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本篇為“火箭發(fā)動機推進劑噴注與燃燒不穩(wěn)定性”系列第二篇 首篇為“淺析液體火箭發(fā)動機推進劑噴注霧化與燃燒不穩(wěn)定性（上）” 歡迎評論和轉(zhuǎn)發(fā)，創(chuàng)作不易，轉(zhuǎn)載請注明出處。 1，脫胎自航空發(fā)動機的氫氧火箭發(fā)動機 1956年普惠公司開始為SR-71黑鳥偵察機研制以液氫為燃料的航空發(fā)動機，這就是304計劃，后來盡管該計劃擱淺，但普惠公司從這個項目中掌握了液氫貯運方法，并進一步研制了液氫泵，普惠發(fā)現(xiàn)液氫可以像酒精、煤油等烴類燃料一樣泵送，這讓人們欣喜若狂。
而在此前，通用動力和洛克達因公司已經(jīng)合作開發(fā)了第一種以液氫為推進劑的發(fā)動機，但是這種液氫發(fā)動機不用燃料泵為發(fā)動機提供推進劑，而是依靠貯箱本身的壓力供氫（放在今天看來，氫箱自增壓仍十分危險），因而輸出功率十分有限。 在ARPA和空軍工程人員的撮合下，通用動力-普惠-美國空軍三方合作開發(fā)火箭上面級以及上面級LR115氫氧發(fā)動機。
要完成一種可供使用的上面級火箭發(fā)動機，需要解決許多困難，普惠公司聚集了大量技術(shù)力量來研制這一課題，盡管如此，由于一些小環(huán)節(jié)引起的蝴蝶效應(yīng)還是數(shù)次幾乎扼殺這個項目。 2，管束式燃燒室和噴管 像早期的304發(fā)動機那樣，LR115采用膨脹循環(huán)方式輸送推進劑，應(yīng)用氫的熱傳導(dǎo)特性使其氣化，靠這些氣體來驅(qū)動渦輪泵，這樣就省去了燃氣發(fā)生器和預(yù)燃室，避免了發(fā)生與這些零件有關(guān)的種種問題。 這樣做好是好，可是如何才能使液氫得到足夠的熱量傳導(dǎo)以為驅(qū)動渦輪提供足夠大的動力呢？
304發(fā)動機用總長7.24km的管子制成直徑為1.83m的環(huán)形結(jié)構(gòu)熱交換器，這在RL115上顯然是不可行的，因此，普惠公司技術(shù)人員將燃燒室和噴管的冷卻以及熱傳導(dǎo)需求結(jié)合起來，研制了管束式燃燒室和噴管。
3，雙流體同軸噴注器的誕生 雙流體同軸噴注器早在40年代的低溫氫氧火箭試驗中就已采用，后來包括Aerojet公司，Pratt &Whitney Aircraft（普惠），Rocketdyne（洛克達因），NASA(LeRC，NASA劉易斯研究中心)，NASA(MSFC，NASA馬歇爾空間飛行中心)以及其他機構(gòu)對該型噴注器開展了長時間的深度研究。1958年普惠在與NASA簽訂開發(fā)氫氧火箭發(fā)動機合同后不久，就設(shè)計出了簡單的雙流體直流同軸噴注器。 什么是雙流體同軸噴注器呢？ 兩個同圓心（同軸）的圓管，內(nèi)管噴射推進劑A，外部環(huán)縫管道噴射經(jīng)過經(jīng)過再生冷卻后氣化的推進劑B。 對于RL-10這樣的氫氧火箭發(fā)動機而言，內(nèi)層管輸送液氧，外部環(huán)縫管輸送氫氣。
RL-10A-1發(fā)動機噴注器是在NASA劉易斯研究中心（LERC）噴注器設(shè)計及試驗基礎(chǔ)上設(shè)計改進的，這種錐形的噴注器使液氧流入同心噴注器的一系列圓管中，液氫則通過噴注器上的小孔導(dǎo)入每個管的周圍進行繞流。
采用該型號噴注器的RL-10A-1發(fā)動機在1961年通過飛行鑒定，并在1963年用于宇宙神/半人馬座發(fā)射，成為第一個氫氧發(fā)動機產(chǎn)品。由于在整個研制和飛行評定期間，沒有觀察到任何燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象，該型噴注盤被大為追捧。在后來才發(fā)現(xiàn)，這全歸因于當(dāng)時高噴射氫溫（161K）。 在后來的方案（RL-10A-3）中，噴注器改為中心區(qū)氧化劑單元采用離心噴射方式。
當(dāng)然，研制過程也并非任何問題都沒有遇到，由于通過噴注器盤的液氫過冷以及燃燒室的高溫，使得早期的噴注器盤因為溫度驟然變化產(chǎn)生嚴重變形。普惠用一個燒結(jié)的鐵絲網(wǎng)使氫流入多孔的噴注器盤中，對噴注器盤進行輔助冷卻，解決了噴注器盤的變形問題。 總體而言，沒有了燃燒不穩(wěn)定性的糾纏，整個開發(fā)進度十分順利。RL-10家族迅速崛起。
4，J-2與土星五號 RL-10測試一經(jīng)成熟即被安裝于土星I號火箭的第二級S-IV上，S-IV一口氣安裝了了6臺RL-10。
在S-IV級段的SA-5到SA-10共6次測試發(fā)射中，S-IV級段以及已經(jīng)經(jīng)過檢驗的RL-10發(fā)動機的表現(xiàn)令人滿意，它們能提供41噸的推力，可見此時的液氫技術(shù)已經(jīng)大大的成熟了。 盡管S-IV已經(jīng)非常棒了，但要上月球還是推力不足，于是NASA推出了一個全新的更大的發(fā)動機，J-2發(fā)動機，其一臺的推力就超過了土星I號上使用的6臺RL-10的推力總和。
洛克達因于1960年9月1日開始了J-2的開發(fā)工作，他們先利用一臺計算機來模擬輔助進行整體設(shè)計。大部分的工作在公司的位于洛杉磯西北部的卡諾加帕克(Canoga Park)的廠房內(nèi)進行，而點火和其它測試則在靠近山區(qū)的圣蘇珊娜武器試驗場(Santa Susana Field Laboratory)進行。到了11月初，洛克達因公司的工程師們已經(jīng)設(shè)計出了一個全尺寸的噴注器，在11月11日對一個試驗型發(fā)動機進行了靜態(tài)測試。此外洛克達因公司還建造了一個巨大的真空室，來模擬發(fā)動機在太空的燃燒狀況。
洛克達因工程師借鑒了RL-10的技術(shù)，卻唯獨沒有借鑒噴注盤冷卻技術(shù)，他們固執(zhí)地用了與自己設(shè)計的一款液氧煤油發(fā)動機相同的銅制平板噴注器，結(jié)果由于液氫的傳熱模式與煤油的大為不同，噴注盤表面推進劑燃燒積聚了大量的熱，噴注器的溫度迅速升高，以至于銅都被燒化了。
為此，洛克達因不得不采用與RL-10相同的凹形噴注盤設(shè)計和氫發(fā)汗冷卻技術(shù)。
噴注盤的問題解決后，洛克達因進展就步入了快車道，到了1961年底，鑒于J-2展現(xiàn)出的推力、穩(wěn)定性以及該項目的順利程度，NASA明確J-2發(fā)動機不僅要為土星IB火箭的第二級提供動力，而且還要為土星五號火箭的第二和第三級提供動力。上圖為土星五號火箭第三級安裝的S-IVB段（上圖）。而土星五號的第二級上安裝了5臺J-2發(fā)動機（下圖）。
此后，包括Aerojet、普惠、洛克達因、劉易斯研究中心、馬歇爾空間飛行中心在內(nèi)的許多機構(gòu)對RL-10和J-2系列發(fā)動機進行了一系列深入測試（比如1966年J-2S抽氣循環(huán)測試），特別是50到70年代劉易斯實驗室開展的了一系列氫氧火箭發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性計劃，該計劃大多數(shù)是針對同軸噴注單元做的，對氫氧發(fā)動機的大量幾何與工作參數(shù)做了系統(tǒng)性改變（比如燃料/氧化劑噴射速度比，撞擊角，噴管縮進長度等待）。通過這些計劃，美國獲得了氫氧火箭發(fā)動機的基本知識和研制不穩(wěn)定預(yù)防措施。 在這里，我們不再詳細枚列其中的細節(jié)，我只想說，任何一種循環(huán)方式、一種推進劑組元、一種噴注方式……都需要一個國家以舉國之力進行大量的試驗研究：F-1液氧煤油火箭發(fā)動機是這樣，J-2氫氧火箭發(fā)動機也是。這些試驗考驗著一個國家的經(jīng)濟實力和科技人員的聰明才智，更考驗著一個國家在數(shù)學(xué)、物理、化學(xué)這種基礎(chǔ)學(xué)科的基礎(chǔ)研究實力，這些試驗更是人類宇航探索史上的進步的階梯。 5，沒有最大，只有更大
在上述測試和研究工作的基礎(chǔ)上，NASA劉易斯研究中心與Aerojet液體火箭公司合作研制了M-1發(fā)動機，其推力達到了6670kN（約合680噸，比J-2又大了一個數(shù)量級），這是美國有史以來試驗過的最大的氫氧推力室。
盡管推力室直徑達到了原來的2倍多，但是其噴注器還是沿用了J-2噴注單元的技術(shù)。
按照我們前面的分析，既然加了這么“厚重”的隔板，想必是遇到了非常距離的燃燒不穩(wěn)定吧？ 你猜對了。還記得我們在上期說過的那句話嗎？ “火箭這玩意，造小了容易，造大了可就麻煩了。大型火箭和大型火箭發(fā)動機并不是小版本的簡單放大。這里面關(guān)鍵問題之一就是由振動帶來的不穩(wěn)定（當(dāng)結(jié)構(gòu)增大時，結(jié)構(gòu)基頻變低，此時系統(tǒng)間產(chǎn)生耦合共振的可能性變大）。” 只不過，這一次的挑戰(zhàn)是全新的：噴射氫溫。
6，氫溫帶來的不穩(wěn)定困難——縈繞至今 在RL10A的研制和飛行評定試驗期間，得益于161K（零下110攝氏度）的高噴射氫溫，沒有觀察到燃燒不穩(wěn)定性。 在1960年前的J-2發(fā)動機預(yù)研過程中，為了模擬發(fā)動機起動狀態(tài)液氫的溫度，一開始的氫溫極低（氫溫越低，氫密度越大，流量越高，推力也就越大），所有的環(huán)形集液腔噴注器都產(chǎn)生了自發(fā)的高頻燃燒不穩(wěn)定性，大家認識到，這是個及其棘手的問題，好在后面改換了發(fā)汗冷卻的同軸噴注器，不穩(wěn)定振動量顯著降低。
在M-1發(fā)動機試車過程中，測試了不同氫溫下的燃燒不穩(wěn)定性。在降低噴射氫溫的測試過程中突然出現(xiàn)了不穩(wěn)定，也就是說，存在一個氫氣溫度臨界點，超過臨界點時便會立即引發(fā)不穩(wěn)定燃燒。 當(dāng)從不穩(wěn)定條件開始逐步增加氫溫時，發(fā)動機在較高的氫溫下才逐漸恢復(fù)穩(wěn)定燃燒狀態(tài)。 好吧，既然有不穩(wěn)定，那么加隔板吧！ 燃鵝令人絕望的事情出現(xiàn)了，工程師嘗盡不同的隔板，并沒有改變這個氫溫臨界點。
NASA提出M-1這種巨型氫氧火箭發(fā)動機是為了制造比“土星5”號更大的NOVA火箭。NOVA一級就安裝了8臺F-1發(fā)動機，二級裝有4臺M-1。相比之下，“土星5”號的一級安裝了5臺F-1，二級使用了5臺J-2發(fā)動機。 小巫見大巫是不是？
7，航天飛機主發(fā)動機——集大成者 “阿波羅”計劃之后，美國人對月球的興趣逐漸消退，此時蘇聯(lián)人正如火如荼地開展“禮炮”系列空間站的建設(shè)。 不甘示弱的尼克松政府開始撥款支持“可重復(fù)使用載具”（RLV）的開發(fā)。這就是后來的航天飛機。 從簽訂合同到批量生產(chǎn)，洛克達因用了13年時間走完這慢慢長路。該型發(fā)動機的研制計劃大致分三個階段： 第一階段從1972年簽訂合同到1976年關(guān)鍵設(shè)計審查階段截止，共歷時四年。這一期間洛克達因制定了發(fā)動機的設(shè)計方案，并用3臺發(fā)動機進行了技術(shù)攻關(guān)。到了1976年，樣機已經(jīng)能夠在額定工況正常點火工作并安全開關(guān)機。
第二階段從1976年開始到1982年截止，在6年的時間里洛克達因生產(chǎn)了14臺發(fā)動機，其中的1臺用作研制性試驗，3臺進行主系統(tǒng)試驗，3臺用作首次載人飛行，剩余7臺為產(chǎn)品型，用在第三階段進行提高推力、使用壽命的技術(shù)革新。 第三階段（1982年-1985年）中，SSME已經(jīng)接近成熟并用于1981年的第一次飛行，第三階段的任務(wù)除了量產(chǎn)，洛克達因的另一主要任務(wù)就是進行發(fā)動機的飛行維護和翻修。 值得注意的是，航天飛機也采用了同軸噴注器。我們從下面圖中就可以清晰看到：
美國的氫氧火箭發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性歷史基本上可以用同軸噴注單元來代表，這種噴注器在偏離設(shè)計狀態(tài)（比如偏心、不同軸）、低噴射氫溫下工作時總是出現(xiàn)不穩(wěn)定。所有飛行發(fā)動機的噴注器均采用同軸噴注單元與氫發(fā)汗冷卻面板，不過它們的噴射氫溫都設(shè)計高于110K。 留言回復(fù)：關(guān)于“火箭發(fā)動機推進劑噴注與燃燒不穩(wěn)定性（下）”，其實已經(jīng)成稿了，初稿一不小心涉及了比較多的物理概念（比如說K-H不穩(wěn)定性，R-T不穩(wěn)定性和R-M不穩(wěn)定性，湍流燃燒以及斜壓作用），正在進一步修改，敬請期待吧。 往期精彩文章： 《淺析液體火箭發(fā)動機推進劑噴注霧化與燃燒不穩(wěn)定性（上）》 《淺談陸基洲際導(dǎo)彈和多彈頭技術(shù)發(fā)展（上）》 《從哈勃到哈勃深空場——“哈勃”這29年都給我們帶來些什么？》 《從哈勃到哈勃深空場（十）—是哈勃也是鎖眼，望遠鏡有顆間諜（衛(wèi)星）心》 《從“梅林”到“猛禽”：“液氧甲烷”+“全流量分級循環(huán)”，星級火箭發(fā)動機的終級選擇？（下）》 《彈道導(dǎo)彈與巡航導(dǎo)彈的混血兒——伊斯坎德爾K》 《NMD驚夢——SS-25“白楊”洲際導(dǎo)彈（六）》 《蘇聯(lián)陸基洲際彈道導(dǎo)彈（中）之——SS-18（撒旦）》 《沉默的羔羊還是披著羊皮的惡狼？——淺析敘利亞戰(zhàn)場上安靜的S-400防空導(dǎo)彈系統(tǒng)》 《重型獵鷹初窺》 《航天器的返回與回收之“桑格爾-錢學(xué)森彈道”上篇》
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