披荊斬棘，氫氧先驅，千古流芳-追憶J-2發動機(中)_風聞

披荊斬棘，氫氧先驅，千古流芳**----追憶J-2發動機(中)**

題圖是軍用航空發動機吧，非加力狀態。咦,不對,噴口怎麼黑乎乎？究竟什麼鬼？其實這是魔改的J-2。在高性能且成熟可靠的J-2發動機基礎上，洛克達因得到各方資助開展了各種探索，成為航天史上激情燃燒的精彩篇章！

上篇《披荊斬棘，氫氧先驅，千古流芳----追憶J-2發動機（上）》講到在洛克達因工程師的不畏艱險、操盤手NASA背後支持下披荊斬棘，終於在6年內完成了J-2的研發，那麼在實戰任務中的表現究竟如何呢？

五、一切為了可靠性**----然而…**

由於被用於載人飛行，可靠性被認為是J-2的主要設計挑戰。因此J-2執行了嚴格的規範要求，從設計、開發和最終評審，極端可靠性成為洛克達因工程師的工作主線。不差錢的J-2研發項目動用了38個引擎用於研發，在項目結束的時候在5個測試場進行了3,000多次測試，其中為測試高空性能、發現外部環境對發動機運行影響，在田納西州阿諾德工程開發中心（AEDC）的J-4測試室進行了極為重要的高空模擬測試。測試場直徑約100英尺，深300英尺，模擬10萬英尺（305000米）高空的低壓低温環境，進行啓動、運行、停止、滑行和重啓的循環測試，解決了發動機致命的啓動問題以及推力室點火檢測、嚴重損壞噴管的側向載荷等重大問題。

圖1. 田納西州阿諾德工程開發中心（AEDC）的J-4測試室

在經歷反覆測試、解決問題定型後，1966年2月26日J-2終於在SA-201任務中首次登場！作為土星1B的二級主發動機發揮正常，宣告着J-2正式登上世界航天舞台！在隨後進行的SA-203、SA-202、SA-501（土星5號火箭執行阿波羅4任務）、SA-204，J-2均順利完成任務，尤其是在阿波羅4任務中，5台J-2不僅作為火箭2級，稍作修改的J-2還是其三級發動機，圓滿完成重複點火任務。

是不是從此就一帆風順？接下去的SA-502（阿波羅6號）是阿波羅計劃中最後一次無人任務，其目的是為了模擬指揮艙再入系統在惡劣條件下從月球返回的能力。這算是地球軌道上的模擬大考，事實證明沒有白練，因為****J-2闖禍了！！！

**這是一次多麼晦氣的任務啊！**首先在110秒時，升空的土星5火箭開始經歷pogo，也就縱向耦合振動，火箭振動頻率與推進劑管路液流的頻率接近或相等，相互推動放大這個震盪，顯然會直接影響到宇航員乘坐舒適性。阿波羅6號POGO振盪頻率為5.2～5.5Hz，在飛行約125秒時讓火箭加速度波動達到±0.6 g的峯值！這比阿波羅4號大六倍，遠高於早期載人飛行任務所允許的±0.25 g上限，好比是開車時一腳油門、一腳剎車，乘員前俯後仰非常狼狽，任何機組人員都無法忍受。如果阿波羅6號載有宇航員，任務只能被終止……人都受不了，火箭呢？跟蹤土星5號的地面和機載攝像頭注意到在飛行133秒後，有幾片碎片從SLA（阿波羅飛船/登月艙適配器，詳見《雖敗猶榮，力挽狂瀾的阿波羅13號太空營救行動》介紹）部位脱落。遙測讀數的變化表明，其中一個SLA面板的外蒙皮已經脱離火箭並與火箭分離。幸運的是，SLA保持了整體結構的完整性，從而使任務得以持續。

圖2. 險象環生的阿波羅6號任務，劇烈的POGO把SLA的蒙皮也震掉了

陰霾開始逐漸籠罩阿波羅6號任務！緊接着，在發射後約3分45秒，二級開始出現異常，在5分18秒時，2號發動機的推力燃料流量突然增加，混合比下降導致推力減小，隨着發動機温度的升高，2號發動機在6分52秒關機，但意想不到的是1.3秒鐘後3號發動機也停機了，五台發動機兩台退服！神奇的是火箭居然保持鎮定，在損失了兩台J-2發動機之後，土星5號火箭制導系統盡了最大的努力來應付這種情況，剩餘的三個發動機多工作了58秒，燃燒到接近推進劑耗盡來補償兩個發動機掉鏈子帶來的衝量損失，但阿波羅6號的速度比預期的要慢102.3米/秒，軌道也偏離正常值。

**隨後的三級首次點火表現正常。**然而還沒來得及慶幸死裏逃生，一波未平一波又起，在停泊軌道旋轉兩圈後，J-2發動機重啓未成功！！！

儘管阿波羅6號的飛行任務憑藉登月服務艙/指令艙出色的應變發揮得以挽救，但事後調查發現了的許多潛在的嚴重問題：

1、烏龍1：土星5號一級5台發動機需要被調諧到5.5赫茲附近的不等的頻率，避免共振，但兩個F-1引擎被無意中調整為相同的頻率，從而增強了POGO效應。

2、J-2孃胎裏的病根：J-2發動機採用了增強型火炬點火器（ASI），ASI安裝在噴注器面板上，需要有液氫和液氧管路提供推進劑後混合並採用電點火激發，產生的火焰點燃J-2推力室內的推進劑，詳見《LIGHT ME UP----如何點燃液體火箭發動機？》。在地面測試的時候，空氣液化進入柔性波紋管的凹陷部分形成了阻尼效應，弱化了震動帶來的疲勞，掩蓋了燃料管斷裂的隱患；不過在真空中沒有空氣冷凝，無法產生阻尼，在震動下點火器燃料管斷裂，點火器腔室內液氫斷供，局部形成富氧燃燒氛圍引起高温直至腔室破損。發動機檢測到壓力突然下降後執行停機指令。

圖3. 注意圖中地面環境下水在波紋管凹陷處形成的阻尼作用

土星5號二級2號發動機ASI液氫管路因為這個原因在接近真空的條件下振動時破裂；三級的J-2發動機重新點火失敗也歸因於ASI液氫管路斷裂泄漏液氫凍結了附近的液壓管路，造成液壓系統無法正常工作，J-2無法重啓。

3、烏龍2：2級2號發動機和3號發動機推進劑閥控制開關接線交叉，本應該關閉2號缺關閉了3號。

阿波羅6號的事故被當天馬丁·路德·金在田納西州的孟菲斯被刺殺、林登·約翰遜總體不再謀求連任兩個熱點新聞掩蓋，民眾知之甚少。航天征途從來不是一帆風順！

**雖然J-2發動機進行了大大小小、各種場景下的測試，然而百密一疏，由於無法完全複製真空環境，在地面測試中找不到故障模式，ASI燃料管線問題被掩蓋，這算是J-2交給液氫的最後一筆學費!**後續點火器燃料管路進行了重新設計，取消了波紋管並作了管路設計優化，J-2的阿喀琉斯之踝在實戰中被發現並得以根治，終於在阿波羅7號任務的土星IB和阿波羅8號任務中取得圓滿，並在後續的飛行中百發百中，阿波羅計劃得以順利完成！

圖4.點火器燃料管路進行了重新設計，取消了波紋管並作了管路設計優化

**六、**J-2換心記

50多年前的洛克達因並不像現在的渾身大企業病、動不動就伸手要錢，而是朝陽、充滿活力！有着一顆沒有困難創造困難也要上的雄心！洛克達因工程師常年在加州聖費爾南多山谷的聖蘇珊娜外場測試實驗室（SSFL，Santa Susana Field Laboratory）荒郊野嶺駐點，風餐露宿，然而鬥志激昂，無怨無悔！甚至有員工留下名句：“I’d like my ashes scattered over the contaminated hills beneath Rocketdyne. It’s both where I grew up and where I learned to love the bomb.”我希望把我的骨灰撒在洛克達因受污染的山下（洛克達因曾經在聖蘇珊娜外場測試實驗室搞出過嚴重的核泄漏），在這裏我成長並愛上了這些炸彈.

圖5.洛克達因工程師常年在SSFL荒郊野嶺駐點，無怨無悔

J-2的設計簡樸皮實可靠，推力處於黃金段——百噸級，對於初代J-2的不足1964年洛克達因自籌資金對J-2作升級，改進複雜嬌氣的啓動方式（上期複雜的點火時序大家一定留有印象）、進一步提高發動機比衝、簡化發動機生產。在這樣的背景下升級換代迅速啓動，研發了非常獨特的發動機J-2S！

（一）首創抽氣循環的獨特方式

最主要的改動是將燃氣發生器循環換成抽氣循環（tap-off cycle），即把推力室內中靠近噴注器的燃氣引出用作驅動渦輪泵的工質，取代了燃氣發生器，結構簡單，重量輕，並可以簡化啓動操作。

圖6. 抽氣循環示意圖

但從推力室引出的燃氣也有要求，燃氣温度要適合於渦輪葉片的工作温度，不能太高，在J-2噴注器最外側邊緣布有255個0.055英寸直徑的氣氫噴口用作燃燒室室壁的氣膜冷卻，大樹底下好乘涼，因此J-2S選擇了在推力室靠近噴注器邊緣略下方部位抽出燃氣，並匯入液氫降温稀釋以控制燃氣温度和富燃氛圍，和J-2一樣，高温燃氣串行驅動氫渦輪泵、氧渦輪泵，然後從噴管腰部三角縫隙匯入發動機排氣。

圖7. 在靠近噴注器邊緣部位抽出燃氣

抽氣循環工作模式下，推力室室壓和驅動渦輪泵的燃氣壓力不再是“對立面”，而是室壓驅動渦輪泵，同心同德！這降低了發動機啓動時序設定和操作的難度，並妥善地協調了推進劑泵壓系統上下游關係。 

抽氣循環的驗證發動機起名叫J-2X（不同於下篇要講的J-2X），測試了10,756秒，成為J-2S開發計劃成功的關鍵因素。另外從渦輪的設計來説，也要留有一定冗餘度防止意外發生，洛克達因在J-2X上練級渦輪葉片耐燒蝕功夫。

抽氣循環是燃氣發生器循環的改進，**不過依舊存在性能損失，同時渦輪工質作功能力受限，也限制了燃燒室壓力的進一步提高！**J-2S推力室室壓較J-2的5.38MPa有提高，但僅為8.59MPa。

（二）採用火藥啓旋的多次啓動方式

用作土星5號三級的J-2發動機，為了確保再次啓動的時候有有足夠能量驅動液氫和液氧泵渦輪旋轉，除了從推力室冷卻夾套引出氣氫，還從增強型火炬點火器燃料管線中引出液氫注滿起動箱，通過環境温度汽化液氫獲得足夠壓力，但這樣一來，再次啓動不能太快，因為液氫還沒充分汽化；再次啓動也不能太晚，因為液氫充分汽化高壓超過閥值泄壓，損失能量。因此J-2的重複啓動等待時間控制在90分鐘到6小時，束手束腳的重啓對於載人航天任務來説降低了應變能力。新的設計取消了氣體啓動箱系統，取而代之的是帶有固體火藥渦輪起動器（SPTS，Solid Propellant Turbine Starters）系統，一共開發了兩個版本：用於一次啓動能力的土星二級，和用於最多需要三次啓動需求的土星三級，密封的固體火藥包綁在燃料泵周圍（見下圖紅色數字），燃氣歧管連接到渦輪啓旋，具備多次、任意時間重啓的能力。

圖8. 背了三個炸藥包的J-2S，可以滿足三次啓動需求的土星三級

（三）新增節流功能和“怠速模式”****(Idle Mode)

新增節流功能，節流是通過簡單地下調從推力室抽氣的閥門開啓角度，進而減少驅動渦輪的工質，在測試中實現了6：1的節流能力驗證。另外新增低推力操作的功能，稱為“怠速模式”，通過怠速模式閥僅向噴注器內圈噴嘴供氧，在2.5的混合比下提供22.2kN（5千磅力）的推力，可用於在軌機動或啓動前的推進劑沉底。

圖9. J-2/J-2S發動機對比圖

其他改進還包括採用了離心渦輪泵來代替J-2的軸流氫泵，降低失速門限，從而擴大了工作範圍；噴管擴張比增加到40，從數據對比來看，推力和真空比衝均較J-2有增加。

圖10. J-2S性能較J-S有提升

洛克達因生產了六台樣機，從1965年到1972年在6項飛行配置發動機中進行了273次測試，總運行經驗為30,858秒（主級工作持續時間為21,400秒，低推力怠速模式運行時間為6,600秒）。發動機壽命達到12000秒，大修之間可啓動30次。

1972年洛克達因提出了J-2S發動機認證需求，打算在SA-518任務中作為土星5號火箭的三級發動機。但由於嚴重的預算削減，1972年美國決定不再生產土星5號運載火箭，該發動機的認證也告一段落。

J-2S也曾被考慮用於其他用途，在替代航天飛機概念（ASSC）研究中，格魯曼波音聯合體就曾提出用土星火箭貯箱以及J-2S用作主發動機的一級半架構航天飛機，但也因為土星火箭生產線關閉方案終止，不過J-2S的基因在各種變種發動機上流傳下去。

**七、**J-2S發動機脱胎換骨變“瓶塞”——環形氣動塞式噴管

噴管除抗爭高温、減重外，最重要是和圍壓和解！普通的鐘型噴管，只能選取一個特定高度進行折中設計，讓噴管出口壓力等於圍壓，也就是下圖中間的完美形態形成最佳性能。

圖11.過膨脹、完全膨脹、欠膨脹三種狀態

當火箭在低於設計高程的低空工作時, 噴管出口靜壓低於圍壓產生相當可觀的負推力。別以為火箭發動機的推力牛逼哄哄的，噴管出口由於高速流動的燃氣，壓力其實是低的，比如SSME的噴管出口面積4.49平米，但噴管出口靜壓僅為6psi（0.41個大氣壓），在海平面1個大氣壓氛圍內活生生變成大號吸塵器，海平面負推力達到188kN，這就是火箭發動機海平面比衝低的主要原因！另外噴管出口處燃氣過膨脹，燃氣從噴管壁面流動分離，而且反覆出現脱壁和貼壁，對結構引起強烈的共振耦合產生應力，造成推力和效率下降。

而當火箭在高於設計高程的高空工作時, 噴管出口處燃氣欠膨脹，燃氣未得到完全膨脹霸氣側漏，側向膨脹(也即徑向，垂直於火箭的軸向)的能量未充分發揮在軸向造成動量損失。就像邁克爾∙傑克遜（Michael Jackson ）在《Gonna Be Startin’ Somethin’》這首歌寫的：“And too high to get over，And too low to get under，You’re stuck in the middle，And the pain is thunder”（到上面去太高，到下面去太低，你被釘在當中，痛苦是電光火石）。

圖12.獵鷹9火箭一級發射時內斂拘束的火焰到高空變的發散凌亂

有沒有辦法擺脱噴管固定擴張比的限制？上世紀50年代羅羅公司的A.A.Griffith申請的專利首次將塞式噴管應用於火箭推進，美國不少航空航天公司都對此開展了研究，1959年洛克達因已通過實驗和理論來評估氣動塞式噴管幾何參數。為了減重並減小几何尺寸，塞式噴管一般會如下圖把塞錐鋸短，保留僅20%左右，這種塞式噴管叫做氣動塞式噴管（為什麼叫做氣動？這個原因後面會講）。

圖13.塞式噴管一般會截短減重，短一號的叫做氣動塞式噴管

在有了J-2發動機這個好苗子之後，空軍、NASA和洛克達因一拍即合，把塞式噴管的研究推向高潮。空軍授予先進低温火箭發動機氣動塞式噴管概念研究合同（ AF04（611）-11399），主要針對原型設計及應用研究，並和NASA的NAS8-19號合同共同開展工程樣機制造和測試，攻克噴注器、推力室冷卻等關鍵難題。

圖14.氣動塞式噴管典型的工作過程

圍壓在低於完全膨脹高度扮演了“空氣噴管”的角色！氣動塞式發動機最特別的是小推力室成一定夾角“互懟”（有研究表明60度的夾角較為理想，實際工程實現還要考慮各種因素），海平面附近較高的圍壓會壓縮內八字形噴嘴主射流外邊界層，**從之前“拆台”的角色變成幫手，**超音速噴射流服服帖帖的在塞錐和邊界層反覆出現壓縮和膨脹，射流的徑向分量都作用在塞錐壁面，塞錐壁面壓力增加從而產生推力！

要提醒的是在低於完全膨脹高度塞錐下方會留有開放空隙，叫做開尾跡（OPEN WAKE），底部壓強大致等於圍壓，這就不會像傳統鍾型發動機形成負推力。因此在完全膨脹高度前，“空氣噴管”張弛有度實現高度自動補償，相比鍾型噴管，塞式噴管在低空的噴管效率最多可提高****20%～30%。

到了設計的完全膨脹高度或者更高的高度，氣動塞式噴管的工作模式可以用一句**“氣墊做靴踏雲霄”來形容！**這個時候圍壓很低，常規鍾型噴管的射流已經膨脹的不行，然而氣動塞式噴管的兩股主射流膨脹並在塞錐底部交叉形成再壓縮尾激波，**塞錐底部的尾跡閉合形成一個空氣錐，這也是氣動塞式（****aerospike）叫法的由來！**空氣錐內部壓力不受外界環境的影響,大約是一個大氣壓的幾分之一，高於前方接近真空的圍壓，從而產生一個作用於噴管底部的正推力，其量不可小覷；如果在閉尾跡工況下將二次流（區別於主射流）引入底部區時，底部壓力會進一步增加，伴隨高度的增加圍壓降低，這種推力增大，起到了高度自動補償的作用，並彌補了塞錐截短的影響，把高空低圍壓造成的燃氣膨脹變廢為寶！

另外二次流概念安排了渦輪泵廢氣的好去處，這非常適合燃氣發生器循環、抽氣循環這類開式循環發動機！早在1959年開始，洛克達因就在分析二次流對噴管效率的影響，現在又有空軍和NASA的資助，因此迅速把性能更為優異的J-2S的推力室抽氣循環、改進的渦輪泵系統拿來搭台，在此基礎上魔改探索！這也契合了合同期僅有17個月（後來增加到20個月）的時限要求。

氣動塞式噴管分為環形和直排型，洛克達因也是有自己的算盤，擬將更先進的氣動塞式噴管研究成果用於土星火箭，因此先選擇了環形氣動塞式噴管外加模塊式推力室設計方向，滿足上面級飛行任務的需要，這個型號的工程樣機在坊間被命名為J-2T（T表示環形，torroidal）。

圖15.J-2S的絕活統統拿來成就氣動塞式噴管探索

在解密的美國國防部項目總結文件裏面，洛克達因首先借鑑了J-2S更簡單，更輕便的抽氣循環，在節流範圍內有更好的啓動特性和更高的性能。氣動塞式噴管燃燒室有連續式和模塊式兩類結構, 後者是由多個結構相同的小發動機模塊組合而成，相對比較容易分段製造，洛克達因採用了40小推力室在圓圈邊緣圍成一圈，小推力室內部打孔引流（見下圖紅色箭頭），抽出燃氣並行驅動氫泵和氧泵。選擇並聯渦輪機分流循環，摒棄了J-2/J-2S的迂迴燃氣管路，這樣更簡單、更輕便。用盡的廢氣排入塞錐底部用作二次流。整個發動機****僅用兩個閥門作為控制點，滿足推力和混合比調整的要求，一個閥用於控制抽氣循環的氣體流量，另一個閥用於控制氧化劑渦輪氣體流量，並不需要複雜的閉環控制，簡單的開環控制就可以達到設定目標。

圖16.J-2T結構圖，紅色箭頭標識抽氣循環用氣來源

其次J-2T工程樣機最難的要屬推力室束管再生冷卻夾套的選型、製造。環形氣動塞式噴管較傳統鍾型噴管相比直徑要大許多，洛克達因在J-2推力室研究基礎上進一步考慮在300次重複使用基礎上，探索導熱率、塑性應變、減重等方面更優的解決方案。對了幾種候選管材料，包括鎳200，鎳270，無氧硼銅，鈹銅合金10，347型不鏽鋼和Hastelloy-X合金進行了反覆測試，鎳200經受住了315個啓動關閉週期，承受了827度的高温。最後噴管內壁由4240根鎳管（材料為鎳200）釺焊而成，管壁厚度僅為0.012英寸，其中2120根是從底部向上一直延伸到40個小推力室喉部下方4.0英寸處用於冷卻；氣動塞式噴管外罩主體由4400根0.010英寸鎳管釺焊而成。燃料主泵泵出的液氫，通過集液器向束管注入液氫，自下而上冷卻塞錐外壁，再對40個小推力室冷卻後通過外罩冷卻束管注入互擊噴注器。

圖17. 圖為25萬磅推力的J-2T-250K工程樣機，注意底部用於二次流的出口

根據合同要求“…在任何海拔高度都能高效重啓…” J-2氣氫啓動箱構造是用不上了，洛克達因用了一個燃氣啓動器（hot-gas igniter,HGI），在燃料和氧化劑主閥前引流點燃形成熱燃氣驅動液氫、液氧泵的渦輪，實現輕便、無限次啓動。在啓動時序上，由於冷卻夾套的束管直徑很細，因此冷卻夾套容積比鍾型噴管還小，加之採用了兩級離心氫泵，推力建立的時間短、時序操作簡單；不過燃氣啓動器需要時間達到190psi的額定啓旋壓力，在海平面需要4.4秒、真空下為2.6秒，一定程度上拉長了推力建立時間，測算在海平面啓動後T+5.6秒達到90％的推力。

在2.5K、20K磅力推力的縮比模型做了無數冷流和點火試驗，對各種構型做了非常詳盡的論證，為250K磅力的工程樣機實驗打下了基礎，測試是在內華達測試場進行。

圖18.也就是題圖，J-2T-250K工程樣機在內華達測試場進行通道壁冷卻效果測試

項目總結報告中列出了023、027、028三次測試的數據，包括噴管效率和底部壓力特徵等，但測試時間最長的僅為0.8秒，而且後兩次測試受到了冷卻劑泄漏到燃燒室引發的干擾，燃燒效率和比衝是偏低。洛克達因通過估計泄漏的影響進行校正，認為比衝可以達到預期。項目總結報告提到J-2T-250K工程樣機的設計滿足了所有要求，認為在1500 psi的燃燒室壓力和6：1混合比下可以達到456.1秒真空比衝，並可在1969年末為開發高性能、靈活、長壽命的實戰發射發動機提供基礎。

圖19. 項目總結報告中列出了023、027、028三次測試的數據

用於實戰發射的氣動塞式發動機預研充分採用焊接技術減重並提高可靠性，各個部件佈局更為緊湊，在整體直徑100英寸不變情況下，高度從56.55英寸減少到48.3英寸，重量從3950磅減少到2939磅，噴管擴張比從74.1：1增加到75.8：1。

圖20.用於飛行的氣動塞式發動機模型，頂上細管為抽氣循環的引氣管。

氣動塞式噴管性能優異，在噴管擴展比相同時長度遠比鍾型噴管短，重量可以減輕；塞錐內部可以用來安裝渦輪泵、佈局管路、設置渦輪氣體排放口，結構緊湊。但由於較高的熱通量和較大的待冷卻面積，對冷卻的要求較高，存在結構複雜、重量較重的問題且製造困難，可行但可靠性依舊待驗證。

圖21. 60年代洛克達因公司LOGO，敦厚皮實、熱血噴張、積極向上

不可否認的是，60年代的洛克達因公司，就像當時的紅色LOGO，敦厚皮實、熱血噴張、積極向上，殺出了一條前所未有的低温液體火箭發動機的新路！這條路在現在看來依舊是前無古人後無來者……

（未完待續）

我，一個孤獨的行者（ 新浪微博ID:超超級Loveovergold），原創不易，轉載請註明出處！