[火箭]太阳神的战车-液体火前发动机循环方式的演进（四）中

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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）中

本节主要介绍SSME的研制竞标过程。

双雄斗法：SSME的选型过程

要讨论SSME就不可能绕开航天飞机, 美国在20世纪60年代就进行了升力体航天器的气动实验，其中最著名的是用B-52空投 X-20验证机。1969年1月，登月行动已经箭在弦上，在上一年的12月，“土星”V刚刚进行了首次载人飞行，“阿波罗”8号机组进行了首次载人绕月飞行，此时NASA向通用动力、洛克希德、麦克唐纳-道格拉斯、北美洛克维尔四家公司授予了第一阶段(Phase A)合同，主要任务是研究航天飞机的总体构型，每份合同价值30万美元。由于液氢/液氧推进剂比较容易实现发动机的复用，因此第一阶段研究初步锁定了航天飞机的动力。次年，NASA又向阿罗捷特、普拉特•恵特尼、洛克达因三家火箭发动机公司授予了第二阶段(Phase B)合同，主要任务是研制航天飞机的主发动机，也就是SSME。上述三家公司都拥有低温发动机的研制经验，而且尤其以普恵和洛克达因最为丰富，前者拥有RL10,后者拥有J2。

从性能上来说，20世纪60年代的那些氢氧机都无法满足新一代航天器的要求。RL10的推力太小，只能用做上面级发动机；J-2的推力比RL10要大得多，但是比冲又不尽如人意，没有充分发挥氢氧推进剂的优势；M-1的推力和比冲都比J-2要大，但比冲仍然无法完全满足需要为了同时实现大推力和比冲，提出了两种技术路线，一种是采用分级燃烧循环，另一种是研制创新的气动塞式发动机。(Airspike Engine)第三部分曾经提到过，美国对于分级燃烧循环肼基发动机的研制，大致是在60年代中期停顿下来的。1964年，NASA启动了“先进发动机设计研究-钟形” (AEDS-Bell),而空军在结束了ARES和MIST之后，也开始步NASA的后尘。1966年,空军启动了类似的计划，在低温发动机上领先的洛克达因和普恵参与这一计划。在推力要求方面，空军的要求其实不高，一开始只要求20万磅，也就是RL20的级别。

在研究方向上，空军和NASA差不多，都是气动塞式喷管方案和高室压推力室方案两边下注。洛克达因认为传统的钟形喷管是制约性能的最大瓶颈，因此提出为新发动机配备理论性能更好的气动塞式喷管，当时推荐的方案是环簇形方案。普恵则接受钟形喷管的缺点，建议通过提高室压来改善性能。提高室压的好处很多，一方面通过提高排气速度改善了比冲，另一方面在相同推力下发动机比较紧凑，重量也比较小。在空军预研经费支持下，普恵提出了XLR-129概念发动机,室压目标提高到2740psia(18.9兆帕),几乎是J-2的四倍(763 psia),并且能够提供25万磅推力、美国航天史有一个非常有趣的现象，NASA屡次要和空军站在不同技术路线上，这回它支持的是洛克达因，但把线性气动塞式喷管方案也纳入了研究范围。结果到1969年航天飞机项目正式启动时，SSME便有了两种技术路线。

冯•布劳恩当时还坐在马歇尔航天飞行中心（MSFC）主任的位子上，直接过问航天飞机主发动机的研制，他对于配备钟形喷管的高室压发动机提出了一连串问题：航天工业是否做好了研制海平面推力80万磅发动机的准备？是否能够在1974年中期进行早期飞行预备测试（PFRT）？冯•布劳恩还提出了多达10个研发过程中可能遇到的技术问题，例如假设要求推力提高15%-25%，哪些设计需要进行修改，同时会遇到哪些困难？此外还有:高温涡轮的设计、高速涡轮泵、密封和泵轴、地面测试设施、计算机装机检测等。此外他还担心低温条件下材料的氧脆问题，至于气动塞式发动机，他认为存在几个尚未明确的缺点，例如点火延迟故障、燃烧不稳定性、涡轮热燃气来源以及部件重量和效率，在进行了比较之后，鉴于气动塞式喷管从原理到实践都缺乏经验，NASA向空军 进行了妥协,不仅接纳了空军对于航天飞机的许多要求，也将SSME锁定在高室压发动机上。

1969年10月，通用动力向NASA提出了一大一小两个航天飞机设计方案，大方案尺寸与DC-8客机相近，运力达到5万磅；小方案尺寸与C-5运输机相近，运力达到25万磅。它们都釆用可复用助推器 背负式轨道级的设计，釆用氢氧低温推进剂交叉输送系统，推进剂贮箱设置在助推器内，助推器和轨道级的头部安装有涡扇发动机，在上述设计中已经能够看到后来航天飞机的大致轮廓了，区别点有两个：一是采用液体助推器而不是固体助推器，二是采用可复用助推器而不是一次性外挂贮箱。通用动力希望能够尽可能沿用阿波罗计划的技术和硬件，因此轨道级上考虑采用J-2发动机，不过这样一来轨道级上要安装较多的发动机，5万磅级运力的轨道级需要安装多达8台。除此之外，还需要研制一种高性能的低温助推器发动机。因此 NASA打算以一机两型方式研制新一代高性能氢氧机，这正式拉开了研制SSME的帷幕。

1970年2月，NASA开始为SSME征求方案，这份合同价值600万美元，洛克达因、阿罗捷特、普惠三家公司都参与了这项招标。NASA对于SSME技术演示原型机的要求是：台架推力41.5万磅，排气速度14670英尺/秒（相当于比冲456秒或4471.4米/秒）,室 压3000 psi（20.7兆帕），洛克达因很不幸地将宝销押在气动塞式喷管上，虽然多年来它在高室压发动机的研制上投入也很大，普惠则已经在制造和测试用于XLR-129的推力室： XLR-129在总体布局上与20世纪60年代, 中期阿罗捷特的ARES非常相似，都是将预燃室直接焊接在推力室顶部，涡轮泵组件采用水平布置。这样预燃室产生的燃气在驱动涡轮泵后，可以直接进入推力室二次燃烧，这样不必设置高温燃气管道了，发动机顶部的结构也会比较紧凑。但这也意味着只能设置一个预燃室，需要同时驱动两个涡轮泵。考虑到高压氢泵和氧泵工作时产生气蚀的概率很高，因此非常明智地在主泵前设置了预压泵。

普惠的致命伤是满足SSME技术演示原型机性能需要的涡轮泵还未研制出来，其XLR-I29能够满足空军25万磅的推力要求，但当NASA将推力要求提升到41.5万磅后就不够了。NASA发布招标书之后不久，普恵拿出了能够配套35万磅级发动机的涡轮泵，因为普恵已经开发它两年了。其功率密度达到了100马力/磅，这大约是J2的5倍。比当年V-2/A-4火箭的39型发动机更是提高了两个数量级。但无论是25万磅推力还是35万磅推力，都无法满足NASA对于SSME的需要。普恵早早就搞定的推力室也不再成为优势，因为它一样也需要进行放大。而且由于XLR-129 的总体设计，新的预燃室、涡轮泵和推力室匹配不易。

洛克达因和阿罗捷特绝非陪太子读书，而且还是冲着XLR-129的技术去的。这原本是空军的预研项目，普惠需要将XLR-129的研制经验与其他公司分享。由于有了煮熟鸭子飞走的风险，普惠的研制工作也不敢怠慢，1970年8月就开始了XLR-129氢泵的演示试验。普恵的动作非常之快，只用了6个月时间就将涡轮泵的工作压力从6000 psia提高到6700 psia。但普惠贪快的做法埋下一个很大隐患，这就是演示发动机的推力和室压不足。普惠将XLR-129作为SSME技术原型机的基础，但XLR-129本身的室压只能达到2740 psia,距离3000 psia的要求存在着差距，这意味着包括燃烧稳定性在内的一些关键技术演示可能缺乏说服力。

洛克达因那边对SSME的重视程度也很髙，由公司副总裁保罗•卡斯滕雷尔茨 （Paul Castenholz）挂帅，在60年代为阿波罗计划研制J-2时他是项目经理。卡斯滕雷尔茨是经验非常老到和实干性很强的领导，他认识到要战胜占据先机的普恵就必须开展更多的研究工作.卡斯滕霍尔茨同样也将涡轮泵看做是最大的技术障碍，但为了在缺乏涡轮泵的情况下进行发动机工作演示，洛克达因只能采取大幅提升贮箱压力的方法来进行试车。当然在运载火箭上是不能这么做的，否则会大幅增加贮箱结构重量。结果成功地对41.5万磅台架推力、3000 psia室压的SSME 技术原型机进行了测试，实验证明在这一室压下燃烧是稳定的，下一步洛克达因将进行全尺寸原型机的演示。不过，这些工作还不能让洛克达因赢得竞争，因为普惠在XLR-129 上也已经做过了，虽然其25万磅的台架推力要小一些，但毕竟还是技术领先者。

卡斯滕霍尔茨还面临着经费上的问题, NASA的合同并没有包含资金支持（那份合同是锦标制的，只有胜出才能拿到600万美元），因此洛克达因此时是自筹经费在干。卡斯滕霍尔茨向公司总裁威廉•布莱南（William Brenan）申请300万美元的经费，而布莱南则将责任推给了母公司洛克维尔国际公司，后者通过收购北美航空成为洛克达因的实际控制者。洛克维尔的总裁是罗伯特•安德森（Robert Anderson），他对于整个项目有更加全局的把握，因为洛克维尔本身就在争取航天飞机方案，如果让自己的下属公司再负责SSME不是更好，这还有可能增加最终胜出的筹码。安德森批准了卡斯滕.霍尔茨的资金要求，使他能够放手让团队开展工作，他将工作重心放在了喷注器设计和燃烧稳定性上。一开始卡斯滕霍尔茨决定采用J-2的喷注器，因为他对于这个设计非常熟悉。事实证明这是非常明智的一个举措，也为后来放手提高演示发动机的室压和推力创造了条件。

1970年底洛克达因开始在内华达露天实验室（Nevada Field Laboratory）进行热沉等早期试车工作，测试台在里诺（Reno）东北20英里的地方，位于弗吉尼亚山脉中，热沉试车用非冷却推力室进行，热量的吸收利用厚金属而不是冷却通道内的推进剂流量。同时由于使用了厚金属，因此整个推力室变得非常坚固。但由于推力室是非冷却的，试车只能持续很短时间，一般用于进行点火启动测试，测试时间不超过5秒钟，否则厚金属壁还是会烧出窟窿来。根据卡斯滕霍尔茨的回忆，他认为整个硏制过程最困难的就是再生冷却推力室，因为按照NASA的研制要求必须造出试车用的全尺寸发动机。作为项目负责人，那段时间他整天夜不归宿，吃住在公司。由于在SSME研制上投入了太多的精力.一心扑在事业上，后来造成了卡斯滕霍尔茨的婚姻失败，这种情况在美国航天业界非常普遍。美国航天的无数辉煌成就，也是靠众多科研、生产和管理人员的高度敬业精神换来的。

图注：普惠公司在60年代提出的高室压氧氧机概念图（上）,以及最后完成的原型机XLR-129结构剖视图（下）， 可以看到预燃室和主燃烧室一体化设计，如果采用了这一布局，SSME将走上完全不同的发展道路，其性能很可能将无法达 到后来的水平。为了提供更好的高空性能，XLR-129借鉴RL10的经验，设置了可延伸的喷管。

1971年初，洛克达因完成了41.5万磅推力再生冷却推力室的制造，终于可以开始进行发动机的试车了最后一次试车虽然只持续了0.45秒，但跑出了 50.57万磅的台架推力，排气速度达到14990英尺/秒（相当于比冲466秒或4569米/秒），室压达到3172 psi（21.87兆帕）,全都超过了NASA的合同要求。相比之下，普惠的XLR-129虽然在大约200次点火中累积出了2877秒的台架试车时间，但排气速度落后洛克达因60英尺/秒，推力更只有前者的一半。洛克达因马上开始造势，声称如果采用它的发动机，航天飞机可以多携带2000磅的载荷，并且能够节省5000万美元的硏制成本。但实际上，普惠和洛克达因 两家拿出的技术演示发动机都不能完全符合 NASA的要求，洛克达因的技术演示原型机由于没有合适的涡轮泵，还不能直接将其当做装机飞行的机型。

卡斯滕霍尔茨和他的副手罗伯特・比格斯（Robert Biggs）亲自对NASA高层开展公关行动，此时冯-布劳恩已经从马歇尔航天中心主任的位置上退了下来，接替他的是德国工程师团队中另一位大师级人物埃伯哈特-里斯（Eberhard Rees）,并且在NASA华盛顿总部还有兼职。卡斯滕霍尔茨和比格斯拿出了很多过硬的材料，包括全尺寸原型机、试车的有声影片。这些视频是安装在内华达州试验场的高速摄影机拍摄的,此前我们谈到过，火箭发动机不稳定燃烧,特别是高频不稳定燃烧，实际上是一种声学现象，因此运转时那些震耳欲聋的轰鸣声在专家听来其实包含了大量信息。卡斯滕霍尔茨还特别指出，他们在上年冬天就进行了试车，因为视频中周围还覆盖着皑皑白雪。他还鼓励评审专家们去实地观看和亲手触摸洛克达因的实机，而不是仅仅阅读书面报告。在听取汇报之后，里斯对他的同事们说：“现在我相信这是可行的”。

让事情变得复杂的是，在SSME硏制上行动比较晚的阿罗捷特，此时也靠出了AJ-550作为竞标方案。虽然阿罗捷特在M-1上失败后一直流年不利，但本文第三部分曾经介绍过阿罗捷特在分级燃烧循环上的深厚基础，从AJ-400和AJ-415一路发展而来的 AJ-550,在基本设计上与洛克达因的方案非常接近，与后来定型的SSME差别也不大，都是带预压泵的双预燃室富燃补氧设计，但氧箱采用了自生增压系统。AJ-550的一大设计特色是有短喷管、长喷管、活动喷管三个型号，能够满足航天飞机助推器和轨道级的需要。不过，SSME主要还是洛克达因和普惠的双雄斗法，AJ-550M致命的问题是始终是一个纸面上的方案，甚至在AIAA论文库中也只留下了微不足道的一篇文献（当然这足以证明它的存在）在分系统测试上AJ-550也要远远落后于另两强，而旦一直到1970年才提 出了初步方案，给评审委员会留下的印象显然不如洛克达因那样深。

但对于普惠来说，走到这一步形势已经急转直下，更要命的是NASA的变本加厉。 NASA要求航天飞机货舱的载荷提高到6.5万磅，同时SSME的推力需求从41.5万磅提高到了55万磅，当换用膨胀比更大的高空喷管后，真空推力可以达到63.2万磅。按照当时的航天飞机总体设计，将采取氢氧级起飞方案，可复用的液体助推器上安装多达12台低空版SSME,而航天飞机机体，也就是轨道级上将安装3台高空版SSME,总计15台SSME, 它们的动力头完全相同，仅喷管长度不同，从而获得了最大程度的通用性。这意味着普惠距离NASA的性能要求更远了，而洛克达因则因祸得福。经过一年的考察，NASA于 1971年7月13日宣布洛克达因方案中选，编号为RS-24。然而不到一年时间，NASA又调降了SSME的推力要求，从某种角度来说，普恵实际上是航天飞机总体设计方案摇摆不定的牺牲品，这一切是如何发生的呢？

NASA原本希望将SSME设计成一种高空启动的发动机,负责将航天飞机轨道级送入轨道，但后来由于预算的原因采取了比较保守的固体助推器 外挂贮箱背负航天飞机起飞的方案，洛克维尔推出的也是这一方案。由于由推力强大的固体助推器提供绝大部分起飞推力，因此SSME就不需要那么大的推力了，甚至到后来NASA决定为轨道级增加两套轨道机动系统（OMS）,负责将航天飞机加速到入轨速度。于是，SSME被设计成兼顾地面启动与高空性能，真空推力要求降低到 47万磅，降低幅度达到了1/4，但海平面工作能够提供109%的应急推力（EPL）,如果按照这标准普惠的方案其实差得真不算多。不过，由于要兼顾地面启动，喷管膨胀比被控制在77.5:1，这样普恵室压和比冲偏小的毛病也会放大，而且其可收放喷管延伸段设计也变得没有意义，而洛克达因方案较大的室 压在高空可以弥补喷管被截短对比冲的负面影响。

由于NASA对航天飞机的总体设计方案逬行了巨大的调整，引来了政府审计署（GAO）的干预。这成了普恵可以抓住的最后一根救命稻草，普惠总裁布鲁斯•托里尔（Bruce Torell）向GAO递交了多达100页的文件,就六大问题进行申诉。普惠的律师团坚称，洛克达因的方案与NASA提出的要求不符，目的是想让GAO宣布NASA的招标结果无效。NASA则针锋相对地反击普惠的指责是“主观的和反复无常的”（arbitrary and capricious），同时指出普恵的方案在成 本上存在超支的很大风险。普恵还认为，洛克达因动用阿波罗计划的资金来支持SSME的技术开发是不公平的，因为普恵在阿波罗计划中的份额很少。最后普惠强调，选择洛克达因就意味着过去11年间在高性能氢氧机领域，普惠的所有研制经验及其业已证明的成熟设计，还有政府对普恵项目的长期投资统统付诸东流。普惠的故事当然是从RL10说起的,所以这最后一条抱怨听上去很是邪乎。

普恵还采取了游说行动，公司在主要的航天杂志上刊登广告，宣称自己并未放弃，仍要继续开发SSME。同时，普惠还联络公司大本营所在地佛罗里达州西棕榈滩（那里也是2000年大选重新计票的选区，并最终导致小布什战胜戈尔当选）的众议院保罗・罗杰斯（Paul Rogers）,后者利用其在国会的影响力，向尼克松总统提交了一封参众两院多名议员联合署名的信，但尼克松总统对此无 动于衷。事后有人分析认为，尼克松总统当时有竞选连任的压力，加利福尼亚州的选举人票要多于佛罗里达州，他肯定不会开罪大本营在南加州的洛克达因。其实普恵还有最后一线生机，在方案评审会上的评分，最后洛克达因方案得到711分，普恵方案得到705 分。美国航天史上一场空前激烈的竞争，最 终以洛克达因以非常微弱的优势战胜普惠而告终，此后洛克维尔也在航天飞机轨道级的竞标中胜出。经过这一连串插曲，1974年4 月，NASA选定洛克达因作为SSME的主承包商。

★气动塞式发动机

对于传统的钟形喷管来说，理论上可以通过加大膨胀，比来获得高比冲，但这势必造成发动机尺寸和重量的飙升，还为多机并联带来了麻烦,因此不是解决问题的根本办法.而且这么长的喷管适应性又很差，在低空会造成喷流的严重欠膨胀，而且会造成不必要的增重，只有在高空才能达到最优膨胀，如果采用可延伸的喷管结构上又太复杂，只有少数上面级发动机采用了这一设计，例如RL10B系列。

早在20世纪40年代中期，就有人设想利用自由外膨胀射流来产生推力，1950年罗尔斯-罗伊斯公司的格里菲斯就申请了首份塞式发动机的专利、自50年代开始，通用电气、洛克达因、阿罗捷特、普恵先后开展了气动塞式发动机的理论研究，后来又开始逬行原理验证机的热试验。到了60年代，在这些早期探索的基础上，相关的理论已经迅速完善起来，提出了塞式、气动塞式、微短塞式、组合塞式等不同的设计。这在60年代中期形成了塞式发动机的第一波研制高峰。塞式原理被应用到吸气式航空发动机、液体火箭发动机、固体火箭发动机上，特别是气动塞式发动机得到了很大的发展。从这一点也可以看出，60年代中期绝对是航天技术大发展、大飞跃的一个时期。

气动塞式发动机彻底颠覆了钟形发动机的结构,燃烧室的高温高压燃不再从喷管中喷出，而是分置为两个有特定夹角的喷嘴，中心有有一个柱塞结构来约束喷流。发动机工作时，燃气主流从燃烧室排放出来膨胀并形成“半受限”射流，其外侧发展为自由边界，而内侧受柱塞壁面约束；当燃气射流越过柱塞底部拐角后，在射流内边界和底部流之间形成自由剪切层；燃气从底部端缘拐角处分离的自由剪切层将底部区低速回流包围在其中，从底部引射的二次流还会使该“分离气泡”（separation bubble）进一步伸长，形成一个类似于被截掉部分柱塞的“气动”型面，这就是气动塞概念的由来。

气动塞式发动机的好处是喷流外端没有限制，可以随着外界大气压力的变化实现自由膨胀，因此总是能够接近最优膨胀状态，这样在低空工作时和在真空工作时区别不大，性能损失被降低到了最小，拥有非常高的效率。虽然塞式发动机的膨胀比很大，但由于中心柱塞的截短不会产生显著的推力损失，因此可以大大减小发动机的长度。作用在发动机底部的压力可以补偿柱塞截短造成的 性能损失，引入少量二次流可以逬一步改善喷管性能。

如果采用燃气发生器循环，可以根据这一原理将涡轮废气排放至此。气动塞式发动机根据喷嘴的布置方式可以分为环簇式和线式，环簇式的所有喷嘴排列在一个圆周上，而线式又称为直排式，喷嘴沿两列排列。所有者两种布置方式都具有结构紧凑的特点，线式在这点上尤其突出，它不受到圆周直径的限制，可以通过增加喷嘴数量的简单方式来提高推力。