液体火箭发动机

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液体推进剂火箭发动机（，缩写为），简称液体火箭发动机或液态火箭发动机，是指采用液体火箭推进剂（液体燃料和液体氧化剂）作为能源和工质的火箭发动机。液体火箭发动机的基本组成包括推力室、推进剂供应系统和发动机控制系统等。液体推进剂贮存在内，当发动机工作时推进剂在推进剂供应系统的作用下按照要求的压力和流量输送至燃烧室，经雾化、蒸发、混合和燃烧生成高温高压燃气，再通过喷管加速至超声速排出，从而产生推力。

液体火箭发动机使用的推进剂可以是一种液态化学物，即单组元推进剂，也可以是几种液态化学物的组合，即双组元推进剂及三组元推进剂，它们均具有较高的能量特性。常用的单组元推进剂是肼，主要用于小推力发动机。双组元推进剂主要有液氧/液氢、液氧/烃类（煤油、汽油和甲烷等）、硝酸/烃类、四氧化二氮/偏二甲肼等组合。

历史上第一枚液体火箭是由美国火箭学家罗伯特·戈达德于1926年发射的。德国火箭专家冯·布劳恩的研究团队在第二次世界大战期间研制的V-2火箭极大地促进了大型液体火箭发动机的发展。二战后，美国和苏联/俄罗斯等许多国家研制了大量的液体火箭发动机。液体火箭发动机作为最为成熟的火箭推进系统之一，具有较高的性能和许多独特的优点，目前被广泛应用于运载火箭、航天器以及导弹。液体火箭发动机还被用作部分飞机的推进动力。

历史
早期开创性成果
康斯坦丁·齐奥尔科夫斯基、罗伯特·戈达德和赫尔曼·奥伯特被公认为是现代火箭学之父，他们在同一时期各自独立进行着现代火箭的早期研究工作。

1903年，俄罗斯教师康斯坦丁·齐奥尔科夫斯基发表了第一部提出利用火箭进行航天活动的著作《利用反作用力设施探索宇宙空间》（**'）。齐奥尔科夫斯基提出液体推进剂比固体推进剂能提供更多能量，认为液氧/液氢是用于航天飞行的最佳推进剂，并且给出包含燃烧室、喷管和推进剂贮箱等关键要素的液体火箭发动机的概念性草图。此外，他还推导出逃逸速度和火箭方程，提出多级火箭设想，并且在1919年发表了关于火箭飞行的数学理论的著作《到达极高空的方法》（）。在1921年至1925年期间，戈达德进行了液体火箭发动机地面静态试验。1926年3月16日，戈达德在马萨诸塞州的奥本成功发射了历史上首枚液体燃料火箭。冯·布劳恩的研究团队起初在柏林南郊的库默斯多夫进行远程火箭的研究，后来又搬至德军在佩内明德新建的火箭研究基地继续工作。他们相继设计和测试了A-1、A-2、A-3和A-5等实验火箭以及实用化的大型火箭A-4。1945年，二战结束，冯·布劳恩和他的火箭团队向美军投降，相关技术报告和图纸以及V-2火箭一起运送到美国，而苏联也得到了V-2火箭的部件和设备。Me 163战斗机是德国在二战中唯一服役的火箭动力战斗机，采用的是，使用C-Stoff和T-Stoff分别作为燃料和氧化剂。

美国
1930年，一群以科幻小说作家为主的爱好者成立了（缩写为ARS），随后开展火箭的设计和实验工作。

1936年，美国加州理工学院空气动力学家西奥多·冯·卡门领导的（缩写为GALCIT）开始液体火箭相关研究工作，包括不同推进剂的性能研究以及推力室的设计和测试。喷气飞机公司设计的最成功的大型液体火箭发动机是分别用于大力神系列运载火箭的第一级和第二级的和。LR-87发动机为双推力室，LR-91发动机为单推力室，它们最初使用液氧/煤油（RP-1）作为推进剂，后来改用四氧化二氮/混肼50。}}，海平面推力可达78,000磅力。它使用液氧/液氢作为推进剂，是美国第一个采用分级燃烧循环的液体火箭发动机。

普惠公司在1957年决定进入液体火箭发动机领域。其最成功的液体火箭发动机就是RL10火箭发动机，于1963年首次成功飞行，是世界上第一个使用液氧/液氢作为推进剂以及第一个采用膨胀循环的火箭发动机。

现隶属于诺斯洛普·格鲁门公司空间技术部的推进产品中心（Propulsion Products Center），原为的部门，是美国最早研发以肼为推进剂的单组元液体火箭发动机的机构。其为航天器研制了许多单组元和双组元液体火箭发动机，包括卫星姿态控制发动机、以及阿波罗登月舱的。；为龙飞船研制了和。SpaceX正在研发大推力的猛禽火箭发动机，使用液氧/液态甲烷作为推进剂，采用全流量分级燃烧循环。

苏联和俄罗斯
1924年，世界上第一个民间业余火箭学会——星际旅行研究学会在苏联成立。格鲁什科团队研制了包括苏联第一个液体火箭发动机ORM-1在内的一系列ORM发动机，试验研究了许多不同的推进剂，提出并实现了推进剂自燃点火，还对特型喷管进行了研究。

另一个火箭研究部门是成立于1931年的（缩写为GIRD），由苏联火箭专家谢尔盖·科罗廖夫担任其领导。动力机械科研生产联合体在20世纪60年代设计的RD-253火箭发动机以四氧化二氮/偏二甲肼为推进剂，采用分级燃烧循环，是推力最大的采用可贮存推进剂的单室液体火箭发动机，被用于质子号运载火箭的第一级。20世纪70-80年代，动力机械科研生产联合体研发了用于天顶号运载火箭的和RD-170/RD-171火箭发动机。RD-170/RD-171发动机具有重要历史意义，是世界上推力最大的液体火箭发动机，真空推力可达1,770,000磅力，共有四个推力室，使用液氧/煤油，被用于能源号运载火箭的助推级和天顶号运载火箭的第一级。化工自动化设计局在20世纪70-80年代研发的RD-0120火箭发动机是苏联主要的氢氧火箭发动机，采用富氧分级燃烧循环，被用于能源号运载火箭的芯级

NASA的J-2S火箭发动机，在1969年成功测试了抽气循环发动机。2013年, 蓝色起源（Blue Origin）公司的使用了抽气循环BE-3火箭发动机的新谢泼德火箭飞行测试成功。

抽气循环发动机的起动相当复杂。而且循环涡轮必须耐受更高温度。

控制系統
液体火箭发动机的启动、操控和关机等各个工作阶段的控制由发动机控制系统来完成。液体火箭发动机的基本控制系统包括发动机启动和关机控制系统、发动机主级控制系统、贮箱增压控制系统、发动机推力大小控制系统和推力矢量控制系统等。在现代液体火箭发动机中，计算元件、微处理器及计算机控制器与各类阀门和调节器、测量发动机系统各参数的传感器和测量仪表以及电路系统等共同构成发动机控制系统。安装在输送管道上的各种阀门和调节器通过接受从控制器发出的指令信号，在电、液压或气动等能源的驱动下，对发动机的工作过程以及推力、推进剂混合比等工作参数实现控制和调节。液体火箭发动机上使用的阀门有两类：一类是用来控制发动机工作过程的阀门，如启动阀、加注阀、泄出阀、充气阀、断流阀、隔离阀、单向阀和卸压阀等；另一类为诸如减压器、压力调节器、气蚀文氏管和节流圈等这些用来调节发动机主要性能参数的阀门，即调节器或调节阀。

液体推进剂
液体火箭推进剂，简称液体推进剂，是为液体火箭发动机提供能源和工质的液态化学物质，是影响发动机及火箭性能的重要因素之一。它可以是单质、化合物，也可以是混合物。液体推进剂通过在燃烧室进行氧化反应或分解反应，将化学能转化为热能，生成高温高压气体产物，再通过喷管膨胀加速，将热能转化为动能。

基本要求
对液体推进剂的基本要求主要有：

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• 能量特性高，即比冲高
• 冷却能力较强
• 输送、雾化性能好
• 比重高
• 物理性质随温度变化小
• 燃烧性能好

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• 稳定性好
• 腐蚀性小
• 爆炸危险性小
• 毒性小
• 材料相容性好
• 可大量生产、价格低廉

实际上并没有各方面性质都很好的推进剂，选择液体推进剂时需要综合权衡以上这些因素。

分类
液体推进剂的分类方式有：按推进剂组元数，可分为单组元推进剂、双组元推进剂和三组元推进剂；按推进剂贮存性能，可分为可贮存推进剂（如煤油、硝酸等）和（如液氢、液氧）；按氧化剂与燃料直接接触时的化学反应能力，分为自燃推进剂和非自燃推进剂。

常用的液体推进剂
大多数液体火箭发动机使用的是双组元推进剂。常用的双组元液体推进剂有三类：①液氧/液氢推进剂组合，无毒推进剂组合中比冲最高的，主要用于运载火箭上面级和某些助推级；②液氧/烃类（如煤油、汽油、酒精等）推进剂组合，平均密度较高，可使火箭结构做得较紧凑，常用于运载火箭助推级和某些第二级；③可贮存推进剂组合，包括硝酸/烃类、四氧化二氮/偏二甲肼、四氧化二氮/混肼50以及四氧化二氮/一甲基肼等组合，可长期贮存，没有低温推进剂的发射准备时间长和处理复杂等问题，用于弹道导弹第一、二级大型发动机以及几乎所有使用双组元推进剂的反作用控制小推力火箭发动机。

单组元推进剂必须具有化学稳定性和热稳定性，并且还必须容易分解和反应。最常用的单组元推进剂是肼，被广泛用于卫星和其他航天器的姿态和轨道控制小推力火箭发动机。肼的分解产物包括氨气、氮气和氢气，催化剂可采用铱、铁、镍和钴等。

液体推进剂的燃烧
燃烧过程
液体推进剂从喷入燃烧室到完全变成燃烧产物，需要经历一个十分复杂的物理-化学过程。为便于描述和理解燃烧过程，可以从宏观角度将燃烧室定性分为三个特征区域：
; 喷射/雾化区
: 从喷注器喷注的推进剂组元射流或液膜通过相互撞击等方式雾化成小液滴。部分液滴开始蒸发，形成富氧或富燃的局部区域。该区域是非均相的，含有液滴、推进剂蒸气以及一些高温燃气。由于推进剂温度较低以及富氧区和富燃区燃烧速率不高，该区域只有一定的化学反应发生，释热率较低。
; 快速燃烧区
: 随着温度的不断提高，剧烈而快速的化学反应发生，所有剩余液滴都受热蒸发，富燃和富氧气团相互混合。推进剂反应生成中间产物以及更小更简单的燃烧产物，并放出大量的热。热气的快速膨胀会造成气体从高温高燃烧速率区向低温低燃烧速率区的局部横向流动。随着气体向快速燃烧区下游的流动，气体组分和混合比变得更加均匀。气体在加速过程中，温度越来越高，横向速度与不断增加的轴向速度相比越来越小。
; 管流燃烧区
: 化学反应以较低速率继续进行，并使得燃烧产物趋于化学平衡状态。燃气为流动速度很高的流线型轴向流，几乎没有横向流动。这一区域可延伸至喷管。

燃烧不稳定性
推进剂在燃烧室内的燃烧不会是绝对平稳的，总是有一些压力、温度、速度的波动，当这些波动与推进剂供应系统（甚至整个飞行器结构）的固有频率或燃烧室声学振荡相耦合时，就会产生周期性的叠加振荡，即为燃烧不稳定性。发动机燃烧室可以看作自激振荡系统，系统的能量来源是燃烧过程释放的能量，振荡器是燃烧室和推进剂供应系统，二者之间存在一定的响应和反馈过程，维持着振荡过程。燃烧不稳定性通常以燃烧室压力变化的周期性来表征。燃烧不稳定性的燃烧室压力波动具有明显的周期性，且振幅较大，一般在平均室压的±5%以上。若发动机稳态工作期间压力波动不超过平均室压的±5%，则认为发动机处于平稳燃烧状态；若燃烧的压力波动很大并且是随机的，则称其为粗糙燃烧。

液体火箭发动机燃烧不稳定性按燃烧室压力振荡频率分为低频燃烧不稳定性、中频燃烧不稳定性和高频燃烧不稳定性：

特点
液体火箭发动机具有化学火箭发动机的特点：
*自身携带推进剂，工作不依靠大气，可在大气层内、大气层外以及水下工作；
*推力随飞行高度增加而增加，与飞行速度无关；
*发动机结构质量与发动机推力之比较低；
*工作条件苛刻，在高压、高温、高转速、高速喷气、超低温和强腐蚀性条件下工作。

液体火箭发动机与固体火箭发动机相比各具优缺点：

应用
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液体火箭发动机作为最为成熟的火箭推进系统之一，具有较高的性能和许多独特的优点，应用广泛。目前液体火箭发动机主要被用于运载火箭、航天器以及导弹等方面：

• 液体火箭发动机是运载火箭常用的发动机。运载火箭的发动机包括助推级、第一级和上面级发动机等。运载火箭需要一个或多个液体火箭发动机提供较大的推力。
• 航天器包括航天飞机、人造卫星、空间探测器、载人飞船等。液体火箭发动机可用作航天器的轨道机动系统和反作用控制系统。
• 液体火箭发动机是早期地对地弹道导弹常用的推进系统，目前仍用于一些国家的远程弹道导弹或洲际弹道导弹。例如俄罗斯仍有使用液体火箭发动机的潜射弹道导弹，中国也有使用液体火箭发动机的弹道导弹。

此外，液体火箭发动机还曾被用作探空火箭和飞机的推进动力，以及飞机的系统等。

相關條目
*固態火箭
*混合式火箭
*火箭發動機
*火箭推进剂

注释
参考资料