冰火两重天--液体火箭发动机推力室技术揭秘
之前在SpaceX“行星际运输系统”的演变（三）中提到SpaceX的“猛禽”发动机未来将全部采用再生冷却时，有网友问到了发动机冷却方式的问题。正好最近夏日炎炎，今天就专门给大家科普一下各种液体火箭发动机的冷却方式，希望你看完本文后能凉快一下，本文由超级loveovergold原创，转载已获授权。
液体火箭发动机的低温推进剂，像液氢的温度，是-252.7度，但烈焰可达3～4千K，基本可以把现有所有的材料融化，冰火两重天！那发动机是如何保持冷静的呢？
在之前写的《漫谈液体火箭发动机的推进剂》里面已经谈到，为了提升发动机比冲，科学家和工程师不遗余力的采用高能液体燃料。但是事物总有两方面的，必须防止在采用高比冲推进剂、提升室压、提升燃烧效率时带来的高温燃气对推力室的负面影响，这些燃气温度很高，比如液氢液氧燃烧室温度可以达到3543K，液氧煤油3759K。
解决问题的整体策略可以分为三种：
物尽其用：低温推进剂（如液氢）或常温推进剂（煤油）在燃烧前先流经室壁内的冷却通道吸热。
牺牲小家保大家：室壁有烧蚀材料，可不断吸热脱落；或者向室壁喷射燃料形成隔离层，液体蒸发吸热，冷却保护推力室。
硬扛：通过辐射冷却使室壁达到白热状态以辐射热量，用于小推力发动机。
具体的方法还是听我细细说来！
我们先热身----了解推力室
推力室是将推进剂的化学能转化为喷气动能的组件。液体火箭发动机推力室三大件——喷注器、燃烧室和喷管，采用非自燃推进剂的推力室还有点火装置。
推力室三大件推力室三大件
三高的推力室：推进剂经过推力室头部的喷注器掺混注入燃烧室，经雾化、蒸发、混合和燃烧产生高温高压燃气，燃气在喷管中膨胀加速，热能转化为动能，最终燃气以高速（1500～5000米/秒）排出产生反作用力。喷注器设计极为讲究，主要是提升燃烧稳定性和效率；燃烧室压力最高已做到25Mpa；喷管通常为收敛-扩张型拉瓦尔型喷管。
液体火箭发动机在工作过程中，由于高温燃气的作用会造成推力室内壁温度迅速升高，为防止内壁温度过高导致壳体强度剧烈下降，需要对推力室采用冷却和防热措施。推力室冷却防热方法主要有再生冷却、屏蔽冷却、液膜冷却、发汗冷却、烧蚀冷却、辐射冷却、排放冷却等。
一、物尽其用---再生冷却
再生冷却（Regenerative cooling）是大推力液发（KN以上）采用的主要冷却方法。利用冷却性好的一种推进剂组元（通常为燃料），在进入燃烧室前通过推力室内外壁间的夹层或通道进行对流冷却。冷却剂吸收的燃气传导给内壁的热量并未损失，它随着冷却剂喷入燃烧室而又回收到燃烧室内，因为热能没有浪费故称为再生冷却。对于液氢液氧发动机，充分利用了液氢的低温（-252.7摄氏度）来化解燃烧的高温（超过3000度），可以说是冰火两重天了！
再生冷却方式承压和冷却能力强， 可以保护推力室免受强大热流烧坏，那么谁去冷却更好？燃料和氧化剂都可用作冷却剂，但氧化剂在高温下控制不住和金属发生反应，而燃料通常不带腐蚀性，所以通常用燃料作为冷却剂。但大多数燃料的流量比氧化剂小，个别燃料(如肼类)易受热分解，不能满足再生冷却的可靠性条件，那么氧化剂冷却也上了。例如苏联的氢氧机D-57，为了能够更稳定的对发动机进行推力调节，同时采用了液氢和液氧两种组元做冷却剂。
冷却的通道：冷却剂沿着由推力室身部内、外壁间的再生冷却通道流过，吸收高温燃气传出的热量。主流的再生冷却结构有：
（一）管束式结构（典型的如土星5火箭的F1发动机）
这是F1发动机燃烧室、喷管的束管式冷却通道
管束式冷却通道结构是用铜管、镍铬合金或不锈钢（SpaceX 梅林lC的喷管，1D喷管改为液膜冷却）导管在夹具预变形，再在模具内通过内液压成型。管束方向有轴线方向（F1，RL10）也有螺旋式（我国的YF75、欧空局HM60发动机），后者提升了冷却剂流速，冷却效果更好。
注：钎焊是采用比母材熔点低的金属作钎料，将焊件和钎料加热到高于钎料熔点，低于母材熔化温度，借助毛细作用液态钎料润湿母材，并与母材相互扩散实现连接焊件。钎焊变形小，接头光滑，适合于精密焊接不同材料构件。
管束式冷却通道用什么形状的管制比较好？可以采用圆管、半圆抛物线型管、矩形管。圆管填凹槽费钎焊料，半圆管相比节省一半钎焊料，但整体刚性低，需要加强环，导致喷管较重，而且半圆管成本高！进一步的研究表明，采用纵横比小的矩形管是兼顾刚性、成本、重量的最佳方案，而且螺旋矩形喷管刚性和动态特性更好。
采用纵横比小的矩形管是兼顾刚性、成本、重量的最佳方案
（二）高室压发动机铣槽式结构
当燃烧室压力在7MPa以上时，为增加结构刚度和改善热效率，一般都采用铣槽式燃烧室，即在燃烧室的内壁的外表面用数控铣加工出冷却槽道。高室压的SSME（20MPa）、RD-170（25MPa）均采用此结构，冷却通道的内压目前最高可以做到50MPa左右。
铣槽式冷却通道结构。图中Hottest areas是应力发生点，影响重复使用
1、SSME（航天飞机主发动机，Space Shuttle Main Engine）的铣槽式冷却通道结构：
推力室圆筒段和喷管扩张比等于5，内壁用铜基合金，先在内壁上用铣槽工艺铣出890条纵向的矩形槽，铣槽对加工精度要求非常高，SSME的铣槽结构，在喉部槽宽1mm，槽深2.5mm，肋条宽1mm，而内壁仅厚0.71mm，采用了超声波测微计检测壁厚。外壁采用电铸镍，即用特殊的导电蜡封闭加工后的冷却槽道，再沉积一层薄铜进一步封闭冷却通道，保证在要镀的层面上有好的粘附力及一个光滑和均匀的涂层。镍沉积在第二层上，采用脉冲电铸，25mm 厚的电铸镍分两步铸上。电铸镍外壳完成后，填充的蜡融化掉，然后再清洁冷却通道。
铣槽！
这里也多说一句，由于铣槽内壁在预冷、工作、后冷过程中，极大的温差和压差产生切向拉应力、压应力、拉应力循环，会在喉部上游收敛段出现了塑性变形、变薄、产生裂纹等，这是影响SSME重复使用的重要因素之一。
SSME的混搭再生冷却通道：前段是铣槽式，喷管后端部分由1086根矩形A-286铬镍合金钢导管钎焊而成，总长为3292米，装配钎焊成一根束管，再与Inconel-718（含铌、钼的沉淀硬化型镍铬铁合金，从事航空航天领域经常会遇到这个材料）外壁和结构环钎焊，两部分采用法兰盘连接。两截喷管再加9根筋，这是SSME的最明显的外观特征。后与外壳钎焊成一体。
2、苏联的RD-170等发动机采用了螺旋形铣槽结构的再生冷却通道：
毛子先在燃烧室和喷管的内壁的外表面铣出冷却液槽道，在燃烧室扩散段上部铣出螺旋形槽道，其下到喷管出口端铣直槽道。燃烧室内壁材料一般为铬青铜、外壁材料通常为耐热不锈钢。喷管内、外壁材料大多为耐热不锈钢，个别为钛合金的，它们在用氩气加压特制的感应加热炉内进行扩散钎焊（铜与钢、钢与钢）或扩散焊（钛与钛）。
燃烧室组装前，铬青铜内壁待焊处镀银、厚度为8 ~ 10μm；耐热不锈钢外壁待焊处先镀8 ~ 10μm镍层，再镀8~12μm铜层。将装配好的燃烧室、喷管段装在缓慢旋转的可抽空的主轴上。加热前，燃烧室槽道和加热炉内均抽真空，加热开始后，加热炉中对外壁充氩加压到0.16 ~ 0.35MPa，燃烧室槽道内仍保持抽真空。扩散钎焊温度为950℃±5℃，保温时间为10 ~ 20min。内外壁在外压和加热温度共同作用下，产生变形并贴紧，银、铜镀层相互扩散并熔化，冷却后形成牢固接头，接头抗剪强度可达175MPa左右。
喷管内外壁为钛合金时，可不加镀层，直接在950℃、0.35MPa压力下进行扩散焊接。
上图可以清晰的看到燃烧室的截面上螺旋形冷却槽道切口
另外三条棕色为RD170这种高室压液氧煤油发动机的内冷却带，形成冷却液膜。
（三）瓦楞纸----波纹板结构冷却通道
波纹板夹层结构推力室实际上是燃烧室身部与喷管的组合件，它由内、外壁和波纹板三部分钎焊构成，中室压的RD-107、RD-219采用了波纹板结构的冷却通道。缺点是有一半的冷却剂不能与内壁接触，这需要通过波纹板做介质对推力室内壁进行冷却，从而降低了冷却效果。
波纹板钎焊结构和钎焊点细节
二、燃烧室直喷“冷却液”----屏蔽冷却
在推力室头部喷注器最外圈、沿燃烧室壁附近设置一圈单组元喷嘴，冷却剂（通常为燃料）以一定角度直喷嘴推力室内壁，确保单一组元富余，在壁面形成薄层液膜或在内壁附近形成一层低温的蒸气膜保护层，降低高温燃气向壁面导热，将高温燃气与壁面隔开，起到隔热。
注意上图RD107外侧黑点标注的煤油离心式喷口，用于燃烧室内壁冷却。
三、穿隔热衣----液（气）膜冷却
膜冷却(FILM COOLING)与屏蔽冷却类似，是通过在内壁面附近建立均匀、稳定的冷却液膜或气膜保护层，对推力室内壁进行冷却。只是膜冷却是专门的冷却带供入，而不像屏蔽冷却是喷注器喷入。由于冷却剂的受热汽化，冷却剂蒸汽层在液膜消失后的一段距离上还能对内壁起到保护作用，热流密度可以下降50%～70%。
Merlin1D就是采用了液膜冷却，喷管简洁。
Merlin1D就是采用了液膜冷却，使用小流量煤油喷在内表面冷却。所以才把喷管改为了更简单可靠的单层金属壁结构。
四、出出汗，降降温----发汗冷却
对于大推力液体火箭发动机喷管喉部这样处于高温、高压、大热流密度条件下的工作部件，相对于传统的再生冷却等热防护技术，发汗冷却（TRANSPIRATION COOLING）具有极高的冷却效率，是最富发展潜力的先进冷却方式。推力室发汗冷却壁面材料主要包括层板和多孔结构两种，冷却剂通过多孔材料渗入到推力室内表面上，吸收热量蒸发并形成低温蒸气膜。
目前已有包括OMS（航天飞机轨道机动系统）、J2发动机在内的十余种发动机的燃烧室以及SSME 的喷注面板采用这类先进的冷却技术，燃烧室压力从4MPa 直至20MPa ， 冷却剂工质包括N2O4，H2O，He以及H2等. 目前层板加工工艺较复杂且成本昂贵，相对而言烧结多孔则加工简单且成本低廉，因此采用烧结多孔结构进行发汗冷却应用价值显著，对于多孔结构发汗冷却的研究依然非常重要。
五、Sacrifice----烧蚀冷却
再生冷却通道必须精心设计并加工，结构和工艺非常复杂，使得燃烧室的制造成本和周期居高不下。对于一次性，只要坚持几百秒的发动机，还有其他选择，比如烧蚀冷却。
这种推力室的室壁有采用烧蚀材料制成的内衬，烧蚀材料通常由埋入环氧树脂、酚醛树脂等有机材料基体的高强度定向纤维（如凯芙拉、碳纤维）组成，工作时基体材料吸收热量分解生成气体，气体从基体渗出后在内壁面上形成保护边界层。RS68为了简化结构和省钱，喷管也采用了这种设计。
除此之外，抠门到家的SpaceX怎么可能错过这种省钱的技术？汤姆·穆勒（主页君注：Tom Mueller，TRW-106发动机的首席设计师，现任SpaceX推进部门负责人，Merlin和“猛禽”发动机的缔造者之一）在SpaceX设计的第一种火箭发动机Merlin 1A，采用的就是烧蚀冷却+液膜冷却燃烧室。结合简单的燃气发生器循环系统、针栓式喷注器技术，这台发动机的成本连传统火箭发动机的1／10都不到，这也是Space X敢于提出超低发射价格的底气。
Merlin 1A发动机的推力室Merlin 1A发动机的推力室
不过省钱重要先交学费的！Merlin 1A的发展之路并不顺利，研制中出现了燃烧室过热烧毁的情况，“猎鹰”1首次发射时，正是Merlin 1A发动机出现漏火现象导致飞行失败。
当然问题不仅于此，Merlin-1A还无法满足Space X的安全性要求和“蚱蜢跳”重复使用的要求。
六、硬扛的辐射冷却
这种冷却模式的推力室只有单层室壁，由铌、铱、铼合金等耐高温材料制成（主页君说：猎鹰9二级的Merlin 1D发动机就采用辐射冷却，喷管只是一层薄壁铌合金，强度比较低，甚至可以用剪刀修剪）。燃气向室壁传热，使得室壁温度升高，同时室壁向外界环境中辐射的热量也增加。最终室壁达到热平衡，壁温达到稳定值，此时室壁通常发红或发白。常用于热通量密度较小的部件，如大膨胀比的喷管的扩张段、小推力单组元发动机推力室等。
七、排放冷却
从主燃料输送管路中引出一小部分燃料作为冷却剂流经冷却通道，传热机理与再生冷却类似，但冷却剂不流回集液腔，而是通过冷却通道出口的小喷管排出并产生一定推力。这种方案的优势在于较液膜冷却冷却剂需求量小，内壁最高温度低；而较再生冷却，虽然有一定的比冲损失，但氢直接排放，冷却通道简化也降低了泵后压力。一般应用于氢氧发动机的喷管扩张段，如HM7。
一口气说了七种液体火箭发动机保持冷静的办法，愿你看了之后能够清凉一夏！
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