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2021 年 6 月 13 日出版
2024 年 3 月 28 日修订
背景
早在 1903 年, 俄罗斯火箭先驱 Tsiolkovskiy 就发现液氢是一款潜在的火箭燃料. 之后, Goddard, Oberth 和 Theil 也对其有过讨论. 但液氢的种种不便都让当时的研究人员转而寻找更好驾驭的火箭燃料. 液氢难以生产, 运输和储存. 在 -253°C (-423°F) 下, 液氢对泵, 阀门和管路有更高的机械参数需求, 其极低的密度也带来了储箱结构与储存的问题. 但液氢成为火箭发动机高效燃料的潜力一直让研究人员念念不忘.
二战结束后, 美国研究人员成功生产, 泵送, 储存了少量的液氢. 他们还着手建立了一份与液氢很友好的材料列表, 包括可以使用液氢润滑的轴承.
1956 年, 美国空军对高速, 高空侦察机产生了兴趣, 并制定了高度机密的Suntan计划来探究使用液氢作为火箭燃料的可能性. 当时两大技术中心参与其中, 一组是由 Abe Silverstein 领导的 NACA Lewis 研究实验室, 一组是普惠航空 (P&W Aircraft), 后者提出了以液氢为燃料的 304 型涡轮喷气发动机. NACA Lewis 负责先进技术与部件的研发; 而普惠开发更好的方法来泵送, 运输与储存液氢. 普惠制造并测试了五台 304 型发动机, 但当洛克希德提出速度更快的钛合金侦察机 (即后来的 SR-71) 后, Suntan 计划就搁置了.
1958 年初, 高级研究计划局 (Advanced Research Projects Agency, ARPA) 指示普惠和美国空军研发一款使用了 304 型机技术的火箭发动机. 单台推力 15,000 磅 (约 6.8 吨), 使用两台为康维尔 (Convair) 的半人马 (Centaur) 火箭上面级提供动力, 这就是 RL-10 发动机 (美国空军命名为 LR115) 的起源. 虽然普惠拥有丰富的涡轮喷气发动机经验, 但 RL-10 是他们研发的首款火箭发动机, NASA Lewis (此时 NACA 已重组更名为 NASA) 协助普惠在研发领域上的转型.
概览
RL-10 发动机结合了再生冷却的主燃烧室与涡轮驱动的推进剂泵送系统. 经过氢泵的液氢在冷却主燃烧室喷管后汽化膨胀, 带动涡轮旋转, 驱动氢泵与氧泵, 将液氢和液氧送入主燃烧室, 这种 “膨胀循环” 技术是普惠早期独立研发出来的. 液氧流经氧利用阀 (utilization valve, 用于控制混合比) 后直接送到喷注器. 液氢是一种很有吸引力的燃料, 因为吸热能力强, 和液氧配合能有较高的比冲.
调节流经涡轮旁路 (即绕过涡轮) 的气氢流量, 可以控制泵的输出, 从而调节主燃烧室的压强. 嵌入喷注器的火花点火器为主燃烧室点火. 发动机的启动和关闭由火箭提供的加压氦气驱动的气动阀门控制, 而氦气流由电磁阀的电子信号控制.
组成
主燃烧室
氢泵泵出的高压液氢通过喷管与主燃烧室的细管壁, 吸收热量, 保护细管壁免受近 3300°C (6,000°F) 的高温, 并在进入涡轮前汽化膨胀. 细管壁由全长与半长, 单向收窄与双向收窄交替排列的 347 型不锈钢管构成, 管壁厚度仅 0.012 英寸 (0.3 毫米), 喷管喉部的细管管径最小. 在喷注器末端, 180根 “上行” (即向发动机根部流动) 的细管每根占 2° 的燃烧室室壁区域. 在喷管约四分之一处开始与另外180根 “下行” (即向尾焰方向流动) 细管交错排列, 使得每根细管占喷管内壁 1° 的区域. 下行管路在喷管末端的共用歧管转为上行.
收窄的不锈钢管由 LeFiell 公司使用其专利技术轧制工艺制造. 普惠公司收到的是直的不锈钢管, 以蜡填充, 弯曲成适当的燃烧室与喷管轮廓, 在书本形状的上下模具中压制, 完成适当的室壁形状. 之后移除管路中的蜡, 让每条管路能够流通. 为了进行高质量的钎焊, 每根细管要在 10 个关键位置进行精度达 0.0001英寸 (2.5 微米) 的测量. 然后由计算机程序会选择细管, 将凸点与凹点对齐, 并按照流量特性将细管分为五个一组进行匹配. 匹配好的细管组随后在无尘室的环境内与入口歧管, 出口歧管, 加固带等组装在模具上一同清洗. 再将组装好的喷管与模具和夹具放入充氢的坩埚中, 一边旋转一边在气体炉内进行 20 小时的银钎焊. 最终制造出轻质的燃烧室与喷管.
更多喷管管壁的图片可以在这里查看.
推进剂喷注器由多孔板上若干突出的喷注元件构成. 每个喷注元件是同心喷嘴, 中央为液氧流, 外侧为气氢流. 这种设计能够雾化并充分混合两种推进剂, 为点火并高效燃烧提供条件. 此方案由 NACA Lewis (现NASA Glenn, 格伦研究中心) 的 Abe Sliverstein 团队研发, 最初用于 Suntan 计划中的氢燃烧研究. NACA 的喷注器有一块金属片尾板, 正面由气氢冷却, 这块金属板在发动机多次运行时发生了变形. 普惠公司使用 Rigimesh® 材料解决了这一问题, 该材料是将 347 型不锈钢网板堆叠后热轧制成的多孔烧结板, 使用流经它的气氢进行冷却.
液氧的气氢的喷注孔分别由三个互相支撑的锥形板形成的两个独立腔室供给. 液氧通过中央歧管供给前腔室, 气氢通过外部歧管供给后腔室. 中心板延伸出的加工管路形成液氧喷注孔, 并穿过后板的空洞, 形成环状的气氢喷注孔. 喷注器包含216个喷注元件, 等距排列在多个同心圆上.
涡轮泵
氢泵为两级离心泵, 采用半开式叶轮, 蜗壳式集流器, 切向扩散器. 第一级叶轮使用 22.5° 后掠式叶片, 第二级叶轮使用径向叶片, 两级叶轮背靠背安装, 最小化轴向负载的不平衡. 第一级叶轮装有三叶片轴流诱导轮, 与主叶轮共转. 优化氢泵叶轮与涡轮转子盘的尺寸, 让涡轮泵的净轴向负载降至最低. 氢泵和氢涡轮轴的净轴向负载通过一无润滑推力球轴承传递至涡轮泵驱动舱, 该轴承使用第二级氢泵叶轮入口的液氢进行冷却. 两级氢泵都配有蜗壳扩散集流器和锥形扩散器. 诱导轮, 叶轮, 泵体由铝合金制造, 泵的传动轴和轴承由不锈钢制造.
氧泵为单级闭式叶轮离心泵, 通过减速齿轮组从氢泵驱动轴获取动力. 氧泵的封闭式诱导轮在外径处设有迷宫密封, 以减小回流. 由于氧泵使用了闭式叶轮, 无润滑推力球轴承的负载得以最小化, 叶轮的前后盖板还能降低迷宫密封和碳环密封的压力. 为防止液氧泄漏到氢燃料泵系统侧, 氧泵下方有三个通风区, 互相使用碳环密封隔开. 在地面测试时, 中间的区域会用氦气加压. 氧泵的诱导轮和叶轮使用不锈钢制造, 泵体使用加工铝合金制造, 齿轮传动系统使用 6260 齿轮合金制造, 齿面覆盖有二硫化钼涂层以减少摩擦.
涡轮采用全进气式, 复合压力的两级设计, 功率约 644 马力 (480 千瓦), 为氢泵和氧泵提供动力. 涡轮的两级叶片, 两个转子盘, 轮毂均由单个铝合金锻件加工而成. 涡轮的铝合金壳罩使用浸渍钎焊连接.
在发射前, 液氦或液氢会流经预启动冷却检查阀门, 部分冷却涡轮泵. 该检查阀门开启状态下, 来自测试台或火箭供给的液氦或液氢会以 15-40 psig (103-276 千帕) 的压力进入氢泵一级与氢泵轴密封腔, 随后通过齿轮箱泄压通气口和氢冷却泄出阀排出. 氢或氦供给压力降低后, 弹簧会自动关闭预启动冷却检查阀门, 并在发动机运转时依靠管路压力保持关闭状态.
操作
推进剂流量控制
一台发动机预启动电磁阀同时控制氢和氧, 从而启动发动机的冷却程序. 在整个发动机的运行期间, 该电磁阀都保持开启状态, 直至发动机关机. 预启动电磁阀打开会让下游氦气压力升高, 触发推进剂入口阀门开启, 让液氢和液氧流入系统内, 让相关部件的温度降低至运行状态. 在预启动阶段, 液氧流经氧泵, 喷注器后通过主燃烧室排出系统外. 液氢进入氢泵一级叶轮, 氢泵级间管, 在此分流. 一部分液氢由级间冷却阀门控制并排出, 剩余部分继续流过氢泵冷却泄出阀.
箭上计算机发出信号给发动机启动电磁阀后, 发动机进入启动流程. 氦气压力会供给两部冷却阀 (级间冷却阀, 氢泵冷却泄出阀) 让它们关断, 还会供给主燃料关断阀. 氦气管路中的限流孔会控制各个阀门的开启时序. 启动信号的给出还会激活箭上点火系统至少 1.5 秒, 在这一过程中, 可以通过调节涡轮旁路气氢流量从而调节进入喷注器的气氢流量, 从而实现发动机的推力控制. 通过检测主燃烧室压力, 可以实现这样的调节, 因为主燃烧室压力与发动机推力成正比.
发动机的关机信号通过同时终止发动机启动电磁阀和发动机预启动电磁阀的电力供应来执行. 这样会释放氦气压力, 复位所有依靠氦气压力供给的阀门. 级间冷却阀和氢泵冷却泄出阀全开, 让系统内的剩余的氢全部排出. 为防止氢系统压力过载, 发动机上有一个可以快速开启的氢快速冷却阀, 确保在主燃料关断阀关闭之前, 氢系统的压力已经降低. 最终, 液氧入口关断阀, 液氢入口关断阀, 主燃料关断阀关闭, 停止推进剂的供应, 燃烧随机终止, 发动机关机程序完成.
推进剂控制阀门
液氢入口关断阀, 氢泵级间冷却阀和氢泵冷却泄出阀, 推力控制阀门和主燃料关断阀控制发动机的氢流量; 液氧入口关断阀, 混合比与推进剂利用阀和点火器氧供应阀控制发动机的氧流量. 除混合比与推进剂利用阀, 点火器氧供应阀, 推力控制阀门外, 所有推进剂控制阀门都由氦气气动压力驱动, 而气动压力来自预启动电磁阀和启动电磁阀.
液氢与液氧的入口关断阀可以防止发动机在非运行时的推进剂泄露. 这些常闭的启动球阀安装在两个泵前, 由氦气驱动. 弹簧承载的弹性塑料密封件可以让推进剂的泄露最小化, 波纹管式作动器可以让氦气的泄露最小化.
氢泵级间冷却阀和氢泵冷却泄出阀是套筒阀, 由弹簧承载, 在发动机不运行时自动将氢侧内气体排出. 在预启动阶段, 氢泵级间冷却阀和氢泵冷却泄出阀会开启, 允许液氢流入, 让泵冷却至工作温度. 随着氢泵内压力上升, 两个阀门会自动关闭. 发动机关机后, 氦气压力消失, 两个阀门会将系统内压力泄出.
主燃料关断阀是常闭子弹型阀门, 配有波纹管作动器, 可以控制气氢流入氢喷注器. 该阀门由发动机启动电磁阀驱动的氦气压力驱动开启. 在发动机关机后, 氦气压力消失, 该阀门会在氢侧压力衰减后关闭, 防止系统内出现过高的压力.
氧流量控制阀和推进剂利用阀有三个不同功能的限流孔. 限流孔A在发动机预启动阶段和启动阶段初期控制氧的旁路流量; 限流孔B与限流孔A并联, 由弹簧承载关闭, 随着发动机转速提高, 氧泵压力上升, 限流孔B会开启, 控制氧流量与混合比; 在发动机运行期间, 可变限流孔C可以靠转轴调整开度, 从而根据火箭要求调节混合比. 阀门组还设有驱动电机安装装置, 由火箭推进剂利用系统控制, 在发动机验收时, 会调节限流孔C的驱动转轴, 为限流孔C设定止动块, 从而确定混合比范围.
点火器氧供应阀为点火栓赛壳体上的打孔通道内引入气态氧, 与已经流过点火器周围的气氢混合, 确保点火器有合适的可燃混合物. 该阀门由氧泵入口和氧喷注器入口的压力差驱动. 在发动机启动阶段, 该阀门开启并向点火器供应气态氧, 并在发动机转速提升阶段, 当氧喷注器入口压力高于氧泵入口压力后关闭.
RL-10 发动机的推力控制
普惠公司的工程师们为确保热力学环境复杂的 RL-10 发动机稳定运行想出了一个巧妙的方案. 从主燃烧室再生冷却管壁引出的气氢会经过一个文丘里管, 它的上游压力和管内质量流量有一个函数关系. 由气动-机械装置驱动的推力控制器, 文丘里管, 主燃烧室压力共同作用, 调整涡轮旁路气氢流量. 推力控制器由阀门段和波纹管段两部分构成. 利用主燃烧室压力带动驱动波纹管, 基准波纹管, 基准弹簧承载, 反馈弹簧承载, 最后由滑块确定伺服连杆的位置. 文丘里管上游的压力从伺服入口限流孔流入伺服孔腔.
伺服连杆末端的叉形物体与伺服孔腔内壁上用螺纹接头连接的方形柄紧密结合, 方形柄上的盲孔可以将伺服孔腔的压力导入方形柄末端的横向钻孔, 这个孔又被伺服连杆末端的叉形物体盖住, 这样形成的剪切孔既可以释放伺服孔腔内的压力, 还不会过多影响波纹管与弹簧移动伺服连杆时所需的力. 这套剪切孔阀门组件早期版本需要极高的装配与调试技巧, 但随着普惠公司机械师们经验的积累, 他们制定出了相当快速的装配与调试流程.
稳态运行: 主燃烧室压力增加使滑块向左移动, 抵住基准波纹管, 基准弹簧和反馈弹簧, 移动伺服连杆, 打开剪切孔, 增加组件压力, 降低伺服孔腔压力. 组件压力限流孔可以将多余压力排出, 保持组件的恒定压差. 伺服孔腔压力降低后, 热气氢的压力会推动旁路活塞向右移动, 压缩旁路活塞弹簧, 扩大旁路通道, 提高涡轮旁路热气氢流量; 而这样会降低涡轮的功率, 降低氢泵转速, 降低泵出口压力, 降低推进剂流量, 从而降低主燃烧室压力到预定值. 旁路阀门的移动会通过反馈弹簧带动伺服连杆和滑块, 从而平衡滑块受到的力, 让伺服连杆回到正常位置.
如果主燃烧室压力降低, 滑块会右移, 关闭剪切孔, 增加伺服孔腔压力, 推动旁路活塞左移, 缩窄旁路通道, 从而增加涡轮流量, 涡轮功率, 泵速, 泵出口压力, 最终让主燃烧室压力增加回预定值.
启动瞬态: 制造一款让火箭发动机稳定运行的控制器已经很难了, 但让它能在发动机启停瞬态下仍能正常工作才是真绝活. 在 RL-10 发动机启动前, 整个推力控制器和发动机的压力都是 0 (这是一款用于大气层外的真空发动机). 旁路阀门在旁路活塞弹簧的作用下完全关闭, 基准波纹管和驱动波纹管在基准弹簧的作用下完全伸展. 旁路阀门关闭时, 涡轮旁路流量最小, 保证快速启动瞬态有最大的涡轮功率. 只有当热气氢来到旁路活塞, 推动旁路活塞弹簧后, 才会打开旁路阀门, 并限制发动机推理过冲. 初始时, 剪切孔处于打开位置, 所以伺服孔腔压力直接排入组件内. 主燃烧室压力升高, 由文丘里管上游供压的伺服孔腔压力也会升高.
由于文丘里管上游输送热气氢的管路环境限制, 推力控制器组件的压力上升缓慢. 在发动机启动瞬态期间, 气动滞后回路内的一圈小口径注射管进一步限制热气氢的流动, 让参考波纹管的压力上升更加缓慢. 由于参考波纹管初始压力低, 而驱动波纹管受到了主燃烧室压力的加压, 带动滑块向左移动, 导致剪切孔打开. 发动机启动瞬态期间剪切孔的顺利打开非常重要, 因为这能让伺服孔腔顺利释放压力, 让旁路活塞向右移动, 打开旁路阀门, 防止发动机推力过冲.
随着启动瞬态的持续, 参考波纹管被气动滞后回路缓慢加压, 让滑块缓慢移动回到部分关闭剪切孔的位置, 让伺服孔腔的压力增加, 从而使旁路阀门处于建立适当主燃烧室压力的位置. 推力控制器滑块的最终位置, 也是剪切孔的位置, 是由作用于驱动波纹管的基准弹簧设定的. 该弹簧可以在发动机地面测试时远程设定, 从而让发动机达到额定推力.
旁路阀门控制范围外仍有一个固定的旁路流量, 如果推力控制器丢失了主燃烧室压力, 那么发动机仍能限定住推力.
RL-10 发动机的推力控制器是智慧与制造力的奇迹. 在克服了最初的装配与调试等难点后, 这套组件在六十多年的时间里一直表现出色. 普惠公司曾考虑改用全电子控制, 但这需要重新设计, 测试与认证, 还有电子元件供应链和更新换代等问题. 因此, 这套气动-机械驱动的推力控制器还将服役很长时间.
设计
普惠公司在 RL-10 发动机的设计过程中使用了应用数学, 绕过了大量昂贵的硬件实验, 开发出了在火箭发动机行业广泛使用的设计流程.
最初的发动机装有 144/288 条主燃烧室室壁细管, 之后改为 180/360 条细管的配置, 提高了涡轮泵的功率裕度.
早期的 RL-10 发动机使用编织覆盖的柔性接头以适应振动与膨胀, 之后改为刚性管路, 只要有特殊的密封和装配技术就能做得又长又灵活. 管路密封件为聚四氟乙烯涂层的锥形垫圈, 固定在法兰加工成的角形空腔中, 稍稍拧紧法兰紧固件就能保证气氢的密封. 当时有个小插曲, 马歇尔太空飞行中心 (MSFC) 收到发动机后将它们拆卸检查, 却在没有更换一次性密封件的情况下重新组装了回去, 造成了泄露. 最终, 普惠公司说服 NASA 不要再动他们已经检查好的发动机.
普惠公司使用 Waspaloy® (普惠公司专用的燃气涡轮叶片合金) 作为涡轮泵齿轮材料. 发动机运行时, 富氢的环境有时会让齿轮齿粘连在一起, 改用经过渗碳和二硫化钼干膜涂层处理的传统 SAE 6260 合金后, 问题解决.
普惠公司还研发了一种特殊的冷却阀, 可以分两步关闭, 让涡轮泵的冷却时间缩短到 20 秒. 该冷却阀为了快速开启还需要增压, 防止氢泵入口外壳被炸飞.
普惠公司还遇到过一个火箭工程师们会遇到的很典型的问题——早期的测试中, RL-10 发动机都是水平放置的, 在数百次测试中都能正常启动. 但改为直立安装后, 发动机却无法可靠启动了. 工程师后来发现, 氢氧的比例对于火花点火器非常关键. 当发动机处于水平状态时, 液氧会蒸发并聚集在燃烧室内, 加入一点气氢就能产生可燃的混合器, 实现可靠点火. 然而当发动机直立放置后, 氧气会直接从喷嘴下沉, 导致混合物的氧气过少, 很难点火. 解决方法是为喷注器增加一条氧气的管路.
改进
外圈的液氧喷注器略向内倾斜, 减少了燃烧物对主燃烧室室壁的冲击, 延长了使用寿命, 一台发动机曾全推力运行 1,680 秒 (28 分钟)!
氢泵一级叶轮叶片从径向叶片改为后掠式叶片, 提高泵流量稳定性.
参考资料
Bilstein, Roger E. Stages to Saturn NASA SP-4206 (Washington, DC: NASA History Office, 1996).
Dawson, Virginia P. and Mark D. Bowles Taming Liquid Hydrogen: The Centaur Upper Stage Rocket 1958 – 2002 NASA SP-2004-4230 (Washington, D.C.: NASA, 2004).
Mulready, Dick. Advanced Engine Develoment at Pratt & Whitney: The Inside Story of Eight Special Projects 1946 – 1971 (Warrendale, PA: Society of Automotive Engineers, 2001).
RL10 Liquid Rocket Engine Installation Handbook (East Hartford, Connecticut: Pratt & Whitney Aircraft, 1966). Sloop, John L. Liquid Hydrogen as a Propulsion Fuel, 1945 – 1959 NASA SP-4404 (Washington, DC: NASA, 1978).
