第六章液体推进剂火箭发动机基础

本章是专门叙述液体推进剂火箭发动机的五章中的第一章。本章将概括介绍这种发动机（各种推进剂、发动机性能、推进剂预算的定义）以及较小的反作用控制发动机，同时也将叙述几个主要的子系统，如两类供应系统（包括发动机循环方式）、推进剂贮箱及其增压系统、阀门与管路系统以及发动机结构。第七章将详细介绍液体推进剂，第八章叙述推力室（及喷管），第九章叙述燃烧过程，第十章讨论涡轮泵、发动机设计、发动机控制、推进剂预算、发动机系统平衡与调整以及整个发动机系统。

液体推进剂火箭推进系统通常称为火箭发动机，它包括了所有工作（即产生推力）需要的组件和推进剂。它由以下组件组成：一个或多个推力室，一个或多个贮存推进剂的贮箱，一套用于把推进利从贮箱压入推力室的输送机构，为输送机构提供能量的动力源，用于输送液体的管路，传递推力的结构，启动和调节推进剂流动（以及推力）的控制装置等。在某些情况下发动机还包括推力矢量控制系统、各种监测仪器和残余推进剂（残留在管路、阀门或贮箱壁面上），但它不包括用于完成推进以外功能的硬件（如气动面、制导导航设备）和有效载荷（如空间探测仪器或导弹弹头）。

图1-3和1-4给出了简单的挤压式和泵压式火箭发动机的基本气液系统图。图6-1为一复杂的高性能液体火箭发动机。文献6-1和6-2介绍了液体火箭发动机的概况。此外，第十章给出了另外一些液体火箭发动机的数据和图表。

任何推进系统的设计都是针对特定的应用或任务要求进行的。这些要求通常说明了用途（防空导弹、运载火箭上面级推进或火箭弹助推等）、任务速度、设计弾道（面发射、轨道转移、性能-高度特性）、薄弱环节、姿态控制力矩及工作占空特性，寿命（贮存寿命或在轨寿命）以及产品的制造和交付套数。它对成本、进度、工作环境条件（如温度范围）、贮存条件或安全条例等作出了规定。其他还有一些准则、约束和选择过程将在第十七章叙述。

任务要求可通过推力-时间历程、推进剂、推力室数目、总冲、启动次数、可靠性下限、类似推进剂以及发动机的质量、尺寸或包络空间等指标转化为火箭发动机要求。但为了能提出这些发动机要求，必须先选定一些主要的发动机特性，如供应系统类型、燃烧室压力、推力室冷却方法、推力控制（多次启动、大小调节、推力矢量控制）、发动机动力循环方式（若采用涡轮泵）以及其他主要的方案特征。对于同一需求，可能得出一种以上的发动机方案，然后拿出初步设计结果或方案设计结果。表1-3~1-5已给出了典型的发动机数据。已经制造及飞行的火箭发动机有多种类型，其推力最小为0.01磅以下，最大超过了1.75×10⁶磅有一次启动的，也有多次启动的（有些可启用15万次以上），有固定推力的，也有推力可调的（称为变推力），有一次性使用的，也有可重复使用的，有单台工作的，也有多台并联工作的。

表6-1给出了液体火箭发动机的一种分类方法。发动机有两大类，一类是用于发射有效载荷、使有效载荷的速度显著增加的（主推进），另一类是用于轨道修正和姿态控制的辅助推进。液体火箭发动机系统也可根据另外一些方法分类，比如可重复使用的（如SSME或战斗机快速爬高和机动用的助推发动机）或仅作一次性飞行的（如“宇宙神”、“大力神”运载火箭发动机），可多次启动的（如反作用控制发动机）或一次点火的（如运载火箭发动机）。它们还可根据所用推进剂、其应用场合或所在的级（上面级或基础级）、推力量级及供应系统类型（挤压式或泵压式）分类。

推力室或推力器是发动机的燃烧装置。在推力室内，推进剂经过喷射、雾化、混合和燃烧，形成高温气态反应产物，该气态产物随后加速、高速喷出而形成推力。推力室有三个主要部件：喷注器、燃烧室和喷管。在有冷却的推力室中，推进剂之一（一般是燃料）流过冷却夹套或一专门的冷却通道，吸收从高温反应气体传给推力室壁的热量（见图8-2、8-3）。辐射冷却推力室采用了一种特殊的高温材料，如金属铌，该材料可将过度热量辐射掉。此外还有无冷却推力室或热沉推力室，比如采用烧蚀材料的推力室。推力室将在第八章讨论。

液体火箭发动机有两类供应系统：一种采用泵把推进剂从飞行器贮箱输送到推力室，另一种采用高压气体把推进剂从贮箱排出。第十章和本章6.2节将对其作进一步讨论。

表17-1~17-4对液体火箭发动机和固体火箭发动机的优缺点进行了比较。

6.1推进剂

推进剂是火箭发动机的工作物质，是要经历化学反应和热力学变化的流体。术语液体推进剂包含了全部所使用的液体，它可能是：

（1）氧化剂(液氧、硝酸等)；

（2）燃料(汽油、酒精、液氧等)；

（3）包含氧化剂成分和燃料成分的化学复合物或混合物，能自身分解；

（4）上面任何一种加上凝胶介质。

第七章将介绍以上所有的推进剂。

双组元推进剂火箭发动机有两种独立的液体推进剂，一种为氧化剂，另一种为燃料。两种推进剂分开贮存，在燃烧室外不混合。大多数液体火箭发动机采用双组元推进剂。

单组元推进剂为同时包含氧化剂和燃料成分的一种物质。它可能是多种化合物的混合物，也可能是一种均相材料，如过氧化氢或肼。单组元推进剂在常规大气环境下是稳定的，但对其加热或催化后它就分解产生高温燃气。

冷气推进剂(如氮气)一般贮存在高压状态，其性能较低，系统简单，通常很可靠。它已用于滚动控制或姿态控制。

低温推进剂是在低温下液化的气体，如液氧(-183℃)或液氢(-253℃)。这种推进剂的贮箱需要有放气和减小蒸发损失的措施。

可贮存推进剂(如硝酸或汽油)在环境温度下是液体，可在密封贮箱内长期贮存。空间可贮存推进剂在空间环境下是液体，其贮存性与具体贮箱方案、热环境和贮箱压力有关。空间可贮存推进剂的一个例子是氨。

胶体推进剂是含凝胶添加剂的一种触变液体，其特性像果冻或浓涂料。它不会轻易流动、泄漏，但能在压力作用下流动，能燃烧，在某些方面更安全。第七章有单独的一节描述这种推进剂。

双组元推进剂的混合比是氧化剂与燃料的比例，氧化剂与燃料在此比例下混合、反应产生燃气。混合比r定义为气化剂质量流量\({{\dot{m}}_{o}}\)。与燃料质量流量\({{\dot{m}}_{f}}\)之比，即

r = \({{\dot{m}}_{o}}/{{\dot{m}}_{f}}\)         (6-1)

混合比决定了反应产物的成分。通常混合比的选择原则是得到最高比冲或最大的T₁/m，这里T₁是燃烧温度，m是燃气平均分子量［见式(3-16)或图3-2］。在给定推力F和等效排气速度c的情况下，推进剂总流量可由式(2-6)计算，即\(\dot{m}=\dot{w}/{{g}_{o}}={F}/{{c}_{o}}{r},\dot{m},{{\dot{m}}_{o}},{{\dot{m}}_{f}}\)之间的关系为

\(\dot{m}\)=\({{\dot{m}}_{o}}\)+\({{\dot{m}}_{f}}\)          （6-2）

\({{\dot{m}}_{o}}\)=r\(\dot{m}\)/(r+1)       （6-3）

\({{\dot{m}}_{f}}\)= \(\dot{m}\)/(r+1)        （6-4）

以上四个公式中的m和也可用w (重量)和\(\dot{w}\)代替。表5-5给出了各种推进剂组合在特定混合比下的性能计算值。第七章将给出几种常用推进剂的物性，并讨论这些推进剂的特点及安全性。

例题6-1    一推力为10000 lbf的液氢液氧火箭发动机推力室，室压为1000 psi，混合比为3.40，排气

平均分子量为8.9 lb/(lbmol)，燃烧温度为4380℉，燃气比热比为1.26。假设实际比冲为理论值的97%。求啧管面积比、在p₂=p₃=1.58 psi高度工作时的量佳喷管出口面积、推进剂重量流量与容积流量、工作2min所需的总推进剂量。

【解】    最佳喷管的排气逢度根据式(3-16)计算，但需对英制单位加转换因子g₀。

\({{v}_{2}}=\sqrt{\frac{(2{{g}_{0}}k)(R\text{ }\!\!’\!\!\text{ }{{T}_{1}})}{(k-1)m}\left[ 1-{{({{p}_{2}}/{{p}_{1}})}^{(k-1)/k}} \right]}\)

\(\text{=}\sqrt{\frac{(2\times 32.2\times 1.26)}{0.26}\frac{(1544\times 4840)}{8.9}\left( 1-{{0.00158}^{0.205}} \right)}\)=13900（ft/s）

理轮比冲为c/g₀，这里为v₂/g₀即13900/32.2=431 （s）。实际比冲为0.97×431=418(s)。理论推力系数可根据式(3-30)计算，或根据图3-6获得（p₂=p₃）为C_F=1.76。实际推力系数要略小一些，取98%，则C_F=1.72。所需的喉部面积可根据式(3-31)计算。

At=F(CFp1)=10000/(1.72×1000)=5.80(in²)(直径2.71 in)

最佳面积比可根据式(3-25)成图3-5得到，其值为42。得出口面积为5.80×42=244(in²)(直径 17.6 in)，液氧密度为71.1 lbf/ft³，液氧密度为4.41 lbf/ ft³。由式(2-5)得推进剂重量流量为

\(\dot{w}\)=F/L_s=10000/418=24.0(lbf/s)

根据式(6-3)与(6-4)将氧化剂与燃料的重量流量为

\(\dot{w}\)_o-\(\dot{w}\)r/(r+1)=24.0×3.40/4，40=18.55 (lbf/s)

\(\dot{w}\)_f=\(\dot{w}\)/(r+1)=24/4，40=5.45 (lbf/s)

由重量流量与密度可得容积流量。

\({{\dot{V}}_{o}}={{\dot{w}}_{o}}/{{\rho }_{o}}\)=18.55/71.1=0.261 (ft³/s)

\({{\dot{V}}_{f}}={{\dot{w}}_{f}}/{{\rho }_{f}}\)=5.45/4.4=1.24 (ft³/s)

工作120s(二加2s以考虑启动关机瞬变过程及不可用推进剂)所需的推进剂和重量和容枳为

\({{\dot{w}}_{o}}\)=18.55×122=2260 （lbf）(液氧)

\({{\dot{w}}_{f}}\)=5.45×122=665（lbf）（液氢)

\({{\dot{V}}_{o}}\)=0.261×122=31.8（ft³）(液氧)

\({{\dot{V}}_{f}}\)=1.24×122=151（ft³）(液氢)

要注意的是，由于燃料的密度低，液氢的容积流量以及贮箱容积要比液氧的大。

6.2推进剂供应系统

推进剂供应系统有两个主要功能：提高推进剂的压力；把推进剂输送到一个或多个推力室。完成这些功能所需的能量要么来自于高压气体或离心泵，要么同时来自于这两者。具体供应系统及其组件的选择主要取决于发动机的用途、本章一开始提到的发动机要求、工作时间、推力室数目或类型、以往研制经验、任务以及对发动机的一般要求（方案简单、容易制造、成本低，质量小）。图6-2对几种主要的供应系统类型进行了分类，其中一些将在下面详细讨论。所有供应系统都包括管路、多个阀门、用于加注和排放推进剂的装置以及用于启动、关机、调节流量和工况的控制装置。

一般来说，当总冲或推进剂量相对较小、室压较低、发动机推重比较小（小于0.6）、需要反复的短脉冲工作时，采用挤压式供应系统的飞行器的性能要优于泵压式系统，这种情况下发动机系统的主要死重通常是厚壁推进剂贮箱和气瓶的质量。在泵压式系统中，推进剂贮箱压力要低得多（相差10~40倍），因此贮箱质量要小很多（同样也相差10~40倍）。当总冲较大（速度增量大）、室压较高时，通常采用泵压式系统的飞行器性能更好。

挤压式供应系统有相对比较简単的，如工作一次、厂内预包装的简单发动机（用破裂膜片代替一部分阀门）上的供应系统，也有相当复杂的，如多次启动推力器或可重复使用推进系统上的供应系统。表6-2给出，挤压式供应系统的典型特征，这些特征是挤压式系统为满足特定的设计目标而具备的。图1-3、6-3、6-4和6-13给出了其中一些特征。若推进系统须重复使用或用于载人飞行器（这种情况下可靠性要求非常高，飞行器乘员可监测工作情况并可手动发指令），则供应系统要变得更加复杂（增加了很多安全性措施和冗余）、更加昂贵。

液体火箭发动机中气路（增压气体）和液路（推进剂）的流动可通过计算机分析进行模拟，得到全系统内氧化剂和燃料在各处的流量和压力平衡参数。文献6-3给出了一种方法。这些分析中有些还能给出启动瞬变过程（流道充填）、关机流动衰减过程等条件下的信息，甚至还可给出水击与流动不稳定信息。这种分析的详细内容本书不作叙述，但其基本数学模拟方法是比较简单、直观的。

表6-2液体推进剂挤压供应系统的典型特征

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安全性提高

有害蒸汽泄漏探测装置，航天飞机轨道器使用；

单向阀 ，防止推进剂倒流到气瓶、推进剂在管路内的意外混合；

防止发生不安全情况，使发动机安全工作和关机的措施，如防止贮箱过压的安全阀或安全破裂膜片、用于在发生燃烧不稳定时关机的振动监测器；

隔离阀，用于切断发生泄漏或其他故障的部分系统；

破裂膜片或隔离阀，用于在贮存阶段隔离贮箱中的推进剂，防止推进剂泄漏进入推力室或其他贮箱；

惰性增压气体；

提供控制手段

阀门，用于控制推进剂增压、控制推进剂向推力室流动（启动、关机、变推力）；

传感器，用于测量温度、压力、阀门开关状态、推力等；

计算机，用于监测和分析系统状态、发送控制信号、修正偏离预定范围的工况；

系统状态显示和手动指令优先设置，用于载人飞行器；

故障检测、识别、自动修复，如用于在失火、泄漏或推力器失效时把局部系统切断的隔离阀；|

调节阀，用于控制推力，实现预定的推力历程；

可靠性提髙

实际组部件数量少，

能实现发动机应急模式工作，如航天飞机返回着陆；

过滤器，用于过滤推进剂管路中的不洁物，不洁物会造成阀门关不严、喷注器小孔堵塞；

关键组件冗余配置，如小推力器，减压器、单向阀和隔离阀；

加热器，用于防止蒸汽或高冰点推进剂的冻结；

贮存寿命长，使用不会变质或极少变质、不会与贮箱材料反应的推进剂；

实现可重复使用

有排放剩余推进剂和增压气体的措施；

有在发射场清洗、吹除、烘干供应系统和再加注推进剂，增压气体的措施；

下次发射前检测关键组件功能的装置；

发射后检测发动机调整状态和检漏的措施；

能对组件内表面或内部进行目视检查的措施；

实现推进剂高效利用

贮箱排放效率高，不可用残余推进剂少；

推进剂环境温度变化量最小，或两种组元的温度特性协调变化，使混合比变化和残余推进剂量降到最小；

另一种方法：贮箱剩余推进剂测量（使用专门设备）、混合比自动调整以减少残余推进剂量；管路和阀门中推进剂排不干净的死角少

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6.3气体增压供应系统

最简单、最常用的一种挤压推进剂的方法是用高压气体把推进剂从各自的贮箱里挤出来。控制进入推进剂贮箱的气体的压力，就可控制推进剂的排放。因为这种挤压系统相对简单，所以采用挤压供应系统的火箭发动机的可靠性可以达到很高。文献6-3介绍了一种气体挤压系统的设计指南。

图1-3已简要画出了一种简单的挤压供应系统。它包括一个高压气瓶、一个气体开启阀、一个减压器、推进剂贮箱、推进剂阀门和输送管路。通常系统还有其他一些组件，如加排阀、单向阀、过滤器、把推进剂与增压气体隔开的可变形的柔性囊，以及压力传感器或压力表。图1-3中，在各个贮箱都加注完后，通过遥控打开高压气阀门，气体流经减压器后以恒定压力作用在推进剂贮箱内。单向阀用于防止在发动机不处于垂直状态时氧化剂和燃料的混合。打开阀门后，推进剂进入推力室。当推进剂完全耗尽后，增压气体又可用于吹除管路和阀门中的残留液体推进剂。这种系统的变化情况，如把多个阀门并为一个、取消或增加某些组件，在很大程度上取决于发动机的用处。若发动机要使用很多次，如空间机动发动机，它将增加一些组件，如推力调节装置、贮箱液位传感器。这些组件在一次性、工作一次的发动机上是不用的，这种发动机甚至连贮箱排放装置也没有。文献6-3〜6-5对各种双组元增压系统方案进行了评估。表6-2列出了各种可选的挤压系统特征。这些特征中很多也适用于泵压式系统，泵压式系统在6.6节讨论。单元推进剂的气体挤压系统更加简单，因为只有一种推进剂而不是两种，故减少了管路、阀门和贮箱的数量。

图6-3和6-4、文献6-6及表6-3描述了相互联结的航天飞机轨道机动系统（OMS）和反作用控制系统（RCS），这是一例复杂的挤压供应系统。如图1-13所示，RCS分布在三个地方：前舱模块、左后舱模块、右后舱模块。图6-3和6-4只画出了后舱模块之一，图中给出了相互联结的OMS和RCS系统图。OMS提供轨道切入、轨道圆化、轨道转移、交会、离轨和终止任务所需的推力。RCS提供姿态控制（俯仰、偏航和滚动）和基本上任何方向的小速度修正（平移机动，如交会对接）所需的推力，它可与OMS同时工作，也可单独工作。

该系统采用了各种冗余、各种保证安全性的设备，具有RCS推力器自动选择功能和自动控制功能，并能利用很多传感器把系统状态与运行工况显示给乘员，具有手动指令优先功能。其可靠性要求是很严格的。一些关键组件，如所有氦气减压器、推进剂贮箱、部分阀门、约一半推力器都采取了冗余设计。若某个组件失效，另一组件可继续完成任务。在RCS中的一个或多个小推力反作用控制推力器需要长时间工作，所需推进剂超出了RCS小贮箱的容量的情况下，OMS可向RCS供应最多达1000 lb的推进剂。此外，后舱的两个模块之间可以实现推进剂的互相供应。这些设计特征使得在特殊任务或紧急情况下，一部分推力器的总冲可超过其额定设计值。

推进剂贮箱为内部有分隔的不锈钢贮箱，其内有防晃防涡隔板、推进剂集液器和表面张力推进剂管理装置，这种贮箱可使推进剂在任意加注量、姿态和加速度环境（有时为0g）下顺利排出。各贮箱都有推进剂剩余量测量装置，同时该装置也能用于检测泄漏。系统采取了安全性措施，在每个阀门处都设置了检漏用的推进剂浓度检测管。在推进剂阀门、某些管路以及喷注器上粘贴了电加热器，以防止燃料冻结或蒸汽结冰。

RCS中一个用于提髙安全性和可靠性的典型措施是一装在小推力器上的自动关闭装置，当推力器产生不稳定或室壁烧穿时该装置会关闭推力器。推进剂控制阀上的引出导线缠绕在推力室和喷管上，当推力室发生烧穿时，导线迅速熔断，切断阀门电源，导致阀芯在弹簧作用下关闭而切断推进剂流动。

大多数挤压式供应系统使用减压器保持推进剂贮箱压力，同时也把推力保持在恒定值。若采用压力逐步下降的落压式系统，则所需的增压气体质量可大大减小。推进剂在已充入容积扩大了的贮箱内的气体的膨胀压力作用下排出。在气体绝热膨胀过程中，贮箱压力和燃烧室压力不断减小。表6-4对惰性气体恒压式系统和落压式系统进行了比校，目前两种系统都有应用。选择那种系统取决于具体的应用需求、成本、死重、可靠性和安全性方面的考虑（参见文献6-4、6-5）。

表6-4两种气体挤压系统的比较

类型	恒压式	落压式
压力/推力	基本上恒定不变	随推进剂的消耗而减小
气体贮存方式	单独高压气瓶	充在推进剂贮箱内，气垫大（30％~60％）
所需组件	需减压器、过滤器、气路阀门、	更大更重的推进剂贮箱
优点	挤压压力恒定，推进剂流量基本恒定，	系统简单
	推力、混合比和比冲近似恒定	所需气量少
	混合比控制效果好	能减少死重
缺点	稍微复杂	推力随工作时间下降
	减压器有少量压降	有时因混合比控制精度差导致残余推进剂多
	气体贮存压力高	推力器需能在很宽的推力范围和一定的混合比范围
	工作时间较短	内稳定工作
		推进剂在压力下贮存工作末期比冲稍有降低

有些拼压式供应系统可在出厂前加注好推进剂和增压工质，然后贮存备用。与固体火箭发动机相比，这种可贮存的预包装液体推进剂挤压式供应系统具有可长期贮存和耐运输振动或冲击的优点。

采用气体挤压供应系统的火箭发动机的推力大小由推进剂流量决定，而推进剂流量则由减压器设定的气体压力决定。这种供应系统的推进剂混合比由液体推进剂管路、冷却夹套和喷注器的流阻控制，通常可采用可变的或可互换的节流元件进行调节。10-6节和例题10-3对推力和混合比调节作了进一步讨论。

6.4   推进剂贮箱

在双组元液体火箭发动机系统中，推进剂贮存在一个或多个氧化剂贮箱和一个或多个燃料贮箱内。当然，单组元火箭发动机系统只有一组推进剂贮箱。另外可能还有一个或多个高压气瓶，气体将用于贮箱增压。贮箱的布局方式很多，可以利用其设计方案来控制飞行器重心位置的变化。图6-5画出了典型的布局方式。因为贮箱是要上天飞行的，其重量非常重要，因此贮箱材料备受重视。常用的贮箱材料有铝、不锈钢、钛、合金钢和带致密薄壁金属内衬（防止增强纤维壳体微孔泄漏）的纤维增强塑料。

图6-5 大型泵压式液体火箭发动机贮箱典型分布

密封贮箱内推进剂以外的气体容积称为气垫。这部分空间是必需的，它用于缓冲推进剂的热膨胀、收集原先溶解在推进剂内的气体或者收集推进剂在贮存期间缓慢反应产生的气态产物。视具体贮存温度范围、推进剂热膨胀系数和应用的不同，气垫一般为贮箱容积的3%~10%，一旦推进剂加注到贮箱内，气垫的容积（密封贮箱还有压力）将随推进剂温度的变化而变化。

贮箱或推进剂管路的排放效率为能排出的或可用的推进剂量与初始总推进剂量之比。典型值为97%~99.7%。损失掉的黏结在管路、连接件和阀门的沟槽和角落里的不可用推进剂，这些推进剂湿润了壁面、被表面张力吸住或陷在仪器接头内。该残余推进剂无法用于燃烧，需作为死重考虑，故引起飞行器质量比稍有下降。在贮箱和管路系统设计时需考虑尽量减少残余推进剂。

贮箱（以及气瓶）的最佳形状是球形，因为在容积一定的情况下球形贮箱的重量最轻。小的球形贮箱或气瓶常用于反作用控制系统，在那里它们可与其他设备一起安装。不过，对于主推进系统而言，采用大球形贮箱对飞行器的空间利用效率不利。这些大容量的贮箱通常与飞行器主结构或机翼结合在一起。多数是两端为半球的柱形结构，其形状是不统一的。下一节将详细讨论贮箱增压。

装填低温推进剂时，贮箱壳体温度被冷却到远低于外界空气温度，导致发射前空气中的水蒸汽凝结在贮箱外部且通常还会结成冰。结冰是不希望的，因为这将增加飞行器死重，还会引起阀门故障。此外，初始飞行段冰块从飞行器上的抖落或脱落会对飞行器造成破坏，例如，航天飞机低温贮箱上的冰块会撞上轨道器。

为延长贮存时间，低温贮箱一般是绝热的。外部多孔绝热层必须加以密封，以防水汽凝结在绝热层内部。若贮箱装填液氢，则其外部的空气会被液化甚至冻结。即使采用很厚的绝热层和低导热系数的贮箱支撑结构，也不可能阻止低温液体的不断蒸发。即使贮箱采用了良好的绝热措施，低温推进剂还是会在贮存期间缓慢蒸发，因此不可能在不补加的情况下在飞行器上贮存哪怕一周以上。对于需贮存或工作更长时间的飞行器，必须使用可贮存推进剂组合。

在把温度很低的低温推进剂加注到上天贮箱里之前，必须把贮箱内的空气排空，以免形成固态空气颗粒或水汽冻结。这些冻结颗粒会堵塞喷注孔、冻结阀门或使阀门关不严。贮箱、管路、阀门在装填低温液体前需进行预冷或降温，以免液体剧烈沸腾。通常是让开始一部分低温液体去吸收温度还比较高的各组件的热量，这部分推进剂然后蒸发、通过相应的放气阀排出。

若贮箱或任一段充有低温液体的管路密封时间延长，从其他温度为环境温度的组件传过来的热量会引起液体蒸发，从而大大增加压力，直至超过容器的强度极限（参见文献6-7）。这种自增压会引起任务失败，通常是严重的泄漏甚至爆炸。因此在发射台停放期间，所有低温贮箱和管路系统均要装上泄压装置（如破裂膜片或安全阀）进行排气，让蒸发掉的推进剂从容器里排出。若要在空间（或地面）长期贮存低温推进剂，则必须采用某种动力制冷系统把蒸汽重新凝结，减少蒸发损失。临射前贮箱要进行补加或补满，以替补蒸发掉的推进剂。在临射前贮箱增压后，推进剂沸点通常稍有提高，低温液体在发动机工作的几分钟内可以吸收别处传过来的热量。

液体推进系统中有以下几类容器：

（1）   用于挤压式供应系统的贮箱，其平均工作压力通常为1.3~9MPa。这些贮箱的壳体较厚，重量较重。

（2）   用于装填高压气体（排放推进剂用）的气瓶，其压力更高，一般为6.9~69MPa。为减轻死重，这些气瓶一般是球形。几个小的球形气瓶可连在一起，便于在有限的飞行器空间内安装。

（3）用于泵压式供应系统的贮箱，需对其略微增压（以防泵汽蚀，将在10.1节解释），其平均压力为0.07~0.34MPa。由于压力低，故贮箱壁厚小，因此泵压式供应系统的贮箱相对较轻。

液体推进剂贮箱在有侧向加速度、无重力或负加速度飞行情况下很难排空。在这些情况下工作需采用专门的装置和特殊类型的贮箱。下面叙述一些必须加以解决的问题。

飞行器在飞行时的振荡和侧向加速度会引起贮箱内液体的晃动，就像揺动一杯水。例如，对于防空导弹，其侧向加速度会很大，会激起晃动。典型的晃动分析可参见文献6-8、6-9。但贮箱半空时，晃动会引起贮箱出口露空，导致气泡进入推进剂管路。这些气泡会给推力室燃烧带来很大的问题。因此，要避免发生推进剂夹气或贮箱出口露空现象。晃动还会引起飞行器重心偏移，给飞行控制带来难题。

起涡现象也同样会造成气体进入贮箱出口管路，该现象类似于浴缸排水管的哥氏力效应。若飞行器在飞行过程中旋转，这种现象会增强。通常，适度侧向加速度的贮箱一般采用一组内部隔板来减小晃动和起涡的幅度。在有多个方向、较大的加速度或自旋（离心）加速度的情况下，利用正排装置可阻止气体进入推进剂管路。起涡和晃动现象都会大大增加不可用推进剂或残余推进剂，从而使飞行器性能下降。

在无重力空间环境下，半空贮箱内的液体会四处飘浮，不会一直覆盖贮箱出口，因此会使气体进入贮箱出口和液体管路。图6-6表明，气泡没有方向性。已研制了多种装置来解决这个问题：即正排装置和表面张力装置。正排装置方案有可移动的活塞、可膨胀柔性囊和薄的柔性金属膜。表面张力装置依靠表面张力使液体值盖在贮箱出口上。

图6-6 零重力环境下漂浮的气泡，表面张力装置可使液体覆盖贮箱出口

有几种基本类型的正排装置已成功地用于挤压式供应系统的推进剂贮箱，表6-5对其进行了比较，图6-7画出了使用这些装置的简单贮箱。这些装置从物理上把贮箱内的增压气体与液体推进剂隔离。隔离是出于以下原因：

（1）   防止增压气体溶解在推进剂里。增压气体的溶解会降低推进剂浓度、密度以及比冲，导致增压低效。

（2）   热气和反应性气体（由燃气发生器产生）也可用于增压，它们可减小增压系统质量和体积。气液物理隔离能防止热气与推进剂之间的化学反应、防止气体溶解在推进剂里、减少传给液体的热量。

（3）   在一些情况下，装填有毒推进剂的贮箱在排放时不能溢出任何有毒液体推进剂或其蒸汽。例如，在维护可重复使用火箭时，在贮箱泄压时不能排出或溢出有害物质。

表6-5航天器肼贮箱推进剂排放方法的比较

选择准则	单层半球形橡胶模	可膨胀双层球形橡胶囊	正排装置 可折叠半球形金属膜	活塞或膜盒	翻卷膜	表面张力网
应用历史	广泛应用	广泛应用	有限应用	广泛应用于大加速度飞行器	有限应用	广泛应用
归化重量	1.0	1.0	1.25	1.2	1.0	0.9
排放效率	极高	高	高	极高	很高	高/中
最大侧向加速度	低	低	中	高	中	最低
重心控制	差	有限	好	极好	好	差
使用寿命	很长	很长	很长	较长	未验证	很长
飞行前检测	检漏	检漏	检漏	检漏	检漏	无
缺点	化学品质降低	化学品质降低，只适用于少数形状的贮箱	压降大；只适用于某些形状的贮箱；重量大	密封性差；活塞密封公差极小	焊接检测难，会与壁面粘连；可能降低化学品质	限于小加速度 使用

活塞正排装置能精确控制重心且重心位置可知。这对于侧向加速度很高的飞行器（如防空导弹或反导导弹）是很重要的，这种飞行器的推力矢量须穿过重心。若重心掌握得不确切，飞行器上可能产生意外的转动力矩。此外活塞还能抑制晃动或起涡。

表面张力装置采用毛细张力把液体推进剂供应到贮箱出口管路。这种装置（见图6-6）通常用非常细（300目）的不锈钢编织网做成方形通道或其他形状（参见文献6-10、6-11）。这些网装在靠近贮箱出口的地方。某些贮箱采用了许多管状通道把贮箱各处空间连接到出口管集液器上。这些装置在相对较小的加速度环境下工作性能是最好的，此时表面张力能克服惯性力。

表面张力网、隔板、集液器和气泡收集器组合在一起称为推进剂管理装置。图6-6和6-13中的贮箱里含有这些装置，但没有详细画出。

飞行器在无重力飞行过程中，当突然受到一个较大的推力而加速时，半空贮箱内液体的强烈晃动和液体位置的突然变化会给贮箱以及飞行器施加一个较大的力。这个力可能是很大的，引起贮箱破坏。这种力的大小与贮箱形状、隔板、气垫容积及其初始位置、加速度大小和方向有关。

图6-7 三种正排推进剂贮箱方案：（a)可膨胀双面曩式贮箱；(b)可翻卷膜贮箱；(c)活塞式贮箱。在贮存期间，当推进剂容积随外界温度的变化膨胀或收缩时，活塞或膜也随之移动，气垫容积随之变化

6.5   贮箱增压

挤压式供应系统与泵压式供应系统这两类系统都需要有贮箱增压用的子系统。第一类供应系统中贮箱压力通常为200~1800 psi，第二类系统为10~50psi （表压）。文献6-1、6-3~6-5对此作了较详细的描述。惰性气体（如氦气和氮气）增压是最常用的增压方法。在泵压式系统中，贮箱需要一个较小的正压以避免泵的汽蚀。对于低温推进剂，这个压力通过加热和蒸发一小部分从泵高压出口抽取的推进剂然后把输入贮箱来获得，如图1-4所示。这是一种低压气体供应系统。

增压气体不能凝结，也不能溶解于液体推进剂，因为这样会大大增加所需的增压剂质量和增压系统硬件的死重。例如，增压用的氮气会溶解于四氧化二氮或液氧，降低氧化剂的浓度和密度。一般来说，增压液氧所需的氮气是增压同样压力下同样体积的水所需氮气的2.5倍。因此，氧和四气化二氮一般采用溶解度很低的氦气增压。增压气体绝不能与推进剂发生化学反应。此外，增压气体不能含水蒸汽，因为水蒸汽会与某些推进剂反应或降低其浓度。

在低温液体上面的增压气体通常温度要比液体的温度高。热量从气体传给液体，使气体降温，密度增加，因此即使气体没有溶解到液体推进剂里，也需要大量的增压气体。若飞行时贮箱内晃动飞溅较大，则气体温度会下降得很快，导致贮箱内压力不稳定。

化学增压是把少量的燃料或其他合适的、能自燃的化学品喷入氧化剂贮箱（或反过来），贮箱内推进剂燃烧产生增压气体。理想情况下这种增压系统非常小、非常轻，但实际上由它产生的贮箱压力通常稳定性较差，因为不规则的燃烧、飞行器机动时推进剂晃动引起的高温气体的急剧降温都会引起贮箱压力飘忽不定。该问题可通过用一活塞或柔性囊把热燃气与液体推进剂从物理上隔离而解决。若热燃气由固体推进剂燃气发生器或单元推进剂分解（代替高压气体）产生，则气体与增压系统死重可大大减少。热气增压（来自肼催化分解）的单元肼系统已成功地用于中等寿命的推进系统。

图6-8所示的紧凑的实验型预包装液体推进剂火箭发动机是比较独待的。它采用了凝胶剂以提高推进剂的安全性和密度（参见7.5节和文献7-11）、固体推进剂用于推进剂贮箱增压、两个同心环形活塞（正排），具有推力调节和多次启动能力。它可用于导弹射前或射后的目标跟踪、减速、目标搜索、巡航、机动或加速到很高的末速度。这个由TRW研制的独特的实验发动机曾在正规陆军的机动发射架上发射过。

增压气体质量计算

增压气体的主要功能是把推进剂从贮箱排出。在某些推进系统方案中，少量增压气体还有其他功能，如开关阀门和控制。最先从高压气瓶排出的气体的温度等于环境温度。若高压气体迅速膨胀，则气瓶内剩余的气体基本上经历一个等熵膨胀过程，气体温度持续下降，最后排出的一部分增压气体的温度要远低于环境温度，它迅速地从气瓶壳体与管路吸收热量。焦耳-汤姆孙效应将导致温度进一步有一个小的变化。

在能量守恒基础上，可对推进剂贮箱增压进行简化分析。假设过程为绝热(气体与壳体壁面无传热)、理想气体、管路和贮箱中的初始气体质量忽略不计。气瓶初始条件用下标0表示，瞬时条件用下标g表示，贮箱内的条件用下标p表示。推进剂排出前后气体的能量为

\({{m}_{g}}{{c}_{v}}{{T}_{g}}+{{m}_{p}}{{c}_{v}}{{T}_{p}}+{{p}_{p}}{{v}_{p}}+{{m}_{0}}{{c}_{v}}{{T}_{0}}\)                                     (6-5)

气体移动推进剂所做的功为p_pV_p。利用式(3-3)~(3-5)，可得到气体初始质量m₀。

\(\frac{{{c}_{v}}{{p}_{g}}{{V}_{0}}}{R}+\frac{{{c}_{v}}{{p}_{p}}{{V}_{p}}}{R}+{{p}_{p}}{{V}_{p}}={{m}_{0}}{{c}_{v}}{{T}_{0}}\)

\({{m}_{0}}=\frac{{{p}_{g}}{{V}_{0}}+{{p}_{p}}{{V}_{p}}k}{R{{T}_{0}}}\)

（6-6)

上式可表示为

\({{m}_{0}}=\frac{{{p}_{g}}{{m}_{0}}}{{{p}_{0}}}+\frac{{{p}_{p}}{{V}_{p}}}{R{{T}_{0}}}k=\frac{{{p}_{p}}{{V}_{p}}}{R{{T}_{0}}}\frac{k}{\left( 1-{{p}_{g}}/{{p}_{0}} \right)}\)       （6-7)

上式右侧第一项为排空加满推进剂的贮箱所需的气体质量，假设气体温度保持在初始贮存温度。第二项为贮存气体的可用性，它与气体膨胀比有关。

对增压气体加热可减少所需的贮存气体的质量和气瓶的质量，加热可通过在气路管道设置换热器实现。来自发动机排气、推力室或其他装置的热量均可作为加热能源。贮存气体质量的节省量在很大程度上与换热器类型、设计方案及工作时间有关。

若高压气体膨胀缓慢(如在长时间内作多次短脉冲工作的姿态控制推进系统)，则气体膨胀过程接近等温过程，气体从飞行器吸收热量，气体温度不会明显下降。此时T₀=T_g=T_p。实际发生的过程介于绝热与等温过程之间，与具体飞行条件有关。

容器、管路、液体推进剂的加热与冷却及其具体量值对增压气体的影响需要作迭代分析。分析时需考虑来自飞行器热源的传热效应、任务剖面的变化、贮箱内推进剂的蒸发以及气瓶向大气或空间的散热，相当复杂。因此气瓶设计时需要为这些因素以及环境温度变化、气体在推进剂中的溶解考虑适度的增压气体余量。故式(6-7)只在理想状态下成立。

例题6-2   一推力为9000N、室压为2.00MPa、使用90%过氧化氢单元推进剂和固体催化剂的发动机工作30 s所需的推进剂增压空气气瓶的容积是多少？空气气瓶压力为14 MPa,推进剂贮箱压力为3.0MPa。残余推进剂为1.20%。

【解】排气速度为1300 m/s，由式(3-42)可得所需的推进剂流量(ζ_d=1.06)

\(\dot{m}\)=ζ_d F/c=1.06×9000/1300=7.34(kg/s)

所需的推进剂总量为m=7.34 kg/s×30s×1.012=222.6kg。90%过氧化氢的密度为1388kg/m³，故推进剂容积为222.6/1388=0.160(m³)。考虑5%的气垫和残余推进剂，根据式(6-7)可得排出推进剂所需的空气质量(R=289J/(kg•K)；T₀ =298K；k=1.40

\({{m}_{0}}=\frac{{{p}_{p}}{{V}_{p}}}{R{{T}_{0}}}\left( \frac{k}{1-{{{p}_{g}}}/{{{p}_{0}}}\;} \right)\)

\(=\frac{(3.0\times {{10}^{6}}\times 0.16\times 1.05\times 1.4)}{289\times 298\times [1-(3/14)]}\text{=}10.4\)(kg)

再考虑5%的余量，高压气瓶的容积为

\({{m}_{0}}=\frac{{{p}_{0}}R{{T}_{0}}}{{{p}_{0}}}=1.05\times 10.4\times 289\times 298/(14\times {{10}^{6}})=0.067\)(m³)

6.6   泵压式供应系统及发动机循环

图1-4简要画出了一种泵压式火箭发动机的主要组件。这种发动机用泵提高推进剂的压力，泵由涡轮驱动。涡轮的功率来自于热气的膨胀。对于运载火箭主推级和上面级主推进系统、远程导弹、过去的飞机助推发动机，采用带涡轮泵的发动机更为合适。在这些推力大、工作时间长的应用中，泵压式发动机一般比其他类型的发动机轻。火箭发动机的硬件死重（不包括贮箱）基本上与工作时间无关。图6-1，6-9给出了这种发动机的例子，另外还可参见文献6-1、6-2和6-6。在用于飞机助推时，发动机泵可直接由喷气发动机驱动，文献6-12对此作了描述。设计师可根据具体应用从图6-2所画的泵压式供应系统方案中选择最合适的方案。

图6-9 三种液体火箭发动机泵压式供应系统循环方式简图。螺旋线表示吸收热量的轴对称夹套

泵压式发动机的发动机循环描述了推进剂在发动机主要组件中的具体流动路径、一个或多个涡轮的热气供应方法以及涡轮排气的处理方式。循环方式有开式循环和闭式循环两种。开式循环是指涡轮工作流体经涡轮喷嘴膨胀后排到发动机外，或排到远离喷管喉部的喷管扩张段某处。在闭式循环或抽气循环中，所有涡轮工作流体均注入发动机燃烧室，以最大程度地利用其剩余能量。闭式循环中涡轮排气的膨胀压比为主推力室喷管的压比，故其性能稍高于开式循环，在开式循环中排气膨胀的压比相对较小。发动机总体性能差距对于比冲一般为1%〜5%，反映到飞行器性能上则差距更大。

图6-9示意地给出了三种最常见的循环方式。文献6-13描述了这些及其他一些循环方式之间的区别。燃气发生器循环和分级燃烧循环可使用大多数常用的液体推进剂。膨胀循环最好采用液氢作为推力室冷却剂而形成的蒸汽，因为氢是一种极好的吸热介质，且它不会分解。图6-9示出的各种循环中，燃料和氧化剂采用独立的涡轮泵。实际上燃料泵和氧化剂泵采用同一涡轮驱动也是可行的，有时还能减少硬件质量、体积和成本。“最佳”的循环方式需在任务、现有发动机的适应性、具体飞行器的评价准则的基础上作出选择。各种应用、发动机循环或优化目标（如最大射程、最低成本或最大有效载荷）都存在一个最佳室压和最佳混合比。

在燃气发生器循环中，涡轮进口气体来自一独立的燃气发生器。它的推进剂可由独立的贮箱供应，也可从主推进剂供应系统中抽出。这种循环方式相对比较简单，液路管道和泵的压力相对较低（这样能减少发动机死重）。这种发动机的比冲要低于膨胀循环或分级燃烧循环的比冲。与闭式循环相比，其涡轮压比相对较高，但涡轮或燃气发生器的流量较小（推进剂总流量的1%~4%）。早期有些发动机利用独立的单元推进剂产生燃气。德国V-2导弹发动机采用了过氧化氢，它通过催化剂分解。一般来说，涡轮排气通过一个或两个独立的小面积比喷管排出发动机（比冲相对较低），如图1-4画出的系统和表10-3所列的Vulcain发动机与RS-68发动机。此外，涡轮排气也可通过喷管扩张段的开口注入主气流，如图6-9所示，这种情况下该排气对喷管出口附近的室壁起到了高温保护作用。两种排气方式都产生了一个额外的小推力。燃气发生器的混合比通常是富燃的（某些发动机中为富氧），这样气体温度就不会太高（一般为90-1350K），以允许使用不冷却的涡轮叶片和喷嘴出口段。图6-10所示的RS-68发动机采用了简单的燃气发生器循环。该发动机为迄今为止最大的液氢液氧发动机。就像图中数据所扱明的，对于燃气发生器循环发动机，推力室本身的比冲总是略高于发动机比冲，而推力室本身的推力总是略低于发动机推力。

在膨胀循环中，大部分发动机冷却剂（通常为氢燃料）在流过冷却夹套吸收能量后供给低压比的涡轮。一部分冷却剂（大概为5%~15%）绕过涡轮（图6-3中未画出）后进入涡轮排气，然后所有冷却剂都注入发动机燃烧室，在燃烧室内与氧化剂混合并燃烧（参见文献6-2和6-14）。膨胀循环的主要优点是比冲高、发动机简单、发动机质量相对较小。在膨胀循环中，推进剂全部在燃烧室内完全燃烧并通过发动机排气喷管高效膨胀后排出。

这种循环方式已用于RL10氢氧发动机，该发动机已有多个不同型号成功地参加了多种运载火箭上面级的飞行。表10-3给出了RL10-A3-3A的数据。图8-19给出了该发动机的最新改进型、有一可伸展喷管扩张段的RL10B-2，其数据列在表8-1中。它的比冲是迄今为止所有化学火箭发动机中最高的。图6-11的RL10B-2发动机流动系统图中出了其膨胀循环过程。氢利用从推力室冷却夹套吸收的热量气化并提高温度，这样氢气就能用于驱动涡轮，涡轮再驱动一个单级液氧泵（齿轴箱传动）和一个两级液氢泵。用于发动机工作前硬件降温的低温推进剂是通过降温阀进入的。图中未画出冷却推进剂排放管路，但它可在图8-19中找到。推力调节是通过控制进入涡轮的氢气流量实现的，室压通过涡轮进口处的旁通管及其控制阀保持恒定。启动时使用氦气作为动力，它在电磁导阀的控制下驱动几个比较大的阀门。

在分级燃烧循环中，冷却剂通过冷却夹套的流动路径与膨胀循环是一样的。在这种循环方式中，全部燃料和部分氧化剂在一高压预燃室（燃气发生器）内燃烧，为涡轮提供高能燃气。涡轮排气全部注入主燃烧室并与其他一部分氧化剂燃烧。这种循环的工作室压很高，从而可减小推力室尺寸。由预燃室和涡轮引起的额外压降导致燃料泵与氧化剂泵的出口压力均要高于开式循环，故需要更重、更复杂的泵、涡轮和管路系统。与开式循环相比，涡轮流量较大、压降较小。分级燃烧循环的比冲最高，但发动机最复杂、最重。相比之下，采用开式循环的发动机比较简单，压力较低，研制成本也较低。如图6-1和6-12所示，航天飞机主发动机采用了一种分级燃烧循环。该发动机实际上使用了两个独立的预燃室，各自直接安装在独立的主涡轮泵前。此外，还有两个为主泵升压的预压泵，但其涡轮不是由燃气驱动的，其中一个由高压液氧驱动，另一个由氢蒸汽驱动。图9-6画出了该可重复使用的高压液体推进剂火箭发动机的喷注器，其性能数据列在表10-1和10-3。航天飞机主发动机（使用氢氧推进剂）采用富燃预燃室，RD120发动机（使用液氧/煤油推进剂）和俄罗斯其他的火箭发动机则采用了富氧预燃室，这可见表10-5。分级燃烧循环的另一个例子是俄罗斯的RD253发动机，全部四氧化二氮氧化剂和部分偏二甲肼燃料在预燃室内燃烧，其余燃料直接注入主燃烧室，如表10-5所列。

6.7流量与压力平衡

对图1-4所示的燃气发生器循环发动机简要流动图作一分析后，可很容易地推导出下面的供应系统基本关系式。通过燃料泵和氧化剂泵的流量\({{\dot{m}}_{f}}\)和\({{\dot{m}}_{o}}\)应该等于相应的通过燃气发生器的推进剂流量\({{\dot{m}}_{gg}}\)加上通过一个或多个推力室的流量\({{\dot{m}}_{c}}\)。在有些循环方式中\({{\dot{m}}_{gg}}\)为零。

\({{\dot{m}}_{o}}={{\left( {{{\dot{m}}}_{o}} \right)}_{gg}}+{{\left( {{{\dot{m}}}_{o}} \right)}_{c}}\)

\({{\dot{m}}_{f}}={{\left( {{{\dot{m}}}_{f}} \right)}_{gg}}+{{\left( {{{\dot{m}}}_{f}} \right)}_{c}}\)       (6-9)

\({{\dot{m}}_{c}}={{\left( {{{\dot{m}}}_{o}} \right)}_{gg}}+{{\left( {{{\dot{m}}}_{f}} \right)}_{c}}\)

\({{\dot{m}}_{gg}}={{\left( {{{\dot{m}}}_{o}} \right)}_{gg}}+{{\left( {{{\dot{m}}}_{f}} \right)}_{gg}}\)         (6-10)

涡轮泵中力矩、功率和轴转速应该相互匹配。轴转速N的平衡关系可简单地写为

N_t=a₀N₀=a_fN_f    (6-11)

式中a₀和a_f为齿轮传动比。若不采用齿轮传动，则a₀=a_f=1。功率平衡意味着涡轮功率P_T等于泵和附件消耗的功率。功率可表示为力矩L和轴转速N的积：

pT=L_TN_T=L_ON_O+L_fN_f+p_b     （6-12）

式中为轴承、密封副、摩擦和传动引起的功率损失。若涡轮泵特殊，没有齿轮，则

N_T=L_o+L_f                 (6-13)

L_T=L_o+L_f+L_b                (6-14)

燃料泵下游燃料管路某处的压力平衡可表示为

\({{\left( {{p}_{f}} \right)}_{d}}={{\left( {{p}_{f}} \right)}_{s}}+{{\left( \Delta p \right)}_{pump}}\)

=(∆p)_{main fuel sysytem}+p₁

=(∆p)_{generator fuel sysytem}+p_gg       (6-15)

上式中燃料泵出口压力\({{\left( {{p}_{f}} \right)}_{d}}\)等于燃料泵进口压力\({{\left( {{p}_{f}} \right)}_{s}}\)，加上泵的压升\({{\left( \Delta p \right)}_{pump}}\)也等于室压p₁加上泵下游主燃料系统的所有压降，同时也等于燃气发生器室压p_gg加上燃气发生器与泵出口之间的燃料管路的压降。主燃料系统的压降通常包括冷却夹套中的损失和喷注器压降。公式（6-8）~（6-15）是针对稳态工况的。氧化剂路的压力平衡关系与此类似。瞬变情况下动态变化条件下的平衡关系要复杂得多，但已经用计算机和迭代程序进行过分析。

6.8 用于机动、轨道修正或姿态控制的火箭发动机

这些发动机通常有一组小推力器，这些小推力器安装在飞行器的各个位置上，共用一个挤压供应系统，类似于图1-3、4-13或6-13。与表6-1中的大推力主推进系统相对照，它们称为反作用控制系统或辅助火箭发动机。大多数反作用控制系统采用可贮存液体推进剂，要求脉冲重复性高、在轨寿命长和推进剂加注到飞行贮箱后能长期贮存。图4-13表明，要产生飞行器三轴纯力矩，需要12个推力器。若不需要三自由度转动或力矩可以与一些平移机动相结合，则所需的推力器个数可减少。这些辅助火箭发动机常用于航天器或导弹的精确飞行弹道控制、轨道修正或姿态控制。文献6-1和6-2对几种辅助火箭发动机进行了描述。图6-13给出了一末期控制火箭发动机的简化流动系统图，该发动机中较大的一个推力室用于改变速度矢量，其他八个小推力器用于姿态控制。

4，6节描述了通常由这些带多个推力室的小型辅助液体火箭发动机执行的各种空间轨道修正机动和卫星位置保持机动。姿态控制在（运载器的或某一级的）主推进系统工作时和辅助推进系统工作时均可以执行。例如，把卫星的望远镜指向特定方向或在飞行器转弯机动时把主推力室转到所需的方向。

实现精确的速度修正或精确姿态的最好方法是采用纯调制，即以脉冲模式启动某些推力室（例如，重复地进行0.020 s的工作，每次停顿0.020~0.100 s）。制导系统确定将要执行的机动，飞行器控制系统给具体推力器发出指令信号，提供执行该机动所需的脉冲数。小型液体火箭发动机系统是唯一具有这种脉冲工作能力的。一些推力器的脉冲实验次数超过了30万次。在脉冲时间特别短的时候，比冲要降低5%~25%，因为在推力建立期间和推力衰减期间（低室压下）的性能要低于额定室压下的性能，且瞬变过程的时间占了脉冲总时间的绝大部分。

反弹道导弹飞行器通常有机动能力很强的上面级。它们在击中目标前的最后的逼近机动时需要相当大的侧向力（200~6000N）。从方案上讲系统与图6-13类似，但大推力室需与飞行器轴向垂直。图11-28示出了一个用于末期机动的类似的系统，它采用了固体推进剂。

如图1-13和6-4所示，航天飞机利用38个不同的推力器执行反作用控制，其中包含了一些重复（备份或冗余）的推力器。这些推力器用于各种机动，如空间轨道修正、位置保持、为再入或肉眼观测而调整航天飞机位置。这些可多次启动的小型火箭发动机同时也用于空间交会机动与对接机动（一航天器缓慢接近另一航天器、然后与之锁定，在对接机动期间不产生过大的撞击力）。这种对接操作需要由一组火箭发动机提供旋转机动和平移机动。

广义上讲，给航天器施加纯力矩的方法可分为两类：质量排出型（火箭发动机）和非质量排出型。非质量排出型包括动，贮存、重力梯度、太阳辐射和磁场系统。有些卫星同时装有质量排出型和非质量排出型的力矩施加装置。反作用轮或飞轮（一种动量贮存装置）特别适合于高精度的飞行器姿态控制，其姿态控制偏差低于0.01°，飞行器姿态稳定度高于10^–5 °/s，能耗相对较小。飞行器的角动量通过加速（或减速）轮子而改变。当然，当轮子转速达到最大（或最小）允许值时，不能再让电动机继续施加力矩了，轮子必须减速（或加速）以降低（或增加）其动量，在完成这种任务时通常同时也使用小型姿态控制火箭发动机，发动机为飞行器施加一个反方向的力矩。

用于辅助火箭发动机的推进剂可分为三类：冷气喷射（也称为惰性气体喷射）、温气或热气喷射以及化学燃烧火箭发动机，如双组元液体火箭发动机。冷气系统的比冲一般为50~120s，温气系统为105~250s。温气系统可使用情性气体（带电加热器）、催化分解和热分解的单元推进剂。双组元推进剂姿态控制推力室的比冲可达220~325s，推力在5到4000N之间。大推力用于大型航天器。所有辅助火箭发动机基本上都采用挤压式供应系统、多个推力器或装有快响应、正向关闭式的精密阀门的推力室。许多系统使用小型、无冷却的金属超声速排气喷管，这些喷管布置在航天器的外围。冷气喷射一般用于推力小（10N以下）、总冲低（4000Ns以下）的场合。它们曾用于很小的卫星，通常只用于滚动控制。

小型液体单组元和双组元推逬剂火箭发动机装置常用于推力在2N以上、总冲在3000Ns以上的辅助火箭发动机系统。肼是辅助控制火箭发动机中最常用的单组元推进剂，四氧化二氮和一甲基肼是常用的双组元推进剂组合。下一章有以上三类推进剂的数据，第十章将给出小型辅助火箭发动机及其推力器的图。

组合系统也有使用。在组合系统中，比冲较高的双组元推进剂（如N₂O₄，和N₂H₄）用于较大的推力器，该推力器消耗大部分推进剂，而若干简单的单组元推进剂推力器（比冲值较低）用于姿态控制脉冲工作，通常它消耗的燃料只占总燃料的一小部分。另一种组合系统是采用双组元或单组元推力器提供飞行器的速度增量，抽出一部分增压气体（如氦气）通过由电磁阀控制的小喷管排出以提供滚动控制。对特定应用而言，要确定哪种类型或组合是最佳的，必须对具体任务需求进行分析。

存在一种特殊的推力器设计方案，它可使用双组元推进剂，产生较大的推力，也可使用单组元推进剂，产生较小的推力。这对某些航天器应用有好处。一个例子是TRW的二次燃烧增强推力器（SCAT），该推力器使用肼和四氧化二氮，可多次启动，推进剂在喷射前蒸发，因此燃烧效率很高（99%以上），能在很宽的混合比下工作，推力可在5~15 lbf之间调节。

6.9阀门和管路

阀门控制液体和气体的流动，管路把这些流体输往要去的组件。没有阀门和管路也就不存在火箭发动机。阀门有很多类型，所有阀门都必须可靠、轻质、密封并能承受强烈的振动和很强的噪声。表6-6列出了几种主要类型的火节发动机阀门，任何发动机都只使用表中的一部分阀门。

表6-6 液体火箭发动机使用的阀门分类

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1. 流体：燃料；氧化剂；高压冷气；涡轮冷气。
2. 应用或用途：主推进剂控制；推力室阀（双阀座或单阀座）；抽气；排泄；加注；初级流动；操纵阀；安全阀；机外排放阀；减压器；燃气发生器控制，序列控制；启动前推进剂或高压气体的隔离。
3. 作动方式：自动操作（电磁螺线管、操纵阀、解扣机构、电爆管等）；手动操作；由空气、气体、推进剂或液压流体的压力操作（如单向阀、贮箱排气阀、减压器、安全阀），有/无位置反馈、旋转或线性作动器。
4. 流量大小决定了阀门的尺寸。
5. 工作占空特性：单次或多次脉冲工作；可重复用于下次飞行；长寿命成短寿命。
6. 阀门类型：常开；常闭；常半开；双向；有/无位置反馈的三向阀；弹簧作用的球阀，闸阀，蝶阀。
7. 温度和圧力分类：高压、低压、真空；高温、低温、深冷流体。
8. 检测、维护或拆装整阀或其密封件的可达性或不可达性。

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阀门的设计和制造技术在很大程度上依赖经验。单靠一章很难完整地描述阀门的设计和操作。文献6-1和6-2叙述了特定的阀门、管路和连接件的设汁。一些具体设计细节如公差、阀座材料或启动延时常常是研制的难点。对于许多阀门来说，阀门的任何泄漏或失效都将导致发动机本身的失效。所有阀门在装机前都要对两种品质进行测试：测试阀座以及密封处的泄漏；测试功能或性能的可靠性。

用在大推力发动机上的推进剂阀门的流量相对较大、压力较高。因此，阀门动作所需的力较大。由操纵阀控制的液压或气动压力用于操作较大的阀门，这些操纵阀则由电磁螺线管或机械联动驱动。从本质上讲这是一种动力放大方法。

挤压式供应系统常用的两种阀门是隔离阀（关闭后隔离或切断推进系统的一部分）和自锁阀，它们在阀芯运动（开启或关闭）的短暂时间内需要动力，但在锁住或扣到位后不再需要动力。

一种非常简单、非常轻的阀门是破裂膜片。它实际上是一用于封闭管路的用某种材料制成的圆形薄片，它设计为在受到预定压差时破裂。破裂膜片是正向密封的，能防漏，但它只能用一次。德国的Wasserfall防空导弹使用了四个破裂膜片，两个用于高压气路，另两个用于推进剂管路。

减压器是一种广泛应用于调节气体压力的特殊阀门。通常其出口压力通过连续调节气体的流动而调节到预定的标准压力值，其作动机构为活塞、柔性膜片或电磁器件。减压器可见图1-3和6-13。

火箭发动机中的各种流体均通过管路或管道输送，这些管路通常用金属制造，通过紧固件或焊接相连。它们的设计方案必须能承受热膨胀，并尽量减小振动的影响。对于摇摆推力室，管路必须有一定的柔性，以使推力轴线可有小角度（一般为±3~10°）的转动。这种柔性通过软管接头让管路偏斜（当管路中有两个以上的直角弯头时）而实现。如图6-1和6-15所示，SSME的高压推进剂输送管同时有柔性接头和直角弯头。该柔性接头采用柔性波纹管密封，采用通用的机械连接器，连接器上有两组轴承，用于承受高压施加的分离裁荷。

突然关闭阀门会引起管路中的水击，导致发生无法预料的压力上升，压力上升会对液路系统组件造成破坏。通过水击现象的分析可确定大致的最高压力（文献6-15和6-16）。由于管路的摩擦和分叉，该最高压力有所降低。当初始高压推进剂流进空管时也会产生水击。为了防止推进剂中产生气泡（气泡会给燃烧带来问题），空管在真空环境下排出空气。

许多液体火箭发动机在管路中安装过滤器。它必须用于防止污垢、颗粒物或碎片（如破裂膜片产生的小碎片）进入精密的阀门和减压器（碎片会引起故障），或堵塞喷注小孔（会引起燃气温度不均匀，进而导致推力室失效）。

有时液体推进剂管路中会安装收敛-扩张型的文氏管，它的喉部能达到声速。它的好处是能保持恒定的流量，并能阻止压力挑动向上游传播，比如室压振荡的传播或与推力室燃烧不稳定性的耦合。在有多排推力室的系统中，文氏管还有助于减小一些水击效应。

6.10发动机结构

多数大型火箭发动机有自己的安装结构或支持结构，主要组件都安装在它上面。它同时也把推力传递给飞行器。已经使用的有焊接管路结构或金属板/板金件组件。在某些大型发动机中，推力室也作为结构件使用，涡轮泵、控制箱或摇摆作动器安装在上面。

除了推力载荷外，发动机结构还必须承受由飞行器机动引起的力（某些情况下侧向加速度可达10g₀）、振动力、推力矢量控制时的作动力以及在崎岖不平的道路上运输时受到的力。

在有多个推力室的小推力发动机中，通常没有单独的发动机安装结构，主要组件安装在飞行器的各个不同位置，通过管路、电缆连接，各组件通常直接安装在飞行器或航天器的结构上。