【狗叫航天科普03】开式循环发动机浅谈

2023-07-15 15:34 作者:The陈皮 0人读过 | 我要投稿

我们之前提到过，泵通常需要大量能量。泵必须运行得足够快，以便在所需的压力下将推进剂推入燃烧室。

电池能量密度低于碳氢化合物能量密度。因此，可以在较小的燃烧室中燃烧一些推进剂，从而产生废气，然后将将这些废气通过旋转泵的涡轮机，以产生所需的功率。

这是开式循环的基础，也称为燃气发生器循环。德国设计的V-2火箭为A4发动机提供动力，就是一个早期的例子。为了驱动发动机上的泵，他们没有使用主油箱中的任何推进剂。相反，他们使用了高浓度的过氧化氢H2O2（富含氧气）。他们将其传递到高锰酸钾颗粒的催化剂上。这引发了化学反应，在高压下产生热量和蒸汽。这种蒸汽有足够的能量来旋转涡轮机，以正确的速度驱动泵。

水星红石火箭也使用了这种技术。它今天仍在联盟号火箭上使用，为RD-107A和RD-108A发动机提供动力。然而由于效率低下，我们为燃气发生器提供与主发动机分开的推进剂系统。

该循环一般从主油箱中取出少量推进剂。然后将这些推进剂传递到气体发生器中。这会产生高压废气，驱动涡轮机为泵提供动力。在现实中，这比理想量的氧化剂需要更多的燃料。也就是说，在该循环中化学反应最有效的理想选择是富燃燃烧，这会降低气体发生器中的温度，温度降低对于避免对涡轮机产生热损大有脾益。

燃气发生器的动力由泵供给 - 但这提出了一个问题。气体发生器为泵提供动力，可是是什么让燃气发生器开始工作的，或者是说我们首先如何开始这个过程？

目前，在燃气发生器启动时，通常将单独的冷气推动涡轮机。该推进器只需要非常短暂地运行，燃气发生器就可以自我维持。通常发动机使用氦气作为冷气源，该技术被称为“氦自旋启动”。

燃气发生器产生的废气首先通过涡轮机。然后它们被驱逐到大气或真空中，具体取决于哪种飞行状态处于活动状态。主燃烧室不使用废气，实际上它不无法再利用这些废气，这也解释了开式循环的名称。

开放循环有一个主要缺点。它会在燃气发生器的排气羽流中留下大量未燃烧的燃料。我们可以在许多火箭发动机上看到这一点，在猎鹰9号上最明显。工程师通常认为这种浪费是可以接受的，因为开式循环的简单性相当简单，与主油箱中的燃料总量相比，其浪费的燃料数量都是很小的。

下面列举了几个例子供大家参考

YF-20系列

YF-20是一种常温基础型发动机，采用泵压式输送系统，燃料为偏二甲肼/四氧化二氮作为推进剂组合，能够产生70吨级的推力。由YF-20发动机发展而来的YF-20系列发动机被长征二号、长征三号、长征四号等多型火箭所采用。

YF-20发动机，包含YF-20A、YF-20B、YF-20C、YF-20K等多个子型号。

它是一种类似于模块的发动机，可以和不同发动机组成的发动机组。四个发动机并联形成YF-21。他的高空变体被称为YF-22，与YF-23游机配对形成用于第二级的YF-24推进模块。随着时间的推移，几个发动机性能有所提高。最后，第二阶段的发动机YF-24在1991年首次更换通过显着升级的发动机版本，带有加长喷嘴主机（CZ-2E，-2F）。
YF-23的喷管延长形成YF-23B。有着非冷却复合喷嘴是YF-23F。

该死的机翻《游标为游机》（图片来源http://www.b14643.de/Spacerockets/Specials/China_YF-21-24_engines/index.htm）

YF-20家族图谱（http://www.b14643.de/Spacerockets/Specials/China_YF-21-24_engines/History.JPG）

YF-209

YF-209火箭发动机是以液氧甲烷为燃料、80 吨级可重复使用发动机。

2022年，中国国际航空航天博览会揭晓了YF-209发动机。它是我国商业航天运载火箭主要发动机，燃料为液氧甲烷，不但成本低廉，还绿色安全，无毒无污染。

2023年2月23日，由中国航天科技集团有限公司第六研究院自主研制的80吨级可重复使用液氧甲烷发动机（YF-209火箭发动机），进行了首次额定工况200秒长程试车，取得圆满成功。该型发动机由六院11所（京）研究设计，在101所三号台进行试车。80吨级液氧甲烷发动机是一台以重复使用、低成本、高性能为研制目标设计的发动机。其性能和功能在现有发动机的基础上均有明显突破，具有大范围变推力、多次起动、重复使用、故障诊断及快速测发能力，发动机整体性能、可重复使用性和可靠性大幅提高，是一款跨时代的产品。本次长程试车验证了发动机额定工况下系统及组件的工作可靠性及变推能力，获取了发动机性能参数，优化了发动机关机时序，确定了发动机技术状态，标志着该发动机向交付飞行迈出了坚实的一大步。

RD-107系列

二战结束后，苏联在缴获大量德军导弹装备后自主研发出一套发动机系列，以应对冷战后西方集团对苏的战略威胁。苏联占领德国后，通过德国专家重新制造V2的项目被提上日程，很快就完成了苏式V2——R1，其使用的发动机被命名为RD100，与V2的发动机大同小异。但是整机使用苏联工业体系提供的材料生产，于1948年完成试车。随后，在RD100的基础上，开发了RD101，这款发动机驱动了R2导弹，射程两倍于R1。之后又开发了RD103及其衍生型号，以驱动R3系列导弹。冷战开始十年以来，苏联的RD100-RD103都是以V2发动机为蓝本设计制造的。

依靠外国专家和落后蹩脚的技术显然不符合苏联的布局，是时候自研大推力发动机了。气体动力实验室（OKB-456）——瓦连京·彼得洛维奇·格鲁什科（Валентин Петрович Глушко）领导下的全苏联最优秀的火箭发动机设计局之一——义不容辞的接手了这项重要的工作。1954年，项目开展。他们首先开发了单喷管的RD105、RD106两种发动机，但因为燃烧不稳定的限制，单台海平面推力只能达到55吨左右，驱动不了超过250吨以上的R7导弹，最终项目被中止。取而代之的便是RD107和RD108，他们使用多燃烧室设计解决了前任燃烧不稳定的问题。对比之前的发动机，两款发动机摒弃了V2 因为散热问题而使用梨形的燃烧室，改用圆柱形燃烧室；使用液氧煤油为推进剂代替了液氧乙醇；使用两台、四台游机加以控制，代替燃气舵；同时也保留了V2再生冷却的冷却方式及过氧化氢驱动涡轮泵的设计。1957年，两款发动机同时点火，把人类第一枚洲际弹道导弹——R7——送上天空，在竞赛的第一场——ICBM技术——中领跑于美国。 {此文字摘自UP主人类守望者 }

LR-79系列

洛克达因系列。最初在纳瓦霍计划中演变为太空时代初期美国可用的最强大的液氧煤油火箭发动机，它的后代和衍生为阿特拉斯、泰坦、雷神、土星一号、日本H1运载火箭提供了强大动力。

这是为德尔塔运载火箭提供动力的207，000磅推力的RS-27，它编制了火箭史上最稳定和最成功的发射记录之一，使其具有100%的可靠性。RS-27A用作Delta II系列运载火箭的主要助推推进系统，是该推进系统的最新版本。

J-2

洛克达因液氢液氧火箭发动机。用于土星IB和土星五号的土星IVB阶段，以及土星五号的土星II级。1966年首飞。提出了具有降低膨胀率的海平面版本，供土星II第一阶段使用。升级的环形气钉版本（J-2T-200K和J-2T-250K）被开发用于升级到土星上级。经过适度改进的J-2S经过测试，并为三十年后的X-33线性气钉发动机提供了基础。30年后，J-2再次复活，用于将NASA的新型猎户座载人舱送入轨道。在这种情况下，美国宇航局无法抗拒“改进”J-2S，到2007年初，战神1号载人运载火箭第二阶段的发动机被重新命名为J-2X，并且有很大的不同。

状态：1966年首飞。日期：1960年。编号： 87 .推力：1，033.10kN。无燃料质量：1，438千克。比冲：421秒。比冲海平面：200秒。燃烧时间：475秒。高度：3.38米。直径：2.01 米。

洛克达因液氢液氧火箭发动机。战神一号运载火箭第二阶段。2006-2016研发。最初是对 2 年代 J-1960 发动机的更新，但最终设计是全新的，推力增加了 20%，但重量增加了一倍。

推力：1，310.00 kN。比冲：448 秒。燃烧时间：431 秒。高度：4.70 米。直径：3.05 米

J-2X的概念可以追溯到2005年。它开始于对J-2S的更新，J-2S是土星运载火箭上使用的J-2的简化版本。但是，当NASA及其分包商研究设计，应用“基本”的当前技术规格，材料和标准时，他们最终的设计推力增加了3%，但重量几乎是原来的两倍。

J-2S在1970年代初被开发和测试，用于土星IB和土星五号运载火箭的后续生产运行。在进一步的生产被取消后，它被搁置了。一些J-2S硬件在2年代恢复用于X-33的J-1990+线性航空尖峰发动机，但这也被取消了。应该指出的是，J-2X的名称也用于2-1964年进行的J-1967技术计划，该计划导致了J-2S。

作为“降低风险”的措施，美国宇航局最初决定开发两种发动机变体，分别命名为J-2X和J-2XD。J-2X将首先开发，用于战神一号上级和低地球轨道操作。它具有较低的燃烧室压力，使用来自原始J-2发动机的涡轮泵的气体发生器，标称推力为1220 kN。J-2XD只有在J-2X开发完成后才会开发（如果J-2X的基本性能可以接受，也许永远不会）。它的标称推力为 1310 kN，通过使用更高的腔室压力和对为 Delta IV 提供动力的 RS-68 发动机设计的气体发生器的修改来实现。两种发动机版本都使用了Mark 29气体发生器循环系列涡轮泵设计，为J-2S开发，并在1990年代为J-2 +进一步发展。涡轮废气将进入喷嘴，增加推力并为喷嘴延伸提供薄膜冷却。

主喷油器采用新设计，但包含类似于 J-2 发动机的同轴元件。主燃烧室有一个带有铣削通道的铜衬里和一个使用为RS-68开发的方法的HIP粘合护套。两部分排气喷嘴使用了沃尔沃航空为Vulcain发动机开发的技术，为阿丽亚娜5提供动力。再生冷却的上喷嘴采用了沃尔沃航空专利的夹层设计。下喷嘴延伸部分通过为Vulcain2发动机开发的涡轮废气的超音速薄膜喷射来冷却。再生冷却喷嘴的膨胀比与 J-40S 相同，为 1：2。喷嘴延伸将膨胀比提高到80：1，这种更大的膨胀比是发动机高比冲的主要贡献者。

点火系统由类似于J-2设计的增强型火花点火器组成，但结合了航天飞机主发动机的改进。J-2X使用了J-2阀门设计，根据NASA2006年的密封材料和结构要求进行了更新。在可行的情况下使用了一些传统执行器，但大多数是新的或经过修改的，以纳入NASA的2006容错要求。J-2X采用了新的数字发动机控制器，旨在满足容错和故障检测、隔离和恢复要求。该系统使用开环控制来确保设计尽可能简单。

即使对最初的J-2设计进行了这些实质性的“修改”，J-2X仍然被发现比修改航天飞机主发动机以进行飞行重启的原始概念便宜得多，风险也更小。

用于初始战神I应用程序的J-2X可能相对简单 - 它甚至可能不必重新启动。然而，对于战神五号月球任务地球出发阶段，发动机必须在地球轨道上徘徊长达95天后重新启动。这将需要开发新技术方法来重新化台低温液体的蒸发，并精心设计的热保护系统来处理更极端的条件。

开发始于2005年2月，假设SSME航天飞机的衍生物将用于战神I上级，J-2006衍生物将用于战神五号地球出发级。到2年2月，运载火箭配置得到改进，以成本为由放弃SSME，并在两个阶段使用J-2X。在NASA内部创建了一个J-2X发动机研发工作室。他们召集了一个由阿波罗时代的J-2工程师组成的“灰胡子”团队，讨论发动机的历史问题，并提出可能的改进设计方法。该团队还提供了阿波罗时代在测试、硬件评估、工程修复和解决问题方法方面的“经验教训”的宝贵清单。

2006年2006月完成了对概念发动机设计和开发规划的初步需求审查。使用现有硬件的修改对子系统组件的测试早在2007年2007月就开始了，新喷油器的全尺寸版本将于2008年完成并开始测试。最初的计划计划要求在2010年2012月进行初步设计审查，然后在2008年2月进行关键设计审查。第一份生产型产品将于2016年开始测试，并于2008年获得飞行设计认证。然而，该计划遇到了重大延误。到2008年秋天，关于喷嘴材料的关键决定尚未做出，J-2X看起来像帐篷里的长杆，这是可能将猎户座飞船首次载人飞行推迟到2022年的关键项目(奇怪的机翻)。