发动机sl级和sn级的区别（SLS构造分析之RS-25发动机）
发动机sl级和sn级的区别（SLS构造分析之RS-25发动机）摆动角度: /-11度设计寿命: 55次飞行干重: 3 527kg室压: 20.64MPa膨胀比: 77.5:1(Block IA及前型) >>69:1(Block IIA)
作者 传说中的葱酱
性能标准推力(NPL) 2090KN (104.5%)
全推力(FPL) 2280KN (109%)
比冲: 454秒(Block IA及前型) >>452秒(Block IIA)
干重: 3 527kg
室压: 20.64MPa
膨胀比: 77.5:1(Block IA及前型) >>69:1(Block IIA)
设计寿命: 55次飞行
摆动角度: /-11度
应用: 太空梭主推进系统(Shuttle Main Propulsion System)，太空发射系统主推进系统(SLS MPS)，XS-1太空飞机(AR-22)
热点火次数: 3 171次 累计点火时间: 1 095 677秒
(试车数据截至2011)
SSME官方产品册(Block II)
沙发火箭科学家：停停停葱酱，为什么RS-25越改比冲越低了？这样不是会损失性能么？
葱：这就要从RS-25的太空梭时代开始说起了，请回到沙发坐好，我们马上出发！
太空梭-近地轨道时代
<<<<<<<注：由于预热篇留言反映葱酱专栏过于硬核啃不动，所以葱酱打算用分割线分开硬核话题，不想看的直接跳过，在下一条分割线继续阅读>>>>>>>>>>>>>>>>
简易版引擎结构
(1)涡轮泵
RS-25一共有4个涡轮泵，2个氧涡轮泵(LPOTP和HPOTP)，2个氢涡轮泵(LPFTP和HPOTP)，我们分别沿着液氧和液氢的路径走一遍。
氧路径：
首先进入的是低压氧泵（LPOTP），转速在每分钟5150转左右，可以把燃料从0.7MPa增加到2.9MPa。可这点压力根本不够，主燃烧室的压力为20.64MPa。所以，LPOTP的作用，仅仅只是增加燃料的压力这样进入HPOTP后不会产生空泡。它使用的是一款六级涡轮，由来自HPOTP的高压液氧驱动。
在进入HPOTP前，还有一道系统夹在两个泵中间。它就是POGO振荡压制系统，作用是作为一个缓冲器在POGO振荡产生时及时中断振荡加剧。(好奇POGO是啥的同学请评论留言，多的话我就会写)。该系统由来自热交换器的气态氧驱动(地面是用氦气完成的)，在控制乱流和搅动的同时也起到了密封的作用。
高压氧涡轮泵(HPOTP)由两个单级离心泵组成，分别叫做主泵和预燃室泵。两个泵被一根通用动力轴连接在一个双级高温涡轮上，由来自预燃室的高温燃气驱动。主泵将液氧的压力从2.9MPa增加到30MPa，每分钟28 120转，拥有23 260匹马力(17.34MW)。离开主泵后的液氧兵分四路，(1)通过主氧阀进入主燃烧室，(2)绕回去驱动LPOTP的涡轮(3)前往热交换器，在那里它会被来自HPOTP涡轮的燃气进行热交换，有一道防水门确保液氧完全气化。随后气态氧兵分两路 (a)在前面提到的POGO振荡压制系统打工 (b)回橙罐加压。(4)进入预燃室泵，从30MPa被加压到51MPa，分别通过氧预燃室氧阀进入氧预燃室，和通过氢预燃室氢阀进入氢预燃室。
由于高压氧泵和高压氧涡轮是同轴连接的，所以如果涡轮里的富燃燃气和泵里的高压液氧混合在一起，引擎就会当场KaBOOM。洛克达因的工程师为了解决这个问题，天才般的在两个组件中间设计了一个空腔。并且不断的吹进氦气来清理空腔，除此之外空腔-泵和空腔-涡轮的连接处都有世界级的密封材料把关。如果传感器探测到空腔里氦气压力过低就会自动关闭引擎，防止灾难发生。
氢路径:
低压氢涡轮泵(LPFTP)类似于LPOTP，用来给液氢稍微加压，防止在后面的高转速高压泵里产生空泡。每分钟16 185转，将液氢从0.2MPa加压到1.9MPa。与LPOTP不同的是它的双级涡轮是由来自HPFTP的气态氢驱动的，而且转速升天(因为液氢密度低)。
高压氢涡轮泵(HPFTP)也同样类似于HPOTP，直接将液氢从1.9MPa加压到45MPa，每分钟35 360转，拥有71 140匹马力。它包含一款三级离心泵和一款双级高温燃气涡轮。液氢在离开HPFTP后兵分三路 。(1)通过主燃烧室的管壁来提供再生冷却顺便完全气化，随后回LPFTP驱动涡轮，随后再兵分两路 (a)从歧管一路回橙罐自生增压 (b)用来冷却从预燃室将燃气导往主燃烧室的热燃气歧管，随后进主燃烧室。 (2)通过喷管的管壁提供再生冷却，它和 (3)进入主燃烧室冷却液阀中的氢汇聚一起进入氢预燃室和氧预燃室，随后通过热燃气歧管后进入主燃烧室。
(2)动力头-预燃室与主燃烧室
动力头指的就是主燃烧室和预燃室的整合组件
在RS-25点火过程中，预燃室是先被内部的另一个小燃烧室点燃的，而这个小燃烧室使用电火花点燃。点火三秒后小燃烧室被关闭，因为点火已经成功，燃烧可以自持(对点火流程感兴趣的可以移步视频BV1qE411u7zo，葱酱早期烤的熟肉)。预燃室产生的燃气被分别导向HPOTP和HPFTP来驱动涡轮，产生动力将燃料推进引擎。
燃烧室是（从能量的角度）将燃料的化学能转化为热能的组件，在RS-25中燃烧室的工作温度高达3300 °C ，可以蒸发铁。所以为了防止高温损坏燃烧室，除了在结构层应用Inconel 718超级合金以外还需要使用再生冷却。冷却液当然是前面提到的液氢，通道是由一种NARloy-Z的合金制成的。它是70年代NASA专门为RS-25发明的合金，每个燃烧室由大约390个冷却液通道。现在Inconel 718有许多衍生型和不同应用，非常著名的是SpaceX的猛禽引擎，它使用了Inconel 718 。SSME有一种非常独特的喷注器设计，可以加热液氧来让它更好的气化与燃料混合。（详情请见BV1hT4y157HB）
Inco 718 超合金，马鸽鸽用了都说好
(3)喷管
喷管是火箭引擎产生主要推力的地方，它将燃气的部分热能转化为机械能从而产生推力。SSME的喷管约3.1米长，0.26米直径。是一个普通的钟型喷管，但是又有些独特，因为它的末端和普通的钟型喷管比起来往内收敛了一点点。原因SSME作为一款海平面点火的引擎有着独特的大喷管，Block IIA以前的型号有着77.5:1的大膨胀比（喷管末端截面积与喉管处截面积的比值），即使在Block IIA换了LTMCC大直径喉管以后也高达69:1。这么大的膨胀比在地面点火时是高度欠膨胀的，意思是气压会向内推产生推力的气流，严重的情况下会导致边缘气流脱离喷管内面产生不稳定的乱流。
严重欠喷张时气流会脱离管壁
SSME引擎的改动使得喷管中边缘处的气流得以维持足够的压力（32-39KPa），同时中间部的气流充分膨胀到更低气压14 kPa来增加流速（也就是比冲）。
由于膨胀比面积是喷管出口处/喉管，增大喉管也就会增大分母，降低膨胀比。这也是导致SSME‘改着改着比冲降低了‘的主要原因。在FMOF到Block I/IA中的77.5膨胀比时代，RS-25拥有454秒的比冲; 更换LTMCC后比冲降低了2秒到452。
(4)引擎控制器
与当年的其他引擎不同，每台SSME都配备有一套完整的主引擎控制系统（MEC）。由于SSME实在过于复杂，让每台引擎使用独立的单元控制和监控单元，然后再连接火箭的主飞行电脑反而可以极大程度的简化线路。每台MEC由两台摩托罗拉M68000处理器形成“双重冗余设计”（详细的可以查看BV1wT4y1V7fb）MEC可以承受飞行时的极端环境，甚至在挑战者失事后从海底打捞出来以后经过处理还可以回收内存记录。
引擎控制器是被许多沙发火箭科学家忽略的重要元件
(5)主阀门
MEC控制系统通过5个液压阀来控制引擎，分别是氧预燃室液氧阀、氢预燃室液氧阀、主燃烧室氧阀、主燃烧室氢阀和主燃烧室冷却液阀。SSME在太空梭上关机后，多余的燃料会通过主氧阀和氢泄压阀清空引擎。MEC通过调节预燃室阀门的来进行节流，无论推力如何，预燃室都会保证主燃烧室混合比保持6.03不变。主燃烧室阀门在引擎启动后一直保持100%开启防止损坏。
主燃烧室冷却阀在引擎推力100%-109%时完全开启最大化冷却，在65%-100%节流时会减少到66.4%-100%来调整冷却液流量。
(6)引擎摆动
SSME使用的摆动机重约48kg但要承受超过230吨的推力，链接引擎与火箭的同时一遍传导推力一边允许引擎在 /-10°内摆动以控制姿态。两个低压泵LPOTP与HPFTP是被固定在太空梭推力结构上不随引擎摆动的，而两个HPOTP、HPFTP与燃气歧管通过法兰盘连接随引擎摆动。由于低压涡轮泵是固定的，高压涡轮泵是摆动的，连接两者之间的管线是柔韧可弯曲的。而且为了防止空气在管线表面凝结（液氢就是这么冷），管线表面有非常好的隔热性。
试车台上的大角度摆动，为太空梭提供了重要的TVC控制能力
(7)氦气系统
太空梭MPS包含10个氦气储箱来储存氦气用于(1)加压POGO振荡压制系统 (2)为HPOPT的涡轮和泵之间提供密封的空腔加压吹走漏进来的燃料(3)入轨后清理引擎(4)控制阀门
在再入时所有剩下的氦气都会被用来清理引擎
SSME（简约线条版）
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一、忒修斯之火箭引擎？-SSME发展史
忒修斯与雅典的年轻人们自克里特岛归还时所搭的30桨船被雅典的人留下来做为纪念碑，随着时间过去；木材也逐渐腐朽，而雅典的人便会更换新的木头来替代。最后，该船的每根木头都被换过了；因此，古希腊的哲学家们就开始问著：“这艘船还是原本的那艘忒修斯之船吗？如果是，但它已经没有最初的任何一根木头了；如果不是，那它是从什么时候不是的？
这是百度百科的忒修斯之船词条故事，而NASA在30年太空梭旅程中以实际行动从事实上完成了现代版的‘忒修斯之船’。那么，现在的SSME究竟还是不是原来那款引擎了呢？相信在读完了简明发展史后，你心里会有自己的判断。
(1)FMOF——首次载人轨道飞行构型
FMOF=First Manned Orbital Flight 直译过来就是首次载人轨道飞行构型。就如名称所明示的那样，这是首款正式运行的SSME主引擎 ，也是所谓的‘基本款’，驱动了前五次的太空梭任务。由于是基本款，它的全推力也就理所应当的是100%（2 090 kN），前五次飞行也被认为是太空梭的‘试飞’。FMOF引擎满足了NASA的可靠性要求，但是在完成任务，回收到地面进行检测时。NASA发现上面的许多组件的劳损比预期要高出许多，达不到55次飞行的设计寿命。
STS-1 近地轨道时代的朝阳
(2) Full Power Level/Phase I——阶段1/全推力引擎
NASA对于100%推力的FMOF并不满意，因为随着卫星技术的不断发展，更大，更重，更讲究的卫星被不断的发明出来。而当年太空梭是被寄以重望，要取代传统的一次性火箭，发射所有的美国卫星，所以NASA希望将运行推力提升到109%。在总结了带回来的引擎上所拥有的问题后，洛克达因的工程师们提出了147项改进。其中包括对动力头及四个涡轮泵的改进（涡轮泵属于微调），解决了喷注器中液氧杆可能破裂的隐患（介绍喷注器的视频请参考BV1hT4y157HB），同时向喷管增加了蒸汽环道和加厚材料厚度来解决引擎启动瞬间因为张力过大导致事故的可能。所产生的引擎就是Phase I，由于是为了109%的推力设计的，外号也就叫 '全推力引擎（FPL）'。
说是这么说，在一顿操作后，尽管改进非常成功，解决了大量问题和隐患。但许多FMOF引擎中存在的弱点和已知的失败情况依旧没有被完全根除，包括严重的涡轮叶片破损、次同步振动、轴承罩脱落和高压氧泵（HPOTP）滚珠轴承脱落。
Phase I把FMOF几乎所有组件都改了一遍还是没能认证109%
所以NASA的结论是：你再慢慢整吧，109%现在还是算了，安全余裕区间太小，先整个104%安全的推力玩玩。所以从1983年5月4日的STS-6开始，Phase I引擎以104%的推力服役，一直用到了1986年1月28日——STS-33挑战者事故。（这里是104%，不是104.5%，葱酱没有自作主张保留整数）
挑战者号既是Phase I引擎的首秀，也是Phase I引擎的落幕
(3)Phase II——阶段II（RS-25A）
在STS-33挑战者号事故后，整个太空梭计划都被重新评估了。评估SSME安全性的文件FMEA/CIL也被完全推翻重写，新的文件相较上个版本长了10倍！该文件指出了SSME所需要的10个必要改进，除此之外，SSME安全余裕改进团队（MIRB）额外指定了50项强制改进，完成后才可以复飞。
1988年9月29日在STS-26R上复飞时的型号被称为Phase II，也叫RS-25A。改进项目包括动力头、导管，大幅增加高压泵叶片的强度，航电和阀门大幅度更新。引擎控制器也被更换为了第二代MEC。
Phase II首次使用在STS-26R(太空梭复飞任务)
(4)Block I/IA——批次I/IA（RS-25B）
在Block I/IA引擎主要提升了引擎的可靠性和安全性。包括升级了燃气歧管系统来让从HPFTP出来的液氢更好的被分配进不同的喷注器，增加燃烧效率。动力头组件重新设计，被称为阶段II 的新设计减少了52个零件和74条焊缝。制造和组装时间减少40%，翻新时间减少50%。
热交换器被重新设计，由双管简化为单管并加厚管壁，增加对外来损伤的抗性。单管HEX根除了所有可能导致机毁人亡的焊缝（重做前的热交换机被认为是风险最高的组件）。这些改进成功的解决了这些问题。
主燃烧室喷注器中的挡板被移除来提高引擎燃烧效率和制造效率，因为NASA在’炸弹测试‘里证明了SSME的主燃烧室足够厚实来承受一些潜在的燃烧不稳定。
更换了P&W公司在NASA的研发合同下全新设计的HPOTP（高压氧涡轮泵），极大的提升了引擎的可靠性，主要目的是吸取先前太空梭的运行经验，消除在原HPOTP中发现的弱点和隐患。新的锻造工艺减少了293条焊缝，其中250条原先根本没有办法检测。剩下来的重量允许使用更厚的转子、更强的泵和更好的涡轮壳。这让HPOTP对内部损坏和外部损坏的抗性提升了一整个档次。泵末端的轴承材料改用氮化硅以终结疲劳和损耗。叶片更换成了单晶体合金叶片，使用了薄壁且中空的翼型，终结了叶片破裂的可能。
最后一条Block 1改进是SSME涡轮泵出口温度传感器，一旦它认为温度异常引擎就会自动关闭，这也是为数不多的太空梭上安全区间很小的原件。原先的RTD设计反应速度非常快，但是损耗也非常的严重，可靠性堪忧。SSME唯一一次在运行中提前关机就是由于错误的RTD读书导致的（STS-51F），改进后的传感器显著提升了可靠性。
Block I/IA提升了引擎性能和可靠性，首飞是在1995年的STS-70上进行的。
有了全新的涡轮泵，妈妈再也不用担心我爆缸啦
(5)Block IIA——批次IIA（RS-25C）
终于，Block IIA引擎更换了更大的喉管，允许SSME以109%的推力运行。也就是说，如果要认真说，Block IIA才是真正的"全推力"型号。LTMCC大喉管主燃烧室和原先的标准喉管设计比起来喉管面积增加了12%，允许SSME以更高的推力运行，同时又降低了系统的运行压力和温度。也就是从Block IIA开始，SSME主引擎的比冲降低到了452秒，并且成功认证了109%的标准推力。为了弥补这2秒的损失，太空梭发射过程中SSME的推力被调高了0.5%。尽管NASA原来有计划想使用106%的推力来运送更加重型的载荷，由于后续的研究中表明如果以超过104.5%的推力运行太空梭的主推进系统，MPS管线中的涡旋脱落现象会导致低周疲劳从而造成事故。简单来说，太空梭上SSME只用104.5%的推力不是由于SSME本身的限制，而是太空梭承受不住，太空梭MPS喂不饱Block II引擎。但新引擎被允许在出现’可以导致机毁人亡的事故时‘，启动紧急推力（109%）来拯救宇航员的生命。
洛克达因的工程师在80年代就推荐使用大喉管设计
除了一个大号喉管以外Block IIA将进料和出料歧管更换为了整体锻造的单个结构，取代了原先焊接在一起的喉管。该项改动减少了46条焊缝，其中28条焊缝是关键焊缝（失效会导致机毁人亡）。歧管的材料也被更换为不怕氢脆化的JBK-75，费时费力的电镀工序得以省略。
两个低压涡轮泵被微调以适应更低的工作压力和工作速度，LPOTP的推力轴承材料换为了氮化硅来。HPFTP（高压氢燃料泵）的叶片也更换为了使用新的材料制造，焊缝更少新设计。用来检测引擎净化情况的阀门也被换加上了过滤器来减少污染、漏水，控制器软件简化。从而提升了安全系数、减少维护难度。
Block II升级了压力传感器（类似于前面提到的进出口温度传感器改进），来防止出现金属污染导致的短路。
Block II 引擎是SSME新纪元的开始
(6)Block II——批次II（RS-25D）
最后一型对引擎工作硬件的大改，Block II相比Block IIA给SSME引擎更换了一款先进的高压氢涡轮泵（Advanced HPFTP）。类似于Block I对HPOTP的改进，Block II的改进也是由NASA单独授予P&W研发合同的产物。同样的使用了最尖端的材料和工艺，显著提升了可靠性和安全性。
类似于HPOTP的改进，新的HPFTP没有焊缝，两个轴承全部更换为了氮化硅材料，使用更薄的单晶体合金叶片。更厚的涡轮泵壳来防止内部损伤，同时额外的强度大幅降低了引擎共振（2-4倍）。
同一时期，破碎控制工艺也被成功的研发出来。90年代中期开始使用Block II引擎以后，所有的可能导致任务失败的关键组件都会在飞行前被严格检查。更精确的部件寿命评估从客观上来说’降低了‘SSME引擎组件的寿命预期。Block II的SSME主引擎在STS-104上进行首飞，这已经是2001年7月。
太空梭：你不要过来啊啊啊啊啊啊啊（指109%推力）
(7)先进健康管理系统（AHMS）
在漫长的研发后NASA终于拿到了自己心仪的Block II引擎，为了进一步提升引擎的可靠性。NASA为SSME设计了一套全新的监控系统，来实时监控两个高压涡轮泵的振动数据，它被称为先进健康管理系统（Advanced Health Management System AHMS）。一旦共振超过了危险限制或者出现异常振动（引擎结构损坏），该系统就会自动关闭引擎。
在AHM被发明以前NASA也曾经尝试过运用相同的系统，可是实践下来发现振动传感器的可靠性反而比涡轮泵的可靠性要低许多。为了解决这个问题，MEC主引擎控制系统改用了数码信号硬件；发明了全新的算法结合引擎涡轮泵中加速计的数据来确定振动频率。NASA甚至发明了一套算法来不断诊断传感器的质量，它被称为"先进传感器质检逻辑（ASQL）"。来防止传感器错误导致引擎被错误的关闭。
带有AHM系统的Block II引擎在STS-116上首飞，但是只是以监控模式运行，不会自动关机。从STS-117开始的所有飞行引擎都搭载了正式版AHM，一旦振动超出限制就会自动关机控制损害。
该版本的SSME在地面试车中达到了111%的推力水平。
STS-117的引擎可以说是SSME的’完全体‘
除了硬件的优化以外，RS-25的运行流程也得到了优化。在最后几发太空梭中，起飞时SSME的推力被限制在100%，在离开发射台后提升到104.5%。三个引擎会间隔120微秒先后启动，术语叫做 “staggered start”，在太空梭上这么做是为了减少SSME强大的音浪对地面设施造成的损坏。
SSME任务推力-时间剖面
现任氢氧教主德尔塔4重型在更换了RS-68A主引擎后同样也使用了类似的"Staggered Start"技术，先点燃一根助推器，让火焰卷走飘出来的液氢，2秒后再启动剩下两台主引擎，减少发射时的大火球。
由于RS-68A启动Stagger的时间更长，所以清晰可见左边的引擎先被点燃
无可比拟的性能与可靠性
引擎的性能总体上来说有三个方面：重量、推力和燃料效率
推力：2279KN（真空）
RS-25是实际应用在成功入轨的火箭上推力第二大的氢氧机，唯一比它大的是RS-68A，拥有3 523KN的真空推力。
重量：3 527KG
在引擎重量上，RS-68A就明显输给了25，干重6 740KG
比冲：452.3S
太空梭上，SSME2秒的比冲换来了0.5%的推力增加，运力前后持平。依旧有着450 的一流水准，作为一个起飞级引擎比冲可以与RL10等上面级膨胀循环引擎相媲美。甚至吊打了许多上面级低温引擎（指现役的CE-7.5、HM7B 、YF-75）。
可靠性（累计点火时间）：
除了性能以外引擎的可靠性也是衡量引擎性能的重要指标，累计点火时间是非常简单的一个可靠性衡量指标。因为点火时间越长，我们对引擎的了解就更深入，潜在的风险就更少。而且太空梭作为可回收载具，SSME会回到地面重新接受检查，从而发现问题、解决问题。
自STS-73年以来的63次太空梭任务，没有任何一次延迟/任务紧急停止是SSME造成的
Block I/II引擎的成功正是由于太空梭可以将引擎带回来，给予工程师发现问题并解决的机会。
可以与它相比的地面级引擎也许只有SpaceX的梅林-1D火箭引擎，因为它也是可回收引擎。
RS-25有着高达207 466秒的实际累计飞行时间，与1 095 677秒的总点火时间。
而梅林-1D（海平面版）的累计飞行时间我们可以简单算术一下，89次成功（包括CRS-1的部分失败，因为一级工作完成了），160秒点火时间（其实部分回收任务里没有这么长），一级9台。 89X160X9=128 160（秒）。也就是说强如SpaceX的劳模猎鹰9，梅林-1D的累计飞行时间也远低于SSME，更不用提总试车时间。
从1975到2011，SSME累积了接近110万秒的试车时间
所以经常有人将RS-25和RD-0120相比较，甚至宣称RD-0120由于不需要复用，是一款‘更便宜，但性能更强的SSME’，可事实真的是如此吗？
番外：RD-0120，它真的配被称为‘俄国版RS-25’嘛？
我们都知道RS-25在Block II时代用2秒比冲换了5%的运行推力，为了避免复杂的计算，我们选取FMOF引擎，Phase I引擎，Block II引擎来与RD-0120进行比较。我们也会将RD-0120的全推力（106%）以FMOF的100%标准推力为分母换算成百分比形式来进行比较。
注：*标明的数据可能不准确
这样一比较我们就可以清楚地看出，RD-0120其实类似于一款小推力的FMOF引擎，几乎相等的真空比冲，但更重、且推力低了6.1%，如果像太空梭一样只使用三台、会造成极大的运力和安全性损失。（起飞推力的重要性我在预热专栏CV6484368里说明过）
在可靠性上，RD-0120无法和从Phase I后的任何一款SSME相比较，由于俄国人无法从能源号芯级上把RD-0120带回来检查，许多运行中出现的问题永远不会被发现。
成本上，NASA的数据表明SSME的造价约为4000万美元（没有说明是以哪年的美元购买力计算）。
俄国的RD-0120的造价也没有精确数字，并且80年代研发该引擎时苏俄的经济陷入了一种叫做‘滞涨（经济停滞通货膨胀）’的现象，物价水平极度不稳定，同时由于和西方世界贸易往来极少，外贸汇率也是几乎不存在的东西，也没有现实意义。
但RD-180的价格我们是知道的，2300万美元（一开始的1000万美元其实是由于当时卢布的指数崩溃了，直接按汇率转换成美元无法反应实际物价）。无论如何RD-0120不可能比RD-180便宜，而能源芯级需要使用4枚RD-0120、每次用完还要丢掉，这还不算4枚昂贵的Zenit助推器以及上面RD-170主引擎的成本与额外加注4枚液体助推器的发射场运行成本。
说到这里，这款东方的SSME到底有几斤几两，读者心里应该有数了吧。
再启动-航向深空
一、相同的引擎，不同的推进系统？
太空梭与SLS的引擎模组都被称为MPS（Main Propulsion System） 但是很明显，它们是不同的。不仅体现在引擎数量与布局的不同，更重要的是燃料进入MPS的状态和路径在两款火箭上是天差地别的。
SLS MPS测试机已经被NASA折磨过了
(1)燃料路径
太空梭.....的氢氧燃料是储存在ET外部储箱上的，它上升时被绑在了太空梭的‘肚子’上，燃料通过五条做‘可断开式脐带阀’进入太空梭MPS。由于从侧面进入推进系统，燃料对推进部的压力被显著减小。尽管这样，太空梭依旧有一款独立的POGO震荡压制系统来降低燃料冲进引擎的压力，由此可见RS-25引擎对主推进系统的压力有多大。
而SLS.....直接从燃料罐冲进MPS。对， SLS的MPS是硬汉 ！
想象着液氧从这么高一路冲下来所含有的动能.......
(2)更多引擎（废话）
四让MPS变得更复杂了以外，也让SLS加速中要承受更大的G力，和上一条里所说的更高的液氧罐一起，大大增加了燃料冲进进料口时的压力。SLS的橙罐里，液氧罐的位置更高（液氧占了大部分燃料质量），也会加剧对进料口造成压力（以及更大的POGO振荡）。
四擎产生的额外热量也要求洛克达因改进喷管，让它能够在更高的环境温度下工作。
额外的一枚引擎要求SLS喷管承受巨量的热负荷
(3)真正的全推力(109%...或者更多？)
记得我们说过Block II引擎终于被认证允许109%推力运行了么？现在它终于来了，SLS的MPS解决了太空梭MPS中的涡旋脱落问题，可以安全的长时间满足这4枚嗷嗷待哺的引擎在109%推力下的对燃料的渴望。在2019年的试车中，RS-25尝试了以113%的推力运行了430秒，因为洛克达因希望能够为新生产的RS-25认证111%推力（我们一会讲造价的问题）。
T2019年2月28日的长时间113%测试
(4)新的引擎控制单元（MEC）
原来的MEC是设计适配太空梭MPS的，SLS用了全新的设计、升级过的硬件和软件，同时对AHMS的算法进行了优化。从2016开始，所有的这些新升级都已经在试车台接受了检验，RS-25是唯一一款拥有先进健康管理系统的引擎。一款好引擎不仅要本身可靠，有能力发现问题并安全关机也是非常重要的；同时又要防止因为读数错误把没问题的引擎关了，在这方面，没有比RS-25更优秀的选择了。
番外：和德尔塔4之间剪不断理还乱的血缘关系
火箭引擎爱好者可能都多多少少知道RS-68和RS-25的血缘关系，但你是否知道SLS的MPS中使用了许多为德尔塔4研发的检测工具和子系统呢？
液氢/液氧子系统——来自宇宙神、德尔塔、太空梭遗产
氢气/氧气自生增压系统——来自德尔塔遗产
诊断系统——来自德尔塔、太空梭遗产
j什么？现任氢氧教主既是前任的女儿也是前任的爹？
二、回收与开支，1亿一台的天价引擎？
我知道很多人最关心的是RS-25的价格，我见过很多奇怪的说法，比如
2016年NASA给了洛克达因11.6亿的合同来买6台引擎，平均1.93亿一台；现在又付了17.9亿多买18台，这是接近1亿一台。两批算下来35亿美元买24台引擎，均价1.46亿一台，这是有多坑人？应该换成猛禽200万一台，官僚主义%^#$%#$%@%@(省略1000字）。
这两笔合同都不是光买引擎这么简单的，大部分的钱都被花在了研发新的生产工艺和技术上，不要信我怎么说的，看看NASA和洛克达因怎么说。
许多人想当然的拿合同价格/引擎数量来说事，但其实合同里包含的东西远多于仅仅制造、测试这些引擎，这些被忽略的部分包含了大量的人力和物力投入。我们团队的重心放在新的制造工艺和技术上，包括在喷管上使用可通过增材制造法（3D打印）的通道壁设计代替原来的管道壁设计，以及在动力头的制造上使用增材制造法。这些改进应用后将额外降低20%的成本，也就是太空梭时代的50%，并且将生产周期从4年降低到3年。——洛克达因
2016年的一份研究中提出：新生产的RS-25有机会应用热障涂层技术、陶瓷矩阵复合材料等尖端科技，在增加燃烧室内壁的工作温度（降低导热性，提高热效率）的同时，减少冷却管的数量从而降低成本。
RS-25的喷管和燃烧室冷却管的制造极度费时费力，同时带走了部分燃气的内能降低性能
Q：额外降低20%？那现在已经达成30%的成本降低了？
A：没错！现在的这批RS-25已经减少30%的成本了，我们看看NASA合同里怎么说
我们现在已经达成了30%的节省，它们将分阶段体现在生产合同里。这些节省是通过增材制造法的应用、减少零件数量和多年的RS-68生产经验达成的。
所以，根据已给信息，我们可以估算这批新引擎的实际单价。校正通胀后，每台Block II引擎的单价大约在6000万美元（2016购买力），达成30%节省也就是4200万美元。目标50%的话就是3000万美元。而市场上最好的煤油机RD-180目前的价格也要2300万，它的性能也完全无法和RS-25相比（即使海平面比冲也是311 s VS 366 s，不是一个世界的）。
合同共35亿，去掉生产成本（0.42X24=10.08）后剩下的25亿全都是投入R&D（研究和研发）中的。25亿研发3D打印地表最强火箭引擎的技术？我觉得没毛病！
从经济学角度来说，市场机制中最大的一个正向外部性就是R&D投入，简单来说就是“企业总是不愿意多投入研发，而研发的收益一大部分是社会整体的收益、这部分对于想赚钱的企业来说是忽略掉的。” 而且对于高收入国家来说，经济增长的最大（如果不是唯一）的驱动力就是科技进步，因为他们对人力资本和生产资料的投入已经接近饱和（边际回报下降）。
非常著名的GDP-资本投入曲线
而这样的投入最后往往会增加所有人的福祉，商业航天企业如SpaceX和蓝色起源都是可以从这样的投资中获利。最直接的例子提到过，SpaceX 猛禽火箭引擎上的Inconel 718 超级合金是为原为RS-25研发的（见前文主燃烧室部分老马截图）、猎鹰9燃料罐所使用的AI 2195铝合金、摩擦搅拌焊接器等技术（我会在讲橙罐时一起说明的），以及星舰将要使用的TUFROC热盾。
这些世界级的尖端科技就像在太空梭时代重新设计两个高压涡轮泵一样，企业很难自己拿出这么多钱来投资全新的科技，它们也承受不起这样的风险，这个时候就需要NASA或军方提供独立的合同以及资金来支持这样的研发，美国航天产业是这样一步步成长起来的。SpaceX已经从这样的合作关系中获得了极大的好处，我们其实可以看见将来某一天，为RS-25研发的新工艺、新技术、新材料会让新晋的猛禽变得更好，真正将生命带往整个太阳系。
：猛禽还在研发阶段
三、一路入轨，当之无愧的引擎之王
拥有着无可匹敌的性能、可靠性，并且还在不断的继续研发、创新，我们有理由相信洛克达因的RS-25团队会为我们带来更多的惊喜。这款引擎将和同为洛克达因出品的RL10带我们回到月球、并且可持续的在那里生活，最终在火星上留下第一枚人类的脚印。
RS-25，他回来了
RS-25，是30年太空梭计划结成的果实，20年前它教会了人类如何在近地轨道生活、让人类在天穹中有了容身之处、给了人类观察辽阔宇宙的千里眼。
今天他回来了，要带我们回到月球，去实现那个50年前阿波罗与农神火箭没能够达成的愿望——月球基地。
