第十七章
第十七章 火箭推进系统的选择
大凡设计问题，都存在多种可能的工程解决方案，从中可作出选择，这几乎无一例外。本章将概括地讨论为特定任务选择推进系统的过程，另外在以下三个方面将作比较详细的叙述：
(1)液体推进剂火箭发动机与固体推进剂火箭发动机的优缺点比较；
(2)评估特定推进系统和从多个备选火箭推进系统中作出选择时所考虑的一些主要
因素；
(3)推进系统与飞行器和/或工程大系统之间的界面。
推进系统实际上是飞行器的一个分系统，而飞行器则是工程大系统的一部分。工程
大系统的一个例子是由地面站、计算机、发射台和若干卫星组成的一个通讯网络，每颗卫星都是一个飞行器，其上装有满足特定需求的姿态控制推进系统。在轨时间的长短是一系统参数，该参数影响卫星的规模和对推进系统的总冲需求。
飞行器系统中的分系统（如结构、推进、制导、控制、电源、通讯、热控和地面支持)提出的需求常常是有矛盾的。只有通过仔细的分析和系统工程的研究，才能找到让所有分系统都能满意地运行且互相协调的一种折衷解决方案。工程设计学科在最近这些年得到了长足的进展，欲要详细了解的话可查阅如文献17-1那祥的比较全面的参考书。
其他文献有叙述空间系统设计的（如文献17-2、17-3）和液体火箭发动机设计的（如文献17-4)。
总任务（工程大系统）需求、飞行器需求和推进系统需求都会涉及性能、费用或可靠性。对某一特定任务而言，这些准则中的某一个往往比其余两个更加重要。上述的三个层次的需求之间、三种准则之间都存在密切的相互关系。有些推进系统（通常为第二层次的分系统)特性对飞行器有很大的影响，反过来飞行器对其也有很大影响。例如，推进系统性能的提高会直接影响飞行器的规模、工程大系统的成本或寿命（寿命可归结为可靠性与成本)。
17.1选择过程
选择过程是飞行器系统和火箭推进系统总体设计工作的一部分。选择要根据一组准则进行，这些准则以需求为基础，它用于评估和比较各种推进系统。最合适的火箭推进系统的确定过程取决于其应用、各种推进系统特性的定量表达能力、可获得的有用数据的多少、选择方案所需的经验以及可用于检查备选推进系统的时间和资源。本章讨论的选择过程有些理想化，如图17-1所示，除此之外还有其他的选择顺序和选择方法。
图17-1理想化的推进系统选择过程
选择推进系统时开始都要对工程大系统及其任务作出定义。任务的目标、有效载荷、飞行状态、轨道方案、发射过程、任务成功的概率以及其他需求必须予以明确，这通常由负责整个工程大系统的单位完成。下一步是明确与飞行任务相应的飞行器。在这之后才能理出具体任务和/或飞行器对推进系统的需求。例如，根据任务需求可明确所需的质量比、最低比冲和大致的推进剂量，如第四章所述。进一步可确定一些推进系统参数，如推力-时间曲线、推进剂质量分数、允许的最大容积或最大包络尺寸、典型的脉冲占空特性、允许的环境温度、推力矢量控制要求、飞行器接口、产品交付套数、以往使用经验、时间进度要求和成本限制。
由于整个飞行器的性能、飞行控制、操作或维护通常与火箭推进系统的性能、控制、操作或维护之间的关系很密切，故飞行器需求和推进系统需求一般要经过多次反复协调后才能明确，然后形成文件。这个反复过程既要涉及工程大系统负责单位（或飞行器/工程大系统承包方)，也要涉及到一个或多个推进系统负责单位（或火箭推进系统承包方)。文件有多种形式，电子计算机的功能现已扩展到了网络、数据库记录和文件检索。
通常要对多个备选系统方案进行评估。它们可能是由不同的火箭发动机研制单位提出的，可能基于对已有的一些火箭推进系统的修改，也可能采用了一些新技术，或者是专门为满足该飞行器或任务的需要而配置的新型系统。在作评估时，必须对各个备选推进系统进行互相比较，就其满足各种需求的程度进行排序（根据选择准则）。为此，需要对各备选系统进行分析，还常常再做一些额外的试验。例如，对所有关键组件的功能、失效模式和安全系数作统计分析后可得到可靠性的定量评估值。对于某些准则，如安全性或以往的相关经验，不太可能对备选系统作定量比较，只能作某些主观比较。
在用于特定任务时，火箭发动机的各参数需进行优化。在确定推力室或发动机的数目、最佳室压、最好的推进系统总装方案、最佳混合比、多级飞行器的最佳级数、最佳弹道、最佳喷管面积比、喷管数目、VC(推力矢量控制)方案、最佳推进剂混合比或固体推进剂配方等诸如此类的参数或方案时需作权衡折衷研究。这些折衷研究的目的通常是在给定的飞行器和任务下得到最高的性能、最高的可靠性或最低的成本。这些优化研究项目中，有些需要在整个过程的早期就开展，以建立推进系统评估准则，有些则在评估备选推进系统时需要用到。
在方案选择过程的初期通常要就推进系统类型作出尝试性的选择，比如是采用固体火箭发动机，还是液体火箭发动机，或者电推进系统，亦或其他类型。每种类型都有它的推力、比冲、推重比（加速度）范围或通常的工作寿命，如表2-1和图2-5所示，其上列出了几种化学火箭发动机和非化学火箭发动机的这些特征。液体火箭发动机和固体火箭发动机已在第六到十四章叙述，固液混合火箭发动机已在第十五章叙述。
若要对已有飞行器作改进或改动，则其推进系统通常也要改进或改动（如加大推力、增加总冲或提高推力矢量控制速度)。此时可能还是要对可修改的推进系统参数作一些折衷研究和优化，但不像在全新飞行器或全新任务里那样视为完全不同的推进系统。此外，很少有完全相同的火箭推进系统被选择用于两种不同的用途。已有的火箭推进系统为适应另一种应用，通常需作一些设计更改和接口修改。在满足任务需要的情况下，已有的、已经过飞行验证的推进系统一般在成本和可靠性上有优势。
电推进系统因其推力小、加速度小、空间飞行轨道独特、比冲高、工作时间长、通常其电源供应系统比较庞大而具有一些独特的用途，它很适合用于某些空间转移和轨道保持任务。随着上天飞行的电推进系统的增多，已经得到验证的电推力器的选择范围越来越大。这些系统及其设计方法将在第十九章叙述，文献17-3也对其作了叙述。
表17-1固体火箭发动机的优点
设计简单（活动部件很少或没有）。
使用方便（飞行前检测项日很少）。
可快速投入使用。
无推进剂泄漏、溢出或晃动。
在总冲较低的应用中总重量有时较小。
通过预先设计可实现推力调节和多次启动（少量次数）。
可提供TVC,但复杂性增加、
可贮存5~25年。
一般总密度较高，因此外包络尺寸较小，飞行器可缩小（减小阻力）。
有些推进剂的排气无毒、清洁，但性能较低。
有些药柱和壳体设计方案可采用多个喷管。
可通过推力终止装置控制总冲。
绝热层、喷管和喉衬材料的烧蚀与气化增加了质量流量及总冲。
有些战术导弹发动机生产批量很大（每年20万发以上）。
能设计成可回收、再装填和可重复使用的（航天飞机固体火箭发动机）。
当认定化学火箭发动机最适合某特定应用后，就需要在液体火箭发动机、固体火箭发动机和固液混合推进系统之间作出选择。表17-1一表17-4列出了液体火箭发动机和固体火箭发动机的主要优缺点。表中所列的是就一般情况而言的，有些条目可能有争议，有很多仅限于特定应用。其中某些条目可转化为评估准则。对一具体任务，可对表中的相关条目根据其相对重要性进行排序。许多条目需要作定量化处理。这些表格适用于一般的推进系统，未考虑采用液体一固体推进剂组合的系统。
17-2液体火箭发动机的优点
通常比冲最高；在推进剂量一定的情况下飞行器速度增量和能达到的任务速度为最大。
推力可随意调节，可随意启动、关机；可脉冲工作（有些小推力的发动机能工作2万次以上）；推力时间曲线可
任意控制，能实现飞行弹道敢复。
能采用推力终止装置控制关机冲量（飞行器末速控制得更好）。
可在临使用前进行全面的检测，飞行前可在地面或发射台作全推力试车。
能设计成经发射场维护和检测后可重复使用的。
推力室（或飞行器某些部分）可以冷却、能降低质量。
可贮存液体推进剂在飞行器上的贮存已超过了20年，发动机可快速投入使用。
对于泵压式供应系统和较大的总冲，推进系统死重（包括贮箱）相当小《薄壁、低压贮箱)，推进剂质量分数高。
大多数推进剂的排气无毒，环保能接受。
同一推进剂供应系统可为飞行器各处的多个推力室供应推进剂。
工作期间为防止出现可能导致任务或飞行器失败的故障而可以改变工况。
能实现组件冗余以提高可靠性（如双重单向润或额外推力室）。
多发动机情况下能设计成在一个或多个发动机关机后系统仍能工作〔发动机故障工作能力)
低压贮箱的形状能按多数飞行器的空间限制设计（即安装在机翼或鼻锥内）。
推进剂贮箱在飞行器内的布局能最大程度地减小动力飞行段重心的变化量，提高了飞行器的飞行稳定性、减小了控制力。
通常羽流辐射很羽，烟雾很少。
表17-3固体火箭发动机的缺点
爆炸和着火的可能性较大；发动机失效会造成灾难性后果；多数无法承受枪击或向硬表面的坠落。
在公共场所运输时许多发动机需要得到环保许可和采取安全措施。
有些推进剂和药柱在某些条件下会发生爆震。
温度交变或草率处理会引起药柱的累积破坏，它限制了使用寿命。
若设计成可重复使用的，则制造厂需要进行大范围的再加工和装填新推进剂。
需要点火系统。
每一次再启动都需要一个独立的点火系统和更多的绝热装置一实际上只有一到两次再启动。
含高氯酸铵的复合推进剂排气一般有毒。
有些推进剂或推进剂成分在贮存过程中会变质（自身分解）。
多数固体推进剂羽流造成的无线电频率衰减比液体推进剂大。
只有某些发动机能随意关机，且关机后发动机就没用了（非重复使用的）。
一旦点燃就无法改变预定的推力或工作时间。采用有多个喉部面积的可移动的针栓能实现随意变推力，但使用经验很有限。
若推进剂中碳、铝或其他金属颗粒的百分比含量超过一点点，排气就会冒烟，羽流辐射会很强烈。
药柱的完整性（裂纹、未粘牢的面积）在发射场很难检测。
推力和工作时间随药柱初始温度变化、不易控制。因此发动机的飞行弹道、速度、高度和射程会随药柱温度变化。
大型主推发动机启动时间需好几秒。
几乎所有发动机都需要隔热措施。
无法在使用前进行试验。
需要预防无意点火的安全措施、无意点火会引起发动机意外工作，会造成灾难。
表17-4液体火箭发动机的缺点
设计相对比较复杂，组部件较多，故障模式较多。
低温推进剂无法长期贮存，除非贮箱隔热良好、逸出的蒸气重新凝结。推进剂在发射台加注，需要低温推进剂贮存设备。
有几种推进剂的泄漏或溢出会引起危险、腐蚀、有毒和火灾，但采用胶体推进剂可大大减少这种危害。
对于大多数工作时间短、总冲低的应用，总重量较大（推进剂质量分数低）。
非自燃推进剂需要点火系统。
需要独立的增压子系统给贮箱增压。这可能需要长期贮存高压(2000一10000psi)情性气体。
控制燃烧不稳定性的难度较大。
枪击会造成泄漏，有时会引起着火，但一般不会发生爆展；胶体推进剂可减小甚至消除这些危害。
少数推进剂（如红烟硝酸）的烟雾有毒。
由子推进剂平均密度较低、发动机组件安装效率相对较低，一般所需空间较大。
若飞行器解体、燃料和氧化剂紧密混合，则有可能（但一般不会）产生燥炸性混合物。
贮箱内的晃动会给飞行稳定性带来问题，但可用隔板把问题减到最小程度。
若贮箱出口露空，吸入的气体会引起燃烧中断或燃烧振荡。
某些烃类燃料会产生含烟（灰）的排气羽流。
零重力环境下的启动需采取专门的设计措施。
低温液体推进剂有启动延迟，因为把系统流道硬件冷却到低温需要·一段时间。
需冷却的大型推力室的寿命大概限于一百多次启动。
大推力发动机的启动时间需好几秒。
一个学生经常问的问题是：固体和液体火箭发动机哪一种更好？明确的倾向意见只能针对具体的飞行器任务给出。目前，固体火箭发动机看起来比较适合用于战术导弹(空-空、空-面、面-空或短程面一面导弹)和弹道导弹（远程或短程面-面导弹），因为能立即使用、结构紧凑、没有有害液体的溢出或泄漏问题是这些应用中很重要的原则。
液体火箭发动机看起来比较适合用于运载火箭主推进系统和上面级，因为它比冲较高、排气相对比较清洁、推力可随意调节。液体火箭发动机还常用于主推结束后的控制系统以及姿态控制系统，因为它具有任意多次的脉冲工作能力和精确的关机冲量。此外它还用于动能杀伤防御导弹的轴向和侧向脉冲推进系统。不过，以上应用方向总是有一些例外情况。
在为一个新的大型的多年高成本项目选择火箭推进系统时，相当多的时间和精力花
在评估和发展合理的定量比较方法上，从某种角度讲这是由政府政策和国际竞争造成的。互相竟争的工程大系统研制单位和火箭推进系统研制单位开展了很多研究工作，许多正式评述被用于帮助考虑所有因素、定量比较重要准则以及作出合适的决策。
17.2选择准则
在选择特定火箭推进系统时采用的许多准则是特定的任务或飞行器应用所特有的。
然而，这些选择因素中有些适用于许多应用，如表17-5中所列的。同样，该表不能说是很完整的，表中的准则并不是对任何应用都适用。该表可作为检查清单使用，看看表中所列的准则有没有未考虑的。
表17-5选择特定火箭推进系统采用的典型准则
任务定义
工程大系统任务的目的、功能和最终目标已明确，其含义已充分理解。任务原因已表述清楚，任务效益明显。任务需求已明确。有效载荷、飞行方式、飞行器、发射条件、运行条件已建立或明确。所意识到的风险看起来能接受。完成任务所需的项目必须有政治上、经济上和制度上的支持和资金保证。根据任务定义生出来的推进系统需求必须合理、能得出可行的推进系统。
经济承受力（成本）
全寿命周期成本低。它是从任务开始到系统终止运行期间的研发成本、生产制造成本、设备成本、运行成本和退役成本的总和（参见文献17-5）。完成任务得到的效益应能超过成本。新设备的投资必须低。需要昂贵材料的组件若有的话必须很少。对于商业应用（如通信卫虽），投资回报必须具有吸引力。无需雇佣新的、缺乏经验的、需加以培训且容易造成代价很高的失误的员工。
系统性能
推进系统应为优化飞行器及工程大系统的性能而设计，应采用最合适的成熟技术。死重要降低到实际最低程度，采用改进的材料、对载荷和应力要了解透彻。残余（不可用）推进剂量最少。推进剂具有实际最高比冲、没有过度的危险性，不过度增加推进系统死重，加注、贮存、处理简单（推进系统比冲在2.1节定义，19.1节将作进一步讨论)。推力一时问曲线、启动次数必须为优化飞行器任务而选择。飞行器在所有可能工况下（脉冲、变推力、温度偏离等)都必须有足够的性能。飞行器必须能在规定时间内贮存。能满足或超过工作寿命。性能参数（如室压、点火时间或喷管面积比）必须接近所选任务下的最佳值。飞行器必须具有足够的TVC能力。羽流特性满足要求。
生存能力（安全性）
所有危险性都已充分了解并详细掌握。若发生失败，人员伤害、设备与设施以及环境损坏的风险要降到最低。某些灾难或失败将引起推进系统工作条件的变化或安全关机。适用的安全性标准必须服从。推进系统的意外能量 输入（如枪击、外部火）不应造成爆震。任何一种严重失败的概率都必须很低。安全检测和监测措施在识别和预防可能的初期严重故障方面的有效性必须经过验证（参见文献17-）。设计必须保证足够的安全系数。液体推进剂溢出不许造成过度的危害。所有系统和程序都必须遵守安全标准。发射等级测试已认定该系统对发射是足够安全的。
可靠性
试验结果的统计分析表明系统具有令人满意的高可靠性。技术风险、制造风险和失败风险都很低、且已很好地了解，其对工程大系统的影响世已清楚。几乎没有复杂组件。组件（包括推进剂）的贮存和工作寿命已得到演 示。在使用或发射前能对推进系统主要部件进行检测的能力已得到验证。在发生某些可能的故障时系统能安全关机。关键组件必须有冗余（除非无效）。推进系统的所有功能处于设计允许范围内的概率很高。燃烧振荡或机械振动的风险必须降到最低值。
可控性
推力上升和衰减时间在规定范围内。燃烧过程稳定。对控制或指令信号的响应时间在可接受的范围内。控制必须非常简单、稳定，不会产生意外的危险情况。推力矢量控制的响应能满足要求。混合比控制必须保证燃料和氧化剂贮箱几乎同步耗尽。后效推力和后效时间必须小到可忽略。必须有精确的推力终止手段，以满足任意控制飞行速度的需要。能转换执行其他任务。液体推进剂晃动和管路振荡需得到足够的控制。零重力环境下推进剂贮箱必须能基本上完全排空。
维护性
维护、调整简单，零件容易更换，内部故障或问题的分析快速、可靠。对维护人员的危客应降到最低。所有需要检测、检查或更换的组件都能很方便地操作。有受过训练的维护人员。需要维护的项目能很方便地执行。
形状限制
推进系统能在飞行器上安装，满足空间、具体长度或飞行器直径的限制。推进系统的体积小或平均密度大通常是其优点。若必须控制重心移动（这在某些任务中是必需的），则优先采用能以最少重量和最少的复杂性满足这一点的推进系统。
以往相关经验
具有良好的历史、可获得有效的相关数据的类似推进系统来为技术、制造、性能和可靠性的实际可行性提供支持。可获得用于验证计算机模拟程序的经验和数据。有经验丰富、技能高超的人员。
使用性
使用简单。有经过验证的使用手册。推进剂加注、电源供应、发射、点火器检测等的程序必须简单。若适用的话，必须有可靠的状态自动监测和检测系统。乘员所需的训练应尽量少。能通过一般公路或铁路运输加注后的飞行器而无需得到环保许可、无需防污染设备、无需人员押运。备件供应有保证。能在某些紧急情况和超要求条件下使用。
制造性
容易加工、检测和装配。所有关键工序都已熟练掌握。所有材料的特征均明确，关键材料的特性已充分了解、系统的检测很方便。关键组件的供应商的资格已得到认定。使用标准的加工机械和较简单的工装。硬件品质和推进剂特性的一致性较好。加工碎眉尽量少。设计应尽量采用标准材料、标准零件、通用紧固件和现成组件。最大程度地利用现有加工设备和装置。加工的一致性极好，即相同的推进产品之间因加工造成的偏差应尽量小。主要的加工工艺、检测、零件制造和装配应有经过验证的规范。
进度
整个任务能在规定的时间表里完成，以实现系统的效益。研发、鉴定、飞行试验和/或初始运行能力都在计划进度内完成，没有意外的拖延。关键材料渠道畅通、资格经认证的供货商不紧缺。
环保性
不会对人员、设备或周围环境造成不可接受的破坏。排气羽流无毒性成分。推进剂溢出或其蒸气不会造成严重的危害（如腐蚀）。对试验场或发射场附近社区造成的噪音应控制在允许范围内。接触致癌化学物质的风险降到最小。危险性极小，环保何题没有争议，环保机关的批准成为例行公事。遵守现行法规。没有因电磁脉冲、静电或电磁辐射造成的电流而引起的不良后果。
重复使用性
某些应用（如航天飞机主发动机、航天飞机固体火箭助推器或飞机加力火箭发动机）需要可重复使用的火箭发动机。此时飞行次数、维护性和累积工作时间是有待演示验证的主要的需求参数。对某些系统组件，疲劳破坏和累积交变热应力会很严重。关键组件已仔细确定。用于飞行后或试验后的仔细检测《如某些检漏、检测裂纹、轴承公差等)的方法、仪器和设备均存在。能方便地更换和/或修理不良零件。分解前的工作次数要大，大修的间隔时间要长。
其他准则
排气羽流造成的无线电信号衰减小。加注了推进剂和增压流体的完整的推进系统能在所需的年限内贮存而不会发生推进剂变质或性能降低。接口简单。安装和运输有安全保护措施。系统具有退役处理措〔如使无用卫星离轨)和销毁措施（如通过可重复供应推进剂的火箭发动机安全处理和销毁过期的推进剂）。
下面是几个具体应用中的重要准则的例子。对于携带了光学仪器（如望远镜、地平仪、星敏感器或红外辐射敏感器)的航天器，排气羽流不能有污染物（其会沉积或凝结在太阳电池片、辐射致冷器、光学窗口、发射镜面或透镜表面上，降低它们的性能)和颗粒物（会把太阳光散射到仪器小孔内，造成误差信号）。传统的复合固体推进剂以及脉冲工作的双组元可贮存推进剂通常就不能使用，但冷的或加热过的清洁气体（H2、Ar、N2等)以及单元肼反应气体一般是可以用的。另一个例子是强调无烟推进剂排气羽流，这样会使烟雾痕迹的光学探测变得非常困难，这种应用对战术导弹尤其重要。只有极少几种固体推进剂和一些液体推进剂是真正无烟的，在任何天气情况下都没有烟雾尾迹。
有些选择准则可能互相矛盾。例如，有些推进剂比冲很高，但也容易产生燃烧不稳定性。在液体推进剂系统中，若氧化剂贮箱用固体推进剂燃气发生器增压、富燃热气与液体氧化剂之间用薄的柔性膜隔开，则在系统紧凑与系统失效破坏（若膜泄漏或撕裂就会发生着火、可能燥炸、系统产生故障)之间就存在一个权衡的问题。对千电推进，高比冲往往伴随有庞大的电源供应与调节装置。
实际选择有赖千各种因素按照其重要性和效益或对系统可能造成的影响而达成的平衡，以及通过分析、以往经验/数据、成本估计和重量的外推和/或独立的试验得到的这些选择因素的定量化结果。设计指导思想如Taguchi方法和TQM(全面质量管理)可以按此推断（文献17-1和17-2）。为得到某些选择参数的数据，通常需要开展布局设计、重量估计、重心分析、成本估计、初步应力分析或热分析以及其他初步设计工作，该过程还需对各种推进系统方案的接口进行对比检查。有些推进需求彼此之间不协调，需要作一些折衷。例如，设置更多的监测传感器能防止发生某些类型的故障，从而能提高推进系统的可靠性，然而额外的传感器和控制组件增加了系统的复杂性，且它们的失效会降低总体可靠性。当提出的推进需求无法满足或没有实际意义时，选择过程还可能要进行反馈，对最初的任务需求或定义作修改。
一旦成本、性能和可靠性因素明确且定量化，针对具体任务的最佳推进系统的选择就可进行下去。最终的推进需求可能是多次迭代的结果，通常要对其形成文件，例如推进需求规范。其中包含大量的记录条目（如发动机验收文件、CAD图、零部件清单、检测记录、实验室测试数据等)。与设计、制造及与部件供应商、祥机等有关的规范有很多。审批和执行设计与制造的更改必须有一套严格的程序。如今这些已经是推进系统设计和研制的先决条件。
17.3接口
在本章第2节中，推进系统与飞行器和/或工程大系统之间的接口界丽被视为选择推进系统时需考虑的准则之一。只有少数火箭推进系统能很容易地装配与连接到飞行器上。此外，这些接口还是规范的设计与研制工作的重要内容。表17-6列出了在推进系统的选择、设计和研制过程中所考虑的部分典型的接口，该表也可作为检查清单使用。接口保证了推进系统与飞行器及其他分系统之间在所有可能的工况和任务环境下都能正常发挥功能、协调工作。通常要形成一份接口文件或规范，它对设计师、操作人员和维护人员都有用。
表17-6火箭推进系统与飞行器之间的典型接口
接口类型\典型的具体接口
结构
推进系统安装接口（形状/位置/紧固方式）
质量、转动惯量或重心位置的限制
用于减小振动的阻尼的类型和程度
安装在推进系统结构上的飞行器组件，如机翼、电子设备、TVC或裙段
飞行器煎加给推进系统或推进系统施加给飞行器的载荷（气动力、加速度、振动、推力、晃动、动态相互作用)
由载荷和/或加热引起的尺寸变化以及消除影胀或弯曲引起的过应力的方法
振动激发引起的相互作用
机械
电连接器接口；气动、液压、推进剂管路连接件接口
允许的容积/空间以及与其他分系统的几何关系
装配、零件更换、检测、维护、修理所需的操作空间
起吊或搬运装置、起吊附件位置
固定喷管安装精度的测量和调整
两台以上发动机同时工作时的推力匹配
贮箱、壳体、喷管、多孔绝热层或开口管的密封件或其他用于减小空气吸入量和蒸气凝结的
包覆用品
动力
可用的动力及其来源〈通常是电，但有时也用液压或气动)及其连接接口
注明所有需要动力的部件（电磁阀、监测仪表、TV℃、点火器、传感器）及其任务特性。各部件的动力分配
电压、DC/AC、频率或能量大小的转换
固体火箭发动机、某些用电装置或火工品与地面的电连接，减小升压时间、防止静电的施
敏感导线和/或高压组件的屏蔽
通测及无线通讯接口
加热器（如防止肼冻结或低温推进剂中结冰、积冰的加热器）接口
与位于飞行器推进系统部分的天线、电缆网、传感器和电于设备的接口
电子组件产生的热量的热管理
推进剂
两个以上推进系统（主推力室和姿态控制推力器）的推进剂共用问题
晃动控制（防止重心偏移或气体进入液体推进剂贮箱出口）
能限制重心移动的固体推进剂药柱设计或液体推进剂贮箱设计
液体推进剂加注/排泄措施
检测药柱裂纹或脱粘面积的X光检测通道（若有的话）
药柱空腔裂纹目测通道
贮箱、管路阀门清洁度检测通道
涡轮泵密封泄漏排放管的连接
飞行器控制与通讯指令信号
（启动/关机/变推力等）接口
反馈信号（监测推进系统状态，如阀门开关状态、推力大小、剩余推进剂量、泵转速、压力、温度)接口；遥测装置接口
安全自毁系统接口
姿态控制：俯仰、偏航、滚动指令：丁VC角度与转动反馈信号；任务时序；安全性极限
控制逻辑、计算机任务或数据处理和数据库在推进系统控制器、飞行器控制器、试车台控制
器或地面计算机/控制器之间的分配
故障监测装置的数量和类型以及它们的连接方法
热
来自发动机燃气/排气羽流或外部气体的热量不能超过外露关键组件的承受范围
推进系统与飞行器之间的热传递
低温推进剂贮箱排放措施
辐射散热器
冷却接口（若有的话）
羽流
羽流对飞行器的辐射和对流传热
姿控发动机喷管羽流对飞行器组件的冲击（力和加热）
噪声对设备及周围区域的影响
羽流成分对飞行器或有效载荷部件（如太阳电池阵、仪器的光学组件或辐射表面）的污染或沉积
无线电信号衰减
安全性
状态监控、可能发生的故障的探测、自动修复（预防或修复即将发生的故障、如降低推力、关闭多个冗余推进系统之一)
点火器上加锁/解锁。安全/加锁装置的操作通道
涡轮泵动密封处、阀芯密封面泄漏的或从贮箱排出的有害液体推进剂的安全处理措施避免静电堆积与放电的设计措施
地面设备
与备用电源系统的接口
与发射台或试车台地面加热/冷却设备的接口
液体推进剂、增压气体及其他流体的供应与加注方法，以及排放这些流体的方法
机电检测接口
与贮箱及管路的地面冲洗、清洁和吹干系统的接口
与运输车辆、包装箱、飞行器起竖设备的接口
与起吊和搬运设备的接口
与地面灭火装置的接口
除冷气系统外，简单的固体推进剂火箭发动机的接口是最简单也是最少的。单元液体火箭发动机的接口也比较少、比较简单。带TVC和推力终止功能的固体火箭发动机要比简单固体发动机多一些接口。双组元火箭发动机则要复杂得多，若采用泵压式供应系统、具有变推力能力、TVC或脉冲工作能力，则其接口的数量和难度要进一步增加。
在电推进系统中，能脉冲工作的静电推力器的接口的数量和复杂性是最高的，而电热式推力器的接口相比之下最简单。较复杂的电推进系统一般比冲值更高。若任务要求推进系统能回收和重复使用，或者用于载人飞行器（乘员能监测推进系统，并能优先发送推进系统指令)，则会增加更多的接口、安全性措施和有关需求。
参考文献
17-1.A.Ertas and J.C.Jones,The Engineering Design Process,2nd Edition,John
Wiley Sons,New York,1996.
l7-2.J.C.Blair and R.S.Ryan,“Role of Criteria in Design and Management of SpaceSystems,”Journal of Spacecraft and Rockets,Vol.31,No.2,March-April 1994,pp.323-329.
17-3.R.W.Humble,G.N.Henry,and W.J.Larson,Space Propulsion Analysis and
Design,McGraw-Hill,New York,1995.
17-4.D.K.Huzel and D.H.Huang,Modern Engineering for Design of Liquid
Propellant Rocker Engines,Progress in Astronautics andAeronautics,Vol.147,
AIAA,Washington,DC,1992.
l7-5.C.J.Meisl,“Life Cycle Cost Considerations for Launch Vehicle Liquid
Propellant Engine,”Journal of Propuision and Power,Vol.4,No.2,March-
April1988,pp.117-119.
l7-6.A.Norman,l.Cannon,andL.Asch,“The History and Future Safety
Monitoring in Liquid Rocket Engines,”AIAA Paper 89-2410,presented at the
25th Joint Propulsion Conference,July 1989.
