推進系統構型

火箭推進系統常分為液體火箭推進系統和固體火箭推進系統兩種，這是大型運載火箭目前用的兩種化學能推進系統。還有太空飛行器在空間小推力狀態用的核能推進系統、核能/電弧推進系統、核能/離子推進系統和太陽帆推進系統等。

化學能火箭推進系統的發展歷史最久，完善適用；但燃氣溫度不高(不超過4 300℃)，平均分子量較高(最低為8.9)；火箭最大比沖，海平面為1320 N·s/kg，高空真空中為4704 N·s/kg；火箭推力/質量比不大，單級不大於10（因此要採用多級火箭）。

基本介紹

• 中文名：推進系統構型
• 外文名：Propulsion system configuration
• 常用系統：化學能火箭推進系統
• 類別：液體推進、固體推進、電推進等
• 液體推進分類：單組元、雙組元、雙模式、混合式
• 化學推進缺點：燃溫不高、推質比小

推進系統比較

太空飛行器推進系統有冷氣推進系統、固體推進系統、液體推進系統(單組元、雙組元、雙模式、混合式)、電推進系統等，如下表所列。

太空飛行器推進系統基本方案

推進系統		軌道注入		離軌機動	軌道保持和機動	姿態控制	典型穩態比沖; Isp/（N·s/kg）
		近地點	遠地點
冷氣推進					+	+	300~700
固體推進		+	+	+			2800~3000
液體推進	單組元				+	+	2200~2400
	雙組元	+	+	+	+	+	3050~3100
	雙模式	+	+	+	+	+	3130~3220
	混合式	+	+	+	+		2500~3400
電推進			+		+		3000~30000
註：“+”為可使用

冷氣推進系統

冷氣推進系統是採用高壓氣體經過噴管直接膨脹加速噴出產生推力。推力器把壓力能變成流動動能噴出，而無任何化學反應。早期太空飛行器，由於空間液體火箭推進技術尚未成熟，姿態控制和軌道控制液體火箭發動機還不能用於太空飛行器，故較多採用冷氣推進，如蘇聯的東方一號載人飛船、美國的空間實驗室、德法交響樂衛星的姿態控制等。隨著單組元和雙組元液體火箭推進技術日益成熟，冷氣推進使用越來越少。冷氣推進一般選擇惰性氣體氮氣(N₂)或氦氣(He)為工質，主要特點是無燃燒等化學反應，系統特別簡單、成本低、可靠性高、惰性工質(N₂、He)無熱、無爆炸危險、無污染等優點，但控制衝量小(但在極限環工作的三軸穩定模式時是優點)、性能低。

因此，只有需要避免羽流熱污染以及擔心液體和固體推進系統安全性的地方才使用，目前僅在總衝量要求低的小衛星以及對排氣污染要求高的載人機動裝置(如航天員出艙等活動動力裝置)上使用。我國對工作時間2年以內、總衝量較小的太空飛行器，仍採用冷氣推進，或以恆壓式冷氣推進系統。

固體推進系統及其組成

概述

固體推進系統主要指固體火箭發動機。與液體火箭推進系統相比，固體火箭推進系統結構簡單、性能低、推力比較大，一般只能一次性點火，主要用於太空飛行器軌道注入和返回艙再入前的制動等。它可以作為地球靜止軌道衛星的近地點發動機和遠地點發動機，使衛星軌道圓化，將衛星送到同步軌道。早期採用固體和單組元液體火箭發動機組成地球靜止軌道推進系統，如美國HS376平台、中國風雲二號氣象衛星等。對返回式衛星的返回艙，回收前採用固體火箭發動機作為制動發動機，使返回艙減速，順利返回地面。

在國外，早期採用固體火箭推進系統用於衛星軌道注入時，曾經出現過幾次故障，造成衛星沒有入軌，因此人們對固體推進系統的可靠性有爭議，但中國從未出現過此問題。目前在載人太空飛行器上，以及太空飛行器軌道和姿態控制方面極少採用固體火箭推進系統。

組成

固體火箭推進系統主要由固體火箭發動機、點火安全保險裝置、推力矢量控制裝置、推力終止裝置等組成。由於用途不同，有些固體火箭推進系統只包括固體火箭發動機。右圖為一典型固體火箭推進系統結構簡圖。

固體火箭發動機是固體火箭推進系統的核心組件。它不僅是動力裝置，而且也是飛彈(火箭)彈(箭)體的一部分。固體火箭發動機使用固體推進劑。推進劑在燃燒室內燃燒，使推進劑的化學能轉變為熱能，燃燒產生的高溫、高壓燃氣，流經發動機的噴管，使燃氣的熱能轉換為動能，燃氣流以超音速高速噴出，產生的反作用力——推力，使飛彈飛行。

點火安全保險裝置是保證固體火箭發動機點火安全的保險裝置。它保證固體火箭發動機在貯存、運輸和使用環境中防止靜電感應和射頻電磁感應，或防止意外發火事故。安全保險裝置分為電安全保險裝置和機械安全機構。

推力矢量控制裝置是為飛彈姿態控制提供控制力(力矩)的裝置。它也是彈道式飛彈整個控制系統的重要組成部分。目前常用活動噴管產生控制力(力矩)，也有利用噴管二次噴射改變燃氣方向產生控制力的。總之都與固體火箭發動機有關係，所以又稱推力矢量控制系統。

推力終止裝置是終止推力的機構。當固體火箭發動機推進劑未燃盡而需要關機時，則由推力終止裝置來完成這一任務。它可保證飛彈射程的精度或運載火箭獲得準確的人軌速度。比較常用的是反向噴管機構。

液體推進系統

單組元推進系統

液體單組元推進系統通常使用一種經催化分解能產生熱和低分子量產物的物質作為推進劑，分解後的高熱產物經推力室噴管膨脹加速，變熱能為流動動能噴出產生推力。系統簡單、可靠、成本低。目前，太空飛行器姿態和軌道控制使用最廣泛的是單組元肼推進系統。它具有良好的處理特性、在常溫常壓和非催化物容器中貯存相當穩定、分解產物清潔等特點，在可靠性、壽命、使用歷史、比沖、安全性和費用等綜合指標上，都要比冷氣推進系統和單組元過氧化氫分解發動機優越，且在某些套用場合也比雙組元液體火箭推進系統優越，是一個非常理想的推進系統。

它主要缺點是比沖較低，一般適合於中小型太空飛行器，當出現肼增強推力室、肼電弧推力室以及雙模式(或複合)推進系統後，肼推進技術得到了充分發展，在太空飛行器姿態和軌道控制方面套用廣泛，在載人太空飛行器等大型太空飛行器上也得到套用。單組元肼類推進劑有毒，生產、儲存、運輸和使用都比較複雜，推進系統的維修、更換、檢查、加注等過程中微小的泄漏都可能危及人員的生命安全。在越來越重視環境保護和人類健康的情況下，有毒推進劑推進系統的使用越來越受到限制。過氧化氫具有無毒、無污染、可貯存、密度比沖高等優點，加上過氧化氫提純技術的發展，過氧化氫作為單組元推進劑的分解方法和催化劑的研製都有很大進展，過氧化氫單組元催化分解發動機研究再次得到發展，如美國General Kinetics公司研製出了100N過氧化氫單組元發動機。

雙組元推進系統

液體雙組元火箭推進系統是利用兩種液體物質(燃料與氧化劑)分別噴入火箭發動機燃燒室或自燃或藉助點火進行燃燒(化學)反應，生成高溫、低分子量的燃燒產物，然後通過噴管膨脹轉變成高速向外噴射的氣流而產生推力。技術比較成熟，比沖高，推力大，特別是N₂O₄/MMH雙組元推進系統具有液態溫度範圍寬，地球環境條件下貯存性能好，雖然系統稍複雜些，但一直在飛船、太空梭和大型衛星上得到廣泛套用。它能獨立完成軌道注入、軌道保持和軌道大機動、姿態控制以及再入機動等功能，是一種功能全面的推進系統。

用N₂O₄/MMH作推進劑的雙組元統一推進系統(UBPS)，即軌道控制和姿態控制使用同一種推進劑及同一供應系統，使系統相對簡化。美、英、法等航天大國早在20世紀80年代即開始研究，投入實際套用的有國際通信衛星、亞太二號通信衛星(AsiaSat-2)及Marquardt公司研製的軍用外層空間飛彈輔助推進系統等。中國的東方紅三號衛星、神州號飛船等都採用雙組元統一推進系統．完成軌道注入，軌道機動、姿態控制以及返回制動等任務。

電推進系統

電推進系統是利用電能加熱、離解和加速工質，使其形成高速射流而產生推力。主要特點是：比沖比化學火箭推進系統高出幾倍，甚至十幾倍，可通過節約推進劑的使用量而降低發射成本或增加有效載荷的重量；推進引起的振動小，點火期間對太空飛行器振動干擾小；控制精度高；使用壽命長；可完成多種空間任務，如軌道轉移、姿態控制、位置保持和太空飛行器離軌等。比如將太空飛行器從300~500km高度的基本軌道轉移到700~1500km的工作軌道，低軌道(300～500km)太空飛行器的大氣阻力補償，地球同步軌道衛星的軌道修正和位置保持，星際航行太空飛行器的主推進，星座和小型衛星的編隊飛行和精確定位等。因此受到人們的高度重視，並進行了大量研究。

但電推進推力低、功耗大，本身技術又複雜，在使用上受到很大限制。使用較多的是肼增強推力室和肼電弧推力室，主要用於南北保持，如Galaxy-10。由於離子推力室和穩態等離子推力室需要一套單獨的氙氣輸送系統，一個潛在的危險是在整個飛行期間(10~20年)要求高壓輸送系統一直保持密封。

採用電推進可以提高有效載荷比，增加太空飛行器經濟效益，據分析，採用單組元推進系統，其中4台1 kW電弧推力室作為軌道轉移，4台1 kW電弧推力室作為南北位置保持，在太空飛行器發射質量保持不變條件下，可減少推進劑30%，增加有效載荷55%，提高經濟效益18%。