大推力火箭发动机难在哪儿？
公众号：理念世界的影子
文不可无观点，观点不可无论据。
转载请注明出处
介绍液体火箭发动机的书籍很多，萨顿的《火箭发动机基础》和休泽尔的《液体火箭发动机现代工程设计》是经典之作，它们阐述了对发动机设计指标要求的实现过程，但这些指标要求又是怎么被提出来的呢？
有感于Falcon重型火箭首飞成功，本公众号连推三篇《》、《》、《》。
针对电子号火箭飞行，对其循环形式，以及运载能力极感兴趣，推了两篇《、《“电子号”火箭运载能力有150千克吗？》进行分析。为了方便爱好者分析，开通了腾讯云，发布了一个简单的弹道计算程序《》。
有人问能不能对动力冗余和交叉输送进行分析，推了三篇《运载火箭停机能力(动力冗余)与交叉输送技术》、《交叉输送能提高运载能力吗？》、《人工智能调研---跨界乱弹一通琴》。
从本篇开始，回归发动机，开始发动机性能四连载。分别为推力、比冲、混合比、流量。
每发火箭的宣传册，无论其内容有多少，不管是厚到一本书，还是小到一个表格，都会提到火箭发动机的推力有多大。正如每辆车的介绍，都有发动机的排量是多少，还会讲一下扭矩是多少。
和汽车一样，火箭的动力系统极大影响了火箭的能力和品质。但与汽车不同的是，汽车一般用一台发动机，而火箭一个子级可以用一台，如天顶号，如Delta4M，也可以用多台发动机并联，如N-1火箭用了30台并联，如Falcon9用9台Merlin-1D发动机。
是一台大推力发动机好，还是多台小推力好。在今天为止还是一个比较开放的问题，这里不予讨论。但做一台大推力发动机难点有哪些，这里试着简单分析一下，本篇内容包括：
国外大型发动机简单介绍
发动机大型化的相似性分析
发动机内部部件大型化简单分析
国外大型发动机
+
国外几款大型液体火箭推力达到300吨级以上。如用于天顶号一级的RD-170发动机海平面推力为740吨，用于宇宙神5的RD-180发动机推力为400吨，用于德尔它4H一级和助推的RS-68发动机推力为300吨。土星5一级的F-1发动机推力为680吨。
国外大型固体发动机推力也在300吨以上，如用于阿里安5助推的EAP 238推力可达490吨，用于H-2A助推的SRB-A推力可达230吨，用于M-V火箭一级的固体发动机M-14，推力390吨。航天飞机固体助推发动机直径Φ3.71m，平均推力可达1200吨。
序 号 | 代号 | 推力 Fs/Fv(kN) | 比冲 Is/Iv(m/s) | 推质比 kN/kg | 推进剂 | 用途 |
1 | RD-253 | 1474/1635 | 2795/3100 | 1.15 | N2O4/UDMH | 质子号一级 |
2 | RD-120 | /833.6 | /3433.5 | 0.741 | LO2/RP1 | 天顶号二级 |
3 | RD-170 | 7259/7904 | 3030/3305 | 0.632 | LO2/RP1 | 天顶号一级 |
4 | RD-180 | 3827/4152 | 3053/3313 | 0.723 | LO2/RP1 | 宇宙神5一级 |
5 | F-1 | 6770/7776 | 2597/2980 | 0.80 | LO2/RP1 | 土星V一级 |
6 | NK-33 | 1512/1680 | 2913/3247 | 1.22 | LO2/RP1 | N-1一级 |
7 | SSME | 1670/2090 | 3562/4464 | 0.658 | LO2/LH2 | 航天飞机主发动机 |
8 | RS-68 | 2891/3314 | 3501/4011 | 0.5 | LO2/LH2 | 德尔它4H一级 |
9 | RD-0120 | /1863 | /4467 | 0.54 | LO2/LH2 | 能源号一级 |
10 | LE-7A | /1098 | /4335 | 0.61 | LO2/LH2 | H-2B一级 |
11 | Vulcain | /1145 | /4246 | 0.674 | LO2/LH2 | 阿里安5一级 |
12 | 航天飞机SRB | /11530 (14730) | /2622 | 0.884 | PBAN | 航天飞机固体助推 |
13 | EAP 238 | 4462(平均)/ | 2439/ | — | HTPB+68% 过氯酸铵 +18%铝粉 | 阿里安5固体助推 |
发动机大型化的相似性分析
+
想象一下，拿来一台发动机，把所有零部件都拆下来，然后将所有零件长宽高尺寸均放大一倍，再组装，这时能做出一台推力更大的发动机吗？
答案是不能。因为世界是三维的。
小说《镜花缘》中的大人国，他们会看起来和我们相像吗？可不一定。
以骨骼为例，骨骼承受强度和其截面积有关，人的身高增为原来2倍，则骨骼截面积增加到4倍，而人的体重增加到8倍，因此，大人国腿部骨骼受力将是我们的2倍，所以要么他们要么骨头比我们粗一点（对应发动机结构加强），要么骨骼强度比我们大两倍（对应发动机材料升级），要么比我们容易骨折（对应发动机可靠性降低）。
我们还知道，人是恒温动物，人向环境散发的热量是通过身体内脂肪燃烧补充的，而脂肪燃烧量和补充食物的重量成正比，假设大人国人的身高是我们的2倍，则胃同样放大后将为原来的8倍，但体表散热面积为我们的4倍。因此换算后，他们估计每天吃饭顿数可以比我们少（对应发动机喷管的再生冷却流量不需要等比例放大发动机那么大）。
因此，发动机的大型化不是简单地将零件放大。为实现大推力火箭发动机，高强度材料技术和工艺的研制是必不可少的。但还远远不够，经验表明，发动机的结构破坏绝大多数不是因为静强度不够，关键是振动和密封问题，发动机的大型化受工艺水平和物理规律的制约。
发动机大型化受工艺水平和物理规律的制约
+
振动
以振动为例，美国塔科马海峡大桥在1940年6月底建成后不久，就发现大桥在微风的吹拂下会出现晃动甚至扭曲变形的情况并最终产生了倒塌。
当结构增大时，结构基频变低，此时系统间产生耦合共振的可能性变大，如发动机涡轮转子系统间的次同步振动，如发动机燃烧室内的高频不稳定燃烧。
国外的大推力氢氧发动机普遍采用了相关的稳定装置或稳定措施。Vulcain发动机采用了声腔稳定装置；SSME、LE-7和RS-68均采用了隔板和声腔稳定装置。SSME、RS-68、Vulcain、LE-7、RD-0120和RD-120等液体火箭发动机都进行过动态稳定性评定试验。
巨大的结构，除影响发动机自身外，还可能造成全箭的振动，如火箭结构与推进系统间的纵向耦合振动，伺服机构与发动机间的耦合振动。可以定性地说，发动机越大，这些问题会越突出。
密封
没有绝对的密封。在发动机中最关键的端面密封中，动环和静环的接触面上，如两接触面为理想平面，介质就不会从两接触面间通过。
但实际上，每个加工表面仍存在一定程度的粗糙度和不平面度。使得两表面间仍存有不平的微小间隙、沟槽和毛细通道等，可以通过介质。
密封面尺寸越大，则由于生产误差、发动机工作时热变形，使得不平面度控制越困难，影响端面密封的效果。密封面尺寸越大，指标的实现越困难。
RD-0120氢氧发动机和HM-60发动机采用了浮动环密封，SSME采用了阻尼密封提高了转子稳定性。RS-68发动机氢氧涡轮泵动密封采用了刷式密封结构。LE-7发动机氧涡轮泵采用了五道浮动环密封将液氧和高温燃气隔离，其中用于吹除的氦隔离动密封环采用了分瓣式浮动环结构。
在材料方面，HM7发动机采用浸渍磷酸盐石墨；俄罗斯液氧/煤油高压补燃发动机的液氧和燃汽工况采用铜石墨作端面密封材料。J-2、和J-2S和SSME主发动机动密封采用P5N石墨，经浸渍氟化物盐处理。发动机推力越大，越需要高超的密封工艺。
轴承
涡轮泵上另一个关键技术为轴承。发动机推力越大，尺寸越大，离心轮两侧不平衡面积会产生更大的轴向推力，可能超出轴承的承受范围，因此轴向力调节装置必须具有自适应功能，且要求平衡范围大、具有足够高的灵敏度，满足瞬态及稳态下轴向力的要求。
作为轴承中重要指标的DN值（指轴承内径D(mm)和转速N(r/min)的乘积）增加时，内部钢球将产生更大的离心力压向外圈，因而会降低轴承的疲劳寿命；另外，由于离心力的作用，还将引起内外圈接触角的改变，使钢球的自旋速度增加，加速轴承的损坏过程。此外润滑油的搅拌频繁，阻力剧增，将引起打滑现象，其后果是造成零件的蹭伤。
SSME高压液氢涡轮泵轴承DN值高达260万
欧洲SNECMA公司研制出用于氢涡轮泵DN值高达280万
日本LE-7发动机氢涡轮泵中的轴承DN值约为200万
据报道，日本已研制出液氢环境下使用的超高速、低温混合陶瓷球轴承，DN值已达到300万
国外百吨级大推力氢氧发动机涡轮泵轴承较多的采用了混合式陶瓷轴承技术，国外混合式陶瓷轴承技术始于NASA的Lewis Research Center(1961)，之后SKF、FAG、NSK、KOYO以及美国军方均大力开发该项技术。90年代，新的SSME已经采用了该项技术方案。为解决大推力氢氧发动机涡轮泵长寿命问题，美国、欧洲、日本纷纷开展了以流体动力学为理论基础的动静压轴承研究，以解决启动、关机时的摩擦磨损问题，使得轴承寿命大为延长。美国的流体静压轴承已用于航天飞机的高压液氧泵泵端。
小结
液体火箭发动机由于结构复杂，大型化困难重重，主要体现在推力室的燃烧稳定性和涡轮泵大型化，以及试验配套上，目前世界上最大液体火箭发动机的真空推力为800吨(RD-170)，要研制更大发动机代价巨大。当然，难度不是一个固定值，而是研制工作和时间的函数。采用新的物理手段、工艺方法，如采用隔板加声腔技术解决高频燃烧不稳定问题，新的工艺方法生产更大的密封结构等。
而固体发动机则没有这些困难。世界上最大固体火箭发动机，即航天飞机固体助推发动机直径Φ3.71m。美国航空航天局认为：“运用当前技术，不需要重大突破就可以设计、制造出直径达9m或更大的巨型固体发动机”。
格鲁什科与大型火箭发动机
+
在《一节讲的故事比较受欢迎，又到讲故事环节。讲的还是那篇中的两个人，科罗廖夫和格鲁什科，火箭研制史上绕不过去的两尊大神。
在发动机研制早期，由于受焊接和冶金技术条件限制，推力室难以承受剧热和强烈振动，无法制造太大推力的发动机。但格鲁什科不赞成使用多台中等推力的发动机，这是由于多发动机意味着更重和更大的失败可能性，这是由于特别容易失败的部件是涡轮泵。
格鲁什科意识到没有一定之规要求每个推力室必须配有一套泵，他注意到能利用一套涡轮泵向多个推力室输送推进剂，以制造出一种真正的大推力发动机。使用这台发动机，科罗廖夫提出捆绑助推的一级半构型，就是苏联的R-7导弹（北约编号SS-6，警棍-Sapwood）。
R-7导弹改的运载火箭称为卫星号，它把世界上第一个人造卫星送上了轨道；
它的再改称为月球号，将世界上第一颗卫星送出了地球；
它的再再改称为东方号，将世界上第一位宇航员送上了太空；
它的再再再改称为联盟号，联盟号系列到2013年一共发射1700多次，为世界上发射次数最多的火箭等。
这就是创新的力量，这就是柯罗廖夫的“小七”，这就是格鲁什科的RD-107和RD-108。采用同一台涡轮泵供应的RD-107助推级发动机，包含4个固定的主推力室和2个游动推力室，海平面推力821kN；采用同一台涡轮泵供应的RD-108一级发动机，包含4个固定的主推力室和4个游动推力室，海平面推力722.3kN。
格鲁什科还设计过哪些著名的发动机
RD-253—首个成功飞行的大型补燃发动机：尽管11D33发动机(S1.5400)是世界上首台补燃发动机，尽管RD-253与补燃发动机NK-15研制时间难分伯仲，但毋庸置疑它是世界第一个成功飞行的大型补燃发动机。1961-1965年动力机械科研生产联合体为质子号运载火箭研制了RD-253发动机，并在技术上取得了重大突破。RD-253是功率最大，采用高沸点推进剂的单室液体火箭发动机，这是世界上对燃气进行充分燃烧的第一种大功率发动机，从而大大提高了发动机的性能。
RD-170—功率最大的液体火箭发动机：RD-170是世界上功率最大的四室液体火箭发动机，在同类发动机中其参数和性能指标最高，具有在各使用阶段可靠性高、维修和检测方便的特点。从发动机的动力和使用性能来看国内外尚无可与其媲美的类似产品。美国在宇宙神3和5上使用了RD-170改进的二推力室版本RD-180，俄罗斯在安加拉号上使用RD-170改进的单推力室版本RD-191，但由于资金等原因火箭迟迟才得以推出。有段时间RD-191还用于韩国的罗老号，那段俄罗斯拿别人的钱，别人的火箭试验自己的发动机和一子级。不要说俄罗斯人坏，咱们也可以体会一下那种曾经的荣光与近况不佳对比下的悲凉。
格鲁什科的一生，是充满了宿命感的一生。它早期的RD-107，开创了共泵多推力室的先河，后期的RD-170，仍采用了共泵多推力室技术（可惜我没查到准确原因，只是有各种猜测）。
早期格鲁什科喜欢常规推进剂，在N-1火箭上不与科罗廖夫合作。并在1975年接替米申成为其设计局（现在的科罗廖夫能源火箭航天公司）局长，终止了N-1火箭的后续飞行试验。在他任局长期间主持设计了成功但同样短暂的能源号火箭，并为之提供了世界上最先进的液氧煤油发动机RD-170。
他绝对可以套用电影《见龙卸甲》里的一句台词：其实我的人生和你一样，只是走了一个更大的圈而已。
往期文章：
《》
《
《
《》
《》
《》
《
微信扫一扫
关注“理念世界的影子”
版权声明：
本文是"洞穴之外"作者原创文章，欢迎转载，须署名并注明来自“理念世界的影子”公众号。