火箭發動機是各類火箭、飛彈和太空飛行器最主要的動力裝置，火箭發動機技術的發展對航天技術的發展十分關鍵。液體火箭發動機具有比沖較高、工作時間較長、能多次重複啟動、工作可靠、推力可調節和可多次使用等特點，在大型運載火箭、太空梭以及各種太空飛行器上廣泛套用。固體火箭發動機為使用固體推進劑的化學火箭發動機。是目前小型火箭、火箭炮彈藥、多數軍用飛彈的主流動力源，其燃料易於工業製成，同時便於存儲和運輸，基本沒有揮發性和藉助空氣傳播的毒性，所以安全性比較好，而且壽命很長，能夠存儲十多年，而液體燃料最多三個月就會變質。 但是固體火箭發動機的燃燒比沖較小、燃燒延續時間較短、同時整體的燃料質量很大、又受到固體燃料燃燒性質的影響，所以用途受到限制。
所以通過對火箭發動杌技術發展的研究,提出了固液混合火箭發動機是目前航天推進系統發展的一個新方向。
基本介紹
- 中文名：固液火箭
- 外文名：Hybrid Rocket
- 又名：固液混合式火箭
- 套用：液體火箭、固體火箭
定義,分類,兩種類型,種類特點,發動機發展,研製進展,套用,發動機的特點,助推器,發展前景,
定義
混合式火箭是一種使用液態和固態推進劑的火箭。
分類
兩種類型
混合式火箭分為固液混合式和液固混合式兩種。
種類特點
液固混合式發動機是燃燒劑為液體，氧化劑為固體，而固液混合式發動機正好與它相反。
從性能上說，固液混合火箭發動機的比推力高於固體火箭發動機，低於高能液體發動機，與可貯存的液體發動機相當。從系統和結構來說，這種火箭發動機的優點是簡單緊湊，缺點是燃燒效率低，推進劑混合比不易控制，調節推力時能量損失較大。
發動機發展
現代飛彈武器、運載火箭和太空飛行器大都採用液體或固體火箭發動機,使用固液混合式火箭發動機的極少。從20世紀50年代後期開始,一些國家先後對固液火箭發動機開展了研究和試驗。
液體和固體火箭發動機各有其優缺點。經過不斷改進,這兩類發動機的某些性能雖有提高,但單液體或單固體推進劑的一些固有缺點仍然存在。
研製進展
1956年,美國發表了用H2O2和聚乙烯作推進劑的固液發動機的第一批試驗研究資料,此後美國許多公司,以及法國、瑞典和前西德的一些專門機構也開展了研究,希望能綜合固、液兩種發動機的優點。固液火箭發動機的系統和工作過程看似簡單,但初步研究表明,如果無法解決固2液推進劑的燃燒等一系列技術問題,它就不可能形成真正的競爭力。現已發現,不採取技術措施時,固2液推進劑的燃燒度很低,固液發動機中燃燒不完全的損失可達百分之幾十,而液體和固體發動機的損失只有百分之幾。另外還發現沿藥柱通道長度上有燒化不均的現象,這是因為固體組元汽化強度(燃燒速率)與通道內燃氣流運動的條件(即內彈道性能)有關。固液發動機非常適合於要求推力可調、需多次啟動點火2關機的任務,但在調節過程中,推進劑的混合比(氧/燃比)可能會明顯改變,從而導致發動機能量特性的降低,且推進劑組元可能不在同一時間內燃盡;同時重新啟動點火後也可能存在一致性問題。由於這些原因,固液發動機並未表現出比其他類型發動機更突出的性能,其研製的必要性和可能性也受到了質疑。由此可見,固液火箭發動機研製的難點主要是燃燒室內部過程。如果選擇有特性的推進劑,設計合理的裝藥形狀,選取相應的液體組元噴霧機構類型與參數,以及採用使燃燒室氣流產生紊流的擾流裝置等,就可非常明顯地提高燃燒完全度。目前,燃燒室的燃燒完全係數可達理論值的0.95或更高。另外,對發動機調節過程中產生的推進劑氧/燃比變化也有了一些補償辦法,如選用能保證固體組元有一定汽化規律的推進劑組合和採用特殊燃燒室等。在解決固液推進劑燃燒和發動機調節等重要問題後,固液發動機有望獲得工作的高穩定性、對裝藥缺陷的不敏感性和多次啟動的可能性等良好特性。
套用
成果有:
a)採用具有其他重要特性的低效推進劑這類發動機包括正方案發動機等,其中氧化劑為高沸點的推進劑(N2O4,H2O2及其他),發動機比沖約為2600～3000N・s/kg。固液發動機系統簡單可靠、價格低廉、操作使用方便,可長期貯存。因推進劑組元密度大,故容積比沖較大,結構緊湊。曾裝備美國海軍飛靶SandpiperA上的發動機(如圖1所示)即為其典型範例。在1967年的飛行試驗中,該飛靶飛行馬赫數3～4,飛行高度27km,並可作機動飛行,推力270～2270N,燃燒室直徑254mm。
b)採用加入第三組元的高效推進劑
這類發動機採用高效的低沸點推進劑(氧氟混合物),推進劑中加入了第三組元,其比沖不低於最有效的液體發動機,容積比沖高於較好的液體發動機。在其他條件相同的情況下可能製造出結構更緊湊的飛行器。但由於採用了液化氣體或加入了第三元,系統及其操作較為複雜,高可靠性難以保證。
1970年初,美國聯合技術中心完成了第一系列固液火箭發動機的試驗。該發動機採用高能推進劑,擬用於德爾它運載火箭的上面各級,其結構如圖2所示。它以聚丁乙烯為燃料,鋰和氫化鋰為添加劑,液體氟氧混合物為氧化劑。發動機直徑稍大於1m,長約3.7m,推力50kN,工作時間約80s。
國外有關研究資料指出,固液火箭發動機可用於解決運載火箭的飛行穩定問題。此時,發動機可採用含高沸點氧化劑的推進劑,要求的推力不大(有時小於10N),但工作時間較長,可多次啟動和關機。這類發動機在空間環境條件下的穩定性較好、啟動和關機簡單、衝量值較準確,具有用於調節推力的可能性,長期工作安全性好,適用於長期依靠慣性飛行,且需周期性啟動發動機的空間任務。
另外,對三組元推進劑固液發動機(將氫引入燃燒室)的研究表明,在宇宙火箭上面級中套用該種發動機,可明顯地增加火箭的有效載荷。
c)造價低、安全性好的發動機
國外對用於運載火箭第一級的大推力固液火箭發動機也進行了研究。美國的研究者認為,固液推進劑發動機的造價將是所有火箭發動機中最低的。大型固液發動機的結構可能有多種,如能獲得汽化速度(燃燒速率)很高的固體裝藥,就有可能製造出單燃燒室的固液發動機。在汽化速度不大的情況下,必須採用燃燒室束形式,如圖3所示。
固體火箭助推器曾被普遍認為具有成本低、簡便和安全的優點。但大力神運載火箭和挑戰者號太空梭的失事表明,它存在有一些嚴重的安全問題。另外,固體助推器的成本也明顯高於可重複使用系統,且會造成嚴重的環境污染。因此與固體發動機相比,固液助推系統可能具有更安全、可選用無毒推進劑、無環境污染,以及比沖等於或大於固體火箭的優點。為此,國外對用固液助推器替代固體助推器的可行性進行了分析。1986年首次研究了固液火箭發動機可能的套用領域,研製出了固液火箭發動機的質量及性能模型,模型考慮了固液推進劑混合燃速低和工作過程中混合比不斷變化的特點。該研究在歐洲阿里安25P及日本H2Ⅱ運載火箭固體助推器數據的基礎上進行,結果表明,對這兩種運載火箭來說,採用固液火箭助推器時的有效載荷運載能力與原方案相同,固液助推器可替代固體助推器。 用固液推進系統替代固體助推器,需進行全新的研製工作,可供參考的經驗極少。目前的開發重點是推力水平約113.4t的大型混合火箭發動機。1993年,美國火箭公司率先試驗了一種推力113.4t的LOX/HTPB(端羥基聚丁二烯)混合火箭發動機。1999年,一個由多家宇航公司組成的集團也試驗了幾種推力相同的LOX/HTPB固液發動機樣機。在這些運載火箭捆綁助推器候選方案中,有一種在HTPB中加入了聚亞癸基甲醛(PCPD),燃料密度比單使用HTPB時增加了約10%。發動機構型剖面如圖4所示。相應的設計參數為:最大工作壓力6.2MPa;最大真空推力113.4t;初始喉部直徑370.8mm;初始噴管膨脹比12;液氧流量(流量可調)190.5～272.3kg/s;燃料質量20.73t;燃燒時間80s。汽化室翅片和擾流器用於延長火焰在燃燒通道內的停留時間。試驗結果表明,欲研製出能穩定燃燒的大型混合發動機構型,還需要做更多的工作,如進一步了解影響燃料汽化速率的各種因素等。
發動機的特點
固液混合火箭發動機的典型特點是:固體燃料藥柱與流過其表面的液態或氣態氧化劑發生燃燒(正方案);或固體氧化劑藥柱與流過其表面的液態或氣態燃料發生燃燒(反方案)。在許多情況下,推進劑兩種組元處於不同聚集態時,可以獲得最高的能量特徵或最大的推進劑密度。在混合式發動機中,可以使用一些根據相容性條件不能在固體發動機中套用的組元,並與氧化劑的比例保持為最佳值。
比沖
介於固體發動機和液體發動機之間,能很容易地達到固體推進劑中高能推進劑的水平。在標準膨脹比(68∶1)下,不同液體、固體和混合推進劑的比沖見表1。
可多次啟動關機
可使液體氧化劑在受控狀態下噴入固體燃料通道,並自燃點火啟動。液體氧化劑停止噴入,固體燃料的燃燒隨之停止。這種特性可為空間長時間飛行提供更大的工作安全裕度。
推力可調
可通過控制活門調節氧化劑流量,大範圍調節發動機的推力,推力2時間曲線可變。
安全性好
固液發動機的燃燒室中只有純固體燃料,液體氧化劑貯存在貯箱中。只有在啟動時,即增壓輸送系統將氧化劑噴入燃燒室固體燃料通道後,才能由接觸而燃燒,且混合燃燒基本只沿氧化劑噴入通道進行。因此,其工作方式不同於固體火箭,它不完全依賴殼體粘接,燃燒室壁面的微小泄漏不會影響燃燒,漏氣通道也不會增大。而對固體火箭,同樣的缺陷將造成災難性事故。從系統的角度來看,當火箭發生爆炸或渦輪斷裂等事故時,固體或液體助推器會隨之發生嚴重爆炸。但固液混合助推器則一般不會出現這種後果,因為純固體燃料只有與噴入的液體氧化劑接觸後才能燃燒。所以,在運輸和貯存期間,只要氧化劑與固體燃料的混合處於有效控制之下,即使有外部損傷,固液火箭發動機也不會發生燃燒。因此,其TNT當量接近於零,比固體和液體火箭更安全。
可選用無毒推進劑（無環境污染）
固體火箭發動機排出的燃燒物含氯化氫和氧化鋁,會嚴重污染環境;可貯存液體火箭發動機的燃燒排出物也存在同樣的問題。而固液火箭發動機選用液氧/固態烴作為推進劑,其燃燒產物極為潔淨,不會引起環境污染。典型固體與液氧/聚乙烯混合火箭發動機燃燒排出物的比較見表2。
推進劑成本低
與固體火箭推進劑相比,液氧/固態烴混合推進劑價格較低。典型固體推進劑與液氧/聚乙烯混合推進劑的成本為:固體推進劑(過氯酸胺+鋁+粘接劑)為80.0德國馬克/千克;固液推進劑(液氧+聚乙烯)為4.0德國馬克/千克。
助推器
在火箭助推器上,它是由固體燃料和液態氧化劑組成的混合式推進系統,是今天可實現的唯一不爆炸火箭發射技術。混合式火箭代表了目前火箭推進系統在技術領域的一個發展方向在安全、低成本和操作靈活性等方面，優於常規的固體火箭和液體火箭。儘管AMROC發射了大量334 kN推力水平的發動機(H一500發動機),但混合式推進系統的發展遠比固體或液體火箭緩慢,因此將這項技術帶入商業飛行狀態是AMROC的近期目標。
發展前景
固液混合式火箭和液體及固體推進劑相比較。對性能、工作適應性、安全性、可靠性、成本、及對周圍環境的影響特性成功地位居第一。
