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航天运载系统发展历程概述(2)
    时间:2018-5-24     点击率:508

编者按:当今世界各种航天活动方兴未艾,令人目不暇接。本文作者长期从事航天运载系统的基础研究,在文中对各主要航天运载系统(美国为主)所使用的林林总总的火箭发动机做了一番梳理,作为一份资料呈现给读者。如果你有兴趣于这方面的动态与发展但又茫然不知原委和来龙去脉、或有从事研究的需要,不妨抽空读一读本文或加以收集,相信对你会有所帮助的。本刊将分三期连续发布,此为第二篇。

航天运载系统发展历程概述(2)

余力

三、太空探索技术公司SpaceX

SpaceX是美国的一家航天业制造商和太空运输服务公司,总部位于美国加利福尼亚州霍桑。创始人埃隆·马斯克Elon Musk)是来自南非和加拿大的移民。他博士学业未完就开始创业,是一个虔诚的环保主义者,卖掉为他赚了3亿多美元的Paypal互联网公司后转身,改行创建了电动汽车特斯拉公司和太空探索技术公司SpaceX。后者在2002年成立,专注于降低发射成本、开发重复使用的“猎鹰”系列火箭,目标是降低太空运输成本,并最终使火星殖民成为可能。SpaceX开发的“猎鹰”系列火箭,单次发射的费用大大低于美国同类的发射公司,甚至低于相对廉价的中国长城火箭“长3乙”。

美国航天局(NASA)于2006年向SpaceX授予了商业轨道运输服务COTS)合约,要求设计并演示一个可以执行国际空间站补给任务的发射系统。截止20167月,SpaceX利用公司研发的猎鹰9运载火箭进行了11次国际空间站ISS补给任务。NASA2011年又向SpaceX授予了一份合约,商业开发“龙”飞船,用以向国际空间站运送航天员。

猎鹰9号运载火箭和龙飞船组合

2011年,SpaceX开始可重复使用运载系统技术的研发。在2013107日,SpaceX公司研发的“蚱蜢”火箭完成了“第八跳”,在发射测试中成功升空744米,随后准确降落到发射台上。“蚱蜢”火箭使用了全新的垂直起飞垂直动力降落(VTVL)概念,SpaceX公司希望凭借该技术打造出可重复使用的火箭系统,这样运载火箭在发射后就可以自动降落在预定场地上,不需要从海洋中人工打捞火箭助推器或者其他部件。这项技术有助于降低运载火箭的发射成本,甚至使火箭可以完成可重复使用。201512月,首次成功实现了猎鹰9运载火箭的第一级垂直动力着陆。201648日,又成功在海上的无人着陆平台上让猎鹰9火箭第一级垂直动力着落,同时将一艘“龙”飞船送入了低地球轨道后实现了在海上回收。

猎鹰9号运载火箭(Falcon 9

2013年获得证书的猎鹰9是一款两级的推进剂为液氧煤油(LOX/RP-1重型运载火箭,以其拥有9个发动机的第一级火箭而得名。这两级都配备了梅林1D火箭发动机:第一级用9个海平面梅林1D,第二级用1个真空梅林1D。以助推发动机的推重比155:1来估计,每个梅林1D能推起的重量相当于40辆小轿车。这样9台发动机组成的第一级可以产生600吨海平面推力,能把680吨重的第一级送出大气层。这9台发动机每秒烧掉540加仑(1640公斤)推进剂,足以在1分钟时间内吸干一个典型的家庭游泳池。

第二级与第一级的最大不同是推力喷管的膨胀面积比,前者是后者的7倍。用9台发动机而不是1台发动机的好处是:即使9台中有2台熄火,第一级仍能工作。每个发动机都使用三乙基铝-三乙基硼烷TEA-TEB)的发火混合物作为发动机点火器。第一级发动机以SpaceX称为八角对称分布“Octaweb”的结构形式排列,中心发动机推力较小,主要是维持平衡。四个可伸缩的着陆腿附着在Octaweb的周围。为了控制助推级在大气中的平稳下落,精心设计的格栅翅片在分离后会自动展开,随着助推级返回地球,着陆腿会展开轻轻地落在地面上。

SpaceX公司的梅林-1D火箭发动机

猎鹰9的推进剂罐壁和圆顶由铝锂合金制成,使用全摩擦搅拌焊接罐,可提供最高强度和最可靠的焊接技术。第二级的推进剂罐是第一级的缩短版,使用大部分相同的工具、材料和制造技术,从而降低生产成本。一二级的连接是采用碳纤维铝芯复合结构。可重复使用的分离收集器和气动推动器系统分阶段工作。最初设计的分离系统有12个附着点,在V1.1发射器中减少到3个。

猎鹰9在发射期间使用有效载荷整流来保护“龙”飞船,该整流罩长13米、直径5.2米,由覆盖在铝蜂窝芯上的碳纤维表层构成。SpaceX公司在位于加利福尼亚州霍的总部设计和制造整流罩。整流罩的测试于2013年春天在美国航天局的梅花溪站工厂完成,在一个非常大的真空室中做了全尺寸的试验模拟。其中复现了发射过程中的声振和机械振动加上电磁静电放电等条件。

SpaceXMerlin飞行控制计算系统的容错设计采用了双冗余设计。每个处理单元采用3台计算机,每台均会定期检查其它计算机以实现容错设计,每个处理单元都是Merlin发动机的组成部分。猎鹰9号共采用了10Merlin发动机(一级有9台,二级有1台)。每个Merlin火箭发动机3台计算机控制,每台计算机有两个物理处理器,不断地互相检查。其中的软件在Linux运行,并用C ++编写。为了灵活性,使用商用现货部件和全系统耐辐射设计来代替抗辐射部件。除了Merlin特定的发动机控制器之外,每个阶段都有阶段级别的飞行计算机,具有相同的容错三元组设计来处理级间控制功能。猎鹰9拥有的三重冗余的飞行计算机和惯性导航GPS覆盖功能,提供了更高的入轨精度。

猎鹰9的发射顺序有一个抑制系统,可以在起飞前进行全发动机点火和系统检查。第一级发动机起动后,所有的发动机和飞行系统均需被确认运行正常,否则不能飞行。如果检测到任何异常情况,则会自动安全地关闭发动机并卸载推进剂。在发射日期之前,SpaceX总是要先完成对Falcon 9的测试,最终以第一级的Merlin 1D发动机点火运行持续三秒半来验证系统正常。类似的抑制系统曾用于其他运载火箭,如Saturn V航天飞机

目前,猎鹰9号已开发出3个型号:猎鹰9号1.0(已退役),猎鹰9号1.1(已退役),以及猎鹰9号重型2015,SpaceX 对猎鹰9作了改进。这个改进包括将液氧温度降到-206.7°C ,将煤油RP-1温度降到-7 °C,这样可以提升推进剂的密度,因而在给定的体积下可以装载更多的推进剂。改进后的第一级如果不带第二级或卫星可以直接进入地球低轨道。现役的猎鹰9号重型火箭能够在不回收第一级助推器的前提下,向低地球轨道发射重达22.8吨的载荷,向地球同步转移轨道发射8.3吨的载荷。

猎鹰9号运载火箭在人类航天史上创下了多项记录:它是第一枚完全于21世纪开发和设计的火箭、第一枚实现可控陆地和海上垂直着陆回收的火箭、以及第一枚实现第一级重复使用的火箭,此外也是美国首度由私人企业承包国家探索太空的发射工作。截至20171030日,Falcon 9已经完成45个主要任务中的43个,另外两个任务失败了:一个在飞行中被摧毁一个在发动机试验加油期间爆炸,成功率为95.6%。相比而言,目前的航天发射行业标杆是俄罗斯联盟系列,其发射的成功率为97%。

从底部看猎鹰9火箭第一级的9台发动机

猎鹰9火箭的生产过程是:首先把发动机的主要部件(包括喷注器、涡轮泵、燃气发生器、推力室、阀和传动装置、涡轮)以及传感器等其他小部件集成一体,分别构成发动机的下组件和上组件(lower and upper assembly)。整体组装完毕后,要依据SpaceX的质量检查规范,做一系列极严格的检查才能进行飞行试验。

猎鹰9已经是当今商业市场上成本最低的火箭。能够以每次发射大约6000万美元的价格,将超过4,850公斤的有效载荷投放到超同步转移轨道上。相比之下,中国的长征三乙(CZ-3B)大约需要7000万美元。这主要得益于运载火箭的可重复使用,重复使用最具挑战性的一个方面就是硬件和推进剂的重量都要增加。对于后者而言,一般要保留30%的第一阶段燃料,以便将助推器返回发射场。仅考虑火箭推进剂,氧气、煤油和其他消耗性液体的成本仅为Falcon 9任务成本的0.3%。因此,回收火箭本体再重复使用,才是降低发射成本的根本。SpaceX的埃隆·马斯克表示,假设发射率高,能够全面和快速地重复使用整个火箭,包括第一和第二级,那么就有可能将成本进一步降低一倍以上。

载荷为“龙”飞船的猎鹰9在发射中

尽管第二级的回收和重复使用性比较困难,但SpaceX从一开始就打算使猎鹰9的两级都可以收回重用。早期发射的两级都覆盖了一层可烧蚀的软木结构,并用降落伞轻轻地降落在海中,还采用耐盐水腐蚀材料、阳极氧化并注意电化学腐蚀。马斯克说,如果不能重复使用,“我会认为我们失败了”。但是,通过增加轻型热保护系统的能力,并且使用降落伞恢复,早期的努力并不成功,没有经受住空气动力压力和分离后再入大气层加热等问题。这样就启动了新的采取推进式降落方法的设计。20122月,SpaceX开始用亚轨道蚱蜢火箭飞行测试第一级。在2012-2013年间,这种低空低速示范试验进行了8VTVL试飞,其中包括飞行高度为744米、时间为79秒的往返。他们说:“将继续进行这样的测试,直到它们能够返回到发射场和动力着陆为止。”

20172月,SpaceXCRS-10发射是第一次使用Falcon 9全推力运载火箭内置的新型自主飞行安全系统(AFSS)的运行发射。对于SpaceX2017316日之后的所有发射,自主的AFSS已经取代了“地面任务飞行控制人员和设备,具有机载定位,导航和定时源和决策逻辑”,AFSS的优点包括:增加公共安全,减少依赖范围内的基础设施,降低的航天升级成本,提高的时间表可预测性和可用性,运营灵活性和发射槽灵活性。

猎鹰9不同版本的性能比较表

型号

猎鹰9 v1.0 (退役)

猎鹰9 v1.1 (退役)

猎鹰9重型

(主动)

猎鹰9重型

(开发中)

第一级

9×梅林1C

9×梅林1D

9×梅林1D(升级版)

9×梅林1D(进一步升级)

第二级

1×Merlin 1C真空

1×Merlin 1D真空

1×Merlin 1D真空

1×Merlin 1D真空

高(米)

53

68.4

70

70

直径(米)

3.66

3.66

3.66

3.66

初始推力(千牛)

3807

5,885

6,804

7,6072016年下半年)

目前未知

起飞质量(

318

506

549

目前未知

整流罩直径(米)

不适用

5.2

5.2

5.2

低轨道有效载荷(公斤)

8,500-9,000

13,150

22,800(消耗性)至少有9600(可重复使用)

目前未知

有效载荷(GTO

(公斤)

3,400

4,850

8,300(消耗品)约,300(可重复使用)

目前未知

成功率

5/5

14/15

24/25

0/0

猎鹰9成功的意义

北京时间20151222日上午9点,美国太空探索公司 SpaceX 成功将其自主研制的 Falcon 9 FT 火箭发射升空,成为首个成功进入太空并回收重复使用运载火箭的民间企业。同时,Space X 采用的是可回收重复使用一级火箭,所以它的成功也带来另一种意义。媒体对此的评价是:“这是民间外太空探索迈出的第一步,也是可回收火箭迈出的第一步。”这是一项里程碑式的成功.也可以说是民间外太空探索企业发展的里程碑。他们打破了被各国航天局垄断的局面,让民企的外太空探索成为可能。SpaceX曾宣称,凭借猎鹰9号一级回收,未来可将航天发射成本降低80%。火箭发射费用的大幅降低,人类前往太空不再昂贵,廉价太空时代即将到来。

梅林发动机Merlin

 

梅林火箭发动机(Merlin rocket engine

这是一种由SpaceX研制的火箭发动机,用于猎鹰1猎鹰9火箭。它是美国在21世纪中,除洛克达因RS-68外,所研发的第二款火箭发动机;其中采用燃气发生器循环,利用高压的液氧RP-1煤油作为推进剂;在设计上考虑了海上回收和重复使用。它与其他发动机不同之处是:使用了阿波罗登陆舱曾经采用的针栓式喷注器。推进剂通过一个单轴双叶片涡轮泵输出进入燃烧室,涡轮泵也同时提供控制推力向量的高压液体,然后进入燃料的低压入口。这样排除了对独立的液压系统的依赖,不会因液压系统故障而失去对推力方向的控制。涡轮泵另外的用处是提供侧向推力来控制火箭自旋。

现有的燃气发生器循环的问题是:预燃室的剩余燃料都变成废气浪费掉了。但是SpaceX的梅林发动机采用的是富燃的预燃室,排出的废气中含有大量碳颗粒,如果这部分燃料重新引回燃烧室,极易堵塞细密的喷注孔,导致爆炸事故

猎鹰1号上使用的梅林1A、梅林1C有可以活动的燃气发生器排气管,通过改变废气喷出的方向来控制火箭的自旋。用于猎鹰9号第一级的梅林1C发动机几乎和猎鹰1号上的一样;它们的区别在于:猎鹰9号上的涡轮泵排气装置是固定的。梅林真空版则用于猎鹰9号的第二级。梅林真空与猎鹰9号第一级上使用的发动机的区别在于:前者的喷管面积比更大。

SpaceX梅林1A 发动机的最初版本为梅林1A,使用一种便宜的一次性的烧蚀冷却的碳纤维复合材料喷口,产生340千牛的推力。梅林1A只飞行了两次,第一次在2006324日,发射之后不久因为燃料泄漏而起火,导致发射失败。第二次在2007321日,这次发射非常成功。梅林1A在这两次发射中都被用在猎鹰1号的第一级上。SpaceX全新的涡轮泵是由巴贝尔-尼克尔斯公司设计的。

SpaceX为猎鹰1号开发了梅林1B火箭发动机,它是梅林1A的升级版,能够产生380千牛的推力。梅林1B通过提高涡轮泵的功率(从1490千瓦到1860千瓦)来增加推力。起初,SpaceX打算将梅林1B用于猎鹰9运载火箭,那是一个包含9个发动机的组合,但是由于猎鹰1号的发射失败,SpaceX开始转向采用热交换冷却技术的梅林1C

梅林 1C使用再生冷却系统。200711月,它完成了一次170秒的完整点火,在20088月猎鹰1号的首次任务中投入使用。20089月,装备梅林发动机的猎鹰1号将载荷送到了轨道上。20106月,梅林1C帮助猎鹰9号完成了第一次飞行。配置在猎鹰1号上时, 梅林1C的海平面推力为350千牛, 真空推力为400千牛,真空比冲为304秒。在这种配置下,发动机每秒消耗140千克推进剂。对该发动机所做的测试表明,单台发动机能连续工作27分钟,大约是10次飞行任务时间的总和。

梅林真空1C火箭发动机采用针栓式喷油器,它简单、便宜,而且耐受燃烧的不稳定。2008310日,SpaceX宣布成功地测试了梅林1C真空发动机。作为梅林1C发动机的一个变种,梅林真空采用了更大的排气部分和一个更大的扩张喷管,以此来使真空下发动机推力最大化。燃烧室通过热交换散热,2.7米长的锆铌合金制成的扩张喷口通过辐射散热。梅林1C真空发动机提供411千牛的推力,在真空条件下有342秒的比冲。

201012日,第一台梅林真空进行了全时间测试。201064日,它被用于猎鹰9号的第二级火箭发动机,进行猎鹰9号的第一次飞行。在全推力下,梅林真空发动机实现了美国研发、制造的碳氢燃料火箭发动机的最高效率。

一个计划外的梅林真空发动及其改进实验在201012月进行。之后,在猎鹰9号第二次飞行之前不久,梅林真空发动机的铌锆合金喷口上发现了两条裂缝。这是在发射之前的两天,工程师的解决方案是:裁掉喷管最下面的1.2米部分。因为即便没有长喷管带来的额外推力,也能完成此次任务。最后,虽然用了比较短的喷管,发动机依然把第二级送上了11000千米高的轨道

梅林 1D发动机是SpaceX最好用的发动机,于2011年至2012年期间研发,2013年首飞。燃烧室压力为9.7 兆帕,节流100%70%。最低能够以满推力的40%工作。发动机的基本混合比由推进剂供应管道的大小来控制,只有少部分燃料流采用一个由致动器控制的节流阀来调节,以提供混合比的精细控制。发动机重470千克(包括推力致动器),海平面推力为845千牛,真空推力为914千牛,推重比约为158,升级后推重比将约为180。它的真空比冲为348秒,是燃气发生器循环液氧煤油发动机中最高。而燃烧室压力与第一级相同。最大的区别是喷管,膨胀面积比大了7倍,喷管出口直径为喉道直径2.7倍。真空梅林1D的喷管是无冷却薄壁(底部壁厚1.6mm)。非真空梅林1D喷管的壁厚则大得多,分布有主动冷却通道。梅林1D在三个方面有所改进:(1)提高可靠性。主要是减少部件和组件,提高疲劳寿命,燃烧室和喷管的热余裕;(2)提高性能。主要是增加推力和节流能力;(3)改进可加工性。简化设计更易于制造,以使得部件数更少,工时更短。梅林1D的成功,移除了不断提高可靠性和适应性的障碍,埃隆·马斯克相信,发射每磅负荷到地球低轨道的费用可降低到1000美元以下。

梅林1DRD-180比较

RD-180是一个推力大得多的火箭发动机,它的推力是梅林1D4.5倍而且运行时间更长,其闭循环分级燃烧效率更高。RD-180RD-170派生而来,是现有推力最大的液体火箭发动机。然而,推力大是不是就更好?这取决于任务的背景。梅林1D从不单个使用,一串梅林1D可产生非常大的推力,或者说,4.5个梅林1D可以产生和RD-180同样的推力。梅林1D最大的优点是推重比为180:1,换言之,它产生的推力是自身重量的180倍。RD-180非常适合重火箭,梅林1D适合中等火箭。用RD-180将中等负荷送到地球近地轨道相当于用一辆军用吉普将一包杂货从卧室送到厨房。而用梅林1D将很重的负荷送到地球近地轨道相当于背100公斤走10公里。

猛禽火箭发动机(Raptor

Raptor 流程图示(2010年设计)

猛禽(Raptor)发动机由SpaceX 2009年首次提出,原来是设计上面级的液氢液氧(LOX/LH2)发动机,要求真空比冲470秒,推力68吨,节流范围50%-100%。它在真空中运行的性能为最佳,带加长喷管,面积比250:1。与梅林发动机系列不同,猛禽最初的概念是闭循环的低温分级燃烧发动机,大部分的液氢和部分的氧化剂以高压进入预燃室进行燃烧,燃气推动两台涡轮分别带动液氢和液氧的涡轮泵,剩余的富燃气体注入燃烧室与其余的氧化剂燃烧,一部分燃料注入燃烧室前用于发动机冷却(再生冷却)。美国航天飞机主发动机(SSME)也使用分级燃烧过程,俄罗斯的多种火箭发动机(如RD-180有很高的燃烧室压力(256 公斤/厘米2),猛禽燃烧室设计的压力为117大气压。2012年,猛禽的研发方向改变,SpaceX的埃隆·马斯克宣布猛禽将成为液氧甲烷发动机,不再专门为上面级设计,猛禽不同的变种将可以用作第一级和上面级。

随着液氢变甲烷的设计,猛禽的推力大为增加。新设计的猛禽保持分级燃烧,但是采用以前没用过的全流量循环(Full-Flow cycle)。全流量循环分级燃烧是上图所示的分级燃烧的变种:燃料首先通过喷管热交换器对喷管冷却,然后进入预燃室通过燃气带动燃料涡轮,氧化剂直接从它的涡轮泵进入预燃室带动液氧透平。要带动这两个涡轮,两个管路间有少量燃料氧化剂交换,然后在两个预燃室燃烧(一个富氧、一个富燃),于是富氧和富燃的热气会带动各自的涡轮从而驱动各自的涡轮泵。

全流量循环分级燃烧的优点是:预燃室有更多的流量通过,从而让涡轮可以在较低的温度下运行,于是提高了可靠性且延长了发动机的寿命。这对发动机重复使用十分重要。此外,通过设计更高的室压(deliver higher chamber pressures),发动机的效率能得以改进。甲烷的比冲比多数火箭推进剂高但达不到氢的比冲,然而优点是储存和操作容易也没有氢脆的问题,而且价格便宜。加上甲烷的密度高于液氢,这对于减小燃料罐和飞行器尺寸大为有利。与RP-1煤油相比,甲烷没有煤油需要富氧燃烧抑制积碳等问题,对环境保护有利。涡轮泵输入处的汽蚀风险也能降低。利用火花点火,将消除猎鹰9发动机点火的三乙基铝发火混合物。涡轮泵和喷油器的许多关键部件利用3D打印制造。

201310月,猛禽在NASA的斯坦尼空间中心(Stennis Space Center)进行试验。但是,该中心的E-2试验台只有最大500千牛的试验能力,只够开展猛禽的预燃室试验,试验完整的猛禽还需要更大的试验台。经过2014年后精心设计的猛禽要达到:海平面推力380吨;真空推力440吨,真空比冲360秒,超过俄罗斯的甲烷发动机RD-0162

猛禽与其他发动机设计的比较

发动机名称

推力[]

[]

推重比

推进剂

周期

SpaceX猛禽,真空

2017年,开发中)

190

375

 

过冷 甲烷/液氧

全流式分阶段燃烧

SpaceX猛禽,海平面(2017年,开发中)

170

330

 

SpaceX猛禽,真空

2016年,只有设计,没有建成)

350

382

 

过冷甲烷/液氧

全流式分阶段燃烧

SpaceX猛禽,海平面(2016年,只有设计,没有建成)

305

334

 

蓝源BE-4

240

 

 

甲烷/LOX

分阶段燃烧(富氧化剂)

SpaceX Merlin 1D

91

311

199

过冷

RP-1/LOX

气体发生器

SpaceX Merlin 1D真空

94

348

NK-331960年代设计,从未飞行)

1,638

331

136.66

RP-1/LOX

分阶段燃烧(富氧化剂)

RD-180

4,152

338

78.44

RP-1/LOX

分阶段燃烧(富氧化剂)

RD-191

2,090

337.5

89

RD-27020世纪60年代设计,从未建成)

6,710

322

125.77

N2O4/UDMH

全流式分阶段燃烧

RD-276

1,832

315.8

174.5

N2O4/UDMH

分阶段燃烧(富氧化剂)

航天飞机主发动机

2,280

453

73

LH/LOX

分阶段燃烧(燃料丰富)

Rocketdyne F-1土星5

7,740

304

83

RP-1/LOX

气体发生器

TR-1072002年设计,从未飞行)

4,900

 

 

RP-1/LOX

分阶段燃烧(富氧化剂)

猛禽(Raptor)分析

SpaceX的梅林系列发动机在面对未来的载人火星登陆任务明显力不从心,需要开发一款新的液体火箭发动机来支撑宏伟的火星殖民愿景,同时可以摆脱SpaceX发动机技术水平低下的形象。

猛禽发动机性能

猛禽比梅林的推力更大,至少是200吨级别,甚至更高,可以满足规划中的重型火箭BFR(也就是现在的ITS火箭)的要求。由于发动机数量的简单堆砌是有限度的,当面对几千吨(事实是上万吨)起飞推力的需求时,用80吨级别的发动机来凑数简直是无法想象的。

SpaceX正式发布的猛禽发动机参数为海平面推力311吨,真空推力357吨,远超之前预测的230吨的推力水平;采用预先冷却的液氧-甲烷推进剂组合,燃烧室的室压高达300大气压。如果投入使用,将使猛禽成为世界上推力第四大的现役液体火箭发动机,仅次于天顶火箭的RD-171790吨推力)、宇宙神5火箭的RD-180383吨推力)、还有德尔塔-4重型火箭的RS-68A313吨推力)。

各种重型火箭的性能参数比较表

在上述部分现役及在研火箭发动机参数对比表中,注意在推重比(TWR)这项数据中,现在是由梅林拔得头筹,猛禽和BE-4的水平还不知道。据传猛禽的体积与梅林基本一致,结构质量也不大,因此猛禽极有可能接班成为世界上推重比最大的火箭发动机。星际运输系统(ITS)火箭上的42台发动机,只有中央的7台发动机具有摆动(矢量)机构,能够调节方向,其余35台都是固定的,这种设计省去了大量摆动机构的重量,从而进一步减轻箭体重量。结合差动推力后(N1发动机就用了这种设计),既满足了火箭调姿转弯的需求,也能够完成反推回收的任务。

星际运输系统(ITS)火箭的布局

好的重复使用能力是没有积碳,或者是在预定的解体翻修周期内积碳不足以影响发动机性能。这是甲烷燃料的最大优点。而且关键的失效点应当是有明确的翻修周期,而不是每次发射后都需要大卸八块。发动机的故障寿命满足标准的澡盆曲线。

在推进剂组合的优劣对比表中,绿色代表该项特性好,黄色代表尚可,红色代表糟糕,红叉代表没戏,甲烷在可重复使用性(Reusability)上当仁不让的是优秀,而氢氧发动机的可重复使用性已经由航天飞机的主发动机SSMERS -25)给予充分证明。

推进剂组合的优劣对比表

根据上表所示,液氧-甲烷这种推进剂组合使猛禽具有了优秀的可重复使用性,这主要是因为其在各种混合比之下,都不会产生令人头疼的积碳。这意味着采用猛禽的火箭可以迅速的重复发射,而无须解体清理和翻修,这对于SpaceXITS火星任务架构至关重要。

甲烷的电传热试验结果汇总表

NASA的马歇尔空间飞行中心在1987年曾进行了烃类燃料的积碳研究,试验是在涡轮模拟器上进行的。结果表明:煤油在特定最小混合比下,积碳最少;丙烷有一个合理混合比;而甲烷在试验的混合比范围内,只要控制好燃料中的硫含量,就几乎不存在积碳

新研制的发动机比冲必需要高于现有的梅林发动机(真空比冲至少在350秒以上),以此来同时满足深空推进和起飞离地两个阶段的不同要求,为了这个目标可能需要改进循环方式和换用比冲更高的燃料组合。猛禽的实际比冲水平分别为:海平面334秒,真空382秒,这符合之前的预测。为了达到这样的推进效率,除换用了高比冲燃料组合外,最重要的就是告别梅林发动机一直被诟病的“燃气发生器”循环方式,换用了“高大上”的“全流量分级燃烧循环”

新研制的发动机必须要能够深度节流;必须要能够多次启动;必须要能够进行精确快速的矢量调整。这些要求和现在的梅林系列发动机要求基本一致。结果是完全符合,而且远超预期,尤其是猛禽低至20%的节流能力(最新的梅林1D+最低也只能到40%),也就是推力能够下降到全推力状态下的20%这是节流能力最强的起飞级发动机。由于ITS飞船在长达三年的火星任务过程中要数次启动,所以在多次启动性能上要比梅林更进一步,但是甲烷发动机的点火其实一直都是个技术难点。因此猛禽的点火机构经过了全新设计,淘汰了现有的TEA- TEB这套新的点火系统在理论上将支持无限次点火由于猛禽既要在地球大气层内工作,又要在深空中工作,还要在火星大气内工作;既要能起飞,而且还要充当着陆发动机,简直是一个“万能发动机”了。

研制的发动机所采用的燃料组合要廉价至少不能高于现有的液氧煤油,显然,昂贵的液氢液氧组合不适合。因为未来BFR这种全复用的火箭,燃料成本便成为了关键因素,而甲烷占80%以上的天然气在美国则是“白菜价”。考虑到ITS每次发射有近万吨的推进剂需求量,低价燃料组合所带来的巨大成本优势不可小觑

此外,SpaceX3D打印的应用上再创新高,猛禽发动机有40%重量的部件是由3D打印制成的。此外,猛禽将用热交换器加热甲烷和液氧,也就是常说的自生增压,使储罐内燃料在不断消耗后自己加压,淘汰现有的已经导致两次爆炸的氦气增压系统。

为什么一直没有实用化的甲烷发动机投入使用?其实早在齐奥尔科夫斯基时代,液氧-甲烷就已经是液体火箭的备选燃料了,但是自冯·布劳恩博士的V2导弹诞生至今已经有70多年的时间了,甲烷发动机却依然没有作为主要动力来源投入到实际发射中背后的原因是什么呢?首先简单认识一下甲烷。甲烷是低密度碳氢化合物,具有类似于氢和煤油的优点。1个碳、4个氢,就这么简单的结构。甲烷也是一种优良的冷却剂,具有高热容,能用作膨胀发动机的冷却剂,并满足结构传热和膨胀的要求。密度约为氢的6倍,贮箱的结构质量将远比氢贮箱轻在所有碳氢化合物中,甲烷的比冲最高。简单来说,与煤油相比,甲烷具有4项优点:比冲高;冷却通道中压降低;冷却能力强;结焦温度高,积碳少。后两条优点对于可复用特别重要。而且甲烷是半低温推进剂,沸点-161.5℃,与液氧沸点(-183℃)相差不到20度,因此在采用共底储箱时可以进一步简化贮箱结构。两种推进剂温度相近,就降低了ITS飞船共底储箱的隔热结构设计难度。在ITS飞船上,储箱必需是万无一失的,所以换用甲烷还有这方面的好处。甲烷发动机一直没有上位的主要原因,有以下几点。

首先是现有的发动机已经足够好了,或者反过来说,甲烷发动机的好处并不那么“明显。相对常用的煤油发动机,甲烷组合最突出的特色就是比冲更高,但是其优势并没有氢氧发动机那么大。因此伴随着煤油发动机的不断发展,尤其是冷战时期RD-170发动机成功解决了大推力液氧/煤油发动机的燃烧不稳定性、高压推力室冷却和高性能补燃循环等一系列技术挑战后,以及衍生型号RD-180RD-191的成熟和大规模应用,甲烷发动机便无人问津了。而且,就性能而言,补燃煤油发动机已经追平甚至稍高于发生器循环的液氧/甲烷发动机的水平,这就让全新开发甲烷发动机变得很不划算。ULA的广告“无人能及的超过80次的不间断成功发射”,这里RD-180确实成就了ULA令所有竞争对手都不得不敬畏的超高发射成功率,这样高压补燃煤油风洞机的可靠性和性能都得到了印证。

另一方面原因是自冷战结束后,航天投入骤降,加上通货膨胀等原因,全新研发发动机的费用甚巨,绝大部分企业都对研制新发动机兴趣缺失,更别提研发甲烷发动机了。这样造成的结果就是:美国自1981年航天飞机首次发射之后的30年间,除RS-68外,直到SpaceX的梅林发动机的出现,才有了新的机种。而老牌承包商研发火箭发动机的费用,如NASA为了给SLS(太空发射系统)提供后续起飞级发动机,请洛克达因在现成航天飞机发动机RS-25D的基础上缩水简化出一次性使用的RS-25EF型,都是相当巨大的。

除此之外,甲烷不受重视还有火箭设计思路上的问题。公认的多级火箭最理想的燃料组合形式是:助推级或一级发动机应为高密度比冲(推进剂密度与其比冲的乘积)燃料组合,当同样使用液氧为氧化剂时,这就需要采用高密度燃料,如液氧/煤油发动机;而上面级尽可能用高比冲燃料组合,比如液氧/液氢发动机。经充分论证和计算,这种组合的火箭是运载能力最大和质量最轻的。典型的火箭就是俄罗斯的“能源”和美国的“土星5号”,都利用了液氧/煤油和液氧/液氢发动机组合,这种组合充分利用了发动机的密度效应。因此,最尴尬的问题就出来了——甲烷的密度低,导致密度比冲不如煤油,做一级发动机没优势;单纯比冲也比不上液氢液氧,做上面级也没有优势。总之,两头不靠,做什么都不是特别适合。土星5号的三级就是采用的高比冲氢氧发动机,因为液氢密度太低,导致液氢储箱远大于液氧储箱,因此如果在ITS火箭上采用液氢作为燃料,由于其密度比冲太小,贮箱会变得非常大、非常重。

其实,美、俄、欧、日,甚至包括我国,都有研发过各种推力级别和循环方式的液氧甲烷发动机。俄罗斯曾基于液氧煤油发动机,试验了一大波液氧甲烷发动机,甚至还有RD-183 /185 /190等一批液氧天然气发动机。而美国其实也做了不少尝试,比如围绕重返月球计划,普惠公司就对“牵牛星”月球着陆器下降级发动机采用液氧甲烷膨胀循环开展了参数估算,还提出了发动机的具体方案。此外,NASA曾将RS-18发动机(其前身就是阿波罗登月舱的起飞级发动机)改造为月球着陆器上升级的挤压式液氧甲烷发动机。但是,随着该计划被奥巴马一刀砍掉,然后就没有然后了。

总结起来,就是甲烷发动机不上不下地走到了今天。也算是生不逢时,世界各航天大国都在甲烷上做过许多努力,但是很可惜,几乎都没有走到发动机发射的那一天。

猛禽的“全流量分级燃烧循环”

为什么SpaceX还要坚持研发猛禽?除了可复用性和燃料廉价的原因之外,最重要的原因就是猛禽的“全流量分级燃烧循环”。这种循环能够大幅度提高甲烷发动机的性能,使得甲烷发动机摆脱不上不下的尴尬境地首先是提高比冲,从而使得密度比冲接近煤油,使之适用于起飞级;同时缩小与纯氢氧机的比冲差距,更适用于上面级,可谓一举两得。“全流量分级燃烧循环”首先是从燃气发生器循环的梅林发动机开始。

燃气发生器循环最糟糕的地方,就是预燃室的剩余燃料都变成废气浪费掉了。于是有人就设想,如果这部分燃料能够重新回到燃烧室得到充分燃烧多好!但是SpaceX的梅林发动机采用的是富燃的预燃室,排出的废气中含有大量碳颗粒,如果重新引回燃烧室,极易堵塞细密的喷注孔,导致爆炸事故。下图为典型的俄式喷注盘剖切结构,它由大量细密的管孔组成,积碳一旦堆积阻塞起来,后果可想而知。

俄式喷注盘剖切结构

通常有两个方案能安全的用剩余的燃料并提高比冲,它们是:

第一种方案:换用富氧预燃室,使燃料充分燃烧,避免积碳。这样排出燃气包含大量没用完的氧气,重新导入主燃烧室就没问题了,如前面所述的俄制RD-180发动机。此招虽然成熟,但仅有俄罗斯能制造这种发动机,美国人都不会。

第二种方案:依旧采用富燃预燃室,但需要换用无积碳的推进剂组合比如液氧甲烷或者是液氢液氧,这里将富燃后的高温燃气重新导入燃烧室,添加上氧气,继续燃烧。如下图所示。

两种方案对比:分级燃烧循环和燃气发生器循环

图中左边就是典型的富燃预燃室的分级燃烧循环,右边则是梅林和F1的循环,注意它们的预燃室废气在处理方式上有所不同。航天飞机的主发动机SSMERS-25)采用了分级燃烧的理念。但是SSME没有用共轴泵的思路,而是采用了双预燃室双泵的方案,两个泵分别负责泵送液氧和液氢,其特色是两个燃烧室都是富燃的,也就是都是液氢过量的。在下面的SSME管路图中,蓝色为液氧,红色为液氢,黄色是高温燃气。请注意蓝色框中的两个预燃室,都是液氢注入过量;同时红框内的燃烧室中,为了继续燃烧,需要单独补充喷注液氧,和富含剩余氢气的燃气混合,进行气-液混合燃烧,通过这种方式和燃料组合,SSME获得了高达452秒的真空比冲,至今无可超越。

SSME工作流程图示

在理论上,SSME的循环方式有一个仍可以改进的地方,就是主燃烧室的气-液混合燃烧方式。之所以说可以改进,是因为在液体火箭发动机的工作中一般包含气-液、气-气、液-液三种燃烧形式。其中气-气燃烧是最稳定的,同时燃烧效率也最高比如家家都用煤气灶,只要不发生泄漏,那么它的燃烧就是十分稳定可靠的。而气-燃烧稳定性相对就要差一些,但是也可以得到妥善解决,比如生活中汽车发动机就是雾化后的汽油和空气混合燃烧,属于气-液燃烧,但是偶尔也会出现爆震(发出“突突突”的声响)的情况。虽然燃烧效率上不如气-气燃烧,但是总的来说还是稳定或者可解决。而液-液燃烧的稳定性就不那么好解决,虽然发动机研发中会尽量避免。但是,当气-液混合不良时,部分气体会遇冷重新凝结成液体,变成液-液燃烧,导致燃烧的不稳定。而燃烧不稳定问题是极其关键的,航天史上人们为了解决燃烧不稳定问题都做出了巨量的工作,不管是F1发动机多达2000次的全尺寸热试车,还是俄国人在燃烧理论上的大量工作(其实俄国人烧钱试车也超级多),都试图最终解决不稳定燃烧的问题。可惜直到今天,关于不稳定燃烧,依旧有部分机理尚不清晰,未能得到彻底的解决。所以尽可能使主燃烧室变成稳定的气-气燃烧,是当前技术水平下解决不稳定燃烧问题的一个最佳途径也堪称是分级燃烧循环的终极状态。

猛禽发动机的喷注器试车图像

“全流量分级燃烧循环”和SSME一样,都是采用双泵、双预燃室,但是最大的区别在于:在全流量分级燃烧循环的两个预燃室中,一个是富氧燃烧,一个是富燃燃烧这样就会产生富氧燃气和富燃燃气两股高温燃气,最后将这两股高温燃导入主燃烧室,在主燃烧室发生剧烈而稳定的气-气燃烧,从而尽可能减少燃烧的不稳定问题,同时尽可能提高主燃烧室的燃烧效率,获得尽可能高的发动机性能。

全流量分级燃烧循环的先驱者,有前苏联格鲁什科设计局的RD-270发动机、超级大毒发动机(有毒燃料组合)、逆天火箭UR-700/900的主发动机,等等。但因为种种原因,它们都止步于工程样机状态。

全流量分级燃烧循环还有一些其它的优点:首先是比冲的进一步提高;其次是推力调节范围更大,这也是猛禽20%的节流能力的来源之一;第三,因为所有推进剂都是通过预燃室的,所以燃气流量较大,预燃室工作温度更低,寿命更长,利于复用;还有双泵双燃烧室设计规避了RD-180上采用的特殊密封措施,但同时又具有了高达30兆帕的超高室压。但是反过来,双泵双燃烧室带来的结构重量提升也是不能忽视的,还有纵使采用了气-气燃烧方式,但是燃烧稳定性问题依旧存在。

“猛禽”,ITSSpaceX的未来

猛禽的试车开了个好头,但这只是一款发动机研发万里长征的第一步。事实上,火箭发动机研制过程中,绝大部分成本都耗费在试车过程中,在那一缕青烟中无数金钱被消耗掉,用“烧钱”来形容一点都不为过。从国内外的普遍经验来看,在航天历史上,整个火箭发动机研制成本的大约75%花费在“试验/失败/修改”(TFF)这一过程中,台架试验并不仅仅是烧掉了那么多高能燃料那么简单,需要对试车中暴露出的各种问题反复优化工作参数并改进发动机设计。一旦出现预期之外的技术问题,就需要修改设计,而每一个经过修改的设计都要重做试验以证明有效,这些都会带来成本增加。如果技术问题在短期内无法克服,轮番更换不同的解决方案不仅会使试车迁延日久,砸进去的金钱会似流水,而这些研制过程中发生的成本,最终会摊到采购成本和发射费用上去。一些成本高昂的经典发动机,例如土星5号的F-1、航天飞机的SSME等,都是因为在试车时暴露出各种预想之外的严重问题,然后对发动机进行了许多大改动。

2016925日猛禽发动机第一次点火试车

SpaceX作为私营企业,研发经费很少,所以没有那么多钱像当年F1试车那样不停的烧掉,而且猛禽几乎没有获得NASA像样的资助唯一的公开的资助是美国空军曾授予SpaceX公司一项3360万美元的合同,用于资助60吨推力级别的上面级版本“猛禽”的研发,它将替换现有猎鹰9火箭上的“梅林”真空版,意图凭借猛禽发动机的高比冲优势进一步提升火箭的高轨道运力。该合同要求在2018年前研发完成该版本猛禽的原型机,而未来ITS上使用的300吨级发动机,并不在空军资助之列。

注意3360万美元这个数字,前面曾提过NASA为开发一个现成的RS-25的缩水简化版,便向洛克达因公司豪掷11.6亿美元。而对于这一全新循环方式、全新燃料组合的猛禽发动机,却只有3360万这种可怜至极的资助!不过,好在这次试车的正是小推力版本猛禽,很可能就是空军的上面级版本,遵循先易后难的研发顺序也是合情合理。

为了降低试验费用,最好的办法就是做好计算机仿真,但是SpaceX对现有CFD(计算流体动力学)仿真软件并不满意,于是乎埃隆·马斯克带领一帮人自己开发燃烧仿真分析软件软件。

         燃烧湍流仿真             燃烧仿真所涉及的诸多物理尺度

SpaceX公司今天的成功,在一定程度上正是因为当初向俄罗斯求购未成,因“祸”而得“福”。发动机作为火箭的核心技术,只有彻底的自主研发才能够对发动机性能充分挖潜和改进。其次,正是因为自研发动机具备有深度节流和矢量控制能力,才使火箭回收成为可能。正是因为自主研发,SpaceX公司才能独揽GPS-3的发射合同,而将部分采用俄制发动机的ULA挡在门外。最后,正是因为自主研发,星际运输系统ITS这样的宏伟载人探索构型才有成真的可能性。

循环方式

Raptor的全流量分级循环首先具备分级循环的特征,也就是所有的燃料在发动机内部燃烧做功以后通过喷管排出产生推力,而没有燃气发生器循环里直接排出涡轮废气的能量损失,所以可以获得很高的比冲。同一般的富氧和富燃的补燃循环相比,全流量循环还具有以下的特点:

1.富氧燃气驱动氧化剂涡轮,富燃燃气驱动燃料涡轮,不需要确保涡轮燃气与高压液氧/燃料隔离的复杂密封技术。

2.涡轮泵系结构相对简单,涡轮燃气流量大,入口温度低,寿命长,涡轮功率高,容易提高燃烧室压强,进一步提高比冲。

3.进入主燃烧室的燃料和氧化剂都是部分燃烧后的高温气体,混合效率和燃烧效率高。

过去之所以不采用这一循环,主要的原因在于煤油发动机不能进行富燃燃烧,大量的积碳将堵塞管路;而对于氢氧发动机来说,分开的两套预燃室/涡轮泵体系会增加体积和重量。SpaceX开发全流量分级循环应该是充分利用甲烷富燃燃烧不积碳和自身在结构减重上的优势,增加一套预燃系统来换取技术难度下降和性能提升。现在Raptor是全世界仅有的3种实际试车的全流量分级循环发动机之一。这种全流量分级循环发动机是:前苏联在上世纪60年代研发的室压26兆帕的超级发动机RD270,洛克达因在2000年前后集成的动力验证机氢氧RS - 2100,再然后就是SpaceX。但是前面两种都已经停产了,Raptor极有可能成为首台实际用于飞行的全流量发动机。

Raptor研发大事记

现在甲烷全流量方案的Raptor设计工作开始于2013年,在2014年上半年完成整体规划。2014年上半年的ISDC传出了SpaceX全流量分级燃烧甲烷RaptorMCT的消息,450吨级的Raptor9并联MCT方案,同时Stennis航天中心的Raptor测试设施完工开始部件测试。之后一段时间里有很多小道消息,先是传说Raptor的指标上升到700吨推力,在2015年初的消息里Raptor又降回到230吨。这段时间里应该是SpaceX在大方向确定以后细化设计细节。

20159月,NASA的报道里透露Raptor的喷注器测试完成于2014年底,预燃器测试在4-8月之间在Stennis航天中心进行。2015年末,Mcgregor测试场(这里是SpaceX通常做整机试车的地方)开始建设Raptor的相关设施。

20161月,空军的EELV合同尘埃落定,SpaceX拿到了上面级发动机的原型研发任务。根据合同,SpaceX可以拿到6730万美元,根据进度可以再拿到6130万美元,同时承诺自筹1.227亿美元用于Raptor研发,交差时间是2018年底。

2016年中,埃隆·马斯克透露会在9月的IAC上公布MCT的相关信息。300吨推力Raptor初次点火试车的视频播出,马斯克在IAC上公布了主要参数:真空推力为310吨,比冲为380秒,室压为30兆帕,BFR42个发动机并联。

Raptor初次点火试车

针栓式喷注器(Pintle injector

SpaceX 的梅林1C/D型火箭发动机采用针栓式喷油器,它简单、便宜,而且耐受燃烧的不稳定,非常适合在低成本发动机上使用。针栓式喷油器设计可实现高燃烧效率(通常为96-99%),并实现一些独特的操作功能,如深节流等。

针栓式发动机实现了降低开发成本,因为它们的喷射器可以通过仅更换两个简单部件来进行调整和优化,十分简易便行。特别是,任何地面或飞行操作过程中,尽管推力在50,0001和燃烧室压力在2501的范围上变化,而且使用了25种不同的推进剂组合,但从未出现燃烧不稳定的情况。凭借这一独特的功能,针栓式喷注器已被应用于要求非常苛刻的发动机中,如3.7吨推力的发动机可以在191的推力范围内进行节流,并执行8毫秒的脉冲。

针栓式喷油器的径向喷射形成的薄膜可以对燃烧室壁进行冷却。而且可移动的单个中央注射器套筒对节流提供方便可靠的方法,并可以保持几乎恒定的喷射速度。发动机在整个工作范围内保持高的燃烧效率并且对不稳定性不敏感。

这种单套筒的运动可以让燃料和氧化剂在它们的喷注点后立即相混。 此外,通过适当的设计,可以让套筒在喷注器的喷口将两个推进剂完全关闭,从而消除来自喷注器中的剩余推进剂,TRW已成功实施了这种“仅仅喷口关闭”的喷注器。而且,可移动套筒是唯一的“阀门”,可以锁定推进剂压力高达大约20大气压。

在空军最早的战略防御计划动能武器计划(KEW 10.2)中,曾展示了一个类似喷口关闭的针栓式式发动机设计。这个90°转向的N2O4 / MMH发动机,运行在260大气压室压下,提供136公斤的真空推力,脉冲响应为12毫秒。 在陆军战略防御司令部的“外空大气再入飞行器拦截子系统(ERIS)”中采用了进一步改进的喷口关闭喷注器。在这种发动机中,通常需要的大型双推进剂阀被高压燃料(MMH)驱动的可移动喷注器套筒的小型先导阀代替。

从二十世纪80年代中期到90年代初期,另一个设计挑战是实现火箭发动机的小型化。作为空军的“辉煌卵石项目”的一部分,TRW开发了一个使用针栓式喷注器的N2O4 /肼发动机,它的推力非常小,只有2.3公斤。这台散热发动机的重量为135克,于19938月成功通过测试,以1501的喷管膨胀比提供了大于300秒比冲。轴针直径为1.7毫米,需要使用扫描电子显微镜来验证0.08毫米±0.008毫米径向计量孔上的实际尺寸。这是有史以来最小的针阀喷注器。

针栓式喷注器性能特色如下:

燃烧稳定性好。从来没有一个针栓注射喷油器发动机因发生燃烧不稳定而失败过,已经开发了3种专门性理论来解释针栓式刺喷注器的燃烧稳定性。

节流能力强。单针栓喷注器在高达351的节气门范围内工作,同时仍保持高的燃烧效率。 TRW最着名的节流发动机是阿波罗LEMDE,它提供了101的节流能力来执行月球着陆。

制造简单。一个完整的针栓注射器可以由少至5个零件来制造,不包括发动机前端圆顶和紧固件。只要两个简单的改变,就可以快速优化喷注器的性能。针栓喷注器零件的简单设计及其在良好温度下的操作(针头尖除外),可确保使用非特殊金属合金以及普通机械加工和焊接方法的制造简易性。由针栓喷注器提供的固有的燃烧稳定性,消除了任何头端挡板或声腔的需要。这样就简化了推力腔室的构造,提高了可靠性并减少了制造成本。

成本降低。液体火箭发动机节流的关键难点是保持喷油有足够的压降,这对于推进剂的雾化和混合是必要的。对于涡轮机械,主要的考虑是避免气蚀、失速、喘振,并考虑的轴承泄漏,这涉及到转子动力学和结构动力学。对于阀门,有必要设计好阀门的执行器,以在各种推力上实现精确的流量控制。评估在低推力下可以容忍的喷嘴流量分离量也很重要。

 

(未完待续)