[火箭]太阳神的战车-液体火前发动机循环方式的演进（四）下A（火箭战车）

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太阳神的战车——液体火前发动机循环方式的演进（四）下A

由于内容过于庞大，将（四）下分为多个小节来发。有兴趣的耐心阅读。

本节主要介绍SSME的制造及改进的故事。

SSME的基本设计与后续改进

高室压是SSME高性能的关縫，由于采用了分级燃烧循环方案，其室压将提升到20兆帕以上，而此前美国的各型大推力火箭发动机，无论是釆用混肼推进剂的LR-87-AJ-11（用于大力神II）.还是釆用低温推进剂的J-2（用于“阿波罗”计划），或者是采用液氧/煤油推进剂的MA-5A或者RS-27（分别用于“宇宙神”和“德尔塔”），其室压都仅有5兆帕左右。即使是堪称神器的F-1发动机室压也只是略高而已，距离SSME的20兆帕差距非常大。洛克达因虽然在中标时已经完成了一系列的试验，但要跨越这一技术台阶仍然非常不易。从1971年开始，洛克达因又用了三年来完善设计，于1974年底开始转入部件试车阶段，此时SSME的编号也改为了RS-25。

1975年5月，SSME开始整机测试，由于原始设计在试车中暴露出了大量问题，因此整个试车过程一直延续到了1981年，而最后一次三机并联试车在当年1月完成，4月份“哥伦比亚”号航天飞机进行了历史性的首飞。

根据洛克达因的设计思路，SSME在总体上采取左右平衡的布局。在SSME上最大的组件是发动机动力头部（Power Head）,将主燃烧室（MCC）连同两个富燃预燃室、主燃料泵（MFP）、主氧化剂泵（MOP）以及热燃气管道组合在一起。SSME采用了双预燃室方案，分别驱动MFP和MOP。由于主燃料泵和主氧化剂泵的工作压力非常高，因此又被称为高压燃料涡轮泵（HPFTP）和高压氧化剂涡轮泵（HPOTP）,分别简称高压氢泵和高压氧泵。从结构上看，它们和其提供燃气的预燃室构成两个便于检修和更换的独立模块，构成了外场可更换部件（LRU）,布置在主燃烧室两肩位置，尽可能缩短热燃气管道的长度（采用同轴泵的苏式高压补燃煤油机，采用热燃气弯管），有利于避免热燃气的烧蚀和泄漏，管道同时也构成了涡轮泵组件的支撑结构。由于工作时高速旋转的涡轮泵会产生很大的扭矩和振动，因此这种平衡的设计也有利于避免一些工程上的麻烦。

除此之外，采用上述设计还有一个关键原因，SSME要求有很大的节流范围。一般人印象中运载火箭推力当然是越强劲越好，但实际上火箭在上升过程中并非简单的匀加速过程，需要通过变推力来调节加速度。因为过高的加速度将带来动载荷，包括推力直接施加的过载和在大气层内飞行带来的动压。为了抵御动载荷需要增加结构强度，这会导致结构重量的上升，对于控制运载火箭的总重量非常不利。对于火箭搭载的有效载荷来说，动载荷也会带来不利，特别是当有效载荷是宇航员时尤其如此，虽然宇航员是经过特殊训练的，能够承受较长时间的9G过载，但高过载还是会给宇航员带来不适。最后，发动机在满负荷下持续工作也会消耗比较多的燃料，对推力逬行控制有助于降低燃料消耗，延长发动机工作时间。出于上述原因，加上航天飞机本身的结构特殊，对控制动载荷的要求很高，起飞到入轨段的过载包线是3G。

液体火箭变推力要比固体火箭容易得多，因此SSME将承担控制动载荷的任务。SSME的节流范围从65%到109%（设计上允许压低至50%）,这一性能要求即使在今天也是非常高的。在整个节流范围内，步进调节幅度是1%为一档，已经非常接近无级节流了。在起飞大约半分钟之后，航天飞机将进入最大动载荷区段，此时SSME将自动降推力至67%，持续大约25秒后重新加大推力。在达到3G加速度边界之后，重新进入节流工作模式，逐步降低发动机推力，直至最后关机。保证较大的节流范围是SSME设计上的一个难点，具体是通过控制预燃室热燃气供给量来，进而调整推进剂流最实现的,但是在整个节流范围内推力室混合比要保持在6.0, 这样能保证发动机的比冲不变。由于SSME的氢泵系统和氧泵系统是相互独立的，要保证混合比和比冲的恒定，在控制上需要必须达到非常精确的水平。

人们一直都对SSME涡轮泵强大的功率密度津津乐道，但对于洛克达因如何做到这一切就语焉不详了。SSME的液氧和液氢系统共有四台高性能涡轮泵，除了两台高压泵(HPFTP和HPOTP )，还有两台低压涡轮泵 (LPFTP和LPOTP)。在动力头的顶部，有两段非常显眼的长管各自环绕半周，它们就是低压氧和低压氢的管路，分别连接各自的低压涡轮泵，由于占用了很大的空间，因此决定了 SSME的包络尺寸在这四台涡轮泵中，两台高压涡轮泵达到了当时液体火箭发动机的最高技术水平,以760磅的重量达到了7.5万马力的功率，功率密度接近100马力/磅，而轿年发动机只有1马力/磅左右。从绝对功率上说, 7.5万马力的功率输出也是非常惊人的，这足以推动一艘驱护舰。由于SSME的高压涡轮泵是预燃室燃气驱动的，因此也可以理解为燃气轮机，但即使算上预燃室和低压涡轮泵，依旧比任何船用燃气轮机功率密度都大。

非常遗憾的是，20世纪80年代在编译国外航天论文的时候，错把高压涡轮泵张冠李戴成低压涡轮泵，负责审校的编辑居然都未发现，而且根据当时不严格的学术规范又不注原始文献出处。其实有关资料是根据 AIAA-86-1635这篇论文译出的，这篇论文是由洛克维尔/洛克达因发布的，是当时关于SSME研制状况最为权威的综述性公开文献。

但如此强大的主泵也造成前后压差扩大，压头从燃气发上器循环的10-15兆帕提高到了40-50兆帕，这就要求采用高周速或多级泵。无气蚀工作的高压、高速泵必然要求提高泵的入口压力，这与低贮箱压力的要求是相冲突的，解决这一问题的唯一办法是在主泵前增设预压泵。预压泵可以直接安装在主泵前的管道内，也可以安装在贮箱底部。在SSME上，低压涡轮泵充当预压泵的作用，其主要功能是在主泵前先对推进剂增压，以便防止主泵因增压幅度过高而导致汽蚀。同时还允许取消主泵的诱导轮，起到了缩小尺寸和降低重量的作用。预压泵实在是按下葫芦又起瓢，各种泵压循环刚解决了泵的动力冋题，预压泵又要去找工作介质和动力来源。预压泵可以采用独立的动力，前面在谈到双氧水透平的时候就提到过，“半人马座”上就用采用了双氧水催化分解驱动的预压案，但这显然不是一个好办法，于是预压泵的优化设计被提了上来。

在SSME上，低压氢泵用推力室冷却夹套出口的热氢来驱动，做功后先分离部分氢气用于氧箱的增压，剩余部分用于冷却氢系统的预燃室，最后混入预燃室排气中进入推力室。低压氧泵则采用完全不同的工作原理，它是一个低温工作的冷端部件。高压氧泵送出的液氧有两股，一股供给两台预燃室，另一股大部分送入推力室。后一股液氧还将通过旁路引出部分流量，一部分进入氧系统预燃室的冷却夹套，然后用于氧箱的增压；另一部分驱动低压氧泵，最后混入主流中，同时逬入纵向耦合振动(POGO)抑制器。低压泵连同它们的管路是保证SSME可靠工作的关键部件，但也是造成其结构复杂的主要原因之一，并且还增加了发生故障的潜在可能。SSME在后续改逬中，一个主要任务就是改逬低压泵。

对于所有的低温发动机而言，燃料泵都是主要的技术门槛(在氢氧发动机上是氢主泵)，分级燃烧循环就更是如此。迄今为止突破分级燃烧循环的三个国家(美国、苏联、日本)，硏制过程中无一例外都遭遇到了许多挫折，其中相当一部分台架试车故障都与氢主泵有关，包括设计、材料、工艺等各方面，涉及润滑失效、冷却失效、密封失效等故障点。这些故障往往导致部件烧蚀破损，易至造成起火燃烧。间接影响则是拖延研制进度，被迫停下来分析故障原因，然后进行针对性改进，并通过重新试车来确保新设计的有效性。这一切都要消耗大量的时间和资源，最后统统变成金钱，并抬高了发动机和运载工具本来就十分昂贵的成本。M-1上那种变态的多级轴流泵不符合SSME的要求，它的尺寸和重量都太大，对发动机的总体设计会带来很大的麻烦，而且效率也并不是很高，洛克达因在SSME的高压氢泵上釆用了三级离心泵设计。

尽管高压氢泵的决定性能更高，但高压氧泵的技术难度一点也不小，之前已经谈到过，液氢的热力性能允许氢泵允许高转速工作，而为了避免气蚀氧泵需要相对较低的转速。可转速一低就需要更大尺寸的涡轮泵，这在设计中是个两难问题。为此SSME在高压氧泵上采取了特殊的双入口叶轮设计，使气蚀限制转速提高40%之多，从而大大减小了高压氢泵的尺寸和重量。高压氧泵除了要向推力室供应液氧，还需要为两个预燃室供应液氧，因此在末端单独设置了预燃室泵，流量大约为主叶轮流量的10%。这是因为预燃室并不需要推力室那么高的液氧压力，单独设泵在额定工况下可以节省15000马力，这也起到了降低液氧系统尺寸和重量的作用。高压氧泵的另一个难题是密封，因为它同样也是由富燃预燃室驱动的，为此除了迷宫密封等常规手段外，还采用了先进的氦气吹扫技术，它比氮气吹扫技术重量更轻。高压氧泵和高压氢泵一样，都采用两级反力式涡轮来驱动。

现代液体火箭发动机需要非常精确的控制，因此离开电子系统是完全无法想象的。分级燃烧循环尤其如此，一点小小的控制偏差就足以导致事故，特别是在工况发生顺变的情况下，因此现代液体火箭发动机提出了鲁棒性(Robust,英文为稳健之意，“鲁棒”为不知所谓的音译，但已约定俗成要求，就是对于状态偏离不那么神经过敏，具有较大的宽容度，有点类似于某些机械在一定情况下允许适度的野蛮操作、鲁棒性的引入为避免故障症候出现提供了第一道保险，但控制系统的精确性仍然是必须具备的条件，至于控制偏差会导致何种后果，从1978年10月3日那次SSME试车事故就能看出一斑，那次事故也是SSME试车阶段最后一次发动机启动故障。这次事故是泵和阀的并发事故，事故的起因是高压氢泵的分离力矩比正常工况略高了一点，而主氧阀相对正确位置又多开了2%。这两个独立的故障点结合起来，导致高压氢泵的转速轻微下降和主燃烧室提前启动。

SSME采用高室压燃烧室，在上述故障情况下，高压氢泵遭遇到高背压，无法正常地泵送液氢，而其又是依靠液氧来冷却的，随着泵的温度升高，泵送不出去的液氢迅速受热越过临界点被汽化，同时预燃室在错误的混合比下工作，由于得不到足够的氢，导致富氧程度过于严重，涡轮泵和富氧燃气供应系统因此烧毁。事故后的调査显示，只要主氧阀多打开2%（液氧预燃室多打开1%）, 或者提早打开1/10秒，就会导致重大事故。为解决故障隐患，对SSME的控制系统进行了改进，重点是提高控制的精确性在SSME服役期内，控制系统还进行过多轮改进，用以提高发动机的可靠性。并且还改进了发动机的健康检测系统，以便敏感地侦测到各种可能的参数偏离，在出现故障症候时及时发出警报，在最短时间内自动切入保护模式或让发动机停机。作为一种载人航天器的发动机，SSME的这些改进绝对是必要的。

工程技术上的进展背后需要基础理论的有力支撑，同时这种进展往往又会反作用于基础理论，使之跃上一个全新的台阶。分级燃烧循环就反映了这个特点，它不仅直接带动了先进工艺的应用，还带动了热力学、流体力学、传热学、材料学等多个学科。SSME需要重复使用55次，工作时间总计27000秒（相当于7.5小时），仅材料一项就需要进行大量创新，它代表了阿波罗计划之后美国20年间材料技术的最高成就，采用了因康718和IN-I00镍基合金、NARLOY-Z铜银锆合金（Cu-3Ag-0.5Zr）、铸造钛合金、MAR-M哈氏钴基高温合金等一大批先进合金材料，大部分用于工作环境极其严苛的高温部件上。在这一切的背后则是专门建立的庞大的材料数据库。而这些进步并不能从性能参数上直接感知到，但它们才是取得高性能的坚实基础。在试车阶段和服役早期，SSME存在部分部件寿命不足的问题，但不可否认的是，SSME毕竟站在了当时航天技术的制高点上。

在制造工艺上，SSME也进行了大量创新，其中最主要的思路是在保证主要部件可分解性的基础上，大量采用焊接工艺来替代传统的铆接工艺。严格说来这一思路是不错的，但受限于20世纪70年代中期的技术水平，SSME的焊接长度有些过长，这在后续改进中得到了优化。SSME推力室上段采用通道壁再生冷却结构，那里是SSME工艺的典范。首先在NARLOY-Z合金上用高精度机械铳削出冷却腔道，然后再利用先进的电铸铜工艺铸上一层0.13-0.25毫米的铜，以防止高压液氢对电铸镍层产生氢脆，然后分三次电铸镍，完毕后对外表面进行机加工。燃烧室各部位电铸镍层的厚度是不相等的。最薄的喉部只有约0.5毫米，而两端约为19毫米，最后在外面焊上集液器、法兰盘、外套等零件。在SSME上类似这样的先进工艺不胜枚举，先进材料和先进工艺的紧密结合，确保了SSME 的高性能和高可靠性。

SSME还借鉴了许多航空发动机的技术，但由于工作条件更为严苛，性能有过之而无不及。例如，高压氧泵涡轮工作时承受的热流是现代喷气发动机涡轮的50倍，为了将涡轮燃气引起的热应力减至最小，在叶片上釆用了工艺复杂的空心结构。高压氢泵涡轮工作转速和温度也很高，在高压燃气吹动下要承受很高的弯曲应力和离心应力，其性能好坏直接决定了整个液氢系统的工作效率。它虽然没有采用空心叶片结构，而是采用了传统的实心结构，但却采用了定向结晶浇注技术，而且采用不冷却设计。包括空心结构、单晶材料等技术，现在已经是高性能航空发动机的代表技术。当然，过去30年以来航空发动机技术也取得了飞跃，受限于所处的时代，许多较新的技术无法出现在SSME上。例如，SSME的涡轮叶盘和叶片还是采用传统的抑接工艺，而没有采用新锐的Blisk摩擦焊工艺。

不过，即使SSME采用了那么多的先进材料和先进工艺，在试车阶段和服役早期还是免不了出现各种工艺问题，由于实际情况与研制预计有较大差异，还曾经多次更换过主要部件的材料, 1980年7月12日的试车事故就很具代表性，此时距离“哥伦比亚”号的首飞只有半年多时间了。这次事故和1978年 10月3日的那次事故也是预燃室混合比失调故障，但故障点却出在预燃室喷注器的喷嘴上。由于出现加工工艺上的缺陷，外圈喷嘴的轴度较设计要求有偏差，而且在喷注过程中出现了表层金属的剥离，预燃室采用液膜冷却，但由于工艺缺陷导致液氧浓度过高，结果在预燃室内壁上烧蚀出了小孔。这次事故充分表明，尽管液体火箭发动机工作时十分暴烈，但在工艺上却要求很高。在中国两弹一星工程中，*总理提出过著名的十六字方针，即“严肃认真，周到细致，稳妥可靠，万无一失”，说的其实就是这个道理、当然态度固然是重要的，但仅有态度是远远不够的。

液体火箭发动机技术水平不仅在于能否设计和制造，也在于能否持续不断地进行改进上。相比RD-0120的过早夭折，SSME早在研制过程中就规划了大量改进计划，虽然其中只有一部分得到了兑现，但仍然反映出了美国在分级燃烧氢氧机上的技术实力，并且为当时和后来美国开展的航天器设计打下了非常扎实的基础。当然除却花不了多少钱的方案论证，那些渐进改进需要大量资金投入，在改善性能和提高可靠性的同时，也造成航天飞机使用成本的不断上升。不过，持续投入也绝对物有所值，否则美国就不可能在星座计划黄掉之后，能够迅速拿出新的巨型火箭设计：这充分证明，人类的航天之路是用金钱铺就的道路，没有雄厚的经济基础想要投机取巧万万不行。

我们知道，由于NASA对于航天飞机总体设计的调整，导致原本有低空版和高空版两种型号的SSME被合二为一，喷管膨胀比取了折中的77.5:1。但是洛克达因实质上并没有放弃低空版和高空版衍生方案，在70年代中后期SSME投入使用前就提出了SSME-35和SSME-150两个方案，其数字代表新的喷管膨胀比，SSME-35海平面推力提高了约50000磅，比冲提高了超过40秒；SSME-150的设计则更为复杂，其采用了可收放喷管延伸段，低空工作时膨胀比50:1,高空工作时膨胀比提高到150,可收放喷管延伸段选在50:1位置，主要是由于SSME的动力头比较复杂，在收起状态下需要保证不和预燃室/涡轮泵组件发生冲突，该处的包络直径需要105英尺。SSME-150的真空比冲由此提高到了464 秒，比SSME提高接近10秒。可收放喷管延伸段技术主要掌握在普惠手中，该公司对用于 SSME-150的喷管进行了试验，但并未应用到 SSME的改进中去。

美国在SSME的硏制上投入了大量资源，当然希望尽可能拓宽其使用范围在 70年代末，美国还未决定用可重复使用的航天飞机来淘汰一次性运载火箭，因此提出在SSME基础上研制液体火箭助推发动机(LRBE)， LRBE的一大创新是计划采用液态甲烷来替代液氢，由于在碳氢燃料中液态甲烷与液氢的特性最为接近，因此LRBE得以保留SSME的大部分设计，特别是喷注器和燃气管路。由于甲烷的结焦温度比煤油要高很多，而且正好位于推力室工作壁温之下，因此推力室冷却相对比较好处理。主要问题出在涡轮泵上，为了保证涡轮泵功率，两个富燃预燃室生成的燃气温度需要250华氏度。根据计算，如果能够保持3230 psia的室压，那么使用膨胀比35:1的喷管，海平面推力可以达到50万磅，海平面比冲可以达到325秒，如果需要不太大的推力提升，只需要适当增加喉部面积即可。

相比这些大改逬，服役后的SSME主要是一些小改,SSME的首个改进型在最初5次航天飞机任务后就投入使用了，被称为满推力型，改进重点是提高部件密封性.同时加厚喷管再生冷却管道壁厚。不过，满推力型主要目的是让SSME最大推力达到104%。之所以确定在104%，而不是设计的109%，主要是在试车中出现了次同步旋转问题，这一问题对发动机寿命有很大的影响，严重时甚至可以构成事故，高压氢泵在转速50%～56%时产生次同步旋转，而在转速超过22000转/分时具有破坏性，由于额定推力转速为34600转/分，这个问题变得非常棘手。高压氧泵要到30000转/分时才会出现次同步旋转，虽然比满推力转速的29400转/分要高，但冗余显然不足。此外，在定型试车中，高压氢泵和高压氧泵涡轮叶片都出现过裂纹，严重限制了叶片的寿命，并使进一步提升推力变得充满风险。结果，看上去已经不那么美的104%满推力能力，涡轮泵寿命也只能支撑6次任务。

满推力型在STS-6任务中首飞，但这次挑战者号任务非常不顺利。满推力型在发射前暴漏出更多的问题，包括燃料集液管裂纹、点火室氢输送导管裂纹、热交换器焊接缺陷，这些问题迫使一台发动机拆卸，并对三台飞行发动机进行修理。虽然STS-6 最终完成了预定任务，但满推力型试车过程中暴露出的许多其他问题并没有得到很好的解决，例如喷注器承受应力等。从某种角度来说，这个阶段的SSME和航天飞机绝对算是带病运行,只是没有像大型固体助推器那样造成不可收拾的严重后果。“挑战者”号事故导致航天飞机全面停飞，这对SSME是一件坏事，也是一件好事。说它坏是因为航天机计划险些被取消，说它好是因为赢得了改进的宝贵时间来解决上述问题。复飞后投入使用的SSME被称为二阶段型，以反映全新的开始。二阶段型实现了109%推力的设计要求，并且解决了此前困扰SSME的那些问题。

从1993年开始，SSME又进行了连续的小改,相继出现了BlockI/IA/II/IIA四个改进。NASA的目标是让SSME在两次航天飞机任务之间的检修工作量减少70%-75%,并且增加10次飞行的使用寿命。Block I包括：改进喷注器头部设计、更耐用的换热器、高可靠性传感器和控制器、更坚固的高压氧泵。 Block II在Block I基础上将采用新的高压氢泵和低压氧泵，以及一个新型大喉部推力室 (LTMCC)，LTMCC比之前设计的喉部面积增大了11%,是对拓宽发动机工作裕度贡献最大的一项改进。通过增大喉部直径、降低推力室压力、降低温度和减小喷流速度，改善了推力室的冷却条件，并降低了SSME总维修费用，并延长了硬件使用寿命。同时，LTMCC本身的制造工艺也进行了调整，电铸铜工艺的通道壁燃烧室改用大片金属铸成，比原先的小片金属铸造工艺要好。除了降低焊接数目外，还大大缩短了组装时间，减少硬件制造和维护成本。

2011年7月，“阿特兰蒂斯”号完135次飞行后，美国航天飞机彻底退役，但这却并未成为SSME的绝唱。在“星座”计划初期规划中，曾经考虑过使用SSME的改型，但最后还是决定采用了 RS～68A和J-2X两种燃气发生器循环发动机。不过，就在SSME看似前途渺茫的时候，却突然时来运转口由于“战神”火箭乃至星座计划存在大量问题，最后被奥巴马政府枪毙。作为星座计划借尸还魂的产物，美国为支持未来的载人深空探测任务，提出硏制“航天发射系统”(SLS),启动了新一轮的选型论证。结果SSME由于在可靠性上已经得到了充分的证明，加上高比冲使总体设计方案具有一定优势，被选定作为了SLS的起飞级发动机。不管怎样，SLS决定采用SSME使得这种耗费巨大人力、物力、财力硏制的发动机，能够继续为人类宇航事业做出自己的贡献。

目前最新的SSME改逬计划是RS-25D和RS-25E。RS-25D在STS-104航天飞机任务中进行了首飞，在测试中演示了111%的最大推力，在起飞过程中一旦出现必须紧急中止任务的状况，航天飞机需要这一推力水平。按照NASA目前的任务规划，SLS早期型号将采用航天飞机计划剩余的那些RS-25D，但是SLS是按照一次性运载火箭设计的，从长期来看使用RS-25D是不合理的,因此何必要在 SSME基础上研制-次性使用型号。为此启动了RS-25E/F两个项目，前者被称为“最小改动一次性SSME”，主要倾向于减少研制和试车成本。后者被称为“最低制造成本一次性SSME”，主要倾向于减少量产成本。这两个勤俭持家的思路都是正确的，但究竟采用哪个方案目前还没有定案，还在考虑之中，因为SLS目前也还在详细没计阶段。