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●通常羽流辐射很弱,烟雾很少。
同时又具有如下缺点:
●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,需要低很推进剂贮存设备。
●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}惰性气体。
●控制燃烧不稳定性的难度较大。
●枪击会造成泄漏,有时会引起曹火,但一般不会发生爆炸,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〕产生爆炸性混合物。
●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。
5国外液体火箭发动机的发展现状
大推力液体推进方面,主要是美国、俄罗斯领衔,欧盟和日本紧随其后,中国也凭借近几十年的努力取得了较为显著的进步,开始争夺世界运载市场。
5.1美国
航天飞机主发动机(SSME—SpaceShuttleMainEngine)是普惠公司的洛克达因分部为航天飞机设计的主发动机,在公司内部也称为RS-24。
以液氢/液氧为推进剂。
性能如下:
●真空推力:
2090kN
●海平面推力:
1670kN
●真空比冲:
452.5
●推力调节范围:
65%~109%
●额定推力室压力:
20.7MPa(最大22.6MPa)
●额定工作时间:
480s,累计7.5h
●混合比:
6
●推重比:
73.3:
1
●燃烧时间:
520s
美国目前希望对SSME进行改进,其目标主要包括:
●使用寿命达到1000s
●进一步提高发动机可靠性
●已发现的一些小缺陷的改进
●某些加工工艺的完善
●降低成本、提高质量、缩短研制周期
美国展开了先进运载系统(ALS/AMLS)用发动机(STME-H2/O2)的设计,其指导思想是:
●发动机设计考虑优先顺序:
可靠性—成本—性能—重量
●通过牺牲部分性能,适当增加发动机重量进行余量设计,以便提高可靠性
●进行单纯设计,通过减少部件件数减少故障次数
●结构要便于生产、试验和检查
●不使用危险性大的新材料、新工艺和新技术
●尽可能采用铸造等一次成型工艺
●避免使用必须进行镀、焊的材料及工艺
●用航空宇航标准选取材料、安排工艺和设计夹具
STME与SSME的比较:
●推力处于同一水平,分别为2582kN和2090kN
●STME的比冲低一些,真空比冲分别为4312N·
s3/kg·
m和4461N·
m
●STME采用燃气发生循环,简化了结构;
而SSME采用分级燃烧循环
●STME的燃烧室压力为15.5MPa,比SSME的20.7MPa低了许多
2010年11月,轨道科学公司及其发动机供应商航空喷气公司(Aerojet)对“金牛座”-2火箭第一级火箭发动机成功测试,所有测试目标都顺利实现,AJ26发动机基于俄罗斯NK-33发动机研制而成,将用于金牛座-2运载火箭的第一级。
美空军还考虑为宇宙神-5和德尔它-4研发新的上面级火箭发动机,计划在2017年前取代普惠·
洛克达因公司制造的两种型号的RL-10发动机。
NASA计划研制新的液体火箭发动机。
NASA正在考虑在未来5年利用31亿美元研制与俄罗斯制RD-180发动机同等级别的火箭发动机。
RS-68(RocketSystem68)是目前美国推力最大的氢氧火箭发动机。
发动机研发于90年代至21世纪初,设计目标是要降低生产成本。
RS-68发动机由洛克达因的推进与动力分公司设计并在圣苏珊娜实验室制造,用来驱动德尔它四号。
出于简化和节约的设计目的,这款发动机的成本比航天飞机主发动机(SSME)低了将近80%,然而比冲也低了10%,推重比也有所下降。
用于波音的德尔它四号的发动机成本只有1400万美元,而SSME成本是5000万。
2006年5月18日,NASA宣布战神五号上原计划使用的SSME将被五台RS-68替换。
NASA看中RS-68也是因为它的低廉造价,在被NASA改进后,每台RS-68的成本也只有2000万美元。
NASA对RS-68的改进包括替换了一个新的烧蚀喷嘴以适应增长的燃烧时间;
缩短启动流程;
更换了限制点火时氢逸出的设备;
减少发射倒计时时氢的用量。
改进后的RS-68的推力和比冲都会上升。
2,886kN
3,308kN
●海平面比冲:
365N·
410N·
●重量:
6,600kg
●长度:
2.4384m
6:
1
51.2:
●喷嘴面积比:
21.5:
●燃烧室压力:
9.71MPa
57%~102%
●燃气发生器循环,
5.2俄罗斯
俄罗斯近年研制了低轨100T载荷发射能力的超大型火箭发动机。
一级主发动机由4个液氢/液氧发动机(RD-10120)组成,一级发动机周围配4个助推器,助推器采用RD-170,每台助推器有4个燃烧室。
RD-10120性能如下:
1960kN
4459N·
45%~100%
●分级燃烧循环
●压力室推力:
22.8MPa
RD-179性能如下:
●推力(4个燃烧室):
7880kN
●地面比冲:
3028N·
●富氧分级燃烧循环
●推力室压力:
24.5MPa
俄罗斯率先研发了助推用液氧/煤油分级燃烧循环、超高压、大推力液体发动机,比美国先进很多。
此外还率先探索了液氧/液化天然气发动机的多种方案,采用液氧/液化天然气(甲烷、丙烷)和富燃燃气发生器的双组元液体火箭发动机,能够提高发动机的可靠性及运输成本。
俄罗斯Energomash科研生产中心还研发了液氧/煤油/液氢三组元发动机RD-191,并完成了批量生产准备工作。
采用液氧—液氢—碳氢燃料(煤油、甲烷、丙烷)为推进剂的三组元液体火箭发动机是大推力发动机发展的新方向,将导致单级入轨的新型运载火箭。
5.3欧盟
欧洲正在研发低轨20T载荷发射能力的阿里安V火箭,其一级采用液氢/液氧的Vulcain发动机,不采用极限设计以确保可靠性和低成本是其设计原则,在大发动机方面可以认为欧洲与美国的发展动向是一致的。
Vulcain性能如下:
●推力1025kN
●比冲4214N·
5.1
●燃气发生器循环
●燃烧室压力10MPa
欧洲研制可重燃低温上面级发动机。
欧洲阿斯特里姆(Astrium)公司将开发可重燃低温上面级发动机(液氧/液氢)的核心技术。
欧洲“芬奇”发动机成功进行一系列试验。
新的试验工作在2011年还将继续,预计芬奇发动机将在2016年更换现有的阿里安-5火箭上面级发动机。
5.4日本
日本正在研制低轨10T发射能力的H-1火箭,其结构与阿里安V一样,初期靠大型固体助推器完成加速,主发动机为LE-7液氢/液氧发动机,LE-7火箭发动机及其改进型LE-7A是日本为H2火箭系列制造的氢氧发动机。
是第一种主级主发动机。
由于采用极限设计,它选定了极低的燃烧室压力,带来了结构上的简化。
设计研发工作都在日本国内进行,由国家航天发展局(NASDA),航空航天工程技术实验室(NAL),三菱重工和石川岛播磨重工业公司合力完成。
NASDA和NAL已经合并为JAXA。
设计主要由三菱重工完成,石川岛播磨提供涡轮泵。
因为该发动机也称为“三菱重工LE-7(A)”。
LE-7性能如下:
●真空推力1078kN
843.5kN
4367N·
5.9
13.2MPa
64.13
●喷管面积比:
52:
12.7MPa
5.5中国
中国现有最大推力的火箭发动机为YF-21A/B,采用联氨/偏二甲苯推进剂,其性能如下:
●推力:
kN
●比冲:
2590N·
●净重:
2850kg
3.3m
●直径:
3.5m
最新研发的液氢/液氧可重复启动发动机YF-73性能如下:
44.43kN
4119N·
●加注质量:
8.731T
●工作时间:
729s
●推力室数量:
4
5
5.6印度
2010年,印度下一代GSLV-Mk-III重型火箭发动机进行多次试验。
其中,3月对GSLVMkIII火箭的液体芯级进行了长时间静态测试,但未获得完全成功,据称是计算机系统出现故障导致,发动机本身没有问题。
6小推力
小推力液体火箭发动机主要应用于轨道修正、姿态控制、对接、着陆等,其发展趋势为:
高性能、高可靠性。
具有质量轻、室压高、尺寸小、响应快、品种多的特点。
6.1美国
美国由AerojetPropulsion公司研制的新一代高性能发动机使用N2O4和MMH作为推进剂,采用了两种新技术:
一是推力室采用Ir/Re(铼/铱)防氧化材料,使燃烧室寿命增至几十个小时,极限温度提高到2204℃,并取消了液膜冷却,减少了不完全燃烧带来的羽流污染;
二是改进了喷注器与推力室的连接技术。
在元件设计时,采用了双组元力矩马达电磁阀,采用了互击式层板喷注器,每个喷注单元产生4.45N推力,两级燃烧室,比冲提高147.2~196.2N·
m,燃烧效率接近100%。
其3个型号的发动机性能如下:
2
3
推力/N
22
67
440
稳态比冲/N·
3071
2992
3169
喷管膨胀比
150
75
647
总质量/g
760
1450
4536
美国MaiserMarquardt公司为陆军大气层外轻型导弹(LEAP)研制的微型快速反应变轨发动机采用N2O4和N2H4作为推进剂,推力156N,特点有:
响应快(ms级打开时间)、质量轻(总重99.79g)、室压高(4.83MPa)。
Marquardt公司研发的统一推进系统有R-4D-11+R6和R-4D-12+R6C组合的推进系统和AJ10-221远地点发动机推进系统。
该公司还为LEAP研制了双模态微型推进系统,将系统缩小到φ152.5×
254mm,总质量低于2.92kg,采用N2O4和N2H4作为推进剂,三个氦气瓶压力为96.5MPa,压力阀工作压力10.34Mpa,响应时间<
1.1ms,燃料储箱8.96MPa。
美国NASA-Marshall航天飞行中心研制的空间运载用的组合模块发动机代表了下一代推进系统的设计方向。
它增加了系统的可靠性和容错能力,提高了比冲和推重比,改进了操作性和维护性。
该发动机以10.34MPa的燃气发生器燃气为工质使此类发动机可减轻结构质量、减少运载器研制费用。
美国TRW公司生产的DM-LAE445N发动机应用于ANIK-E1、ANIK-E2和Intalsat-K卫星,以N2O4和N2H4作为推进剂,比冲达到3087N·
m。
其特点是使用了单元肼作燃料,混合氮氧化物作氧化剂的双组元远地点发动机和单元肼分解发动机作姿控发动机。
姿控用单元肼分解发动机技术成熟、系统简单可靠,虽然比冲比双组元低30%,但GEO卫星要求推力小、总冲低,低比冲对系统影响不大,却避开了技术复杂、羽流污染相对较大的缺点,所以它更适于主推力和姿控发动机推力差别很大、主机寿命短或姿控发动机推力总冲都较小,但使用寿命长的发动机系统。
GEO系统正适合这些特点,因而双模式推进受到特别重视。
美国Marquardt公司、Aerojet公司和Boeing公司都成功研制出了用于双模式系统的推力室。
复合推进系统方面,美国LoMa公司的双组元推进系统和电阻加热推力器(Resistojet)组成复合推进系统,该公司的双模式推进系统和电弧推力器(Arcjet)组成复合推力系统,并分别在Series系列的3种卫星上取得了应用。
休斯公司将双组元推进系统和离子推进系统(IT)组合成HS-601HP(XIPS-13),HS-702(XIPS-25)复合推进系统。
美国还在开展凝胶推进系统。
6.2俄罗斯
俄罗斯的空间拦截器推进系统包括4台轨控发动机、3台姿控发动机、2个推进剂储箱和1个高压气瓶,总质量2.5kg,推进剂为N2O4和MMH。
特点为高压燃烧室(以减轻整体重量和尺寸)、采用轻质(40g)快响应(5ms)双组元电气活门以及复合材料在燃烧室、高压气瓶、推进剂储箱上的应用。
俄罗斯将双组元发动机和SPT组成了复合推进系统。
同美国一样,俄罗斯也展开了凝胶推进系统的研究工作。
此外以色列也着手进行了相关研究。
6.3欧盟
法国SEP研制了陶瓷基体复合材料的双组元发动机,用于Hermes姿态控制,陶瓷基复合材料最初用作空间防御群发动机燃烧室的材料,包括C-SiC和SiC-SiC两种,这种材料能使推力室在1700℃下工作数小时。
其性能如下:
20N
2849N·
●喷注器孔径:
0.3mm
1.65
●室压:
0.8MPa
德国MBB公司研制了400N双组元推进系统,并于近期对其进行了改进,除了原来的10N姿控系统,还研制了4N姿控发动机,将用于ARTEMIS之上。
英国皇家军械署研制了LEROS500N双组元推进系统,以及双模式的MON-3/N2H4推力室。
6.4日本
日本IHI公司研制出了双模式系统的MON-3/N2H4推进系统,其全落压式双模式推进系统在GEO卫星上得到了应用,证明了双模式系统的显著优势和广阔的应用前景。
6.5中国
“东方红-3”卫星上的统一推进系统代表了中国空间推进系统的最高水平,该系统由1台490N的双组元远地点发动机,14台10N推力器,2个环形推进剂箱,2个容积50L的球形高压氧气瓶,一个推进电子线路盒及42个其他功能的阀门、管路组成,以MMH和MON-1作为推进剂。
14台10N推力器分为两组,互为备份。
7液体火箭发动机未来发展趋势
从航天技术今后的发展考虑,无论是发射大容量的应用卫星,或者发射载人空间站或航天飞机,都需要大型运载火箭,此外,还需轨道机动系统、轨道转移系统和辅助推进系统等。
下面将针对应用于运载火箭和航天器的各种型式的液体火箭发动机的具体情况,来分析其发展途径和趋势。
7.1大型液体助推发动机
为了更好地适应航天技术发展的需要,必须进一步提高航天运载系统的运载能力,可以
通过下列技术途径来实现:
●捆绑固体助推器和液体助推器,
●研制大型液体助推发动机,
●研制高性能的液氧/液氢发动机;
●增加推进剂的加注量和延长发动机的工作时间,
●加大卫星整流罩的尺寸等。
“长征”2号的改进型号“长征”2号E(CZ-2E)准备采用液体助推器,将使火箭的起飞推力提高到5884kN。
二级主发动机和游动发动机通过增大喷管面积比而使发动机比冲分别从2835N·
m和2762N·
m提高到2903N·
m和2835N·
计划将用“长征”2号E运载火箭为澳大利亚和美国等发射大型应用卫星。
另一种技术途径是研制新型的大型运载火箭及其推进系统。
尤其是对于发射载人空间站、航天飞机和各种大型航天器来说,应当考虑研制廉价、无污染、高性能和可回收重复使用的大型液体火箭推进系统。
选择合适的推进剂对于大型液体助推发动机是十分重要的。
当前可供选择的推进剂有以下三类:
(1)液氧/液氢,
(2)液氧/烃,(3)可贮存推进剂。
液氧/液氢具有很高的比冲,但由于液氢密度太小,因而导致运载火箭结构尺寸的增大。
液氧/烃与可贮存推进剂相比优点较明显:
性能较高,价廉,对环境污染少,无腐蚀性,便于重复使用。
应当指出,要研制高性能的大型液氧/烃助推发动机,必须选用较高的燃烧室压力,因
对烃类燃料的一些重要理化性能予以特别关注,例如点火特性、燃烧效率、燃烧稳定性、冷却性能、燃烧产物中的积碳和再生冷却通道中的结焦、以及与材料的相容性等等。
研究表明:
液氧/烃用作大型运载火箭的助推发动机的推进剂是很有可能的。
甲烷、丙烷和煤油等分别适用于不同的室压范围,可以根据发动机的技术要求来考虑发动机的系统方案,并按室压值来确定选用那种烃类燃料。
在研究中还考虑了在液氧/烃中加少量液氢的方案。
7.2液级/液氮发动机
液氧/液氢推进剂组合,由于比冲高和排气清洁,应用日益广泛,尤其是二级主发动机
和上面级发动机。
由于液氢的密度很小,而且容易蒸发,需绝热,因而飞行器结构尺寸较大。
要充分发挥
这种推进剂的优点,必须尽可能提高发动机的性能和减小结构尺寸和重量。
通常可以通过提
高室压和喷管面积比、采用闭式循环系统(如补燃循环和气化循环等)以及提高单台发动机的推力等措施来提高发动机的性能。
“长征”3号运载火箭第三级的液氧/液氢发动机,推力为44,1千牛,比冲为4168N·
m可以实现两次起动,工作十分可靠,连续成功地用于发射地球同步通信卫星。
现正在研制的推力约为78。
5千牛的液氧/液氢发动机,比冲为315N·
m左右。
将两台这种型号的发动机组成“长征’3号的改型—“长征'
3号甲(CZ=3A)的第三级推进系统,可使有效载荷的运载能力提高一倍左右。
可以预期,随着航天技术日益扩大的需求,将促使把大推力、高性能的液氢发动机列入议事日程。
7.3可贮存推进荆的轨道机动发动机和上面级发动机
为了适应不同运载任务的需要,可以研制各种规格的上面级发动机与助推火箭系列组合
使用,用来发射高轨道卫星和星际探测器。
由于可贮存推进剂组合的密度较大,不易蒸发,能较好地适应在空间驻留数月或几年的
长期飞行任务,因此很有发展前途。
航天飞机的轨道机动发动机,用作入轨修正、轨道机动、轨道交会和出轨返回等,通常
采用可贮存推进剂和挤压式供应系统。
轨道机动发动机应具有多次起动和大幅度调节推力的
能力,并能在高真空、辐射和失重的环境中可靠工作。
“长征”4号运载火箭第三级采用的可贮存推进剂泵压式上面级发动机,可以实现两次起
动和双向摇摆,比冲在2942N·
m以上。
对于航天飞机的轨道机动发动机,拟采用可贮存推进剂和挤压式供应系统,便于多次起
动,并研制高性能喷注器和大面积比喷管来提高发动机的性能。
7.4辅助推进系统
辅助推进系统是航天运载系统和航天器的重要组成部分,现已发展成为液体火箭推进技
术领域中的一个重要分支。
辅助推进系统的功用包括:
姿态控制、速度修正、轨道变换租修
正、位置保持、推进剂沉底以及航天器上的各种辅助动力装置等。
这种推进系统要求在真空
和失重环境中可靠起动,能持续或脉冲工作,工作次数甚至可高达数十万次以上。
辅助推进系统除总冲要求极小的情况下采用气体喷射以外,大都采用单组元或双组元液
体推进剂发动机。
单组元阱催化分解发动机具有系统简单、响应灵敏、稳态和脉冲工作重复性好等优点,
已泛应用于各种航天器和运载系统的姿态控制以及正推、末速修正、推进剂沉底和位置保
持等。
单组元阱燃气发生器可以为航天飞机辅助动力装置的涡轮提供工质,由涡轮带动液压泵
或电机,用来控制航天飞机的舵、起落架和刹车装置、外贮箱分离以及固体助推器喷管的摆
动。
此外,还可用作飞机的应急动力装置等。
中国于60年代中期就开始研制单组元阱催化分解的姿控发动机,用于运载火箭上面级和各种航天器的姿态控制。
现已形成推力范围为5.5~1000N的单组元发动机系列,比冲为2059~2206N·
鉴于阱的冰点较高(1.40℃),在低温环境下要冻结,必须备有电热温控装置,从而增加了结构重量和复杂性。
为此,在70年代初就开始研究低冰点的单组元推进剂,现已研制成冰点为—30℃的“单推-3”等单组元推进剂,并经地面和飞行试验验证。
试验证明:
“单推一3”推进剂真空点火正常,冷起动加速性良好,比冲比阱高20N·
m左右,
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