基本介紹
- 中文名：液體火箭發動機
- 外文名：Liquid Rocket Motor
- 性質：液體推進劑的化學火箭發動機
- 液體氧化劑：液態氧、四氧化二氮
- 組成：推力室、推進劑供應系統等
- 燃燒室壓力：200大氣壓
- 溫度：3000～4000℃
組成部分,分類,工作原理,推力室,推力室點火裝置,輔助推進系統,燃燒室,供應系統,控制系統,主要優缺點,優點,缺點,現狀及發展趨勢,
組成部分
分類
按照推進劑供應系統，可以分為擠壓式和泵壓式；按照推進劑組元可分為單組元、雙組元、三組元；按照功能分，一類用於航天運載器和彈道飛彈，包括主發動機、助推發動機、芯級發動機、上面級發動機、遊動發動機等，另一類用於太空飛行器主推進和輔助推進，包括遠地點發動機、軌道機動發動機、姿態控制和軌道控制發動機等。
工作原理
液體火箭發動機工作時（以雙組元泵壓式液體火箭發動機為例），推進劑和燃料分別從儲箱中被擠出，經由推進劑輸送管道進入推力室。推進劑通過推力室頭部噴注器混合霧化，形成細小液滴，被燃燒室中的火焰加熱氣化並劇烈燃燒，在燃燒室中變成高溫高壓燃氣。燃氣經過噴管被加速成超聲速氣流向後噴出，產生作用在發動機上的推力，推動火箭前進。
推力室
推力室是將液體推進劑的化學能轉變成推進力的重要組件。它由推進劑噴嘴、燃燒室、噴管組件等組成。推進劑通過噴注器注入燃燒室,經霧化,蒸發,混合和燃燒等過程生成燃燒產物,以高速（2500一5000米/秒）從噴管中衝出而產生推力。燃燒室內壓力可達200大氣壓（約20MPa）、溫度3000～4000℃，故需要冷卻。推進劑供應系統的功用是按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推進劑。按輸送方式不同,有擠壓式(氣壓式)和泵壓式兩類供應系統。擠壓式供應系統是利用高壓氣體經減壓器減壓後(氧化劑、燃燒劑的流量是靠減壓器調定的壓力控制)進入氧化劑、燃燒劑貯箱,將其分別擠壓到燃燒室中。擠壓式供應系統只用於小推力發動機。大推力發動機則用泵壓式供應系統,這種系統是用液壓泵輸送推進劑。工作參數主要指推力大小、推進劑的混合比。
推力室點火裝置
選用固體火藥點火為第一、二級發動機點火方式。
固體火藥點火器通常是裝有一個或幾個固體推進劑的裝藥柱，利用電爆管起爆，在發動機啟動過程中，在燃燒室和燃氣發生器中，有煙火藥燃燒產物形成能量很大的火炬，點燃經過頭部進入燃燒室或燃氣發生器的主推進劑混合物。
固體火藥點火適合於各種非自燃推進劑的點火；點火可靠；點火裝置簡單，可選用的火藥品種較多；與發動機供應系統無關，對噴注器結構影響小；使用維護方便。
輔助推進系統
輔助推進系統是航天運載系統和太空飛行器的重要組成部分，現已發展成為液體火箭推進技 術領域中的一個重要分支。輔助推進系統的功用包括：姿態控制、速度修正、軌道變換租修 正、位置保持、推進劑沉底以及太空飛行器上的各種輔助動力裝置等。這種推進系統要求在真空 和失重環境中可靠起動，能持續或脈衝工作，工作次數甚至可高達數十萬次以上。
輔助推進系統除總衝要求極小的情況下採用氣體噴射以外，大都採用單組元或雙組元液 體推進劑發動機。
單組元阱催化分解發動機具有系統簡單、回響靈敏、穩態和脈衝工作重複性好等優點，已廣泛套用於各種太空飛行器和運載系統的姿態控制以及正推、末速修正、推進劑沉底和位置保持等。
單組元阱燃氣發生器可以為太空梭輔助動力裝置的渦輪提供工質，由渦輪帶動液壓泵 或電機，用來控制太空梭的舵、起落架和剎車裝置、外貯箱分離以及固體助推器噴管的擺 動。此外，還可用作飛機的應急動力裝置等。
燃燒室
通過燃燒室特徵長度得到燃燒室容積，可以以此對燃燒室的形狀進行設計。在容積相同的情況下，燃燒室形狀可能是多種多樣的。現有的液體火箭發動機燃燒室的形狀基本為三種形式：球形、接近球形（包括橢圓形和梨形）和圓筒形（圓柱形）。目前大多數發動機都採用圓筒形燃燒室，其優點是結構和製造簡單。由於冶金和工藝水平的發展（高強度耐熱鋼的出現和釺焊等新工藝的採用），設計合理的圓筒形燃燒室完全能夠保證工作的可靠性和高效性。所以，我國也採用圓筒形燃燒室。
供應系統
推進劑供應系統的功用是按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推進劑。按輸送方式不同，有擠壓式（氣壓式）和泵壓式兩類供應系統。擠壓式供應系統是利用高壓氣體經減壓器減壓後（氧化劑、燃燒劑的流量是靠減壓器調定的壓力控制）進入氧化劑、燃燒劑貯箱，將其分別擠壓到燃燒室中。擠壓式供應系統只用於小推力發動機。大推力發動機則用泵壓式供應系統，這種系統是用液壓泵輸送推進劑。
控制系統
發動機控制系統的功用是對發動機的工作程式和工作參數進行調節和控制。工作程式包括發動機起動、工作。關機三個階段，這一過程是按預定程式自動進行的。工作參數主要指推力大小、推進劑的混合比。
液體火箭發動機的優點是比沖高（250～500秒），推力範圍大（單台推力在1克力～700噸力）、能反覆起動、能控制推力大小、工作時間較長等。液體火箭發動機主要用作太空飛行器發射、姿態修正與控制、軌道轉移等。
液體火箭發動機是採用液體推進劑的火箭發動機的簡稱。液體推進劑由輸送系統送到發動機泵前，經泵加壓後進行發動機推力室的燃燒室進行燃燒或分解，將推進劑的公演能變為熱能，產生高溫高壓燃氣，通過推力室噴管膨脹，將熱能變為動能，以高速方式從噴管內向外噴出，產生反作用力——推力，為火箭飛行提供所需的動力。
液體火箭發動機的工作過程一般包括啟動、額定工作和關機。啟動過程是火箭發動機接到啟動指令，打開啟動閥門至發動機推力達到額定工作狀態的過程；額定工作過程是發動機性能參數處於設計參數工作狀態；關機過程是發動機接到關機指令後，切斷副系統和主系統的推進劑供應，推力迅速下降到零的過程。
液體火箭發動機主要由推力室、渦輪泵、燃氣發生器、火藥啟動器和各種閥門、調節器、管路等組成。推進劑在推力室內的燃燒過程和膨脹過程非常複雜，因此對推力室內工作過程的分析非常困難。另外，在推力室的研製過程中必須解決燃燒的不穩定性問題。拉瓦爾式噴管是推力室的重要組成部分，噴管內型面的設計要在儘可能小的尺寸和結構重量下，使噴管內高溫、高壓燃氣的流動過程接近於理想過程，能量損失最少而效率高。因此，對噴管構型的研究、流場性能的分析以及結構設計上的創新是推力室設計研製的重要課題。
渦輪泵是由氣體渦輪、燃料泵和氧化齊泵等組成，其功用是由渦輪帶動泵，將來自貯箱的推進劑的壓力由幾百千帕提高到幾萬千帕。然後再送入發動機推力室。渦輪泵結構複雜、工作條件苛刻、壓頭高，因此，設計效率高的渦輪泵也是發動機研製中的關鍵。
主要優缺點
同固體火箭發動機相比，液體火箭發動機通常具有以下
優點
1. 通常比沖最高，在推進劑量一定的情況下飛行器速度最大或者有效載荷最重。
2. 推力可調，可隨意啟動、關機；可脈衝工作（有些小脈衝發動機能工作25萬次以上）；
推力時間曲線可任意控制，能實現飛行彈道重複。
3. 可在臨使用前進行全面的檢測，飛行前可在地面或發射台作全推力試車。
4. 能設計成經發射場維護和檢測後可重複使用的。
5. 推力室可冷卻，可降低質量。
6. 可貯存液體推進劑在飛行器上的貯存已經超過20年，發動機可快速投入使用。
7. 對於泵壓式供應系統和較大的總沖，推進系統死重（包括貯箱）相當小(薄壁、低壓貯
箱)，推進劑質量分數高。
8.大多數推進劑的排氣無毒，環保能接受。
9. 同一推進劑供應系統可為飛行器各處的多個推力室供應推進劑。
10. 工作期間為防止出現可能導致任務或飛行器失敗的故障而可以改變工況。
11. 能實現組件冗餘以提高可靠性(如雙重單向閥或額外推力室)。
12. 多發動機情況下能設計成在一個或多個發動機關機後系統仍能工作(發動機故瘴工作能
力)。
13. 低壓貯箱的形狀能按多數飛行器的空間限制設計(即安裝在機冀或鼻錐內)。
14. 淮進劑貯箱在飛行器內的布局能最大程度地減小動力飛行段重心的變化量，提高了飛行
器的飛行穩定性、減小了控制力。
15. 通常羽流輻射很弱，煙霧很少。
缺點
1. 設計相對比較複雜，組部件較多，故障模式較多。
2. 低溫推進劑無法長期貯存，除非貯箱隔熱良好、逸出的蒸氣重新凝結。推進劑在發射台
加注，需要低很推進劑貯存設備。
3. 有幾種推進劑的泄漏或溢出會引起危險、腐蝕、有毒和火災，但採用膠體推進劑可大大
減少這種危害。
4. 對於大多數工作時間短、總沖低的套用，總重量較大(推進劑質量分數低)。 非自燃推進劑需要點火系統。
5. 需要獨立的增壓子系統給貯箱增壓。這可能需要長期貯存高壓( 2000一10000 psi}惰性
氣體。
6. 控制燃燒不穩定性的難度較大。
7. 槍擊會造成泄漏，有時會引起曹火，但一般不會發生爆炸，膠體推進劑可減小甚至消除
這些危害。
8. 少數推進劑(如紅煙硝酸)的煙霧有毒。
9. 由子推進劑平均密度較低、發動機組件安裝效率相對較低，一般所需空間較大。
10. 若飛行器解體、燃料和氧化劑緊密混合，則有可能〔但一般不會〕產生爆炸性混合物。 貯箱內的晃動會給飛行穩定性帶來問題，但可用隔板把問題減到最小程度。 若貯箱出口露空，吸入的氣體會引起燃燒中斷或燃燒振盪。
11. 某些烴類燃料會產生含煙〔灰)的排氣羽流。
12. 零重力環境下的啟動需採取專門的設計措施。
13. 低溫液體推進劑有啟動延遲，因為把系統流道硬體冷卻到低溫需要一段時間。 需冷卻的大型推力室的壽命大概限於一百多次啟動。
14. 大推力發動機的啟動時間需好幾秒。
現狀及發展趨勢
基於過程神經網路的液體火箭發動機狀態預測
提出一種基於極限學習算法的離散過程神經網路模型,用於解決液體火箭發動機狀態預測這一難題。首先在歷史數據的基礎上建立離散過程神經網路預測模型,然後根據線上更新的數據樣本,採用遞推極限學習算法對過程神經網路隱層到輸出層的權值進行更新,並套用權值更新後的過程神經網路對發動機狀態進行預測。最後,以液體火箭發動機狀態預測中氫渦輪泵揚程預測為例,分別採用有權值更新和無權值更新兩種預測模型進行了試驗。結果表明,通過更新過程神經網路權值可以使模型具有更高的預測精度和更好的適應能力,該方法能夠為液體火箭發動機狀態預測提供一種有效的解決途徑。
二零一六年八月一日，中國新型500噸級液體燃料火箭發動機關鍵技術試驗取得成功，緊接著，3米直徑兩段試驗固體助推器試驗成功。這兩個訊息標誌著中國未來載人登月和深空探測的主要運載火箭，與美國“土星5號”，新一代SLS火箭相提並論的“長征9號”預研工作初露曙光。（如圖“土星5號”的F-1發動機）
我國研究課題：
液體火箭發動機尾焰對發射平台衝擊效應
液體火箭發動機渦輪泵平衡活塞的研究
小推力液體火箭發動機推力測量技術研究
液體火箭發動機推力室壁瞬態載入三維熱結構分析
液體火箭發動機氫渦輪泵轉子動力學特性研究
液體火箭發動機渦輪轉子超速離心變形特性研究
