液体火箭发动机的燃气发生器和涡轮泵

2011-08-18 15:11阅读：

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液体火箭发动机的燃气发生器和涡轮泵

说起液体火箭发动机的性能，大家都能说出很多道理来。比如推力大小，比冲多少，燃烧室压力高低，燃料种类，开式或补燃循环等等，耳熟能详，各位的贴子也经常有讨论。其实液体发动机上还有一个重要的设备和发动机性能紧密相连但又很少被大家涉及到，这就是燃气发生器和涡轮泵。
涡轮泵
火箭发动机的推力，是由燃料和氧化剂在推力室是混合、燃烧并高速喷出产生。燃烧室的压力为数十个到数百个大气压不等。一般来讲，燃烧室的压力越大，发动机的推力也越大，性能也越高。俗话说，有压力就有动力。这句话用在火箭发动机上面是再贴切不过了。
为了把燃料连续不断地注入高压的燃烧室内，喷嘴处的压力必须要比燃烧室内的压力更高才行。另一方面，为了尽量减轻燃料贮箱的重量，贮箱内的压力不可能太大。大多数液体火箭燃料贮箱内的箱压最多只有几个大气压而已，而燃烧室内的压力都在几十个上百个大气压以上。喷嘴出口的压力就更厉害。涡轮泵的目的就是把燃料由低压的贮箱加压输送到喷嘴和燃烧室内。
拿航天飞机的主发动机ＳＳＭＥ来说，其燃烧室的压力是２００个大气压，而氧泵出口的压力为３００大气压，氢泵的出口压力更是高达４５０大气压。而ＲＳ－６８由于使用的是燃气发生器方式，压力比ＳＳＭＥ要低，其燃烧室压力为１００个大气压，泵的出口压力最大为１７０个大气压。由于其压力需求低，只需要一组氢泵和氧泵就可以了。象ＳＳＭＥ

那样高的压力，单级的泵很少能做到，否则极易出现所谓的“气蚀”现象而造成泵的损坏。所以ＳＳＭＥ的泵分别设计了两级结构，即高、低压氢泵和高、低压氧泵，虽然增加了结构重量，但是减轻了泵的设计难度。
环顾当今世界上已经投入使用的火箭中，因为高燃烧室压力而采用两级泵结构的也就是四种发动机，即氢氧系列的ＳＳＭＥ和ＲＤ－０１２０，液氧煤油系列的ＲＤ－１７０／１８０和ＲＤ－１２０。前三种发动机也当之无愧代表着当代液体推进技术的颠峰。
燃气发生器和涡轮。
火箭上的涡轮实际上就是一个燃气轮机，利用燃气发生器产生的燃气驱动涡轮叶片，带动泵一起高速转动，把进入泵的液体燃料进行增压。一般常把二者连在一起称为涡轮泵。火箭发动机上的涡轮和飞机上使用的涡轮喷气发动机原理都是一样的，都是要把燃料中的化学能量释放出来并加以利用，前者用它来产生动力带动泵的高速旋转，后者利用它产生推力推动飞机飞行。二者的不同也是显而易见的，其中最重要的一个不同，就是燃气的选择。
我们知道，对涡轮喷气发动机来说，增加涡轮前的温度可以提高发动机的推力。现代涡轮喷气发动机的涡轮前的温度可以达到１８００Ｋ，再往上提高会很困难，除非材料上出现革命性的进展。火箭发动机燃料充分燃烧后燃气的温度都在３０００Ｋ以上，已经远远超出现有的涡轮材料技术。为了解决这个难题，工程上采用的方案就是用不充分燃烧的燃气来驱动涡轮，不充分燃烧可以大大降低燃气的温度，从而让涡轮工作变为可能。方式不外乎两种，一是增大燃气发生器中的燃料含量，形成富燃燃气，或是增大氧化剂含量，形成富氧燃气。
目前世界上大部分火箭发动机，除了少数几款俄罗斯的发动机外，使用的都是富燃燃气驱动的涡轮泵。原因并不复杂，因为燃料是还原剂，金属也是还原剂，高温富氧燃气具有强氧化性和腐蚀性，很容易把燃气发生器和涡轮系统中的金属结构烧穿。而富燃燃气就对金属温和得多了。
涡轮泵有同轴式、双涡轮式及齿轮式三种总体结构方案。同轴式结构中，涡轮、燃料泵和氧化剂泵都套在一根转轴上。双涡轮方式里，燃料泵和氧化剂泵分设在两根轴上，各自被轴上的涡轮单独驱动。齿轮式结构也设两根泵轴，但其中只有一根上面由涡轮驱动，另一根通过减速齿轮箱和涡轮轴相连，象汽车变速器一样。大型发动机常用前两种，齿轮式多见于小型发动机。
涡轮泵中比较难处理的是泵和涡轮之间的密封问题，特别是氧化剂泵和涡轮间的密封。对于带涡轮的氧化剂泵，二者之间一般设有多道密封。如果全部密封都失效的话，涡轮中的富燃燃气和泵里的氧化剂相遇而产生的后果只有一个，那就是爆炸。密封问题在氢氧发动机中更难处理，因为液氢和液氧都是极易挥发泄漏的物质。
美国为提高ＳＳＭＥ的可靠性，采用的是双涡轮方式，将其发动机的氢泵和氧泵设在两根轴上，并在氧泵和富燃涡轮之间设立了一个充斥惰性气体氦的隔离腔。飞行过程中如果隔离腔中氦气发生泄漏，压力下降，发动机都会自动关闭，哪怕氧泵和涡轮各自的密封正常工作也不例外。可见其小心谨慎的程度。这样的设计增加了发动机的结构重量和复杂性，但换来了ＳＳＭＥ高可靠性。
富氧燃气
前面说了，富氧燃气腐蚀性极强，对燃气发生器和涡轮的金属结构伤害非常大，但仍然有几款俄罗斯的发动机用它来驱动涡轮，包括大名鼎鼎的ＲＤ－１７０／１８０，ＲＤ－１２０和以前的ＮＫ３３／４３。为什么呢？
这又得回到涡轮燃气的讨论上。我们已经知道了，涡轮燃气是不完全燃烧的产物，要么富燃，要么富氧。上述几种采用富氧燃气的发动机无一例外都是液氧煤油发动机。对液氧煤油的不完全燃烧形成的富燃燃气，有一个非常大的缺点，那就是积碳现象的产生。
大家如果是烧过煤油炉（或是煤球，或是野外烧木材野炊），时间长了锅底会留下一层厚厚的黑色的锅灰，这就是积碳。同样的现象在汽车发动机里也有，只要它使用的是烃类燃料。附在涡轮叶片上的积碳对发动机当然会产生负面影响，比如工作时间、效率、比冲等。除了性能之外，还有其它方面。火箭发动机并不是出厂就装在箭体上的，要先点火测试没问题才能使用。采用富燃煤油燃气的发动机，一点火就开始积碳，测试完还要拆开清洗才能正式装在火箭上，各位要是刷过锅底就知道这项清洗工作是多么的费时又费力。
有鉴于此，美俄这两个液氧煤油使用大国花了很多心思去研究富氧燃气技术，前提是要研制出抗富氧燃气腐蚀的金属。美国在这方面一直没有取得进展，后来重心转到氢氧发动机和固体燃料上面，放弃了继续研究。俄罗斯则倾心钻研，经过多年磨励，在材料上取得突破，成功将富氧燃气技术和分级燃烧循环应用到液氧煤油发动机，形成了ＲＤ－１７０／１８０这样傲人的精品。并被美国在冷战结束后引入成为ＥＥＬＶ／Ａｔｌａｓ火箭的芯级发动机。
未来
美国为了研究下一代可重复使用火箭，美国在２０００年推出了ＳＬＩ计划（Ｓｐａｃｅ　Ｌａｕｎｃｈ　Ｉｎｉｔｉａｔｉｖｅ）。该计划中的液体发动机有四个候选者，均为大推力可重复使用发动机，其中两种用氢氧燃料，两种使用液氧煤油。液氧煤油发动机使用富氧燃气和分级燃烧循环技术，氢氧发动机仍然是分级燃烧循环，但涡轮燃气用两种－－氢泵涡轮使用富燃燃气，氧泵涡轮使用富氧燃气，这样可以大幅度简化密封的设计，因为即使氧泵中的液氧泄漏到涡轮中和富氧燃气混合，那只会是“富上加富”，不会产生任何的恶性结果。
在四种发动机当中，洛克达因公司有两个，一个是ＲＳ－８３氢氧发动机，一个是ＲＳ－８４液氧煤油发动机。两个都是单推力室大推力发动机，ＲＳ－８３海平面推力３００吨，真空推力３４０吨，和ＲＳ－６８差不多，不过设计重复使用１００次。ＲＳ－８４海平面推力４８０吨，真空推力５３０吨，如果成功，将是集ＲＤ－１７０（富氧燃气和分级燃烧循环）和Ｆ－１（单推力室）之大成的下一代发动机。
个人觉得ＲＤ－１７０使用四个推力室是个小小遗憾，好象前苏联／俄罗斯一直没有解决大推力室中的不稳定燃烧问题。六七十年代前苏联曾研制了使用肼类燃料的６４０吨级单室发动机ＲＤ－２７０，但由于一直没有经过飞行验证所以不好说。有的资料讲它已完全研制成功，但由于切洛梅的超级火箭ＵＲ－７００系列被取消而失去用武之地，另外的资料说是ＵＲ－７００取消时ＲＤ－２７０的不稳定燃烧问题一直没有解决。估计是后者的可能性较大，否则格鲁什科不会在ＲＤ－２７０成功应用大型单推力室后又在后来的ＲＤ－１７０上回到四个小推力室的保守设计上。
美国的ＳＬＩ计划已经在２００４年被取消，其拨款被转到星座计划上（猎户座飞船，战神—Ｉ和战神—Ｖ火箭）。可重复使用的火箭和发动机计划就此束之高阁。

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