太阳神的战车——液体火前发动机循环方式的演进（四）
在人类制造的所有机器之中，运载火箭可能是运转起来最震撼人心的。当火 箭发动机点燃后，瞬间喷发岀炽热的火焰，同时发岀雷霆万钧般震耳欲聋的巨响，方圆数千米之内的大地都随之震颤，然后冲腾起巨大的烟雾，总之是一系列极端的感官刺激。平地蹿起的火箭驾着那团火焰直插云霄，当它逐渐划过天际最终消失在视野中时，仿佛神话中太阳神阿波罗出行时乘坐的战车。自百万年前人类开 始学会如何用火，除却用核反应点燃的火，火箭发动机大概就是玩火的极致了。 一般而言，火箭发动机分为液体和固体两大类型，固体火箭相对简单，可以看做一个大号的炮仗，液体火箭则是非常复杂的机器,它开启了人类的航天时代。
航天领域是美苏冷战的一个重要战场，尽管两国各自秉承不同的技术传统，但有的时候也会有惊人相似的作品。20世纪70年代，美国和苏联都开始研制航 天飞机，虽然最后形成了截然不同的总体设计，但系统内都包括了釆用分级燃烧循环的大型氢氧发动机，这就是美国的航天飞机主发动机（SSME）。另一种是苏联的RD-0120，区别在于前者安装在航天飞机轨道级上，后者则安装在“能源”火箭的芯级上。这两种发动机在循环方式上具有很高的相似性，都采用富燃补氧方案，两者的性能也非常接近。总体上来看，虽然SSME的推力要比RD-0120更 大一些，但结构更为复杂、成本也更高。时至今日，SSME和RD-0120已经不是单室推力最大的氢氧机了，但依靠复杂但高效的分级燃烧循环，仍旧保有比冲上的突出优势。事实上，SSME和RD-012的循环方式是精心选择的，分析这一过程有助于更好地了解高室压、大推力氢氧机的技术特点。
SSME前史：榨出低温发动机的性能潜力
如果问起20世纪60年代最重要的液体火箭发动机，相信绝大多数人都会选择助推“土星”V起飞的F-1发动机。F-1当然是一种非常伟大的发动机，但如果从航天史的角度来解读，答案或许未必如此。从某种角度来说,60年代是美国低温发动机爆发式发展的10年，在突破了氢氧机技术之后，先后研制出了膨胀循环的RL1O和燃气发生器循环的J-2,在60年代RL10就发射了许多载荷.但其光芒却被J-2所遮蔽，因为后者是"土星”V的上面级发动机。J-2真空比冲要比RL10差很多（421秒对433秒），完全是依靠氢氧推进剂固有的高性能来弥补燃气发生器循环的不足，但其推力远大于竞争对手.在60年代初的时候，RLI0只能提供1.5万磅级的真空推力,而J-2上手就能提供20万磅，后来又提高到了22万磅和23万磅。J-2能够完成RLI0所不能完成的运载任务，包括充当“土星” V过渡级的发动机，在“土星”S-Ⅱ第二级上总共安装了5台J-2,如果换做RL10是绝对不可能的。
J-2启动研制要比RL10稍晚一些，RL10首先是证明了低温发动机的可行性，其次才是开创了膨胀循环这一工作方式，而研制J-2是想冒较小的技术风险，将低温发动机的性能特别是推力提上一个新的台阶。J-2的服役同样也要晚上几年，作为“土星”IB的上面级,它于1966年2月26日逬行了首飞。这主要是由于J-2的性能参数比RL10更高，有许多需要技术攻关的地方。J-2为了抵消燃气发生 器循环的性能损失，采用了比RL10高不少的室压，但这要求有性能更好的推进剂的泵压输送系统。在本文第一部分曾经提到过，洛克达因早期液体火箭发动机惯常采用涡轮偏置的齿轮传统方案，但到了J-2上则转而采用F-1上已经釆用的燃气直接驱动的涡轮串联方案。之所以采取这一方案，主要基于两个考虑：一是氢泵和氧泵过于靠近，在密封上存在很大的困难；二是RL10研制时遇到过的， 氢泵和氧泵工作参数相差太大。
液体火箭发动机的燃料泵与氧泵往往要求不同转速.为确保汽蚀性能，氧化剂泵转速一般比燃料泵要低一些。燃料泵采用高转速，可以减小泵的结构尺寸与质量，这对液氢液氧发动机的涡轮泵特别明显。由于液氢的低密度，如果氢泵达不到足够转速.其尺寸会特别大。好在液氢的热力性能使氢泵具有高抵汽蚀能力，允许在高转速下工作。在J-2上，氢主泵要求将液氢增压从30psia （0.2兆帕）增压到1225 psia （8.446兆帕）, 增压幅度超过了40倍。为此它由两级涡轮 驱动，转速高达2.7万转/分，额定功率7800马力。由于单级泵的增压效率有限，氢主泵采用了轴流泵形式，串联了多达7级转子和一级定子。氧泵的出口压力控制在1080psia （7.446兆帕），这样就将转速压低到8600转/分，保证了抗气蚀性能。这样一来氧泵额定功率只要2200马力，都不到氢主泵的1/3.采用两级涡轮驱动单级离心泵就可以了。
从执行任务的实际情况来看，J-2可以说是极其成功的，仅在“土星”V的第二次飞行中出现了故障，所幸“土星”V第二级有足够的冗余推力，在两台J-2意外关机的情况下，居然依旧将无人试验飞船送入了轨道。在其后历次飞行中，J-2表现都非常出色，再没出现任何问题。但技术人员始终有一块心病，这就是燃气发生器。在第一部分中我们曾经点到过，直接用主燃烧室排气驱动涡轮的方案之所以被枪毙掉，是因为排气的温度实在太高，只能退而求其次搞一个工作温 度低得多的燃气发生器来拖涡轮。但随着技术的逐步发展，这个主意又被美国人重新翻了上来，从主燃烧室直接抽部分高温燃气出来驱动涡轮，这样就不必单独设置燃气发生器了，相关的推进剂输送管路也可以取消，简化了一套子系统，这被称为“抽气循环”（Tap-off Cycle） o抽气循环对高温燃气输送的探索，为后来分级燃烧循环氢氧机做了铺垫。
抽气循环的引入有很多原因。除了采用专门推进剂的设计，传统燃气发生器循环一般需要从主泵后分流部分推进剂，这样就减少了推力室获得的推进剂，燃气发生器一般采用排气温度较低的富燃燃烧，这意味着发动机推进剂混合比的损失，从而影响发动机的比冲。如果要提高燃气发生器工作温度，又会影响燃气发生器和涡轮泵的寿命，为了缓解这一问题，需要强化对其的冷却主燃烧室燃烧的是主泵后的推进剂，从那里抽出的燃气温度比燃气发生器的温度和压力都要高得多。在驱动涡轮时膨胀做功的效率更高。也就是说，从主燃烧室抽岀少量燃气就能满足涡轮泵工作的要求，只要妥善设计，对主燃烧室的工作不会产生很大的影响，而且还避免了燃气发生器损失的发动机推进剂混合比。当这部分燃气从涡轮后排出时，其温度和压力已经明显下降，其处置方法和传统的燃气发生器循环没有什么太大的区别。
然而好事往往难以成双，在抽气循环中虽然燃气发生器是没有了，但从推力室抽出热燃气需要高温阀门和管路，对密封和抗烧蚀都提出了非常高的要求，技术复杂性反而大幅增加，而且抽气循环的启动过程也更为复杂，在其他燃气发生器循环中，燃气发生器是先于主燃烧室点火启动的，而抽气循环必须要先点燃主燃烧室。这需要在发动机启动时，推进剂利用系统先为贮箱提供较大的增压幅度，直至主燃烧室有稳定和足够的热燃气可供抽取。对于有高空启动和多次启动要求的发动机而言，抽气循环显然增大了设计的难度。最后，相比分立的传统燃气发生器循环，抽气循环的推力区间更为狭窄， 很难进行节流控制，因为燃气发生器和推力室合二为一了，调整燃气流量就意味着调整发动机推力。正是由于存在这些不易克服的技术难题，导致抽气循环并没有在实践中应用，但在60年代后期美国人却计划在J-2上大胆尝试一把。
由于碳氢燃料可能因积碳堵塞抽气旁路，因此最好釆用比较干净的推进剂，液氢/液氧推进剂是最好的选择，因为燃烧产物只有水，于是就在J-2上动起了手术：在J-2 装机飞行前，美国已经开始了J-2的改进计划，除了发展低空版J-2外.另一个就是升级简化版的J-2S （最初被命名为J-2S,但不是后来的J-2X）,后者釆用的就是抽气循环。
J-2S是1964年研制的，S代表简化版，当时J-2甚至都还没有首飞。J-2S的其他改动还包括节流系统、可变的燃料混合系统。还有一个新的“空闲模式”，它提供很少的推力，可用于在轨机动，或在再次燃烧之前稳定燃料箱。抽气循环最大的优点是结构得到了极大简化，省去了燃气发生器整套部件，发动机的装机重量比普通燃气发生器循环要减少不少,J-2S比J-2的干重减轻了38千克，而推力还增大了10%左右，这使其推重比达到了85.32,而 J-2是73.18。
洛克达因总共生产了6台样机，从1965年到1972年，这些样机总共试车30858秒。1972年，美国当局决定不再生产“土星”V, 该发动机的硏制也告一段落，而NASA考虑将J-2S用于其他用途，在众多航犬飞机方案中，其中就有用五台和四台J-2S来驱动的方案在放弃进-步硏制之后，J-2S曾被改装为塞式发动机，测试下一代航天飞机X-33 的动力方案；通过对J-2S的研究，洛克达因对于氢氧推进剂高压燃烧有了更逬一步的认识。这为其硏制采用分级燃烧循环的SSME奠定了基础，这两个话题后而都要谈到，这里先暂时搁置一下。
J-2S的硏制之所以没有掀起太大的风浪，主要是其性能提高有限。虽然15秒的真空比冲提升幅度相当可观，但其推力基本上仍原地踏步，而“土星”V的未来发展需要推力更大的低温上面级，更大推力的低温发动机还要能应用在起飞级上，这种需求直接导致了 M-1硏制的启动。
M-1最初的推力要求是120万磅，这已经非常恐怖了，后来又被提高到150万磅,比推力最大的氢氧机RS-68推力还要大，仅一台就比“土星”V第二级S-II上的5台J-2的推力加起来还大，直追“土星”V下面级的F-1，那可是迄今为止单室推力最大的发动机。1962年初阿罗捷特正式得到M-1的研制合同，M-1项目一开始由亨茨维尔的马歇尔航天太空飞行中心(MSFC)负责，那里也是“土星” 项目的负责单位，后来又转由克利夫兰的刘易斯研究中心负责，在那里M-1的项目经理，也是一位德国人沃尔特.丹克街夫(Walter Dankhoff)。 M-1即使在今天也绝对是一个怪物，更何况是在60年代。很多人看到M-1的性能参数后，相对于60年代的技术水平，都会认为这又是纸面上的玩意儿。但M-1在工程上其实已有一定的完成度，项目被终止之前已开始分系统试车，虽然供全系统试车的部 分设置还未完工。
M-I完全是为巨型火箭硏制的，在“土星”V总体设计完成之后不久，NASA就开始研究运力更大的长期发展型号，目标是将近地轨道运力提高到40万磅，而为了能够建设月面基地和开展载人火星任务，新的巨型火箭LEO运力要求达到100万磅，为此甚至还变态到计划采用热力学核火箭作为上面级，M-1推力要求的提高也就变得顺理成章了，至少作为化学火箭M-1还比热力学NERV这样的核 火箭安全得多。M-1一旦研制成功，不仅可以充当上面级发动机，还可以直接作为起飞发动机，性能要比J-2的地面启动版J-2SL好得多，为硏制更大的全氢氧运载火箭创造条件理论上,M-1有将室压加大到1200psia(8274兆帕)的潜力，此时推力能够进一步提高到恐怖的180万磅。如果M-1能够投入使用，那些采用J-2作为下面级动力的方案便可简化设计，大大降低多机并联的数量，无论是从提高可靠性上来说，还是从降低成本上来说，都有很大的好处。
尽管不是一个公司的作品，推力上也有非常大的差距，但M-1仍然大量借鉴了J-2的设计特点，两者最大的相同点就是都采用了燃气发生器循环，而且氢泵和氧泵也都是燃气依次驱动的。另外,两者的喷管也非常相似，喷管上段利用液氢进行再生冷却，喷管下段以涡轮废气逬行气膜冷却。但M-1做得更过，它的膨胀比达到了40:1,这使其真空比冲能达到426秒，而J-2只有27.5:1,而且膨胀比在14:1之下采用气膜冷却，较大的膨胀比和较短的再生冷却段结合起来，能够比较方便地截短喷管长度，以便能够适应地面点火的需要。推力从J-2的20万磅级提升到M-1的150万磅级的难度相当之大，之前本文曾强调过氢泵对于低温发动机的重要性，M-1的创新恰恰就是在氢泵上。为了达到150万磅的推力，M-1的涡轮功率要达到10万轴马力，其中氢主泵的输出功率为6万轴马力，是当时在硏所有型号的3倍，已经和后来的SSME相差无几。
M-1为达到巨大的推力需要开销大量燃料，推力室的氧化剂/燃料混合比又从J-2的5.5提高到5(意味着要烧掉更多的液氢), 氢泵需要有很高的增压幅度。由于液氧的密度很低，于是需要高得多的压头。M-1氢泵的两级涡轮并没有太多的独特之处，但其轴流泵由多达8级转子、1级导向器、1级过渡器串，联而成，总共10级，从1965年5月13日到12月22日，12台氢泵累计进行了350秒的测试，最大转速达到了设计值的90%,虽然升压比预期值小了4.5%，由于入口压力也比较小，这一表现还是令人满意的，特别是单级冲动式涡轮达到或超过了预期。氧主泵的2/3缩尺原型机在1965年也进行了类似的测试，虽然效 率比预期的65%低35%,但同样基本达到了预期。这两项测试意味着如果假以时日，M-1的研制成功是完全可以期待的。但这些都未能挽回M-1最终被取消的命运，因为美国航天的重点已经从阿波罗计划逐步转向新的可复用航天器上。
