航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)

航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)以液氫液氧為推進(jìn)劑的液體火箭發(fā)動機(jī)01基本概念樣例介紹產(chǎn)品改進(jìn)目錄0302基本信息航天飛機(jī)尾部有三臺以液氫液氧為推進(jìn)劑的液體火箭發(fā)動機(jī)，稱之為主發(fā)動機(jī)。三臺主發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)是完全一樣的。發(fā)動機(jī)具有兩個預(yù)燃室，渦輪泵輸出的大部分燃料和小部分氧化劑在預(yù)燃室內(nèi)進(jìn)行富燃料燃燒(氧：氫約為0.8)，燃?xì)鉁囟仍?00~700℃左右，用來驅(qū)動渦輪，然后排入主燃燒室與其余的氧化劑進(jìn)行補(bǔ)充燃燒，形成高溫高壓燃?xì)鈴娜紵覈娍谂懦?。三臺主發(fā)動機(jī)合起來可以提供600多噸的推力。發(fā)動機(jī)中氫系統(tǒng)和氧系統(tǒng)的工作環(huán)境是極其惡劣的，這就對其材料提出了特殊而苛刻的要求?；靖拍钛趸瘎淙剂贤屏鋮s燃燒室主閥門010302040506基本概念萬向節(jié)參數(shù)SSME推力基本概念氧化劑在主發(fā)動機(jī)中，既使用氣態(tài)氧，也使用液態(tài)氧，所以氧系統(tǒng)中的金屬和非金屬材料要具有下列特性：高的著火溫度；好的急冷性能；低的沖擊敏感性；高的導(dǎo)熱性，能與氧產(chǎn)生反應(yīng)；耐磨和抗點腐蝕；低的摩擦系數(shù)；金屬表面應(yīng)有較厚的氧化膜等。

航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)(15張)SSME的主要部件低壓氧化劑渦輪泵（LPOTP）是一個靠液氧帶動的六級渦輪驅(qū)動的軸流泵，尺寸為450mm×450mm。轉(zhuǎn)速約5,150rpm，它將液氧的壓力從0.7MPa增加到2.9MPa，加壓后的液氧供給到高壓氧化劑渦輪泵（HPOTP），從而保證在高壓狀態(tài)下工作的HPOTP不會產(chǎn)生空穴。HPOTP由兩個連接在同一主軸的單級離心泵（一個主泵，一個預(yù)燃泵）組成，由一臺兩級高溫渦輪驅(qū)動，尺寸為600mm×900mm，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉(zhuǎn)速約28,120rpm，主泵將液氧壓力從2.9MPa增加到30MPa。加壓液氧被分成幾路，一路用來驅(qū)動LPOTP，其余大部分液氧流向燃燒室。剩余一小部分送往液氧熱交換機(jī)，控制這部分液氧的是一種“防溢閥”，當(dāng)熱量將液氧轉(zhuǎn)化為氣體時，閥門才打開。一部分氧氣通過專用管道進(jìn)入附加燃料箱，擠壓液氧；另一部分氧氣進(jìn)入預(yù)燃泵，驅(qū)動預(yù)燃泵將液氧壓力從30MPa增加到51MPa。HPOTP的渦輪和泵裝在同一轉(zhuǎn)軸上。渦輪中的高溫燃料氣與主泵里的液氧混合可能導(dǎo)致事故，為了防止事故發(fā)生，渦輪與泵由充滿氦氣的空穴隔開，氦氣氣壓降低將觸發(fā)發(fā)動機(jī)自動停車。氫燃料低壓燃料渦輪泵（LPFTP）是一個靠氫氣帶動的二級渦輪驅(qū)動的軸流泵，尺寸450mm×600mm，轉(zhuǎn)速約16,185rpm，它將液氫的壓力從0.2MPa增加到1.9MPa，并將之供給高壓燃料渦輪泵（HPFTP）。渦輪泵安裝在與LPOTP相對的位置上。HPFTP是一臺三級離心泵，由一臺兩級高溫渦輪驅(qū)動，尺寸為550mm×1100mm，由法蘭片連接在高溫歧管上，轉(zhuǎn)速約35,360rpm，它將液氫的壓力從1.9MPa增加到45MPa。高壓液氫流過主閥門后分為三路：一路流經(jīng)燃燒室外殼用以冷卻，一部分氫氣流回LPFTP，驅(qū)動LPFTP的渦輪，一小部分氫氣被送回附加燃料箱中給液氫箱增壓，其余氫氣注入燃燒室；第二路通過噴嘴后氣化加入第三路，隨后送入預(yù)燃室。為避免LPFTP到HPFTP的管道周圍生成液態(tài)空氣，設(shè)計時采取了必要的隔熱措施。氫系統(tǒng)用材主要應(yīng)克服發(fā)動機(jī)啟動/關(guān)車和載荷急劇變化而引起的強(qiáng)烈熱振動，以及工作中的高溫高壓，特別是氫腐蝕。因此，氫系統(tǒng)用材一般要滿足：具有氫脆抗力；具有平均應(yīng)力下從低溫到高溫的較好的高周疲勞壽命；在氫環(huán)境中具有較好的低周疲勞壽命；熱疲勞阻力；在7.5小時內(nèi)承受高應(yīng)力；較好的焊接和機(jī)械加工性能等。為滿足這些要求，主發(fā)動機(jī)中廣泛使用Ni、Co和Fe-Ni基高溫合金。

推力軌道器加工廠（OPF）中正在安裝一號主發(fā)動機(jī)氧化劑和燃料的預(yù)燃室焊接在高溫歧管上。電弧點火器位于噴射器的中央，這個雙備份點火器由發(fā)動機(jī)控制器控制，在發(fā)動機(jī)啟動后依次工作來點燃每個預(yù)燃室，大約三秒后，燃燒室能自我為繼，點火器關(guān)閉。預(yù)燃室產(chǎn)生的高溫富燃料氣體用以驅(qū)動高壓渦輪泵。氧化劑的預(yù)燃輪和預(yù)燃泵；燃料的預(yù)燃室的高溫氣驅(qū)動HPFTP的渦輪。HPOTP和HPFTP渦輪的轉(zhuǎn)速依賴于預(yù)燃室中控制氧化劑流量的閥門的開啟程度，發(fā)動機(jī)控制器控制通過控制閥門開閉來達(dá)到控制推力的目的。氧化劑和燃料預(yù)燃室閥門共同作用，產(chǎn)生6:1的推進(jìn)劑混合比。冷卻冷卻劑控制閥安裝在燃燒室的冷卻旁路管上，發(fā)動機(jī)啟動前，閥門都是完全開啟的。在發(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)過程中，閥門可呈100%開啟以實現(xiàn)100%至109%的冷卻效果；或呈66.4%至100%開啟，以實現(xiàn)65%至100%的冷卻效果。燃燒室主發(fā)動機(jī)燃燒室的推進(jìn)劑是富燃料型的，氫氣和液氧通過高溫氣體歧管冷卻回路注入燃燒室。燃燒室和噴嘴的內(nèi)壁靠外壁的管壁式冷卻管道中的液氫來冷卻。鐘罩形噴嘴依靠擰接螺栓連接在主燃燒室下。噴嘴長2.9m（113英尺），出口直徑2.4m（94英尺）。噴嘴前端的支撐環(huán)就是發(fā)動機(jī)擋熱板的連接點。由于航天飛機(jī)在發(fā)射，在軌和返回時發(fā)動機(jī)都暴露在外界，因此有必要對之進(jìn)行隔熱處理，隔熱層由四層金屬棉和包在外層的金屬箔和金屬組成。SSME的膨脹比達(dá)到了罕見的77:1，足夠大的噴嘴可以承受能引起控制失衡和造成航天器機(jī)械損傷的流動分離問題。洛克達(dá)因的工程師降低了噴嘴出口處的外壁傾角，這將出口邊緣的壓力增加到4.6psi至5.7psi，而中間部分壓力只有2psi，由此解決了流動分離問題。燃燒室由內(nèi)壁、外壁和承力套組成。內(nèi)壁是銅-銀-金合金(即NARLOY-Z)。這種材料在導(dǎo)熱性、高溫強(qiáng)度、延展性、穩(wěn)定性和長壽命等方面都比較好。燃燒室內(nèi)壁的外表面上銑有390個矩形截面（1.00nm寬x2.54mm深）的冷卻槽。外壁用銅-鎳合金制成，厚度約為1.3nm。內(nèi)外壁組成了用液氫進(jìn)行再生冷卻的冷卻套。這樣，燃燒室喉部的熱流雖然高達(dá)W/，但是從燃燒區(qū)域到喉部區(qū)域的燃?xì)獗诿鏈囟热员容^均勻，大約為536℃。承力套承受燃燒室的高壓、噴管的推力、擺動載荷和側(cè)向載荷等。由內(nèi)、外壁構(gòu)成的冷卻套位于承力套的內(nèi)側(cè)。

主閥門主發(fā)動機(jī)上共五個主閥門，分別位于氧化劑預(yù)燃室、燃料預(yù)燃室、氧化劑管、燃料管和燃燒室冷卻劑管。閥門都是壓力開啟，并通過控制器控制的。在氦氣保護(hù)系統(tǒng)出現(xiàn)壓力異常時，閥門會完全關(guān)閉。氧化劑和燃料的放泄閥是在發(fā)動機(jī)停車后開啟的，剩余的液氫液氧由此被排泄到航天器外。排盡后閥門重新關(guān)閉。萬向節(jié)萬向軸承尺寸為290mm×360mm，是連接發(fā)動機(jī)和航天器的組件。低壓液氧的燃料渦輪泵相對安裝在機(jī)尾的受力結(jié)構(gòu)上。從低壓泵到高壓泵的管道采用柔性波紋管，能讓低壓泵在發(fā)動機(jī)萬向轉(zhuǎn)動調(diào)整推力矢量時保持固定。SSME推力SSME的主要部件SSME的推力可以在67%到109%范圍內(nèi)調(diào)節(jié)，發(fā)射都采用104.5%推力，而106%至109%推力用于“航天飛機(jī)異常中止模式”。以下是具體推力值，前者是海平面值，后者是真空值：100%推力：1670kN/2090kN（375,000磅力/470,000磅力）104.5%推力：1750kN/2170kN（393,800磅力/488,800磅力）109%推力：1860kN/2280kN（417,300磅力/513,250磅力）其中，100%推力并不代表最大推力值，而是額定值，是在SSME研發(fā)期間計算得出的。之后的研究表明主發(fā)動機(jī)在超過預(yù)設(shè)推力下也能安全工作。為了維持原來的預(yù)設(shè)標(biāo)準(zhǔn)不變，也便于以后推力比較，特意將原預(yù)設(shè)值規(guī)定為100%推力，此后如果推力增大，就不需要修改原值。SSME的推力會影響其可靠性，有研究表明當(dāng)發(fā)動機(jī)推力超過104.5%時，對可靠性有明顯影響。因此超過100%的推力模式較少使用。參數(shù)海平面推力：1859kN（418,000磅力）真空推力：2279kN（512,000磅力）海平面比沖：366s真空比沖：452.3s推重比：73.3:1噴口面積：93平方英寸噴嘴面積：50.265平方英尺室壓：2747psi（100%推力）出口壓力：1.049psi（額定值）燃燒時間：520s產(chǎn)品改進(jìn)產(chǎn)品改進(jìn)航天飛機(jī)主發(fā)動機(jī)(SSME)計劃目前正利用稱之為階段Ⅰ的發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)狀態(tài)以保證航天飛機(jī)在100%和104%額定推力下發(fā)射。截止1985年5月已進(jìn)行了廣泛的地面研制和鑒定試驗，在17次飛行中成功地發(fā)射了51臺次主發(fā)動機(jī)。104%的推力和在該推力下確保15次飛行的發(fā)動機(jī)壽命可滿足目前的發(fā)射要求。兩臺高壓渦輪泵的壽命卻受到限制，每飛行6次便需更換。將來的發(fā)射要求規(guī)定要在109%額定推力(真空推力為磅)下工作和要有壽命更長的渦輪泵，以便把發(fā)射費(fèi)用減到最小。

SSME計劃的階段Ⅱ為研制與鑒定經(jīng)過改進(jìn)并能在109%推力下確保10次飛行的高壓燃料和氧化劑渦輪泵。對渦輪泵所作的設(shè)計更改主要是使轉(zhuǎn)動機(jī)械能耐受由階段Ⅱ發(fā)動機(jī)設(shè)計所造成的環(huán)境，例如，渦輪溫度、推進(jìn)劑流量、系統(tǒng)壓降、不對稱側(cè)向力的分布等。

改善渦輪機(jī)組工作環(huán)境和提高性能裕度是兩個附加階段的目標(biāo)。第一個附加階段稱為階段Ⅱ+,還將加上設(shè)計改進(jìn)以改善SSME的燃?xì)庀到y(tǒng)工作環(huán)境。階段Ⅱ+的主要目的是實現(xiàn)兩管式燃?xì)饧掀?。這種新集合器將大大地改善燃?xì)饬鞯奶匦?，該燃?xì)饬鲝母邏喝剂蠝u輪一級輪盤出口起，流經(jīng)渦輪出口調(diào)頭集合器、燃?xì)饧掀鞴艿赖街鲊娮⑵髁髀芳掀?，再繞過主噴注器氧化劑空心管柱本身。壓降和動壓振蕩的減小將導(dǎo)致渦輪工作溫度和整個燃?xì)饬飨到y(tǒng)周期應(yīng)力的減小。將用大量的測試儀器配合發(fā)動機(jī)的研制試驗對這些設(shè)計改進(jìn)進(jìn)行驗證。飛行鑒定將在以后進(jìn)行。

第二個附加階段稱之為工藝試驗臺前驅(qū)計劃(以下簡稱前驅(qū))，這是一項工藝計劃，用以驗證改進(jìn)的可行性。通過熱試車驗證可以表明，這些更改會改進(jìn)發(fā)動機(jī)的性能和工作環(huán)境。樣例介紹樣例介紹三模態(tài)熱管式噴氣發(fā)動機(jī)航天飛機(jī)要經(jīng)過起飛、加速、爬升到高空高速，進(jìn)入稀薄大氣層這三個飛行階段。所用的動力裝置，在起飛和中低空中低速以渦輪噴氣和加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)最佳；高空高速卻是沖壓噴氣發(fā)動機(jī)最好；稀薄大氣層只有火箭發(fā)動機(jī)才能勝任。單級人軌航天飛機(jī)要同時安裝這三類動力裝置，從布局到結(jié)構(gòu)重量都是不允許的。能否研制出重量輕、多功能的動力裝置，是單級入軌航天飛機(jī)成功與否的關(guān)鍵。

三模態(tài)熱管式噴氣發(fā)動機(jī)是脈動式噴氣發(fā)動機(jī)、沖壓式噴氣發(fā)動機(jī)和液體火箭發(fā)動機(jī)的有機(jī)組合型噴氣發(fā)動機(jī)，簡稱為三模態(tài)熱管式噴氣發(fā)動機(jī)(PRRDjetenigne)。脈動式發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣活門由燃燒室內(nèi)氣體壓力控制，燃燒室內(nèi)壓力低于進(jìn)氣壓力時進(jìn)氣活門打開，高于進(jìn)氣壓力時活門關(guān)閉。如果在燃燒室壓力略低于進(jìn)氣壓力的狀態(tài)下進(jìn)行等壓燃燒，進(jìn)氣活門則一直處于打開狀態(tài)，成為典型的沖壓式噴氣發(fā)