(省流:要搞采用甲烷燃料的全流量分级燃烧循环发动机)
把制定第一版“蔚蓝贡献制度”的工作扔给小萌,邱睿继续研究起了火箭发动机图纸。
在张俊峰他们的带领下,蚱蜢火箭上的那台梅林1a型发动机的测绘工作已经完成。
刚好有了这阵子的缓冲,邱睿也吸收掉了脑海中的相关知识,算是在火箭发动机方面有了点水平。
因此再看这套图纸时,说实话,他已经有些看不上这种开放循环的发动机了。
并产生了一点,想要大刀阔斧改变设计的冲动。
在介绍邱睿的想法前,先简单聊聊火箭发动机的工作原理。
火箭是干嘛的?
说白了,就是带着人或货物上天的玩意。
它不像飞机,能靠气动性布局,让空气把自己抬起来。
这玩意本质上,是自己把自己抬起来的,肯定比飞机要费劲多了。
而地心引力到底有多难摆脱?
这么说吧,一枚火箭,90的重量都在推进剂上。
迄今为止,唯一把人送到月球上的阿波罗计划中,土星五号火箭的起飞重量3000吨,有效载荷只有45吨。
尤其是一级火箭,2290吨里,有2160吨都是液氧煤油,燃料占比高达9432,摆脱地心引力的难度可见一斑。
所以火箭想上天,唯一的办法就是在一瞬间,喷出更多的推进剂。
发动机喷的越多、越快,也就越好。
当然,火箭太重了,光喷不行,还得点燃这些推进剂,让气体进一步膨胀才能获得最大推力。
那想要燃烧,光有燃料可不够,还需要大量的氧气。
飞机和汽车发动机需要的氧气,可以通过撞风获得,但火箭不行。
这玩意太能喷了,燃料密度又太大,靠撞风捕获的那点儿氧气根本不够用。
因此火箭就必须自己携带“氧气”,也就是氧化剂。
最常见的氧化剂是液态氧,其他的还有诸如四氧化二氮以及双氧水啥的。
至此,火箭的结构就很清晰了,一个燃料罐,一个氧化剂罐,通过两根管子连接到燃烧室。
然后点燃,芜湖起飞。
是不是看着挺简单的?
问题:我他妈来啦!
刚刚说过,推进剂不仅要喷的快,量还要足够大。
想让火箭成功上天,光靠推进剂自己释放可不行。
于是科学家们想到了两种解决办法。
一种是给推进剂罐子加压,让里面的液态燃料与氧化剂,能更快的输送到燃烧室里去。
但这么做有一个弊端,那就是加压会使风险变大,因此罐子必须加厚,不然容易压爆了。
而罐子厚了,重量也就上来了,所以得不偿失,pass!
另一种方法,就是给推进剂输送管加个泵,让它快点儿往外抽燃料。
这个泵的动力从哪来呢?
聪明的科学家一拍大腿,这不是有燃料和氧化剂嘛!
咱们单独在旁边搞个小燃烧室,然后从两根主管道上分出一小部分氧化剂进来。
再在小燃烧室上加一个涡轮,用点燃小部分燃料生成的气流推动。
涡轮连着同轴的两个泵,两个泵又分别位于两根主管道内。
这样一启动,涡轮泵组合体就会全速泵出燃料和液氧。
这种结构的火箭发动机,就是所谓的“开放式循环发动机”。
好处是设计简单,稳定性高,制造成本低。
缺陷是小燃烧室,也叫“燃气发生器”内,因为不参与推进系统,有部分燃料被浪费了。
另外就是,在燃气发生器内发生的燃烧,叫“富燃燃烧”,也就是燃料比氧多的燃烧,因此燃烧非常不充分,会产生大量废气。
这些含有未完全燃烧燃料的废气,会由一根排气筒排到发动机外。
点燃的效果就是,主喷口呼呼冒火,排气筒冒黑烟。
这也就是梅林发动机会漏油的根本性原因。
而之所以采用富燃燃烧,主要是因为完全燃烧温度太高,高达两三千度。
一般材料的涡轮别说扛,能直接被吹化了。
那为啥不换一种材料?
答曰:有,但不适合造涡轮,否则转速上不去。
所以你看,这就是个水多了加面,面多了掺水的循环,最后都是要看怎么找到一个平衡点才好。
虽然开放式循环发动机非常稳定,但火箭这种高端货,还是要追求下极致效率。
如果有办法,把没有完全燃烧的富燃气体接回主燃烧室内,效率是不是就又提高了?
答案自然是可以的,但有个问题。
开放式循环发动机的燃料,主要是煤油。
这玩意不完全燃烧,会产生结焦颗粒,很容易堵住喷口。
然后就是,轰隆!
秒变大炮仗。
而如果让煤油燃料富氧燃烧,涡轮又扛不住。
大老苏曾经想过办法,用超高耐热合金,硬扛高温,但事实证明效果不咋地。
所以想要改进成封闭式循环,就得换燃料。
于是乎,采用液氢液氧的封闭式循环发动机,应运而生。
nasa大名鼎鼎的rs-25发动机就是这种结构,学名叫“分级燃烧循环液氢液氧发动机”。
早期老米的航天飞机用的就是这种发动机。
rs-25有两个小燃烧室,驱动不同功率的涡轮泵,分别抽取液氢和液氧。
但因为全都采用富燃,工作环境堪忧,涡轮性能几乎被压缩到了极致。
这就是它不适合作为可回收火箭发动机的原因,因为就算能回收,这俩涡轮机组也废废了,维护与更换成本太高了。
另外,氢的密度太低,有可能从细小的缝隙中泄漏出去。
一旦富燃的氢通过涡轮机的泵轴,泄漏到了液氧中,结局只能又是一片灿烂的烟火。
为此,科学家和工程师们,不得不设计一个复杂的密封装置。
所以即便rs-25有着非常高的燃烧效率,但距离极致还有一定差距。
逼逼了这么多,终于轮到邱睿的构思了。
他既不想用会漏油的开放循环,也不想搞不适合回收的封闭式液氢液氧。
而是想要一步到位,直接上最高难度——全流量分级燃烧循环发动机!
这种发动机同样有两个小燃烧室,分别带动两个涡轮。
乍一看和rs-25没啥区别,实际则不然。
两个小燃烧室,一个是富燃燃烧,另一个则是富氧燃烧。
富燃的带动燃料泵,富氧的带动液氧泵,再将废气同推进剂,一起注入主燃烧室内点燃。
关键点就在这里了,这种结构下,不再有从推进剂罐直接连通到主燃烧室的管道。
因而所有的燃料和氧化剂,都会通过两个小燃烧室,参与极度富燃与极度富氧反应中,可以让涡轮以更低的温度、更低的压力工作,大大提升了涡轮组件的寿命。
而且即便是富燃的燃料通过泵轴泄漏,也只会遇到更多的燃料,也就不需要精密的密封装置了。
所以就理论设计而言,这种结构下的火箭发动机,其热力学循环效率是最高的。
当然,这条技术路线也不是邱睿想出来的。
大老苏的rd-270发动机,采用的就是这种结构。
不过那玩意用的两种推进剂是四氧化二氮和偏二甲腓,是出了名的“毒发”,始终也能下测试台。
没能搞成功的原因不在于推进剂有毒,而是当年的技术不达标。
全流量分级燃烧循环,虽然把小燃烧室的温度给降了下来,但是这玩意技术难度高,稳定性贼差,很难长时间有效输出。
遵循前世老马的解决思路,邱睿决定索性把燃料也换了。
从液氢,换成液态甲烷。
这么做的好处多多,简单举几个方面。
首先是“比冲”。
衡量火箭发动机效率的标准是“比冲”,即单位时间内消耗单位推进剂所产生的推力。
总之知道比冲越高越好就完了。
虽然理想的甲烷发动机,比冲为459秒,比理想液氢发动机的532秒要低,但比煤油发动机的370秒可高了不少。
然后是燃料的燃烧温度,燃烧温度越低,对发动机就越好。
煤油燃烧温度3397度,甲烷3277度,液氢2797度。
接下来是燃料沸点。
煤油210多度,比水还要高。
液氢零下253度,接近绝对零度。
这俩玩意都需要考虑极为严格的隔热和保温措施。
至于甲烷,沸点在零下162度,和液氧非常接近。
因此甲烷罐和液氧罐,可以使用共底储箱,从而大大减轻火箭的重量。
最后,也是最重要的一点,价格。
都不说液氢,就是和火箭用的煤油一比,甲烷都跟不要钱似的。
综上所述,无论怎么看,采用甲烷燃料的全流量分级燃烧循环发动机都必须要搞。
不搞不行!
(注:我这章写的好像有些自嗨了,没啥剧情,大家全当是个过渡章节好了)
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