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猛禽赏析——从RS-27、J-2、SSME到Raptor
Raptor3新鲜出炉，简直是艺术品，叹为观止！当我们还在为有无问题和效率问题困扰时，SpaceX已进入审美时代，符合审美的大概率是高效的。正如马斯克在访谈时对乔布斯的美学造诣赞誉有加，审美是一种文明。
怎么做到的？难道就是把管路3D打印到部件中？显然这种说法太过肤浅。里面到底有什么？我试图去理解它。
1）我不是火箭发动机专业出身，见识有限，文章中可能充满谬误。
2）文中涉及国内外其它发动机的介绍，没有给出特别详细的解释，但我查询过，大致可保证这部分内容正确性。
3）这里行文方式是按我自己的思考过程展开的，并没有按Raptor123的时间序列或其它什么思路展开，可能不符合有些人的逻辑。全文目录如下：
从J-2、SSME走来——全流量分级燃烧循环
源自涡喷发动机——取消氧燃气导管
融合RS-27——被动式主阀
超级收纳——气控总成和集成阀组
从J-2、SSME走来——全流量分级燃烧循环
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网上有一张Raptor3系统图（致敬绘图和翻译的人，抱歉从网上下载的不知道谁翻译的），上面才两个阀门？
图 Raptor3系统图
图中两个阀门位于预燃室副系统上，是发动机关机必备，先把涡轮泵关掉，发动机工况自然就下来了，然后再把主路断开实施发动机关机。如下图CZ-2C的YF-21发动机，只需要氧化剂路有一个副系统断流阀即可，断一种推进剂就可以断掉副系统工作。
图 YF-21氧化剂副断流阀门有些发动机还使用这些阀门的时序来控制阀门启动，此时可以用两个阀门。
图 J-2发动机系统图副系统阀门上图为J-2发动机系统图，上面有燃气发生器控制阀。这个阀门是常闭式气动作动的菌形阀。氧化剂和燃料菌形头用机械连接杆与作动器连接。气动压力作用到作动器，作动器先打开燃料菌形阀门，然后再打开氧化剂菌形阀门。也就是这个阀门用一路气体控制两个阀门，从而可以简化设计。
图 J-2发动机燃气发生器控制阀到了航天飞机主发动机SSME，与J-2相比，发动机循环由燃气发生器循环改为分级燃烧循环，燃气不再是从喷管外部流走（见下图），而是塞进喷管内部继续燃烧。
图 J-2发动机燃气路示意图同时，SSME增加了一台燃气发生器（在分级燃烧循环中，燃气还要进入推力室再次燃烧，因此改称为预燃室），即氧化剂路预燃室驱动氧泵，燃烧剂路预燃室驱动燃泵，见下图。
图 SSME燃气路示意图在SSME上，阀门也有所变化，它在预燃室的燃料入口路不设置阀门，只在氧化剂入口路设置，但又在两个预燃室分别设置，如下图所示。
图 SSME系统图副系统阀门
还是两个阀门，与J-2的两个阀门相比是换汤不换药吗？刚才说J-2是两个阀门统一控制，是SSME系统设计还不如J-2精巧吗？或是两个预燃室就得用两个阀门。
还真不是，两个阀门承担不同功能，氧化剂路预燃室阀门(P4)用于发动机推力调节，燃料路预燃室阀门(P3)用于混合比调节。推力调节范围50%-109%，混合比调节范围5.5-6.5。
为什么两个阀门都放在氧化剂入口路？放在燃料入口路不是不行，但液氢流量大且密度低，阀门会很大，同时液氢温度太低，阀门不好设计，因此放在氧路很合适。
为什么是P4调推力而P3调混合比，而不是相反？我推测原因是氧化剂路预燃室流量小(O:10.3kg/s, H:15.3kg/s)，而燃料路预燃室流量大(O:29.03kg/s,H:35.47kg/s)，推力调节范围大，在氧化剂路预燃室动作，有四两拨千斤的效果。
到了Raptor，与SSME相比，它将氧化剂路预燃室由富燃燃烧改为富氧燃烧，变化由此而生。第一个变化是密封更好处理，以往我们总怕燃气泄露与液氧相遇，相遇就是爆炸，现在燃气也是富氧的了，和液氧碰到了也不会烧着，就好处理的多。更重要的是第二个变化。SSME两个预燃室流量和推力室的流量相比，氢可全部进入预燃室，产生燃气直接进入推力室燃烧，而氧则不行。这是由于富燃限制，预燃室氧化剂流量加不上去。
表 SSME预燃室和推力室流量
液氧流量(kg/s)液氢流量(kg/s)燃烧温度(K)涡轮泵功率(MW)
氧化剂路预燃室10.315.381716
燃料路预燃室29.0335.4796247
推力室40267//
为了让液氧能够进入推力室，就要靠泵使劲地抽。要想抽的更有劲（泵后压力更高），就得加大副系统氧化剂流量，但不能富氧又限制了流量。如果允许一个预燃室可以富氧，紧箍咒彻底放开，系统设计条条框框一下少了很多。像上表，液氢密度低难抽，现在把液氢流量再加大更好抽。这时氧化剂路预燃室流量减小了，不够劲了咋办？把氧加大，就像烧火，鼓风鼓得够劲，一块碳也能烧出旺火来。下表为文献2计算的Raptor预燃室流量，氧化剂路采用52的大混合比，燃料路采用0.225的混合比，燃烧温度都降到了810K，对涡轮更好。同时，因为富氧、富燃各取所需，流量全部满仓，涡轮泵功率需要的功率/燃气流量大幅减小，预燃室和涡轮更容易设计。就像用嘴吹小风车，让风车转的一样有劲，大口吹气显然比小口吹容易太多。另外从流量看，氧预燃室控制甲烷阀门，燃预燃室控制氧阀更容易实现，前者调节推力，后者调节混合比也更好。
表 Raptor预燃室和推力室流量
液氧流量(kg/s)甲烷流量(kg/s)燃烧温度(K)涡轮泵功率(MW)
氧化剂路预燃室471.979.0881034
燃料路预燃室31.03137.9281428
推力室503147//
至此，我们说Raptor很牛，也还好，但它并没有超出SSME的范畴，没有超出RD-270的范畴。
源自涡喷发动机——取消氧燃气导管
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采用全流量分级燃烧循环方式，并不天生比SSME更美，但遑论Raptor3，Raptor1就很紧凑，这与Raptor1的一个原创特性有关：氧涡轮泵和推力室位于同一个轴线上。发动机上会有几根大管子：输送管和燃气管，一个有美感的发动机首先要处理好这几根管子。如下图YF-100发动机，最粗的管路是燃气管，次粗的是输送管。
图 YF-100发动机为了让发动机好看点，可以通过总装布局拓扑变化，部分隐藏这些管子，如SSME是隐藏燃气导管，俄罗斯的NK-33是隐藏输送管。如下图，SSME将涡轮泵布局在推力室两侧，燃气导管将推力室和涡轮泵连接起来，它们离得很近，燃气导管既导通燃气，同时承担结构连接作用，为了提高结构强度，燃气导管还做了一个外部夹层通液氢降温。这样布局较好地隐藏了燃气导管。
图 SSME燃气导管图但SSME的输送管不好隐藏，因为预燃室都是富燃的，预燃室氧化剂流量拉不满，因此涡轮泵要将剩余大量氧化剂直接抽进推力室，需要一个很大的氧化剂管路，而燃料要用来冷却喷管，也需要一个很大的燃料管路。如下图，两根很粗的管路就是氧化剂和燃料输送管。
图 SSME输送管
对于富氧预燃室的发动机，不再需要将氧化剂抽进推力室，这时候氧化剂管路就可以省掉了。如下图NK-33发动机，上面很粗的燃气导管仍然存在，但氧化剂大部分通过这个燃气导管进入推力室，不再需要输送管路，再将燃料泵布局到下侧，大幅缩短燃料输送管路，发动机看起来就紧凑多了。
图 NK-33发动机无论是SSME还是NK-33，都藏得不彻底，直至Raptor。设想一下，如果将NK-33的涡轮泵沿着上端面逆时针旋转180°，将涡轮泵直接坐到推力室头部，这样氧化剂路预燃室的燃气管就彻底不见了，这就是Raptor1的氧涡轮泵与推力室同轴结构。
图 Raptor氧涡轮泵和推力室同轴结构这个变化在Raptor1的实物图中看起来还不是很明显，在Raptor2和Raptor3中则十分明显。
图 Raptor的氧涡轮泵与推力室同轴结构下图为Raptor氧泵结构细图。泵在上，预燃室在中间，涡轮在下。氧化剂在预燃室燃烧后生成富氧燃气，燃气吹动涡轮，直接全部进入推力室头部。
图 Raptor氧泵这个结构之前有没有发动机用过？我把美俄火箭发动机翻了一遍没有找见，后来问人说航空发动机常见，我才恍然大悟。一叶障目啊，涡喷发动机可不就是这样，原理看起来简直一模一样。我们说NK-33发动机紧凑是因为库兹涅佐夫是航空发动机出身，现在Raptor直接就上涡喷了（当然参数也许完全不一样），它山之石可以攻玉，跨界才有前途。
图 涡喷发动机燃料涡轮泵也与之类似，但也有点不一样，氧化剂流动表现为从上到下一顺儿，而燃料从泵抽出来后，从侧面通过管路经过推力室冷却夹套，然后从底部进入预燃室，吹动涡轮后再从侧面流入推力室。也即燃料涡轮泵从上到下是泵、涡轮、预燃室，推进剂会从外面绕一圈出。形象一点，氧化剂涡轮泵的流动是“I”型，燃料涡轮泵的流动是“G”型。“G”型进推力室的结构就是下图圆圈处，它和SSME的燃气管有异曲同工之处。而图中斜管为甲烷输送管，下面直粗管为经过推力室冷却夹套加热后的热甲烷管，这个管路进入预燃室，预燃室通过来的管路则是液氧管，而液氧管就来自于上面的集成阀组部分，这里就含有副系统氧阀。
图 Raptor3燃气管
融合RS-27——被动式主阀
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无论是J-2还是SSME，均需要控制推进剂主阀，否则无法在发动机不工作时隔离推进剂。既然Raptor的氧化剂从输送管直接接到了推力室头部，那么小空间，阀门该怎么设置呢？看Raptor1的原理图，上面还有燃料主阀，但没有氧主阀，而在Raptor3的原理图上，两个阀门都不见了。
图 Raptor1系统图这个阀得有，但不一定需要主动控制。在RS-27发动机中，发动机启动时先用火药点火器点燃副系统燃气发生器推进剂，产生燃气驱动涡轮泵。随后涡轮泵建压自动打开氧化剂和燃料主阀。这个设计又来自MB-3和H-1发动机，两者分别于1953-1957，和1958-1961年研制。
图 RS-27主阀因此我猜测Raptor的主阀也是由泵后压力自动打开和关闭的单向阀，见下图。其中燃料路为单阀门，氧化剂路为多阀门并联使用。
图 Raptor3主阀无需控制，自动适应的阀门，看起来很美，但也有缺点。首先是阀门可以按需启动，发动机时序很好调整，现在被动启动，就需要通过管路流动匹配和阀门打开时间来匹配工作时序，给研制带来了不小的麻烦，这一点将在文中最后阐述。第二个缺点是无法实施“自身”启动，这个SSME已经成熟应用的本领。发动机涡轮泵旋转起来可以抽吸推进剂，抽吸推进剂后才可以进入预燃吹动涡轮，这形成了一个圈，也就是先有鸡还是先有蛋。有多种方式打破这个圈，YF-21采用火药启动器吹动涡轮，涡轮动起来后抽吸推进剂形成持续供应。
图 YF-21火药启动器RS-27采用启动箱启动，在涡轮泵旋转之前，启动箱内推进剂被挤压进燃气发生器点火推动涡轮泵。
图 RS-27启动箱J-2发动机采用启动气瓶吹动涡轮。
图 J-2启动气瓶而到了SSME，没有这些东西，它采用了“自身”启动。适当选择各阀门开启顺序和组元沿通道流动时间，使得两台涡轮泵开始旋转时燃烧室内还没有建立反压。然后燃烧室内的组元点火燃烧，室压开始上升。经过4-5s后发动机进入主级工况。由于燃烧室内推进剂进来的慢，怎么很好地点燃它可能是个问题，但这对于SSME不是问题，因为它可以采用火花塞点火器持续点火。在RS-27中，燃气发生器点火需要用点火器，主发动机需要用三乙基铝，这些都需要火工品或阀门，而在J-2中就广泛采用了火花塞，点火便利。
图 SSME启动曲线如非必要勿增实体，自身启动除了启动慢一些，剩下的非常棒。极度追求简化的Raptor肯定也想用，但它和被动式打开主阀不相容，因为涡轮泵不建压阀门就打不开。因此Raptor只能在除SSME的几种方法中挑选一个，它挑选了J-2方法，采用外部氦气吹动涡轮，见下图。
图 Raptor氦气吹涡轮
超级收纳——气控总成和集成阀组
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在Raptor3实物图上为什么看不到氦气管呢？因为它们被收纳了，在Raptor3上共有三个位置用于收纳。如下图所示：1）右上角气控总成，提供气路和电磁阀；2）左上角集成阀组，用于集成多个动作阀门；3）下方收纳盒，用于隐藏管路和电缆。
图 Raptor3收纳其中的气控总成，在SSME就有使用。如下图为控制系统图，图中标红处为气控总成。
图 SSME控制系统图Raptor3右上角的对应SSME的气控总成(pneumatic control assembly, PCA) ，提供气路和电磁阀：PCA提供所有气动功能的中央控制，即发动机准备和停机吹除、放气阀操作和发动机气动关机（包括 pogo postcharge）。PCA 是一个双歧管（一个用于氦，一个用于氮），包含在一个单元中，但不是互联。氦气和氮气入口采用15微米过滤器。5个电磁阀和8个气动阀（PAV）和5个压力传感器安装在歧管上。一般来说，电磁阀控制PAV，PAV 执行所需的功能，而压力传感器确认功能。存在例外情况：一个功能不需要PAV，一个电磁阀控制两个PAV，一个PAV不需要电磁阀。氦由火箭气瓶提供，通常排放到煤油系统泄出通道。氮气由地面源提供，并且一般排至氧化剂系统泄出通道。
图 SSME的PCA位置
图 SSME PCA实物Raptor左上角为集成阀组，在这个上面集成了很多阀门，可能有哪些呢？猜测一下，有可能一半都猜错了，就图一乐。
1）吹动涡轮的氦气管路，从气控总成进入，经过单向阀进入涡轮。这里有几种变化，如果只走一根管路，或者两个涡轮同时吹动，或者增加控制电磁阀，也可以两个涡轮各走一根管路。此处猜测为后者，点火时氦气由地面供应，几个需要再次启动的发动机还可以用箭上气瓶供应。由于氧涡轮吹动位置在收纳盒上，因此直接从气控总成侧面进入涡轮，燃涡轮吹动位置在收纳盒下方，有可能3D打印了一个流道，从气控总成进入流道吹动涡轮；
2）吹除气体，从气控总成进入，沿着发动机适当位置（如3D打印流道）引出，吹除气体仅留单向阀即可，吹除单向阀位于集成阀组内；
3）预冷排放阀和排放管路，推进剂刚进入涡轮泵就像水泼上了桑拿房的石头，马上汽化，需要将它排走。推进剂从泵后引出，通过集成阀组的预冷排放阀，沿着发动机适当位置（如3D打印流道）引出。预冷排放阀控制可由气控总成实施，控制气来源于外部氦气，或者在集成阀组附近挂一个高压气瓶。考虑到各用途中，仅仅预冷排放阀需要控制气，为它单接一个气瓶有点不值当，Raptor有没有可能用一种技术手段取消这个控制力，如大口径电磁阀、电动球阀等？
4）副系统控制阀，在图中看起来比较明显，集成阀组最外侧的就是燃预燃室氧阀。两个阀门均为电动阀，通过不同开度调节推力和混合比。氧预燃室控制甲烷阀门，燃预燃室控制氧阀，前者调节推力，后者调节混合比。由于经过燃料阀的流量较小，因此将阀门设置在了燃气路而非液路，阀门环境(预估燃气路温度不高)比燃料路低温环境更好；
5）自生增压管路，直接从两个预燃室后引一路管路，从收纳盒进入集成阀组，通过气控总成通向箭体，自生增压管路无需换热器，增压单向阀在发动机汇总后设置，位于箭体上，发动机上不设置增压单向阀；
6）伺服引压管路，从燃料泵后从气控总成引出，驱动伺服后，再从气控总成直接引入推力室头部，无需阀门；
7）火花塞电缆，从气控总成处进入，连接到两个预燃室的火花塞上，主推力室可自燃，无需火花塞；
8）传感器，管路从收纳盒进入集成阀组或气控总成内的传感器，通过电缆引出。一般传感器用约半米引压管引出后，测量端就是常温，现在集成阀门引压路径较短，如泵后压力传感器可能为低温传感器。
从图中看，Raptor3的气控总成管路大约为4粗1细，可能还有管路隐藏了看不见，细管可能为氮气管路，猜测两根有包覆的粗管为自生增压管，则两根未包覆的粗管是氦气管路，这里两个涡轮各走一根。发动机无伺服，伺服引压管路可能没有接，发动机接口处直接用堵头堵上。
小结
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到此已大致了解了Raptor发动机，由于我非发动机专业，其中调研一定有不少错误之处，此外里面定性的东西太多，定量的极少。所有这些都是不专业导致的，所谓不专业，首先是不全面，其次是只定性不定量。
Raptor特点包括：
系统简洁：
1）源自SSME，副系统两个调节阀进行变推力和混合比调节；
2）源自J-2，高压氦气吹动涡轮，利于重复使用和多次启动；
3）源自SSME，火花塞点火器，无需火药或点火剂；
4）源自RS-27，主阀被动式动作(纯单向阀)，无需外部控制路；
5）源自全流量补燃，两个预燃室混合比正好向两个方向拉开，燃气温度更低；
6）源自全流量补燃，富氧燃气驱动氧涡轮，动密封容易解决；
7）源自全流量补燃，富氧燃气增压氧箱，富燃燃气增压燃箱，无需换热器。
总装紧凑：
1）源自全流量补燃，取消氧化剂推进剂管路；
2）原创，源自涡喷发动机，氧涡轮泵坐在推力室上，取消氧化剂路预燃室燃气管路；
3）源自SSME，气控总成坐落于燃料路预燃室上方，集成气路和电磁阀功能；
4）原创，气控总成、集成阀组和收纳盒相对位置极佳，管路短，集成度高。
Raptor是马斯克极简哲学的产物，它体现为更简洁的系统和更紧凑的总装。更简洁的系统集中体现在大量使用被动控制式主阀，在研制初期，阀门可以用来灵活精确地控制时序，但在交付后，又不喜欢太多主动控制式阀门，因为它们是故障高发地带。被动式阀门只能通过流道通过时间和阀门打开时间来控制时序。对于主动控制式阀门，充填试验发现不合适改改阀门时序就好了，对于被动控制式阀门，发现不合适就需要改硬件了，因此只能通过提前仿真来加速迭代；更紧凑的总装体现在氧涡轮泵和推力室同轴设计，取消了氧化剂燃气管，同时大部分管路、阀门均围绕在推力室周围，气控总成、集成阀组和收纳盒非常巧合和神奇地凑到了一起，形成了一个紧凑的局部空间，密密麻麻的管路一下子就消失了，发动机呈现出简洁的美感。剖析这种结构，欣赏之余更是惊叹，设计师究竟是怎么想到的？设计师是天才不假，但有一点是毋庸置疑的，他一定对所有发动机的系统设计和总装了如指掌，只有谙熟于心，才有可能在大脑中构建出如此新颖的结构。今天，我们都要学SpaceX，都在学SpaceX，但罗马不是一天建成的，都有其技术渊源。美国从RS-27、J-2、SSME一路走来，到了Raptor又创新高，但详细调研，它又有很多东西来源于这些发动机，是对它们消化吸收后的重新整合。如全流量分级燃烧循环为SSME升级产物，氧涡轮泵和推力室同轴设计理念来源于涡喷发动机，气瓶启动来源于J-2，被动控制式主阀来源于RS-27。赏析Raptor，也是欣赏这些发动机的过程。今天，我们为Raptor3的简洁而倾倒，称之为艺术品，而艺术，本身就是源于生活又高于生活。SpaceX创新史，就是一部浓缩的美国航天发展史。今天，中国航天突飞猛进。我们能干出全流量分级燃烧循环发动机吗？一定能，因为我们的技术渊源是YF-100和YF-460，但我们暂时干不出这么简洁的系统和这么紧凑的产品，因为在这些方面我们并没有太多基础，仍然需要趟路，需要迭代。这也是我在各种文章里一再说的：自然从来不飞跃！
这些发动机都是洛克达因的产品，我们也可以简单回顾一下洛克达因当年趟过的路。成功的道路从不简单。
J-2 发动机在研制过程中解决的一些主要问题有：(1) 采取对泵和推力窒进行预冷的措施，使其温度限制在一定范围内，从而解决了泵的失速问题；(2) 改进氧化剂主阀打开的程序，并调节进入燃气发生器的液氧流量，不使过量的液氧流入燃气发生器，从而解决燃气温度和压力峰的问题。
SSME研制过程更为曲折。首先遇到的是涡轮泵的问题。输送燃料用的涡轮泵的尺寸适度，约4 英尺(约l. 2 米)长，直径18 英寸(约46 厘米) ，大小相当于一台汽艇用外挂式推进器。但要在所需的压力和流量要求下输送液氢，则要产生76000 马力(约5586 万瓦) ，这样的功率要比本世纪初的毛里塔尼亚号远洋轮都大。在那个时代，轮机舱和锅炉占据了从船头到船尾整个距离。
第一个难题是涡轮轴在轴承内固定不稳，有沿圆周摇晃的趋势。在每分钟37000转的转速下，轴承很快就磨损了。解决的办法是将轴承进行表面硬化处理，使它更耐磨。花了八个月才找到合适的方法。第二个难题是这些轴承的冷却和润滑。由于是用于输送液氢的，所以不能采用任何润滑油。因为它十分像喷气式飞机用的水冷却发动机，可以部分采纳这种工作模式。一套轴承得不到足够的液氢，发生过热后烧毁了。解决办法是重新设计馈入液氢的通道。这个问题又花了六个月。第三个难题是涡轮叶片。涡轮的一端有63 片叶片，每一片的尺寸有一张邮票大小，而每一片产生的功率达600 马力(约43 万瓦) ，相当于一辆印第安纳波利斯牌赛车。叶片受到的应力很大，有裂开的倾向。经过跟踪查找，问题的根源是著名的工程灾难之源——振动，最后得到解决又花了六个月。当燃料涡轮泵的研制工作正在慢慢地进行时，输送液氧的研制工作也在进行，而且遇到了更难解决的问题。涡轮泵发生故障就会关机。燃料涡轮泵发生指挥故障引起发动机失去功率时，工程师们可以将它拆卸开来，寻找故障原因。但是液氧涡轮泵发生故障时，会引起发动机严重损坏。输氧涡轮泵主要存在两大难题。较容易的一个是将液氧和涡轮室的高温气体隔开的快速旋转的密封圈引起的，花了六个月找出原因，得到了解决。密封圈应该在无摩擦条件下自旋，但是它与另一个发动机部件相擦，这种摩擦产生高热，其温度足以点燃金属，就像童子军摩擦木棍点火那样。洛克达因公司采用了不同类型的密封圈克服了这个难题。更棘手的难题是输氧泵轴承反复发生故障和烧毁。各种各样的宜之计是有效的。重新设计涡轮泵的转轴以获得更好的平衡。这就像不平衡的汽车轮胎磨损得快一样，平衡不足的涡轮泵轴以每分钟31000转的转速旋转时，很快就磨损了，引起单机故障。设计师们不仅重新平衡轴承，还加固了轴承座，将轴承的内外座圈、保持架等做得更大，以承受更重的载荷。过了一年半，这些涡轮泵的轴承成功地通过了试验。1972年的最初研制计划要求航天飞机在1978年3 月进行一次轨道飞行。可到了那时，发动机还在密西西比试验场，处于无法进一步工作的状态。附加试验还检测到个别有可能引起故障的瑕疵，整个发动机试验时，这些价格昂贵的发动机几乎每一次都面临有一个部件出故障的危险。其中二次事故严重地损坏了试车台，由于没有哪一家公司有足够的资金为试验做准备，全发动机的试验一直拖延数月到试车台重建好才进行。1978年，刚过完圣诞节，试验再次受到灾难的打击，整个发动机都炸飞了。这次涡轮泵没有一点毛病，新的问题在主供氧阀和热交换器。阅门的问题通过重新设计很快得到了解决。热交换器的问题不太简单。用高级经理的话说， ‘热交换器故障的原因仍然无法解释，给人一种沉闷的感觉，这些事故发生在试验计划的后期，太打击人们的信心了。’其他故障发生在5月和7月的试验中。那时，发动机显示出可靠的迹象，工程师们进行下一轮试验。航天飞机将以一簇三台SSME为动力飞行，而这样的一簇要工作8 秒钟，相当于飞入轨道的全部持续时间。在11月，试验进行到一次9秒钟时，仪器检测到问题，触发了关机程序。这次损坏了正在输送液氧进行冷却的喷嘴，使发动机内部结构全部报废，一直到12月，才成功地进行了三台发动机的全持续时间的试验。
参 考 文 献
《世界导弹与航天发动机大全》编辑委员会编，《世界导弹与航天发动机大全》, 中国航天工业总公司，军事科学出版社, 1999
Piunti, Matteo & Shytani, Alfonso & Persico, Francesco & Pasetti, Stefano. (2022). Preliminary design of a Raptor-like engine. 10.13140/RG.2.2.18529.17760.
History of Liquid Rocket Engine Development in the United States, 1955‑1980, American Astronautical Society History Series, Vol. 13, Stephen E. Doyle, editor, Part 3, Chapter 4: ‘Space Shuttle Main Engine, The First Ten Years,’ by Robert E. Biggs, pp. 69‑122.
https://www./Rockets/RPE08.22/RPE08.22.shtml
http://large./courses/2011/ph240/nguyen1/docs/SSME_PRESENTATION.pdf