火箭发动机概论.pdf

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1、火箭发动机概论（1）真正的近代火箭的出现是在第二次世界大战时的法西斯德国。早在 1932年德国就发射了 A2 火箭，飞行高度达为 3 公里。1942年 10 月发射成功 V2 火箭（A4型），飞行高度 85 公里，飞行距离 190公里。V2 火箭的发射成功，把航天先驱者的理论变成现实，是现代火箭技术发展史的重要一页。下面介绍一些关于火箭的最基本知识。早在 1903年齐奥尔科夫斯基就推导出单级火箭的理想速度公式V=InMo/Mk被称为齐奥尔科夫斯基公式。为发动机的喷气速度。Mo 和 Mk 分别是火箭的初始质量和发动机熄火（推进剂用完）时的质量，Mo/Mk被称为火箭的质量比。由这个公式可知，火箭的

2、速度与发动机的喷气速度成正比，同时随火箭的始末质量比（的自然对数）增大而增大。如果使用性能最好的液氢液氧推进剂，发动机的喷气速度也只能达到 4.34.4公里/秒。因此，单级火箭不可能把物体送入太空轨道，必须采用多级火箭，以接力的方式将航天器送入太空轨道。根据上面的公式，再利用牛顿定律可以求得火箭发动机的推力为F=dm/dt，dm 为喷出气体的质量，dt 为单位时间，那么 dm/dt也叫做燃料的燃烧速率。上式表明火箭发动机的推力与燃料的燃烧速率以及喷出气体的相对速度成正比。现在我们把推力与推进剂每秒消耗量之比称为比冲，它是推进系统燃烧效率的描述。比冲越高，射程越远，也就是燃料越省。通常定义为单位

3、质量的推进剂所能带来的冲量（动量的改变），单位为米/秒（m/s）或牛秒/千克（Ns/kg），工程上习惯使用秒（s）。比冲越高代表效率越好，亦即可以用相同质量的燃料产生更多的动量。比冲是发动机性能的主要指标，其高低与发动机设计、制造水平有关，但主要取决于所选用的推进剂的性能。要获得高比冲推进剂，要求推进剂具有高的化学能、高的燃烧效率和高的喷管效率，喷管形状直接影响比冲的大小。一般火箭的第一级要的是推力，如“土星”5 号火箭启程登月时，5 台发动机每秒钟消耗近 3吨煤油，它们产生的推力相当于 32 架波音 747的起飞推力。第二级和第三级要的是速度，提高喷气速度，减少燃料消耗。多级火箭各级之间的联

4、接方式，有串联、并联和串并联几种。串联就是把几枚单级火箭串联在一条直线上，并联就是把一枚较大的单级火箭放在中间，叫芯级。在它的周围捆绑多枚较小的火箭，一般叫助推火箭或助推器，即助推级；串并联式多级火箭的芯级也是一枚多级火箭。多级火箭各级之间、火箭和有效载荷及整流罩之间，通过连接分离机构（常简称为分离机构）实现连接和分离。分离机构由爆炸螺栓（或爆炸索）和弹射装置（或小火箭）组成。平时，它们由爆炸螺栓或爆炸索连成一个整体；分离时，爆炸螺栓或爆炸索爆炸，使连接解锁，然后由弹射装置或小火箭将两部分分开，也有借助前面一级火箭发动机启动后的强大射流分开的。逃逸塔 载人的火箭还有逃逸塔，逃逸塔在火箭的最顶端

5、，它的任务是在火箭起飞前900秒到起飞后 360秒时间段内，也就是飞行高度在 0 公里至 110公里时，万一火箭发生故障，它的顶端的火箭推进器可以拽着轨道舱和返回舱与火箭分离，并降落在安全地带，帮助飞船上的航天员脱离险境。2008年 9 月 25 日，我国发射“神舟 7 号”的“长征 2F”火箭，就用到了逃逸塔，逃逸塔上有两组 11 个火箭推进器，在发射 120 秒时抛掉。火箭技术是一项十分复杂的综合性技术，主要包括火箭推进技术、总体设计技术、火箭结构技术、控制和制导技术、计划管理技术、可靠性和质量控制技术、试验技术。火箭最关键的还是发动机，火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空

6、气的喷气发动机。基本原理是燃料在火箭发动机内转化为工质（工作介质）的动能，形成高速射流排出而产生动力。火箭发动机按燃料可以分为化学火箭发动机、核火箭发动机和电火箭发动机。化学火箭发动机是目前技术最成熟，应用最广泛的发动机。核火箭的原理样机已经研制成功。电火箭已经在空间推进领域有所应用。后两类发动机比冲远高于化学火箭。化学火箭发动机主要由燃烧室和喷管组成，化学推进剂既是能源也是工质，它在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气经喷管膨胀加速，将热能转化为气流动能，以高速（15005000米秒）从喷管排出，产生推力。化学火箭发动机按推进剂的物态又分为液体火箭发动机、固体火箭发动机和混合推进剂火箭发

7、动机。液体火箭发动机使用常温液态的可贮存推进剂和低温下呈液态的低温推进剂，具有适应性强、能多次起动等特点，能满足不同运载火箭和航天器的要求。固体火箭发动机的推进剂采用分子中含有燃料和氧化剂的有机物胶状固溶体（双基推进剂）或几种推进剂组元的混合物（复合推进剂），直接装在燃烧室内，结构简单、使用方便、能长期贮存处于待发射状态，适用于各种战略和战术导弹。混合推进剂火箭发动机极少使用。固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分

8、为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受 2500 3500 度的高温和 1022107 帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。缺点是“比冲”小。固体火箭发动机比冲在 250 300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。固态火箭发动

9、机的燃料是直接安装在火箭的后部，使用的时候利用点火器引发燃料燃烧，产生推力推送火箭。因为固态火箭燃料不需要额外的燃料槽，也不需要输送或加压的管线，在构造上固体火箭发动机比液态火箭发动机要简单许多，重量也比较轻。然而也因为固态火箭发动机的燃料的量与型态是固定的，要随意借由调整燃料与氧化剂的量来控制推力非常困难，燃料一但开始作用，若是中断燃烧的过程，很难重新点燃，因此固态火箭发动机多半使用在推力需求较为固定，一经启动就不需要停止的设计上面。在设计上需要依靠精确的形状和燃料颗粒来控制燃烧的速度和产生的推力。近年来固体因为火箭具有低成本和高发射机动性等优点，受到军事用户和低轨小卫星发射商的重视，研究渐

10、热，也有大量控制推力的办法发明并得到应用。固态火箭发动机的另外一个好处就是不需要经常维护，燃料虽然也有使用年限，通常需要更换的时间比液态火箭发动机的燃料要长。因此在需要使用的场合，固态火箭发动机的反应和准备时间较短。此外，固态火箭发动机没有管线或者是加压设备，对于外界的震荡或者是碰撞的忍耐程度比液态火箭发动机要高。前苏联在发展机动弹道导弹系统的时候就发现，以铁路运输的方式，车体的震荡对于液态火箭发动机的设备损伤很大，固态火箭就没有这个问题。液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。

11、液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500 5000 米/秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约200MPa）、温度3000 4000，故需要冷却。推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱

12、，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。液体火箭发动机的优点是比冲高（250500秒），推力范围大（单台推力在 1 克力800吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。电火箭发动机是利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动机。与化学火箭发动机不同，这种发动机的能源和工质是分开的。电能由飞行器提供，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。工质有氢、氮、氩、汞、氨等气体。电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力

13、器组成。电源和电源交换器供给电能；电源调节器的功用是按预定程序起动发动机，并不断调整电推力器的各种参数，使发动机始终处于规定的工作状态；工质供应系统则是贮存工质和输送工质；电推力器的作用是将电能转换成工质的动能，使其产生高速喷气流而产生推力。按加速工质的方式不同，电火箭发动机有电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机的三种类型。电热火箭发动机利用电能加热（电阻加热或电弧加热）工质（氢、胺、肼等），使其气化，经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。静电火箭发动机的工质（汞、铯、氢等）从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成高速离子流而产生推力。电磁火箭发动机是利用电磁场

14、加速被电离工质而产生射流，形成推力。电火箭发动机具有极高的比冲（7002500秒）、极长的寿命（可重复起动上万次、累计工作可达上万小时）。但产生的推力小于 100N。这种发动机仅适用于航天器的姿态控制、位置保持等。核火箭发动机用核燃料作能源，用液氢、液氦、液氨等作为工质。核火箭发动机由装在推力室中的核反应堆、冷却喷管、工质输送系统和控制系统等组成。在核反应堆中，核能转变成热能以加热工质，被加热的工质经喷管膨胀加速后，以 650011000米/秒的速度从喷口排出而产生推力。核火箭发动机的比冲高（2501000秒）寿命长，但技术复杂，只适用于长期工作的航天器。这种发动机由于核辐射防护、排气污染、反

15、应堆控制，以及高效热能交换器的设计等问题未能解决，至今仍处于试验之中。此外，太阳加热式和光子火箭发动机尚处于理论探索阶段。很多的卫星、探测器和宇宙飞船的寿命很大程度上决定于动力源，目前科学家们设计出了太阳能离子发动机（电火箭发动机）和太阳帆船。2008年 8月，美国宇航局马歇尔太空飞行中心用“猎鹰 1 号”火箭将 NanoSail-D太阳帆送入太空，结果发射失败。如果发射成功预计太阳帆船的理论速度可达光速 2%。太阳帆船就是利用太阳风把探测器向太阳外部吹去。太阳帆船 太阳能离子发动机可将太阳能转化为电能，再通过电能电离惰性气体原子，喷射出高速氙离子流，为探测器提供主要动力。不过离子发动机的动力

16、不够强劲，只安装在一些卫星上作为辅助和备用，主要供卫星调整飞行姿态和轨道。“SMART-1号”上的太阳能离子发动机动力足够支持探测器长时间飞行，该发动机能连续正常运转 2000个小时。离子发动机飞行器 2009年，位于美国得克萨斯州韦伯斯特市的艾德阿斯特拉火箭公司（Ad Astra Rocket Company）开发出一款截至 2009年为止最为强劲的离子发动机。该公司对满负荷运转的 VASIMR发动机进行了测试在休斯敦的一个真空室内运行了 201千瓦的 VX-200发动机，首次通过了 200千瓦大关。自 2005年创建以来，位于美国得克萨斯州韦伯斯特市的艾德阿斯特拉火箭公司一直在完善一种名为

17、“可变比冲磁致离子浆火箭”（简称 VASIMR）的新型发动机。VASIMR发动机使用无线电波加热氩气，将其变成炽热的等离子体一种使电子不再受限于原子核的物态。接下来，磁场将超高温等离子体喷射到发动机后面，令其在反方向产生推力。VASIMR发动机以比常规发动机更快的速率喷射推进剂，使得每公斤燃料产生的加速度更多。离子发动机或许会在 5 年内被用于维持国际空间站运行轨道，为将来一个月左右抵达火星的新型火箭的问世奠定基础。艾德阿斯特拉火箭公司已与美宇航局签署协议，2013年在国际空间站测试 200千瓦 VASIMR发动机。艾德阿斯特拉火箭公司已与美宇航局签署协议，2013年在国际空间站测试 200千

18、瓦 VASIMR发动机。VASIMR发动机完成这项任务每年仅需 0.3吨氩气，而使用常规推进器，每年会消耗 7.5吨推进剂。因提升国际空间站轨道而获得的收入将帮助该公司“进一步完善这项技术，以实现载人火星探测任务。”据张福林介绍，一台 10 到 20 兆瓦 VASIMR发动机可以在 39 天内将宇航员送上火星，而常规火箭则需要六个月甚至更长时间。当然核动力是将来可能是以后发展的方向，卫星用的核电源有两类：放射性同位素温差发电器和核反应堆电源。前者功率较小，为几十至几百瓦；后者功率较大，可达数千瓦至数十千瓦。美国在 1965年发射的一颗卫星，用反应堆温差发电器作为电源，由于电源调节器出现故障仅工

19、作 43 天。以钚 238放射性同位素作热源的同位素温差发电器，曾用于“子午仪号”导航卫星、“林肯号”试验卫星和“雨云号”卫星。这些卫星经过长时间的空间运行后，放射性同位素衰变殆尽，再入大气层烧毁。美国在 1964年 4 月发射“子午仪号”导航卫星时，因发射失败卫星所携带的放射性同位素源被烧毁，钚 238散布在大气层中并扩散至全球。后来改用特种石墨作同位素源外壳，以防烧毁。1968年 5月“雨云号”气象卫星发射失败时，核电源落入圣巴巴拉海峡，后被打捞上来。苏联在 19671982年共发射了 24 颗核动力卫星。卫星带有以浓缩铀 235为燃料的热离子反应堆，功率为 5 10 千瓦。它们在 200

20、 多公里的低轨道上工作，完成任务后核反应堆舱段与卫星体分离，并用小型火箭推到大约 1000 公里的轨道，可运行 600 年。1978年 1 月 24 日，苏联“宇宙 954号”核动力卫星发生故障，核反应堆舱段未能升高而自然陨落，未燃尽的带有放射性的卫星碎片散落在加拿大境内，造成严重污染。1983年 1 月“宇宙 1402 号”核动力卫星发生类似故障，核反应堆舱段在南大西洋上空再入大气层时完全烧毁。1982年 8 月 30日，苏联发射“宇宙 1402 号”核动力海洋监视卫星，与同年 10 月 2 日发射的“宇宙 1412 号”，组成在同一轨道面上飞行成对工作的双基站雷达卫星。在外行星探测中，由于

21、空间探测器远离太阳，难以利用太阳电池发电，必须采用核电源。美国在，“先驱者”10 号、11 号探测器，“旅行者”1 号、2 号探测器，木星和土星探测器中，都使用了同位素温差发电器作为电源。2008 年，美国军火工业巨头诺斯罗普格鲁曼公司目前正在为美国国家宇航局（NASA）研制一种可长时间在轨运行的新型核动力卫星，可能用于探测木星。这颗核动力卫星将被命名为“普罗米修斯”，预计其升空时间将不会早于 2012 年。我国也有核卫星计划。其次，美国国家航天局正在研究反物质发动机，那么在太阳系内旅行只需要几毫克反物质（反质子），如果要去比邻星的话则也只需要几公斤。在现有的反物质发动机的设计方案有粒子束核心

22、（Beam Core）：直接一对一地湮灭，然后以磁场控制带电介子并把它们直接从喷口喷射出去，由于这些介子的运动速度接近光速，发动机比冲量可能要超过 1 千万秒。因为湮灭产生的带电介子在衰变后变成半衰期更长的带电 介子，所以这个办法完全可行。而且这个方式只需要反物质燃料，不需要其他推进剂。由于湮灭的产物是以接近光速运动的，所以飞船必须造得很长。预计使用粒子束核心反物质发动机的飞船从地球飞到火星只需要 24 个小时到 2 个星期（取决于地球和火星在公转中的相对位置），而要让目前的使用化学火箭发动机，则需要 1 到 2 年。目前由于反物质太稀有，而且很难保存，所以要尽量少用反物质，多用核燃料，那么用

23、自然发生的反物质湮灭来触发核反应比纯粹的反物质发动机更接近实际。目前有以下几种方案：（1）ICAN-II（ion compressed antimatter nuclear II）是由宾州州立大学的反物质太空推进小组（Antimatter Space Propulsion team）设计的，这种方式使用了反物质和核裂变的结合，用反物质来引发裂变。方法是让反质子撞击裂变物质的原子核，并同原子核里面的质子湮灭，产生的能量将使原子核分裂，其最终产生的能量要比普通的核裂变要大，估计去火星旅行一番需要 140毫微克（1 毫微克等于 10 亿分之 1克）的反物质，远远少于粒子束核心反物质发动机的消耗量。（

24、2）AIM是反质子触发微裂变/聚变的缩写（Antiproton Initiated Microfission/fusion），按照宾州州立大学的设想，如果有了比ICAN-II中能得到的稍微多一点的反物质，就可以朝粒子束核心反物质发动机的方向前进一步，用反物质来加强裂变，从而加热聚变燃料引发聚变。这种发动机对反物质的需要量增加了，但需要的裂变物质比较少，而且有比ICAN-II更高的比冲量，大约在61,000秒左右。他们把按这种方式设计的飞船称为AIM之星（AIMStar），如果能有30130微克（1 微克等于1/1000毫克）的反物质，AIM之星探测飞船能在 50 年内飞到奥尔特云。（3）聚变和

25、反物质的结合，不过需要比 AIM方式再多一些的反物质。只有足够的反物质，我们就可以完全抛弃裂变过程，直接用反物质湮灭产生的能量来触发惯性约束聚变，而不必像前面介绍惯性约束聚变时那样使用激光。NASA设计的反物质飞行器 下面再介绍一下 4 种火箭发动机的基本原理（没兴趣的可以跳过）。分级燃烧循环（staged combustion cycle）通常情况下也叫高压补燃循环，是双元液体推进剂火箭发动机的动力循环的一种。但是两者也是有一定的区别的，分级燃烧不一定高压，只有大推力分级燃烧发动机才是高压的，几吨推力的分级燃烧发动机的燃烧压力还不到 10Mpa。在分级燃烧循环中一部分燃料在预燃室燃烧产生高温

26、燃气推动发动机的涡轮和泵。随后废气和推进剂一起注入燃烧室。分级燃烧循环的主要优势是所有燃气和热量都通过燃烧室排除，基本没有损失。因此这种循环也常称为“闭式循环”。而开式循环产生的废气直接排放，因而效率有所损失。分级燃烧循环带来的另一个重要优点就是能承受非常高的燃烧室压力，这致使更大膨胀比的喷嘴可以用在发动机上。而主要缺点就是涡轮机的工作环境苛刻，需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。分级燃烧循环发动机相对其他形式循环是最难设计的，它的一种简化版本就是燃气发生器循环。分级燃烧循环最初是阿列克谢伊萨耶夫（Aleksei Mihailovich Isaev）在 194

27、9年提出的，由前苏联工程师格鲁什科（Valentin Glushko）设计制造。第一台采用分级燃烧循环的发动机就是 NK-33，N1 火箭的第一级就安装了 30 台这样的发动机。1963年，另一台采用这种循环的发动机RD-253开始制造并于1965年安装在了质子火箭上。洛克马丁公司向俄罗斯购买的 RD-180用于“宇宙神 3号”和“宇宙神 5 号”的发动机也采用这种循环。在西方，首台实验室分级燃烧发动机是由德国工程师路德维希伯尔科（Ludwig Boelkow）于 1963年制造的。20 世纪 50 年代，英国开发的伽马火箭发动机采取的是一种闭式循环，但不是分级燃烧循环。氧化剂过氧化氢先分解成

28、氧气来驱动涡轮机，然后和燃料煤油一起进入燃烧室燃烧。航天飞机主发动机采用的也是这种循环。全流量分级燃烧循环（Full flow staged combustion，FFSCC）是分级燃烧循环的另一种版本，氧化剂和燃料分别由各自的动力涡轮机供压，部分推进剂通过管道互相交换，分别燃烧驱动涡轮机。这种设计下，涡轮机的工作温度更低，因而发动机的寿命得到延长，效率也更高。而且燃烧室的压力可以更大，支持更大的比冲。目前采用这种循环的发动机是正在研制的集成动力验证器。燃气发生器循环、分级燃烧循环和膨胀循环 燃气发生器循环（Gas-generator cycle）也叫开式循环，是双元液体推进剂火箭发动机的动力

29、循环的一种。一小部分推进剂在燃气发生器中燃烧，产生燃气推动发动机的涡轮泵。相比与之相似的分级燃烧循环，燃气发生器循环有诸多优点。燃气循环的涡轮不必应付向燃烧室排放废气时的反压力，因而涡轮机能的工作效率更高，提供给燃料的压力也更大，由此增加发动机的比冲。还有一个优点是燃气循环的涡轮机寿命更长更可靠。一些可重用运载器使用这种动力循环有很大优势。这种循环的主要劣势就在于效率的损失。由于要用一部分燃料来驱动涡轮，废气直接排除，因此在净效率上，它反而不如同等级的分级燃烧循环。使用燃气发生器循环的发动机有 F-1火箭发动机（“土星 5 号”的第一级），J-2火箭发动机（“土星 5 号”的第二级和第三级），

30、LE-5火箭发动机，YF-73火箭发动机，YF-75火箭发动机，RS-68火箭发动机，火神发动机。膨胀循环（Expander cycle）是双元液体推进剂火箭发动机的一种动力循环，能提高燃料供给的效率。在膨胀循环中，燃料燃烧前通常被主燃烧室余热的加热。当液态燃料通过在燃烧室壁里的冷却通道时，相变成气态。气态燃料产生的气压差推动涡轮泵转动。从而使推进剂高速进入推力室燃烧产生推力。钟罩形的发动机由于没有足够的喷嘴面积来加热燃料来驾驶涡轮机，因此单纯的膨胀循环发动机的推力最多 300KN。更高的推力级可以靠燃料分流来达到，一部分燃料被分流到涡轮机和推力室的冷却通道，最后一起注入主燃烧室。瓦形发动机由

31、于废气紧贴室壁，因此传热效率更高，可以产生更大的推力。两种类型的发动机都必须使用低温燃料，例如液氢、甲烷、丙烷等，这些燃料可以轻易达到沸点。有些膨胀循环发动机使用燃气发生器来启动涡轮机，直到燃烧室和喷管加热的燃料产生的压力能独自启动涡轮机。膨胀循环中还有一种循环叫作膨胀排放循环，也叫开放循环。这种工作循环是传统膨胀循环的改进。排放循环中，只有一小部分推进剂用来驱动涡轮并抛弃，并没有注入燃烧室。排出涡轮废气使通过涡轮的气压降最大化，从而提高了涡轮泵的输出功率，但牺牲了发动机推力及效率。使用膨胀循环的发动机有：普惠公司的 RL-10和 RL-60，也就是半人马座的上面级；LE-5A和 LE-5B，

32、H2/H2A的第三级；“阿丽亚娜 5 号”的上面级；“土星 1 号”。火箭发动机的工作循环理论 相对其他设计，膨胀循环有如下优点，1.低温：在燃料转化为气态后，其温度通常接近室温，对涡轮机的损害微乎其微，使得发动机可重用性提高。与此相反，燃气发生器循环或分级燃烧循环的发动机涡轮机都运行在高温下。2.容错性：在 RL-10开发期间，工程师担心燃料箱里的绝缘泡沫可能脱落从而引起发动机故障。他们故意放置松动的泡沫来测试这种情形。RL-10运行平稳，并未出现故障或性能损耗。而常规的使用燃气发生器的发动机即使一小块泡沫脱落也会造成严重后果。而膨胀循环所采用的燃料管道通常比较粗，对这种意外情况有较强的适应

33、性。3.固有安全性：因为膨胀循环发动机的推力是有限的，因此在设计时可以很容易地将理论最大推力情况考虑在内。而在其他类型的发动机中，反馈系统故障或类似的问题可能导致发动机失控，其他类型的发动机需要复杂的机械或电子控制器来确保这种情况不会发生，膨胀循环不会出这种故障。挤压循环（pressure-fed cycle）是火箭发动机动力循环的一种形式。推进剂受高压气体挤压，进入燃烧室。挤压循环的优点就是避开了结构复杂的涡轮机，泵和输送管道。因为使用挤压循环可以大幅降低发动机成本和复杂度。其缺点就是产生的压力不够高，因而发动机效率不高。美国的太空船常采用这种循环，如阿波罗飞船的服务舱发动机，登月舱发动机及

34、其姿态控制发动机。RD-0120 的管路系统 火箭发动机概论（2）动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设计生产纪 20 年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦格鲁什科，1954年，他成立了这家公司，并担任格卢什科领导设计局长达 30 多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。公司曾设计了 RD火箭将卫星号人造卫星送入太空。之后又为质子火箭设计了 RD-253发动机。给“能源号”设计了 R-7是前苏联最早的一种火箭，R-7火箭的设计特点之一是具有一个芯级发动机段（A），其上D）形成了第一级。每一级的芯级发动机上都捆绑着 4 个主发动机和 4

35、个游动发动机。对于第一级游动燃烧室，都在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。当连接器引爆时它们就会分离，剩下上面级称为第三级。对 R-7的早期设计研究集中在以液氧（LOX）和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，局进行研发。芯级主发动机为 RD-106发动机，发射时可以产生约 520kN的推力，真空条件下可以助推器采用 RD-105发动机，发射时每个发动机可以产生约 540kN的推力。然而，在研发过程中，性上都暴露出了问题。到 1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承受高热核弹头不断计思想曾计划用于采用洲际弹道导弹来发射原子弹，但是后来转而用于发射（更重的）氢弹（或热运载能力必须

36、增加的主要原因。它必须具有把一个 54 吨的弹头送到 8,500千米远的运载能力。令的质量因此要达到 283 吨，需要将近 3,920kN的推力。RD-107发动机 为了达到要求，格鲁什科的设计局研制出了辅发动机 RD-107和主发动机 RD-108。RD-108发射下约 942kN），燃烧时间为 304秒；RD-107的推力和燃烧时间分别为 814kN和 122 秒。这两种发动用于“联盟号”的第一、第二级发动机（已改进）的中心推进单元，并有来自第三级或上面级的推的最初选择。用于运载火箭发动机的早期设计是一种单室液氧/煤油发动机，其推力约为 49058发动机不能推举起 55t的载荷，而且在地面

37、测试中其燃烧室的不稳定性导致出现严重的振荡，显示由 NII-88的总设计师 A.伊萨耶夫进行的一次设计测试中得到了解决。他曾测试过由推力 392kN的显示出它比单室发动机具有更大的累计推力。后来就演变为采用泵压式的四室发动机，这就减少了了发动机的质量，并使研制和测试的各个阶段都得到了很大的简化。这样，RD-107和 RD-108的研19571966年期间，经对 R-7发动机、结构和其上面级的改进，一个可靠的、通用的运载火箭系航天计划 50 年。1975年 6 月 5 日，通用机械制造部签署了一项命令，对在“联盟 U”火箭进行改进，助推级和级用的发动机由 RD-107变为 RD-117，第一级用

38、的发动机由 RD-107变为 RD-118，这样“联盟 U2”能力有所提高。但是由于 1996年停止生产合成煤油，因此不得不继续使用“联盟 U”进行载人飞与“和平号”空间站及早期的国际空间站对接的任务。RD-107火箭发动机和 RD-108火箭发动机的技术参数 RD-107火箭发动机 RD-108火箭发动机 RD-117火箭发动机 真空推力：992kN 真空推力：997kN 真空推力：1,021.097kN 海平面推力：821kN 海平面推力：746kN 海平面推力：真空比冲：315s 真空比冲：315s 真空比冲：310s 海平面比冲：257s 海平面比冲：248kg 海平面比冲：264s

39、燃烧时间：118s 燃烧时间：286s 燃烧时间：130 重量：1,200kg 重量：1400 kg 重量：直径：0.67m 直径：0.67m 直径：高度：2.86m 高度：2.86m 高度：燃烧室数：4 燃烧室数：4 燃烧室数：4 燃烧室压力：5.85MPa 燃烧室压力：5.1MPa 燃烧室压力：推重比：84.27：1 推重比：72.59：1 推重比：混合比：2.47：1（氧化剂：燃料）混合比：2.47：1（氧化剂：燃料）联盟 U 助推级 联盟 U 第一级 联盟 U2 助推级 “质子 K”系列火箭的第一级用的是 RD-253。RD-253的研制工作开始于 1961年，由格鲁什科年完成。RD-

40、253采用的是燃气发生器的富氧燃气进行补燃的经济运行方式，以四氧化二氮/偏二甲RD-253发动机，分别捆绑在中央大氧化剂贮箱周围，这6 台发动机每台都有自己的燃料贮箱。第铰链支架上，这可使控制火箭的能量损耗最小。第一次发射是在1965年 7 月。由格鲁什科领导的设计团队研制了供“能源号”与“天顶号”使用的RD-170/RD-171型高压补火箭的助推器使用 RD-170，而“天顶号”火箭则使用 RD-171。二者的区别在于，RD-170的推力矢RD-171的喷管则可以沿两个方向轴摆动。RD-170/RD-171是迄今为止世界上推力最大的液体火箭发由于威力强大，“天顶号”火箭的第一级只需安装一台发

41、动机。RD-171/RD-170火箭发动机和 RD-253火箭发动机的技术参数 RD-171火箭发动机 RD-170火箭发动机 RD-253火箭发动机 真空推力：7,903kN 真空推力：7,887kN 真空推力：1,635kN 海平面推力：7,550kN 海平面推力：7,550kN 海平面推力：1,474kN 真空比冲：338s 真空比冲：337s 真空比冲：316s 海平面比冲：309s 海平面比冲：309s 海平面比冲：285s 燃烧时间：150s 燃烧时间：150s 燃烧时间：130s 重量：9,500kg 重量：9,750kg 重量：1,280kg 直径：4.02m 直径：4.02m

42、 直径：1.50m 高度：3.78m 高度：3.78m 高度：2.72m 燃烧室数：4 燃烧室数：4 燃烧室数：1 燃烧室压力：245.00bar 燃烧室压力：245.00bar 燃烧室压力：152.00bar 推重比：84.84：1 推重比：82.66：1 推重比：130.25：1 混合比：2.63：1 混合比：2.60：1 混合比：2.67：1 喷嘴面积比：36.87：1 天顶号 能源号 质子 K RD-170火箭发动机 RD-171火箭发动机和 RD-191火箭发动机 RD-180是俄罗斯的一款双燃烧室双喷嘴的火箭发动机，由 RD-170系列衍生而来。于 RD-170RD-180的使用权

43、已被通用动力公司航天部门取得（后来易手给洛马公司），主要是用于 20 世纪 9箭（EELV）和“宇宙神”运载火箭。考虑到这些火箭既要满足军用，又要用于商业发射，因此普惠动机的生产全部在俄罗斯进行，而负责出售的是发动机生产商动力机械科研生产联合体和普惠公司油和液氧为推进剂，使用高压分级燃烧循环。RD-180继承了先驱 RD-170的富氧预燃室设计，使发个液压缸支持。RD-180首先被使用在“宇宙神 2A-R”火箭上，也就是“宇宙神 2A”加字母 R。（俄罗斯的主发动机）这款火箭后来被命名为“宇宙神 3 号”。目前美国现役的“宇宙神 5 号”火箭司用来做结构测试和频率响应测试的那台 RD-180陈

44、列在第 23 界 G8 峰会美国总统克林顿和俄罗斯 RD-180火箭发动机 RD-180火箭发动机和 RD-191火箭发动机的技术参数 RD-180火箭发动机 RD-191火箭发动机 真空推力：4,150kN 真空推力：2,090kN 真空比冲：338s 海平面推力：1,920kN 海平面比冲：311s 真空比冲：337s 重量：5,480kg 海平面比冲：310.7s 直径：3.15m 燃烧室压力：263.4 kgf/cm(3,746 psi)长度：3.56m 高度：4,000mm 燃烧室数：2 个 直径：1,450mm 燃烧室压力：257bar/3,722 psia(25.7 MPa)重量

45、：2,200kg 喷嘴面积比：36.87：1 混合比：2.72：1（氧化剂：燃料）推重比：78.44：1 宇宙神 5 第一级 安加拉系列 RD-191液氧煤油火箭发动机是 RD-170/180发动机家族的改型。RD-191发动机用途广泛，可以俄罗斯工程师向液氧煤油燃料中添加了有限数量的液氢，成功实现了三种组分的同时稳定燃烧。此和复用性将大大降低部署载荷的成本。美国是世界上首先验证可重复使用液体燃料火箭可行性的国美国就发射了一枚小型的“德尔塔快船”单级火箭并成功返回。但美国决定与俄罗斯联合开发可复Energomash科研生产中心曾致力于此项工作。此后不久美国放弃与俄罗斯的合作，将全部工作转项耗资

46、数十亿美元的太空运载计划（SLI），将研发先进可重复使用运载火箭。同时，NASA 以竞标载火箭。欧空局（ESA）也曾尝试研发可重复使用发动机，但 NASA 和 ESA 均未能在此领域有所建 NK-33和 NK-43是苏联 60 年末 70 年代初由库兹涅佐夫设计局设计制造的火箭发动机。用于登前发动机领域最高的，同时其比冲也达到了很高的数值。NK-43与 NK-33类似，但是用于上面级的的环境下工作效率较高。其产生的推力和比冲更大，但也更长更重。NK-33和 NK-43分别源自早期发动机是分级燃烧循环双元液体推进剂火箭发动机，采用富氧预燃室技术驱动涡轮泵。由于富氧排类型的发动机是比较少见的。美国

47、从未在富氧发动机领域有过成功经验，而苏联在冶金方面的优势由于 NK-33使用了两种密度近似的推进剂液氧和煤油，所以可以用一个转轴来驱动两者的供料涡轮推重比136.66:1。即便是更重的 NK-43，其真空推重比也达到了 120:1。N1原本是在第一级使用 NK-15发动机，在第二级使用 NK-15V。然而 N1 发射的接连失败是这项还在继续，库兹涅佐夫将两种发动机分别改造为 NK-33和 NK-43。改造后的 N1 就是 N1F。由于在登设计新的重型运载火箭“能源号”。因此，N1F从未试飞。随着 N1 工程的停工，政府下令毁掉一些发动机，将它们存放在仓库中。发动机的消息最后传到了美国。将近 3

48、0 年后，一些尚存怀疑态度其中一台发动机被带回美国，在精确测定发动机性能后，其技术参数才被公之于众。至于用剩下的当时超前的设计理念使这批发动机至今仍有利用价值。RSC能源公司打算用一台 NK-33来驱动新运议用 NK-33替换“联盟号”中间的 RD-108，或者再用四台 NK-33替换四个推进发动机 RD-107。通而且使用仓库存货也能降低飞船造价。“Aurora”和“联盟3”替换计划都面临一个现实问题，就难以用在每年频繁发射的联盟飞船上。而基斯特勒的 K-1是可重用的，需要的发动机数量比较少。轨牛 2 号”运载火箭的第一级使用两台 NK-33。NK-33（左边两张）和 NK-43（右边两张）

49、火箭发动机 NK-33和 NK-43火箭发动机的技术参数 NK-33 NK-43 海平面推力：1,505kN 海平面推力：1,753.8kN 比冲：297s 比冲：346s 重量：1,235kg 重量：1,473kg 推重比：136：1 推重比：120：1 混合比：2.6：1 混合比：2.6：1 喷口面积比：27：1 喷口面积比：80：1 推进剂：液氧/煤油 推进剂：液氧/煤油 RD-0120是大推力氢氧发动机，能源号火箭芯级采用 4 台 RD-0120作为动力装置。每台发动机的秒。它与美国航天飞机主发动机水平相当，在某些材料、工艺方面，还超过了美国航天飞机主发动 RD-0120 火箭发动机概

50、论（3）航天飞机主发动机 SSME（Space Shuttle Main Engine，SSME，航天飞机主发动机）是普惠公司的洛克达因分部公司内部也称为 RS-24。SSME是一种非常复杂的动力装置，以外储箱中的液氢/液氧为推进剂。每MN 的推力。航天飞机每次飞行归来后，发动机都将被卸下交给航天飞机主发动机加工厂（SSMEPF主发动机能够在极端温度工作，氢燃料的储藏温度为-253，而燃烧室的温度可达 3,300，高于用于排水，一个家用游泳池的水可在 25 秒内排尽。主发动机的动作流程是：附加燃料箱中的推进后进入三条并行管道，通过工作泵供给燃烧室。SSME的推力可以在 67%到109%范围内调