纪90年代至21世纪初，设计目标是要降低生产成本。RS-68发动机由洛克达因的推进与动力分公司设计并在圣苏珊娜实验室制造，用来驱动“德尔塔四号”。出于简化和节约的设计目的，这款发动机的成本比航天飞机主发动机（SSME）低了将近80%，然而比冲也低了10%，推重比也有所下降。用于波音的“德尔塔四号”发动机成本只有1400万美元，而SSME成本是5000万。RS-68的流量控制阀可以在57%～102%的范围内控制推进剂流量。发动机采用燃气发生器循环，内置两台独立的涡轮泵。燃烧室采用了前苏联发明的通道壁技术（channel-wall），即在燃烧室外层装一层壳，中空层就是冷却通道，比起其他发动机采用数百根铜管缠绕燃烧室的设计，这种设计更重，但成本大幅降低。喷嘴内壁采用烧蚀材料，可以带走燃烧产生的大量热量，这也使RS-68重量增加，但降低了制造难度。RS-68最初在空军实验室（AFRL）做相关试验，后来转到斯坦尼斯航天中心，发动机的首次成功试车是在1998年9月11日，而火箭的首次试飞是在2002年11月20日。RS-68也是公共推进核心（CBC）的一部分。RS-68和SSME发动机参数见表1.2。

2006年5月18日，NASA宣布“战神五号”上原计划使用的SSME将被六台RS-68替换。NASA看中RS-68也是因为它低廉的造价，在被NASA改进后，每台RS-68的成本也只有2000万美元。NASA对RS-68的改进包括替换了一个新的烧蚀喷嘴以适应增长的燃烧时间，缩短启动流程，更换了限制点火时氢逸出的设备，减少了发射倒计时时氢的用量。改进后的RS-68的推力和比冲都有上升。另有计划将两至三台RS-68用于DIRECT计划。

（3）火神火箭发动机

火神火箭发动机是用于欧空局“阿丽亚娜五号”火箭的低温第一级的发动机系列。火神火箭发动机的主要承包商是法国的斯奈克玛公司。火神火箭发动机的研发始于1988年，在欧空局的协助下随“阿丽亚娜五号”火箭同时研究。火神火箭发动机的技术参数见表1.3。1996年，发动机随“阿丽亚娜501号”首飞，虽然首飞失败，但不是发动机造成的。2002年，升级版的“火神二号”火箭发动机推力增大了20%。新版发动机随517号飞行升空，由于发动机故障导致飞行失败。事后调查认为，事故诱因是火箭超载。随后，发动机喷管经过重新设计，增加了结构并加强了管壁的热防护。增加了液氢冷却剂的流量，并对冷却管受热面增加了热防护。改造后的“火神二号”火箭发动机在521号飞行中成功升空。

火神火箭发动机是采用燃气发生器循环的氢氧发动机，管壁采用再生冷却技术。“火神二号”在喷管较低部位（涡轮废气注入的部位）引入膜冷却技术。发动机驱动“阿丽亚娜五号”第一级，主低温级（EPC）提供离地推力的8%，其余推力由两台固体助推器提供。发动机工作时间为600s。高度3m，直径1.76m，重量1686kg，最新版本推力137kN。液氧涡轮泵转速13600r/min，功率3MW，质量流速235 kg/s；液氢涡轮泵转速34000r/min，质量流速41.2kg/s。“阿丽亚娜5-ECA号”火箭的第二级用的是一台HM7-B发动机，推力64.7kN，比冲446s，燃料为液氢/液氧，燃烧时间960s。图1.18是“火神二号”火箭发动机的实物图。

（4）LE-7火箭发动机

LE-7及其改进型LE-7A火箭发动机是日本为H2火箭系列制造的氢氧发动机，如图1.19，其技术参数见表1.4。设计研发工作都在日本国内进行，由国家航天发展局（NASDA）、航空航天工程技术实验室（NAL）、三菱重工和石川岛播磨重工业公司合力完成。NASDA和NAL已经合并为JAXA。设计主要由三菱重工完成，石川岛播磨提供涡轮泵，因此该发动机也称为“三菱重工LE-7（A）”。LE-7的设计初衷是为H2火箭研制一个不可重用的高效中等尺寸发动机。LE-7A是LE-7的改进型，没有改变原有的基础设计，但在降低成本、增加可靠性和改善性能上有所增强。7A是随着H2A火箭的诞生而设计的。新版火箭发动机另有一种附加在原有短喷管上的喷管延伸部的设计，用以提高性能。但装上喷管延伸部后，发动机遇到新的边缘过载问题，喷管不规则受热。这些问题会在启动和停车时严重损伤再生冷却管道和万向节传动机。设计人员运用计算流动动力学（CFD）模拟并解决了这个问题，从而设计出新的长喷管，使用整体再生冷却。新喷管使用前，H2A已使用短喷管飞行了数次。 07TuySPB/o2Wmw/WiRJYPPTM7lAGmolnVbFLyr3Tz70JOkjPxsCCQnnWak1RxZyo