2023年12月12日发(作者：)
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液体火箭发动机原理，发展现状及其趋势
哈尔滨工业大学航天学院 黄嘉杰 1110410130
摘要：本文介绍了液体火箭发动机的优缺点、工作原理，介绍了大推力发动机的国内发展现状，提出了未来液体火箭发动机的发展方向。
关键词：液体火箭发动机 推进系统 发展现状 发展趋势
正文：
1 引言
液体火箭发动机作为目前最为成熟的推进系统之一，具有诸多独特的优势，仍然是各国努力发展的主力推进系统，并且在大推力和小推力方面都取得了诸多成果，本文将美国、俄罗斯、欧洲、日本、中国等国家的发展状况进行了综述，目前美国仍然在大多数推进系统方面领先世界，俄罗斯则继续保持液体推进特别是大推力液体火箭方面的领先地位，欧盟和日本在追赶美国的技术水平，以中国为代表的第三世界国家也开始在液体推进领域同传统强国展开竞争。
2 定义与分类
液体火箭发动机是指液体推进剂火箭发动机，即使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统。按照推进剂供应系统，可以分为挤压式和泵压式；按照推进剂组元可分为单组元、双组元、三组元；按照功能分，一类用于航天运载器和弹道导弹，包括主发动机、助推发动机、芯级发动机、上面级发动机、游动发动机等，另一类用于航天器主推进和辅助推进，包括远地点发动机、轨道机动发动机、姿态控制和轨道控制发动机等。
3 工作原理
液体火箭发动机工作时（以双组元泵压式液体火箭发动机为例），推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进入推力室。推进剂通过推力室头部喷注器混合雾化，形成细小液滴，被燃烧室中的火焰加热气化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成高温高压燃气。燃气经过喷管被加速成超声速气流向后喷出，产生作用在发动机上的推力，推动火箭前进。
4 主要优缺点：
同固体火箭发动机相比，液体火箭发动机通常具有以下优点：
通常比冲最高，在推进剂量一定的情况下飞行器速度最大或者有效载荷最重。
推力可调，可随意启动、关机；可脉冲工作（有些小脉冲发动机能工作25万次以上）；推力时间曲线可任意控制，能实现飞行弹道重复。
可在临使用前进行全面的检测，飞行前可在地面或发射台作全推力试车。
能设计成经发射场维护和检测后可重复使用的。
推力室可冷却，可降低质量。
可贮存液体推进剂在飞行器上的贮存已经超过20年，发动机可快速投入使用。
对于泵压式供应系统和较大的总冲，推进系统死重（包括贮箱）相当小(薄壁、低压贮箱)，推进剂质量分数高。
大多数推进剂的排气无毒，环保能接受。
同一推进剂供应系统可为飞行器各处的多个推力室供应推进剂。
工作期间为防止出现可能导致任务或飞行器失败的故障而可以改变工况。 能实现组件冗余以提高可靠性(如双重单向阀或额外推力室)。
多发动机情况下能设计成在一个或多个发动机关机后系统仍能工作(发动机故瘴工作能力)。
低压贮箱的形状能按多数飞行器的空间限制设计(即安装在机冀或鼻锥内)。
淮进剂贮箱在飞行器内的布局能最大程度地减小动力飞行段重心的变化量，提高了飞行器的飞行稳定性、减小了控制力。
通常羽流辐射很弱，烟雾很少。
同时又具有如下缺点：
设计相对比较复杂，组部件较多，故障模式较多。
低温推进剂无法长期贮存，除非贮箱隔热良好、逸出的蒸气重新凝结。推进剂在发射台加注，需要低很推进剂贮存设备。
有几种推进剂的泄漏或溢出会引起危险、腐蚀、有毒和火灾，但采用胶体推进剂可大大减少这种危害。
对于大多数工作时间短、总冲低的应用，总重量较大(推进剂质量分数低)。
非自燃推进剂需要点火系统。
需要独立的增压子系统给贮箱增压。这可能需要长期贮存高压( 2000一10000 psi}惰性气体。
控制燃烧不稳定性的难度较大。
枪击会造成泄漏，有时会引起曹火，但一般不会发生爆炸，胶体推进剂可减小甚至消除这些危害。
少数推进剂(如红烟硝酸)的烟雾有毒。
由子推进剂平均密度较低、发动机组件安装效率相对较低，一般所需空间较大。
若飞行器解体、燃料和氧化剂紧密混合，则有可能〔但一般不会〕产生爆炸性混合物。
贮箱内的晃动会给飞行稳定性带来问题，但可用隔板把问题减到最小程度。
若贮箱出口露空，吸入的气体会引起燃烧中断或燃烧振荡。
某些烃类燃料会产生含烟〔灰)的排气羽流。
零重力环境下的启动需采取专门的设计措施。
低温液体推进剂有启动延迟，因为把系统流道硬件冷却到低温需要一段时间。
需冷却的大型推力室的寿命大概限于一百多次启动。
大推力发动机的启动时间需好几秒。
5 液体火箭发动机未来发展趋势
从航天技术今后的发展考虑，无论是发射大容量的应用卫星，或者发射载人空间站或航天飞机，都需要大型运载火箭，此外，还需轨道机动系统、轨道转移系统和辅助推进系统等。下面将针对应用于运载火箭和航天器的各种型式的液体火箭发动机的具体情况，来分析其发展途径和趋势。
5.1大型液体助推发动机
为了更好地适应航天技术发展的需要，必须进一步提高航天运载系统的运载能力，可以
通过下列技术途径来实现：
捆绑固体助推器和液体助推器，
研制大型液体助推发动机， 研制高性能的液氧/液氢发动机；
增加推进剂的加注量和延长发动机的工作时间，
加大卫星整流罩的尺寸等。
另一种技术途径是研制新型的大型运载火箭及其推进系统。尤其是对于发射载人空间站、航天飞机和各种大型航天器来说，应当考虑研制廉价、无污染、高性能和可回收重复使用的大型液体火箭推进系统。
选择合适的推进剂对于大型液体助推发动机是十分重要的。当前可供选择的推进剂有以下三类：(1)液氧/液氢，(2)液氧/烃，(3)可贮存推进剂。液氧/液氢具有很高的比冲，但由于液氢密度太小，因而导致运载火箭结构尺寸的增大。液氧/烃与可贮存推进剂相比优点较明显：性能较高，价廉，对环境污染少，无腐蚀性，便于重复使用。
应当指出，要研制高性能的大型液氧/烃助推发动机，必须选用较高的燃烧室压力，因
对烃类燃料的一些重要理化性能予以特别关注，例如点火特性、燃烧效率、燃烧稳定性、冷却性能、燃烧产物中的积碳和再生冷却通道中的结焦、以及与材料的相容性等等。研究表明：液氧/烃用作大型运载火箭的助推发动机的推进剂是很有可能的。甲烷、丙烷和煤油等分别适用于不同的室压范围，可以根据发动机的技术要求来考虑发动机的系统方案，并按室压值来确定选用那种烃类燃料。在研究中还考虑了在液氧/烃中加少量液氢的方案。
5.2液级/液氮发动机
液氧/液氢推进剂组合，由于比冲高和排气清洁，应用日益广泛，尤其是二级主发动机
和上面级发动机。
由于液氢的密度很小，而且容易蒸发，需绝热，因而飞行器结构尺寸较大。要充分发挥
这种推进剂的优点，必须尽可能提高发动机的性能和减小结构尺寸和重量。通常可以通过提
高室压和喷管面积比、采用闭式循环系统(如补燃循环和气化循环等)以及提高单台发动机的推力等措施来提高发动机的性能。“长征”3号运载火箭第三级的液氧/液氢发动机，推力为44，1千牛，比冲为4168N·s3/kg·m 可以实现两次起动，工作十分可靠，连续成功地用于发射地球同步通信卫星。现正在研制的推力约为78。5千牛的液氧/液氢发动机，比冲为315N·s3/kg·m左右。将两台这种型号的发动机组成“长征’3号的改型—“长征'3号甲(CZ=3A)的第三级推进系统，可使有效载荷的运载能力提高一倍左右。可以预期，随着航天技术日益扩大的需求，将促使把大推力、高性能的液氢发动机列入议事日程。
5.3可贮存推进荆的轨道机动发动机和上面级发动机
为了适应不同运载任务的需要，可以研制各种规格的上面级发动机与助推火箭系列组合
使用，用来发射高轨道卫星和星际探测器。
由于可贮存推进剂组合的密度较大，不易蒸发，能较好地适应在空间驻留数月或几年的
长期飞行任务，因此很有发展前途。
航天飞机的轨道机动发动机，用作入轨修正、轨道机动、轨道交会和出轨返回等，通常
采用可贮存推进剂和挤压式供应系统。轨道机动发动机应具有多次起动和大幅度调节推力的
能力，并能在高真空、辐射和失重的环境中可靠工作。
“长征”4号运载火箭第三级采用的可贮存推进剂泵压式上面级发动机，可以实现两起
动和双向摇摆，比冲在2942N·s3/kg·m以上。
对于航天飞机的轨道机动发动机，拟采用可贮存推进剂和挤压式供应系统，便于多次起
动，并研制高性能喷注器和大面积比喷管来提高发动机的性能。
5.4辅助推进系统 辅助推进系统是航天运载系统和航天器的重要组成部分，现已发展成为液体火箭推进技
术领域中的一个重要分支。辅助推进系统的功用包括：姿态控制、速度修正、轨道变换租修
正、位置保持、推进剂沉底以及航天器上的各种辅助动力装置等。这种推进系统要求在真空
和失重环境中可靠起动，能持续或脉冲工作，工作次数甚至可高达数十万次以上。
辅助推进系统除总冲要求极小的情况下采用气体喷射以外，大都采用单组元或双组元液
体推进剂发动机。
单组元阱催化分解发动机具有系统简单、响应灵敏、稳态和脉冲工作重复性好等优点，
已泛应用于各种航天器和运载系统的姿态控制以及正推、末速修正、推进剂沉底和位置保
持等。
单组元阱燃气发生器可以为航天飞机辅助动力装置的涡轮提供工质，由涡轮带动液压泵
或电机，用来控制航天飞机的舵、起落架和刹车装置、外贮箱分离以及固体助推器喷管的摆
动。此外，还可用作飞机的应急动力装置等。
随着航天技术的不断发展，各种航天器对辅助推进系统的总冲和性能的要求越来越高，
双组元推进剂姿态发动机发展得很快。
此外，还有一种单、双组元的组合方案可供选择，即用四氧化二氮/麟双组元推进剂作
远地点机动飞行，而用单组元阱作姿态控制和位置保持。
应当指出，随着液氧/烃运载火箭的发展，液氧/烃的辅助推进系统也将获得应用。
参考文献：
[1]毛根旺,唐金兰等.航天器推进系统及其应用[M].西北工业大学出版社.2009
[2]李进贤.液体推进技术的现状与发展[J].推进技术前沿讲座.2011.
[3]凹凸学院.火箭发动机概论（2）[EB]..2010
[4]唐金兰.液体火箭发动机原理讲义[M].西北工业大学出版社.2011.
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