從傳奇的蘇聯RD-270到SpaceX新一代猛禽發動機——淺談全流量分級燃燒循環的前生今世
原標題：從傳奇的蘇聯RD-270到SpaceX新一代猛禽發動機——淺談全流量分級燃燒循環的前生今世
前言
重型獵鷹的成功首射對於SpaceX並不是終結，而只是另一個開端，創始人馬斯克終於可以帶領公司集中全力實現又一個當年吹過的牛皮——研發堪稱「遊戲顛覆者」的新一代完全可重複使用的重型運載火箭BFR，這款火箭將真正有能力實現其狂想中的火星殖民大夢，而BFR的動力核心正是研發中的採用全流量分級燃燒循環的「猛禽「火箭發動機！
那麼今天我們就來聊聊全流量分級燃燒循環的前世今生，這個故事要從前蘇聯時期傳說中最強大的有毒燃料火箭發動機——RD-270（8D420）說起……
BFR非官方演示動畫鎮樓，當年的重型獵鷹也只是這麼一部3D動畫
主頁君嘮叨：本期文章略微堅深，但實為作者嘔心瀝血之作，尤其是對於SpaceX下一代猛禽發動機及其循環方式，其他科普媒體都鮮有如此深入的介紹，本文由全流量分級燃燒循環源起到未來，從這種循環的巨大優勢到技術挑戰，娓娓道來，值得用心閱讀。
神秘、誇張、顛覆、暴力、瘋狂、大尺度……說起北極熊的火箭，我的腦海裡面呈現出這些形容詞！在細數下圖幾款傳奇火箭的時候，有必要說說為當中這款UR-700火箭的發動機RD-270。
冷戰期間，蘇聯搶得先機，率先在1957年10月4日發射人造地球衛星-Sputnik，率先在1961年4月12日把第一個地球人尤里?加加林送上宇宙！
在這種情況下，美國人奮起反擊，肯尼迪於1961年5月25日在議會發表了演說，宣布將在60年代結束前讓宇航員登陸月球並安全反回。這種情況下，蘇聯的登月計劃被加速！
贏在起跑線，並不一定能持續領先! 蘇聯搶了兩個第一，很大程度上是在拋開正常安全因素下的冒險！太空競賽，讓蘇聯國力、技術基礎等一系列問題逐漸暴露出來……
一、被環保鬥士科羅廖夫拋棄的方案
蘇聯的各個設計局比學趕超，不亞於美國的競爭機制，也使得蘇聯的工程師們富有創新精神和創造能力，只不過缺了少像NASA那樣有技巧、有遠見的統籌機構。
瓦連京?格魯什科（Valentin Glushko），其領導的設計局OKB-456負責為N1號火箭提供有毒燃料組合的發動機。然而謝爾蓋?科羅廖夫（Sergei Korolev）認為N1應該使用高效無毒的低溫推進劑。隨著兩人之間的關係惡化（之前就有過節），科羅廖夫冒險採用尼古拉?庫茲涅佐夫（Nikolai Kuznetsov）領導的航空發動機設計局OKB-276為N1提供發動機。
在20世紀60年代，超大推力火箭開始設計的時候，最現實的一個難題，是如何選擇單燃燒室推力和數量來滿足任務？實際上，這是一種可靠性和大推力權衡的結果。在N-1設計中，科羅廖夫不得不在N1一級安裝30台150噸推力的NK33發動機。眾人質疑大量發動機並聯可靠性能，當時還成立了一個獨立的委員會來評估科羅廖夫的方案！（但如果復盤，你是科羅廖夫，你的選擇呢？）
科羅廖夫的對手弗拉基米爾?切洛梅（Vladimir Chelomei），選擇了和格魯什科聯手推出UR-700。
切洛梅領導的OKB-52設計局，主要客戶是軍隊，由於蘇軍對可靠性和性能有更高要求，與N1不同，UR-700採用模塊化設計的助推級，可以進行單獨測試，確保安全。
切洛梅對於環保問題不是特別關心，1965年他同意在UR-700火箭上使用格魯什科的RD-270發動機，只是提出，毒發發動機比沖能不能再高點？
二、目標：最大推力、最高性能的毒發
RD-270是UR-700重型火箭的一級火箭發動機，研發始於1962年6月26日。在同一條時間線上，還有一個為後續蘇聯航天業做出功勛卓著的火箭---質子火箭在研發。
質子火箭是在1961年~1965年間研製成功，總設計師也是切洛梅，他向赫魯曉夫提出了一個龐大的洲際導彈發展計劃，在這個計劃中，UR500（即兩級型的質子）一級採用6台RD-253。
RD-253這款發動機是金牌搭檔格魯什科研發，始於1961年，於1963年完成，RD-253使用分級燃燒循環，由富氧（四氧化二氮）預燃室驅動渦輪泵，這對於當時的火箭來說是一個質的飛躍，它是蘇聯/俄羅斯最可靠的發動機之一。
1965年7月16日，UR500在拜科努爾發射場執行了第一次任務，將質子1號科學考察衛星送入太空，火箭也從此而得名質子號。質子火箭在蘇聯/俄羅斯的太空任務中起到了舉足輕重的作用，其中包括月神，威尼拉，火星探測器、載人軌道站「禮炮」，「和平號」，並為國際空間站提供了幾個主要模塊，也廣泛用於後續重型商業通信衛星發射。
一套班子，兩塊牌子，在格魯什科的領導下，延續RD-253的研發思路，1962年6月26日根據政府決議，格魯什科正式啟動RD-270研發，單室，閉式循環，目標是500噸推力，到1963年1月目標提升到600噸。RD-270的燃料是大家熟知的劇毒常溫推進劑----四氧化二氮(N2O4)、偏二甲肼(UDMH)，沸點高，密度高，自燃，之前有成熟的使用經驗，提升了可靠性，但目標定的非常高！
（一）最大推力的毒發
這款單推力室液體燃料火箭發動機在海平面推力目標達到640噸，在蘇聯稱冠，僅略遜於土星5的F1發動機。
（二）最高性能的毒發
推力室室壓達到了26 .6MPa！和後續火箭發動機相比較，RD-170為24.5 MPa，RD-191為26.1 MPa，太空梭的主發動機（Space Shuttle main engine，下文簡稱SSME）為20.5 MPa，可以說這個室壓是非常高了。海平面比沖達到301秒，與之相比較，同樣為毒發的RD-253海平面比沖為285秒，同等推力級別的F-1發動機的海平面比沖為263秒，真空比沖為301秒。
（三）坎坷的全流量分級燃燒循環研發，最終夭折
這些空前絕後的指標背後，全流量分級燃燒循環，是格魯什科提升性能的著力點。但究竟是否實現了目標？互聯網上的英文資料並未揭示這款神秘的發動機的真實、詳細的情況，所以筆者查閱了一些俄文的資料，基本的情況如下：
1、採用預壓泵技術，全新開發燃氣發生器，泵額定功率達到50MW。最初在全尺寸低室壓情況下，成功進行了約200次測試，摸清了高頻穩定性下最適合的混合比（氧化劑和燃料的體積之比）。為了測試高室壓下混合比模型，又做了一個燃燒室縮比模型，進行了60次測試。但為了真正徹底的掌握這項技術，還需要進行全功率實測！1967年最終完成樣機製造，發動機正式冠名為RD-270（8D420）。
身高：4.85米；直徑：3.30米；重量說法不一
2、由於有兩個預燃室驅動兩個渦輪泵，富氧和富燃燃氣同時進入主燃燒室二次燃燒，出現了難以解決的協同問題，表現在產生了低/高頻振動。在RD-270發動機上創新採用計算機控制的節流調節方式，這當中投入了大批研究力量進行體系驗證和數學建模。
3、從1967年10月～1969年7月，RD-270發動機進行了27次點火測試，但並沒有產生令人鼓舞的結果，所有的測試都有緊急情況出現。軟體聯調難度非常大，而且每次試車之後，都要處理殘留在試車台架的劇毒燃料，導致測試停停走走，進度舉步維艱，試驗了22台發動機，其中3台發動機進行了兩次試驗，一台進行了三次試驗。9次測試中，發動機終於進入了預想中的工作模式，最高室壓達到25.5MPa（另一種說法，004號發動機室壓達到了約20MPa，但只在這種工作模式下持續了2秒）。可以肯定的是，發動機運行過程中不穩定的問題沒有解決，但已經沒有時間了。
4、1969年7月21日，美國登月成功，終於扳回一局！三天後，根據通用機械工程部的指示，暫停了RD-270發動機的研發。1970年12月UR-700，包括RD-270火箭發動機的開發各項工作最終停止。相關的技術研究，被格魯什科以及他的審計局用於新一代的RD-170 (RD-171), RD-120, RD-180, RD-191。
5、在發展期間，格魯什科還研究了改進版本RD-270M，使用戊硼烷推進劑，雖然會有更大的毒性問題，但會增加發動機的比沖42秒。沒有最毒，只有更毒！毛子是認真的，是拚命的！
美國以舉國之力誓在60年代末完成登月壯舉，拿出財政收入的接近5%來支撐登月計劃（現在NASA經費只佔0.5%左右），NASA整體操盤步步為營，事實上，在肯尼迪宣布阿波羅計劃之前，F1和J2發動機就已經在研發。
而蘇聯的登月計劃，到1965年各個設計局的方案還紛爭不止，資金和技術的支持也遠落下風。科羅廖夫和他的副手米申在1965年9月29日還發出反對該項目工程總備忘錄給NII-88（蘇聯第88科學研究院，火箭和空間科學技術中心）阻撓RD-270，但隨後科羅廖夫也於次年1月14日因病去世！留給N1火箭的時間非常緊張，並聯30台發動機的方案風險大，缺少必要的地面測試，失敗也是在所難免！1969年2月21日的首發以及後續三次，均因為各種意外失敗。
RD-270採用的全流量分級燃燒循環從此在江湖匿跡……
三、了解前分級燃燒循環前的知識儲備
全流量分級燃燒循環優點不少，但實現起來也有很大難度，要了解這個技術，需要補充液體火箭發動機的基礎知識。
液體火箭發動機需要把液體推進劑泵入燃燒室，在剛剛過去的1月21日，美國Rocket Lab公司已經發射成功了一枚「電子火箭」，由鋰電池提供電能，兩台50馬力電機分別驅動煤油和液氧泵，9台發動機，18台電動機，合計功率662千瓦，將液氧和煤油泵入燃燒室，使得液體推進劑的泵送方式又有了創新！
但對於大推力、高性能的液體火箭發動機來說，為提升發動機的比沖，提升燃燒室室壓非常關鍵，泵送推進劑的泵功率達到了幾萬千瓦級，要知道秦山核電站一期機組的功率也就是30萬千萬！因此目前這個任務，還只能交給渦輪泵來完成！
那麼什麼是渦輪泵(Turbopump)？拿什麼驅動它？
渦輪泵拆開，就是渦輪（Turbine）+泵（Pump），渦輪帶動泵，主要就是由這兩部分組成。
F-1發動機的渦輪泵主軸、兩個離心泵葉輪和渦輪
F-1發動機的渦輪泵剖面圖
（一）泵
和航空發動機如出一轍，液體火箭發動機也有軸流泵和離心泵。極個別液體火箭發動機使用了軸流泵，比如阿羅杰特（Aerojet）在上世紀60年代研製M-1發動機使用的軸流泵，幾乎就是一個航空渦噴發動機，見下圖，也包括J2的氫泵。但這種泵的轉動部件多，造價高，軸向尺寸長，抗氣蝕能力不高，因此應用不廣。
而離心泵流量大、揚程高，結構緊湊，是最常見的的液體火箭發動機主泵。離心泵的葉輪好比是鏈球運動員，把液體奮力甩出去，甩到葉輪周邊環形的蝸殼通路。在液體火箭發動機工作邏輯圖中，如果看到類似三角錐形，說的就是帶葉輪的離心泵。
RL-10的氫泵葉輪（正中），左側是氧泵葉輪
如果一級離心泵不夠，那就再來一級，像SSME的氫泵泵送壓力要求達到47.8MPa，液氫的密度低，泵送的體積大，單靠大尺寸的一級離心泵不現實，就用多級串聯，而且是三級。
SME的高壓氫泵，請尋找三個三角錐，找到三級串聯的離心泵葉輪
泵還有一項必須學會的本領是密封，在幾百個大氣壓下，如何讓泵送的推進劑不泄漏，如果讓活潑的氧不亂竄，這是非常難的事情，氦氣吹除、端面密封、浮環密封等，限於篇幅，留著下次專題介紹。美國為提高SSME的可靠性，在氧泵和富燃渦輪這兩個組件之間用氦氣吹除進行隔離，氦氣分別與一端漏出的液氧或從渦輪一端漏出的燃氣一起排出體外。
（二）產生氣穴並不可怕，可怕在於她的潰滅----泵的大敵氣蝕（Cavitation）
小時候大家都玩過針筒，打水仗時拿它補充彈藥，慌亂中，用力過猛，你就會發現，吸進去的不是水，而是突然長出來一大段空氣，這就是氣蝕的開始。
泵工作時液體在葉輪的進口處，在入口處的壓力低於輸送液體在該溫度下的飽和蒸汽壓，會產生氣體！液氫、液氧沸點低，遇到「高溫」也經常控制不了自己，沸騰從而產生氣泡。葉輪表面的氣泡在隨後泵送增壓過程中會潰滅，潰滅之時，工質從四面八方、排山倒海而來，互相碰撞、互相傷害，啪！啪！啪！產生振動和撞擊！這些振動和撞擊對葉輪等金屬表面產生剝蝕。（氣蝕是液體火箭發動機葉輪機構上十分重要的一種現象，但一般科普文章卻鮮有提及，所以主頁君希望大家能夠能理解這部分內容）
一個被氣蝕損壞的槳片
為了消除氣蝕，需要增加離心泵第一級葉輪入口的壓力，主要採用了兩種辦法。：
1、預壓泵：可將發動機入口的低壓提高到主泵無氣蝕狀態，減小推進劑貯箱增壓，並提高主泵的轉速、減小質量。SSME和蘇聯RD-170、RD-0120都採用預壓泵。不過預壓泵也需要消耗能源並增加整個系統的複雜性，降低可靠性。
2、誘導輪(螺旋誘導輪，導流輪，INDEUCER)：對於高室壓發動機來說，離心泵的主要部件是離心葉輪和誘導輪。誘導輪相當於離心泵前的一個輔助增壓泵, 誘導輪可以在入口有一定汽蝕的情況下工作。只要誘導輪設計得當, 工質通過誘導輪後就可以獲得足夠的能量, 從而滿足離心泵入口所必須的凈正抽吸壓頭，使離心泵葉輪不產生氣蝕，這樣整個渦輪泵的氣蝕水平就由誘導輪決定了，誘導輪的設計非常有學問! 也是多次航天事故背後的元兇！
（三）渦輪
渦輪，是一種將流動工質的能量轉換為機械功的旋轉式動力機械。渦輪採用高強度的合金鋼，比如SSME的兩級高壓氫泵渦輪，轉速達到3.7萬轉/分鐘，渦輪盤材料是通用電氣公司開發的Inconel-718，含鈮、鉬的沉澱硬化型鎳鉻鐵超強合金，從事航空航天領域經常會遇到這個材料；渦輪葉片的材料是MAR-M 246鎳基耐高溫合金，定向結晶！產生的功率是5.74萬千瓦，轉換效率也達到了業內最高的0.56～0.58。
這是SSME的氫泵渦輪葉片，每一片葉片，硬幣大小，但產生750馬力！
（四）拿什麼去驅動渦輪？
當然是高溫燃氣！這些燃氣，有從再生冷卻管道吸熱汽化的氫驅動的RL-10，也有從推力室抽出高溫燃氣驅動玩一票的J2-S，更主流的是從燃氣發生器產生燃氣，從噴注器、點火器等構造來說，和主燃燒室非常類似。而對於分級燃燒來說，這個燃氣發生器被稱為預燃室，下圖是SSME的主燃燒室和兩個預燃室，分別驅動液氫和液氧泵。
（五）渦輪泵----液體火箭的阿克琉斯之踝
上述就是渦輪泵，談一下整體印象！渦輪泵是液體火箭發動機，唯一大負荷、高轉速的運動部件。渦輪泵好比液體火箭發動機的心臟，強大而脆弱！
（1）高轉速，工作勤奮：幾萬轉/分鐘，軸承冷卻以及間隙控制、防止震動都是難點；
（2）氣蝕危害大，工作有風險：主要來自氣穴的潰滅，這方面事故比比皆是；
（3）密封性要求高，工作不能有意外：密封失效，推進劑泄出會和高溫燃氣發生嚴重事故，氧化劑泵需儘可能遠離高溫燃氣；
（4）大負荷，工作條件苛刻，工作常常過勞死：高溫燃氣驅動，渦輪葉片承受著熱燒蝕和巨大的衝擊。
可以說，渦輪泵是整個液體火箭發動機技術含量最高的部件，也是最為薄弱的環節，常常引發各類事故！只有新的循環方式能給他減負！
本小結留個題，下圖那個是哪個型號的液體火箭發動機的泵？有幾個離心泵葉輪、幾級渦輪？哪個是液氧泵、哪個是煤油泵，為什麼這麼考慮？
四、先說說「部分」分級燃燒循環（Staged Combustion Cycle）
在介紹全流量分級燃燒循環之前，還是要說說「部分」分級燃燒循環，也叫高壓補燃循環。在之前，比如燃氣發生器循環產生的廢氣直接排放，此類「開式循環」效率有損失。而分級燃燒循環的主要優勢是所有燃氣和熱量都通過燃燒室排出，基本無損失。因此這種循環也常稱為「閉式循環」，是雙組元液體推進劑火箭發動機的動力循環進化過程中的重要里程碑。以同軸泵液氫液氧分級循環發動機為例，主要動作分為四步，在下圖上用數字標明：
1、部分燃料在預燃室和部分氧化劑燃燒，產生高溫燃氣；
2、高溫燃氣驅動渦輪；
3、渦輪帶動燃料泵和氧化劑泵，發動機燃燒循環得以繼續；
4、驅動渦輪的燃氣送到主燃燒室進行第二次燃燒，俗稱「補燃」。
分級燃燒循環主要目的是提升燃燒室室壓，配套使用更大膨脹比的噴嘴，提升發動機的比沖，更為接近燃料的理論比沖極限。但由於室壓高，預燃室壓力要求更高！渦輪泵渦輪的工作環境苛刻更為苛刻，需要添加許多額外的導管來輸送高溫燃氣，還必須設計複雜的反饋控制系統。
世界上第一台分級燃燒循環發動機是蘇聯科羅廖夫的OKB-1設計局的梅爾尼科夫（Melnikov）設計的S1.5400（11D33），液氧煤油發動機，用於閃電號火箭的第4級（block L），能在真空中多次啟動，1960年首飛，真空比沖達到340秒。後續蘇聯的分級燃燒發動機大顯身手，RD-253、RD-170、RD-0120等。
對美國來說，阿波羅計劃後，NASA立刻開展了新一代可重複使用的航天器----太空梭的研發，採用氫氧發動機，並在1971年7月將太空梭的主發動機合同交給洛克達因公司（Rocketdyne）。洛克達因借鑒了很多J-2發動機的經驗，使用了分級燃燒循環，兩個富燃預燃室分別驅動氫泵和氧泵，兩個預壓泵增壓消除氣蝕，推力室壓力達到20.5MPa，真空比沖達到452秒，節流範圍為65～109%。洛克達因投入大量人力物力，在試車台燒了幾萬秒，混合比確定到千分位，6.02X，10年磨一劍，後續安全記錄滿分！當然價格也是驚人，單台5000多萬美元。
五、全流量分級燃燒循環（FFSCC）
全流量分級燃燒循環（Full Flow Staged Combustion Cycle，FFSCC）是分級燃燒循環的進化版本，氧化劑和燃料分別由各自的動力渦輪機供壓，有兩個預燃室：
（一）富燃預燃室----驅動燃料泵
將大部分流量的燃料和小部分流量的氧化劑送到富燃預燃室進行燃燒①，產生的富燃燃氣用來驅動高壓燃料泵的渦輪②；燃料泵泵送燃料到主燃燒室③
（二）富氧預燃室----驅動氧化劑泵
將剩餘大部分的流量的氧化劑和小部分流量的燃料送到富氧預燃室進行進行燃燒④，產生富氧燃氣用來驅動氧化劑渦輪⑤；氧化劑泵泵送氧化劑到主燃燒室⑥
（三）兩軍會師
從兩個渦輪排出的富燃燃氣和富氧燃氣注入主燃燒室進行第二次燃燒（補燃）⑦，並通過噴管產生壓力。
比較適用於全流量分級燃燒循環的無毒推進劑組合有液氫液氧、液氧甲烷等低溫高能推進劑。
顯而易見，所有的推進劑參與了驅動渦輪泵的活動，全流量分級燃燒循環提高渦輪工質的流量，使得渦輪工質的做功能力得到顯著提高，相比較非全流量分級燃燒的發動機有更大的泵功率，全流量分級燃燒循環的主要優勢表現為：
（一）全流量，可以降渦輪溫度，也可以提升性能！
SSME，部分分級燃燒循環，只有不到40% 的推進劑通過渦輪！（其餘直接泵送至主燃燒室，主頁君注）而全流量分級燃燒循環發動機所有的推進劑都通過渦輪，因此驅動渦輪工作的工質流量更大，如果全流量分級燃燒循環發動機在保持與SSME相同的動力和性能, 那麼渦輪工質的溫度可以更低！這非常關鍵，SSME用氣氫來冷卻渦輪盤和葉片根部，工作溫度大約為1028～1056K，而INCONEL718材料的渦輪盤容許的溫度是1089K，安全餘量不大，而且多數合金鋼材料的工作溫度超過1000K時，強度會劇烈下降！在SSME上採用全流量分級燃燒，降低溫度，防止高溫蠕脆性裂紋失效的發生，提高發動機系統的可靠性、壽命以及復用次數！
也可以，在現有渦輪工質溫度不變的情況下，進一步提高渦輪功率，實現更高燃燒室室壓，從而提高發動機性能，逼近比沖極限。
（二）簡化氧化劑泵和渦輪的密封
用富氧燃氣驅動氧泵，和液氧都是自家人，因此密封裝置可簡化，顯著提高可靠性，為高性能大推力發動機的重複使用創造條件。
（三）實現了高效的氣-氣燃燒
進入SSME燃燒室噴注器的推進劑分別是氣氫和液氧，採用了同軸氣-液噴注器，液氧以較低速度噴出，氣氫在環繞液氧管的環形縫隙內高速噴出併產生剪切作用，使液氧霧化並混合，為得是燃燒充分！
而從全流量預燃室出來的是兩股具有一定速度的幾百攝氏度氣化推進劑，因此在推力室頭部噴注器不需要霧化和蒸發的過程，直接可進行氣-氣燃燒。
氣-氣噴注器相對於SSME發動機中使用的氣-液噴注器結構上更簡單, 噴嘴的數量可以更少, 噴注器的結構質量可以更輕。同時, 由於進入噴注器的推進劑是氣體, 在燃燒室內的燃燒過程中的燃燒時遲滯降低，提高了推進劑反應的速度, 也提高了推進劑混合程度。
在發動機設計的過程中, 燃燒室的特徵長度可以選擇的較小, 特別是在較高的燃燒室的壓力條件下, 由於氣體的可壓縮性相對於液體較強, 所以FFSCC中的燃燒室可以設計的更小、更輕, 同時燃燒室的效率也會得到提高。
（四）難搞的富氧預燃室
當然全流量分級燃燒還是有他的技術難關，主要集中在富氧預燃室。Katorgin等在AIAA文獻中提到蘇聯/俄羅斯的液氧煤油分級燃燒的富氧預燃室的混合比為58，而FFSCC發動機氣氫/ 液氧富氧預燃室混合比的經驗範圍為150~200 ，因此FFSCC發動機富氧預燃室技術難度更大。主要技術難點包括：
1）點火及火焰的維持困難: 富氧預燃室工作在偏離額定燃燒混合比較遠的工況下，點火難度高，這使得火焰很難啟動，難保持和難重啟。啟動時序控制不合理將進一步增加點火難度,導致點火失敗。
2）氫氧質量相差懸殊，燃氣均勻度難以保證：如果燃料流量的供給及點火等時序選擇不合理，極易造成在預燃室內形成較低混合比的燃燒環境，產生高溫燃氣，燒蝕渦輪與燃氣通道等部件。
3）要達到完全汽化：到達禍輪的然氣若存在嚴重的熱條紋(混合比條紋)，勢必對葉片產生熱應力,影響渦輪安全性，液氧在到達渦輪前須全部汽化。
4）燃氣中氧氣成分含量高，材料的氧化問題尤為突出。需要採用抗氧化材料（涉及重複使用，抗氧化塗層還不是最靠譜）
因此,富氧預燃室一直是FFSCC技術的研究重點之一，迄今為止，蘇聯和俄羅斯方面已經解決了熱氧的難題，當然這背後是幾萬秒試驗的結果，理論上北極熊可以在重複使用的FFSCC發動機研製上有更好的基礎，可惜蘇聯解體，現在的俄羅斯無心也無力！
六、蟄伏的全流量分級燃燒循環
剛才說道SSME設計目標是達到55次重複使用的能力，設計工作壽命為7.5小時（注意，不是7.5分鐘），不過定目標是一回事，實際呢？很多重複使用的指標並未達標，
SSME 發動機實際壽命僅為設計值的1/10，在使用3 次以後就要進行大修和更換，檢修費用也驚人！而FFSCC正是解決這些問題最有效的解決手段！
這麼好的技術，為什麼一開始美國沒有用？筆者認為，洛克達因作為SSME的總承包商，雖然之前有燃氣發生器循環的大作液氧煤油F1、液氫液氧J-2，但在70年代初，在液氧/烴類分級燃燒循環研究很少，因此針對FFSCC發動機富氧預燃室沒有研發經驗，況且SSME已經達到空軍和NASA的性能要求，洛克達因由此並未在SSME上，兩步並作一步，直接上FFSCC。
單級入軌（SSTO，Single-Stage-To-Orbit）可重複使用運載器(RLV，Reusable Launch Vehicle)項目，其目標是顯著降低進入太空的成本，激發並培育新的空間服務，從而提高美國的經濟競爭力。在這個背景下，從20世紀80年代起美國就開展了FFSCC發動機的研究。美國的Aerojet在1985在AJ23-144方案中預研了FFSCC技術，真空推力3.02MN，室壓27.2MPa。
洛克達因公司在1986 年啟動了對全流量分級燃燒循環的研究，魔改SSME為全流量分級燃燒循環發動機RS-2100，對兩台發動機進行試驗。該方案是配合麥道公司參與NASA的X-33計劃競標，提出的發動機方案。
（一）主要性能指標持平！
RS-2100 發動機基本參數有: 海平面混合比為6.9 ，海平面推力為2038.4kN，海平面比沖384秒，海平面主燃燒室壓力為22MPa，真空混合比為6.0，真空推力為2126.6kN，真空比沖為450m/s，真空主燃燒室壓力為20MPa。其推力和室壓水平與SSME相當。
（二）降，降，降！
SSME發動機2個預燃室採用的都是富燃燃燒, 2 個預燃室的混合比分別為0.818 和0.664, 這2個預燃室的燃氣溫度分別是962K和817K。全流量分級燃燒循環發動機RS-2100，其富燃、富氧預燃室工作溫度分別為739 K和583 K。比現有富燃分級燃燒循環下降了200多度溫度！大大提高了渦輪工作可靠性。
（三）減，減，減！
1、簡化密封：液氧渦輪泵中用來分隔渦輪驅動氣體與液氧的氦氣吹除密封裝置去除。
2、渦輪燃氣溫度降低，去掉SSME預燃室和燃氣導管冷卻結構，簡化結構和降低重量
3、噴管修成矮胖，擴張比下降為60，減重修身。
重量由SSME的3527公斤出色的下降到2518公斤，發動機推質比由55：1增加到75：1！
（四）改，改，改！
1、採用了引射泵作為它的預壓泵，取代了傳統的旋轉泵技術。引射泵的使用提高了系統的可靠性，降低了費用。
2、啟動程序研製是分級燃燒發動機的關鍵。SSME採用自身貯箱推進劑的重力壓頭，無須輔助系統, 但是這種起動方法對如閥的位置等變動很敏感，SSME啟動程序研製進行了37次試車, 研製周期超過8個月。
RS-2100設計了有輔助系統的啟動起動方式，氧泵採用旋轉啟動（SPIN START），流量約為5KG/秒的氦氣噴射渦輪，在氦氣閥打開後1秒時到達最大值，加速氧泵啟動，對抗啟動過程中主燃燒室燃燒增加的背壓。同時，用於同步兩泵，降低混合比偏差。氦氣旋轉起動大約等於SSME密封吹除用氦氣量的一半，重量還是凈減少！
這項技術後續在J-2X使用。
（五）投胎再次失敗！
但NASA於1996年7月2日卻選擇了洛克希德?馬丁公司的X-33設計。
在單級入軌浪潮中FFSCC再一次投胎失敗！
與此同時，美國空軍在上世紀90年代啟動的項目集成推力室頭部驗證計劃（integrated powerhead demonstrator ，IPD) ，目標是研發可復用的的全流量分級燃燒循環發動機型號，洛克達因和阿羅杰特中標。後續由NASA和空軍研究實驗室 (AFRL)接手。2006年7月19日洛克達因宣布推力室頭部滿功率測試完成，但由於無後續發動機研發需求，這個項目也在2013年之後不了了之。
七、馬斯克，希望是給FFSCC出生證的人！
伊隆?馬斯克念念不忘的事情，是要去火星！往返火星，必須要有靠譜的能夠重複使用的火箭發動機，對於燃料，甲烷是行星際旅行最適合！空間貯存性能好、價格公道、高溫下積碳少，方便在外星球就地取材製備！
使用液氧甲烷的全流量分級燃燒循環發動機項目在馬斯克腦海成型並實施！2011年4月，SpaceX正式啟動了其基於液氧甲烷燃料的猛禽（Raptor）發動機的研發，採用FFSCC，整個研製目標變動非常大，目標推力從8200 kN 縮到1900 kN。關於猛禽的消息非常少，每年差不多只有一次機會，在國際宇航大會(IAC)上可以得到關於猛禽的一點消息、一點圖片、一點視頻，而且年份猛禽各不一樣。但他離我們越來越近！
2015 年在美國宇航局斯坦尼斯航天中心進行猛禽發動機的噴注器試車圖
（一）2016版猛禽
在當年9月墨西哥召開的IAC會議上公布的猛禽，海平面推力3.05MN，真空推力3.50MN，馬斯克豪放的宣稱「可重複使用1000次，真正實現火箭復用民航飛機化。」
號稱可重複使用1000次，真正實現火箭復用民航飛機化
馬斯克16年版超重型火箭BFR (Big Falcon Rocket)底部裝備42台猛禽發動機，有沒有似曾相識的感覺？
在具體測試進度上，42次測試總時長達到了1200秒，最長的一次超過100秒，室壓超過200個大氣壓
2016年1月，美國空軍給予了SpaceX 3360萬美元的合同，資助開發可重複使用的猛禽引擎原型，但主要的想法，並不是圓馬斯克去火星的夢，空軍的想法，是想讓馬斯克把上面級用的寒磣的液氧煤油發動機整個新的，到時候可以用獵鷹9、重型獵鷹（Falcon Heavy）或者BFR射點重型間諜衛星上天……
（二）2017款猛禽
馬斯克（Elon Musk）在2017年9月的國際宇航大會(IAC)上，發布了最新的迭代版本，BFR的芯級安裝31台猛禽，而不是16款42台。單台猛禽推力繼續下調到1.9MN，大概190噸吧，真空比沖目標為375秒，海平面比沖為330秒。在回答關於BFR的提問時，回答道：「我們已經為氧泵研發了一種新型合金，可以在純氧環境下耐高溫並保持高強度！」這應當看做是猛禽研發過程中重要的突破。
2月5日，馬斯克在SpaceX發射重型獵鷹火箭前，緊張而興奮，但他表示「我們認為新的BFR架構是更好的方法……BFR正在設計一個可重複使用的第一級助推器（BFR）加上可重複使用的上層飛船（BFS），使其比重型獵鷹更加經濟……更重要的是，發射的周轉時間可以用小時而不是天來衡量！」因此，SpaceX正在為BFR投入更多的精力，正在為攻堅FFSCC努力！
讓我們拭目以待（需要充分適應SpaceX跳票的習慣），在未來的幾年內，全流量分級燃燒技術在可重複使用運載器上，能夠真正的發揮它的技術優勢！期待猛禽！
註：本文編寫，參考了胡偉、張青松編寫的《對全流量分級燃燒循環發動機系統的研究與分析》
我，一個勞動人民（ 新浪微博ID:超級Loveovergold），原創作品，轉載請註明出處。
（全文完）
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