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陕柴MAN曼机-当阿姆斯特朗在月球说出这句话,整个地球为之骄傲火箭发动机汽车视频

来源:应急救援装备网  作者:蓝品汇优采云   2024-07-07 阅读:91

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来源 | 太空爱好者()

作者 | 超级

“人类的一小步,却是人类的一大步”49年前的7月21日,当尼尔·阿姆斯特朗在月球上说出这句话时,整个地球都为之自豪!

载人登陆外星球的具体工程设计还有许多困难需要克服,本文通过阿波罗登月计划的登月舱下降发动机(LMDE)分析其中的技术难点。

与将航天器发射到外太空的单一任务不同,登月任务非常复杂。月球软着陆需要极高的可靠性、可变推力、多次启动、低重量和可压缩的能量吸收(当降落在大型岩石上时)。对发动机的要求非同一般。一旦发生任何事故,宇航员将无法回来。

TRW在极短的时间内设计并制造了这款发动机,堪称工程技术的奇迹,相关技术也运用在目前热销的猎鹰火箭的梅林发动机上。

1. 特殊任务说明-登月

1. 需要反推力发动机

月球没有大气层,与火星可以依靠大气层用降落伞减速、依靠火箭推力或气囊着陆不同,登陆月球只能依靠下降发动机的动力,实现软着陆。

(二)推力不变,但问题依然存在——下不去

登月舱在着陆过程中,推进剂不断消耗,探测器质量不断减小,推力难以固定,无法下降。因此,为了适应探测器质量的变化,下降发动机必须具备大范围的变推力能力。

即使采用固定推力发动机,也是由几台固定推力发动机组合而成,通过脉冲调制控制各发动机运行,以获得所需的推力。固体火箭发动机实现推力调节非常复杂,所以一般都采用液体推进剂。

3. 选择一块平坦的土地并悬停

为了使登月舱安全着陆,发动机还必须让登月舱悬停在月球表面,并选择平坦的月球表面着陆。

TRW在登月舱下降发动机LMDE中完美体现了上述要求。

图 1. TRW 生产的登月舱下降发动机(LMDE,Lunar)

2. 一家伟大的公司——TRW简介

TRW(Ramo Inc. 的缩写)成立于 1901 年,由 David Kurtz 和其他四位克利夫兰人创立,当时名为克利夫兰螺钉公司。后来,它成为一家百年老店,直到 2002 年被诺思罗普·格鲁曼公司收购。该公司的产品线涉及范围广泛,包括民用汽车零部件、航空航天和军用、半导体计算机等。主要产品包括:

1、初期产品包括赛车高性能阀门、二战军用飞机关键部件、喷气发动机涡轮叶片等;

2. 1953年,TRW成为洲际弹道导弹(ICBM)开发的主要承包商。TRW成为领导者之一,开发了泰坦导弹。

3、美国TRW公司旗下的STL(太空)设计制造了先驱者10号和11号,分别探测木星和土星,是人类首次穿越小行星带和木星辐射带的探测器。

4、TRW设计并制造了HEAO 1、2和3,其中HEAO 2爱因斯坦天文台是第一台全成像X射线望远镜;由TRW设计并制造的康普顿伽马射线天文台和钱德拉X射线天文台是美国宇航局四大天文台计划中的两个。

5. TRW 设计并制造了阿波罗登月舱下降发动机 (LMDE)。该发动机是载人航天飞行中第一台可节流、可变推力的发动机。它还作为阿波罗 13 号惊心动魄的返回任务的主推进发动机,并在轨道校正中发挥了重要作用。它获得了 NASA 的历史性赞誉:“登月舱下降发动机可能是阿波罗计划中最大的挑战和最突出的技术突破。”

图2. 百年老字号TRW(Ramo Inc)其实是生父

6.阿波罗登月计划后,LMDE进一步发展为TRW TR-201发动机,并在1972年至1988年间成功应用于77枚德尔塔运载火箭。

1986年,TRW在世界500强企业中排名第57位。

3. LMDE 设计细节

从1963年开始研发到1965年1月正式中标,TRW其实只剩下很少的时间去研发一款符合载人飞行要求的LMDE。为此,TRW在发动机研发初期严格规划了测试程序,以发现并解决设计中的缺陷,确保在后期的研发和认证阶段不会出现不可预见的问题。发动机设计中的几个关键挑战:可靠性、可变推力、轻量化、小尺寸和能量吸收!

1.可靠性高:采用剧毒肼燃料

月球软着陆通常需要三个阶段:制动、接近和着陆。

1、制动阶段(PHASE):登月舱离开110km高度月球轨道,进入霍曼转移轨道后,由近地点到距月面几千米高度的制动下降过程称为制动阶段,也称动力下降阶段。其主要目的是通过制动发动机抵消近地点处较大的初速度。

2、进近段:进近段位于刹车段与悬停着陆段之间,此段主要目的是修正刹车段的偏差,使之满足着陆段的下降要求。

3、悬停着陆:着陆阶段从距月面几百米甚至更近的地方开始下降,悬停过程中完成着陆区地形识别,及时避障,确保安全着陆。

整个下降过程的 LMDE 点火时间总要求为 1000 秒,其中包括 90 秒测试时间和 910 秒任务时间,这需要多次启动发动机才能可靠点火。

还需注意的是,登月舱的下降发动机直到发射后第三天,即登月前才开始使用,这就要求燃料必须储存很长时间。然而,液态氢在太空中的长期储存问题至今仍是一个难题。显然,高比冲低温推进剂并不是首选。

图 3. LMDE 总点火时间为 1000 秒,其中包括 90 秒测试时间和 910 秒任务时间。必须可靠地多次启动。

图4.登陆月球并不是我们小时候想象的V2式火箭登陆。

综合考虑后,为保证100%的点火可靠性,LMDE采用了传统自燃推进剂的高毒性组合:航空肼和氧化剂N₂O₄。航空肼(50)又称混合肼50,是肼和不对称二甲基肼(UDMH)的50/50重量混合物。改进了肼凝固点低(2摄氏度)的问题,比肼稳定,比纯UDMH具有更高的密度和沸点,提高了安全性。这种组合保证了液体燃料和氧化剂之间的液相混合物的直接点火,并可多次真空启动,提高了可靠性,省去了点火装置,减轻了重量。

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(二)针栓式喷管实现变推力

针栓式喷油器起源于20世纪50年代NASA JPL的一个研究项目,通过移动喷油器中部的针栓,可以调整通流面积,从而实现推力调节,燃烧稳定,结构简单。TRW公司于20世纪60年代开始实践和发展针栓式喷油器,并成功应用于LMDE。随后,TRW公司开发了60余种不同用途的针栓式液体火箭发动机喷管,推力从10N到3MN不等。

图5. 针阀式喷油器在特殊领域有着出色的表现,但这说起来容易做起来难。

LMDE采用可变面积调节阀实现流量调节,采用可变面积针栓式喷油器控制各工况喷油压降基本不变,使发动机具有较高的燃烧效率。这是典型的“双调节”变推力发动机方案。LMDE也有所创新,将流量控制阀(空化腹语管)和针栓式喷油器通过机械杠杆连接在一起,驱动源安装在流量控制阀上,省去了一套驱动源,系统简单。该发动机推力范围为46.75kN~4.675kN,推力调节能力为10%~100%。

图6. 可变面积控制阀(文丘里管)和可变面积针阀喷油器通过杠杆连接,实现大范围的推力调节

(三)采用挤压供给系统

为了使LMDE尽可能的简单、轻便和可靠,LMDE没有采用复杂的膨胀循环和燃气发生器循环,而是采用了高可靠的氦挤压推进剂供给系统,放弃了笨重、复杂、易损的涡轮泵。

图7.挤压循环对于液体火箭发动机来说是一个非常可靠的循环。

为了尽可能减轻重量,LMDE对挤压循环使用的氦气采用了超临界储存增压技术!利用氦气相对较低的超临界压力,在其中填充密度更大的液氦,使液氦经热传导后膨胀到超临界状态,消除了液气两相状态;采用球形储罐结构,材质为双层钛合金球壳(DEWAR船用柴油机,杜瓦瓶),质轻坚固,最终达到环境氦气密度的8倍。与储存同等可用氦气量的室温氦气储存系统相比,储存1kg氦气所需的系统结构质量仅为3kg,大大减轻了增压系统的结构质量,减轻重量约160公斤!

阿波罗计划掌握的超临界氦气罐(SHe)技术,日蒸发率不超过1.5%,在登月舱向月球转移飞行过程中,超临界氦气储存待机时间达到最高要求131.5小时。

图8.黄色罐为“SHe”罐。

图 9. 下降级舱内的超临界氦气罐中共储存了 22 公斤氦气。

4. 运往月球的每一磅货物都必须计算在内!

整个发动机的质量控制在394磅(179公斤),相当于两个成年人的体重。大量采用轻质材料,推力室外壁采用钛合金材质,万向架支撑组件则是7075-T73铝合金加工而成的矩形框架。

体积也得到控制火箭发动机汽车,最大直径1.52米,高2.03米,推力室头部可放入登月舱的方形隔间内。

图10. 最大直径1.52米,方形舱室刚好纳入下降级

(五)燃烧室和喷嘴

由于燃烧时间仅有1000秒,且不考虑重复使用,因此设计时注重减重,广泛采用烧蚀冷却:

1、燃烧室由带烧蚀内衬的钛合金壳体组成,壳体厚度为0.035英寸(0.89mm)。燃烧室隔热罩由两层0.038mm不锈钢和玻璃纤维制成,使推力室外壁温度仅为200摄氏度左右,从而使推力室整个前端可以完全嵌入探测器内部,使下降级更加紧凑。

2、喷管延长段外壁采用辐射冷却:推力室16:1面积比后采用铌合金(合金)C-103辐射冷却,并采用黑色铝基涂层,提供抗氧化和高辐射。喷管延长段与燃烧室外法兰连接,延伸至出口面积比为47.5:1。

3、为了使钛壳的最大工作温度保持在800°F(427°C)左右,采用烧蚀冷却。烧蚀内衬由高密度、耐烧蚀的酚醛材料组成。在工作过程中,烧蚀材料吸收热量并分解产生气体。气体从基体中渗出并在内壁表面形成保护边界层。见下图中金属壳底部的黑色材料。

图11、LMDE喷管采用烧蚀技术,适合短期任务,以减轻重量。

4、喷管延伸段为可折叠结构,着陆时可与月球表面碰撞吸收能量,实现软着陆。

图 12. 喷嘴延伸件冲击试验

图13.阿波罗15号任务,折叠式设计因应变化保持不变,确保了任务的成功

这种可折叠设计在前三次登月中都没有发挥作用,但在阿波罗15号上却派上了用场。为了增加登月舱的有效载荷,延长停留时间,阿波罗15号的LMDE喷管长度增加了25CM,以增加膨胀比和推力。它在着陆过程中变形吸收能量,整个登月舱安然无恙。

(六)LMDE 参数

阿波罗登月舱下降发动机总共参加过十次飞行和测试,从未发生过一起因下降发动机故障而引发的事故。

图 14. LMDE 的各种指标。

四、题外话:TRW的人才和技术成就

汤姆·米勒曾在美国TRW公司参与液体火箭发动机研发长达15年。1990年后,TRW利用针栓喷射器技术研发低成本发动机,致力于降低航天发射成本。汤姆·米勒负责研发了迄今为止推力最大的液氢/液氧发动机TR-106,真空推力高达381.3吨。这款发动机的零部件总数不超过100个,从设计、制造到组装只用了不到一年的时间。

2000 年左右,汤姆·米勒意识到自己的才华将被埋没,因为 TRW 在航天推进领域被边缘化了。此时,MUSK 挖走了这名人才,汤姆·米勒也跳槽参与了 Space X 的创建。汤姆·米勒在他设计的第一台火箭发动机 1A 中运用了针栓喷射器技术。

5. 后阿波罗时代下降发动机的发展

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1. 海盗一号和海盗二号(1&2)火星无人探测器下降级和着陆级发动机介绍

1975年8月20日和9月9日,美国发射两艘“海盗”号探测器,探测火星上是否有生物。两艘探测器由轨道器和着陆器组成,长5.08米,重3530公斤,其中轨道器重2330公斤,着陆器重1200公斤。它们由三脚架支撑,并配备有生化实验箱、测量和挖掘设备、两台电视摄像机、机械手和电源。“海盗”一号和二号分别于次年7月20日和9月3日成功降落在火星表面。

图 15. 第一个火星探测器“维京号”不应被遗忘

设计制造任务交给了(现在)船用物资,这家公司有40年为美国深空探索项目提供发动机的历史。登陆火星和登陆月球还是有一些区别的:

1、对重量和体积的要求更加严格,整个着陆舱总重量1.2吨,这就要求发动机必须更轻!

2、火星大气层可利用来减速:火星大气层比地球大气层稀薄,其中95.3%为二氧化碳,约2.7%为氮气,1.6%为氩气,还有极少量的氧气和水蒸气。气压只有地球的1%。虽然稀薄,但峰值热通量却与地球大气层差不多,因此可以利用降落伞来减速。

3.火星上可能有生命,所以尽量避免任何残留的有毒物质(NASA 喜欢这样)......

怎么办呢?工程师们想出了一个非常好的解决方案:

1、充分利用降落伞减速:在6千米高空,着陆舱速度仍为250米/秒,但打开直径16米的降落伞后,45秒内即可将速度降至60米/秒。

2、利用单组元催化分解:节省氧化剂、节省氧化剂储罐、节省阀门、节省点火装置……

经过工程师反复验证:

1、用单组份肼(联氨)进行催化分解:肼在催化剂的帮助下分解成氨和氮,并放出热量。如果控制氨离解成氮和氢的吸热反应,最高气体温度可达1650K。通常用作小推力姿控发动机,最适合推力在10N左右的微型发动机。单组份不需要氧化剂,重量轻,分解后可以立即启动和停止,优点明显,推力可变。但肼本身的热稳定性相对较差。

2. 多喷嘴设计:由于维京号探测器专注于研究火星表面物质,减少排气羽流对火星表面的影响,因此下降和着陆发动机共有 18 个喷嘴,推力在 276 牛顿至 2667 牛顿之间可调。使用如此多的喷嘴可使排气扩散到更大的区域。NASA 计算,使用这种方法不会使表面升温超过 1 摄氏度,移动不超过 1 毫米,从而让火星表面探索任务顺利完成。

图 16. 多喷嘴设计使废气能够扩散到更大的区域,而不会打扰火星人(有密集恐惧症的人要小心)

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图 17. 多喷嘴设计使废气能够扩散到更大的区域,而不会打扰火星人(有密集恐惧症的人要小心)

4、火星着陆器三角形基座长边上安装有三台发动机,着陆器携带86公斤推进剂,储存在两个钛燃料箱内火箭发动机汽车,反推力发动机在1.5公里高空点火,工作40秒后,着陆速度可降至2.4米/秒,再配合蜂窝铝减震腿,实现成功软着陆。

图 18. 三个发动机安装在火星着陆器三角形底座的长边上。

2011年火星科学实验室(火星)好奇号探测器上也采用了相关技术。

此外,2007年8月4日发射的凤凰号火星探测器采用的是固定推力发动机,也是由多台固定推力发动机组合而成,通过脉冲调制控制各台发动机的运行,以获得所需的推力。

2.我国的嫦娥三号

我国于2003年3月1日正式启动月球探测计划“嫦娥工程”。嫦娥三号着陆发动机充分借鉴LMDE,采用非对称二甲肼常规推进剂挤压变推力发动机。2013年12月14日,我国“嫦娥三号”探测器成功登陆月球。

3.后续下降发动机技术展望

近年来,随着新一轮月球、火星登陆计划的兴起,主要技术突破是采用高比冲、无毒的低温推进剂方案,但液氢的储存是个问题,就连使用经验最丰富的美国也将其搁置,目前重点关注液氧煤油/液氧甲烷。泵压式液氧煤油发动机使用成熟,但难以大范围调节发动机推力,而采用液氧甲烷膨胀循环泵压式发动机可以实现这一目标,比冲高出10s。

膨胀循环为闭式循环,燃料或氧化剂流经燃烧室壁和喷管壁,冷却燃烧室和喷管,同时自身升温,具有较大的压力,驱动燃料泵和氧化剂泵工作。膨胀循环的主要优点是发动机比冲高、结构简单、质量小,非常适合着陆级的推力要求。2004年,美国普惠公司在成熟的RL10膨胀循环发动机基础上,用液态甲烷代替液氢,推力比目标扩大到20:1,推力98Kn,燃烧室压力3.45MPa,比冲353秒。但由于美国于2010年1月29日宣布取消星座计划,随后星座计划也宣告终止。

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图 19. 封闭式膨胀循环

目前的研发项目很多,做出一些取舍也是很正常的。据说红龙计划取消后,重点会放在泵压式液氧甲烷发动机上。采用双层嵌套储罐对抗蒸发,在主储罐内设置小型球形储罐,储存下降时所需的燃料。这里还要提一下液氧甲烷推进剂在星际旅行中的优势。甲烷的沸点为-161度,液氧的沸点为-183度,两种工质的理想工作温度更接近太空环境温度。相比于液氢,理论上更容易实现推进剂在太空的长期储存,是一种太空可储存推进剂。而且由于温度区接近,两种推进剂的储存和保温可以采用相同的方案和工艺手段,有利于简化系统。 罐体可以具有共同的底部或嵌套的,并且罐体之间不需要特殊的绝缘,这简化了罐体的设计并减轻了结构质量。

图20.马克思什么时候去火星?

载人登陆火星的具体工程设计还有很长的路要走,期待在无毒低温推进、长期储存与热防护以及相关的大比推力、膨胀循环登陆发动机研制方面取得突破。

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本文转载自“太空爱好者()”,原标题为《以火探路六十年——地外登陆反推发动机发展史大揭秘》,作者 | 超级超级

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