超级军网补课十年 中国新一代煤油发动机推力是美1/5
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/27 15:26:06
http://news.ifeng.com/a/20160606/48923971_0.shtml
一箭穿云惊浩宇，九天揽月灿星河
——长征系列液体运载火箭的四大看点之二《液氧/煤油发动机篇》
凤凰军事特约作者：兵器迷的天空
上文书说到了氢氧发动机，这一篇，我们来谈谈中国的液体火箭发动机的另一个类型——
分支四：液氧LOX+煤油发动机
相比较前面三个分支，液氧/煤油发动机，对中国是一个崭新的液体推进动力类型。但对于世界航天动力来说，这却并不是一款小鲜肉。
一、国外液氧/煤油发动机的发展
美国在1960年代末，研制了推力690吨级的F1液氧煤油发动机，用于阿波罗探月工程的土星V重型运载火箭的一级动力。2005年后，民间的SpaceX公司研制的猎鹰9运载火箭，又使用了新开发的Merlin液氧/煤油发动机，地面比冲282s,真空比冲311s。最新的高空版真空比冲可以达到348s。近年来，NASA更是提出2种液氧/煤油发动机方案: F1发动机的改型和445吨级液氧/煤油发动机。
美国的液氧/煤油发动机超过中国几条街。不过，天外有天，还有一个国家的该型发动机，比美国还要牛——苏联。
苏联-俄罗斯的液体火箭发展，一直就以液氧/煤油为主要的技术路线（四氧化二氮/偏二甲肼和氢氧机为辅）。
1957年：研制成功了80吨级的R107/R108液氧/煤油发动机；
1960年代：研制成功150吨级的RD-253液氧/煤油发动机，用于质子号火箭的发射；1970-1980年代：研制成功740吨级的RD-170和85吨级的RD-120液氧/煤油发动机，用于能源号和天顶号火箭。RD-170的后期型号RD171M推力为846吨。老毛子的液氧/煤油发动机，确实是逆天啊。
1990年代研制了400吨级的RD-180和200吨级的RD-191液氧煤油发动机，中俄双方正在谈判相关引进的问题。
俄罗斯的液氧/煤油发动机，有一个很重要的特征，就是高压补燃循环。
有朋友说，这个我知道。最近媒体报道说，中国已经成为继俄罗斯之后，第二个掌握高压补燃循环发动机的国家。兵器迷对此并不认同。那么，什么是高压补燃循环发动机呢？
接着啃墙皮。
二、高压补燃循环发动机
氧化剂-燃料双组元液体推进剂的火箭发动机，其动力循环的方式有两类：挤压循环和泵压循环。挤压方式没有涡轮泵的参与，性能较低，本文不再讨论。
而泵压循环又分为两类，即开式循环和闭式循环。
1 开式循环
主要包括：燃气发生器循环（Gas-generator cycle，简称燃气循环）、燃烧室抽气循环和冷却剂分流循环，等等。开式循环中最常用的方式是燃气发生器循环，其工作原理为：一小部分推进剂在燃气发生器中燃烧，产生燃气推动发动机的涡轮泵，废气直接排出。这样的优点在于，燃气循环的涡轮不必处理向燃烧室排放废气时的反压力，因而涡轮机的工作效率更高，提供给燃料的压力也更大，推力和混合比可大范围调节。还有一个优点是燃气循环的各个组件相对独立，系统设计更简单可靠，涡轮机寿命更长。代价当然就是废气直排的能量损失。
燃气发生器循环也有很多著名的发动机型号，比如日本的LE-5，欧洲阿五的Vulcain，中国的YF-73和YF-75，还有上一篇谈到的中国未来200吨级的氢氧发动机，都是采用燃气发生器开式循环方式。美国土星5号的F-1和J-2,和大名鼎鼎的RS-68氢氧发动机，也都是循环发生器开式循环。
2 闭式循环
主要包括：膨胀循环、分级燃烧循环（Staged Combustion Cycle），等等。膨胀循环发动机很少有大于10顿推力的，不讨论。最常用的闭式循环是分级燃烧循环。美国航天飞机的SSEM，日本LE-7都采用了分级燃烧循环。从应用历史上看，苏联/俄罗斯采用分级燃烧循环的发动机最多。最早的分级燃烧循环发动机，是苏联科学家阿列克谢? 伊萨耶夫（Aleksei Mihailovich Isaev）在1949年提出的，由工程师格鲁什科（Valentin Glushko）设计制造。第一台采用分级燃烧循环的发动机就是NK-33，N1火箭的第一级就安装了30台这样的发动机。1963年，另一台采用这种循环的发动机RD 253开始制造并于1965年安装在了质子火箭上。洛·马公司向俄罗斯购买的RD-180也采用这种循环方式。
比较常用的分级燃烧循环，是一种高压补燃循环方式。具体原理是：先把燃料的一部分液体在预燃室中进行富氧燃烧，生成大流量的燃气。然后用这些燃气推动发动机的涡轮和泵,并将这些燃气引入主燃烧室进行二次完全燃烧。由此可以看出，闭式循环高压补燃系统中，实际上燃料先后在预燃烧室和燃烧室进行了液、气两次燃烧，所以是分级燃烧。为了解决液氧/煤油的高温结焦问题，预燃烧室是富氧燃烧模式，富氧燃气到达主燃烧室进行二次燃烧时需要补充更多燃料，因此叫补燃。（对应富氧燃烧的，是氧化剂不足，达不到最佳混合比的富燃燃烧，美国猎鹰9的Meilin燃气发生器循环煤油机用的就是这种燃烧方式）。主燃烧室在进行二次燃烧时压力较高，所以叫高压补燃。
闭式循环-高压补燃系统的优点在于：
1 更加有效的利用了热能，进而提高燃烧效率。
2 液气分级燃烧,大大改善了引擎的燃烧稳定性，能够有效地衰减振荡，因此高压补燃循环系统有利于解决不稳定燃烧问题。
3 燃烧室的压力可以更大，这样可以支持更大的比冲。
4对于煤油机，在燃烧室压力低于6.9MPa的时候，煤油会产生煤灰沉积物，沉积在喷管的内侧和燃烧室（煤油结焦积碳的问题，参见《第一篇》），因此压力也不得不提高。高压补燃将有助于消除积碳问题。
从性能数据上看：仅采用闭式循环系统就能比开式循环提高比冲6%以上。对二级半火箭来说，当起飞质量相同时，有效载荷能提高30％以上。假若有效载荷相同，运载火箭起飞重量可降低20%，使发射1公斤有效载荷的全寿命周期费用降低约16%。闭式循环中，高压补燃循环的效率更高——我兔的试验结果表明: 高压补燃循环系统的燃烧效率高达0.98。。
不过，网上有媒体说“液氧/煤油发动机YF-100的研制成功，表明中国全面掌握闭式循环高压补燃技术”，因此就如何如何高大上了，甚至比欧美开式循环发动机高N多档次。兵器迷看了，不禁有些皱眉。
闭式循环的高压补燃循环固然有很多优点，但并非完美无缺。比如：既然是高压补燃，推力室就会面临更苛刻的高压工作环境，比如YF-100的室压是18MPa。这对材料强度和系统寿命都有不利影响。而且循环补燃需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。这降低了系统的可靠性。由于分级燃烧导致各个组件的性能与其他组件高度耦合，系统可靠性进一步下降。分级燃烧循环发动机相对开式循环的设计难度要大很多。
上述材料和结构的两个问题，都造成了高压补燃发动机的成本上升。欧空局在研制HM-60发动机时，估算高压分级燃烧循环发动机的研制费用要高出开式循环33%，生产成本要高20%，因此未采用这种方案。
进一步说，由于高压补燃分级燃烧循环系统的发动机成本较高，因此只有在可重复使用的发动机上，才具有更好的经济性。而中国新型液体火箭的发动机都还是一次性的。因此使用高压补燃方式，在技术上固然获得了推力上的突破，但将使发动机的研制成本和生产成本大幅度增加。因此苛刻一点，在没有掌握至少部分可重复使用的技术的情况下，就还不能说中国对高压补燃循环发动机技术达到了全面掌握。
至于“中国是俄罗斯之后第二个全面掌握高压补燃循环发动机技术的国家”这种说法，兵器迷也想问问：30多年前美国航天飞机所用的洛克达因（普惠控股）研发的SSME（Space Shuttle Main Engine）液氢/液氧发动机，也采用了高压补燃技术，海平面比冲366秒，推力190吨，而且——可以重复使用。美国又算是高压补燃技术的第几家呢？
进步，充分肯定；差距，更要看清。
平心而论，闭式循环总体上有比较优势，但开式循环也并非一无是处。开式循环对降低系统复杂性、最大化减少火箭干质量都是是很有好处的。二种技术路线有优劣，但在一定程度上是有互补性的。美国、日本、欧洲也有发动机采用了分级循环但未采用高压补燃，更多是考虑成本和设计生产复杂度的问题，而并非技术上一定达不到。
而且，我们前边说过，高压补燃循环，只是闭式循环的其中一种方式。其实，还有一种闭式循环方式，叫做“全流量分级燃烧循”（Full flow staged combustion，FFSCC），氧化剂和燃料分别由各自的动力涡轮机供压，部分推进剂通过管道互相交换，分别燃烧驱动涡轮机。这种设计下，涡轮机的工作温度更低，因而发动机的寿命得到延长，效率也更高。而且燃烧室的压力可以更大，支持更大的比冲。再往远了说，还有所谓的“复杂循环”……
太远了，不扯了。商业航天采用何种技术，最主要还是看应用看需求看成本。技术先进性是重要的，但不是决定性的，更不是唯一的决策要素。
三、YF-100液氧/煤油发动机
回头说说咱自己的液氧/煤油发动机。
众所周知，中国的运载火箭脱胎于弹道导弹。而液氧/煤油发动机一般用于民用航天，因此在中国长期以来一直鲜有发展。这种状况一直到中苏关系正常化之后的1990年，才从前苏联引进了2台85吨级RD-120高压补燃液氧煤油发动机进行原理研究——补基础课呗。
补课补了多久呢？
十年。
补课期间的中国，以RD-120为基础，探索性研（Fang）发(Zhi)了85吨推力的液氧/煤油发动机，但并无型号。2000年后，以此为基础，中国开始为新型液体火箭研制该类发动机立项。到今天，我们看到的中国液氧-煤油发动机有两个型号：
一个是YF-115，是一款18吨的小推力发动机。其前身是2002 年开始方案论证和工程设计的15吨级液氧/煤油发动机。2006年发动机整机试车获得成功。2007 年，完成发动机模样阶段研制。2008 年，发动机推力提高至18吨级。2012 年，发动机完成初样阶段研制，进入试样研制阶段。2013 年7月，参加了新一代运载火箭的动力系统试车，用于长征6号和长征7号的二级动力。
另一个就是YF-100，用于长征5号和长征7号的助推器动力和长征6号和长征7号的芯一级动力。而这款以上述85吨级发动机为基础的挖潜增推型，才是长征新型液体火箭的又一大看点。
YF-100真空推力约130吨（海平面120吨），真空比冲330秒，该发动机高3米，重1.9吨。媒体报道：我国目前比较成熟的液体发动机，单台推力最大是70吨左右(YF20-YF25系列，参见《第二篇》)。因此，为了产生足够的推力，长2F火箭的下面级就不得不采用常规推进剂8台发动机并联，不仅提高了成本，而且对全系统可靠性有不利影响。而YF-100的推力提升了60%，并联方案就会大大减少发动机台数（具体构型下一篇谈）。
YF-100液氧/煤油发动机
YF-100发动机2000年9月国家正式立项进入工程研制。
为了研制这百吨级液体发动机，六院仅仅建一座数百吨推力规模的发动机试车台，就用了一年半。别嫌长啊——正常要用三年。当然，这也是亚洲第一试车台。还有70吨级的振动台，也是亚洲第一。
台子有了，可是，YF-100液氧煤油发动机刚开始进行的几次整机试车都失败了。官媒报道“外界的质疑声浪此起彼伏。经过联合攻关重新设计起动方案，最终连续闯过了涡轮泵联动试验、半系统试验、整机试验三大难关”。
到2012年，已先后进行了百余次试车。研制高压补燃循环发动机的过程中，突破80余项关键和核心技术，先后研制出3种基本型发动机，以及5种适应不同火箭总体飞行状态的发动机。2012年7月29日，西安南郊，用30分钟加注了30吨煤油和98吨液氧的YF-100发动机，就在单机推力最大可以测试500吨的大型试车台上成功进行了点火试验。这次试车的发动机，此前已经储存了3年，并经历过两次极限工况试车考验。
至此，中国国防科工局终于完成了对YF-100发动机的项目验收，YF-100的研制工作完美收官。比较《第二篇》介绍YF-77氢氧发动机研制过程中的一路坎坷，液氧/煤油的YF-100研制算得上是相当顺利。
YF-100验收之后，由于YF-77还未结束研制工作，长征5号需要延后。反倒是不需要YF-77的长征6号，迅速抢占先机：
2012年11月27日，YF-100作为长征6号一子级动力系统试车首次试验即获得圆满成功;
2013年4月3日，YF-100作为长征6号的一子级动力系统试车再获成功；
2013年上半年，推力18吨的YF115作为长6的二子级动力系统试车成功；
2013年7月，YF-85（4台1000牛调姿发动机）作为长6的三子级首次动力系统热试车又获成功。至此，长6已经完成了全部三级动力系统级热试车；
2013年8月初，YF-100进行了长6一子级飞行状态下的500秒长程试车，对发动机的可靠性、新的燃气滚控系统的协调性进行了验证考核；
2014年8月，贮存5年的YF-100发动机，圆满完成100秒额定工况试车考核，使得液氧煤油发动机使用维护和环境适应性进一步得到考核；
2015年9月20日7时01分，装备YF-100一级动力的长征6号已经在太原卫星发射中心首次发射成功，并将20颗卫星送入预定轨道，开创了我国一箭多星发射的新纪录。
也许正是因为有“一箭20星”这样的大热点，吸引了最多的目光，很多人反而忽视了这一次中国120吨级液氧/煤油发动机首次发射成功，同样是一个巨大的，而且是更有突破性的胜利时刻。
当然，咱们也要说句公道话。YF-100比YF-77顺利，有一个重要原因就是：整个1990年代10年，都在以俄毛的RD-120为模板进行85吨级煤油机的补课。咱不说RD-120就一定是YF-100的前身，但说YF-100比YF-77早上了10年学前班，不算过苛之论吧。
首发长6成功之后，2016年第三季度预计首次发射的长征7号和第四季度首次发射的长征5号，还能将让我们看到YF-100发动机的身影。而且长征7号，芯一级和助推器动力都是YF-100，特别值得期待。
有朋友问，YF-100也就120吨推力，美俄的重型液氧/煤油发动机最大推力都有700吨左右，中国未来能否有自己的重型液氧/煤油发动机呢？
四、中国重型液氧/煤油发动机规划
根据中国火箭发动机专家、航天科技集团六院院长谭永华的披露，中国未来重型液体火箭，其助推器和芯一级发动机，都将采用500吨级的液氧/煤油发动机。性能参数为：海平面推力460吨，真空推力501吨，海平面比冲300秒。
中国500吨级液氧/煤油发动机原理图
技术难点如下：
1 大推力发动机高空点火与起动技术：
点评：液体发动机能够灵活多次点火、分级起动，发现故障可以及时关机，是优于固体发动机的主要优势之一。这有利于航天器的姿态和轨道控制，是未来深空探测和载人航天技术的重要一环。中国以往的液体发动机需要依靠专门的火药起动器等装置，而YF-100液氧煤油发动机实现了自身起动，为这一技术的成熟打下了良好的基础。
2 高温高压富氧燃气摇摆软管技术：
燃气摇摆软管分为泵前摆和泵后摆两种。而泵后摆技术是液氧煤油发动机的一项关键技术。该方案可有效地减小发动机尺寸、重量，降低摇摆力矩，改善发动机的使用维护性能。该软管涉及高温、高压、富氧燃气截止、液氧冷却的大通径多层波纹管，以及材料、工艺和试验问题。需要进行结构力学仿真及成型工艺试验、传热及防护仿真、承压、摇摆、疲劳试验和泵后燃气摇摆装置热试验。
点评：2015年9月6日，西安航天动力研究所报道了燃气摇摆装置热试验在西安抱龙峪试验区顺利完成。在燃气摇摆装置两次热试考核中，各项性能达到指标要求，验证了燃气摇摆装置方案的可行性，标志着液氧煤油发动机泵后摆技术实现新的突破。虽然YF-100采用的仍然是泵前摆，但我们有望在可预期的将来看到中国泵后摆喷管的实装应用。
3高效、稳定、长寿命推力室技术
重点解决高效稳定燃烧技术和高压大热流推力室冷却技术。需要采用隔板、声腔、组织喷注器能力释放技术。采用内壁电镀金属热防护镀层、多条冷却环带、高深比螺旋铣槽、喉部无焊缝成型和冷却剂流路设计技术
点评：推力室和涡轮泵技术，是重推的核心技术。避免推力室高频横向不稳定燃烧和保持有效冷却，是推力室永恒的技术课题。注意到规划中的500吨级燃烧室采用了双推力室，而没有采用大单室。这也许是为了未来降推力发动机的型谱化而采用的组合设计，但是否也反映出国内研制水平依然不足，希望网友讨论和指正。
4 大功率高效涡轮泵技术
涡轮泵功率超过100兆瓦，转速16000转/分,轴承DN值达到1.8*10^6.
点评：轴承DN值，是指轴承内径与轴转速的乘积，表示滚动轴承的速度极限。目前国外的先进轴承DN值为3.0×10^6。而我国目前公开的这个级别的轴承产品已有2.5*10^6.
5 高精度大范围流量调节器技术
用于控制起动过程、实现推力调节和工况稳定。转级过程采用分体式液力驱动，主级工况调节采用电机驱动。需要复杂流场和东特性仿真计算、动静特性模拟试验、分系统模拟试验等技术。
点评：过去，中国最早的运载火箭发动机的流量调节能力为几公斤每秒（混合比调节范围±6%）。YF-100已经可以做到65%节流，为500吨级的发动机流量调节打下了技术基础。
6 大推力液氧-煤油发动机制造和试验技术
如：复杂结构喷注管装配钎焊技术、大尺寸喷管成型与加压钎焊技术、大尺寸复杂结构精密铸造技术、大功率泵水力试验技术、涡轮吹风试验技术、流量调节器动特性试验技术
大流量低温推进剂流量测量技术，等等。
点评：新型发动机的技术跨越度大，功率、尺寸、结构复杂度也远远超出过去，这对综合实验体系提出了新的挑战。换句话说，新箭需要新发，新发需要新技术，制造需要新材料新工艺、测试需要新设施。
需要指出，虽然YF-100发动机已经首飞成功，但从上述介绍可以看出，中国的液氧/煤油发动机起步太晚，技术底子还薄。因此，500吨级的重型液体发动机研制绝非易事。
推进剂和发动机都说完了，我们来说说新型火箭。
欲知后事如何，且听下回分解。
所有资料来自于互联网公开报道和公开出版物，如：
《中国液体火箭发动机》
《俄罗斯液体火箭发动机》
《液体火箭发动机技术发展》
《重型液体火箭发动机研究》
《液氧/煤油发动机》。
《液氧/甲烷发动机》http://news.ifeng.com/a/20160606/48923971_0.shtml
一箭穿云惊浩宇，九天揽月灿星河
——长征系列液体运载火箭的四大看点之二《液氧/煤油发动机篇》
凤凰军事特约作者：兵器迷的天空
上文书说到了氢氧发动机，这一篇，我们来谈谈中国的液体火箭发动机的另一个类型——
分支四：液氧LOX+煤油发动机
相比较前面三个分支，液氧/煤油发动机，对中国是一个崭新的液体推进动力类型。但对于世界航天动力来说，这却并不是一款小鲜肉。
一、国外液氧/煤油发动机的发展
美国在1960年代末，研制了推力690吨级的F1液氧煤油发动机，用于阿波罗探月工程的土星V重型运载火箭的一级动力。2005年后，民间的SpaceX公司研制的猎鹰9运载火箭，又使用了新开发的Merlin液氧/煤油发动机，地面比冲282s,真空比冲311s。最新的高空版真空比冲可以达到348s。近年来，NASA更是提出2种液氧/煤油发动机方案: F1发动机的改型和445吨级液氧/煤油发动机。
美国的液氧/煤油发动机超过中国几条街。不过，天外有天，还有一个国家的该型发动机，比美国还要牛——苏联。
苏联-俄罗斯的液体火箭发展，一直就以液氧/煤油为主要的技术路线（四氧化二氮/偏二甲肼和氢氧机为辅）。
1957年：研制成功了80吨级的R107/R108液氧/煤油发动机；
1960年代：研制成功150吨级的RD-253液氧/煤油发动机，用于质子号火箭的发射；1970-1980年代：研制成功740吨级的RD-170和85吨级的RD-120液氧/煤油发动机，用于能源号和天顶号火箭。RD-170的后期型号RD171M推力为846吨。老毛子的液氧/煤油发动机，确实是逆天啊。
1990年代研制了400吨级的RD-180和200吨级的RD-191液氧煤油发动机，中俄双方正在谈判相关引进的问题。
俄罗斯的液氧/煤油发动机，有一个很重要的特征，就是高压补燃循环。
有朋友说，这个我知道。最近媒体报道说，中国已经成为继俄罗斯之后，第二个掌握高压补燃循环发动机的国家。兵器迷对此并不认同。那么，什么是高压补燃循环发动机呢？
接着啃墙皮。
二、高压补燃循环发动机
氧化剂-燃料双组元液体推进剂的火箭发动机，其动力循环的方式有两类：挤压循环和泵压循环。挤压方式没有涡轮泵的参与，性能较低，本文不再讨论。
而泵压循环又分为两类，即开式循环和闭式循环。
1 开式循环
主要包括：燃气发生器循环（Gas-generator cycle，简称燃气循环）、燃烧室抽气循环和冷却剂分流循环，等等。开式循环中最常用的方式是燃气发生器循环，其工作原理为：一小部分推进剂在燃气发生器中燃烧，产生燃气推动发动机的涡轮泵，废气直接排出。这样的优点在于，燃气循环的涡轮不必处理向燃烧室排放废气时的反压力，因而涡轮机的工作效率更高，提供给燃料的压力也更大，推力和混合比可大范围调节。还有一个优点是燃气循环的各个组件相对独立，系统设计更简单可靠，涡轮机寿命更长。代价当然就是废气直排的能量损失。
燃气发生器循环也有很多著名的发动机型号，比如日本的LE-5，欧洲阿五的Vulcain，中国的YF-73和YF-75，还有上一篇谈到的中国未来200吨级的氢氧发动机，都是采用燃气发生器开式循环方式。美国土星5号的F-1和J-2,和大名鼎鼎的RS-68氢氧发动机，也都是循环发生器开式循环。
2 闭式循环
主要包括：膨胀循环、分级燃烧循环（Staged Combustion Cycle），等等。膨胀循环发动机很少有大于10顿推力的，不讨论。最常用的闭式循环是分级燃烧循环。美国航天飞机的SSEM，日本LE-7都采用了分级燃烧循环。从应用历史上看，苏联/俄罗斯采用分级燃烧循环的发动机最多。最早的分级燃烧循环发动机，是苏联科学家阿列克谢? 伊萨耶夫（Aleksei Mihailovich Isaev）在1949年提出的，由工程师格鲁什科（Valentin Glushko）设计制造。第一台采用分级燃烧循环的发动机就是NK-33，N1火箭的第一级就安装了30台这样的发动机。1963年，另一台采用这种循环的发动机RD 253开始制造并于1965年安装在了质子火箭上。洛·马公司向俄罗斯购买的RD-180也采用这种循环方式。
比较常用的分级燃烧循环，是一种高压补燃循环方式。具体原理是：先把燃料的一部分液体在预燃室中进行富氧燃烧，生成大流量的燃气。然后用这些燃气推动发动机的涡轮和泵,并将这些燃气引入主燃烧室进行二次完全燃烧。由此可以看出，闭式循环高压补燃系统中，实际上燃料先后在预燃烧室和燃烧室进行了液、气两次燃烧，所以是分级燃烧。为了解决液氧/煤油的高温结焦问题，预燃烧室是富氧燃烧模式，富氧燃气到达主燃烧室进行二次燃烧时需要补充更多燃料，因此叫补燃。（对应富氧燃烧的，是氧化剂不足，达不到最佳混合比的富燃燃烧，美国猎鹰9的Meilin燃气发生器循环煤油机用的就是这种燃烧方式）。主燃烧室在进行二次燃烧时压力较高，所以叫高压补燃。
闭式循环-高压补燃系统的优点在于：
1 更加有效的利用了热能，进而提高燃烧效率。
2 液气分级燃烧,大大改善了引擎的燃烧稳定性，能够有效地衰减振荡，因此高压补燃循环系统有利于解决不稳定燃烧问题。
3 燃烧室的压力可以更大，这样可以支持更大的比冲。
4对于煤油机，在燃烧室压力低于6.9MPa的时候，煤油会产生煤灰沉积物，沉积在喷管的内侧和燃烧室（煤油结焦积碳的问题，参见《第一篇》），因此压力也不得不提高。高压补燃将有助于消除积碳问题。
从性能数据上看：仅采用闭式循环系统就能比开式循环提高比冲6%以上。对二级半火箭来说，当起飞质量相同时，有效载荷能提高30％以上。假若有效载荷相同，运载火箭起飞重量可降低20%，使发射1公斤有效载荷的全寿命周期费用降低约16%。闭式循环中，高压补燃循环的效率更高——我兔的试验结果表明: 高压补燃循环系统的燃烧效率高达0.98。。
不过，网上有媒体说“液氧/煤油发动机YF-100的研制成功，表明中国全面掌握闭式循环高压补燃技术”，因此就如何如何高大上了，甚至比欧美开式循环发动机高N多档次。兵器迷看了，不禁有些皱眉。
闭式循环的高压补燃循环固然有很多优点，但并非完美无缺。比如：既然是高压补燃，推力室就会面临更苛刻的高压工作环境，比如YF-100的室压是18MPa。这对材料强度和系统寿命都有不利影响。而且循环补燃需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。这降低了系统的可靠性。由于分级燃烧导致各个组件的性能与其他组件高度耦合，系统可靠性进一步下降。分级燃烧循环发动机相对开式循环的设计难度要大很多。
上述材料和结构的两个问题，都造成了高压补燃发动机的成本上升。欧空局在研制HM-60发动机时，估算高压分级燃烧循环发动机的研制费用要高出开式循环33%，生产成本要高20%，因此未采用这种方案。
进一步说，由于高压补燃分级燃烧循环系统的发动机成本较高，因此只有在可重复使用的发动机上，才具有更好的经济性。而中国新型液体火箭的发动机都还是一次性的。因此使用高压补燃方式，在技术上固然获得了推力上的突破，但将使发动机的研制成本和生产成本大幅度增加。因此苛刻一点，在没有掌握至少部分可重复使用的技术的情况下，就还不能说中国对高压补燃循环发动机技术达到了全面掌握。
至于“中国是俄罗斯之后第二个全面掌握高压补燃循环发动机技术的国家”这种说法，兵器迷也想问问：30多年前美国航天飞机所用的洛克达因（普惠控股）研发的SSME（Space Shuttle Main Engine）液氢/液氧发动机，也采用了高压补燃技术，海平面比冲366秒，推力190吨，而且——可以重复使用。美国又算是高压补燃技术的第几家呢？
进步，充分肯定；差距，更要看清。
平心而论，闭式循环总体上有比较优势，但开式循环也并非一无是处。开式循环对降低系统复杂性、最大化减少火箭干质量都是是很有好处的。二种技术路线有优劣，但在一定程度上是有互补性的。美国、日本、欧洲也有发动机采用了分级循环但未采用高压补燃，更多是考虑成本和设计生产复杂度的问题，而并非技术上一定达不到。
而且，我们前边说过，高压补燃循环，只是闭式循环的其中一种方式。其实，还有一种闭式循环方式，叫做“全流量分级燃烧循”（Full flow staged combustion，FFSCC），氧化剂和燃料分别由各自的动力涡轮机供压，部分推进剂通过管道互相交换，分别燃烧驱动涡轮机。这种设计下，涡轮机的工作温度更低，因而发动机的寿命得到延长，效率也更高。而且燃烧室的压力可以更大，支持更大的比冲。再往远了说，还有所谓的“复杂循环”……
太远了，不扯了。商业航天采用何种技术，最主要还是看应用看需求看成本。技术先进性是重要的，但不是决定性的，更不是唯一的决策要素。
三、YF-100液氧/煤油发动机
回头说说咱自己的液氧/煤油发动机。
众所周知，中国的运载火箭脱胎于弹道导弹。而液氧/煤油发动机一般用于民用航天，因此在中国长期以来一直鲜有发展。这种状况一直到中苏关系正常化之后的1990年，才从前苏联引进了2台85吨级RD-120高压补燃液氧煤油发动机进行原理研究——补基础课呗。
补课补了多久呢？
十年。
补课期间的中国，以RD-120为基础，探索性研（Fang）发(Zhi)了85吨推力的液氧/煤油发动机，但并无型号。2000年后，以此为基础，中国开始为新型液体火箭研制该类发动机立项。到今天，我们看到的中国液氧-煤油发动机有两个型号：
一个是YF-115，是一款18吨的小推力发动机。其前身是2002 年开始方案论证和工程设计的15吨级液氧/煤油发动机。2006年发动机整机试车获得成功。2007 年，完成发动机模样阶段研制。2008 年，发动机推力提高至18吨级。2012 年，发动机完成初样阶段研制，进入试样研制阶段。2013 年7月，参加了新一代运载火箭的动力系统试车，用于长征6号和长征7号的二级动力。
另一个就是YF-100，用于长征5号和长征7号的助推器动力和长征6号和长征7号的芯一级动力。而这款以上述85吨级发动机为基础的挖潜增推型，才是长征新型液体火箭的又一大看点。
YF-100真空推力约130吨（海平面120吨），真空比冲330秒，该发动机高3米，重1.9吨。媒体报道：我国目前比较成熟的液体发动机，单台推力最大是70吨左右(YF20-YF25系列，参见《第二篇》)。因此，为了产生足够的推力，长2F火箭的下面级就不得不采用常规推进剂8台发动机并联，不仅提高了成本，而且对全系统可靠性有不利影响。而YF-100的推力提升了60%，并联方案就会大大减少发动机台数（具体构型下一篇谈）。
YF-100液氧/煤油发动机
YF-100发动机2000年9月国家正式立项进入工程研制。
为了研制这百吨级液体发动机，六院仅仅建一座数百吨推力规模的发动机试车台，就用了一年半。别嫌长啊——正常要用三年。当然，这也是亚洲第一试车台。还有70吨级的振动台，也是亚洲第一。
台子有了，可是，YF-100液氧煤油发动机刚开始进行的几次整机试车都失败了。官媒报道“外界的质疑声浪此起彼伏。经过联合攻关重新设计起动方案，最终连续闯过了涡轮泵联动试验、半系统试验、整机试验三大难关”。
到2012年，已先后进行了百余次试车。研制高压补燃循环发动机的过程中，突破80余项关键和核心技术，先后研制出3种基本型发动机，以及5种适应不同火箭总体飞行状态的发动机。2012年7月29日，西安南郊，用30分钟加注了30吨煤油和98吨液氧的YF-100发动机，就在单机推力最大可以测试500吨的大型试车台上成功进行了点火试验。这次试车的发动机，此前已经储存了3年，并经历过两次极限工况试车考验。
至此，中国国防科工局终于完成了对YF-100发动机的项目验收，YF-100的研制工作完美收官。比较《第二篇》介绍YF-77氢氧发动机研制过程中的一路坎坷，液氧/煤油的YF-100研制算得上是相当顺利。
YF-100验收之后，由于YF-77还未结束研制工作，长征5号需要延后。反倒是不需要YF-77的长征6号，迅速抢占先机：
2012年11月27日，YF-100作为长征6号一子级动力系统试车首次试验即获得圆满成功;
2013年4月3日，YF-100作为长征6号的一子级动力系统试车再获成功；
2013年上半年，推力18吨的YF115作为长6的二子级动力系统试车成功；
2013年7月，YF-85（4台1000牛调姿发动机）作为长6的三子级首次动力系统热试车又获成功。至此，长6已经完成了全部三级动力系统级热试车；
2013年8月初，YF-100进行了长6一子级飞行状态下的500秒长程试车，对发动机的可靠性、新的燃气滚控系统的协调性进行了验证考核；
2014年8月，贮存5年的YF-100发动机，圆满完成100秒额定工况试车考核，使得液氧煤油发动机使用维护和环境适应性进一步得到考核；
2015年9月20日7时01分，装备YF-100一级动力的长征6号已经在太原卫星发射中心首次发射成功，并将20颗卫星送入预定轨道，开创了我国一箭多星发射的新纪录。
也许正是因为有“一箭20星”这样的大热点，吸引了最多的目光，很多人反而忽视了这一次中国120吨级液氧/煤油发动机首次发射成功，同样是一个巨大的，而且是更有突破性的胜利时刻。
当然，咱们也要说句公道话。YF-100比YF-77顺利，有一个重要原因就是：整个1990年代10年，都在以俄毛的RD-120为模板进行85吨级煤油机的补课。咱不说RD-120就一定是YF-100的前身，但说YF-100比YF-77早上了10年学前班，不算过苛之论吧。
首发长6成功之后，2016年第三季度预计首次发射的长征7号和第四季度首次发射的长征5号，还能将让我们看到YF-100发动机的身影。而且长征7号，芯一级和助推器动力都是YF-100，特别值得期待。
有朋友问，YF-100也就120吨推力，美俄的重型液氧/煤油发动机最大推力都有700吨左右，中国未来能否有自己的重型液氧/煤油发动机呢？
四、中国重型液氧/煤油发动机规划
根据中国火箭发动机专家、航天科技集团六院院长谭永华的披露，中国未来重型液体火箭，其助推器和芯一级发动机，都将采用500吨级的液氧/煤油发动机。性能参数为：海平面推力460吨，真空推力501吨，海平面比冲300秒。
中国500吨级液氧/煤油发动机原理图
技术难点如下：
1 大推力发动机高空点火与起动技术：
点评：液体发动机能够灵活多次点火、分级起动，发现故障可以及时关机，是优于固体发动机的主要优势之一。这有利于航天器的姿态和轨道控制，是未来深空探测和载人航天技术的重要一环。中国以往的液体发动机需要依靠专门的火药起动器等装置，而YF-100液氧煤油发动机实现了自身起动，为这一技术的成熟打下了良好的基础。
2 高温高压富氧燃气摇摆软管技术：
燃气摇摆软管分为泵前摆和泵后摆两种。而泵后摆技术是液氧煤油发动机的一项关键技术。该方案可有效地减小发动机尺寸、重量，降低摇摆力矩，改善发动机的使用维护性能。该软管涉及高温、高压、富氧燃气截止、液氧冷却的大通径多层波纹管，以及材料、工艺和试验问题。需要进行结构力学仿真及成型工艺试验、传热及防护仿真、承压、摇摆、疲劳试验和泵后燃气摇摆装置热试验。
点评：2015年9月6日，西安航天动力研究所报道了燃气摇摆装置热试验在西安抱龙峪试验区顺利完成。在燃气摇摆装置两次热试考核中，各项性能达到指标要求，验证了燃气摇摆装置方案的可行性，标志着液氧煤油发动机泵后摆技术实现新的突破。虽然YF-100采用的仍然是泵前摆，但我们有望在可预期的将来看到中国泵后摆喷管的实装应用。
3高效、稳定、长寿命推力室技术
重点解决高效稳定燃烧技术和高压大热流推力室冷却技术。需要采用隔板、声腔、组织喷注器能力释放技术。采用内壁电镀金属热防护镀层、多条冷却环带、高深比螺旋铣槽、喉部无焊缝成型和冷却剂流路设计技术
点评：推力室和涡轮泵技术，是重推的核心技术。避免推力室高频横向不稳定燃烧和保持有效冷却，是推力室永恒的技术课题。注意到规划中的500吨级燃烧室采用了双推力室，而没有采用大单室。这也许是为了未来降推力发动机的型谱化而采用的组合设计，但是否也反映出国内研制水平依然不足，希望网友讨论和指正。
4 大功率高效涡轮泵技术
涡轮泵功率超过100兆瓦，转速16000转/分,轴承DN值达到1.8*10^6.
点评：轴承DN值，是指轴承内径与轴转速的乘积，表示滚动轴承的速度极限。目前国外的先进轴承DN值为3.0×10^6。而我国目前公开的这个级别的轴承产品已有2.5*10^6.
5 高精度大范围流量调节器技术
用于控制起动过程、实现推力调节和工况稳定。转级过程采用分体式液力驱动，主级工况调节采用电机驱动。需要复杂流场和东特性仿真计算、动静特性模拟试验、分系统模拟试验等技术。
点评：过去，中国最早的运载火箭发动机的流量调节能力为几公斤每秒（混合比调节范围±6%）。YF-100已经可以做到65%节流，为500吨级的发动机流量调节打下了技术基础。
6 大推力液氧-煤油发动机制造和试验技术
如：复杂结构喷注管装配钎焊技术、大尺寸喷管成型与加压钎焊技术、大尺寸复杂结构精密铸造技术、大功率泵水力试验技术、涡轮吹风试验技术、流量调节器动特性试验技术
大流量低温推进剂流量测量技术，等等。
点评：新型发动机的技术跨越度大，功率、尺寸、结构复杂度也远远超出过去，这对综合实验体系提出了新的挑战。换句话说，新箭需要新发，新发需要新技术，制造需要新材料新工艺、测试需要新设施。
需要指出，虽然YF-100发动机已经首飞成功，但从上述介绍可以看出，中国的液氧/煤油发动机起步太晚，技术底子还薄。因此，500吨级的重型液体发动机研制绝非易事。
推进剂和发动机都说完了，我们来说说新型火箭。
欲知后事如何，且听下回分解。
所有资料来自于互联网公开报道和公开出版物，如：
《中国液体火箭发动机》
《俄罗斯液体火箭发动机》
《液体火箭发动机技术发展》
《重型液体火箭发动机研究》
《液氧/煤油发动机》。
《液氧/甲烷发动机》
一箭穿云惊浩宇，九天揽月灿星河
——长征系列液体运载火箭的四大看点之二《液氧/煤油发动机篇》
凤凰军事特约作者：兵器迷的天空
上文书说到了氢氧发动机，这一篇，我们来谈谈中国的液体火箭发动机的另一个类型——
分支四：液氧LOX+煤油发动机
相比较前面三个分支，液氧/煤油发动机，对中国是一个崭新的液体推进动力类型。但对于世界航天动力来说，这却并不是一款小鲜肉。
一、国外液氧/煤油发动机的发展
美国在1960年代末，研制了推力690吨级的F1液氧煤油发动机，用于阿波罗探月工程的土星V重型运载火箭的一级动力。2005年后，民间的SpaceX公司研制的猎鹰9运载火箭，又使用了新开发的Merlin液氧/煤油发动机，地面比冲282s,真空比冲311s。最新的高空版真空比冲可以达到348s。近年来，NASA更是提出2种液氧/煤油发动机方案: F1发动机的改型和445吨级液氧/煤油发动机。
美国的液氧/煤油发动机超过中国几条街。不过，天外有天，还有一个国家的该型发动机，比美国还要牛——苏联。
苏联-俄罗斯的液体火箭发展，一直就以液氧/煤油为主要的技术路线（四氧化二氮/偏二甲肼和氢氧机为辅）。
1957年：研制成功了80吨级的R107/R108液氧/煤油发动机；
1960年代：研制成功150吨级的RD-253液氧/煤油发动机，用于质子号火箭的发射；1970-1980年代：研制成功740吨级的RD-170和85吨级的RD-120液氧/煤油发动机，用于能源号和天顶号火箭。RD-170的后期型号RD171M推力为846吨。老毛子的液氧/煤油发动机，确实是逆天啊。
1990年代研制了400吨级的RD-180和200吨级的RD-191液氧煤油发动机，中俄双方正在谈判相关引进的问题。
俄罗斯的液氧/煤油发动机，有一个很重要的特征，就是高压补燃循环。
有朋友说，这个我知道。最近媒体报道说，中国已经成为继俄罗斯之后，第二个掌握高压补燃循环发动机的国家。兵器迷对此并不认同。那么，什么是高压补燃循环发动机呢？
接着啃墙皮。
二、高压补燃循环发动机
氧化剂-燃料双组元液体推进剂的火箭发动机，其动力循环的方式有两类：挤压循环和泵压循环。挤压方式没有涡轮泵的参与，性能较低，本文不再讨论。
而泵压循环又分为两类，即开式循环和闭式循环。
1 开式循环
主要包括：燃气发生器循环（Gas-generator cycle，简称燃气循环）、燃烧室抽气循环和冷却剂分流循环，等等。开式循环中最常用的方式是燃气发生器循环，其工作原理为：一小部分推进剂在燃气发生器中燃烧，产生燃气推动发动机的涡轮泵，废气直接排出。这样的优点在于，燃气循环的涡轮不必处理向燃烧室排放废气时的反压力，因而涡轮机的工作效率更高，提供给燃料的压力也更大，推力和混合比可大范围调节。还有一个优点是燃气循环的各个组件相对独立，系统设计更简单可靠，涡轮机寿命更长。代价当然就是废气直排的能量损失。
燃气发生器循环也有很多著名的发动机型号，比如日本的LE-5，欧洲阿五的Vulcain，中国的YF-73和YF-75，还有上一篇谈到的中国未来200吨级的氢氧发动机，都是采用燃气发生器开式循环方式。美国土星5号的F-1和J-2,和大名鼎鼎的RS-68氢氧发动机，也都是循环发生器开式循环。
2 闭式循环
主要包括：膨胀循环、分级燃烧循环（Staged Combustion Cycle），等等。膨胀循环发动机很少有大于10顿推力的，不讨论。最常用的闭式循环是分级燃烧循环。美国航天飞机的SSEM，日本LE-7都采用了分级燃烧循环。从应用历史上看，苏联/俄罗斯采用分级燃烧循环的发动机最多。最早的分级燃烧循环发动机，是苏联科学家阿列克谢? 伊萨耶夫（Aleksei Mihailovich Isaev）在1949年提出的，由工程师格鲁什科（Valentin Glushko）设计制造。第一台采用分级燃烧循环的发动机就是NK-33，N1火箭的第一级就安装了30台这样的发动机。1963年，另一台采用这种循环的发动机RD 253开始制造并于1965年安装在了质子火箭上。洛·马公司向俄罗斯购买的RD-180也采用这种循环方式。
比较常用的分级燃烧循环，是一种高压补燃循环方式。具体原理是：先把燃料的一部分液体在预燃室中进行富氧燃烧，生成大流量的燃气。然后用这些燃气推动发动机的涡轮和泵,并将这些燃气引入主燃烧室进行二次完全燃烧。由此可以看出，闭式循环高压补燃系统中，实际上燃料先后在预燃烧室和燃烧室进行了液、气两次燃烧，所以是分级燃烧。为了解决液氧/煤油的高温结焦问题，预燃烧室是富氧燃烧模式，富氧燃气到达主燃烧室进行二次燃烧时需要补充更多燃料，因此叫补燃。（对应富氧燃烧的，是氧化剂不足，达不到最佳混合比的富燃燃烧，美国猎鹰9的Meilin燃气发生器循环煤油机用的就是这种燃烧方式）。主燃烧室在进行二次燃烧时压力较高，所以叫高压补燃。
闭式循环-高压补燃系统的优点在于：
1 更加有效的利用了热能，进而提高燃烧效率。
2 液气分级燃烧,大大改善了引擎的燃烧稳定性，能够有效地衰减振荡，因此高压补燃循环系统有利于解决不稳定燃烧问题。
3 燃烧室的压力可以更大，这样可以支持更大的比冲。
4对于煤油机，在燃烧室压力低于6.9MPa的时候，煤油会产生煤灰沉积物，沉积在喷管的内侧和燃烧室（煤油结焦积碳的问题，参见《第一篇》），因此压力也不得不提高。高压补燃将有助于消除积碳问题。
从性能数据上看：仅采用闭式循环系统就能比开式循环提高比冲6%以上。对二级半火箭来说，当起飞质量相同时，有效载荷能提高30％以上。假若有效载荷相同，运载火箭起飞重量可降低20%，使发射1公斤有效载荷的全寿命周期费用降低约16%。闭式循环中，高压补燃循环的效率更高——我兔的试验结果表明: 高压补燃循环系统的燃烧效率高达0.98。。
不过，网上有媒体说“液氧/煤油发动机YF-100的研制成功，表明中国全面掌握闭式循环高压补燃技术”，因此就如何如何高大上了，甚至比欧美开式循环发动机高N多档次。兵器迷看了，不禁有些皱眉。
闭式循环的高压补燃循环固然有很多优点，但并非完美无缺。比如：既然是高压补燃，推力室就会面临更苛刻的高压工作环境，比如YF-100的室压是18MPa。这对材料强度和系统寿命都有不利影响。而且循环补燃需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。这降低了系统的可靠性。由于分级燃烧导致各个组件的性能与其他组件高度耦合，系统可靠性进一步下降。分级燃烧循环发动机相对开式循环的设计难度要大很多。
上述材料和结构的两个问题，都造成了高压补燃发动机的成本上升。欧空局在研制HM-60发动机时，估算高压分级燃烧循环发动机的研制费用要高出开式循环33%，生产成本要高20%，因此未采用这种方案。
进一步说，由于高压补燃分级燃烧循环系统的发动机成本较高，因此只有在可重复使用的发动机上，才具有更好的经济性。而中国新型液体火箭的发动机都还是一次性的。因此使用高压补燃方式，在技术上固然获得了推力上的突破，但将使发动机的研制成本和生产成本大幅度增加。因此苛刻一点，在没有掌握至少部分可重复使用的技术的情况下，就还不能说中国对高压补燃循环发动机技术达到了全面掌握。
至于“中国是俄罗斯之后第二个全面掌握高压补燃循环发动机技术的国家”这种说法，兵器迷也想问问：30多年前美国航天飞机所用的洛克达因（普惠控股）研发的SSME（Space Shuttle Main Engine）液氢/液氧发动机，也采用了高压补燃技术，海平面比冲366秒，推力190吨，而且——可以重复使用。美国又算是高压补燃技术的第几家呢？
进步，充分肯定；差距，更要看清。
平心而论，闭式循环总体上有比较优势，但开式循环也并非一无是处。开式循环对降低系统复杂性、最大化减少火箭干质量都是是很有好处的。二种技术路线有优劣，但在一定程度上是有互补性的。美国、日本、欧洲也有发动机采用了分级循环但未采用高压补燃，更多是考虑成本和设计生产复杂度的问题，而并非技术上一定达不到。
而且，我们前边说过，高压补燃循环，只是闭式循环的其中一种方式。其实，还有一种闭式循环方式，叫做“全流量分级燃烧循”（Full flow staged combustion，FFSCC），氧化剂和燃料分别由各自的动力涡轮机供压，部分推进剂通过管道互相交换，分别燃烧驱动涡轮机。这种设计下，涡轮机的工作温度更低，因而发动机的寿命得到延长，效率也更高。而且燃烧室的压力可以更大，支持更大的比冲。再往远了说，还有所谓的“复杂循环”……
太远了，不扯了。商业航天采用何种技术，最主要还是看应用看需求看成本。技术先进性是重要的，但不是决定性的，更不是唯一的决策要素。
三、YF-100液氧/煤油发动机
回头说说咱自己的液氧/煤油发动机。
众所周知，中国的运载火箭脱胎于弹道导弹。而液氧/煤油发动机一般用于民用航天，因此在中国长期以来一直鲜有发展。这种状况一直到中苏关系正常化之后的1990年，才从前苏联引进了2台85吨级RD-120高压补燃液氧煤油发动机进行原理研究——补基础课呗。
补课补了多久呢？
十年。
补课期间的中国，以RD-120为基础，探索性研（Fang）发(Zhi)了85吨推力的液氧/煤油发动机，但并无型号。2000年后，以此为基础，中国开始为新型液体火箭研制该类发动机立项。到今天，我们看到的中国液氧-煤油发动机有两个型号：
一个是YF-115，是一款18吨的小推力发动机。其前身是2002 年开始方案论证和工程设计的15吨级液氧/煤油发动机。2006年发动机整机试车获得成功。2007 年，完成发动机模样阶段研制。2008 年，发动机推力提高至18吨级。2012 年，发动机完成初样阶段研制，进入试样研制阶段。2013 年7月，参加了新一代运载火箭的动力系统试车，用于长征6号和长征7号的二级动力。
另一个就是YF-100，用于长征5号和长征7号的助推器动力和长征6号和长征7号的芯一级动力。而这款以上述85吨级发动机为基础的挖潜增推型，才是长征新型液体火箭的又一大看点。
YF-100真空推力约130吨（海平面120吨），真空比冲330秒，该发动机高3米，重1.9吨。媒体报道：我国目前比较成熟的液体发动机，单台推力最大是70吨左右(YF20-YF25系列，参见《第二篇》)。因此，为了产生足够的推力，长2F火箭的下面级就不得不采用常规推进剂8台发动机并联，不仅提高了成本，而且对全系统可靠性有不利影响。而YF-100的推力提升了60%，并联方案就会大大减少发动机台数（具体构型下一篇谈）。
YF-100液氧/煤油发动机
YF-100发动机2000年9月国家正式立项进入工程研制。
为了研制这百吨级液体发动机，六院仅仅建一座数百吨推力规模的发动机试车台，就用了一年半。别嫌长啊——正常要用三年。当然，这也是亚洲第一试车台。还有70吨级的振动台，也是亚洲第一。
台子有了，可是，YF-100液氧煤油发动机刚开始进行的几次整机试车都失败了。官媒报道“外界的质疑声浪此起彼伏。经过联合攻关重新设计起动方案，最终连续闯过了涡轮泵联动试验、半系统试验、整机试验三大难关”。
到2012年，已先后进行了百余次试车。研制高压补燃循环发动机的过程中，突破80余项关键和核心技术，先后研制出3种基本型发动机，以及5种适应不同火箭总体飞行状态的发动机。2012年7月29日，西安南郊，用30分钟加注了30吨煤油和98吨液氧的YF-100发动机，就在单机推力最大可以测试500吨的大型试车台上成功进行了点火试验。这次试车的发动机，此前已经储存了3年，并经历过两次极限工况试车考验。
至此，中国国防科工局终于完成了对YF-100发动机的项目验收，YF-100的研制工作完美收官。比较《第二篇》介绍YF-77氢氧发动机研制过程中的一路坎坷，液氧/煤油的YF-100研制算得上是相当顺利。
YF-100验收之后，由于YF-77还未结束研制工作，长征5号需要延后。反倒是不需要YF-77的长征6号，迅速抢占先机：
2012年11月27日，YF-100作为长征6号一子级动力系统试车首次试验即获得圆满成功;
2013年4月3日，YF-100作为长征6号的一子级动力系统试车再获成功；
2013年上半年，推力18吨的YF115作为长6的二子级动力系统试车成功；
2013年7月，YF-85（4台1000牛调姿发动机）作为长6的三子级首次动力系统热试车又获成功。至此，长6已经完成了全部三级动力系统级热试车；
2013年8月初，YF-100进行了长6一子级飞行状态下的500秒长程试车，对发动机的可靠性、新的燃气滚控系统的协调性进行了验证考核；
2014年8月，贮存5年的YF-100发动机，圆满完成100秒额定工况试车考核，使得液氧煤油发动机使用维护和环境适应性进一步得到考核；
2015年9月20日7时01分，装备YF-100一级动力的长征6号已经在太原卫星发射中心首次发射成功，并将20颗卫星送入预定轨道，开创了我国一箭多星发射的新纪录。
也许正是因为有“一箭20星”这样的大热点，吸引了最多的目光，很多人反而忽视了这一次中国120吨级液氧/煤油发动机首次发射成功，同样是一个巨大的，而且是更有突破性的胜利时刻。
当然，咱们也要说句公道话。YF-100比YF-77顺利，有一个重要原因就是：整个1990年代10年，都在以俄毛的RD-120为模板进行85吨级煤油机的补课。咱不说RD-120就一定是YF-100的前身，但说YF-100比YF-77早上了10年学前班，不算过苛之论吧。
首发长6成功之后，2016年第三季度预计首次发射的长征7号和第四季度首次发射的长征5号，还能将让我们看到YF-100发动机的身影。而且长征7号，芯一级和助推器动力都是YF-100，特别值得期待。
有朋友问，YF-100也就120吨推力，美俄的重型液氧/煤油发动机最大推力都有700吨左右，中国未来能否有自己的重型液氧/煤油发动机呢？
四、中国重型液氧/煤油发动机规划
根据中国火箭发动机专家、航天科技集团六院院长谭永华的披露，中国未来重型液体火箭，其助推器和芯一级发动机，都将采用500吨级的液氧/煤油发动机。性能参数为：海平面推力460吨，真空推力501吨，海平面比冲300秒。
中国500吨级液氧/煤油发动机原理图
技术难点如下：
1 大推力发动机高空点火与起动技术：
点评：液体发动机能够灵活多次点火、分级起动，发现故障可以及时关机，是优于固体发动机的主要优势之一。这有利于航天器的姿态和轨道控制，是未来深空探测和载人航天技术的重要一环。中国以往的液体发动机需要依靠专门的火药起动器等装置，而YF-100液氧煤油发动机实现了自身起动，为这一技术的成熟打下了良好的基础。
2 高温高压富氧燃气摇摆软管技术：
燃气摇摆软管分为泵前摆和泵后摆两种。而泵后摆技术是液氧煤油发动机的一项关键技术。该方案可有效地减小发动机尺寸、重量，降低摇摆力矩，改善发动机的使用维护性能。该软管涉及高温、高压、富氧燃气截止、液氧冷却的大通径多层波纹管，以及材料、工艺和试验问题。需要进行结构力学仿真及成型工艺试验、传热及防护仿真、承压、摇摆、疲劳试验和泵后燃气摇摆装置热试验。
点评：2015年9月6日，西安航天动力研究所报道了燃气摇摆装置热试验在西安抱龙峪试验区顺利完成。在燃气摇摆装置两次热试考核中，各项性能达到指标要求，验证了燃气摇摆装置方案的可行性，标志着液氧煤油发动机泵后摆技术实现新的突破。虽然YF-100采用的仍然是泵前摆，但我们有望在可预期的将来看到中国泵后摆喷管的实装应用。
3高效、稳定、长寿命推力室技术
重点解决高效稳定燃烧技术和高压大热流推力室冷却技术。需要采用隔板、声腔、组织喷注器能力释放技术。采用内壁电镀金属热防护镀层、多条冷却环带、高深比螺旋铣槽、喉部无焊缝成型和冷却剂流路设计技术
点评：推力室和涡轮泵技术，是重推的核心技术。避免推力室高频横向不稳定燃烧和保持有效冷却，是推力室永恒的技术课题。注意到规划中的500吨级燃烧室采用了双推力室，而没有采用大单室。这也许是为了未来降推力发动机的型谱化而采用的组合设计，但是否也反映出国内研制水平依然不足，希望网友讨论和指正。
4 大功率高效涡轮泵技术
涡轮泵功率超过100兆瓦，转速16000转/分,轴承DN值达到1.8*10^6.
点评：轴承DN值，是指轴承内径与轴转速的乘积，表示滚动轴承的速度极限。目前国外的先进轴承DN值为3.0×10^6。而我国目前公开的这个级别的轴承产品已有2.5*10^6.
5 高精度大范围流量调节器技术
用于控制起动过程、实现推力调节和工况稳定。转级过程采用分体式液力驱动，主级工况调节采用电机驱动。需要复杂流场和东特性仿真计算、动静特性模拟试验、分系统模拟试验等技术。
点评：过去，中国最早的运载火箭发动机的流量调节能力为几公斤每秒（混合比调节范围±6%）。YF-100已经可以做到65%节流，为500吨级的发动机流量调节打下了技术基础。
6 大推力液氧-煤油发动机制造和试验技术
如：复杂结构喷注管装配钎焊技术、大尺寸喷管成型与加压钎焊技术、大尺寸复杂结构精密铸造技术、大功率泵水力试验技术、涡轮吹风试验技术、流量调节器动特性试验技术
大流量低温推进剂流量测量技术，等等。
点评：新型发动机的技术跨越度大，功率、尺寸、结构复杂度也远远超出过去，这对综合实验体系提出了新的挑战。换句话说，新箭需要新发，新发需要新技术，制造需要新材料新工艺、测试需要新设施。
需要指出，虽然YF-100发动机已经首飞成功，但从上述介绍可以看出，中国的液氧/煤油发动机起步太晚，技术底子还薄。因此，500吨级的重型液体发动机研制绝非易事。
推进剂和发动机都说完了，我们来说说新型火箭。
欲知后事如何，且听下回分解。
所有资料来自于互联网公开报道和公开出版物，如：
《中国液体火箭发动机》
《俄罗斯液体火箭发动机》
《液体火箭发动机技术发展》
《重型液体火箭发动机研究》
《液氧/煤油发动机》。
《液氧/甲烷发动机》http://news.ifeng.com/a/20160606/48923971_0.shtml
一箭穿云惊浩宇，九天揽月灿星河
——长征系列液体运载火箭的四大看点之二《液氧/煤油发动机篇》
凤凰军事特约作者：兵器迷的天空
上文书说到了氢氧发动机，这一篇，我们来谈谈中国的液体火箭发动机的另一个类型——
分支四：液氧LOX+煤油发动机
相比较前面三个分支，液氧/煤油发动机，对中国是一个崭新的液体推进动力类型。但对于世界航天动力来说，这却并不是一款小鲜肉。
一、国外液氧/煤油发动机的发展
美国在1960年代末，研制了推力690吨级的F1液氧煤油发动机，用于阿波罗探月工程的土星V重型运载火箭的一级动力。2005年后，民间的SpaceX公司研制的猎鹰9运载火箭，又使用了新开发的Merlin液氧/煤油发动机，地面比冲282s,真空比冲311s。最新的高空版真空比冲可以达到348s。近年来，NASA更是提出2种液氧/煤油发动机方案: F1发动机的改型和445吨级液氧/煤油发动机。
美国的液氧/煤油发动机超过中国几条街。不过，天外有天，还有一个国家的该型发动机，比美国还要牛——苏联。
苏联-俄罗斯的液体火箭发展，一直就以液氧/煤油为主要的技术路线（四氧化二氮/偏二甲肼和氢氧机为辅）。
1957年：研制成功了80吨级的R107/R108液氧/煤油发动机；
1960年代：研制成功150吨级的RD-253液氧/煤油发动机，用于质子号火箭的发射；1970-1980年代：研制成功740吨级的RD-170和85吨级的RD-120液氧/煤油发动机，用于能源号和天顶号火箭。RD-170的后期型号RD171M推力为846吨。老毛子的液氧/煤油发动机，确实是逆天啊。
1990年代研制了400吨级的RD-180和200吨级的RD-191液氧煤油发动机，中俄双方正在谈判相关引进的问题。
俄罗斯的液氧/煤油发动机，有一个很重要的特征，就是高压补燃循环。
有朋友说，这个我知道。最近媒体报道说，中国已经成为继俄罗斯之后，第二个掌握高压补燃循环发动机的国家。兵器迷对此并不认同。那么，什么是高压补燃循环发动机呢？
接着啃墙皮。
二、高压补燃循环发动机
氧化剂-燃料双组元液体推进剂的火箭发动机，其动力循环的方式有两类：挤压循环和泵压循环。挤压方式没有涡轮泵的参与，性能较低，本文不再讨论。
而泵压循环又分为两类，即开式循环和闭式循环。
1 开式循环
主要包括：燃气发生器循环（Gas-generator cycle，简称燃气循环）、燃烧室抽气循环和冷却剂分流循环，等等。开式循环中最常用的方式是燃气发生器循环，其工作原理为：一小部分推进剂在燃气发生器中燃烧，产生燃气推动发动机的涡轮泵，废气直接排出。这样的优点在于，燃气循环的涡轮不必处理向燃烧室排放废气时的反压力，因而涡轮机的工作效率更高，提供给燃料的压力也更大，推力和混合比可大范围调节。还有一个优点是燃气循环的各个组件相对独立，系统设计更简单可靠，涡轮机寿命更长。代价当然就是废气直排的能量损失。
燃气发生器循环也有很多著名的发动机型号，比如日本的LE-5，欧洲阿五的Vulcain，中国的YF-73和YF-75，还有上一篇谈到的中国未来200吨级的氢氧发动机，都是采用燃气发生器开式循环方式。美国土星5号的F-1和J-2,和大名鼎鼎的RS-68氢氧发动机，也都是循环发生器开式循环。
2 闭式循环
主要包括：膨胀循环、分级燃烧循环（Staged Combustion Cycle），等等。膨胀循环发动机很少有大于10顿推力的，不讨论。最常用的闭式循环是分级燃烧循环。美国航天飞机的SSEM，日本LE-7都采用了分级燃烧循环。从应用历史上看，苏联/俄罗斯采用分级燃烧循环的发动机最多。最早的分级燃烧循环发动机，是苏联科学家阿列克谢? 伊萨耶夫（Aleksei Mihailovich Isaev）在1949年提出的，由工程师格鲁什科（Valentin Glushko）设计制造。第一台采用分级燃烧循环的发动机就是NK-33，N1火箭的第一级就安装了30台这样的发动机。1963年，另一台采用这种循环的发动机RD 253开始制造并于1965年安装在了质子火箭上。洛·马公司向俄罗斯购买的RD-180也采用这种循环方式。
比较常用的分级燃烧循环，是一种高压补燃循环方式。具体原理是：先把燃料的一部分液体在预燃室中进行富氧燃烧，生成大流量的燃气。然后用这些燃气推动发动机的涡轮和泵,并将这些燃气引入主燃烧室进行二次完全燃烧。由此可以看出，闭式循环高压补燃系统中，实际上燃料先后在预燃烧室和燃烧室进行了液、气两次燃烧，所以是分级燃烧。为了解决液氧/煤油的高温结焦问题，预燃烧室是富氧燃烧模式，富氧燃气到达主燃烧室进行二次燃烧时需要补充更多燃料，因此叫补燃。（对应富氧燃烧的，是氧化剂不足，达不到最佳混合比的富燃燃烧，美国猎鹰9的Meilin燃气发生器循环煤油机用的就是这种燃烧方式）。主燃烧室在进行二次燃烧时压力较高，所以叫高压补燃。
闭式循环-高压补燃系统的优点在于：
1 更加有效的利用了热能，进而提高燃烧效率。
2 液气分级燃烧,大大改善了引擎的燃烧稳定性，能够有效地衰减振荡，因此高压补燃循环系统有利于解决不稳定燃烧问题。
3 燃烧室的压力可以更大，这样可以支持更大的比冲。
4对于煤油机，在燃烧室压力低于6.9MPa的时候，煤油会产生煤灰沉积物，沉积在喷管的内侧和燃烧室（煤油结焦积碳的问题，参见《第一篇》），因此压力也不得不提高。高压补燃将有助于消除积碳问题。
从性能数据上看：仅采用闭式循环系统就能比开式循环提高比冲6%以上。对二级半火箭来说，当起飞质量相同时，有效载荷能提高30％以上。假若有效载荷相同，运载火箭起飞重量可降低20%，使发射1公斤有效载荷的全寿命周期费用降低约16%。闭式循环中，高压补燃循环的效率更高——我兔的试验结果表明: 高压补燃循环系统的燃烧效率高达0.98。。
不过，网上有媒体说“液氧/煤油发动机YF-100的研制成功，表明中国全面掌握闭式循环高压补燃技术”，因此就如何如何高大上了，甚至比欧美开式循环发动机高N多档次。兵器迷看了，不禁有些皱眉。
闭式循环的高压补燃循环固然有很多优点，但并非完美无缺。比如：既然是高压补燃，推力室就会面临更苛刻的高压工作环境，比如YF-100的室压是18MPa。这对材料强度和系统寿命都有不利影响。而且循环补燃需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。这降低了系统的可靠性。由于分级燃烧导致各个组件的性能与其他组件高度耦合，系统可靠性进一步下降。分级燃烧循环发动机相对开式循环的设计难度要大很多。
上述材料和结构的两个问题，都造成了高压补燃发动机的成本上升。欧空局在研制HM-60发动机时，估算高压分级燃烧循环发动机的研制费用要高出开式循环33%，生产成本要高20%，因此未采用这种方案。
进一步说，由于高压补燃分级燃烧循环系统的发动机成本较高，因此只有在可重复使用的发动机上，才具有更好的经济性。而中国新型液体火箭的发动机都还是一次性的。因此使用高压补燃方式，在技术上固然获得了推力上的突破，但将使发动机的研制成本和生产成本大幅度增加。因此苛刻一点，在没有掌握至少部分可重复使用的技术的情况下，就还不能说中国对高压补燃循环发动机技术达到了全面掌握。
至于“中国是俄罗斯之后第二个全面掌握高压补燃循环发动机技术的国家”这种说法，兵器迷也想问问：30多年前美国航天飞机所用的洛克达因（普惠控股）研发的SSME（Space Shuttle Main Engine）液氢/液氧发动机，也采用了高压补燃技术，海平面比冲366秒，推力190吨，而且——可以重复使用。美国又算是高压补燃技术的第几家呢？
进步，充分肯定；差距，更要看清。
平心而论，闭式循环总体上有比较优势，但开式循环也并非一无是处。开式循环对降低系统复杂性、最大化减少火箭干质量都是是很有好处的。二种技术路线有优劣，但在一定程度上是有互补性的。美国、日本、欧洲也有发动机采用了分级循环但未采用高压补燃，更多是考虑成本和设计生产复杂度的问题，而并非技术上一定达不到。
而且，我们前边说过，高压补燃循环，只是闭式循环的其中一种方式。其实，还有一种闭式循环方式，叫做“全流量分级燃烧循”（Full flow staged combustion，FFSCC），氧化剂和燃料分别由各自的动力涡轮机供压，部分推进剂通过管道互相交换，分别燃烧驱动涡轮机。这种设计下，涡轮机的工作温度更低，因而发动机的寿命得到延长，效率也更高。而且燃烧室的压力可以更大，支持更大的比冲。再往远了说，还有所谓的“复杂循环”……
太远了，不扯了。商业航天采用何种技术，最主要还是看应用看需求看成本。技术先进性是重要的，但不是决定性的，更不是唯一的决策要素。
三、YF-100液氧/煤油发动机
回头说说咱自己的液氧/煤油发动机。
众所周知，中国的运载火箭脱胎于弹道导弹。而液氧/煤油发动机一般用于民用航天，因此在中国长期以来一直鲜有发展。这种状况一直到中苏关系正常化之后的1990年，才从前苏联引进了2台85吨级RD-120高压补燃液氧煤油发动机进行原理研究——补基础课呗。
补课补了多久呢？
十年。
补课期间的中国，以RD-120为基础，探索性研（Fang）发(Zhi)了85吨推力的液氧/煤油发动机，但并无型号。2000年后，以此为基础，中国开始为新型液体火箭研制该类发动机立项。到今天，我们看到的中国液氧-煤油发动机有两个型号：
一个是YF-115，是一款18吨的小推力发动机。其前身是2002 年开始方案论证和工程设计的15吨级液氧/煤油发动机。2006年发动机整机试车获得成功。2007 年，完成发动机模样阶段研制。2008 年，发动机推力提高至18吨级。2012 年，发动机完成初样阶段研制，进入试样研制阶段。2013 年7月，参加了新一代运载火箭的动力系统试车，用于长征6号和长征7号的二级动力。
另一个就是YF-100，用于长征5号和长征7号的助推器动力和长征6号和长征7号的芯一级动力。而这款以上述85吨级发动机为基础的挖潜增推型，才是长征新型液体火箭的又一大看点。
YF-100真空推力约130吨（海平面120吨），真空比冲330秒，该发动机高3米，重1.9吨。媒体报道：我国目前比较成熟的液体发动机，单台推力最大是70吨左右(YF20-YF25系列，参见《第二篇》)。因此，为了产生足够的推力，长2F火箭的下面级就不得不采用常规推进剂8台发动机并联，不仅提高了成本，而且对全系统可靠性有不利影响。而YF-100的推力提升了60%，并联方案就会大大减少发动机台数（具体构型下一篇谈）。
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YF-100液氧/煤油发动机
YF-100发动机2000年9月国家正式立项进入工程研制。
为了研制这百吨级液体发动机，六院仅仅建一座数百吨推力规模的发动机试车台，就用了一年半。别嫌长啊——正常要用三年。当然，这也是亚洲第一试车台。还有70吨级的振动台，也是亚洲第一。
台子有了，可是，YF-100液氧煤油发动机刚开始进行的几次整机试车都失败了。官媒报道“外界的质疑声浪此起彼伏。经过联合攻关重新设计起动方案，最终连续闯过了涡轮泵联动试验、半系统试验、整机试验三大难关”。
到2012年，已先后进行了百余次试车。研制高压补燃循环发动机的过程中，突破80余项关键和核心技术，先后研制出3种基本型发动机，以及5种适应不同火箭总体飞行状态的发动机。2012年7月29日，西安南郊，用30分钟加注了30吨煤油和98吨液氧的YF-100发动机，就在单机推力最大可以测试500吨的大型试车台上成功进行了点火试验。这次试车的发动机，此前已经储存了3年，并经历过两次极限工况试车考验。
至此，中国国防科工局终于完成了对YF-100发动机的项目验收，YF-100的研制工作完美收官。比较《第二篇》介绍YF-77氢氧发动机研制过程中的一路坎坷，液氧/煤油的YF-100研制算得上是相当顺利。
YF-100验收之后，由于YF-77还未结束研制工作，长征5号需要延后。反倒是不需要YF-77的长征6号，迅速抢占先机：
2012年11月27日，YF-100作为长征6号一子级动力系统试车首次试验即获得圆满成功;
2013年4月3日，YF-100作为长征6号的一子级动力系统试车再获成功；
2013年上半年，推力18吨的YF115作为长6的二子级动力系统试车成功；
2013年7月，YF-85（4台1000牛调姿发动机）作为长6的三子级首次动力系统热试车又获成功。至此，长6已经完成了全部三级动力系统级热试车；
2013年8月初，YF-100进行了长6一子级飞行状态下的500秒长程试车，对发动机的可靠性、新的燃气滚控系统的协调性进行了验证考核；
2014年8月，贮存5年的YF-100发动机，圆满完成100秒额定工况试车考核，使得液氧煤油发动机使用维护和环境适应性进一步得到考核；
2015年9月20日7时01分，装备YF-100一级动力的长征6号已经在太原卫星发射中心首次发射成功，并将20颗卫星送入预定轨道，开创了我国一箭多星发射的新纪录。
也许正是因为有“一箭20星”这样的大热点，吸引了最多的目光，很多人反而忽视了这一次中国120吨级液氧/煤油发动机首次发射成功，同样是一个巨大的，而且是更有突破性的胜利时刻。
当然，咱们也要说句公道话。YF-100比YF-77顺利，有一个重要原因就是：整个1990年代10年，都在以俄毛的RD-120为模板进行85吨级煤油机的补课。咱不说RD-120就一定是YF-100的前身，但说YF-100比YF-77早上了10年学前班，不算过苛之论吧。
首发长6成功之后，2016年第三季度预计首次发射的长征7号和第四季度首次发射的长征5号，还能将让我们看到YF-100发动机的身影。而且长征7号，芯一级和助推器动力都是YF-100，特别值得期待。
有朋友问，YF-100也就120吨推力，美俄的重型液氧/煤油发动机最大推力都有700吨左右，中国未来能否有自己的重型液氧/煤油发动机呢？
四、中国重型液氧/煤油发动机规划
根据中国火箭发动机专家、航天科技集团六院院长谭永华的披露，中国未来重型液体火箭，其助推器和芯一级发动机，都将采用500吨级的液氧/煤油发动机。性能参数为：海平面推力460吨，真空推力501吨，海平面比冲300秒。
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中国500吨级液氧/煤油发动机原理图
技术难点如下：
1 大推力发动机高空点火与起动技术：
点评：液体发动机能够灵活多次点火、分级起动，发现故障可以及时关机，是优于固体发动机的主要优势之一。这有利于航天器的姿态和轨道控制，是未来深空探测和载人航天技术的重要一环。中国以往的液体发动机需要依靠专门的火药起动器等装置，而YF-100液氧煤油发动机实现了自身起动，为这一技术的成熟打下了良好的基础。
2 高温高压富氧燃气摇摆软管技术：
燃气摇摆软管分为泵前摆和泵后摆两种。而泵后摆技术是液氧煤油发动机的一项关键技术。该方案可有效地减小发动机尺寸、重量，降低摇摆力矩，改善发动机的使用维护性能。该软管涉及高温、高压、富氧燃气截止、液氧冷却的大通径多层波纹管，以及材料、工艺和试验问题。需要进行结构力学仿真及成型工艺试验、传热及防护仿真、承压、摇摆、疲劳试验和泵后燃气摇摆装置热试验。
点评：2015年9月6日，西安航天动力研究所报道了燃气摇摆装置热试验在西安抱龙峪试验区顺利完成。在燃气摇摆装置两次热试考核中，各项性能达到指标要求，验证了燃气摇摆装置方案的可行性，标志着液氧煤油发动机泵后摆技术实现新的突破。虽然YF-100采用的仍然是泵前摆，但我们有望在可预期的将来看到中国泵后摆喷管的实装应用。
3高效、稳定、长寿命推力室技术
重点解决高效稳定燃烧技术和高压大热流推力室冷却技术。需要采用隔板、声腔、组织喷注器能力释放技术。采用内壁电镀金属热防护镀层、多条冷却环带、高深比螺旋铣槽、喉部无焊缝成型和冷却剂流路设计技术
点评：推力室和涡轮泵技术，是重推的核心技术。避免推力室高频横向不稳定燃烧和保持有效冷却，是推力室永恒的技术课题。注意到规划中的500吨级燃烧室采用了双推力室，而没有采用大单室。这也许是为了未来降推力发动机的型谱化而采用的组合设计，但是否也反映出国内研制水平依然不足，希望网友讨论和指正。
4 大功率高效涡轮泵技术
涡轮泵功率超过100兆瓦，转速16000转/分,轴承DN值达到1.8*10^6.
点评：轴承DN值，是指轴承内径与轴转速的乘积，表示滚动轴承的速度极限。目前国外的先进轴承DN值为3.0×10^6。而我国目前公开的这个级别的轴承产品已有2.5*10^6.
5 高精度大范围流量调节器技术
用于控制起动过程、实现推力调节和工况稳定。转级过程采用分体式液力驱动，主级工况调节采用电机驱动。需要复杂流场和东特性仿真计算、动静特性模拟试验、分系统模拟试验等技术。
点评：过去，中国最早的运载火箭发动机的流量调节能力为几公斤每秒（混合比调节范围±6%）。YF-100已经可以做到65%节流，为500吨级的发动机流量调节打下了技术基础。
6 大推力液氧-煤油发动机制造和试验技术
如：复杂结构喷注管装配钎焊技术、大尺寸喷管成型与加压钎焊技术、大尺寸复杂结构精密铸造技术、大功率泵水力试验技术、涡轮吹风试验技术、流量调节器动特性试验技术
大流量低温推进剂流量测量技术，等等。
点评：新型发动机的技术跨越度大，功率、尺寸、结构复杂度也远远超出过去，这对综合实验体系提出了新的挑战。换句话说，新箭需要新发，新发需要新技术，制造需要新材料新工艺、测试需要新设施。
需要指出，虽然YF-100发动机已经首飞成功，但从上述介绍可以看出，中国的液氧/煤油发动机起步太晚，技术底子还薄。因此，500吨级的重型液体发动机研制绝非易事。
推进剂和发动机都说完了，我们来说说新型火箭。
欲知后事如何，且听下回分解。
所有资料来自于互联网公开报道和公开出版物，如：
《中国液体火箭发动机》
《俄罗斯液体火箭发动机》
《液体火箭发动机技术发展》
《重型液体火箭发动机研究》
《液氧/煤油发动机》。
《液氧/甲烷发动机》
这作者就是抄别人的骗钱货，还抄不对，质子火箭用的是液氧煤油吗？
这作者就是抄别人的骗钱货，还抄不对，质子火箭用的是液氧煤油吗？
学到了不少
是质量相当的发动机推力为美国的五分之一么
技术突破了推力的增加也快了。
这种文章也就看完呵呵了，航天是系统工程，不是这样看的
这种文章也就看完呵呵了，航天是系统工程，不是这样看的
质子火箭用的毒发，用的是四氧化二氮和偏二甲肼，了解火箭的都清楚这一点。本文作者能把RD-253这个质子早期发动机型号记清楚，而且还能指出是分级燃烧循环，一般不会记不清质子火箭用什么燃料。估计作者对运载火箭根本不了解，从别处复制的原文，再加上几句评论就发出来了。
苏俄火箭的燃料算是主要有两大流派：以联盟系列为代表的液氧煤油发动机和以质子系列为代表的四氧化二氮和偏二甲肼。还有就是用硝酸和煤油的组合，代表是宇宙和旋风两款火箭，但是这种推进剂由于比冲低，在运载火箭领域并没有上面两种组合发展的多。氢氧用的更少。
掌握没掌握高压补燃循环发动机的技术和能不能重复使用有半毛钱关系？还苛刻一点，是别有用心吧。
官媒在发文时从来都是说“中国也由此成为继俄罗斯之后第二个掌握液氧煤油高压补燃循环火箭发动机核心技术的国家”，作者到这里把“液氧煤油”四个字给吞了，然后拿着SSME这个液氢/液氧发动机来讽刺中国。若说前面把掌握没掌握高压补燃循环发动机的技术和能不能重复使用联系在一起，是不了解火箭发动机或者是关于火箭发动机的另类思考，还说的过去，这里呢？摆明的就是黑。
而且按照作者高压补燃是补充燃料（还原剂）的说法，SSME不是高压补燃循环发动机，因为它两个预燃室都是富燃燃烧，这种燃烧后的燃气含有大量没能参与燃烧的还原剂（这里指氢气），等它进入主燃烧室后，缺少的是氧化剂（这里指氧气），所以需要补充氧化剂（氧气）。按照作者主燃烧室燃烧补充什么，就算补什么循环，SSME显然是“高压补氧循环”。
===============================
对于我国的高压补燃循环这里的补燃是指补充燃料（还原剂），还是指补充燃烧。@dark_knight 大大在《太阳神的战车》里认为是指补充燃料，但现在的论文也把分级燃烧循环中的预燃室富燃燃烧这个形式也当做补燃循环，所以补燃循环的补燃应该是补充燃烧，这样与分级燃烧就是一个意思了。
质子火箭用的毒发，用的是四氧化二氮和偏二甲肼，了解火箭的都清楚这一点。本文作者能把RD-253这个质子早期发动机型号记清楚，而且还能指出是分级燃烧循环，一般不会记不清质子火箭用什么燃料。估计作者对运载火箭根本不了解，从别处复制的原文，再加上几句评论就发出来了。
苏俄火箭的燃料算是主要有两大流派：以联盟系列为代表的液氧煤油发动机和以质子系列为代表的四氧化二氮和偏二甲肼。还有就是用硝酸和煤油的组合，代表是宇宙和旋风两款火箭，但是这种推进剂由于比冲低，在运载火箭领域并没有上面两种组合发展的多。氢氧用的更少。
掌握没掌握高压补燃循环发动机的技术和能不能重复使用有半毛钱关系？还苛刻一点，是别有用心吧。
官媒在发文时从来都是说“中国也由此成为继俄罗斯之后第二个掌握液氧煤油高压补燃循环火箭发动机核心技术的国家”，作者到这里把“液氧煤油”四个字给吞了，然后拿着SSME这个液氢/液氧发动机来讽刺中国。若说前面把掌握没掌握高压补燃循环发动机的技术和能不能重复使用联系在一起，是不了解火箭发动机或者是关于火箭发动机的另类思考，还说的过去，这里呢？摆明的就是黑。
而且按照作者高压补燃是补充燃料（还原剂）的说法，SSME不是高压补燃循环发动机，因为它两个预燃室都是富燃燃烧，这种燃烧后的燃气含有大量没能参与燃烧的还原剂（这里指氢气），等它进入主燃烧室后，缺少的是氧化剂（这里指氧气），所以需要补充氧化剂（氧气）。按照作者主燃烧室燃烧补充什么，就算补什么循环，SSME显然是“高压补氧循环”。
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对于我国的高压补燃循环这里的补燃是指补充燃料（还原剂），还是指补充燃烧。@dark_knight 大大在《太阳神的战车》里认为是指补充燃料，但现在的论文也把分级燃烧循环中的预燃室富燃燃烧这个形式也当做补燃循环，所以补燃循环的补燃应该是补充燃烧，这样与分级燃烧就是一个意思了。
质子号就是大毒发啊，爆炸了好几次，惹怒了哈萨克斯坦
质子火箭用的毒发，用的是四氧化二氮和偏二甲肼，了解火箭的都清楚这一点。本文作者能把RD-253这个质子早期 ...
所以说这篇文章就是骗小白的
所以说这篇文章就是骗小白的
八司逐刑 发表于 2016-6-6 13:26
学到了不少
此文硬伤不少。
学到了不少
此文硬伤不少。
wagngchen 发表于 2016-6-6 13:41
是质量相当的发动机推力为美国的五分之一么
这里是把YF-100和F-1对比。YF-100海平面推力是120吨，F-1海平面推力是690吨。
YF-100的质量目前还没有公布，爱好者们推算出来的湿重应该是2吨左右。
F-1发动机的结构质量约是8.45吨。
是质量相当的发动机推力为美国的五分之一么
这里是把YF-100和F-1对比。YF-100海平面推力是120吨，F-1海平面推力是690吨。
YF-100的质量目前还没有公布，爱好者们推算出来的湿重应该是2吨左右。
F-1发动机的结构质量约是8.45吨。
这里是把YF-100和F-1对比。YF-100海平面推力是120吨，F-1海平面推力是690吨。
YF-100的质量目前还没有公 ...
麻烦问一下，航天发动机和航空发动机哪个对材料的要求高？有种说法是航空发动机的要求高，因为需要长时间工作，而航天发动机只是一次性的。能简单的这么比较吗？
YF-100的质量目前还没有公 ...
麻烦问一下，航天发动机和航空发动机哪个对材料的要求高？有种说法是航空发动机的要求高，因为需要长时间工作，而航天发动机只是一次性的。能简单的这么比较吗？
gsjdgh 发表于 2016-6-6 16:44
麻烦问一下，航天发动机和航空发动机哪个对材料的要求高？有种说法是航空发动机的要求高，因为需要长时间 ...
航天发动机工作条件更严苛（可能达到4000-5000K），但对寿命要求不高；航空发动机的工作环境比航天发动机宽松（不到2000K），但对寿命有较高要求。
gsjdgh 发表于 2016-6-6 16:44
麻烦问一下，航天发动机和航空发动机哪个对材料的要求高？有种说法是航空发动机的要求高，因为需要长时间 ...
航天发动机工作条件更严苛（可能达到4000-5000K），但对寿命要求不高；航空发动机的工作环境比航天发动机宽松（不到2000K），但对寿命有较高要求。
航天发动机工作条件更严苛（可能达到4000-5000K），但对寿命要求不高；航空发动机的工作环境比航 ...
固体推进剂现在能多次点火吗？
固体推进剂现在能多次点火吗？
gsjdgh 发表于 2016-6-6 17:03
固体推进剂现在能多次点火吗？
能，字数补丁。
固体推进剂现在能多次点火吗？
能，字数补丁。
gsjdgh 发表于 2016-6-6 16:44
麻烦问一下，航天发动机和航空发动机哪个对材料的要求高？有种说法是航空发动机的要求高，因为需要长时间 ...
对材料的要求是航天发动机更高。
你可以对比一下它们的推重比以及输出功率。拿YF-100来说，YF-100的推重比算低的，也得60了。喷气发动机从现在高的也就10这个级别。
YF-100的输出功率约200万千瓦，WS-10可能不足1万千瓦吧。
麻烦问一下，航天发动机和航空发动机哪个对材料的要求高？有种说法是航空发动机的要求高，因为需要长时间 ...
对材料的要求是航天发动机更高。
你可以对比一下它们的推重比以及输出功率。拿YF-100来说，YF-100的推重比算低的，也得60了。喷气发动机从现在高的也就10这个级别。
YF-100的输出功率约200万千瓦，WS-10可能不足1万千瓦吧。
漆室葵忧 发表于 2016-6-6 17:05
能，字数补丁。
很好奇如何多次点火？
能，字数补丁。
很好奇如何多次点火？
单纯比推力的话，YF100和SRB的差距更大
对材料的要求是航天发动机更高。
你可以对比一下它们的推重比以及输出功率。拿YF-100来说，YF-100的推重 ...
这个不能这么比。航空发动机和航天发动机对材料、工艺的需求有很多不同，材料的工作条件也不同。就好比跑步和游泳运动员哪个厉害？这个怎么比？甚至长跑和短跑对运动员都有不同要求。你要比输出功率和推重比，那我来比比冲和工作时间、起动次数航空发动机岂不完虐航天发动机？
你可以对比一下它们的推重比以及输出功率。拿YF-100来说，YF-100的推重 ...
这个不能这么比。航空发动机和航天发动机对材料、工艺的需求有很多不同，材料的工作条件也不同。就好比跑步和游泳运动员哪个厉害？这个怎么比？甚至长跑和短跑对运动员都有不同要求。你要比输出功率和推重比，那我来比比冲和工作时间、起动次数航空发动机岂不完虐航天发动机？
麻烦问一下，航天发动机和航空发动机哪个对材料的要求高？有种说法是航空发动机的要求高，因为需要长时间 ...
材料的工作环境不同（温度、载荷），对材料的要求也不同，不能简单对比。
材料的工作环境不同（温度、载荷），对材料的要求也不同，不能简单对比。
acrux527 发表于 2016-6-6 18:44
这个不能这么比。航空发动机和航天发动机对材料、工艺的需求有很多不同，材料的工作条件也不同。就好比跑 ...
航空发动机比冲由于不用自带氧化剂，这个天然有优势，起动次数这个是发动机的外部附件，一些战机的发动机在没有外部电源的带动下，好像只能启动几次，航天发动机在地面，也能做到很多次的启动。
工作时间，在材料没有达到某个极限时，它的工作时间可以是无限长的。航空发动机能长时间的工作，正是它对材料的极限要求比较低。
这个不能这么比。航空发动机和航天发动机对材料、工艺的需求有很多不同，材料的工作条件也不同。就好比跑 ...
航空发动机比冲由于不用自带氧化剂，这个天然有优势，起动次数这个是发动机的外部附件，一些战机的发动机在没有外部电源的带动下，好像只能启动几次，航天发动机在地面，也能做到很多次的启动。
工作时间，在材料没有达到某个极限时，它的工作时间可以是无限长的。航空发动机能长时间的工作，正是它对材料的极限要求比较低。
瀚海百丈冰 发表于 2016-6-6 15:26
这里是把YF-100和F-1对比。YF-100海平面推力是120吨，F-1海平面推力是690吨。
YF-100的质量目前还没有公 ...
了然，既然如此楼主盖这个楼，写这个标题却是何故？
这里是把YF-100和F-1对比。YF-100海平面推力是120吨，F-1海平面推力是690吨。
YF-100的质量目前还没有公 ...
了然，既然如此楼主盖这个楼，写这个标题却是何故？
漆室葵忧 发表于 2016-6-6 16:47
航天发动机工作条件更严苛（可能达到4000-5000K），但对寿命要求不高；航空发动机的工作环境比航 ...
航天发动机哪能达到4000-5000K这个温度？地球上还没那种材料能在这个温度下保持机械性能的。实际上航天发动机的工作温度比航空发动机的还低，比如它们都是用的涡轮机。
航天发动机对材料的要求高主要提现在小质量大功率上。
漆室葵忧 发表于 2016-6-6 16:47
航天发动机工作条件更严苛（可能达到4000-5000K），但对寿命要求不高；航空发动机的工作环境比航 ...
航天发动机哪能达到4000-5000K这个温度？地球上还没那种材料能在这个温度下保持机械性能的。实际上航天发动机的工作温度比航空发动机的还低，比如它们都是用的涡轮机。
航天发动机对材料的要求高主要提现在小质量大功率上。
wagngchen 发表于 2016-6-6 13:41
是质量相当的发动机推力为美国的五分之一么
火箭发动机看的是比冲，推力只要能起飞就行，而且为了限制加速度，推力还不能太大
YF-100比冲比F1高40秒，300吨助推段达到同样增速，用F1就需要多带100多吨燃料，相当于近50台YF-100的重量
文章作者就是骗小白的
是质量相当的发动机推力为美国的五分之一么
火箭发动机看的是比冲，推力只要能起飞就行，而且为了限制加速度，推力还不能太大
YF-100比冲比F1高40秒，300吨助推段达到同样增速，用F1就需要多带100多吨燃料，相当于近50台YF-100的重量
文章作者就是骗小白的
一看就是标题党+忽悠文。
瀚海百丈冰 发表于 2016-6-6 19:21
航空发动机比冲由于不用自带氧化剂，这个天然有优势，起动次数这个是发动机的外部附件，一些战机的发动 ...
你说的火箭发动机的优势不也是它的天然优势？不同种类的发动机本来特性就不同，各有优缺点。航空发动机转子有大量的高速转动部件，很多都要在高温高载荷的条件下工作，相比而言火箭发动机转动部件少，对材料的要求就不同。你说航空发动机寿命长是因为没有达到材料的极限，我还可以反过来说火箭发动机因为寿命要求低才能接近材料极限。航空发动机同样的性能下，要想延长寿命需要材料、工艺的突破，这同样也是逼近材料极限，只不过跟火箭发动机的突破方向不同，都不是容易的事。
瀚海百丈冰 发表于 2016-6-6 19:21
航空发动机比冲由于不用自带氧化剂，这个天然有优势，起动次数这个是发动机的外部附件，一些战机的发动 ...
你说的火箭发动机的优势不也是它的天然优势？不同种类的发动机本来特性就不同，各有优缺点。航空发动机转子有大量的高速转动部件，很多都要在高温高载荷的条件下工作，相比而言火箭发动机转动部件少，对材料的要求就不同。你说航空发动机寿命长是因为没有达到材料的极限，我还可以反过来说火箭发动机因为寿命要求低才能接近材料极限。航空发动机同样的性能下，要想延长寿命需要材料、工艺的突破，这同样也是逼近材料极限，只不过跟火箭发动机的突破方向不同，都不是容易的事。
acrux527 发表于 2016-6-6 23:04
你说的火箭发动机的优势不也是它的天然优势？不同种类的发动机本来特性就不同，各有优缺点。航空发动机 ...
火箭发动机的转动部件不少，泵压式发动机的最核心技术就是它的泵系。火箭发动机的轴承的转速最高的能达到近10万转/分钟，要随长征-5号升空的YF-75D的氢泵转速是6.5万转/分钟，氧泵的是2万转/分钟.
至于那个的涡轮机所用材料的耐高低温、强度、塑性等机械性能要求更高，没有数据空对空的不好说，我找到原来的资料再回复你吧。
acrux527 发表于 2016-6-6 23:04
你说的火箭发动机的优势不也是它的天然优势？不同种类的发动机本来特性就不同，各有优缺点。航空发动机 ...
火箭发动机的转动部件不少，泵压式发动机的最核心技术就是它的泵系。火箭发动机的轴承的转速最高的能达到近10万转/分钟，要随长征-5号升空的YF-75D的氢泵转速是6.5万转/分钟，氧泵的是2万转/分钟.
至于那个的涡轮机所用材料的耐高低温、强度、塑性等机械性能要求更高，没有数据空对空的不好说，我找到原来的资料再回复你吧。
看评论学到不少东西，谢谢楼上诸位
果然又是凤凰军事
瀚海百丈冰 发表于 2016-6-6 20:14
航天发动机哪能达到4000-5000K这个温度？地球上还没那种材料能在这个温度下保持机械性能的。实际上航天 ...
材料本身不需要达到如此耐热性，主要靠高效的冷却系统。航天发动机工作温度高于航空发动机这一点没有问题。
瀚海百丈冰 发表于 2016-6-6 20:14
航天发动机哪能达到4000-5000K这个温度？地球上还没那种材料能在这个温度下保持机械性能的。实际上航天 ...
材料本身不需要达到如此耐热性，主要靠高效的冷却系统。航天发动机工作温度高于航空发动机这一点没有问题。
这篇文章偏见很多，要找对的不容易。。
火箭发动机的转动部件不少，泵压式发动机的最核心技术就是它的泵系。火箭发动机的轴承的转速最高的能达 ...
对啊，火箭发动机转动的主要是泵，而涡轮发动机从头到尾都是转的。
对啊，火箭发动机转动的主要是泵，而涡轮发动机从头到尾都是转的。
搞难度高的说你成本高，搞难度低的说你技术
水平不够
水平不够
材料本身不需要达到如此耐热性，主要靠高效的冷却系统。航天发动机工作温度高于航空发动机这一点没 ...
有数字对比吗？
有数字对比吗？
瀚海百丈冰 发表于 2016-6-7 08:41
有数字对比吗？
去看dark knight 的大作：《太阳神的战车》
有数字对比吗？
去看dark knight 的大作：《太阳神的战车》
漆室葵忧 发表于 2016-6-7 08:43
去看dark knight 的大作：《太阳神的战车》
燃烧室中的燃气温度可以达到3000-4700K，不是燃烧室壁的温度，找极限要找材料本身受到的温度。
火箭发动机的涡轮被高温高压燃气推动。这个高温一般就600-900K.
去看dark knight 的大作：《太阳神的战车》
燃烧室中的燃气温度可以达到3000-4700K，不是燃烧室壁的温度，找极限要找材料本身受到的温度。
火箭发动机的涡轮被高温高压燃气推动。这个高温一般就600-900K.
瀚海百丈冰 发表于 2016-6-7 09:13
燃烧室中的燃气温度可以达到3000-4700K，不是燃烧室壁的温度，找极限要找材料本身受到的温度。
火箭发动 ...
航空发动机的涡前温度也不是涡轮叶片的温度。
燃烧室中的燃气温度可以达到3000-4700K，不是燃烧室壁的温度，找极限要找材料本身受到的温度。
火箭发动 ...
航空发动机的涡前温度也不是涡轮叶片的温度。
漆室葵忧 发表于 2016-6-7 09:24
航空发动机的涡前温度也不是涡轮叶片的温度。
那么涡轮各部分的工作环境是怎样的？
航空发动机的涡前温度也不是涡轮叶片的温度。
那么涡轮各部分的工作环境是怎样的？
rd170到今天也是神器啊！要是能偷来复制拷贝就好了
2016-6-8 10:21 上传
看冷却效果呗。
看冷却效果呗。