【原创文章】举火寻道六十年——地外着陆反推火箭发动...

前言　　“Small step for man，giant leap for mankind” 48年前的7月21日，当尼尔阿姆斯特朗在月球说出这句话的时候，整个地球为之骄傲！在我们期盼SpaceX能够在2020年发射火星着陆的红龙飞船时（Red Dragon Spacecraft），伊隆·马斯克19日却在华盛顿表示，SpaceX已经放弃龙飞船的发动机反推着陆计划，同时也取消了“红龙任务”。看来在载人登陆火星的具体工程设计上，还有不少难关要克服，本期专门通过阿波罗登月计划的登月舱下降火箭发动机（LMDE，Lunar Module Descent Engine）来分析其中的技术难点。作者：超级loveovergood

　　不同于发射航天器去外太空的单一任务，登月任务非常复杂，在月球上进行软着陆，要求极端可靠性、变推力、多次启动、低重量和可溃吸能（在大型岩石上着陆的情况下），对于发动机的要求不一般，稍有意外宇航员就回不来了。
　　TRW公司在极短的时间内设计并制造了这款发动机，堪称工程技术上的奇迹。相关的技术还用在了热点公司SpaceX的猎鹰火箭梅林发动机以及后续液氧甲烷的猛禽发动机上。
　　一、 特殊任务说明——月面降落
　　（一）必须要有反推发动机
　　月球没有大气，不同于火星还可以依靠大气，用降落伞减速并用火箭反推或气囊着陆，在月球上登陆只能依靠下降发动机的动力才能实现软着陆。
　　（二）推力不变还麻烦了——下不去
　　在登月舱着陆过程中，推进剂不断消耗，探测器质量不断减小，固定推力就麻烦了。因此为了适应探测器质量的变化，要求下降发动机必须具有大范围变推力能力。
　　即便采用固定推力的发动机，也是几台固定推力的组合通过脉冲调制来控制每台发动机的工作，以获得所需的推力。固体火箭发动机实现推力调节比较复杂，因此一般采用液体推进剂。
　　（三）挑个平坦的地方降落——还需要悬停
　　为了让登月舱安全的降临，发动机还必须让登月舱在月球表面悬停，挑一个平坦的月面进行降落。
　　TRW公司把上述要求完美的体现在了登月舱下降发动机上LMDE。

　　
　　二、一个伟大的公司—-TRW简介
　　TRW（Thompson Ramo Wooldridge Inc公司首字母缩写）成立于1901年，由David Kurtz和其他四名克利夫兰人组成的克利夫兰帽螺丝公司，后成为百年老店，直到2002年被诺斯罗普·格鲁门公司收购。该公司产品线跨度很大，包括民用汽车配件、航天军工、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、二战军机关键零部件、喷气发动机涡轮叶片；
　　2、1953年开始成为ICBM（洲际弹道导弹）开发工作的主要承包商。TRW也主导发展了大力神（Titan）导弹。
　　3、TRW下属的STL（Space Technology Laboratories）设计和制造了先驱者（Pioneer）10和11，分别调查木星和土星，是人类第一个通过小行星带和木星的辐射带的探测器。
　　4、TRW设计并制造了HEAO 1,2和3，其中HEAO 2爱因斯坦观测台是第一台完全成像的X射线望远镜；设计制造的康普顿伽马射线观测台、钱德拉X射线天文台是NASA 4大天文台计划中的两个。
　　5、TRW为阿波罗月球着陆器设计和建造下降引擎（LMDE）。该发动机是载人太空飞行的第一个可节流、变推力的发动机，该发动机还在阿波罗13惊险返航中作为主要的推进发动机，对轨道的修正发挥了重要作用。得到了NASA历史性的赞扬：“登月舱下降发动机可能是阿波罗计划中最大的挑战和最杰出的技术突破”。

　　6、阿波罗计划的月球着陆后，LMDE进一步发展成为TRW TR-201发动机，该发动机在1972年至1988年间在77枚德尔塔（Delta）运载火箭中成功使用。
　　TRW公司在1986年成为全球500强企业的第57位。
　　三、LMDE的设计细节
　　1963年启动研发到1965年1月正式中标，事实上留给TRW开发满足要求的用于载人飞行的LMDE时间很短，为此TRW在引擎开发的初期严格规划了测试程序，找到设计中的缺陷并解决，确保在研发和认证阶段的后期不出现难以预见的问题。发动机设计的几个攻关难点：可靠性、变推力、轻质量、小体积、可吸能！
　　（一）高可靠性—-采用了剧毒的肼燃料
　　月球软着陆通常需要经历制动段、接近段和着陆段三个阶段。
　　制动段（BRAKEING PHASE）：登月舱从110 km高的环月轨道离轨进入霍曼转移轨道后，自近月点开始下降到距离月面几公里高度的一段制动下降过程称为制动段，也叫动力下降段，其主要目的是通过制动发动机抵消近月点处较大的初始速度。
　　接近段：接近段介于制动段和悬停着陆段之间，该段主要目的是修正制动段的偏差，使其满足着陆段下降要求。
　　悬停着陆段（HOVER LAND）：着陆段从距离月面几百米甚至更近处开始下降，为保证安全着陆，悬停过程完成对着陆区域的地形识别，并规避障碍物。
　　整体下降过程LMDE总点火时间要求为1000秒，含90秒热标和910秒的任务时间，要求发动机多次启动可靠点火。
　　而且要注意到登月舱下降级发动机直到发射后第三天着陆月球前才开始使用，这就要求燃料必须长期储存，而液氢的空间长时间贮存课题直到今天还依旧是一个难题，显然高比冲的低温推进剂不是首选。
　　

　　综合考虑，为了确保100%的点火可靠性，LMDE采用了剧毒的常规自燃推进剂组合：航空肼和氧化剂N₂O₄，航空肼（Aerozine 50），又称混肼50，是肼和偏二甲肼（UDMH）的50/50重量份混合物，比肼更稳定，比纯UDMH具有更高的密度和沸点，提高了安全性。这种组合，确保液态燃料与氧化剂之间的液相混合直接着火，并能多次真空启动，提高可靠性、省去点火装置也减轻了重量。
　　（二）针栓式喷嘴实现可变推力
　　针栓式喷注器起源于美国NASA JPL（喷气推进实验室，钱学森等创建）的50年代的研究项目，通过移动喷注器中间的针栓，能调节流通面积进而实现推力调节，燃烧稳定、结构简单。TRW公司于60年代开始实践并研制针栓式喷注器并发扬光大，成功用于LMDE。后续TRW公司研发了各类不同用途的60多种针栓式液体火箭发动机喷嘴，涵盖10N～3MN。

　　LMDE采用可变面积流量的调节阀实现流量调节，采用可变面积针栓式喷注器控制各工况的各工况的喷注压降基本维持不变，从而使发动机各工况均具有较高的燃烧效率，这是一种典型的“双调”变推力发动机方案。而且LMDE有创新，流量调节阀与喷注器之间通过机械杠杆连接在一起，驱动源装在流量调节阀上，这样就节省了一套驱动源，从而使系统变得简单。发动机推力范围46.75kN~4.675Kn，具有10%—100%的推力调节能力。
　　
　　（三）采用挤压式供应系统
　　为了使LMDE尽可能简单，轻便，可靠，LMDE没有采用复杂的膨胀循环、燃气发生器循环，而采用高可靠性的氦气挤压式推进剂供应系统，摈弃了沉重，复杂和易损的涡轮泵。22 公斤氦被存储在超严密封的储罐中（下图黄罐），压力10.72 MPa。

　　（四）运往月球的每一磅都必须精打细算！
　　整个发动机的质量控制在了394磅（179公斤），也就是两个成人的重量。大量采用了轻质材料，推力室外壁采用钛。万向架支座组件是由7075-T73铝合金加工矩形框架。
　　体积也控制，最大直径1.52米，高度2.03米。推力室头部恰好能够纳入登月舱的方形架构中。

　　（五）燃烧室和喷管
　　1、推力室16：1面积比前的燃烧室由烧蚀衬里的钛合金外壳组成，壳厚度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，使得推力室外壁只有200摄氏度左右，这样整个推力室前端就有可能完全嵌入探测器内部，使得下降级更加紧凑。
　　2、喷管延伸段外壁采用了辐射冷却：推力室16：1面积比之后采用铌合金（Columbium alloy）C-103辐射冷却，并采用黑色铝基涂层提供抗氧化性和高辐射性。喷管延伸段与燃烧室外壳法兰连接，延伸到47.5：1的出口面积比部分。
　　3、为了将钛壳的最高工作温度保持在800°F（427°C）附近，采用了烧蚀冷却，烧蚀性衬垫由高密度、耐烧蚀的酚醛材料组成，工作时烧蚀材料吸收热量分解生成气体，气体从基体渗出后在内壁面上形成保护边界层。见下图金属壳下部黑黑的材料。
　　
　　4、喷管延伸段为可溃缩结构，可以在降落过程中与月球表面碰撞吸能实现软着陆。

　　喷管延伸段的撞击测试

　　这种可溃式设计在前三次登月中没发挥作用，但在阿波罗15号派上用场了。为了增加登月舱载荷和延长停留时间，阿波罗15号的LMDE喷管增加了25CM长度增加膨胀比以增大推力，在登陆过程中变形吸能，整个登月舱安然无恙。
　　
　　（七）LMDE参数
　　阿波罗登月舱下降发动机共参加十次飞行及试验，从未因下降发动机故障引起事故。

　　五、题外话：TRW的人才和技术成就SpaceX
　　汤姆·米勒( Tom Mueller)曾经在美国TRW公司参与了15年的液体火箭发动机研发工作，1990年后，TRW公司使用针栓式喷注器技术开发低成本发动机，致力于降低航天发射的成本。汤姆·米勒曾经负责研发了迄今推力最大的液氢／液氧发动机TR-106，其真空推力高达381.3吨。而这台发动机的零件总数不超过100个，从设计、制造并组装仅用了不到一年的时间。
　　2000年前后，汤姆·米勒看到自己的才华将会随着TRW在航天动力领域的边缘化而被埋没，这个时候SpaceX创始人伊隆·马斯克（Musk）挖到了这个人才，汤姆·米勒跳槽参与创建了SpaceX，汤姆·米勒在SpaceX设计的第一种火箭发动机Merlin 1A就采用了针栓式喷注器技术。
　　四、后阿波罗时代下降级发动机的发展
　　（一）“海盗1”号、“海盗2” (Viking 1 & 2)号火星无人探测器的下降着陆级发动机介绍
　　1975年8月20日和9月9日,美国发射了两个海盗号探测器，用于探索火星上有无生物。这两个探测器由轨道飞行器和登陆舱组成，长为5.08米，重3530千克，其中轨道飞行器重2330千克，登陆舱重1200千克，用三脚支撑，装有生物化学实验箱、测量挖掘设备、两台电视摄像机、机械手和电源。 海盗1号和2号分别于次年7月20日和9月3日在火星表面软着陆成功。

　　设计和制造的任务交给了Rocket Research Company (即现在的Aerojet Redmond) ，该公司为美国深空探测项目提供发动机有40年的历史。火星登陆和月球登陆还是有一些不同：
　　1、对于重量和体积的要求更为苛刻了。整个登陆仓总重为1.2吨，要求发动机更为轻巧！
　　2、可以利用火星大气来减速：火星大气比地球稀薄，其中95.3%是二氧化碳，约2.7%是氮，1.6%为氩气，还有数量极少的氧和水汽等，气压仅为地球的1%。虽然稀薄但峰值热流差不多量级，因此可以用降落伞来进行减速。
　　3、火星上可能有生命，尽可能不能残留有毒物质（NASA大爱）……
　　
　　怎么办，工程师想出了非常好的解决方案：
　　1、充分利用降落伞减速：在6公里的高度，着陆舱的速度还是每秒250米/秒高速，但是打开16米直径的降落伞之后，45秒之内速度可以降为60米/秒，
　　2、采用单组元推进剂催化分解：省却氧化剂、省却氧化剂贮存罐、省却阀门、省却点火装置……
　　
　　经过工程师反复论证：
　　1、采用单组元肼（Hydrazine, 联氨）催化分解：肼在在催化剂帮助下分解成氨气和氮气并放热，如果控制氨解离成氮和氢的吸热反应，最高可以得到1650K的燃气温度，通常作为小推力姿态控制发动机，在推力10N左右的微型发动机上用肼是最合适不过，单组元不需要氧化剂，轻便，分解使能即开即停，优势明显，推力可变。不过肼本身的热稳定性还比较差。

　　2、多喷嘴设计：由于海盗探测器侧重研究火星地表物质，减少排气羽流对火星表面的影响，下降与着陆发动机具有18个喷嘴，推力于276牛顿至2667牛顿间可调，采用这么多喷嘴的设计，可以在较大面积上排气，采用这种方法NASA计算对地表加热不会超过1摄氏度，移动不超过1毫米，可以圆满完成火星地表的探测任务。

　　3、三个发动机安装于火星登陆器三角形基座的长边。着陆器携带86千克推进剂，贮存于2个钛质燃料箱中。在1.5公里高度反推发动机点火，在工作40秒之后着陆速度可以降为2.4米/秒，再利用蜂窝铝减震腿实现成功的软着陆。

　　相关的技术也用在了2011 年火星科学实验室（Mars Science Laboratory）“好奇号”探测器上。
　　另外2007年8月4日发射升空的凤凰号火星探测器是采用固定推力的发动机，也是几台固定推力的组合通过脉冲调制来控制每台发动机的工作，以获得所需的推力。
　　（二）我国的嫦娥三号
　　我国在2003年3月1日正式启动探月计划“嫦娥工程”，嫦娥3号的着陆发动机充分借鉴了LMDE，采用偏二甲肼常规推进剂挤压式变推力发动机。2013年12月14日，中国的“嫦娥三号”探测器成功落月。
　　（三）后续下降级发动机技术展望
　　近几年，随着新一轮登月、登火星计划的兴起，主要的技术攻坚是采用高比冲、无毒的低温推进剂方案，但液氢的贮存很成问题，即便使用最有经验的美国也把他束之高阁，目前主要集中在液氧煤油/液氧甲烷上。采用泵压式液氧煤油发动机成熟，但要求发动机大范围的推力调节比较困难，而采用液氧甲烷膨胀循环泵压式倒可以实现这个目标，而且比冲要高10s。
　　膨胀循环属于闭式循环，燃料或是氧化剂流过燃烧室壁和喷管壁，冷却燃烧室和喷管的同时自身升温具有更大压力，驱动燃料泵和氧化剂泵运转。膨胀循环的主要优点是发动机比冲较高、结构简单、质量较小，而且非常适用于着陆级的推力要求。2004年美国普惠公司在技术成熟的RL10膨胀循环发动机基础上将液氢换成液体甲烷的方案，推力变比目标扩大到20:1,推力98Kn,室压3.45MPa，比冲353秒，但后续由于2010年1月29日美国宣布取消星座计划也一并终止。

　　SpaceX当前的研发项目不少，因此有所取舍也是非常正常。据称红龙取消后，后续SpaceX集中精力搞泵压液氧甲烷发动机，采用双层嵌套储箱的方法对抗蒸发，在主储箱内设一个球形小储箱，贮存下降用燃料。这里也要提一下在星际旅行中液氧甲烷的推进剂的优势，甲烷沸点为-161度，液氧沸点为-183度，两种工质的理想工作温度更接近空间环境温度，相对液氢理论上更易实现推进剂的空间长期贮存，属于空间可贮存推进剂。而且由于温区接近，两种推进剂贮存及保温可以采用同样的方案和工艺手段，利于简化系统，贮箱可以共底或者嵌套，贮箱间无需特殊的绝热，简化贮箱设计，减轻结构质量。

　　在载人登陆火星的具体工程设计上还有很长的路要走，期待能够在无毒低温推进长时间贮存和热防护，相关的大变比推力、膨胀循环着陆发动机的研制上能够取得突破。
　　
　　感谢楚龙飞提供的LMDE资料，感谢跆拳道大灰狼、沧海逸鲸给予的指导。