火箭發動機推進劑噴注與燃燒不穩定性（中）

本篇為「火箭發動機推進劑噴注與燃燒不穩定性」系列第二篇

首篇為「」

歡迎評論和轉發，創作不易，轉載請註明出處。

  與氫氧發動機相伴而生的同軸噴注器

3

1，脫胎自航空發動機的氫氧火箭發動機

1956年普惠公司開始為SR-71黑鳥偵察機研製以液氫為燃料的航空發動機，這就是304計劃，後來儘管該計劃擱淺，但普惠公司從這個項目中掌握了液氫貯運方法，並進一步研製了液氫泵，普惠發現液氫可以像酒精、煤油等烴類燃料一樣泵送，這讓人們欣喜若狂。

 

上圖是304發動機結構圖和成品，1958年末，新型噴氣推進J-58渦輪噴氣發動機（下圖）的出現使304未能成功應用在黑鳥高空偵察機上，但卻使得普惠公司掌握了液氫的儲存-運輸以及液氫泵技術，大推力液氫火箭發動機的大門洞開。可謂失之東隅收之桑榆

而在此前，通用動力和洛克達因公司已經合作開發了第一種以液氫為推進劑的發動機，但是這種液氫發動機不用燃料泵為發動機提供推進劑，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火箭上面級以及上面級LR115氫氧發動機。

 由304這樣的航空發動機改裝研製LR115火箭發動機，放在今天看都似天方夜譚，然而普惠做到了

要完成一種可供使用的上面級火箭發動機，需要解決許多困難，普惠公司聚集了大量技術力量來研製這一課題，儘管如此，由於一些小環節引起的蝴蝶效應還是數次幾乎扼殺這個項目。

2，管束式燃燒室和噴管

像早期的304發動機那樣，LR115採用膨脹循環方式輸送推進劑，應用氫的熱傳導特性使其氣化，靠這些氣體來驅動渦輪泵，這樣就省去了燃氣發生器和預燃室，避免了發生與這些零件有關的種種問題。

這樣做好是好，可是如何才能使液氫得到足夠的熱量傳導以為驅動渦輪提供足夠大的動力呢？

 上圖為304發動機的氫氣熱交換器，它的核心由總長7.24公裡長的管子構成，這些管子封裝在直徑為1.83米的環形結構內。發動機工作時，氫氣在這些長管道裡換熱氣化，顯然，這種複雜而沉重的設計不適用航天發動機：一來航天發動機每秒就要燒掉百公斤量級的氫（注意，這是質量，換算成體積將更大），氫的流速十分快，304熱交換器根本來不及換熱；二來，如此長的管路在高壓下可靠性極差，有一丁點的洩露都講導致整個發動機炸掉

304發動機用總長7.24km的管子製成直徑為1.83m的環形結構熱交換器，這在RL115上顯然是不可行的，因此，普惠公司技術人員將燃燒室和噴管的冷卻以及熱傳導需求結合起來，研製了管束式燃燒室和噴管。

 RL-115火箭發動機最終版本就是RL10A-1，RL10A-1它是RL10家族的基礎版本

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採用，後來包括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)以及其他機構對該型噴注器開展了長時間的深度研究。1958年普惠在與NASA籤訂開發氫氧火箭發動機合同後不久，就設計出了簡單的雙流體直流同軸噴注器。

什麼是雙流體同軸噴注器呢？

兩個同圓心（同軸）的圓管，內管噴射推進劑A，外部環縫管道噴射經過經過再生冷卻後氣化的推進劑B。

對於RL-10這樣的氫氧火箭發動機而言，內層管輸送液氧，外部環縫管輸送氫氣。

氣液雙流體同軸霧化的本質是內層圓柱射流在環縫氣流作用下失穩、破碎以及液滴的二次霧化。在氣流作用下，射流的破碎模式及霧化特性與普通圓柱射流呈現出顯著的不同。

RL-10A-1發動機噴注器是在NASA劉易斯研究中心（LERC）噴注器設計及試驗基礎上設計改進的，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入每個管的周圍進行繞流。

 雙流體同軸噴嘴包含直流與旋流式兩種噴嘴。旋流噴嘴在噴管側壁上刻有螺紋，推進劑射流在軸向和周向速度下旋轉射出。原理與線膛炮炮管（下圖）相同

炮管膛線，炮彈在炮管內加速時膛線能夠加速炮彈自轉，自旋穩定能夠使炮彈飛行過程中不至翻跟頭。但是炮彈旋轉佔用了一部分動能，現在坦克炮流行滑膛炮，射程和破甲能力更優秀

RL-10火箭發動機噴注盤採用氫發汗冷卻，噴注盤上共有8圈噴注孔，最內圈8個呈均勻六邊形排布，向外輻射每圈增加6個，共216個同軸噴注孔。從這個角度我們能看到整個噴注盤板面並非平直的，而是呈一定曲率凹下去的。（似曾相識是不是？下下圖是V-2火箭「燃燒器杯」的空間布置，也是呈凹形分布）

放大看，每個噴注孔都是一個同軸噴注單元，中心為氧化劑噴管，氧化劑噴管與噴注面齊平。

V-2飛彈發動機頂部噴注孔也呈一定曲率凹形分布，而且，從另一種角度看，同軸噴注單元是「燃燒器杯」的縮小版，這與F-1噴注盤隔板分區具有異曲同工之妙

拓撲學是數學的一個分支，也叫橡皮泥的數學。用拓撲的眼光看，我們可以用橡皮泥捏出一個噴注盤，然後對其拉伸變形，把隔板隔開的噴注麵塑成一個「燃燒器杯」或一個同軸噴注單元，這樣就可以變成其他的噴注盤，所不同的是「洞（也就是噴注孔）」的個數差異罷了。

採用該型號噴注器的RL-10A-1發動機在1961年通過飛行鑑定，並在1963年用於宇宙神/半人馬座發射，成為第一個氫氧發動機產品。由於在整個研製和飛行評定期間，沒有觀察到任何燃燒不穩定現象，該型噴注盤被大為追捧。在後來才發現，這全歸因於當時高噴射氫溫（161K）。

在後來的方案（RL-10A-3）中，噴注器改為中心區氧化劑單元採用離心噴射方式。

 RL-10參數表，我們可以發現，這個小傢伙儘管推力不大（15000LB約6.8噸，其比衝卻達到了433秒），而F-1也才260多秒。美國人進入了一個新的世界，欣喜之情溢於言表。於是時任NASA局長格倫南大筆一揮，給我再來個68噸的

當然，研製過程也並非任何問題都沒有遇到，由於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生嚴重變形。普惠用一個燒結的鐵絲網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，沒有了燃燒不穩定性的糾纏，整個開發進度十分順利。RL-10家族迅速崛起。

 RL-10不斷發展，演生出了一個十分龐大的家族。應用了RL-10火箭發動機的「半人馬座」上面級是世界上第一種氫氧推進劑高能上面級，「半人馬座」上面級與「大力神」、「宇宙神」等基礎級組合使用，發射了大量月球、火星、金星、太陽燈探測器以及中高軌衛星。幾乎是深空探測的專用座駕。而RL-10也一直沿用到今天

 現在，RL10A-4-2攜手俄羅斯的RD-180組成美國發射最為頻繁的火箭——宇宙神5，這戲劇性的一幕恐怕是兩款發動機設計師做夢都想不到的吧。更令人驚詫的是，這兩款發動機在噴注器上實現了契合，它們都採用同軸噴注器

RD-180採用的同軸旋轉射流噴嘴構件圖

4，J-2與土星五號

RL-10測試一經成熟即被安裝於土星I號火箭的第二級S-IV上，S-IV一口氣安裝了了6臺RL-10。

 土星I號SA-6任務中的S-IV上面級，有6臺RL10氫氧發動機，注意在氫儲罐內有3個圓形氦儲罐

 由於RL-10推力有限，上一節提到的「半人馬座」一改再改，最終也只能安裝2臺RL-10。更大膽的土星1火箭SA-IV上面級安裝了6臺RL-10發動機，它們呈六邊形對稱結構排布

 SA-IV和土星1火箭一樣，最終只淪為一個科研發展項目，並未最終投入大規模應用。和土星5相比，土星1還是小了很多很多。

在S-IV級段的SA-5到SA-10共6次測試發射中，S-IV級段以及已經經過檢驗的RL-10發動機的表現令人滿意，它們能提供41噸的推力，可見此時的液氫技術已經大大的成熟了。

儘管S-IV已經非常棒了，但要上月球還是推力不足，於是NASA推出了一個全新的更大的發動機，J-2發動機，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。

J-2發動機的參數表，表中第一行就是火箭的推力，達到了200000LB（磅），約合91噸，而當時的RL-10才6.8噸，從RL-10到J-2推力整整大了一個數量級還要多，這就不是跨越，而是飛躍了

 1962年的J-2發動機生產線

洛克達因於1960年9月1日開始了J-2的開發工作，他們先利用一臺計算機來模擬輔助進行整體設計。大部分的工作在公司的位於洛杉磯西北部的卡諾加帕克(Canoga Park)的廠房內進行，而點火和其它測試則在靠近山區的聖蘇珊娜武器試驗場(Santa Susana Field Laboratory)進行。到了11月初，洛克達因公司的工程師們已經設計出了一個全尺寸的噴注器，在11月11日對一個試驗型發動機進行了靜態測試。此外洛克達因公司還建造了一個巨大的真空室，來模擬發動機在太空的燃燒狀況。

 J-2用於土星1B火箭的S-IVB段，土星1B也是土星運載火箭的過渡型號，但是S-IVB段被搬到了後來的土星五號上成為第三級。這是對J-2氫氧發動機和開發商洛克達因的肯定

執行阿波羅12號任務的土星五號火箭第三級，它滯留在地球軌道上。在2003年曾被業餘天文愛好者誤認為小行星

洛克達因工程師借鑑了RL-10的技術，卻唯獨沒有借鑑噴注盤冷卻技術，他們固執地用了與自己設計的一款液氧煤油發動機相同的銅製平板噴注器，結果由於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，以至於銅都被燒化了。

為此，洛克達因不得不採用與RL-10相同的凹形噴注盤設計和氫發汗冷卻技術。

在上文我們看到RL-10使用的是一種多細孔的，凹型的網狀設計的，通過一個氣態氫的氣流來冷卻的噴注器，可是洛克達因工程師非常執拗，就抱著自己煤油機平板噴注盤設計不放，於是問題就卡在這了。直到1962年，在馬歇爾機構工程師們堅持要求下，洛克達因設計師去NASA劉易斯研究中心看了RL-10的樣品，才轉換噴注盤設計。採用了同軸凹形氫發汗噴注器後，燒毀的現象便再也沒有發射過。

放大噴注盤結構圖後，可以發現，液氧由右側主動脈泵入，經過歧管腔室分別流入同軸噴嘴內管，再生冷卻的冷氫注入噴注盤中間夾層，並由噴注孔環縫流出，這種設計讓冷氫對噴注盤進行降溫，避免熔毀。同時，換熱後的氫氣獲得了較高的氫溫，避免了燃燒不穩定（氫溫越高，燃燒越穩定，氫溫越低，燃燒不穩定現象凸顯）。

噴注盤的問題解決後，洛克達因進展就步入了快車道，到了1961年底，鑑於J-2展現出的推力、穩定性以及該項目的順利程度，NASA明確J-2發動機不僅要為土星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發動機（下圖）。

 5臺J-2火箭發動機連接在土星五號第二級底部的承力結構上，中間1臺J-2固定，周圍4臺可在液壓作動器的控制下自由轉動，以便控制火箭姿態和飛行方向。

J-2的一項重要技術就是可以在發動機熄火後自動重啟。位於S-IVB的那臺發動機就被要求能點火兩次，第一次燃燒約兩分鐘，將阿波羅飛船送入地球軌道，然後熄火，待機組人員檢查飛船一切正常後，發動機再次點火6.5分鐘，將飛船加速到第二宇宙速度，飛向月球。

 如今，在重返月球和深空探測計劃催動下，新一代的J-2X被計劃用於美國新一代重型運載火箭SLS（航天發射系統）二子級。近幾年J-2X不斷接受一系列苛刻的測試，在第一輪的試驗中，僅僅4次點火就完成了全動力測試並在第8次實現了500s全程點火，這比美國歷史上任何一次發動機試驗項目的進展速度都要快，大大節省了SLS項目經費

此後，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的許多機構對RL-10和J-2系列發動機進行了一系列深入測試（比如1966年J-2S抽氣循環測試），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動機燃燒穩定性計劃，該計劃大多數是針對同軸噴注單元做的，對氫氧發動機的大量幾何與工作參數做了系統性改變（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動機的基本知識和研製不穩定預防措施。

在這裡，我們不再詳細枚列其中的細節，我只想說，任何一種循環方式、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液氧煤油火箭發動機是這樣，J-2氫氧火箭發動機也是。這些試驗考驗著一個國家的經濟實力和科技人員的聰明才智，更考驗著一個國家在數學、物理、化學這種基礎學科的基礎研究實力，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

 和M-1火箭發動機相比，F-1和J-2可謂小巫見大巫。F-1研製過程中的燃燒不穩定給人折磨如此之深，那M-1呢？

在上述測試和研究工作的基礎上，NASA劉易斯研究中心與Aerojet液體火箭公司合作研製了M-1發動機，其推力達到了6670kN（約合680噸，比J-2又大了一個數量級），這是美國有史以來試驗過的最大的氫氧推力室。

上圖是M-1發動機成品，慶幸的是，此時的NASA和幾大火箭發動機承包商對燃燒不穩定的發生機理和控制已經有了較深的研究，比如加裝隔板、調製噴嘴孔徑以避免推進劑過早地互相干擾、設計氫發汗冷卻的凹形噴注面、採用雙流體同軸噴嘴……總之，有了F-1，RL-10以及J-2這些發動機的技術鋪墊，依靠經驗主義摸著石頭過河的時代一去不復返了

儘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。

 看看這同軸噴注孔，看著這隔板，簡直是F-1噴注盤和RL-10的雜交子一代

按照我們前面的分析，既然加了這麼「厚重」的隔板，想必是遇到了非常距離的燃燒不穩定吧？

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動機並不是小版本的簡單放大。這裡面關鍵問題之一就是由振動帶來的不穩定（當結構增大時，結構基頻變低，此時系統間產生耦合共振的可能性變大）。」

只不過，這一次的挑戰是全新的：噴射氫溫。

 不論是採用燃氣發生器循環的J-2發動機還是採用分級燃燒循環的太空梭主發動機（SSME），都採用了再生冷卻技術將噴嘴和燃燒室製成中空結構。液態氫流經噴管和燃燒室側壁帶走大量的熱，與此同時液態氫迅速升溫氣化，最終注入噴注盤

6，氫溫帶來的不穩定困難——縈繞至今

在RL10A的研製和飛行評定試驗期間，得益於161K（零下110攝氏度）的高噴射氫溫，沒有觀察到燃燒不穩定性。

在1960年前的J-2發動機預研過程中，為了模擬發動機起動狀態液氫的溫度，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），所有的環形集液腔噴注器都產生了自發的高頻燃燒不穩定性，大家認識到，這是個及其棘手的問題，好在後面改換了發汗冷卻的同軸噴注器，不穩定振動量顯著降低。

氫氧化學發光檢測器拍攝到的「液氧-氣氫同軸射流」照片，中間的低溫液氧射流在外部高溫氫氣射流的剪切作用下迅速破碎霧化

 不同的氫溫下，氫氣流速、流率、密度都有著相當大的差異，為了把這些參數整合起來考慮流體力學中引入了一系列無量綱參數，上圖當中韋伯數We和流量比J就是其中之一。不同無量綱參數下射流破碎-霧化模式完全不同，因而燃燒也有著巨大差異

在M-1發動機試車過程中，測試了不同氫溫下的燃燒不穩定性。在降低噴射氫溫的測試過程中突然出現了不穩定，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不穩定燃燒。

當從不穩定條件開始逐步增加氫溫時，發動機在較高的氫溫下才逐漸恢復穩定燃燒狀態。

好吧，既然有不穩定，那麼加隔板吧！

燃鵝令人絕望的事情出現了，工程師嘗盡不同的隔板，並沒有改變這個氫溫臨界點。

測試之前的M-1發動機噴注盤，這麼一個千瘡百孔的東西，在工作時需要承受數千攝氏度的高溫，數十個大氣壓的壓力，持續工作數分鐘，還要保證內部的孔洞及管路不發生堵塞。

 在如此苛刻的條件下，讓它每秒鐘燒掉數百公斤推進劑，連個嗝都不能打。其結果就是上圖這樣，噴注盤被撕得粉碎，出現大面積熔毀。從這個角度也能窺測燃燒時橫向壓力波之劇烈

NASA提出M-1這種巨型氫氧火箭發動機是為了製造比「土星5」號更大的NOVA火箭。NOVA一級就安裝了8臺F-1發動機，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發動機。

小巫見大巫是不是？

 NOVA可以直接將人類發射到月球。而土星五號火箭只能將人類送入近地軌道，然後再利用地球引力加速進入地月轉移軌道才能奔向月球，NOVA的綜合成本卻比「土星五號」高出不止一個量級。預算壓力之下，美國人選擇了後者。受波及的M-1也隨之下馬。對比不同的登月方式，請點擊瀏覽往期文章「」

7，太空梭主發動機——集大成者

「阿波羅」計劃之後，美國人對月球的興趣逐漸消退，此時蘇聯人正如火如荼地開展「禮炮」系列空間站的建設。

不甘示弱的尼克森政府開始撥款支持「可重複使用載具」（RLV）的開發。這就是後來的太空梭。

 SSME全推力試車

從籤訂合同到批量生產，洛克達因用了13年時間走完這慢慢長路。該型發動機的研製計劃大致分三個階段：

第一階段從1972年籤訂合同到1976年關鍵設計審查階段截止，共歷時四年。這一期間洛克達因制定了發動機的設計方案，並用3臺發動機進行了技術攻關。到了1976年，樣機已經能夠在額定工況正常點火工作並安全開關機。

第二階段從1976年開始到1982年截止，在6年的時間裡洛克達因生產了14臺發動機，其中的1臺用作研製性試驗，3臺進行主系統試驗，3臺用作首次載人飛行，剩餘7臺為產品型，用在第三階段進行提高推力、使用壽命的技術革新。

第三階段（1982年-1985年）中，SSME已經接近成熟並用於1981年的第一次飛行，第三階段的任務除了量產，洛克達因的另一主要任務就是進行發動機的飛行維護和翻修。

值得注意的是，太空梭也採用了同軸噴注器。我們從下面圖中就可以清晰看到：

從噴管向內望去，銀白色的就是噴注盤

鏡頭再拉近，我們能夠看清噴注盤上輻射狀排列的噴注孔

鏡頭拉倒最近，同軸噴注孔便映入眼帘

美國的氫氧火箭發動機燃燒穩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計狀態（比如偏心、不同軸）、低噴射氫溫下工作時總是出現不穩定。所有飛行發動機的噴注器均採用同軸噴注單元與氫發汗冷卻面板，不過它們的噴射氫溫都設計高於110K。

留言回覆：關於「火箭發動機推進劑噴注與燃燒不穩定性（下）」，其實已經成稿了，初稿一不小心涉及了比較多的物理概念（比如說K-H不穩定性，R-T不穩定性和R-M不穩定性，湍流燃燒以及斜壓作用），正在進一步修改，敬請期待吧。

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