披荆斩棘，氢氧先驱，千古流芳-追忆J-2发动机(上)_风闻

披荆斩棘，氢氧先驱，千古流芳**----追忆J-2发动机（上）**

既没有同为液氢液氧RL-10出道早、干的好、活到老，也没有液氧煤油F1的大力出奇迹、一战成名，J-2发动机就像昙花一现，销声匿迹……然而，她的魂魄在SSME、XRS-2200、RS68中传承到现在……

虽然有无数工程障碍摆在面前，但高能的液氢总是吸引着火箭工程师为止不懈攻坚以提升火箭的运载效能！20世纪50年代后期进行的推进剂研究取得丰硕成果，普惠公司成功研发世界首台液氢液氧发动机RL-10，推力达到66.5kN，极大的鼓舞人心。而后研发的J-2发动机是第一款百吨级液氢液氧上面级发动机，曾被用于NASA的土星1B号和土星5号运载火箭，助力阿波罗任务顺利完成，但至此销声匿迹，很少再有新闻，哪怕十年前J-2X的研发也是始乱终弃，但事实上，J-2发动机在短短数年时间内攻克无数技术难关，相关的技术被洛克达因公司用在后续数款液氢液氧发动机上，让我们一起来回顾。

20世纪50年代末，由于苏联在第一颗人造地球卫星等多个航天记录上保持领先。面对冷战对手极有可能迅速转化为军事方面的优势进而影响战争格局（《为了全人类》这部热剧中可见端倪），即便抠门的艾森豪威尔也不得不硬着头皮采取行动­——研发重型运载火箭、筹备登月计入日程！NASA着手研究F1大推力基础级发动机以及配套的高达890 kN推力、高性能上面级发动机。前人栽树，后人乘凉！这些安排是后续肯尼迪总统在登月演说的底气。

1959 年 12月15日NASA采纳了土星火箭评估委员会的建议，上面级发动机得以正式立项。五家竞标公司应标，北美航空公司的洛克达因分公司（Rocketdyne）在1960年6月1日获得NASA批准研发这款液氢液氧高能火箭发动机，型号正式定为J-2。之前的NASA太空计划中的其他发动机无一例外均源于卫星或者为弹道导弹设计的推进系统，但这次不一样，由于涉及载人，1960年9月签订的正式合同对发动机的标准要求甚高，首次明确要求设计上要“确保载人飞行的最大安全性”。

事关宇航员的生命安全，洛克达因的工程师面临巨大工程挑战。与一同开始的F-1项目相比，大推力液氢液氧火箭是全新的技术要求，碰上低温液氢燃料等拦路虎，J-2发动机工程师在很多方面遇到了比F-1发动机更大的研发难度！

一、循环方式的选择及****独特的氢泵设计

RL-10发动机（详见《高能金牌----美国半人马液氢液氧上面级》）的闭式膨胀循环带来了高可靠性、高比冲，然而推力室身部换热量有限，膨胀循环推力难做大。因此J-2采用了燃气发生器循环，虽然牺牲了一些性能指标，但推力达到百吨级。

由于液氢密度低，体积大，采用离心氢泵的旋转速度会明显高于液氧泵，J-2并未采用RL-10的笨重的齿轮传动双泵方案，也没有使用氢氧泵同轴泵（即后来苏联RD-0120采用的方案，详见《帝国的余辉—苏联能源号火箭主发动机RD-0120简介》），而是采用富燃燃气发生器（混合比0.94）产生的高温、高压燃气串行驱动双泵方案。燃气先后驱动氢涡轮、氧涡轮（详见下图中连续红色箭头），然后在喷管内部排出用于冷却（详见下图中黄色箭头）。

图1.J-2的结构及循环示意图

为了调节两个涡轮转速比进而控制混合比，在氧涡轮泵废气下游设一个旁通阀，连接氢涡轮泵废气管道，旁通阀的目的是通过调节驱动氧涡轮工质的压力和流量，进而调节两个涡轮泵速度取得预设的平衡。另外在启动期间压低氧泵速度，且在稳态工作、旁通阀关闭时，仅保留旁通阀蝶阀芯留有一个精心调整过直径的孔，校准混合比至5:1，这个巧妙的设计取消了对大功率传动齿轮的需求。

在泵叶轮的设计上，离心泵叶轮适用于液氧、煤油等致密推进剂，因此J-2发动机采用了8600rpm的一级离心式液氧泵；但是由于液氢体积大、密度低，单级离心氢泵往往力不从心，因此氢泵的设计问题一直困扰火箭发动机工程师，为了在有限的体积重量限制下产生更高的压头，洛克达因的工程师别出心裁的借鉴了北美公司在制造喷气飞机发动机和空军早期火箭发动机的经验，采用了迄今为止非常罕见的多级轴流氢泵(axial fuel turbopump)，其突出特点是简单小巧、轻重高效和容易多级串联实现！

图2.小巧玲珑复古火锅形状的氢涡轮泵

用于J-2发动机的Mark 15氢涡轮泵是由两级涡轮驱动的高速轴流泵，与喷气发动机一样，泵轮叶片通过枞树型榫头牢牢固定在转子上，以27000 rpm高速旋转，由于轴流泵单级压头小，因此采用七级串联布置的轴流泵的设计，功率达到5800 千瓦，可以以每分钟2.3吨（9062加仑，34.254立方）的速度将液氢泵送到推力室，压力从0.21MPa增加到8.45 MPa。

图3.Mark15氢涡轮泵由两级涡轮驱动的高速轴流泵

下图对于航空发动机爱好者来说会非常熟悉。这里也介绍一下静子总成，她包含了机匣壳体、静子叶片（又称导流叶片）等，主要作用是对经过上一级转子叶轮的液氢进行整流，改变其流动方向，以最佳的角度迎接下一级叶轮压缩，提高泵送效率。

图4.氢泵剖面图，和航空发动机的压气机异曲同工

设计J-2时，金属材料在液氢-253℃温度下的机械性能数据非常少，保险起见氢泵叶轮选择了铜镍合金的Monel K-500的材料，冶金工作人员确信她将超低温下保持足够的延展性；另外创新使用GE公司新推出Inconel718合金，采用真空浇铸和高温均质化等工艺用于制造氢泵涡轮盘。不过氢轴承的DN达到1800000，却找不到任何在超低温条件下不凝固的润滑油。在氢元素研究方面有深厚功底的俄亥俄州立大学赫里克•约翰斯顿（Herrick Johnston）教授在RL-10中首次展示了液氢替代润滑油对轴承进行冷却的潜力，为满足润滑要求, 在轴承保持器上镀一层氟塑料, 轴承运转时, 氟塑料产生一层干质润滑剂润滑轴承。这为J-2采用同类润滑铺平了道路。工程师分别为氢泵和氧泵开发了直接使用推进剂作用冷却的滚珠轴承，在氢涡轮泵中，为两个轴承分别提供10美制加仑/分钟的旁路流量用于冷却。

二、计算机辅助设计的先行者

J-2的推力室采用了再生冷却设计，数百根不锈钢管组成了管束式冷却通道结构，利用液氢良好的导热性，注入的液氢在汽化时带走推力室的巨大热量，让液体火箭发动机在冰火两重天工况下稳定的工作。

图5. 管束式冷却通道结构，留意喷管腰部长管、短管交汇的小缝隙

然而冷却剂从注入到离开，液态变成气态，体积、温度、流速都发生变化，如何确定相应的流量、流速以达到有效的冷却效果？洛克达因使用计算机模型进行了J-2的研发，该模型模拟了发动机操作并帮助建立了设计配置，包括求解喷管的一般能量方程，动量方程，连续性方程，状态方程和管壁热平衡方程这一系列方程上，并根据计算结果设计了再生冷却喷管。

最终的再生冷却推力室由0.30毫米（0.012英寸）厚的不锈钢束管纵向钎焊形成，束管分为短管和长管两种，180根短管负责从喷管中部的液氢集液器向下至喷管末端，随后360根长管负责从将冷却剂从喷管末端回流到推力室喉部直至喷注器，也就是在腰部以下，短管、长管合计540根，腰部以上360根，这种数量上的不对称设计同时形成了漂亮的钟型喷管形体，扩展比为27.5。超过6.9MPa的-253℃的液氢注入，完成冷却后加热至-162℃，此时它变为气态，然而该设计让束管横截面相应地变化以匹配冷却剂工质密度和流速的变化，气氢速度随之大幅变动以应对不同的冷却需求，比如喷管末端的仅18米/秒，而热流密度最大的喉部达到300米/秒，喷注器入口处又降为240米/秒。

有细心的读者会问长短管交汇之处的三角形缝隙怎么处理？不用处理可以变废为宝，这180个三角孔被用来作为燃气发生器涡轮废气的排放口，324℃的富燃废气注入喷管形成气膜冷却并增加一定的发动机比冲。

图6. 长短管交汇之处的三角形缝隙用来作为涡轮废气排放

由于设计中存在如此多的变量，将计算任务交给计算机处理非常明智，节省了大量的时间开销，确保了项目进度。计算机的计算结果证明是非常准确的，再生冷却喷管的最终设计与原始分析模型非常接近。

图7. 长短管交汇之处的三角形缝隙用来作为涡轮废气排放

三、蓄势借力**——前无古人的启动方式**

J-2发动机的原始设计是采用贮箱压头启动，贮箱压力驱动推进剂注入燃气发生器并点火启动，当涡轮泵工作进入正常状态，功率和抽吸压头增加，从贮箱中吸取推进剂。但大型火箭贮箱压力必须降至最低，以减轻结构重量。因此直接采用贮箱压力启动发动机虽然简单，但效率太低、耗时太大，无法满足土星火箭的空间飞行操作要求。

另外轴流泵在下游阻力大的情况下容易产生小流量状态下的失速趋向。泵在小流量下运行时，其流动、压力等都会变的不稳定，严重时会引起整个系统的共振，其原因为由于叶片吸入侧边界层的加厚而引起流动分离，显著地降低泵的压头和效率。好比是陷入泥潭的汽车，发动机怒吼，但轮胎打滑、泥水四溅而汽车纹丝不动。解决这个问题需要加大泵送的液氢流量，在发动机启动的时候，燃料主阀门要迅速全副开启。

不过，马上会遇到另一个意想不到的麻烦！当大量液氢开始流入环境温度之下的推力室冷却夹套、喷注器（这些部件无法预冷）时，**潜热会导致液氢迅速汽化膨胀，会出现剧烈的流动阻塞和瞬时反流，称之为燃料系统振荡，频率约为几个赫兹。**拿一个生活中的例子，好比是喝可乐，猛喝两口，结果被可乐里面的大量二氧化碳析出呛着了，一口没进肚子，还咳嗽半天！震荡过程中推力室压力增加产生背压，影响泵送推进剂，氢泵失速进而导致液氢流量减少，这下混合比也出问题了，高温燃气很容易损坏涡轮叶片，一不小心就导致烧穿涡轮叶片事故发生。这一系列的启动问题不是轴流泵发动机所特有的，低温燃料发动机均会遇到，与泵（包括轴向泵或离心泵）和推力室相互作用有关，只不过J-2的轴流泵反应会更明显一些。

贮箱压头启动不行，液氢流量小了不行，大流量液氢瞬时注入产生燃料系统震荡也不行！这也不行，那也不行，真伤脑筋！由于要花费大量的金钱和时间进行试验摸索，启动方式和启动时序研究和设计是各国液体火箭发动机的独门绝学。区别于RL-10采用90%浓度双氧水催化分解驱动预压泵、进而提高泵入口压头的解决思路，洛克达因研发工程师想出了蓄势借力这个巧妙的办法，J-2发动机增加了一个4.2立方英尺的球形气氢贮箱，用于启动阶段驱动涡轮机的启旋，也就是下图中绿球启动箱。起飞前，充入约0.12立方米、9.1Mpa（1325psi）的气氢，启动后作为燃气发生器的替身快速启旋氢泵、氧泵涡轮，建立给燃气发生器泵送足够的液氢，防止涡轮入口温度峰值的可能性。考虑到上面级重复启动的需要，只需要简单地向贮箱充注在推力室冷却夹套内汽化的氢气，约7.6Mpa（1100psi），就可以重复“气体启旋”实现多重启动，这对于阿波罗任务非常重要，土星S-IVB级需要在近地轨道二次点火6.5分钟踏上地月转移轨道。

图8.图中绿球就是启动箱，内嵌氦气罐

另外洛克达因工程师还加入了套娃的设计，4.2立方英尺的圆贮箱里还嵌了一个小的氦气球贮箱，贮存了22Mpa（3200psi）的1000立方英寸氦气，用于控制阀门序列开闭等用途，将储氢与储氦相结合在一起节省了空间和重量。

**不过最核心还是设计匹配的启动时序！**在预冷完成之后，燃料主阀门蝶阀芯在T+0秒后迅速完全开启，贮箱压头驱动液氢流经推力室夹套、喷注器后沸腾冷却，度过燃料系统振荡峰值后形成通畅的主燃料通路，减少下游压力，这个过程足足留了1秒钟之多，几十斤的液氢被汽化并肆意排放，一脉相承RS68发动机在启动时的自焚也与之相关（另外开篇会讲），不过这确保了氢泵工作时的流量在失速门限以上保留10%安全裕度，防止在小流量工况下产生失速。

图9.启动时序枯燥乏味，但却是各国液体火箭发动机的独门绝学

在抑制燃料系统振荡带来的压力峰值波动，喷注器温度低于-101℃后才安排后续的启动工作，在T+1秒启动箱放气，高压氢气驱动氢泵和氧泵，两个涡轮泵被启旋并逐步进入工作状态，T+1.45秒，启动箱关闭放气；T+1.5秒，氧化剂主阀小幅开启（14度），同时燃气发生器开阀点火、推力室点火。由于氧泵相比氢泵的功率水平要求略低（1600千瓦），一不小心就容易飞车，为了防止燃气发生器液氧注入过量导致燃气温度过高烧坏泵涡轮，旁通阀在T+1.5秒打开直至T+5秒，目的是为了压低氧泵速度，下图红圈中氧泵转速的下降即为旁通阀的功劳，而氧过量烧坏泵涡轮的事故在后续各国火箭发动机的研发中屡见不鲜。

图10.氧泵由于功率低，仅1200千瓦，容易飞车，上图红圈即为旁通阀打开的效果

正常情况下，氧阀在T+2秒后会花两秒钟时间逐步全幅开启，T+2.8秒通过燃烧室压力确认主级工作正常，T+3.2秒建立80%的推力。

关于J-2发动机推力调整的功能的实现是依靠推进剂利用阀的工作，在氧泵后往氧泵前“反哺”液氧，通过控制液氧回流减少液氧泵入量进而控制发动机混合比并调剂推力：该阀门在关闭位置混合比为5.5：1，提供1000 kN（225,000 lbf）的推力，当阀门完全打开时，4.5：1混合比提供780 kN（175,000 lbf）的推力。推进剂利用阀还控制推进剂的均匀耗尽以优化上面级的性能。

受限于当时的计算机技术，事实上并不具备在发动机上配置高速计算机掌握闭环控制能力，能用的是用电容+电阻做定时器，三极管做与门、或门等逻辑电路，电感、电容、电阻做高压震荡电路，J-2的电路系统使用了75个三体管，350个二极管，50个齐纳二极管，140个电容器，400个电阻器和25个电感器，这些分立器件组装并密封在一起，满足极端的振动、防潮、电磁兼容等稳定性要求并采用耐高温（1500°F，815℃）电缆和72个传感器、电磁执行机构、电点火器连接在一起，依靠出色的电路编程技术漂亮的实现了启动时序、稳态、关机时序、紧急中断等功能，不过造价不菲，电气系统占发动机硬件总成本的15％。

四、操盘手****NASA

即便拥有H-1发动机的开发经验作为基础，液氢带来的棘手、细微、复杂的问题解决伴随工程师直到J-2研发的最后细节，在每个关键时刻都存在液氢危险的泄漏和毁灭性的爆炸，洛克达因也使出了浑身解数，包括尽可能使用焊接连接来消除需要密封的接头，一些不适合焊接的密封点采用用压力驱动组合密封技术实现零可测量泄漏；当空气接触到超冷液氢的管道时，并不产生霜冻而是液化空气，结果流动的液体空气造成严重的热泄漏，必须提供足够的绝热，由于J2发动机采用泵前摆方式，摇摆角土7度，因此直径20厘米、长度53厘米、摆动幅度达到10.5度柔性液氢入口管道更难绝热！工程师最后采用了柔性双波纹管真空夹套，外部安装的剪刀式支撑稳定结构才满足了要求，可以说洛克达因的工程师见招拆招，杀出一条血路。但在整个研发过程中，离不开NASA的发挥的作用，这里也要讲一个小故事。

在赢得合同后的两个月内，研发团队拿出了J-2的第一个实验部件----全尺寸喷注器。与RL-10一样，J-2发动机喷注器必须稳定、可控的工作。然而洛克达因在氢氧发动机上，显然缺少相关的研发经验。在1960年起步研究J-2喷注器时，洛克达因曾借鉴液氧煤油发动机的喷注器，做了一个铜质材料喷注器。在1960年11月11日进行了首次热试车，然而氢氧焰的热流密度明显要高，直接将喷注器融化并点燃，发出铜特有的焰色反应----绿色的火焰，试验失败！

然而这个问题已经被攻克过。普惠公司在世界首台液氢燃料发动机的RL-10创新使用了名为“Rigimesh”的独特多孔金属喷注器面板。Rigimesh是一种商业产品，由多层精细的奥氏体不锈钢筛网组成，主要用于生产过滤网，但经过挤压和扩散连接技术，可形成坚固但多孔的金属产品，孔道中注入氢可实现发汗冷却降温。

图11. Rigimesh其实就是我们日常看到的不锈钢筛网，经过挤压扩散连接制作喷注器面板

J-2的推力比RL-10大了有一个数量级，但一些设计理念完全可以继承，只不过洛克达因作为承包商，显然是不情愿直接吸收竞争对手的创新，因此坚决反对采用RL-10的多孔喷注器面板，钻牛角尖死磕要“自主创新”，J-2的喷注器研发停滞不前。这可把NASA急坏了----**“到底是你洛克达因的面子重要，还是一把手工程重要？”**在NASA的坚持下洛克达因不得已尝试使用该类型喷注器，但NASA仍然觉得洛克达因动作太慢，1962年干脆把洛克达因工程师赶到刘易斯研究中心，让他们仔细学习RL-10多孔喷注器面的硬件样品和各种参数，迫使洛克达因在喷注器面上使用该设计。

真香！借鉴RL-10的设计显然管用，有5％的氢渗透通过多孔喷注器面板并进行冷却，烧穿喷注器的问题迎刃而解！ NASA在整个航天项目推进中着实扮演了一个操盘手的巨大作用。

来自燃料歧管的气氢和液氧通过同轴喷注器掺混进入燃烧室，但如何“大规模生产”具有614个同轴喷注器？经过一些反复试验后，洛克达因工程师开发出采用电火花加工技术生产的方法，确保了产能和质量。

图12. J-2的燃烧室喷注器，614个喷嘴的莲蓬头

正是因为NASA的操盘，整个J-2项目出奇的顺利, 洛克达因工程师研制一路披荆斩棘，在1960～1966年这短短的六年便拿出了J-2发动机，她首先用于土星1B的二级，后续用于土星5号火箭的二级和三级推进系统，为阿波罗计划立下汗马功劳！

图13.J-2研发里程碑

（未完待续）

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