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土星五号·动力核心

来源：晰数塔互联网快讯时间：2019年07月01日 10:54

本文来自微信公众号：永结无情游相期邈云汉（ID：haibaraemily_planets），作者：天才琪露诺，标题图来自东方IC，原标题《The first step on the moon | 土星五号·动力核心》

上回说到，美国人愣是一通莽操作，点出了土星-1、土星-1B两发火箭，收获了双倍的快乐。在“三步走”的战略中，这最关键的第三步也即将到来了。

与此同时，苏联人在太空竞赛中已经实现了第一颗人造地球卫星（1957年）、第一次载人进入太空（1961年）、第一颗月球探测器（1959年）、第一颗月球着陆器（1966年）等一系列成就，而按照这个势头下去，苏联人迟早也要第一个派人把红旗插在月球上！

留给美国队的时间不多了！

也正是在这样的高压之下，如上回所介绍的，美国人争分夺秒，奋起直追，土星五号（当时还是C-5）火箭在1961年上半年构型还没确定，下半年就连承包商都定好了。

这些组织分布在美国各地，为了同样一个事业而奋斗着：赶在苏联之前第一个把人类送上月球。

“全国上下一盘棋”。来源：NASA[1]

从这张图上可以看出，那时的美国人真是在“举国之力”大搞登月。而这些负责组织再仔细一看，其中甚至还有不少中国人民的老朋友：

位于肯特市的波音公司负责建设月球车（好吧这跟阿波罗11号没啥关系）；

位于萨拉门托的萨拉门托测试中心负责测试S-IVB级；

位于洛杉矶的……这里热闹了……麦道公司跟北美航空-洛克达因公司制造了大部分的火箭部件：亨廷顿海滩的麦道公司负责建造S-IVB级；海豹滩的北美航空-洛克达因公司负责建造S-II级；卡诺佳帕克的北美航空-洛克达因公司负责建造H-1、J-2、F-1发动机；

位于休斯顿的任务常委会保证整个项目的有序进行；

位于新奥尔良的米修工厂负责建造S-IB（克莱斯勒公司）以及S-IC（波音公司）；

位于亨茨维尔…这里也热闹了…聚集了通用电气、波音、IBM、马歇尔太空飞行中心（MSFC）一大票大佬，分别负责地面支持设备（Ground Supporting Experiment，GSE）、系统工程建设（System Engineering，SYS ENGR）、仪器单元以及航天器管理（Vehicle Management，Vehicle MGMT）。

位于泰特波罗的本迪克斯公司负责生产ST-124M导航平台；

位于首都华府的NASA是整个项目的抓总；

位于佛罗里达的肯尼迪航天中心负责飞行控制。

（按自东向西，自北向南排序）

从东海岸到西海岸，从北往南，美国人民以饱满的工作热情，投入到了这场把人类送上月球的事业中去。“天南海北大会战，誓当头号登月Man”的口号响彻美利坚。

而要实现这一目标，首先要搞定的就是推进之王——土星五号运载火箭的心脏。

火箭发动机。

作为一枚要把人类送上月球的运载火箭，土星五号的第一级需要有最强劲的动力。知名的F-1发动机自立项开始，经过短短4年即研制成功，不得不说是人类工程学的奇迹。

F-1发动机参数。来源：NASA[2]

这台发动机全高约5.6米，全宽约3.7米，海平面推力为680吨，工作时间约为165秒，最低比冲263秒，引擎干重8.4吨，喷喉扩张比16：1（即喷管面积是喉部收敛段面积的16倍），燃料混合比2.27（质量比）……总之，是发动机中的豪杰。

F-1发动机的工作模式

土星五号的第一级发动机——F-1发动机的工作模式是比较简单常规的燃气发生器循环模式（Gas Generator Cycle）。

燃气发生器循环模式示意图。来源：NASA[3]

这种循环模式简单来说，就是火箭发动机的燃烧室（MCC）需要让气体处于高温高压的状态，以便气体尽可能的在喷管外膨胀，从而产生强大的推力。

然而利用高压气体挤压的加压方法达到数十个大气压是不现实的，因此需要涡轮泵（Turbopump）加压的方法来对燃料进行加压。后者的好处是体积很小，而且对燃料贮箱的耐压要求大幅减少。

上图中可以看到，在燃料与氧化剂的进入管路中分别有两个涡轮（分别是燃料涡轮泵Fuel Turbo-pump与氧化剂涡轮泵Oxidizer Turbopump），带动它们运行的则是中间的涡轮。考虑到火箭最不缺的就是燃料，因此利用一部分燃料导入到燃气发生器（Gas generator）中形成燃气，就能带动中间的涡轮运行起来，继而带动燃料与氧化剂泵加压。而燃气发生器产生的废气则可以导出至喷管（Nozzle）外围点燃，也可以直接排放。

而实际上，为了保证燃料能够预热，且保证喷管不过热，一般会在喷管外围再加一圈换热器，使燃料从中通过，进入燃烧室中，一举两得。

燃气发生器循环的好处是结构简单，可以做到小型化，但问题是由于有一定的燃气混合物需要在燃气发生器中预燃并直接排放，所以会有一定的效率损耗。但作为芯一级的发动机，这点效率损耗算什么呢？效率不够时间来凑，推力大，能把火箭送上去就完事儿了。

不过，这个在1959年被NASA立项的发动机，真的是在3年内突击完成吗？

答案是否定的。

我们看到一个东西立项的时候，往往前期已经调研了很久，甚至已经研制了很久了。例如我国的“长征五号”运载火箭在2006年立项，但此前在1986年起就已经开始论证了并攻关了。又比如未来可能的YF-480——500吨级液氧煤油发动机目前似乎还没有立项，而总体工作已经在有条不紊地开展，并已经取得了成果。

F-1发动机也不例外，其最早的研制时间可以再上溯到1955年，那个时候第一颗人造卫星都不知道以什么形式存在。它的原案是美国空军提出的445吨推力发动机计划，这个推力的发动机就算放到今天也足够秒杀一大票火箭发动机的了。而经过了两年的技术攻关后，洛克达因的工程师们完成了各种技术细节的研究，做出了一些测试部件，其中甚至包括了一台全尺寸的推力室，并在1957~1958年开展了若干次点火测试。而在1959年3月，随着其它部件的加入，这台原型机开始了正式点火测试，并成功达到了445吨的推力要求，虽然这么大的推力持续时间只有……200毫秒。

嘛……持续时间虽然小，但好歹是达到了目标，至少说明这个发动机还是有希望可以做出来的。在优化/解决了一些其他的问题后，深受鼓舞的工程师们为了好好庆祝这个进度，于1960年的武装部队日（每年5月的第三个周六）在爱德华空军基地展示了F-1发动机的全尺寸模型。这熟悉的配方，这熟悉的味道，NASA现在的“项目未动，宣传先行”的套路怕不是在半个世纪前就有了。

“The bigger, the better.” 来源：钱学森《星际航行概论》第三章《火箭发动机的技术实现》第3节《几种液体火箭发动机》[4]

1960年3月，全尺寸燃气发生器建造完成；同年11月，涡轮泵制造并组装完成。1961年4月6日，安装了以上两个部件的符合系统首次短程试车，圆满成功，峰值推力甚至达到了729.5吨！

从安排任务到原型成功，仅仅27个月就完成了，而此时距离土星1号首飞还有半年。

然而，研发团队的好运似乎到头了。

F-1发动机的瓶颈

F-1发动机需要工作数分钟，长程试车与短程试车的要求完全不同。在看似顺利的研制过程背后，潜藏着更大的问题，而这些问题不解决，将极大阻碍项目的后续进行，甚至会导致悲剧的发生。

1. 首先是喷注器

喷注器（Injector）不是单个的喷嘴，而是一个燃料喷嘴的阵列（Injector plate）。

F-1发动机喷注器示意图，中央密密麻麻竖直的管路所在的区域就是喷注器。来源：NASA[1]

喷注器位于燃烧室上部，下面是极高温高压的、正在燃烧的混合燃气，上面则是源源不断输入的燃料与氧化剂。为了保证燃料能够均匀、充分地混合，在这么个分界面上需要密密麻麻打上数千个孔——土星五号需要3700个燃料喷嘴用来喷射煤油，再用2600个燃料喷嘴用来喷射氧化剂，而这么个喷注器内部还有32个辐射状管路用来输送煤油。

这么一个千疮百孔的东西，需要承受数千摄氏度的高温，数十个大气压的压力，持续工作数分钟，还要保证内部的孔洞及管路不发生堵塞。这个要求是非常高的。当时在MSFC主持F-1发动机研制的Leonard Bostwick直言不讳地指出：“没有一个F-1的喷注器能过动态测试这一关。”

于是洛克达因的工程师们又有得忙了，而且那个年代也没有计算流体动力学（CFD）啊热动力学啊的软件，工程师们只能制作缩比模型，在一个非常低的压力下进行燃烧模拟实验，再利用高速摄像机来进行拍摄，然后进行分析。

而就是这么艰苦的条件下，工程师们愣是把合适的喷注器给做出来了！这个难度不比咱搞导弹的时候低，不得不说英雄在世界上都是相似的。

新的喷注器啥都好，唯一的问题是燃烧不是很稳定，会稍微震爆一下。不过这是小问题，可以控制。所以1962年5月26日，F-1发动机成功进行了静态长程试车，首战告捷。

听起来很振奋人心对不对？那时候所有人都以为，F-1发动机已经完成测试，正式可用。

然而实际上就在一个月后，6月28号，燃烧不稳定的问题直接干废一台F-1发动机。

这件事情甚至惊动了冯·布劳恩（von Braun），他面无表情地写道：“这个问题（喷注器）又占领高地了。”（Braun drily remarked, "This problem assumed new proportions."）

马歇尔太空飞行中心（MSFC）一听，好家伙，连头头都惊动了，那可不得了，立刻成立了燃烧稳定专项委员会，包括了7名在MSFC的常委以及5名分别来自MSFC、刘易斯研究中心、空军、工业界、高校顾问。这一行人在7月16号抵达了亨茨维尔听取洛克达因的事故报告，并决定协助燃烧问题的解决，而洛克达因在同年秋天成立了自己的专项委员会。

另一方面，冯·布劳恩作为总师，也得给上面一个交代，所以11月的时候他给NASA副局长希曼斯（Robert C. Seamans）等高层人物写了篇备忘录，再三强调“现在的困难在我们工程技术人员的紧密协作下正在逐步解决”，真是熟悉的味道。

但冯·布劳恩同时指出，这个问题又何其难解决，燃烧不稳定的问题早在H-1发动机（就是土星1号的芯一级主发动机）就出现了，而此前整整10年都没有一个针对燃烧不稳定问题的合适的解决办法，归根结底是没有一个标准的设计规范，这种经验主义的盛行导致一个型号发动机解决的问题在另一个型号上又出现了。（通篇翻译：我们走了很多弯路）

时间到了1963年1月，在这群工程师的奋战之下，这个问题终于……想得美，非但没解决，反而在测试期间又废了两台发动机。

这下载人航天部主任霍姆斯（D. Brainerd Holmes）也坐不住了，在一月底收到了事故报告后，他觉得要完犊子，甚至问了问要不要用备份方案来实现载人登月计划。然而MSFC跟洛克达因的专项委员会表示不能这样，我们已经开始解决问题了，这么多工程师跟高校师生都在帮我们解决问题呢。

于是又拖了一个多月，到3月的时候，霍姆斯给冯·布劳恩写信，表示“这事儿要是解决不了咱都甭上月球了！”

而洛克达因这群工程师也真的是疯了般地工作，在历经12个月的排查与试验后，他们终于设计了新的带挡板的喷注器，虽然恼人的燃烧不稳定问题依旧存在，但至少已经不会发生震爆了……不会震爆就不会炸机，嗯。

1964年7月，洛克达因公司收到了2200万美元的拨款，嘛……没有什么问题是氪金解决不了的。

前面也说到这么多高校、科研院所也在帮忙。普林斯顿大学的David Harrje、Luigi Crocco以及刘易斯研究中心的Richard Priem也加入了这场会战当中。Crocco在1963~1964年间还在欧洲做访问学者，NASA为此开了一路绿灯，甚至允许冯·布劳恩让洛克达因派代表去罗马找这位仁兄支招。这可是去欧洲，这可是登月，这可是保密任务，可见当时的问题是有多严重，多急迫。而这几位大佬也没让人失望，他们根据已有的资料以及渊博的学术背景，发现燃烧过程在初始状态的一点微小的波动，会放大成为十分显著的区别。基于这个理论，他们把喷嘴的直径适当扩大了一点，效果立竿见影，燃烧不稳定问题得到很大的缓解，此外他们也针对液体流入角度等方面进行了细致的调整，同样取得了显著成果。

在历经18个月的艰苦会战后，燃烧不稳定的问题终于得以解决。不稳定时长从以往的1600毫秒下降为不足100毫秒，F-1发动机的喷注器终于在1965年1月顺利验收。不过燃烧不稳定的现象依旧存在，只是处于可接受的状态，至于为什么会发生这样的问题，人们还是不清楚。这样的问题也在未来很长一段时间内依然存在。

2. 其次是涡轮泵

火箭的心脏是火箭发动机，火箭发动机的心脏则是涡轮泵（Turbopump）。

涡轮泵需要把燃料以极高的压力送入燃烧室，一旦发生故障，轻则导致室压不足，重则导致炸泵的事故。

F-1火箭发动机的涡轮泵，近端为液氧泵，远端为煤油泵，中间的则为燃气发生器泵，注意到涡轮扇叶都在一根轴上。来源：NASA[1]

涡轮泵这种东西也是很靠技术的，它具备两个特征：一是功率大，二是热环境复杂。

功率大很好理解，大推力发动机单位时间需要大量的燃料/氧化剂流过，往往一个涡轮的功率达到数十兆瓦，堪比一台小型发电机，而火箭发动机的涡轮显然更紧凑。如此高能量密度的部件，想要能够顺利运转，还是需要下很大功夫的。

热环境复杂也好理解，前面提到燃气发生器循环是靠预燃的燃气推动涡轮，继而带动别的涡轮的，而常规的氧化剂往往是液氧。这就意味着涡轮有一边是热的，有一边是冷的。特别是碰到低温燃料的时候，情况就会更加严峻。

而F-1发动机也正面临这两个挑战：每秒1.7立方米（约2吨）的液氧要流过氧泵，给液氧涡轮带来了-184℃的极端低温，而另一边燃气发生器每秒产生高达77千克的炽热气体气体冲击着燃气发生器涡轮，不仅让涡轮泵的输出功率达到了41兆瓦，也使局部达到了816℃的高温。在这样复杂的力热条件之下，F-1发动机的涡轮在1960年11月组装完毕之后进行了一系列的测试，经历了若干次失败……好吧，是11次——其中2次严重的结构损坏直接导致了涡轮泵系统被打回去重新设计，剩下9次都发生了不同程度的震爆现象，5次发生在引擎测试，4次发生在单元测试。

相比于复杂的燃烧过程，涡轮泵的debug还算比较简单，实际上就是一个工件如何在给定的压强/温度梯度下顺利工作的问题。虽然可能的问题有很多，但至少不需要大动干戈。涡轮泵发生震爆往往是由于涡轮叶片以及涡轮轴的材料问题导致的。既然已有的材料不能耐得住，那就换成更高级的——洛克达因的工程师们最后选择了René 41这种材料，这种材料到今天看来就是很平常的高温镍基合金，而在50年前，它无疑算是新锐的特种耐高温材料。另一方面，洛克达因的焊接技师也针对这种新材料特性重新开展焊接培训，在这两种方案的联合作用下，涡轮泵的问题也算是解决了。

3. 第三是推力室

所谓推力室（Thrust Chamber），也就是“燃烧室+喷管”。

燃烧室这个地方，每秒钟要接受1吨的煤油以及2吨的液氧流入、点燃，同时需要产生450吨的推力（由于喷管的存在，气体会在扩张段膨胀，进一步提升推力至680吨），这让整个燃烧室的压强保持在79个大气压。

正在进行组装的F-1发动机半成品。来源：NASA[2]

而这个喷管，它，不是我们想象中的用一整个板材车出来的，而是……由178根初级管路与356根次级管路组合而成，这在上图可以看得一清二楚。而底下围着一圈的粗大的管子，则是即将安装上去的燃气发生器废气排放管。这些管路内部流动着的煤油，将一方面对喷管进行冷却，一方面在喷管中预热。如此复杂的管路系统，其焊缝长度达到约900米，还要保证不能出错。

不过推力室的制造受到的阻力相对更加小，没有了复杂的燃烧问题，没有了复杂的动态受力问题，只有单纯的耐热耐压问题，用好材料就完事儿了。一般的推力室用的是镍-银合金，而F-1比较大，就得换个思路，用上了X-750镍合金。但这又有个问题，就是这个合金同时含有铝以及钛的成分，这两种金属会在表面产生氧化膜，不利于钎料的融化，因此洛克达因的工程师们在出厂前先电镀一层纯镍，来隔绝氧化作用。

当然还有其他各种各样的小问题，比如喷管既然是由一系列小型管路组成，自然需要裙环来进行收束，而裙环同样也会受热，因此工程师们在让燃气发生器的废气也分一部分通过裙环，这样就能够适当降低温度了。

问题都逐一解决了之后，一切都变得一马平川——

1965年4月7日，随着装在S-IC级上的5台F-1发动机完成全系统试车后，一切终于又回到了正轨：

土星五号的第一级终于是堪用了。

正在试车的S-IC级。来源：NASA[1]

正如我们前面提到的，土星五号的第一级是用液氧-煤油燃料的F-1发动机，而第二、第三级是用液氢-液氧燃料的J-2发动机，不同燃料的使用，不同工况的环境，不同要求的工作，注定了J-2发动机将会遇到与F-1发动机不一样的问题。

我们知道了洛克达因公司承接了土星系列火箭所有发动机的研制项目，在F-1发动机发展如此举步维艰的情况下，J-2发动机又面临着怎样的境况呢？

J-2发动机的困境

在上一篇里我们已经介绍过，从土星1号到土星-1B上的上面级构型变化可以看出，J-2是要取代RL-10的，那么就需要从RL-10发动机开始讲起。

RL-10火箭发动机是美国人潜心研究的以液氢-液氧为燃料的火箭发动机，也是美国人做的第一款真正意义上的液氢-液氧双组份发动机。这款发动机非常成功，一经诞生便得到了广泛应用，不仅直接取代LR-115的位置成为后续土星1号上面级的动力，更是后来用在了“半人马座”上面级上。这款“奶奶级”的上面级已经服役了50余年，不断推陈出新，一直用到今天，堪称“你也要用半个世纪”的典范。

RL-10火箭发动机。来源：NASA

RL-10的大成功给了美国人很强大的信心，虽然推力仅6.8吨，但至少以后大推力液氢-液氧火箭发动机还能参考这个来做的。所以NASA很快作出决定把这个推力的小数点给去了，让新的发动机推力达到68吨。后来觉得还不给力，索性在1959年秋天正式提出制造90吨推力的氢氧机，年底专家组给了个报告觉得很可行，于是在时任NASA局长格伦南签字以后，找了洛克达因公司开展J-2发动机的技术攻关以及样机制造的工作。不过跟F-1的要求一样，NASA还是一样的说辞：“这是要送人上去的，所以务必要安全、可靠。”

J-2火箭发动机的参数。来源：NASA[1]

J-2火箭发动机为了实现结构简单、高可靠的目标，同样使用了燃气发生器循环来实现。液氢/液氧经过液氢/液氧泵后部分分流至燃气发生器作为涡轮泵动力，进一步带动液氢/液氧泵的运行，同时部分液氢可以作为冷却介质。洛克达因做推力室还是比较一流的，他们用计算机模拟了液氢在管路中的温变方式，经过巧妙的设计实现了冷却的目的。

其他参数方面，其推力从最初的90吨增长到最终版的104吨，真空比冲在418秒到421秒之间，引擎干重在1.6吨左右，喷管扩张比27.5，燃料混合比5:1。

1960年9月，洛克达因公司正式签订了研发合同，并在两个月之内就做出了第一台原型设备——喷注器，同期为了对发动机未来在真空条件下的工作状况进行测试，洛克达因公司还建立了一个真空舱。

1961年11月，氢泵与氧泵研制完毕；1962年的3月，推进系统进行了首次热试车，由于没有安装燃气发生器，系统便直接用外源氢气来推动涡轮工作，工作了2.57秒便宣告结束。

1962年，全系统首次安装成功，并于夏天开始了短程热试车，秋天分别开展了50~94秒的热试车，最终在同年10月4日完成了250秒的长程试车。

1963年，J-2的生产线进入满负荷生产状态，同年随着二次点火需求的提出，J-2又在11月27日完成了8分钟的超长程试车。

看起来很一帆风顺？实际上J-2的研制过程中同样碰到了大大小小的各种问题。

比如还是那个跟魔咒一般困扰着洛克达因工程师的喷注器。

不过这个喷嘴的问题不像F-1发动机上的那么坑：液氢的粘度比较小，且易气化，因此比较容易与氧气达到一个比较均匀的混合状态，不容易发生震爆的现象，这一点在RL-10发动机上也体现出来了。不过既然有优点，那肯定有一些新的问题会出现。平面的燃料喷嘴阵列设计在液氧-煤油发动机上能顺利工作，但是在液氢-液氧体系下，其传热方式是根本就不一样的。低温燃料的不同传热方式会导致表面燃烧的现象，最后烧毁喷注器。按说这个问题比较简单，既然平面不行那就换种曲面进行设计即可，但洛克达因的工程师们居然自己作了一下，死抱着平面喷嘴的设计不放，坚决不改。究其原因居然是洛克达因的工程师才不用普惠公司的设计！（普惠公司研制了RL-10液氢发动机）MSFC的委员会看到这群顽固的人如此不可理喻，就在1962年把这些工程师拉到刘易斯研究中心，给他们一个表面含有多孔，凹形的喷注器（RL-10发动机产品）开始了现场的表演，实验强而有力地证明了使用这种方法根本不存在这样的问题，被真理说服的工程师们纷纷表示热泪盈眶。

（左）RL-10火箭发动机的喷注器；（右）J-2火箭发动机的喷注器。来源：NASA

还有一个问题就是液氢本身。液氢本身的沸点极低，液态的氢本身就是极冷的液体。而对使用低温燃料的火箭发动机而言，在管路中输送的燃料需要做好保温工作以防过热变为气态。虽然液氧的沸点也很低，但由于其会导致管路外部结出一层冰来，这层冰反而成为了天然的隔热层；而由于液氢的温度非常低，以至于空气与管路接触后会液化，反而会带走大量的热；不仅如此，液氢极低的沸点导致了其蒸发的可能性大大增加，而一个不断泄露的氢气源在地球表面常温，满是空气的环境下，是一个多么危险的存在。

因此所有的液氢管路、泵、连接节点都进行了重新的设计：外部增加了一层真空隔热套以最大程度减少液氢蒸发，所有的连接节点都利用了新开发的“压力驱动式密封结构”，以保证氢气不会因为缝隙而散逸，工程师们看到这是好的，于是索性把这种密封方式用到了液氧组件、氦气罐、以及燃气组件中。

没有时间了，边debug边上线吧！

类似这样的战斗还在持续，前面说到，冯·布劳恩吐槽“这个行业基本都是靠摸索的”。不仅F-1的问题很多，J-2的问题更加多。据一位不愿意透露姓名的MSFC工程师表示“你永远都不知道这些组件放进发动机里会是个什么结局”，对于J-2而言，即使你有两台能工作的发动机，第三台还是很有可能出现新的毛病，甚至解决了一个老问题以后，还会引入新的问题。看来如今程序员们的烦恼和当年的火箭工程师们没啥区别。

然而时间不等人，研制火箭主体构件、控制系统的工程师们需要尽早拿到发动机的产品，如果发动机完不成，就没法做火箭箭体的整体静力/动力实验，控制系统也无法对发动机运行状况作出反馈，火箭也没法进行飞行实验，航天员也送不上月球，肯尼迪总统的flag也回收不回来……也正是这样紧张的气氛，让工程师们甚至在发动机还在不断出毛病的时候就启动了生产线，开始了“边debug边上线，边修理边生产”的操作，一有改进方案就立刻在产品中实施。

幸运的是，人们跟时间赛跑还是赢了，拼命的付出终于有了回报：1964年4月，一台量产型的J-2发动机送往萨拉门托与S-IVB级进行组装，同年12月开展了410秒联合动力实验；而同样是这台J-2发动机，1965年一整年在亨茨维尔的测试场经过了大大小小30次点火试验，5次470秒的实验后，攒够了3774秒的点火寿命，通过了NASA最严苛的考核，正式宣布可以使用。