[科普中国]-双组元火箭发动机

工作原理

双组元液体火箭发动机推进剂中的氧化剂和燃烧剂，分别存放在单独的贮箱里，工作时需要专门的输送系统分别将它们送进燃烧室，燃烧后的高温高压气体经推力室高速喷出产生推力。所以液体火箭发动机主要由推进剂输送系统、流量调节控制活门、推力室（燃烧室、喷管）和冷却系统等组成。2

推进剂输送系统推进剂输送系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。火箭发动机正常工作时，要有一定的压强把推进剂从贮箱挤压到燃烧室中去，正常地输送推进剂是保证火箭发动机正常工作的先决条件。按输送方式的不同，输送系统可分为挤压式和泵压式两种类型。

挤压式输送系统是利用高压气体（压强为25 ~30 MPa）经减压阀减压(将压力降至3.5～5.5 MPa)后，进入氧化剂箱和燃烧剂箱。氧化剂和燃烧剂在压力作用下分别由各自的管路经流量控制活门和喷注器送入燃烧室进行混合、燃烧。

高压气体应选与氧化剂、燃烧剂皆无反应的惰性气体．如氮气、氦气或空气。由于贮箱压力高，所以结构质量较大，这是挤压式输送系统的主要缺点。

挤压式输送系统除了在系统中有调节活门之外，没有转动部分。因此，这种系统较简单，工作可靠，而且容易实现多次启动；但贮箱压力高，结构质量大，主要用于推力小、工作时间较短的推进系统，如姿态控制发动机、航天飞机的轨道机动系统和反作用控制系统就采用了这种方式。

泵式输送系统是利用涡轮泵提高来自贮箱的推进剂的压强，使推进剂按规定的流量和压强进入燃烧室。

燃气发生器产生燃气带动涡轮转动，涡轮通过齿轮箱带动氧化剂泵和燃烧剂泵工作．增压后的氧化剂和燃烧剂经过活门进入喷注器喷入燃烧室，在燃烧室内进行燃烧，最后燃气通过尾喷管高速喷出，产生推力。发动机的工作由火药启动器启动，火药启动器产生高压燃气带动涡轮，使推进剂泵开始工作。

泵式输送系统，增加了涡轮、泵及其他附属设备，系统结构复杂，但由于从推进剂贮箱到泵入口压力较低(一般为0. 3～0.5 MPa)，因而推进剂贮箱压强低，对于推力大、工作时间长的液体火箭发动机，采用泵式输送系统比挤压式输送系统结构要轻得多。所以，采用涡轮泵式输送系统在现代液体火箭发动机中比挤压式输送系统用得更广泛。像现代大型运载火箭、航天飞机的主发动机都采用的涡轮泵式输送系统。2

推力室推力室是将液体推进剂进行混合、燃烧，并将推进剂的化学能转变成推力的重要部件。它包括喷注器、燃烧室和喷管三部分。

喷注器的作用是把推进剂喷人燃烧室，使之雾化、混合。推进剂雾化、混合的质量对燃烧效率和燃烧稳定性有重要影响。如图3 - 37(b)所示为一种典型的90。双股自击式喷注器，它是利用射流的相互撞击实现液柱的破碎、混合和燃烧，是液体火箭发动机最常用的一种喷注器。

燃烧室是推进剂雾化、混合和燃烧的场所。燃烧室承受高温燃气压力，通常为球形或圆柱形，头部装有喷注器，下面与喷管连成一体。燃烧室的压力可达200 MPa，温度达3 000～4 000℃，因此需要进行冷却。推进剂中的一种组元可以从冷却套中流过，带走高温燃气传给推力室壁的热量，并对燃烧室进行冷却。该组元最后返回推力室头部的喷注器，与另一组元进行混合燃烧。

喷管和燃烧室组成整体式结构，高温燃气在喷管中膨胀、加速，将内能转变为动能，产生高速射流，从而产生推力。火箭发动机的喷管都是超声速喷管，呈收敛扩散形。喷管应保证气流流动损失最小，出口气流尽量与发动机轴线平行。2

结构特点双组元火箭发动机的推力室使用双组元推进剂，由推力室头部、燃烧室和喷管组成。推力室头部由喷注器和顶盖组成。航天器采用空间液体火箭发动机的喷注器集液腔一般很小，并且直接与推进剂控制阀门相连接，以提高响应特性和减小起动压力峰。燃烧室和喷管通常为整体加工组件。喷管多采用辐射式冷却方式，燃烧室内壁通常采用液膜或气膜冷却等方式。推力室身部与头部一般采用高频钎焊或电子束焊等方式连接，使其可靠性高、结构紧凑和结构质量小。阀门一般采用吸合力大、响应快、结构紧凑的直流螺管式电磁阀。右图给出了2种双组元空间发动机推力室结构图。双组元分解推力室性能与推进剂种类、推进剂雾化和燃烧特性、推力室结构和冷却方式等方面密切相关。3

双组元火箭发动机控制方案目前所使用的双组元姿态控制系统的状况主要反映在丽个基本方案上。第一是简单的开关发动机，它使用电磁线圈操作的菌状活门，常规的两股或三股互击式喷洼器，圆柱形燃烧室和常规的辐射冶却或烧蚀冶却喷管。这种型式的发动机基本上可以看成为许许多多强大的双组元液体发动机的缩小方案。它的不足之处是：脉动工作时燃烧效率低，电力消耗大，响应慢，结构笨重以及材料困难。这种发动机虽然适应许多要求，但是在未来的空间飞行应用中还须解决上述诸问题，并要更加注意达到最佳的控制和在燃料上要有最大可能的经济效盆。

第二种系统是目前正在发展的大范围调节发动机，它有很复杂的活门装置，要同时改变喷洼器面积以保持喷注速度，还有一个调节推进剂的流量控制伐。虽然用这种活门可以得到大范围的调节，但是，活门方案的固有的结构复杂性大大地损害了可靠性。此外，这种系统的结构笨重，增加了重量负担。这种方案用于长期空间任务是十分困难的。在节流、燃料喷洼、燃烧室设计和整体系统设计方面要有很大的突破才能在未来的应用中加以实现。

Bendix研究实验室三年前开始执行一个计划以解决目前双组元姿控系统中所存在的一些问题。这个计划包括大量系统分析，以实现要求和发展系统方案技术。燃烧室喷洼器，开关活门，节流方案和喷管的发展计划已经在进行中。这就形成了新的涡流两股互击式燃烧室方案，它具有良好的燃烧效率，材料问题也最少。燃烧室特征长度较小，结构良好，从而形成较好的装配设计。用流体互相作用原理进行推进剂惰性气体节流的方案已经表明了推力调节比可达35比1。 (用氦气可以达到50比1)最后的设计结构表明，可望改善效率和结构，可靠性较高，性能不变坏，寿命长。4

性能特点下面列举几种双组元火箭发动机不同推动剂下的性能特点。

1、O2和H2

推力范围：5~5×106N

真空比冲：4500m·s-1

优点：性能高

缺点：低温、复杂

2、N2O2和N2H2

推力范围：5~5×10N

真空比冲：3000~3400m·s-1

优点：性能高，可储存

缺点：复杂

3、F2和N2H2

推力范围：5~5×10N

真空比冲：4500m·s-1

优点：性能高

缺点：有毒、危险、复杂2