【原创文章】披荆斩棘,氢氧先驱,千古流芳——追忆J-2发动机(下)

作者说

“…这不是司母戊大方鼎,吃过亏,博主不用钓鱼,肯定是液体火箭发动机…”emmmm,是的,是J-2变变变!洛克达因公司在上世纪60年代研发高性能且成熟可靠的J-2发动机,其动力单元用于各种液体火箭发动机前沿概念的探索,基业长青,硕果累累!

本文作者:超超级Loveovergold,作者授权发表

披荆斩棘,氢氧先驱,千古流芳——追忆J-2发动机(下)

披荆斩棘,氢氧先驱,千古流芳——追忆J-2发动机(下)

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八、J-2S发动机脱胎换骨测试直排气动塞式喷管

上期《披荆斩棘,氢氧先驱,千古流芳——追忆J-2发动机(中)》讲到在J-2S基础上魔改J-2T环形气动塞式发动机。这种发动机凭借优异的高程自动补偿能力非常适合单级入轨航天器,洛克达因甚至考虑在后阿波罗时代的航天飞机主发动机竞标中采用这种发动机。但环形气动塞式发动机在20个月的预研工作结束后仍有较多的工程实践问题待解决,甚至引发权威冯·布劳恩质疑。1969年10月和1970年7月,美国宇航局两次发表声明,将航天飞机主发动机的技术方向转向前景较为明朗的高室压液氢液氧钟型发动机。

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图1.美国EVERYDAY ASTRONAUT节目配图,可以发现J-2T矮胖,高度非常紧凑

虽然J-2T有工程实践上的不完善,不过NASA依旧对气动塞式这个新概念很感兴趣,为应对后续可能的应用,比如满载的太空拖船(SPACE TUG)的主推进系统,授予洛克达因一个直排气动塞式发动机试验台 (LINEAR TEST BED,直排气动塞式发动机测试台) 研究项目,这里也提一下,LINEAR AEROSPIKE NOZZLE翻译成直排气动塞式喷管较妥,早些年翻译成线性气动塞式喷管并没有吃透概念。该项目于1970年4月由马歇尔飞行中心批准后启动。测试的主要目的概括起来有三个,一是直排气动塞式较环形气动塞式的优势在哪里?二是直排气动塞式发动机模块式分段燃烧室的可行性,三是推力矢量如何实现?

洛克达因一边忙着SSME(航天飞机主发动机,下同)项目的投标,一边迅速行动,充分利用J-2S现成的尖端技术来打造这个实验系统。整体尺寸要求为120英寸长×120英寸宽×96英寸高,设计在1200 psi(8.27Mpa,1Mpa≈145psi)的室压下以5.5的混合比运行,海平面推力为200K磅力。

直排气动塞式发动机的两个坡道式喷管借鉴了J-2T的束管式再生冷却通道,由于不用考虑环形气动塞式喷管圆锥形上粗下细的束管成型直径,直排气动塞式喷管工艺大为简化!在束管选材上,由于镍200的重量系数高,选择了CRES 347(AMS5512,相当于12CrMo)高温耐蚀不锈钢束管钎焊而成,622根外径为0.200英寸、壁厚为0.015英寸的束管构成了5英尺×10英尺面积的单侧喷管,并与后背支撑结构钎焊连接在一起,在靠近燃烧室火焰的3英寸范围内进行等离子喷涂氧化锆涂层做防热保护。当发动机启动时,坡道壁上的压强约为34psi。据保守估计,2160 psi的内部压力下的该再生冷却通道的失效热循环可以做到62次。为防止在坡道式喷管边缘的燃气侧漏,增加了水冷式端挡板以防止性能下降。

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图2. 直排气动塞式发动机由J-2S的泵动力包和20个燃烧室、2个坡道喷管壁组成

动力套件的组件都是J-2或J-2S项目的备用组件,比如采用了J-2S的Mark 29-F燃料涡轮泵、Mark 29-0氧化剂涡轮泵、推进剂阀、气动控制组件以及相关的电气和气动管线。由于不用像J-2T考虑弧形型面,各种管路、集液器在制造上都要方便很多。但为了降低研发难度,没有采用引气复杂的抽气循环,而是回到J-2传统的燃气发生器循环,降低了燃烧室的制造难度。

推力室由20个燃烧室模块组成,燃烧室由NARloy(银铜合金)通过电铸镍(EDNi)制成。该过程是采用精密铸造方式在合金外壁形成纵向和横向的矩形冷却槽道,再用特殊的导电蜡(RIGIDAX特种蜡+银粉层)封闭加工后的冷却槽道,电镀上一层薄铜封闭冷却通道,然后脉冲电铸分步沉积镍,电铸镍外壳完成后,融化填充的蜡就形成了冷却通道。为了防止电镀镍的氢脆,反复试验采用了简便的退火工艺。

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图3. 燃烧室由NARloy(银铜合金)电铸镍制成

但由于精密铸造合金件迟迟未能到货,项目组决定采用机加工铣槽的方式来成型冷却槽道。熟悉的操作,非常眼熟!对的,SSME电铸镍铣槽式再生冷却通道壁的生产工艺便是由此而来。

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图4. 这是电铸镍再生冷却通道壁图,其工艺在直排气动塞式发动机率先试点应用

在每个燃烧室模块顶部,68个气氢和液氧同轴喷注器分3排排列等着被点燃。但实现塞式喷管发动机几十个小燃烧室的同时可靠点火、而且轻便的方案是难上加难。拿J-2T 40个小燃烧室来说,洛克达因的工程师在模块分段测试时用上性格暴烈的三乙基铝-三乙基硼(TEA- TEB)、氢氧焰点火等方式,最后的工程样机甚至采用了高能强氧化剂三氟化氯(CLF3,CTF),这玩意几乎能和碰到的东西都发生反应,塑料、沙子、玻璃统统不放过,只能装在金属容器,差不多也就只剩下这种贮存方法!在启动时,同为氧化剂、可以和平相处的气氧压迫100立方英寸的三氟化氯通过分配管路从喷注器注入燃烧室点火。这种方式可以说引鸩止渴、甚不靠谱,重复启动不佳,而且三氟化氯与氢反应点火后的产物还带有腐蚀性。

上述方案包括氟气点火在内并不是最优,洛克达因另辟蹊径,在直排气动塞式发动机上首创爆震波点火(Combustion Wave Ignition)方式!爆震波点火可以用长江后浪推前浪来形容,更夸张的可形容为严重的气体踩踏事故。首先在预混室及其下游管道注入氢气和氧气混合,在小能量电火花的激励下,点燃的高温氢氧焰向下游传播,由于燃烧气体剧烈膨胀,压缩还未燃烧的混合气体,使之流速加大,在合适的条件下, 这些压缩波会形成激波(Shock Wave),并加速到正常火焰的前面,这些超音速传播的激波压缩沿线可燃气体,压力、温度、密度的突升形成爆震波, 温度可达到3000K,瞬间点燃并形成火焰。爆震波点火技术较传统增强型火炬点火器所需的能量输入低、结构简单重量轻且生猛可靠,在合计24次测试中爆震波点火均漂亮的完成任务。

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图5. 2号测试台采用了爆震波点火系统

由于是实验项目,为了提高强度和降低成本,推力架直接采用重型工字梁和箱形梁结构。在实现推力矢量控制方面,J-2T选择了传统的万向架和作动器,略显笨重,不过作为规定动作,直排气动塞式发动机顺利完成该项测试。

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图6. 2号测试台进行传统的万向架和作动器进行推力矢量控制测试

但直排气动塞式发动机上下两排燃烧室的推力组合恰好可以弥补上述结构笨重的缺点,如下图,上排燃烧室节流即可实现仰(PITCH+),下排燃烧室节流可实现俯(PITCH-)。

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图7.一看就能明白的推力矢量控制,但代价是总推力的损失

如果两台直排气动塞式发动机一左一右组队,左边节流可以实现左拐,右边节流可以实现右拐,即左右差动节流可以实现偏航(YAW);要实现滚转(ROLL)也不难,左上和右下节流或者左下和右上节流形成翻滚力矩即可以分别实现。虽说这种推力矢量不像钟型喷管摆动来的灵敏直接,但也不失为一种高效的解决思路,只不过总推力有损失,有得有失,并不完美,需要留足够的推力冗余。

洛克达因继续进行的测试方案更为大胆,路子更野,他要摆动喷管角度实现更直接有效的推力矢量控制!两侧坡道式喷管顶部通过铰链固定,下部和涡轮排气歧管底座用不同长度的支撑肋和系杆固定,实现±16度的摆动,柔性排气管铰接推力室下部组件排放涡轮废气形成二次流。左右两个坡道喷管可以独立摆动,比如下图所示左-5°,右+17°21’的极端摆动推力矢量测试,为满足这种测试,甚至还把整个推力室组件安装角摆动-10度,以使火焰方向能沿着测试台排气通道的铅直方向而不点着测试台。

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图8. 通过人工调整更换各种长度的下部支撑杆来改变2号测试台的喷管角度

实现这种推力矢量控制后还有一个副产品,即可以动态调整发动机的完全膨胀海拔高度,比如上图中第三种模式采用(左+7°,右+7°)可增加轴向主流,更好的改善海平面比冲,性能可以提升3%。2号试验台喷管的角度调整,是在两次测试间通过更换不同长度的下部支撑杆、底罩宽度来改变喷管角度,并不能像F22矩形的发动机矢量喷管随心动态调整。

这种双铰链喷管摆动的方式,对可变面积的底罩的密封、低温燃料导管高压转动接口的密封要求非常高!如果不进行大量详细的设计工作,洛克达因认为其性能甚好但难以实用。如果铰链技术难关被攻克,洛克达因分析适用于航天飞机助推发动机最优方案是类似矩形环塞的集群式单铰链直排气动塞式喷管,四个尖角的外围发动机通过单铰链喷管工作时兼顾推力矢量,中间两个用于保障推力,预留了巨大的底罩面积,高程自动补偿能力更为优异,因此洛克达因还试验二次流流量调整的课题,通过调整1%~3%的二次流流量进而增加发动机比冲。

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图9. 井字形分布的集群式单铰链直排气动塞式喷管

1号试验台(10英尺宽坡道喷管)推力为200K磅力,探讨了模块式分段燃烧器概念的可行性,开发了控制系统,点火系统,基本程序和操作程序,合计测试44次,30次为主级测试,主级测试时长达到3112.9 秒,室压范围为670 psi至1248 psi,混合比为3.3至5.6,最长的一次在主级阶段工作了592秒,1号试验台的研究于1972年6月结束。

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图10.非常难得一见的1号试验台(20个燃烧室)的倩影

在2号试验台(5英尺宽坡道喷管,110K磅力)上开发并演示了推力矢量控制技术概念并做了深度探索,经历29次测试合计点火时长为1195.5秒于1973年10月结束。

洛克达因进行了极为细致和充分的研究,总结报告中称在整个运行范围内获取燃烧器性能、导热、压降、喷管压力曲线和基本压力数据,在整个运行范围内,燃烧效率和比冲均高于预期,性能令人满意。测试数据评估表明,真空比冲可以达到450至455秒!

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图11.二号测试台(10个燃烧室单元)在圣苏珊娜外场实验室测试

综上所述,直排气动塞式发动机在制造工艺、简化成型方式的各种歧管、推力矢量、制造成本上、性能都较环形气动塞式发动机明显占优,而且双面直排还具有较高喷管扩张比(119:1)。

但这些丰硕的研究成果最终结局是被锁进了保险箱,洋洋洒洒写了908页、测试数据极为翔实的J-2T研究报告还被空军打上“CONFIDENTIAL(机密)”的保密封条,因为采用传统钟型发动机的航天飞机实用序幕已徐徐拉开……

 

九、重出江湖的直排气动塞式发动机——XRS2200

洛克达因公司在J-2发动机的基础上研制了HG-3发动机,真空比冲达到451秒,推力1,400.7 kN,该研究虽半途而废但再次增加了洛克达因对高性能氢氧机的认识,加上在塞式发动机上练就的各种本领,攻克了分级燃烧循环的难关,终于拿出了著名的RS-25/SSME——航天飞机主发动机,成为洛克达因先进低温发动机的巅峰之作!

NASA在阿波罗计划之后携手美国空军如愿以偿打造了上天入地可重复使用的航天飞机,成为70后、80后挥之不去的难忘回忆。然而这个回忆,有两个梦魇!

一是虽然可复用,但事实上……航天飞机最初是为了实现以极低的成本往返太空这个人类梦想而研制,期望每次发射成本不到1000万美元,能拉30吨货和7人送上近地轨道,在返回地面后休整维护一周就能再度上天,淘汰所有一次性运载火箭。然而据统计每次发射的费用达到了4.5亿美元,复用的成本甚至还超过一次性火箭!

二是1986年1月28日挑战者号航天飞机因为固体助推火箭O型密封圈在寒冷的天气下失去弹性爆炸失事,7名宇航员梦碎太空。

需要为航天飞机寻找接班人,单级入轨(Single-Stage-To-Orbit,或简写为SSTO)航天器成为有力的竞争者。所谓动力先行,相关的发动机研究工作迅速展开,前述机密的气动塞式喷管资料在1986年2月5日,也就是挑战者航天飞机失事后一周内解密。

时间到了90年代,由于冷战结束NASA迫于政府拨款减缩的形势而不得不调整其空间政策,实施了“可重复使用发射运载器(RLV)计划”,该计划的目标是显著降低进入低地球轨道的运输费用,项目包括了DC-XA, X-34和X-33等,其中X-33是由NASA提出的单级入轨航天器技术验证方案,为较大型亚轨道完全重复使用飞行器。1996年7月2日,美国副总统戈尔宣布了X-33方案的中标者为洛马公司,从而启动了X-33计划的第二阶段工作。洛马公司的方案在麦道、洛克韦尔国际公司/诺思罗普·格鲁门公司夹击中胜出,原因之一是采用了升力体运载器(lifting body vehicle),升力体方案的优点在空间任务适应性最好,三角形平台构形使体积效率最高, 完全升力再入, 升阻比高可十分方便地滑翔着陆;原因之二是采用了直排气动塞式发动机,高度紧凑,重量轻,具备高程自动补偿能力。在结构上,其嵌入升力体尾部,矩形喷管可以很好地充塞到机身底部, 形成集成的一体化结构,发动机无需采取热防护措施,完美契合升力体结构。因此采用气动塞发动机的运载器可以实现结构紧凑、体积小、重量轻以及单级入轨(SSTO)的目标,升力体运载器+直排气动塞式发动机可以说是黄金搭档!

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12. 实验型X-33 为实用型RLV——VentureStar(创业之星)53%的缩比验证机

该项目预算9.6亿美元,同时洛马公司还自筹资金2.2亿美元,可以说是技术上有可行性,项目有钱,但X-33项目仍需攻克三关:内部复合材料液氢贮箱,直排气动塞式发动机和耐用的金属热防护系统(隔热罩),而气动塞式发动机则是一“发”定全局

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图13. X-33研发的三项难关

当时已并入波音的洛克达因,迅速翻出尘封20多年的直排气动塞式发动机的图纸……提供给X33的直排气动塞式发动机型号定为XRS-2200,基本配置和早期的直排气动塞式发动机一致,利旧了库存近30年的J-2和J-2S发动机动力组件,包括液氧和液氢涡轮泵、燃气发生器、燃料和氧化剂阀,动力组件安装在底座正上方较低的位置,实现更为紧凑的结构,继承了长期坐冷板凳的爆震波点火装置。不过也利用先进技术更新了制造工艺和材料,比如用钛合金替代了原先笨重的工字钢梁等,更换了陈旧过时的电子设备,重新设计了耐烧蚀的小燃烧室并实现更快的生产节奏。两台XRS-2200组合,合计推力达到410K磅力,但两台发动机的组合更巧妙的是将前述燃烧室节流实现推力矢量控制变成现实,单台XRS-2200上下两排各10个燃烧室前增加了液氧和液氢节流阀门,在1.3秒内仰俯可以达到±30%,偏航达到±15%的能力,滚转达到±7.7%。

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图14. 两台XRS-2200组合作为X33的动力以实现推力矢量

     明白人都可以想到,所有关于气动塞式喷管发动机的测试均限于理论和地面测试,从未上天,也从未考虑过外部气流在飞行过程中对于塞式喷管的影响。操盘手NASA未雨绸缪,在X-33投标的时候就安排了代号为“LASRE”的测试,全称为 LINEAR AEROSPIKE SR-71 EXPERIMENT——真是大场面,活久见!出动了一代双三(高度3万米,速度3马赫)名机SR-71“黑鸟”扮演空中风洞角色,研究装有气动塞发动机的运载器在飞行中的机动性、稳定性以及突破声障期间可能出现的失稳现象等情况。八个10%缩比的直排气动塞式发动机的燃烧室单元分两组旋转90度安装SR-71的后部,研究发动机羽流在特定高度和速度达到约335米/秒或1207公里/小时的空气动力学性能。

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15. LASRE项目是检验在高空情况下外部场流和发动机羽流的互动影响

一共完成了七次研究飞行,由于测试设备中的液氧泄漏,SR-71上只进行了冷流测试,点火测试安排在地面进行,按照NASA的说法地面点火和机载冷流测试提供了足够的数据,掌握了飞行过程中气动塞式发动机点火后的发动机羽流和外部场流的互动效应,为XRS-2200的研发扫清障碍。在新技术上NASA向来是最坚定的支持者,因为NASA在一直试图用创新技术拓展太空探索的空间!

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16. LASRE项目检验在高空情况下外部场流和发动机羽流的互动影响

1997年春季,为X-33项目准备的XRS-2200发动机开始送到NASA进行测试,发动机飞行资格测试于1998年开始,到2000年春季,第一台发动机成功的以全功率运行,单引擎测试取得了圆满成功,XRS-2200产生909.3kN(204420磅力)的推力,海平面比冲339秒,真空推力1184.3kN(266230磅力),真空比冲436.5秒,累计运行时间超过1460秒,满功率单次测试时长达到125秒,上下两组燃烧室的节流测试也完成,实现了15%推力矢量控制。

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图17. 1997年4月24日3个燃烧室单元开始朝4英尺长喷管怒吼

双发动机组合测试计划于2001年开始测试,斯丹尼斯测试中心已经准备好双发动机测试设备,不过已经等不到这一天……X-33项目在复合材料氢贮箱上时间拖延太久,最后不得不改回铝制贮箱,重量居然轻了,但这造成首飞时间一再推迟。资金方面洛克希德·马丁公司估计已为该项目自筹资金3.57亿美元,较原先计划的2.2亿超支68%。2001 年 3 月2日,NASA 宣布取消已耗资近13 亿美元的 X-33 项目,也许这对于NASA和洛马都是一种解脱,因为商业发射不景气,前景黯淡!而空军支持的EELV计划已经有了突破性的进展,能够续的上航天飞机的力,直排气动塞式发动机投胎至此无望!题图即为他最后留下的点火画面,而参与测试的几台XRS-2200有的被封闭在有机玻璃展览柜,供世人瞻仰,也有一位命运不济,被拆去涡轮泵等关键部件,马歇尔太空飞行中心露天展出。

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图18. XRS-2200被封闭在有机玻璃展览柜里面,供世人参观

十、新瓶装旧酒的J-2X

One life ends,another begins!即便直排气动塞式发动机研发30年以从未上天而告终,但J-2的基因却一直在延续,时间到了2004年1月14日,美国总统布什提出了重返月球及载人火星探索为目标的“新空间探险计划展望”,后续在2005年4月29日授予NASA深空探测系统架构计划书(Exploration Systems Architecture Study),要求以最高标准建造能达到月球或火星的载人及载物的运载火箭,2006年2月18日NASA决定在J-2基础上翻新研制J-2X,这可以把战神号的研制周期缩短到3年,2013年即可首飞。一台J-2X发动机产生1,308 kN的推力,用在战神一号二级,为起飞阶段提供动力。

与之前阿波罗时代的J-2相比,新款J-2X的布局丝毫不变,依旧采用燃气发生器循环,串联式涡轮,涡轮排气流人喷管内,不过通过加厚J-2S的涡轮泵壳体使其推力比J-2发动机大,同时也借鉴了很多RS-68上的技术,并重新设计了所有电子设备,2007年7月16日,NASA正式宣布洛克达因承接了总价达12亿美元的J-2X研发合同。

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图19. 新瓶装旧酒的J-2X

不过由于财政预算限制,美国总统巴拉克·奥巴马于2010年10月11日取消了星座计划(重返月球的名称未能激发民众兴趣,2009年NASA请广告公司策划改名为星座计划),J-2X的研发被侥幸保留,打算作为后续新型重型太空发射系统二级发动机的备胎。2011年11月9日,J-2X发动机完成500秒长程试车,2013年2月27日的点火又把持续时间提高到550秒,然后就没有然后了。

结束语

至此J-2发动机的终于讲完,算是曲终人散。但英雄不会死,牛仔不落泪!冷门的抽气循环仍得以传承。普通燃气发生器循环发动机,燃气发生器在严重偏离正常混合比值情况下工作,燃烧实为艰难,想进一步通过深度节流燃气发生器“文火慢炖”驱动涡轮泵低功率工作,就很难保证燃烧的稳定性,而抽气循环就没有这种顾虑,从主燃烧室“旺火”引流的燃气后用低温燃料降温稀释再节流可以较为轻松达到1/6的节流比。一直想实现航天器复用的蓝色起源偷师J-2S,在BE-3这款发动机中也采用了抽气循环,推力在89~490kN上宽幅调节,目前已装在新谢泼德火箭上多次(一直)进行亚轨道飞行,靠的就是抽气循环达到18%的节流比把轻飘飘的壳体妥妥的送回地面,这算是向洛克达因致敬。

J-2发动机是美国航天时代的缩影。所谓时势造英雄,在阿波罗时代,伴随着国家行为的航天投入,北美航空旗下洛克达因的项目经理、技术人员激情燃烧,靠着情怀攻坚克难,为土星火箭提供了F1、J2等主要发动机,同时积累大量高性能液体火箭发动机的研发经验,攀上航天飞机主发动机的巅峰,但随着冷战走向终结、相关投入减少,在1980年代和1990年代航天产业持续缩小规模的过程中,1996年罗克韦尔国际公司(Rockwell International)把洛克达因卖给波音,成为波音综合国防系统集团的一部分,在航天飞机接班人竞赛中有了短暂的高潮,充分借鉴J-2/SSME技术拿出了XRS-2200和RS68两个杰作,也在高性能可重复使用分级燃烧液氧煤油发动机上有建树,即4700kN的RS-84发动机方案。不过好景不长,随着铱星、全球星的破产,低轨星座泡沫破灭,商业发射订单骤减,波音公司于2005年2月18日又把洛克达因公司卖给联合技术公司旗下的普惠公司,前述RL-10喷注器面板的名分之争终于尘归尘、土归土。而在航天飞机宣布退役之后,2012年3月15日联合技术公司把形同鸡肋的洛克达因公司卖给了阿罗杰特,结果分级燃烧循环煤油机AR-1迟迟拿不出来。

现在的洛克达因翻新并生产可重复使用的RS-25,混充一次性发动机提供给SLS(太空发射系统)作主发动机吃老本烧财政供养,而像太空探索公司、火箭实验室、蓝色起源等新一代商业航天公司在美国航天发射市场占据越来越大的戏份……

(全文完)

(有关洛克达因的没落,有兴趣的读者还可以参看另一篇文章:美国航天动力格局变化剖析——从AR-1发动机落选“火神”一级主动力竞标引起的思考

后记:航天很难,许多航天人把青春奉献给国家,攻克技术瓶颈,同时承受归零后的巨大压力。事实上J-2和YF77均为燃气发生器循环氢氧发动机,然而差了接近一个甲子……中国航天需要更多关注、更多投入和更多包容,年底压轴戏打了一个漂亮的翻身仗,扬眉吐气!期待后续大戏,火星、嫦娥5等精彩上演!

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