很多小伙伴玩家都不太清楚EELV火箭王牌发动机RD-180的前世(上)，那么今天解雕侠小编给大家带来一篇 相关的文章，希望大家看了之后能有所收获，最后请大家持续关注我们！
来源|超级超级Loveovergold前言：大家都知道美国和北极熊是敌人，但作为美国军事和国家安全发射主力的宇宙神5火箭戏剧性地使用了苏联基因的RD-180引擎！ 但是，最近美国试图抛弃这种发动机。 这到底是怎么回事？ 这次我们来谈谈RD-180吧。
20世纪80年代末至90年代初，是美国航天特别封锁的时期。 航天飞机曾一度如日中天，几乎垄断了所有发射业务，50年代洲际弹道导弹发展，留下了几枚性能下降的运载火箭作为合作伙伴。 直到1986年1月，“挑战者”号航天飞机凌空爆炸，紧随4月18日而来的大力神34D火箭发射KH-11失败，几乎遭遇了太空冲击——所有军事发射都停止了将近一年随着欧洲阿丽亚娜运载火箭的成熟，美国担心商业航天发射市场可能会发生转移。 此外，1991年苏联的解体导致美国国防预算下降，各种军事项目合并。
由于上述形势的发展，新型运载火箭的需求变得迫切！ 既要为军队提供有保障的空间，确保美国在商业发射方面的霸主地位，又要具备足够的成本竞争力，降低当时Leo 1.1~2.2万美元/公斤的发射价格。
一、昔日冷战敌人携手合作是对解体后的俄罗斯，是继续对抗，还是合作？ 事实上，苏联几十年的航天投资给俄罗斯留下了丰富的航天技术储备，同时缓解了解体后的紧张局势，在美国运载火箭上使用俄罗斯火箭发动机是可行的，甚至更可取。 美国的政策和法规在20世纪90年代初放宽，帮助他山之石发展新一代美国航天技术，维持俄罗斯火箭科学家的就业和生存，防止导弹技术向“流氓”国家扩散。
美俄政府签署贸易协定鼓励了两国在航天发射市场的合作，在1994年国防部按国会要求完成的空间发射现代化计划中，空军航天司令部副指挥官托马斯莫曼( Moorman )也特别提到了美国探索创新和外国技术，并及时合作，计划有限
各项预研工作做好后，接下来有关项目和资金的事情就水到渠成了！ 1994年8月，克林顿总统签署了国家空间运输政策( NSTC-4 )，要求国防部制定以发展和更新现有系统为方向的一次性运载火箭计划，即后续的EELV )渐进一次性运载火箭，可升级可升级德尔塔(和泰坦)昂贵而老旧的运载火箭与现有火箭相比，成本降低了25%~50%，提高了可靠性，简化了操作，缩短了发射周期，继续保持着在航天技术领域的领先地位。
各宇宙军需产业纷纷行动！ 通用汽车公司早就开始着手将宇宙神2从轻型升级到中型运载火箭，目的是降低成本，提高宇宙神2的性能，使其在不断变化的全球商业发射市场上具有竞争力。 内部决定也提议与俄罗斯火箭发动机制造商动力机械科研生产联合体( NPOEnergomash )合作，在现有四推力室的RD-170火箭发动机的基础上，开发新的液体燃料发动机。 这款新型双推力室发动机几乎是一半的RD-170，被称为RD-180。
因此，在现有四推力室RD-170火箭发动机的基础上，研制新型双推力室发动机是完全可行的。 1995年，通用电气系统部门辗转并入洛克希德马丁公司(以下简称罗马)。 新公司继续计划升级太空神火箭，前来投标的有三家机构，一家是动力机械科研生产联合会( NPOEnergomash ) RD-180，另一家是由俄罗斯倒爷罗杰( Aerojet )稍加改造的NK-ojet
虽然RD-180还处于设计阶段，但背水一战的俄罗斯对此给予了有力支持。 1995年10月，俄罗斯航天局和国防部联合致函罗马公司，致力于RD 180。 相比之下，NK33虽然价格合理，但在娘胎里仍有病根残留，且推力低，双机并联方式可靠性差，性能处于劣势。 罗达提出的MA-5A，如果是老师傅贴的话，自然看不到，因为心不在焉，所以留在下一个故事里。
二、大师之作――RD-170格鲁什科设计局关于“能量”号火箭助推级发动机的设计始于1973年上半年。 当时的初步研究主要集中在基本布局上。 由于格鲁什科团队在多室发动机设计方面有丰富的经验，在设计局的内部会议上，格鲁什科选择了4推力室、液氧/煤油、推力超过500吨的方案，发动机采用模块化设计，苏联政府于1976年2月17日正式启用了“能”号火箭当时的动力机械科研生产联合体总设计师格鲁什科提出了4种高性能的四推力室RD-170发动机方案进行研究，海面推力达到740吨。
由于液体发动机喷嘴的排气速度(比冲)与喷嘴入口的总压力直接相关，研究人员努力提高燃烧室压力，旨在提高比冲，使推力室结构紧凑。 RD-170的室压达到了惊人的24.5MPa，但提高燃烧室的室压存在很大的技术课题。 一是压送推进剂的涡轮泵非常强大。 一般来说，推进剂泵的出口压力需要达到室压的2倍左右。 二是燃烧室压力的升高增加了燃烧室热流密度，需要多种冷却技术解决这种冰火两重天。
为了提高涡轮泵的功率，尽量增大驱动用的工学品质，在涡轮承受的范围内尽量提高温度。 在驱动涡轮泵的循环方式选择中，普遍采用的燃气发生器循环由于涡轮排气作为废气直接排出，能量没有得到充分利用。 这种“开启循环”的效率是有损耗的，一般发动机比冲下降1%~5%，且室压上升到某个阈值时不会出现损耗——推力室比冲的增加不足以弥补驱动涡轮的能量开销，而
分级燃烧的思路是将一个推进剂组元的总流量和另一个推进剂组元的部分或全部流量送入预燃室进行不充分燃烧，将产生的高流量低温气体用于驱动涡轮，完成后喷入燃烧室进行第二次燃烧。 驱动涡轮的气体和热量通过燃烧室参与第二次燃烧，几乎没有损失。 因此，该循环又称为“闭环”，是两组原液体推进剂火箭发动机动力循环演化过程中的重要里程碑。 其中，将两种推进剂单元的总流量送入预燃室燃烧的循环尤称为总流量分级燃烧循环，详见《从传奇的苏联RD-270毒发谈全流量分级燃烧循环》。
是氧化剂过剩的不完全燃烧(富氧)，还是燃料过剩的不完全燃烧？ 明眼人马上放弃富氧燃烧。 由于高温富氧燃气具有较强的氧化性和腐蚀性，可以方便地烧掉燃气发生器和涡轮系统的金属结构。 因此，世界上几乎所有的火箭都使用富燃气体驱动的涡轮泵。
但对于液氧/煤油发动机，如果煤油燃烧不充分，涡轮、燃气导管等内壁容易烧焦、积碳、堵塞燃烧室喷嘴，两害相权取其轻，设计者只能选择富氧分级燃烧。
在具体工程实践中，RD-170发动机的开发难度相当大，设计师同样吸收了富氧分级燃烧大毒发RD-253的开发经验。 在发动机开始开发之前，从1974年到1977年，进行了3年的技术验证试验，共计346次热试运行，积累了19685秒的技术验证试验数据，决定了点火、启动、关闭的顺序，喷射器的喷嘴设计、 对材料和高温高压富氧环境下保护涂层及可允许发动机多次使用的构件进行了试验和验证，消除了技术障碍，终于完成了具有该亮点的液氧/煤油发动机，RD-0120 (详见《帝国的余辉—苏联能源号火箭主发动机RD-0120简介》 )
图1.RD-170发动机
同时，美国也为攻克富氧分级燃烧技术投入了大量力量，但在富氧气体抗腐蚀材料、涂层等研究上没有进展，重心只能转移到富氧分级燃烧的氢氧机和固体燃料火箭发动机上。
(一)创新预燃室设计
RD-170发动机高压涡轮泵是苏联特色同轴泵，单级涡轮同轴驱动氧化剂泵和燃油泵，同时泵送到4个喷射器和推力室，结构非常紧凑。 对于RD-170发动机，分段燃烧行为分为四个步骤。
1、所有液氧均由两台富氧预燃室和极少量煤油燃烧产生高温富氧燃气(初始设计只有一个预燃室，因推进剂流量过大改为两台)；
2、两股高温富氧燃气以1.758吨/秒的流量驱动泵涡轮；
3、涡轮启动燃油泵和氧化剂泵，使氧泵出口压力达到60.2MPa，升压液氧泵进入预燃室进行首燃； 煤炭油泵出口压力达到50.6MPa，整体轴功率达到18.64万千瓦，RD-170单台水泵相当于尼米兹航母的推进功率；
4、驱动涡轮将富氧燃气送入高室压主燃烧室进行第二次燃烧。 俗称“高压补燃”。
图2 .双预燃室驱动单涡轮同轴泵
在分级燃烧的预燃室中，推进剂的比例极不均衡，超过30的混合比难以准确点火和燃烧。 RD-170将氧化剂与燃料的比率设置为54.3。 液氧必须以极低的混合比稳定燃烧，以避免超过涡轮所能承受的气体温度极限。 另外，燃烧量不能过多。 我认为RD-170系列的预燃室设计是其中的亮点之一。
从预燃室的结构来看，涡轮泵排出的液氧压力非常大，因此RD-170的预燃室设计为耐压更高的球形。 上部为预燃室燃烧器，喷嘴覆盖，产生的高温气体喷入泵体，燃烧室壁为双层结构，液氧在环形夹层中流动吸热，排出泵体。
图3 .为圆盖耐压设计的预燃室
为了实现高混合比下的稳定燃烧，苏联科学家和技术人员巧妙地设计了两级燃烧喷嘴，其原则是“混合，拼命混合！ 烤，烤得像样点！ 降低温度，降低到适当的温度！ ”。 这些看似简单的研发方向，需要有见识的技术领导者指明方向。
发现下图、、3个横断面大量采用切向孔型离心喷嘴，煤油和约25%的液氧高速注入切向孔，离心力作用下旋转碰撞，液体破碎雾化，液氧/煤油充分混合，在第一区(用红字1表示)猛烈而有力
图4 .在两区燃烧的预燃室喷嘴
第一区燃烧温度过高，超过了目前最先进的航空发动机涡轮前温度，需要继续处理。 剩余的液氧(冷却腔壁小流量除外)通过喷射器上标记为13的液氧通道进入第二混合区(第二混合区)，与来自第一混合区的高温气体混合，将气体冷却到约500的温度。 如此低的燃气温度不仅为涡轮创造了良好的工作条件，而且不容易，这种设计在确保可靠点火和燃烧的同时，确保燃气问题温度不超过涡轮耐受的极限。
从另一个角度来看，该预燃烧室的各喷嘴内部建立了独立的燃烧，为零。 各喷嘴为微型燃烧室，避免了常见的燃气发生器推进剂能量集中释放到单个室引起的自激振荡过程，改善了稳定性，整体燃烧效率达100%，排气温度均匀，燃气压力达53.5MPa。 调节预燃室煤油流量调节燃烧混合比，燃气可在190-600宽温度范围内调节，30%~105%范围内调节发动机推力。
由于液氧和煤油两种推进剂的密度相差不大，RD-170液氧和煤油涡轮泵集成在同一轴上，其中氧泵叶轮直接安装在涡轮轴上，煤油泵叶轮安装在另一轴上，均为诱导轮-远
图5.RD-170涡轮泵总成
多亏了新开发的轴承技术，涡轮轴以13870rpm的速度高速旋转，承受着高负荷和振动。 为避免主涡轮泵高速旋转时汽蚀问题，RD-170通过在泵前加装预压泵，降低发动机对推进剂组机组油箱的增压要求。
富氧气体驱动涡轮后的小部分废气用于驱动叶片式氧预压泵。 氧预压泵的涡轮叶片配置在诱导轮的叶尖，涡轮的细小冲击式涡轮叶片如下图所示。 (通过焊接将涡轮动叶栅轮毂和诱导轮叶一体化。 另外，该废气流经热交换器，放出的热量使液氧气化，用于氧贮藏箱的自身升压。
图6 .氧预压泵总成和叶轮
煤油预压泵通过煤油主泵分流部分高压煤油，驱动一级叶轮。 由于预燃室压力较大，涡轮泵末端特别设有供高压预燃室的煤油泵，压力达81MPa，见图5右侧。
图7 .煤油预压泵
(二)克服声振
液体火箭发动机燃烧稳定性研究表明，燃烧室内的压力脉动实际上是声振动。 苏联在40年代末遇到这个问题时提出了时滞模型，但美国在1951年也得到了同样的结果。 然而，美国土星F1发动机为了解决液氧/煤油液-液不稳定燃烧问题，耗资巨大，试验了14种喷水器模具和15种隔板结构
对于RD-170来说，进入分级燃烧推力室的是富氧的热气和煤油液体，气-液燃烧对于解决燃烧不稳定有很大的好处，但彻底解决了这个问题，复杂的气液双组元喷嘴和隔板分区燃烧技术也被采用。
采用同心排列的同轴两组单元内混合离心式喷嘴，采用长喷嘴组成星期六直径的隔壁分区，类似于美国SSME星期五直径的解决方案。 短喷管缩回长度根据气体声波长度设计，引入了不同流量的喷管，以减少高频振动对发动机工况的影响。 三种不同流速的喷嘴交替布置，不同的流量进一步减少了不稳定燃烧的问题。
图8 .分区燃烧、长短喷嘴和不同流速是RD-170喷雾器的特点
(三)内外兼修，攻克煤油冷却推力室难题
高室压形成高热流密度，燃烧室内温度高达3500，基本上能熔化各种结构材料，必须冷却。 但是，冷却时使用的煤油冷却性能差，高温下的化学稳定性差，容易粘结，因此推力室的冷却是关键。
RD-170采用内外兼修的冷却模式，对推力室热流密度大的内壁铣槽结构采用螺旋铣槽结构形成外再生冷却通道，增大壁与冷却剂之间的传热系数，降低气壁温度，防止冷却通道内煤油因局部气体温度不均匀而过热、结焦、汽化，最终内冷却区是满足分级燃烧液氧/煤油推力室冷却要求的重要配套措施，对于局部高热流喉部，热流密度可达50MW /平米，采用内液膜冷却方式，设置3个内冷却带，约2%的煤油低速直喷内冷却带至推力室壁，内壁面为薄层液
在具体制造中，再生冷却通道的夹层结构在生产上非常困难。 美国对液氢液氧SSME采用铣刨机-电铸镍结构燃烧室、钎焊管束式结构喷嘴，但苏联另有出路！ 燃烧室和喷管内壁内壁材料采用导热性能优良的铬青铜，外表面刨出螺旋状冷却通道后，在氩气加压的特种感应加热炉内与高强耐热钢外壁进行扩散钎焊，形成了复杂的再生冷却通道壁。 燃烧室内表面接触高温气体的部分采用多层保护，镀镍后再镀铬！ 镀铬热阻大，耐气体清洗，即使镀铬有裂纹，气体也不会与铜内壁接触。
图9 .难得一见的RD-170推力室截面图
在上图中，可以清楚地看到燃烧室截面上螺旋状冷却通道的切口。 另外三条棕色是名为RD-170的高室压液氧/煤油发动机特有的内冷却带。
涡轮泵出来的煤油，首先进入入口下图标有18的入口管路，兵分三路，一路急救先冷却喷嘴收敛段、喉部及部分扩张段，部分煤油进入标有19的管路，用于第二和第三冷却带，其余部分用于喷嘴几条路聚集进入燃烧室，进行最后的冷却和燃烧。
图10.RD-170推力室的结构
(四)泵后摆，使发动机摆动如燕
大型火箭发射时，需要强大的姿态调整能力，以消除气流、燃烧等影响，使火箭按既定轨迹前进。 因此，喷管摆动形成矢量推力是必须的技能，根据涡轮泵是否跟随伺服机构的摆动可分为泵的后摆和泵的前摆。 泵前摆动发动机涡轮泵与推力室等发动机组件一起摆动。 推进剂软管具有低压易摆动的优点。 缺点是摆动总质量大，伺服机构的电力需求大。 泵的后摆与之相反。
RD-170中，超高功率涡轮泵重1.7吨，4个推力室各有近2吨，整体以近10吨的质量摆动，所以需要非常高功率的伺服机构。 因此，RD-170采用泵后摆，4个推力室分别采用接头结构固定在推力架常平座上，接头内部巧妙布置的是大直径12级复合波纹管，与各推力室灵活连接，空间这类波纹管受到数百的高温、数百个大气压和振动，内部有嵌套的上下两个壳体，其内表面用少量液氧冷却，其密封、冷却、强度支撑极为复杂。 在随后的发射中，波纹管入口的控制不严格，也有有机物(可能是油)进入，燃烧破裂导致的失败。
图11 .大直径波纹管是高性能液体火箭发动机开发的难点
每个推力室由两个直线伺服作动器(下图中红色圆圈)驱动，可双向摆动)，由高压煤油泵提供的动力驱动单个推力室，动作敏捷，单个推力室摆动幅度可达8度，具有强大的火箭姿态控制能力
图12 .红色圈里的绿色是驱动器，呈90度排列
泵后摆动技术是大型运载火箭的核心技术。 RD-170通过该技术实现了推力室的泵后摆动，缩小了发动机体积，减轻了发动机结构的重量。 实现了摆动扭矩的降低、驱动机构的动力要求的降低、响应速度的高速化。 4个推力室的双重摆动特别适用于能量火箭的发射任务，重105吨，像无主发动机的暴风雪号航天飞机一样形成大的单侧扭矩，基本可以说是4级发动机rd-。
图13 .暴风雪号只剩下轨道机动能力，上天全靠能量号
RD-170的技术简化版RD-171用于天顶号火箭，虽然单个推力室泵的后摆方向只剩下单个平面，但4个推力室的单摆组合也能满足俯仰、偏航、侧倾3个方向的姿态控制，从正上方到正下方
(五)可靠点火启动
即使液氧和煤油接触，通常也不能自燃。 当两种液体混合在一起时，液氧的低温会使煤油非常清醒，引起煤油的冷却和凝固。 在这种情况下，只能说服初期点火热源的高温引起激烈的化学反应。 三乙基铝是一种只要与低温液氧接触就能燃烧的物质，因此特别适合作为火箭发动机的点火剂。
三乙基铝在常温下是无色无味的液体，不耐冲击和摩擦，与不锈钢和镁铝合金关系很好，但与水和空气接触时会发生激烈的反应。 燃烧生成的氧化铝为粘性固体，为了堵塞细小的通路和孔，采用在三乙基铝( 13% )中配合87%三乙硼烷)的配方，可以与液氧反应提供良好的点火延迟特性，同时生成物在允许范围内通常称为TEA-TEB点火剂。
TEA- TEB储存在燃烧室前燃料管路上的点火导管( startingampoules )中，用隔膜密封。 由于三乙基铝/硼( TEA-TEB )和煤油互溶但不反应，RD-170在启动时，用高压气体挤出煤油，驱动点火管内的活塞冲破隔膜，释放TEA-TEB并预与火箭油箱静压下压入的液氧自燃剧烈反应，释放出大量热量，然后用注入的煤油稳定燃烧预燃室，带动预燃室的其他4组点火导管分别负责4个推力室的点火，点火剂呈喷射器4个“井”字形分布
(六)经过实战检验的优良性能和可靠性
RD-170发动机作为高性能液氧/煤油火箭发动机，干重9.75吨，海面推力7259kN，真空推力8060 kN，海面比冲309秒，真空比冲337秒，性能比其他同类液氧/煤油推进剂发动机高10%，推力调节范围它不仅成为苏联历史上最强大的火箭发动机，而且曾创下多个世界第一，至今仍是世界上推力最大的液体火箭发动机，用于能量火箭助推级和海射天顶号火箭！ 性能不逊色的背景，是格鲁什科从一开始就决定的高技术的出发点。
但实际上，RD-170的研发之路也举步维艰，差点夭折。 1982年6月的测试中，还提出了剩余的东西进入涡轮泵，大爆炸中唯一的试车台被破坏，研究开发进度迟缓，杂音四起，用4台NK33更换RD-170。 但在一位老人的坚持下，也就是格鲁什科本人的不懈努力下，RD-170项目终于取得了正果。 这是苏联强大航天工业基础力量的体现，也是格鲁什科留下的大师之作，动力机械科研生产联合会首席设计师麦道夫斯基( Radovskiy )和他的团队也汗流浃背。
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