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前言 重型猎鹰的成功首射对于SpaceX并不是终结，而只是另一个开端，创始人马斯克终于可以带领公司集中全力实现又一个当年吹过的牛皮——研发堪称“游戏颠覆者”的新一代完全可重复使用的重型运载火箭BFR，这款火箭将真正有能力实现其狂想中的火星殖民大梦，而BFR的动力核心正是研发中的采用全流量分级燃烧循环的“猛禽“火箭发动机！ 那么今天我们就来聊聊全流量分级燃烧循环的前世今生，这个故事要从前苏联时期传说中最强大的有毒燃料火箭发动机——RD-270（8D420）说起…… BFR非官方演示动画镇楼，当年的重型猎鹰也只是这么一部3D动画 主页君唠叨：本期文章略微坚深，但实为作者呕心沥血之作，尤其是对于SpaceX下一代猛禽发动机及其循环方式，其他科普媒体都鲜有如此深入的介绍，本文由全流量分级燃烧循环源起到未来，从这种循环的巨大优势到技术挑战，娓娓道来，值得用心阅读。 神秘、夸张、颠覆、暴力、疯狂、大尺度……说起北极熊的火箭，我的脑海里面呈现出这些形容词！在细数下图几款传奇火箭的时候，有必要说说为当中这款UR-700火箭的发动机RD-270。  冷战期间，苏联抢得先机，率先在1957年10月4日发射人造地球卫星-Sputnik，率先在1961年4月12日把第一个地球人尤里·加加林送上宇宙！ 在这种情况下，美国人奋起反击，肯尼迪于1961年5月25日在议会发表了演说，宣布将在60年代结束前让宇航员登陆月球并安全返回。这种情况下，苏联的登月计划被加速！ 赢在起跑线，并不一定能持续领先! 苏联抢了两个第一，很大程度上是在抛开正常安全因素下的冒险！太空竞赛，让苏联国力、技术基础等一系列问题逐渐暴露出来…… 一、被环保斗士科罗廖夫抛弃的方案 苏联的各个设计局比学赶超，不亚于美国的竞争机制，也使得苏联的工程师们富有创新精神和创造能力，只不过缺了少像NASA那样有技巧、有远见的统筹机构。 瓦连京·格鲁什科（Valentin Glushko），其领导的设计局OKB-456负责为N1号火箭提供有毒燃料组合的发动机。然而谢尔盖·科罗廖夫（Sergei Korolev）认为N1应该使用高效无毒的低温推进剂。随着两人之间的关系恶化（之前就有过节），科罗廖夫冒险采用尼古拉·库兹涅佐夫（Nikolai Kuznetsov）领导的航空发动机设计局OKB-276为N1提供发动机。 在20世纪60年代，超大推力火箭开始设计的时候，最现实的一个难题，是如何选择单燃烧式推力和数量来满足任务？实际上，这是一种可靠性和大推力权衡的结果。在N-1设计中，科罗廖夫不得不在N1一级安装30台150吨推力的NK33发动机。众人质疑大量发动机并联可靠性能，当时还成立了一个独立的委员会来评估科罗廖夫的方案！（但如果复盘，你是科罗廖夫，你的选择呢？） 科罗廖夫的对手弗拉基米尔·切洛梅（Vladimir Chelomei），选择了和格鲁什科联手推出UR-700。  切洛梅领导的OKB-52设计局，主要客户是军队，由于苏军对可靠性和性能有更高要求，与N1不同，UR-700采用模块化设计的助推级，可以进行单独测试，确保安全。  切洛梅对于环保问题不是特别关心，1965年他同意在UR-700火箭上使用格鲁什科的RD-270发动机，只是提出，毒发发动机比冲能不能再高点？ 二、目标：最大推力、最高性能的毒发 RD-270是UR-700重型火箭的一级火箭发动机，研发始于1962年6月26日。在同一条时间线上，还有一个为后续苏联航天业做出功勋卓著的火箭—质子火箭在研发。 质子火箭是在1961年~1965年间研制成功，总设计师也是切洛梅，他向赫鲁晓夫提出了一个庞大的洲际导弹发展计划，在这个计划中，UR500（即两级型的质子）一级采用6台RD-253。 RD-253这款发动机是金牌搭档格鲁什科研发，始于1961年，于1963年完成，RD-253使用分级燃烧循环，由富氧（四氧化二氮）预燃室驱动涡轮泵，这对于当时的火箭来说是一个质的飞跃，它是苏联/俄罗斯最可靠的发动机之一。 1965年7月16日，UR500在拜科努尔发射场执行了第一次任务，将质子1号科学考察卫星送入太空，火箭也从此而得名质子号。质子火箭在苏联/俄罗斯的太空任务中起到了举足轻重的作用，其中包括月神，威尼拉，火星探测器、载人轨道站“礼炮”，“和平号”，并为国际空间站提供了几个主要模块，也广泛用于后续重型商业通信卫星发射。 一套班子，两块牌子，在格鲁什科的领导下，延续RD-253的研发思路，1962年6月26日根据政府决议，格鲁什科正式启动RD-270研发，单室，闭式循环，目标是500吨推力，到1963年1月目标提升到600吨。RD-270的燃料是大家熟知的剧毒常温推进剂—-四氧化二氮(N2O4)、偏二甲肼(UDMH)，沸点高，密度高，自燃，之前有成熟的使用经验，提升了可靠性，但目标定的非常高！ （一）最大推力的毒发 这款单推力室液体燃料火箭发动机在海平面推力目标达到640吨，在苏联称冠，仅略逊于土星5的F1发动机。  （二）最高性能的毒发 推力室室压达到了26 .6MPa！和后续火箭发动机相比较，RD-170为24.5 MPa，RD-191为26.1 MPa，航天飞机的主发动机（Space Shuttle main engine，下文简称SSME）为20.5 MPa，可以说这个室压是非常高了。海平面比冲达到301秒，与之相比较，同样为毒发的RD-253海平面比冲为285秒，同等推力级别的F-1发动机的海平面比冲为263秒，真空比冲为301秒。 （三）坎坷的全流量分级燃烧循环研发，最终夭折 这些空前绝后的指标背后，全流量分级燃烧循环，是格鲁什科提升性能的着力点。但究竟是否实现了目标？互联网上的英文资料并未揭示这款神秘的发动机的真实、详细的情况，所以笔者查阅了一些俄文的资料，基本的情况如下： 1、采用预压泵技术，全新开发燃气发生器，泵额定功率达到50MW。最初在全尺寸低室压情况下，成功进行了约200次测试，摸清了高频稳定性下最适合的混合比（氧化剂和燃料的体积之比）。为了测试高室压下混合比模型，又做了一个燃烧室缩比模型，进行了60次测试。但为了真正彻底的掌握这项技术，还需要进行全功率实测！1967年最终完成样机制造，发动机正式冠名为RD-270（8D420）。  身高：4.85米；直径：3.30米；重量说法不一 2、由于有两个预燃室驱动两个涡轮泵，富氧和富燃燃气同时进入主燃烧室二次燃烧，出现了难以解决的协同问题，表现在产生了低/高频振动。在RD-270发动机上创新采用计算机控制的节流调节方式，这当中投入了大批研究力量进行体系验证和数学建模。 3、从1967年10月～1969年7月，RD-270发动机进行了27次点火测试，但并没有产生令人鼓舞的结果，所有的测试都有紧急情况出现。软件联调难度非常大，而且每次试车之后，都要处理残留在试车台架的剧毒燃料，导致测试停停走走，进度举步维艰，试验了22台发动机，其中3台发动机进行了两次试验，一台进行了三次试验。9次测试中，发动机终于进入了预想中的工作模式，最高室压达到25.5MPa（另一种说法，004号发动机室压达到了约20MPa，但只在这种工作模式下持续了2秒）。可以肯定的是，发动机运行过程中不稳定的问题没有解决，但已经没有时间了。 4、1969年7月21日，美国登月成功，终于扳回一局！三天后，根据通用机械工程部的指示，暂停了RD-270发动机的研发。1970年12月UR-700，包括RD-270火箭发动机的开发各项工作最终停止。相关的技术研究，被格鲁什科以及他的审计局用于新一代的RD-170 (RD-171), RD-120, RD-180, RD-191。 5、在发展期间，格鲁什科还研究了改进版本RD-270M，使用戊硼烷推进剂，虽然会有更大的毒性问题，但会增加发动机的比冲42秒。没有最毒，只有更毒！毛子是认真的，是拼命的！ 美国以举国之力誓在60年代末完成登月壮举，拿出财政收入的接近5%来支撑登月计划（现在NASA经费只占0.5%左右），NASA整体操盘步步为营，事实上，在肯尼迪宣布阿波罗计划之前，F1和J2发动机就已经在研发。 而苏联的登月计划，到1965年各个设计局的方案还纷争不止，资金和技术的支持也远落下风。科罗廖夫和他的副手米申在1965年9月29日还发出反对该项目工程总备忘录给NII-88（苏联第88科学研究院，火箭和空间科学技术中心）阻挠RD-270，但随后科罗廖夫也于次年1月14日因病去世！留给N1火箭的时间非常紧张，并联30台发动机的方案风险大，缺少必要的地面测试，失败也是在所难免！1969年2月21日的首发以及后续三次，均因为各种意外失败。 RD-270采用的全流量分级燃烧循环从此在江湖匿迹…… 三、了解前分级燃烧循环前的知识储备 全流量分级燃烧循环优点不少，但实现起来也有很大难度，要了解这个技术，需要补充液体火箭发动机的基础知识。 液体火箭发动机需要把液体推进剂泵入燃烧室，在刚刚过去的1月21日，美国Rocket Lab公司已经发射成功了一枚“电子火箭”，由锂电池提供电能，两台50马力电机分别驱动煤油和液氧泵，9台发动机，18台电动机，合计功率662千瓦，将液氧和煤油泵入燃烧室，使得液体推进剂的泵送方式又有了创新！ 但对于大推力、高性能的液体火箭发动机来说，为提升发动机的比冲，提升燃烧室室压非常关键，泵送推进剂的泵功率达到了几万千瓦级，要知道秦山核电站一期机组的功率也就是30万千万！因此目前这个任务，还只能交给涡轮泵来完成！ 那么什么是涡轮泵(Turbopump)？拿什么驱动它？ 涡轮泵拆开，就是涡轮（Turbine）+泵（Pump），涡轮带动泵，主要就是由这两部分组成。  F-1发动机的涡轮泵主轴、两个离心泵叶轮和涡轮  F-1发动机的涡轮泵剖面图 （一）泵 和航空发动机如出一辙，液体火箭发动机也有轴流泵和离心泵。极个别液体火箭发动机使用了轴流泵，比如阿罗杰特（Aerojet）在上世纪60年代研制M-1发动机使用的轴流泵，几乎就是一个航空涡喷发动机，见下图，也包括J2的氢泵。但这种泵的转动部件多，造价高，轴向尺寸长，抗气蚀能力不高，因此应用不广。  而离心泵流量大、扬程高，结构紧凑，是最常见的的液体火箭发动机主泵。离心泵的叶轮好比是链球运动员，把液体奋力甩出去，甩到叶轮周边环形的蜗壳通路。在液体火箭发动机工作逻辑图中，如果看到类似三角锥形，说的就是带叶轮的离心泵。  RL-10的氢泵叶轮（正中），左侧是氧泵叶轮 如果一级离心泵不够，那就再来一级，像SSME的氢泵泵送压力要求达到47.8MPa，液氢的密度低，泵送的体积大，单靠大尺寸的一级离心泵不现实，就用多级串联，而且是三级。  SME的高压氢泵，请寻找三个三角锥，找到三级串联的离心泵叶轮 泵还有一项必须学会的本领是密封，在几百个大气压下，如何让泵送的推进剂不泄漏，如果让活泼的氧不乱窜，这是非常难的事情，氦气吹除、端面密封、浮环密封等，限于篇幅，留着下次专题介绍。美国为提高SSME的可靠性，在氧泵和富燃涡轮这两个组件之间用氦气吹除进行隔离，氦气分别与一端漏出的液氧或从涡轮一端漏出的燃气一起排出体外。 （二）产生气穴并不可怕，可怕在于她的溃灭—-泵的大敌气蚀（Cavitation） 小时候大家都玩过针筒，打水仗时拿它补充弹药，慌乱中，用力过猛，你就会发现，吸进去的不是水，而是突然长出来一大段空气，这就是气蚀的开始。 泵工作时液体在叶轮的进口处，在入口处的压力低于输送液体在该温度下的饱和蒸汽压，会产生气体！液氢、液氧沸点低，遇到“高温”也经常控制不了自己，沸腾从而产生气泡。叶轮表面的气泡在随后泵送增压过程中会溃灭，溃灭之时，工质从四面八方、排山倒海而来，互相碰撞、互相伤害，啪！啪！啪！产生振动和撞击！这些振动和撞击对叶轮等金属表面产生剥蚀。（气蚀是液体火箭发动机叶轮机构上十分重要的一种现象，但一般科普文章却鲜有提及，所以主页君希望大家能够能理解这部分内容）  一个被气蚀损坏的桨片 为了消除气蚀，需要增加离心泵第一级叶轮入口的压力，主要采用了两种办法。： 1、预压泵：可将发动机入口的低压提高到主泵无气蚀状态，减小推进剂贮箱增压，并提高主泵的转速、减小质量。SSME和苏联RD-170、RD-0120都采用预压泵。不过预压泵也需要消耗能源并增加整个系统的复杂性，降低可靠性。 2、诱导轮(螺旋诱导轮，导流轮，INDEUCER)：对于高室压发动机来说，离心泵的主要部件是离心叶轮和诱导轮。诱导轮相当于离心泵前的一个辅助增压泵, 诱导轮可以在入口有一定汽蚀的情况下工作。只要诱导轮设计得当, 工质通过诱导轮后就可以获得足够的能量, 从而满足离心泵入口所必须的净正抽吸压头，使离心泵叶轮不产生气蚀，这样整个涡轮泵的气蚀水平就由诱导轮决定了，诱导轮的设计非常有学问! 也是多次航天事故背后的元凶！ （三）涡轮 涡轮，是一种将流动工质的能量转换为机械功的旋转式动力机械。涡轮采用高强度的合金钢，比如SSME的两级高压氢泵涡轮，转速达到3.7万转/分钟，涡轮盘材料是通用电气公司开发的Inconel-718，含铌、钼的沉淀硬化型镍铬铁超强合金，从事航空航天领域经常会遇到这个材料；涡轮叶片的材料是MAR-M 246镍基耐高温合金，定向结晶！产生的功率是5.74万千瓦，转换效率也达到了业内最高的0.56～0.58。 这是SSME的氢泵涡轮叶片，每一片叶片，硬币大小，但产生750马力！ （四）拿什么去驱动涡轮？ 当然是高温燃气！这些燃气，有从再生冷却管道吸热汽化的氢驱动的RL-10，也有从推力室抽出高温燃气驱动玩一票的J2-S，更主流的是从燃气发生器产生燃气，从喷注器、点火器等构造来说，和主燃烧室非常类似。而对于分级燃烧来说，这个燃气发生器被称为预燃室，下图是SSME的主燃烧室和两个预燃室，分别驱动液氢和液氧泵。 （五）涡轮泵—-液体火箭的阿克琉斯之踝 上述就是涡轮泵，谈一下整体印象！涡轮泵是液体火箭发动机，唯一大负荷、高转速的运动部件。涡轮泵好比液体火箭发动机的心脏，强大而脆弱！ （1）高转速，工作勤奋：几万转/分钟，轴承冷却以及间隙控制、防止震动都是难点； （2）气蚀危害大，工作有风险：主要来自气穴的溃灭，这方面事故比比皆是； （3）密封性要求高，工作不能有意外：密封失效，推进剂泄出会和高温燃气发生严重事故，氧化剂泵需尽可能远离高温燃气； （4）大负荷，工作条件苛刻，工作常常过劳死：高温燃气驱动，涡轮叶片承受着热烧蚀和巨大的冲击。 可以说，涡轮泵是整个液体火箭发动机技术含量最高的部件，也是最为薄弱的环节，常常引发各类事故！只有新的循环方式能给他减负！ 本小结留个题，下图那个是哪个型号的液体火箭发动机的泵？有几个离心泵叶轮、几级涡轮？哪个是液氧泵、哪个是煤油泵，为什么这么考虑？ 四、先说说“部分”分级燃烧循环（Staged Combustion Cycle） 在介绍全流量分级燃烧循环之前，还是要说说“部分”分级燃烧循环，也叫高压补燃循环。在之前，比如燃气发生器循环产生的废气直接排放，此类“开式循环”效率有损失。而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出，基本无损失。因此这种循环也常称为“闭式循环”，是双组元液体推进剂火箭发动机的动力循环进化过程中的重要里程碑。以同轴泵液氢液氧分级循环发动机为例，主要动作分为四步，在下图上用数字标明： 1、 部分燃料在预燃室和部分氧化剂燃烧，产生高温燃气； 2、 高温燃气驱动涡轮； 3、 涡轮带动燃料泵和氧化剂泵，发动机燃烧循环得以继续； 4、 驱动涡轮的燃气送到主燃烧室进行第二次燃烧，俗称“补燃”。 分级燃烧循环主要目的是提升燃烧室室压，配套使用更大膨胀比的喷嘴，提升发动机的比冲，更为接近燃料的理论比冲极限。但由于室压高，预燃室压力要求更高！涡轮泵涡轮的工作环境苛刻更为苛刻，需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计复杂的反馈控制系统。 世界上第一台分级燃烧循环发动机是苏联科罗廖夫的OKB-1设计局的梅尔尼科夫（Melnikov）设计的S1.5400（11D33），液氧煤油发动机，用于闪电号火箭的第4级（block L），能在真空中多次启动，1960年首飞，真空比重达到340秒。后续苏联的分级燃烧发动机大显身手，RD-253、RD-170、RD-0120等。 对美国来说，阿波罗计划后，NASA立刻开展了新一代可重复使用的航天器—-航天飞机的研发，采用氢氧发动机，并在1971年7月将航天飞机的主发动机合同交给洛克达因公司（Rocketdyne）。洛克达因借鉴了很多J-2发动机的经验，使用了分级燃烧循环，两个富燃预燃室分别驱动氢泵和氧泵，两个预压泵增压消除气蚀，推力室压力达到20.5MPa，真空比冲达到452秒，节流范围为65～109%。洛克达因投入大量人力物力，在试车台烧了几万秒，混合比确定到千分位，6.02X，10年磨一剑，后续安全记录满分！当然价格也是惊人，单台5000多万美元。 五、全流量分级燃烧循环（FFSCC） 全流量分级燃烧循环（Full Flow Staged Combustion Cycle，FFSCC）是分级燃烧循环的进化版本，氧化剂和燃料分别由各自的动力涡轮机供压，有两个预燃室： （一）富燃预燃室—-驱动燃料泵 将大部分流量的燃料和小部分流量的氧化剂送到富燃预燃室进行燃烧①，产生的富燃燃气用来驱动高压燃料泵的涡轮②；燃料泵泵送燃料到主燃烧室③ （二）富氧预燃室—-驱动氧化剂泵 将剩余大部分的流量的氧化剂和小部分流量的燃料送到富氧预燃室进行进行燃烧④，产生富氧燃气用来驱动氧化剂涡轮⑤；氧化剂泵泵送氧化剂到主燃烧室⑥ （三）两军会师 从两个涡轮排出的富燃燃气和富氧燃气注入主燃烧室进行第二次燃烧（补燃）⑦，并通过喷管产生压力。 比较适用于全流量分级燃烧循环的无毒推进剂组合有液氢液氧、液氧甲烷等低温高能推进剂。 显而易见，所有的推进剂参与了驱动涡轮泵的活动，全流量分级燃烧循环提高涡轮工质的流量，使得涡轮工质的做功能力得到显著提高，相比较非全流量分级燃烧的发动机有更大的泵功率，全流量分级燃烧循环的主要优势表现为： （一）全流量，可以降涡轮温度，也可以提升性能！ SSME，部分分级燃烧循环，只有不到40% 的推进剂通过涡轮！（其余直接泵送至主燃烧室，主页君注）而全流量分级燃烧循环发动机所有的推进剂都通过涡轮，因此驱动涡轮工作的工质流量更大，如果全流量分级燃烧循环发动机在保持与SSME相同的动力和性能, 那么涡轮工质的温度可以更低！这非常关键，SSME用气氢来冷却涡轮盘和叶片根部，工作温度大约为1028～1056K，而INCONEL718材料的涡轮盘容许的温度是1089K，安全余量不大，而且多数合金钢材料的工作温度超过1000K时，强度会剧烈下降！在SSME上采用全流量分级燃烧，降低温度，防止高温蠕脆性裂纹失效的发生，提高发动机系统的可靠性、寿命以及复用次数！ 也可以，在现有涡轮工质温度不变的情况下，进一步提高涡轮功率，实现更高燃烧室室压，从而提高发动机性能，逼近比冲极限。 （二）简化氧化剂泵和涡轮的密封 用富氧燃气驱动氧泵，和液氧都是自家人，因此密封装置可简化，显著提高可靠性，为高性能大推力发动机的重复使用创造条件。 （三）实现了高效的气-气燃烧 进入SSME燃烧室喷注器的推进剂分别是气氢和液氧，采用了同轴气-液喷注器，液氧以较低速度喷出，气氢在环绕液氧管的环形缝隙内高速喷出并产生剪切作用，使液氧雾化并混合，为得是燃烧充分！ 而从全流量预燃室出来的是两股具有一定速度的几百摄氏度气化推进剂，因此在推力室头部喷注器不需要雾化和蒸发的过程，直接可进行气-气燃烧。 气-气喷注器相对于SSME发动机中使用的气-液喷注器结构上更简单, 喷嘴的数量可以更少, 喷注器的结构质量可以更轻。同时, 由于进入喷注器的推进剂是气体, 在燃烧室内的燃烧过程中的燃烧时迟滞降低，提高了推进剂反应的速度, 也提高了推进剂混合程度。 在发动机设计的过程中, 燃烧室的特征长度可以选择的较小, 特别是在较高的燃烧室的压力条件下, 由于气体的可压缩性相对于液体较强, 所以FFSCC中的燃烧室可以设计的更小、更轻, 同时燃烧室的效率也会得到提高。 （四）难搞的富氧预燃室 当然全流量分级燃烧还是有他的技术难关，主要集中在富氧预燃室。Katorgin等在AIAA文献中提到苏联/俄罗斯的液氧煤油分级燃烧的富氧预燃室的混合比为58，而FFSCC发动机气氢/ 液氧富氧预燃室混合比的经验范围为150~200 ，因此FFSCC发动机富氧预燃室技术难度更大。主要技术难点包括： 1）点火及火焰的维持困难: 富氧预燃室工作在偏离额定燃烧混合比较远的工况下，点火难度高，这使得火焰很难启动，难保持和难重启。启动时序控制不合理将进一步增加点火难度,导致点火失败。 2）氢氧质量相差悬殊，燃气均匀度难以保证：如果燃料流量的供给及点火等时序选择不合理，极易造成在预燃室内形成较低混合比的燃烧环境，产生高温燃气，烧蚀涡轮与燃气通道等部件。 3）要达到完全汽化：到达祸轮的燃气若存在严重的热条纹(混合比条纹)，势必对叶片产生热应力,影响涡轮安全性，液氧在到达涡轮前须全部汽化。 4）燃气中氧气成分含量高，材料的氧化问题尤为突出。需要采用抗氧化材料（涉及重复使用，抗氧化涂层还不是最靠谱） 因此,富氧预燃室一直是FFSCC技术的研究重点之一，迄今为止，苏联和俄罗斯方面已经解决了热氧的难题，当然这背后是几万秒试验的结果，理论上北极熊可以在重复使用的FFSCC发动机研制上有更好的基础，可惜苏联解体，现在的俄罗斯无心也无力！ 六、蛰伏的全流量分级燃烧循环 刚才说道SSME设计目标是达到55次重复使用的能力，设计工作寿命为7.5小时（注意，不是7.5分钟），不过定目标是一回事，实际呢？很多重复使用的指标并未达标， SSME 发动机实际寿命仅为设计值的1/10，在使用3 次以后就要进行大修和更换，检修费用也惊人！而FFSCC正是解决这些问题最有效的解决手段！ 这么好的技术，为什么一开始美国没有用？笔者认为，洛克达因作为SSME的总承包商，虽然之前有燃气发生器循环的大作液氧煤油F1、液氢液氧J-2，但在70年代初，在液氧/烃类分级燃烧循环研究很少，因此针对FFSCC发动机富氧预燃室没有研发经验，况且SSME已经达到空军和NASA的性能要求，洛克达因由此并未在SSME上，两步并作一步，直接上FFSCC。 单级入轨（SSTO，Single-Stage-To-Orbit）可重复使用运载器(RLV，Reusable Launch Vehicle)项目，其目标是显着降低进入太空的成本，激发并培育新的空间服务，从而提高美国的经济竞争力。在这个背景下，从20世纪80年代起美国就开展了FFSCC发动机的研究。美国的Aerojet在1985在AJ23-144方案中预研了FFSCC技术，真空推力3.02MN，室压27.2MPa。 洛克达因公司在1986 年启动了对全流量分级燃烧循环的研究，魔改SSME为全流量分级燃烧循环发动机RS-2100，对两台发动机进行试验。该方案是配合麦道公司参与NASA的X-33计划竞标，提出的发动机方案。 （一）主要性能指标持平！ RS-2100 发动机基本参数有: 海平面混合比为6.9 ，海平面推力为2038.4kN，海平面比冲384秒，海平面主燃烧室压力为22MPa，真空混合比为6.0，真空推力为2126.6kN，真空比冲为450m/s，真空主燃烧室压力为20MPa。其推力和室压水平与SSME相当。 （二）降，降，降！ SSME发动机2个预燃室采用的都是富燃燃烧, 2 个预燃室的混合比分别为0.818 和0.664, 这2个预燃室的燃气温度分别是962K和817K。全流量分级燃烧循环发动机RS-2100，其富燃、富氧预燃室工作温度分别为739 K和583 K。比现有富燃分级燃烧循环下降了200多度温度！大大提高了涡轮工作可靠性。 （三）减，减，减！ 1、简化密封：液氧涡轮泵中用来分隔涡轮驱动气体与液氧的氦气吹除密封装置去除。 2、涡轮燃气温度降低，去掉SSME预燃室和燃气导管冷却结构，简化结构和降低重量 3、喷管修成矮胖，扩张比下降为60，减重修身。 重量由SSME的3527公斤出色的下降到2518公斤，发动机推质比由55：1增加到75：1！ （四）改，改，改！ 1、采用了引射泵作为它的预压泵，取代了传统的旋转泵技术。引射泵的使用提高了系统的可靠性，降低了费用。 2、启动程序研制是分级燃烧发动机的关键。SSME采用自身贮箱推进剂的重力压头，无须辅助系统, 但是这种起动方法对如阀的位置等变动很敏感，SSME启动程序研制进行了37次试车, 研制周期超过8个月。 RS-2100设计了有辅助系统的启动起动方式，氧泵采用旋转启动（SPIN START），流量约为5KG/秒的氦气喷射涡轮，在氦气阀打开后1秒时到达最大值，加速氧泵启动，对抗启动过程中主燃烧室燃烧增加的背压。同时，用于同步两泵，降低混合比偏差。氦气旋转起动大约等于SSME密封吹除用氦气量的一半，重量还是净减少！ 这项技术后续在J-2X使用。 （五）投胎再次失败！ 但NASA于1996年7月2日却选择了洛克希德·马丁公司的X-33设计。 在单级入轨浪潮中FFSCC再一次投胎失败！ 与此同时，美国空军在上世纪90年代启动的项目集成推力室头部验证计划（integrated powerhead demonstrator ，IPD) ，目标是研发可复用的的全流量分级燃烧循环发动机型号，洛克达因和阿罗杰特中标。后续由NASA和空军研究实验室 (AFRL)接手。2006年7月19日洛克达因宣布推力室头部满功率测试完成，但由于无后续发动机研发需求，这个项目也在2013年之后不了了之。 七、马斯克，希望是给FFSCC出生证的人！ 伊隆·马斯克念念不忘的事情，是要去火星！往返火星，必须要有靠谱的能够重复使用的火箭发动机，对于燃料，甲烷是行星际旅行最适合！空间贮存性能好、价格公道、高温下积碳少，方便在外星球就地取材制备！ 使用液氧甲烷的全流量分级燃烧循环发动机项目在马斯克脑海成型并实施！2011年4月，SpaceX正式启动了其基于液氧甲烷燃料的猛禽（Raptor）发动机的研发，采用FFSCC，整个研制目标变动非常大，目标推力从8200 kN 缩到1900 kN。关于猛禽的消息非常少，每年差不多只有一次机会，在国际宇航大会(IAC)上可以得到关于猛禽的一点消息、一点图片、一点视频，而且年份猛禽各不一样。但他离我们越来越近！ 2015 年在美国宇航局斯坦尼斯航天中心进行猛禽发动机的喷注器试车图 （一）2016版猛禽 在当年9月墨西哥召开的IAC会议上公布的猛禽，海平面推力3.05MN，真空推力3.50MN，马斯克豪放的宣称“可重复使用1000次，真正实现火箭复用民航飞机化。” 号称可重复使用1000次，真正实现火箭复用民航飞机化 马斯克16年版超重型火箭BFR (Big Falcon Rocket)底部装备42台猛禽发动机，有没有似曾相识的感觉？ 在具体测试进度上，42次测试总时长达到了1200秒，最长的一次超过100秒，室压超过200个大气压 2016年1月，美国空军给予了SpaceX 3360万美元的合同，资助开发可重复使用的猛禽引擎原型，但主要的想法，并不是圆马斯克去火星的梦，空军的想法，是想让马斯克把上面级用的寒碜的液氧煤油发动机整个新的，到时候可以用猎鹰9、重型猎鹰（Falcon Heavy）或者BFR射点重型间谍卫星上天…… （二）2017款猛禽 马斯克（Elon Musk）在2017年9月的国际宇航大会(IAC)上，发布了最新的迭代版本，BFR的芯级安装31台猛禽，而不是16款42台。单台猛禽推力继续下调到1.9MN，大概190吨吧，真空比冲目标为375秒，海平面比冲为330秒。在回答关于BFR的提问时，回答道：“我们已经为氧泵研发了一种新型合金，可以在纯氧环境下耐高温并保持高强度！”这应当看做是猛禽研发过程中重要的突破。 2月5日，马斯克在SpaceX发射重型猎鹰火箭前，紧张而兴奋，但他表示“我们认为新的BFR架构是更好的方法……BFR正在设计一个可重复使用的第一级助推器（BFR）加上可重复使用的上层飞船（BFS），使其比重型猎鹰更加经济……更重要的是，发射的周转时间可以用小时而不是天来衡量！”因此，SpaceX正在为BFR投入更多的精力，正在为攻坚FFSCC努力！ 让我们拭目以待（需要充分适应SpaceX跳票的习惯），在未来的几年内，全流量分级燃烧技术在可重复使用运载器上，能够真正的发挥它的技术优势！期待猛禽！ 转自 航天爱好者网 |
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