冰火兩重天--液體火箭發動機推力室技術揭秘

主頁菌說

之前在SpaceX「行星際運輸系統」的演變（三）中提到SpaceX的「猛禽」發動機未來將全部採用再生冷卻時，有網友問到了發動機冷卻方式的問題。正好最近夏日炎炎，今天就專門給大家科普一下各種液體火箭發動機的冷卻方式，希望你看完本文後能涼快一下，

本文由

超級loveovergold

原創，轉載已獲授權

。

液體火箭發動機的低溫推進劑，像液氫的溫度，是-252.7度，但烈焰可達3～4千K，基本可以把現有所有的材料融化，冰火兩重天！那發動機是如何保持冷靜的呢？

在之前寫的《漫談液體火箭發動機的推進劑》裡面已經談到，為了提升發動機比沖，科學家和工程師不遺餘力的採用高能液體燃料。但是事物總有兩方面的，必須防止在採用高比沖推進劑、提升室壓、提升燃燒效率時帶來的高溫燃氣對推力室的負面影響，這些燃氣溫度很高，比如液氫液氧燃燒室溫度可以達到3543K，液氧煤油3759K。

解決問題的整體策略可以分為三種：

1. 
   

   物盡其用：

   低溫推進劑（如液氫）或常溫推進劑（煤油）在燃燒前先流經室壁內的冷卻通道吸熱。

   
   

   
   



2. 
   

   犧牲小家保大家：

   室壁有燒蝕材料，可不斷吸熱脫落；或者向室壁噴射燃料形成隔離層，液體蒸發吸熱，冷卻保護推力室。

   
   

   
   



3. 
   

   硬扛：

   通過輻射冷卻使室壁達到白熱狀態以輻射熱量，用於小推力發動機。

具體的方法還是聽我細細說來！

我們先熱身----了解推力室

推力室是將推進劑的化學能轉化為噴氣動能的組件。

液體火箭發動機推力室三大件——噴注器、燃燒室和噴管，採用非自燃推進劑的推力室還有點火裝置。

推力室三大件推力室三大件

三高

的推力室：推進劑經過推力室頭部的噴注器摻混注入燃燒室，經霧化、蒸發、混合和燃燒產生高溫高壓燃氣，燃氣在噴管中膨脹加速，熱能轉化為動能，最終燃氣以高速（1500～5000米/秒）排出產生反作用力。

噴注器設計極為講究，主要是提升燃燒穩定性和效率

；燃燒室壓力最高已做到25Mpa；噴管通常為收斂-擴張型拉瓦爾型噴管。

液體火箭發動機在工作過程中，由於高溫燃氣的作用會造成

推力室內壁溫度迅速升高

，為防止內壁溫度過高導致殼體強度劇烈下降，需要對推力室採用冷卻和防熱措施。推力室冷卻防熱方法主要有

再生冷卻、屏蔽冷卻、液膜冷卻、發汗冷卻、燒蝕冷卻、輻射冷卻、排放冷卻

等。

一、物盡其用---再生冷卻

再生冷卻（Regenerative cooling）是大推力液發（KN以上）採用的主要冷卻方法。

利用冷卻性好的一種推進劑組元（通常為燃料），在進入燃燒室前通過推力室內外壁間的夾層或通道進行對流冷卻。冷卻劑吸收的燃氣傳導給內壁的熱量並未損失，它隨著冷卻劑噴入燃燒室而又回收到燃燒室內，因為熱能沒有浪費故稱為再生冷卻。

對於液氫液氧發動機，充分利用了液氫的低溫（-252.7攝氏度）來化解燃燒的高溫（超過3000度），可以說是冰火兩重天了！

再生冷卻方式承壓和冷卻能力強， 可以保護推力室免受強大熱流燒壞，那麼誰去冷卻更好？燃料和氧化劑都可用作冷卻劑，

但氧化劑在高溫下控制不住和金屬發生反應，而燃料通常不帶腐蝕性，所以通常用燃料作為冷卻劑

。但大多數燃料的流量比氧化劑小，個別燃料(如肼類)易受熱分解，不能滿足再生冷卻的可靠性條件，那麼氧化劑冷卻也上了。例如蘇聯的氫氧機D-57，為了能夠更穩定的對發動機進行推力調節，同時採用了液氫和液氧兩種組元做冷卻劑。

冷卻的通道：冷卻劑沿著由推力室身部內、外壁間的再生冷卻通道流過，吸收高溫燃氣傳出的熱量。主流的再生冷卻結構有：

（一）管束式結構（典型的如土星5火箭的F1發動機）

這是F1發動機燃燒室、噴管的束管式冷卻通道

管束式冷卻通道結構是用銅管、鎳鉻合金或不鏽鋼（SpaceX 梅林lC的噴管，1D噴管改為液膜冷卻）導管在夾具預變形，再在模具內通過內液壓成型。管束方向有軸線方向（F1，RL10）也有螺旋式（我國的YF75、歐空局HM60發動機），後者提升了冷卻劑流速，冷卻效果更好。

註：釺焊是採用比母材熔點低的金屬作釺料，將焊件和釺料加熱到高於釺料熔點，低於母材熔化溫度，藉助毛細作用液態釺料潤濕母材，並與母材相互擴散實現連接焊件。

釺焊變形小，接頭光滑，適合於精密焊接不同材料構件。

管束式冷卻通道用什麼形狀的管制比較好？可以採用圓管、半圓拋物線型管、矩形管。圓管填凹槽費釺焊料，半圓管相比節省一半釺焊料，但整體剛性低，需要加強環，導致噴管較重，而且半圓管成本高！

進一步的研究表明，採用縱橫比小的矩形管是兼顧剛性、成本、重量的最佳方案，而且螺旋矩形噴管剛性和動態特性更好。

採用縱橫比小的矩形管是兼顧剛性、成本、重量的最佳方案

（二）高室壓發動機銑槽式結構

當燃燒室壓力在7MPa以上時，為增加結構剛度和改善熱效率，一般都採用銑槽式燃燒室，即在燃燒室的內壁的外表面用數控銑加工出冷卻槽道。高室壓的SSME（20MPa）、RD-170（25MPa）均採用此結構，冷卻通道的內壓目前最高可以做到50MPa左右。

銑槽式冷卻通道結構。圖中Hottest areas是應力發生點，影響重複使用

1、SSME（太空梭主發動機，Space Shuttle Main Engine）的銑槽式冷卻通道結構：

推力室圓筒段和噴管擴張比等於5，內壁用銅基合金，先在內壁上用銑槽工藝銑出890條縱向的矩形槽，銑槽對加工精度要求非常高，SSME的銑槽結構，在喉部槽寬1mm，槽深2.5mm，肋條寬1mm，而內壁僅厚0.71mm，採用了超聲波測微計檢測壁厚。外壁採用電鑄鎳，即用特殊的導電蠟封閉加工後的冷卻槽道，再沉積一層薄銅進一步封閉冷卻通道，保證在要鍍的層面上有好的粘附力及一個光滑和均勻的塗層。鎳沉積在第二層上，採用脈衝電鑄，25mm 厚的電鑄鎳分兩步鑄上。電鑄鎳外殼完成後，填充的蠟融化掉，然後再清潔冷卻通道。

銑槽！

這裡也多說一句，由於銑槽內壁在預冷、工作、後冷過程中，極大的溫差和壓差產生切向拉應力、壓應力、拉應力循環，會在喉部上游收斂段出現了塑性變形、變薄、產生裂紋等，

這是影響SSME重複使用的重要因素之一

。

SSME的混搭再生冷卻通道：前段是銑槽式，噴管後端部分由1086根矩形A-286鉻鎳合金鋼導管釺焊而成，總長為3292米，裝配釺焊成一根束管，再與Inconel-718（含鈮、鉬的沉澱硬化型鎳鉻鐵合金，從事航空航天領域經常會遇到這個材料）外壁和結構環釺焊，兩部分採用法蘭盤連接。兩截噴管再加9根筋，這是SSME的最明顯的外觀特徵。後與外殼釺焊成一體。

2、蘇聯的RD-170等發動機採用了螺旋形銑槽結構的再生冷卻通道：

毛子先在燃燒室和噴管的內壁的外表面銑出冷卻液槽道，在燃燒室擴散段上部銑出螺旋形槽道，其下到噴管出口端銑直槽道。燃燒室內壁材料一般為鉻青銅、外壁材料通常為耐熱不鏽鋼。噴管內、外壁材料大多為耐熱不鏽鋼，個別為鈦合金的，它們在用氬氣加壓特製的感應加熱爐內進行擴散釺焊（銅與鋼、鋼與鋼）或擴散焊（鈦與鈦）。

燃燒室組裝前，鉻青銅內壁待焊處鍍銀、厚度為8 ~ 10μm；耐熱不鏽鋼外壁待焊處先鍍8 ~ 10μm鎳層，再鍍8~12μm銅層。將裝配好的燃燒室、噴管段裝在緩慢旋轉的可抽空的主軸上。加熱前，燃燒室槽道和加熱爐內均抽真空，加熱開始後，加熱爐中對外壁充氬加壓到0.16 ~ 0.35MPa，燃燒室槽道內仍保持抽真空。擴散釺焊溫度為950℃±5℃，保溫時間為10 ~ 20min。內外壁在外壓和加熱溫度共同作用下，產生變形並貼緊，銀、銅鍍層相互擴散並熔化，冷卻後形成牢固接頭，接頭抗剪強度可達175MPa左右。

噴管內外壁為鈦合金時，可不加鍍層，直接在950℃、0.35MPa壓力下進行擴散焊接。

上圖可以清晰的看到燃燒室的截面上螺旋形冷卻槽道切口

另外三條棕色為RD170這種高室壓液氧煤油發動機的內冷卻帶，形成冷卻液膜。

（三）瓦楞紙----波紋板結構冷卻通道

波紋板夾層結構推力室實際上是燃燒室身部與噴管的組合件，它由內、外壁和波紋板三部分釺焊構成，中室壓的RD-107、RD-219採用了波紋板結構的冷卻通道。缺點是有一半的冷卻劑不能與內壁接觸，這需要通過波紋板做介質對推力室內壁進行冷卻，從而降低了冷卻效果。

波紋板釺焊結構和釺焊點細節

二、燃燒室直噴「冷卻液」----屏蔽冷卻

在推力室頭部噴注器最外圈、沿燃燒室壁附近設置一圈單組元噴嘴，冷卻劑（通常為燃料）以一定角度直噴嘴推力室內壁，確保單一組元富餘，在壁面形成薄層液膜或在內壁附近形成一層低溫的蒸氣膜保護層，降低高溫燃氣向壁面導熱，將高溫燃氣與壁面隔開，起到隔熱。

注意上圖RD107外側黑點標註的煤油離心式噴口，用於燃燒室內壁冷卻。

三、穿隔熱衣----液（氣）膜冷卻

膜冷卻(FILM COOLING)與屏蔽冷卻類似，是

通過在內壁面附近建立均勻、穩定的冷卻液膜或氣膜保護層，對推力室內壁進行冷卻

。只是膜冷卻是專門的冷卻帶供入，而不像屏蔽冷卻是噴注器噴入。由於冷卻劑的受熱汽化，冷卻劑蒸汽層在液膜消失後的一段距離上還能對內壁起到保護作用，熱流密度可以下降50%～70%。

Merlin1D就是採用了液膜冷卻，噴管簡潔。

Merlin1D就是採用了液膜冷卻，使用小流量煤油噴在內表面冷卻。所以才把噴管改為了更簡單可靠的單層金屬壁結構。

四、出出汗，降降溫----發汗冷卻

對於大推力液體火箭發動機噴管喉部這樣處於高溫、高壓、大熱流密度條件下的工作部件，相對於傳統的再生冷卻等熱防護技術，發汗冷卻（TRANSPIRATION COOLING）具有極高的冷卻效率，是最富發展潛力的先進冷卻方式。推力室發汗冷卻壁面材料主要包括層板和多孔結構兩種，冷卻劑通過多孔材料滲入到推力室內表面上，吸收熱量蒸發並形成低溫蒸氣膜。

目前已有包括OMS（太空梭軌道機動系統）、J2發動機在內的十餘種發動機的燃燒室以及SSME 的噴注面板採用這類先進的冷卻技術，燃燒室壓力從4MPa 直至20MPa ， 冷卻劑工質包括N2O4，H2O，He以及H2等. 目前層板加工工藝較複雜且成本昂貴，相對而言燒結多孔則加工簡單且成本低廉，因此採用燒結多孔結構進行發汗冷卻應用價值顯著，對於多孔結構發汗冷卻的研究依然非常重要。

五、Sacrifice----燒蝕冷卻

再生冷卻通道必須精心設計並加工，結構和工藝非常複雜，使得燃燒室的製造成本和周期居高不下。對於一次性，只要堅持幾百秒的發動機，還有其他選擇，比如燒蝕冷卻。

這種推力室的室壁有

採用燒蝕材料製成的內襯

，燒蝕材料通常由埋入環氧樹脂、酚醛樹脂等有機材料基體的高強度定向纖維（如凱芙拉、碳纖維）組成，

工作時基體材料吸收熱量分解生成氣體，氣體從基體滲出後在內壁面上形成保護邊界層

。RS68為了簡化結構和省錢，噴管也採用了這種設計。

除此之外，摳門到家的SpaceX怎麼可能錯過這種省錢的技術？湯姆·穆勒

（主頁君註：Tom Mueller，TRW-106發動機的首席設計師，現任SpaceX推進部門負責人，Merlin和「猛禽」發動機的締造者之一）

在SpaceX設計的第一種火箭發動機Merlin 1A，採用的就是燒蝕冷卻+液膜冷卻燃燒室。結合簡單的燃氣發生器循環系統、針栓式噴注器技術，這台發動機的成本連傳統火箭發動機的1／10都不到，這也是Space X敢於提出超低發射價格的底氣。

Merlin 1A發動機的推力室Merlin 1A發動機的推力室

不過省錢重要先交學費的！Merlin 1A的發展之路並不順利，研製中出現了燃燒室過熱燒毀的情況，「獵鷹」1首次發射時，正是Merlin 1A發動機出現漏火現象導致飛行失敗。

當然問題不僅於此，Merlin-1A還無法滿足Space X的安全性要求和「蚱蜢跳」重複使用的要求。

六、硬扛的輻射冷卻

這種冷卻模式的推力室只有單層室壁，由鈮、銥、錸合金等耐高溫材料製成（

主頁君說：

獵鷹9二級的Merlin 1D發動機就採用輻射冷卻，噴管只是一層薄壁鈮合金，強度比較低，甚至可以用剪刀修剪

）。燃氣向室壁傳熱，使得室壁溫度升高，同時室壁向外界環境中輻射的熱量也增加。

最終室壁達到熱平衡，壁溫達到穩定值，此時室壁通常發紅或發白。

常用於熱通量密度較小的部件，如大膨脹比的噴管的擴張段、小推力單組元發動機推力室等。

七、排放冷卻

從主燃料輸送管路中引出一小部分燃料作為冷卻劑流經冷卻通道，

傳熱機理與再生冷卻類似，但冷卻劑不流回集液腔，而是通過冷卻通道出口的小噴管排出併產生一定推力

。這種方案的優勢在於較液膜冷卻冷卻劑需求量小，內壁

最高

溫度低；而較再生冷卻，雖然有一定的比沖損失，但氫直接排放，冷卻通道簡化也降低了泵後壓力。一般應用於氫氧發動機的噴管擴張段，如HM7。

一口氣說了七種液體火箭發動機保持冷靜的辦法，願你看了之後能夠清涼一夏！

近期鑒於蘋果公司的抽成行為，I-Phone用戶打賞清掃這裡，打賞都將轉給作者本人。

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