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火箭發(fā)動機
火箭發(fā)動機
火箭發(fā)動機(火箭發(fā)動機)
火箭發(fā)動機就是利用沖量原理，自帶推進(jìn)劑、不依賴外界空氣的噴氣發(fā)動機。
火箭發(fā)動機是噴氣發(fā)動機的一種，將推進(jìn)劑貯箱或運載工具內(nèi)的反應(yīng)物（推進(jìn)劑）變成高速射流，由于牛頓第三運動定律而產(chǎn)生推力�；鸺l(fā)動機可用于航天器推進(jìn)，也可用于導(dǎo)彈等在大氣層內(nèi)飛行。大部分火箭發(fā)動機都是內(nèi)燃機，也有非燃燒形式的發(fā)動機。
工作原理大部分發(fā)動機靠排出高溫高速燃?xì)鈦慝@得推力，固體或液體推進(jìn)劑（由氧化劑和燃料組成）在燃燒室中高壓（10-200 bar）燃燒產(chǎn)生燃?xì)狻?/p>
向燃燒室供入推進(jìn)劑
液體火箭通過泵或者高壓氣體使氧化劑和燃料分別進(jìn)入燃燒室，兩種推進(jìn)劑成分在燃燒室混合并燃燒。而固體火箭的推進(jìn)劑事先混合好放入燃燒室。固液混合火箭使用固體和液體混合的推進(jìn)劑或氣體推進(jìn)劑，也有使用高能電源將惰性反應(yīng)物料送入熱交換機加熱，這就不需要燃燒室�；鸺七M(jìn)劑在燃燒并排出產(chǎn)生推力前通常儲存在推進(jìn)劑箱中。推進(jìn)劑一般選用化學(xué)推進(jìn)劑，在經(jīng)歷放熱化學(xué)反應(yīng)后產(chǎn)生高溫氣體用于火箭推進(jìn)。
燃燒室
化學(xué)火箭的燃燒室通常呈圓柱體形，其尺寸要滿足推進(jìn)劑充分燃燒，所用推進(jìn)劑不同，尺寸不同。用L * 描述燃燒室尺寸 這里： Vc 是燃燒室容量 At 是噴口面積 L* 的范圍通常為25-60英尺（0.6 - 1.5 m） 燃燒室的壓力和溫度通常達(dá)到極值，不同于吸氣式噴氣發(fā)動機有足夠的氮氣來稀釋和冷卻燃燒，火箭發(fā)動機燃燒室的溫度可達(dá)到化學(xué)上的標(biāo)準(zhǔn)值。而高壓意味著熱量在燃燒室壁的傳導(dǎo)速度非常快。 燃燒室收縮比 燃燒室的收縮比是指燃燒室橫截面積與噴管喉部面積之比。當(dāng)推進(jìn)劑和燃燒室壓力一定時，收縮比與質(zhì)量流量密度成反比，選定質(zhì)量流量密度也就選定了燃燒室收縮比。但利用收縮比來選擇燃燒室直徑更直接和方便一些。收縮比的選擇主要是根據(jù)實驗或者統(tǒng)計方法，推薦以下數(shù)據(jù)： 對于大多數(shù)泵壓式供應(yīng)系統(tǒng)的大推力和高壓燃燒室，收縮比常取1.3~2.5 對于采用離心式噴嘴的燃燒室，收縮比常取4~5
噴嘴
發(fā)動機的外形主要取決于膨脹噴嘴的外形：鐘罩形或錐形。在一個高膨脹比的漸縮漸闊噴嘴中，燃燒室產(chǎn)生的高溫氣體通過一個開孔（噴口）排出。 如果給噴嘴提供足夠高的壓力（高于圍壓的2.5至3倍），就會形成噴嘴阻流和超音速射流，大部分熱能轉(zhuǎn)化為動能，由此增加排氣的速度。在海平面，發(fā)動機排氣速度達(dá)到音速的十倍并不少見。一部分火箭推力來自燃燒室內(nèi)壓力的不平衡，但主要還是來自擠壓噴嘴內(nèi)壁的壓力。排出氣體膨脹（絕熱）時對內(nèi)壁的壓力使火箭朝向一個方向運動，而尾氣向相反的方向。
推進(jìn)劑效率
要使發(fā)動機有效利用推進(jìn)劑，需要用一定質(zhì)量的推進(jìn)劑產(chǎn)生最大可能壓力作用于燃燒室和噴嘴，此外以下方法也能提高推進(jìn)劑效率： 將推進(jìn)劑加熱到盡可能高的溫度（使用高能燃料、氫，碳或某些金屬如鋁，或使用核能） 使用低比重氣體（盡可能含氫） 使用小分子推進(jìn)劑（或能分解成小分子的推進(jìn)劑） 因為所有的措施都是出于減輕推進(jìn)劑質(zhì)量的考慮；壓力與被加速的推進(jìn)劑量成比例關(guān)系；也因為牛頓第三定律，作用于發(fā)動機的壓力也作用于推進(jìn)劑。廢氣出燃燒室的速度似乎是由燃燒室壓決定的。然而該速度明顯受上述三種因素影響。綜合起來，排氣速度就是檢驗發(fā)動機效率的最好證明。 由于空氣動力的原因，廢氣在噴口產(chǎn)生阻流效應(yīng)。音速隨溫度平方根增長，因此使用高溫尾氣能提高發(fā)動機性能。在室溫下，空氣中的音速為340 m/s，而在火箭的高溫氣體中可達(dá)1700 m/s以上，火箭的大部分性能都是由于高溫。加之火箭推進(jìn)劑通常選用小分子，這也使得在同等溫度下，廢氣中音速高于空氣中音速。 噴嘴的膨脹設(shè)計使排氣速度翻倍，通常是1.5至2倍，由此產(chǎn)生準(zhǔn)高超音速排氣射流。速度的增量主要由面積膨脹比決定，即噴口面積與噴嘴出口面積的比值。而氣體的性質(zhì)也很重要。大膨脹比的噴嘴尺寸更大，但能使廢氣釋放更多的熱，由此提高排氣速度。 噴嘴效率受工作高度影響，因為大氣壓力隨高度升高而降低。但由于尾氣是超音速的，因此射流的壓力只會低于或高于圍壓，不能與之平衡。 如果尾氣壓力與圍壓不同，尾氣就可以成為完全膨脹，或過度膨脹。
反壓力和最佳膨脹
要獲得最佳性能，尾氣在噴嘴末端的壓力需要與圍壓相等。如果尾氣壓力小于圍壓，運載器就會因為發(fā)動機前端與末端的氣壓差而減速。而如果尾氣壓力大于圍壓，本該轉(zhuǎn)換成推力的尾氣壓力沒有轉(zhuǎn)換，能量被浪費。 為了維持尾氣壓力和圍壓的平衡，噴嘴直徑需要隨高度升高而增大，使尾氣有足夠長的距離作用于噴嘴，以降低壓力和溫度。而這增加了設(shè)計難度。實際設(shè)計中通常采用折衷的辦法，因而也犧牲了效率。有許多特殊噴嘴可以彌補這種缺陷，如塞式噴嘴、階狀噴嘴、擴散式噴嘴以及瓦形噴嘴。每種特殊噴嘴都能調(diào)整圍壓并讓尾氣在噴嘴中擴散更廣，在高空產(chǎn)生額外的推力。 當(dāng)圍壓足夠低，如真空，就會出現(xiàn)一些問題：一個問題是噴嘴的剪重，在一些運載器中，噴嘴的重量也影響著發(fā)動機效率。第二個問題是尾氣在噴嘴中絕熱膨脹并冷卻，射流中某些化學(xué)物質(zhì)會凝結(jié)產(chǎn)生“雪”，導(dǎo)致射流的不穩(wěn)定，這是必須避免的。
動力循環(huán)
相對噴管處的熱能損失而言，泵氣損失微乎其微。大氣中使用的發(fā)動機使用高壓動力循環(huán)來提高噴管效率，而真空發(fā)動機則無此要求。對于液體發(fā)動機，將推進(jìn)劑注入燃燒室的動力循環(huán)共有四種基本形式： 擠壓循環(huán)- 推進(jìn)劑被內(nèi)置的高壓氣瓶中的氣體擠出。 膨脹循環(huán) - 推進(jìn)劑流經(jīng)主燃燒室膨脹驅(qū)動渦輪泵。 燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán) - 小部分推進(jìn)劑在預(yù)燃室中燃燒驅(qū)動渦輪泵，廢氣通過獨立管道排除，能效有損失。 分級燃燒循環(huán) - 渦輪泵的高壓氣送回驅(qū)動自啟動循環(huán)，高壓廢氣直接送入主燃燒室，沒有能量損失。
整體性能火箭技術(shù)集合了高推力（百萬牛頓），高排氣速度（海平面音速的10倍），高推重比（>100）以及能在大氣層外工作的.能力。而且往往可以通過削弱一種性能而使另一種性能更高。
比沖
衡量發(fā)動機性能的重要指標(biāo)就是單位質(zhì)量的推進(jìn)劑產(chǎn)生的沖量，即比沖（通常寫作Isp）。比沖可用速度（Ve 米每秒或英尺每秒）或時間（秒）度量。比沖大的發(fā)動機往往是性能極佳的。
凈推力
以下是發(fā)動機凈推力的近似值計算公式： 由于火箭發(fā)動機沒有噴氣式發(fā)動機的進(jìn)風(fēng)口，因此不需要從總推力中扣除沖壓阻力，因為凈推力就等于總推力（排除靜態(tài)反壓力）。
節(jié)流
發(fā)動機可通過控制推進(jìn)劑流量 （通常以kg/s或lb/s計）來達(dá)到節(jié)流的目的。 原則上，發(fā)動機可通過節(jié)流使出口壓力降至圍壓的三分之一（噴嘴流動分離）而上限可至發(fā)動機機械強制允許的最大值。 實際上發(fā)動機可節(jié)流的范圍要出入很大，但大部分火箭都可以輕易達(dá)到其機械上限，主要的限制因素就是燃燒穩(wěn)定性。例如推進(jìn)劑噴嘴需要一個最小壓力來避免引起破壞性振動（間歇性燃燒和燃燒不穩(wěn)定），但噴嘴往往可以在更大的范圍內(nèi)進(jìn)行調(diào)整和測試。而且有必要保證噴嘴出口壓力不會低于圍壓太多，以避免流動分離問題。
能量效率
火箭發(fā)動機是一種效率極高的熱力發(fā)動機，產(chǎn)生高速射流，結(jié)果如同卡諾循環(huán)一樣產(chǎn)生高燃燒室溫度和高壓縮比。如果運載工具的速度達(dá)到或略微超過排氣速度（相對于運載器），那么能量效率是很高的。而在零速度下，能量效率也為零。（所有噴氣推進(jìn)都是如此）
冷卻系統(tǒng)材料工藝
反應(yīng)物料在燃燒室的反應(yīng)溫度可達(dá)約3500 K (~5800 °F)。這個溫度遠(yuǎn)超出噴嘴和燃燒室材料的熔點（石墨和鎢除外）。的確在某些材料自身承受范圍內(nèi)能找到合適的推進(jìn)劑，但要保證這些材料不會燃燒，熔化或沸騰也很重要。材料工藝決定了化學(xué)火箭尾氣溫度的上限。 另一種方法就是使用普通材料如鋁、鋼、鎳或銅合金并采用冷卻系統(tǒng)來防止材料過熱。如再生冷卻，使推進(jìn)劑燃燒前通過燃燒室或噴嘴內(nèi)壁的管道。其他冷卻系統(tǒng)如水幕冷卻、薄膜冷卻可以延長燃燒室和噴嘴的壽命。這些技術(shù)可以保證氣體的熱邊界層在接觸材料時溫度不會影響材料的安全性。 火箭中的熱流通量往往在工程學(xué)上是最高的，其變化范圍在1-200 MW/m2。而噴口處熱流通量又是最高的，通常是燃燒室和噴嘴處的兩倍。這是由于噴口處尾氣的高速（導(dǎo)致邊界層很�。┖透邷卦斐傻�。 大部分其他的噴氣式發(fā)動機的燃?xì)廨啓C運轉(zhuǎn)在高溫下，但由于其表面積過大，難以冷卻，因此不得不降低溫度，損失了效率。
常用的冷卻方式
不冷卻：用于短時運行或測試 燒蝕壁：室壁有燒蝕材料，可不斷吸熱脫落 輻射冷卻：使室壁達(dá)到白熱狀態(tài)以輻射熱量 熱沉式冷卻：將一種推進(jìn)劑（通常是液氫）沿室壁倒下 再生冷卻：推進(jìn)劑在燃燒前先流經(jīng)室壁內(nèi)的冷卻套管 水幕冷卻：推進(jìn)劑噴射器被特殊安置，以使室壁周圍的燃?xì)鉁囟冉档?薄膜冷卻：室壁被液體推進(jìn)劑浸濕，液體蒸發(fā)吸熱使之冷卻 所有的冷卻措施都是要在室壁形成一層比室內(nèi)溫度低的隔離層（邊界層），只要這層隔離層不被破壞，室壁就不會出問題。而燃燒不穩(wěn)定或冷卻系統(tǒng)故障常常會導(dǎo)致邊界層的保護中斷，隨后導(dǎo)致室壁被破壞。 再生冷卻系統(tǒng)還有第二層邊界層，就是圍繞室壁的冷卻管道壁。由于這層邊界層充作室壁和冷卻劑的隔離層，因此其厚度要盡可能地薄，這可以通過加快冷卻劑流速來實現(xiàn)。
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