五千年(敝帚自珍)

主题:煮酒论雄(34):双熊会 -- 本嘉明

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家园 一切为了煤油

话说科罗廖夫因为自己的副手米辛做的发动机不给力,不得已去找格鲁什科。格鲁什科答应了,提出用肼基燃料,却当即被否定,科罗廖夫严厉要求必须用煤油。估计出于肼基燃料的固有自燃特点和剧毒性,科罗廖夫不放心。煤油不仅安全,还是各种火箭燃料里密度最高的,因此储罐可以做得比较小,煤油火箭更紧凑,在气动性能方面的优势无可比拟。但煤油也有坏处,高温下有严重的焦化积碳问题。俩人关上门大吵一架,终于谈不拢。科罗廖夫悻悻而去,逼着米辛搞30台发动机捆绑。

格鲁什科用肼基燃料的确是比较冒险,但有很好的理由。这时候冯布劳恩已经决定采纳基于燃气发生器开放式循环的F1发动机,而格鲁什科思考的是全流量分级闭循环发动机RD-270,不仅理论上领先一代,而且实验结果的确显著优于F1。RD-270的推力超过F1,其燃烧室压力更达到惊人的26兆帕,迄今首屈一指。F1的燃烧室压力不到7兆帕,猎鹰九用莫林1D,也是煤油燃气发生器发动机,室压6兆帕左右。美国航天飞机的氢氧发动机用分级补燃闭循环方式,室压不过20兆帕。

一般来说燃气压力高,温度也更高,这样喷射流速度才更高,反冲就越大。但高温高压燃气对燃烧室材料和制冷设计的要求也严格得多,美国人做到20兆帕就上不去了,而格鲁什科竟然在五十年前就已经解决了这个问题。困扰他的是高温高压条件下,肼基燃料的燃烧稳定性难于控制。这个时候冯布劳恩大获全功的消息传来,勃列日涅夫命令中止登月计划,将几个火箭设计局合并,由格鲁什科统一领导。

格鲁什科上任第一件事,就是把米辛打发去教书

此前米辛的30台发动机捆绑方案当然是不成的。找格鲁什科?格鲁什科还在跟科罗廖夫怄气,不肯搭理他。于是米辛去求科罗廖夫的老朋友库兹涅佐夫。这人好说话,干活也利索,很快拿出NK-33/43方案。这是基于分级补燃闭循环方式的液氧煤油发动机。库兹涅佐夫本来是搞航空发动机的,大概觉得分级补燃闭循环不够有挑战性,又增加了一个富氧循环。美国人搞分级补燃闭循环就费死了力气,这多出来的富氧循环更是美国人的理论禁区,所以当他们看到NK-33实物的时候,当真是目瞪口呆。

格鲁什科的新任务是为航天飞机设计发动机。科罗廖夫坚持用煤油的主张,这时候他不声不响地接受了,不再继续试验RD-270。一开始,格鲁什科打算综合NK-33和RD-270的优点,设计高压富氧分级补燃闭循环的液氧煤油发动机。NK-33的推力不足,室压“仅”14兆帕,很有提升空间。但是RD-270燃烧不稳定的老问题又冒出来了。格鲁什科的最终解决方案是把燃烧室一分为四,作为基本设计一直不变。今天的RD-170有四个喷管,室压达24兆帕,推力和比冲都超过土星五的F1。据说美国人后来看到的时候,第一反应是“你作弊!” 认为四个燃烧室应算四台发动机,F1仍是冠军

马斯克说过他“死也要死在火星上!” 大推力发动机是SpaceX的主要目标之一,几年来指标不断拔高。他的推进器副总名叫穆勒,上个月透露的最新指标是单台推力450吨,超过RD-180大约10%,以液氧甲烷为燃料,采用全流量分级闭循环方式。这当真是谁都没做过的新生事物。全流量分级闭循环发动机除了RD-270,只有美国的集成动力验证器,推力只有100吨左右,而且也是试验性质。如果不用RD-170的独特设计,甲烷作为燃料,其综合理论指标比煤油略好一些。但人家的成功就在旁边,你为什么还用甲烷?不能解决燃烧室高温烧穿问题,或者想彻底回避煤油的焦化积碳问题?不过在另一方面,全流量分级闭循环发动机在理论上更适合重复使用,而甲烷于助推级和上面级火箭都适用,符合马斯克以降低成本为目的的一阶优化标准:单一发动机设计,单一燃料类型。

但是的但是,以液氧煤油为燃料的上面级火箭发动机是早已面市的,这就是基于RD-170设计,推力小(80-90吨,其实一点不小),但具备优异比冲的RD-120。1990年中国买了两台,在它的基础上设计定型了YF-100,推力120吨,成为长征五的主力发动机。RD-120的燃烧室压力为20兆帕,据说YF-100的室压为18兆帕。咱们花二十年时间,这一指标距格鲁什科四十年前做出的成就仍然很远...

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