1.猛禽发动机技术背后的美国深厚技术背景
20世纪航天技术的发展证明,航天活动的发生与发展是与液体火箭发动机紧密相连的,没有先进的液体火箭发动机就不可能有大规模的航天活动。
这一点可以参考我国的长征五号，因为火箭发动机技术不成熟，火箭推迟发射。
21世纪的到来,人类的大规模航天活动已经展现在我们眼前,在通向空间的道路上,液体火箭发动机仍将发挥巨大的作用。
在通天路上既需要低成本、高可靠的大推力液体火箭发动机作为大型运货火箭的动力装置,也需要高性能、重量轻的液体火箭发动机作为可重复使用天地往返火箭的动力装置。以低成本进入空间已成为各航天大国制定发展各种航天规划的主要指导思想。
像土星五号这样大推力且不可重复使用而导致高发射成本的火箭已经被认为要淘汰了。
美国、欧洲以及日本都在积极的充分利用和改进现有的液体火箭发动机,使之具有更高的可靠性以及更低的成本以满足时代的要求;同时重新研制低成本的一次性使用的大推力液体火箭发动机,并研制和开发可重复使用的先进液体火箭发动机。
其中美国在适应新时代需求的火箭发动机的研制上一骑绝尘遥遥领先其他国家，还开展了RS-2200液氧液氢气动塞式喷管发动机、RS-2100液氧液氢全流量补燃循环发动机研制，进行了RS-84、RS-76和TR-107液氧煤油补燃循环发动机、RS-83和COBRA液氧液氢补燃循环发动机研究。目前，美国SpaceX公司正在验证Merlin 1D液氧煤油发动机的重复使用能力，并且Raptor液氧甲烷发动机研制成功；同时美国蓝源公司研制成功BE-3液氧液氢发动机。
对美国来说，阿波罗计划后，NASA立刻开展了新一代可重复使用的航天器----航天飞机的研发，采用氢氧发动机，并在1971年7月将航天飞机的主发动机合同交给洛克达因公司（Rocketdyne）。洛克达因借鉴了很多J-2发动机的经验，使用了分级燃烧循环，两个富燃预燃室分别驱动氢泵和氧泵，两个预压泵增压消除气蚀，推力室压力达到20.5MPa，真空比冲达到452秒，节流范围为65～109%。洛克达因投入大量人力物力，在试车台烧了几万秒，混合比确定到千分位，6.02X，10年磨一剑，后续安全记录满分！当然价格也是惊人，单台5000多万美元。这台发动机便是SSME
1986年美国开始在现有SSME技术的基础上研制全流量补燃循环( Full Flow Stage Combustion Cycle FFSC)发动机，RS-2100被作者认为是SpaceX公司成功研制raptor猛禽火箭发动机的重要原因（SpaceX公司招聘了当年研制RS-2100的员工）。

RS-2100发动机的推进剂为液氢和液氧,其基本参数有:海平面混合比为6.9,海平面推力为2038.4kN,海平面比冲384s(3763.2m/s),海平面主燃烧室压力为22.4MPa,真空混合比为6.0,真空推力为2126.6kN,真空比冲为约450s(4410m/s),真空主燃烧室压力为20.4MPa。
结合RS-2100发动机系统,将全流量补燃循环发动机系统的工作原理介绍一下
全流量补燃循环将是液体火箭发动机输送系统方案的一个重要发展方向,是分级燃烧循环的进化产物分级燃烧循环(也称高压补燃循环)是一种闭式循环,它主要是将一种推进剂组元的全部流量和另一种推进剂组元的部分流量输送到预燃室中去燃烧,产生低温燃气来驱动涡轮,从涡轮排出的燃气含有可燃成分,故将其与剩余部分的推进剂喷入燃烧室中进行补燃。这种循环中涡轮工质的流量相当大,使涡轮的功率大大提高,因而允许选取很高的燃烧室压力以获得高性能。
虽然这种方案无外排能量损失,性能最高,但结构布局很复杂,通常用在高压大推力发动机系统上,因为高压大推力发动机使用开式循环方式容易造成较大的能量损失;相比另种闭式循环——膨胀循环,它不会受到燃烧室室压增高的限制。全流量补燃循环在分级燃烧循环基础上有所改进,所谓全流量可以这样理解:其所有流量的燃料和氧化剂经过泵以后全部进入预燃室;其中大部分流量的燃料和少部分流量的氧化剂输送到富燃预燃室中进行燃烧,产生富燃燃气用来驱动高压燃料涡轮;剩余的大部分流量的氧化剂和少部分流量燃料输送到富氧预燃室中进行燃烧,产生富氧燃气用来驱动氧化剂涡轮;然后从涡轮里排出的富燃燃气和富氧燃气喷入主燃烧室进行补燃这种全流量循环较一般分级循环涡轮工质流量更大,涡轮的功率进一步提高,使得在相同的涡轮驱动功率下,涡轮的工作温度就有所下降。
虽然全流量分级燃烧有很多好处但是全流量分级燃烧还是有他的技术难关的，难点主要集中在富氧预燃室。Katorgin等在AIAA文献中提到苏联/俄罗斯的液氧煤油分级燃烧的富氧预燃室的混合比为5.8，而FFSCC发动机气氢/ 液氧富氧预燃室混合比的经验范围为150~200 ，因此FFSCC发动机富氧预燃室技术难度更大。主要技术难点包括：
1）点火及火焰的维持困难: 富氧预燃室工作在偏离额定燃烧混合比较远的工况下，点火难度高，这使得火焰很难启动，难保持和难重启。启动时序控制不合理将进一步增加点火难度,导致点火失败。
2）氢氧质量相差悬殊，燃气均匀度难以保证：如果燃料流量的供给及点火等时序选择不合理，极易造成在预燃室内形成较低混合比的燃烧环境，产生高温燃气，烧蚀涡轮与燃气通道等部件。
3）要达到完全汽化：到达祸轮的然气若存在严重的热条纹(混合比条纹)，势必对叶片产生热应力,影响涡轮安全性，液氧在到达涡轮前须全部汽化。
4）燃气中氧气成分含量高，材料的氧化问题尤为突出。需要采用抗氧化材料（涉及重复使用，抗氧化涂层还不是最靠谱）

因此,富氧预燃室一直是FFSCC技术的研究重点之一，迄今为止，苏联和俄罗斯方面已经解决了热氧的难题，当然这背后是几万秒试验的结果，理论上北极熊可以在重复使用的FFSCC发动机研制上有更好的基础，可惜苏联解体，现在的俄罗斯无心也无力！
刚才说道SSME设计目标是达到55次重复使用的能力，设计工作寿命为7.5小时（注意，不是7.5分钟），不过定目标是一回事，实际呢？很多重复使用的指标并未达标，
SSME 发动机实际寿命仅为设计值的1/10，在使用3 次以后就要进行大修和更换，检修费用也惊人！而FFSCC正是解决这些问题最有效的解决手段！
这么好的技术，为什么一开始美国没有用？笔者认为，洛克达因作为SSME的总承包商，虽然之前有燃气发生器循环的大作液氧煤油F1、液氢液氧J-2，但在70年代初，在液氧/烃类分级燃烧循环研究很少，因此针对FFSCC发动机富氧预燃室没有研发经验，况且SSME已经达到空军和NASA的性能要求，洛克达因由此并未在SSME上，两步并作一步，直接上FFSCC。
单级入轨（SSTO，Single-Stage-To-Orbit）可重复使用运载器(RLV，Reusable Launch Vehicle)项目，其目标是显着降低进入太空的成本，激发并培育新的空间服务，从而提高美国的经济竞争力。在这个背景下，从20世纪80年代起美国就开展了FFSCC发动机的研究。美国的Aerojet在1985在AJ23-144方案中预研了FFSCC技术，真空推力3.02MN，室压27.2MPa。
洛克达因在rs 2100发动机中还做出了一些改进
为了防止高压泵的气蚀,将引射泵作为预压泵来提升压力。液氧系统:液氧由预压泵流入高压氧化剂涡轮泵,从高压泵中流出的液氧通过氧化剂主阀门后分为三路:大部分流量的液氧进入富氧预燃室;
小部分流量的液氧通过富燃预燃室氧化剂阀门进入富燃预燃室;剩余小部分流量的液氧通过孔板进入热交换器,去氧化剂贮箱增压液氢系统:液氢由预压泵流入高压燃料涡轮泵,从高压泵中流出的液氢通过燃料主阀门后分为三路:一部分流量的液氢流向喷管喷口的冷却套中,沿喷管壁面向上冷却喷管至喉部,进入集液环流出,引回至混合器;另一部分流量的液氢流入喉部集液环,沿预燃室壁面向上冷却至预燃室头部,用其中一部分对燃料贮箱进行增压,剩余一部分引回至混合器;剩余部分流量的液氢通过cvv阀控制的直接引至混合器。
在混合器中混合后,大部分流量直接进入预燃室为燃烧做好准备,剩余一小部分通过富氧预燃室燃料阀门来控制,进入富氧预燃室。
在两个预燃室中燃烧后,富燃预燃室排出的燃气驱动燃料涡轮,之后直接进入主燃烧室:富氧预燃室排出的燃气驱动氧化剂涡轮,高温燃气经过热交换器,通过加热热交换器中少量的氧气到氧化剂贮箱去增压,直接进入主燃烧室,与富燃燃气混合进一步进行燃烧,之后由喷管排出产生推力对于全流量补燃循环发动机来说起动过程需要一个辅助系统。
例如:在RS-2100发动机上利用的是一个高压氧化剂涡轮泵的旋转起动装置,气体的旋转是通过喷入氦气而完成的。打开氦阀后,旋转最多可维持长达一秒钟。此处采用激光点火作为点火源。并且整个系统采用了电动机械制动器(EMA)扇形球状阀门,去除了液压制动器与气动制动器系统,从而减少了系统的重量提高了发动机的可操作性。

另外洛克达因通过还以下操作为发动机进行减重
1、简化密封：液氧涡轮泵中用来分隔涡轮驱动气体与液氧的氦气吹除密封装置去除。
2、涡轮燃气温度降低，去掉SSME预燃室和燃气导管冷却结构，简化结构和降低重量
3、喷管修成矮胖，扩张比下降为60，减重修身。
重量由SSME的3527公斤出色的下降到2518公斤，发动机推质比由55：1增加到75：1！
1、采用了引射泵作为它的预压泵，取代了传统的旋转泵技术。引射泵的使用提高了系统的可靠性，降低了费用。
2、启动程序研制是分级燃烧发动机的关键。SSME采用自身贮箱推进剂的重力压头，无须辅助系统, 但是这种起动方法对如阀的位置等变动很敏感，SSME启动程序研制进行了37次试车, 研制周期超过8个月。
RS-2100设计了有辅助系统的启动起动方式，氧泵采用旋转启动（SPIN START），流量约为5KG/秒的氦气喷射涡轮，在氦气阀打开后1秒时到达最大值，加速氧泵启动，对抗启动过程中主燃烧室燃烧增加的背压。同时，用于同步两泵，降低混合比偏差。氦气旋转起动大约等于SSME密封吹除用氦气量的一半，重量还是净减少！
这项技术后续在J-2X使用。
但NASA于1996年7月2日却选择了洛克希德•马丁公司的X-33设计。
在单级入轨浪潮中FFSCC再一次投胎失败！
与此同时，美国空军在上世纪90年代启动的项目集成推力室头部验证计划（integrated powerhead demonstrator ，IPD) ，目标是研发可复用的的全流量分级燃烧循环发动机型号，洛克达因和阿罗杰特中标。后续由NASA和空军研究实验室 (AFRL)接手。2006年7月19日洛克达因宣布推力室头部满功率测试完成，但由于无后续发动机研发需求，这个项目也在2013年之后不了了之。

一天一个版本，把🐰都搞懵了，不知该边抄袭哪个好。

2.Spacex公司的全流量分级发动机设想
伊隆•马斯克念念不忘的事情，是要去火星！往返火星，必须要有靠谱的能够重复使用的火箭发动机，对于燃料，甲烷是行星际旅行最适合！空间贮存性能好、价格公道、高温下积碳少，方便在外星球就地取材制备！
而且Spacex公司的一些员工参与过全流量分级燃烧循环发动机的研制。
因此使用液氧甲烷的全流量分级燃烧循环发动机项目在马斯克脑海成型了。
2011年4月，SpaceX正式启动了其基于液氧甲烷燃料的猛禽（Raptor）发动机的研发，采用FFSCC，整个研制目标变动非常大，曾一度目标推力从8200 kN 缩到1900 kN，现在最新版本SN6 第六台发动机的最大推力为220多吨。

2016版猛禽
在当年9月墨西哥召开的IAC会议上公布的猛禽，海平面推力3.05MN，真空推力3.50MN，马斯克豪放的宣称“可重复使用1000次，真正实现火箭复用民航飞机化。号称可重复使用1000次，真正实现火箭复用民航飞机化


在具体测试进度上，42次测试总时长达到了1200秒，最长的一次超过100秒，室压超过200个大气压
2016年1月，美国空军给予了SpaceX 3360万美元的合同，资助开发可重复使用的猛禽引擎原型，但主要的想法，并不是圆马斯克去火星的梦，空军的想法，是想让马斯克把上面级用的寒碜的液氧煤油发动机整个新的，到时候可以用猎鹰9、重型猎鹰（Falcon Heavy）或者BFR射点重型间谍卫星上天……
2017款猛禽
马斯克（Elon Musk）在2017年9月的国际宇航大会(IAC)上，发布了最新的迭代版本，BFR的芯级安装31台猛禽，而不是16款42台。单台猛禽推力继续下调到1.9MN，大概190吨吧，真空比冲目标为375秒，海平面比冲为330秒。在回答关于BFR的提问时，回答道：“我们已经为氧泵研发了一种新型合金，可以在纯氧环境下耐高温并保持高强度！”这应当看做是猛禽研发过程中重要的突破。

2019款猛禽
2019年2月21日，SpaceX公司首席执行官艾伦·马斯克在推特上透露了用于“超重-星舰”的猛禽液氧甲烷发动机的最新进展。他表示，首台全尺寸猛禽发动机（SN01）在以最大燃烧室压力进行试车过程中损毁。据马斯克称，接下来的试验将由第二台猛禽发动机（SN02）接替。虽然SN01的大部分组件很容易修复使用，但第二台发动机的组装已“几近完成”，因此SN02将继续进行接下来的测试，而不是等待修理第一台已损坏的发动机。而且SpaceX公司已对SN02进行了改进，避免再次出现类似故障。

2019月7月7日更

具体可关注老马推特。

3.Spacex公司的全流量分级发动机技术细节以及对我国建造类似火箭发动机的建议
以下是分析
在液氧烃发动机中,液氧/甲烷推进剂组合具有高的组合密度和较高的性能,因此作为单级入轨或两级入轨的火箭发动机推进剂具有优势。
液氧/甲烷发动机的理论喷气速度在3600m/s以上(喷管面积比55~60),虽然比液氧/液氢的喷气速度4400m/s低,但是安全、无污染、成本低。
像猛禽（raptor）这类采用全流量补燃分级燃烧循环的发动机具有高性能、高可靠性。
由于全流量补燃循环发动机所有流量都必须经过预燃室而进入推力室,因而预燃室的流量大涡轮产生的功率与涡轮工质流量成正比,与涡轮工质定压比热及温度乘积成正比;
全流量补燃循环发动机全部推进剂都进入预燃室(大部分氧化剂进入富氧预燃室,大部分燃料进入富燃预燃室),为达到涡轮驱动功率与泵的功率平衡,
涡轮工作温度可以降低。降低涡轮温度可增大部件的工作裕度,同时预燃室可以不用再生冷却。
这是 全流量补燃循环发动机的最大优点。
此外,全流量补燃循环发动机还具有以下几个方面的
优势:
(1)性能高,由于全部推进剂在预燃室燃烧后 进入主燃烧室反应,最大限度地降低了性能损失, 因此性能高
2)功率水平高,容易实现较高的室压
3)涡轮温度低,涡轮工作寿命长,增加发动机可靠性;
(4)驱动高压氧化剂泵涡轮为富氧燃气,因而 不需要确保涡轮燃气与高压液氧隔离的复杂密封 技术;
5)对于设计增压液氧贮箱的换热器来说,由于有富氧燃气的存在,其设计相对简单、安全
(6)由于涡轮工作环境的改善,液氧泵的结构 简单等原因,全流量循环发动机的可重复使用性增加。

液氧/甲烷推进剂热力计算
通过对液氧/甲烷推进剂在不同的混合比、燃烧室压力、推力室喷管面积比下进行热力计算, 得出了比冲与室压、混合比、喷管面积比的关系 (一系列数据)。由热力计算结果可以得出混合比 在36(面积比在55-60)时性能最高。图1是在 室压12MPa、面积比60时比冲与混合比的关系图对富氧、富燃情况下的液氧/甲烷推进剂也进 行了热力计算,主要是为了选定预燃室的混合比 (预燃室温度),图2是液氧/甲烷混合比与燃烧温 度的关系曲线(富燃情况下)。

图3是液氧/甲烷全流量补燃发动机的系统简图.图中简要示出了发动机系统组成和必要的阀 门、管路。氧化剂路包括:启动阀(液氧预压泵 前)、液氧预压泵、液氧主泵、富氧燃气涡轮、氧化剂主阀、富氧预燃室燃料阀、氧化剂旁通阀。 燃料路包括:启动阀(液甲烷预压泵前)、甲烷预 压泵、甲烷主泵、富燃燃气涡轮、燃料主阀、富 燃预燃室氧化剂阀、燃料旁通阀。液氧预压泵用富氧燃气吹动预压涡轮,液甲 烷预压泵用甲烷主泵后高压燃料吹动预压泵。对于推力室可以采用分段冷却的方式,推力室上半段(身部)的冷却和下半段(喷管)的冷却流量 可以根据推力室传热计算确定。两个附加的旁通阀是为了控制起动和瞬变过程时两个预燃室的温度

【全文完】

@贴吧用户_5A9AV7X
放上小蜜蜂同学的猛禽结构图配合食用