基本介紹
- 中文名：液體火箭
- 外文名：Liquid rocket
發展歷程,發動機系統,推進劑,發動機分類,結構材料,發動機特點,
發展歷程
航天學誕生和發展的一個重要特點是理論先行。從20世紀初航天學理論的出現到人造衛星發射成功，只經歷了短短的50年。可以說，航天學理論的率先建立大大加速了航天時代的來臨。在航天學理論和火箭運動理論建立的過程中，活躍著一批有卓越成就的航天先驅者。在理論方面最著名的是俄國的齊奧爾科夫斯基、美國的羅伯特·戈達德和德國的赫爾曼·奧伯特。
理論先導
利用火箭實現太空飛行的構想和理論是俄國航天先驅者齊奧爾科夫斯基首先明確闡述的。1896年，他開始從理論上研究星際航行問題，進一步明確了只有火箭才能達到這個目的。1897年，齊奧爾科夫斯基推導出了著名的火箭運動方程式。齊奧爾科夫斯基首先研究的問題是太空飛行用的運載工具。他認為，在宇宙空間沒有空氣的情況下，唯一能夠使用的運輸工具是火箭。齊奧爾科夫斯基經過幾年潛心研究，於1898年完成了航天學經典論文《利用噴氣工具研究宇宙空間》，但這篇論文直到1903年才在莫斯科的《科學評論》上發表。接著，齊奧爾科夫斯基又在《航空報告》上發表了多篇關於火箭理論和太空飛行的論文。這些出色的著作較為系統地建立起了火箭運動和航天學的理論基礎。
1919年，齊奧爾科夫斯基發表了關於多級火箭的論文《太空火箭列車》。他在這篇文章中指出：火箭列車可以達到很高的宇宙速度，同時也能把燃料的攜帶比率限制在可以實現的範圍之內。
美國的研究
美國液體火箭創始人羅伯特·戈達德是一位喜好幻想的人。到1909年12月28日，他共寫下了26種飛行方法的摘要，包括液體火箭、氫氧火箭、多級火箭，還有進入太空的意義。這些構想涉及到火箭及航天的各個方面，有的是航天新思想的首次闡述。他已經認識到火藥火箭的固有缺陷。1909年2月2．8，戈達德在日記中寫道：“只有用液體燃料才能提供星際航行所需要的能量。”
在大學學習期間，戈達德花費大量精力研究和試驗火藥火箭，包括飛行速度、噴氣速度和質量比等，同時探索提高性能和效率的辦法。他通過試驗認識到火藥火箭性能差，並且很難有較大的提高。因此，他決定更深入地研究液體火箭。
此後，戈達德把精力集中在液體火箭的研究上。他研究了液體燃料和液體氧化劑的貯存和輸送方法，研究了各種可能的燃料，包括丙烷、乙醚和汽油，最後選擇了汽油。1921年12月，戈達德完成了第一台液體火箭發動機的研製。1925年後，他又試製出了第三台發動機。1926年春，這台發動機連同火箭都已準備就緒。火箭總長約3米，頂部是0．6米長的發動機，它的下方連線了兩個串向推進劑貯箱，用兩個長約1．5米的細管將液氧和汽油高壓擠壓到燃燒室中。3月26日，戈達德和妻子以及兩個助手在沃德農場進行了世界上第一枚液體火箭的發射試驗，取得了很大成功。
這次試驗成功後，戈達德又對火箭結構進行了改進：把發動機放置在火箭的尾部，採取了保持火箭穩定飛行措施。同時，他對發動機的燃燒室進一步改進，使之能提供最大的燃燒效率。1929年7月29日，戈達德的3．36米長的新火箭進行了試驗。它的頭部裝有氣壓計、溫度計和照相機。這次試驗火箭的飛行高度為32米，水平方向飛行了53米。1930年12月30日他設計的第五枚液體火箭飛行了600米高。1932年4月19日，他設計的首次採用陀螺控制燃氣舵的火箭飛行試驗成功。1935年3月8日，首次安裝降落傘的火箭試驗成功並超過了音速。1935年5月31日，他首次在火箭上安裝了高度計，飛行高度達2330米。他研製的液體火箭發動機的推力達到了4．38千牛。由於戰爭等原因的影響，戈達德沒有將火箭達到實用化。
德國的研究
德國的奧伯特也和其他航天先驅者一樣，很小的時候就對火箭和太空飛行發生了濃厚的興趣。1923年初，奧伯特出版了航天學理論著作《飛往星際空間的火箭》。在正文中，他描述了他構想的高空火箭B型，包括火箭的設計細節。他特彆強調採用液體燃料作為火箭的推進劑，指出用液氧和酒精作為火箭推進劑的優點，討論了利用火箭進行高層大氣研究的可能性，還對火箭技術的未來發展進行了展望。
1928年，奧伯特擔任了德國著名導演朗格執導的科幻故事片《月球女郎》的技術顧問。在拍攝電影期間，奧伯特利用朗格提供的一筆資金設計液體火箭。他設計的火箭大致呈魚雷形，長約1．8米，用鋁合金製造。發動機呈錐形，兩側各有一個斜孔，用於推進劑注入。推進劑採用汽油和液氧。這枚火箭的燃燒室為卵形，下面是一個錐形噴管。火箭在發射到達最大高度時，可以利用降落傘回收。由於在研製過程中遇到了不少困難，電影快完成拍攝時，火箭還遠未達到發射狀態。
《月球女郎》1929年10月15日在柏林首次上演並取得很大成功，但火箭卻沒有研製出來。奧伯特決定簡化設計。這次設計的火箭很小。在內貝爾、里德爾以及年輕的馮·布勞恩的幫助下，這枚小火箭終於製造成功。1930年7月30日，奧伯特的小火箭在地面試驗時，在90秒時間內產生了68．3牛的推力。這么小的推力還不足以使火箭離開地面。儘管如此，這次試驗仍然是一次空前的成功。
受齊奧爾科夫斯基、戈達德、奧伯特等航天先驅者的影響，20年代世界有許多國家都自發成立了致力於液體火箭和太空飛行研究的民間團體。這些團體在液體火箭研製方面取得了不同程度的成就。更為重要的是，通過實際研製工作的鍛鍊，培養造就了一大批成就卓越的火箭專家，科羅廖夫、馮·布勞恩、格魯什科、吉洪拉沃夫、馬林納、錢學森、蓋特蘭德、阿瑟·克拉克等就是其中的代表。而且，通過他們的廣泛宣傳和努力，使液體火箭深入人心並終於在第二次世界大戰期間達到了實用化。
發動機系統
液體火箭發動機系統(圖5—4)的主要組成為：發動機(發動機推力室)、推進劑及裝載推進劑組元的貯箱和輸送系統。發動機則由頭部(裝有注入式噴嘴)、燃燒室和噴管組成。
推進劑
液體火箭發動機通常使用的化學推進劑由燃料和氧化劑組成。
如果燃料和氧化劑在進入燃燒室之前，一直是分別貯存，互不接觸，則稱為雙組元推進劑。如果燃料與氧化劑的原子結合成一個分子，則稱為單組元推進劑。燃料與氧化劑互相接觸後，能瞬時自動點火的雙組元液體推進劑稱為自燃推進劑。
防空飛彈使用的推進劑為硝酸基的以及其他的氧與氮化合物為基的推進劑。主要氧化劑為硝酸(濃度98%)，其含氧量76%，密度較高(1．52)，凝固點溫度低(-42℃)，沸點為+86℃，在常溫下可以液態貯存，使之能夠適用野戰或區域防空需要。
硝酸的缺點是對大多數結構材料有強烈的化學腐蝕性，硝酸的蒸氣有毒。
燃料有偏二甲肼、苯胺等。
液體推進劑可提供的比推力為2700～13000m/s，理論研究表明，最高值可達4000m/s。
燃燒室
在燃燒室中推進劑進行霧化、混合併燃燒，將化學能轉變為熱能，霧化與混合依靠專門的噴嘴實現。
推進劑的混合越完全，燃燒也就越完全，則發動機的工作越有效、穩定和可靠。
燃燒室的結構和材料保證能承受高溫高速燃氣流，並具有較高的耐熱、防熱和熱導性。
噴管
用超聲速(拉瓦爾)噴管產生超音速噴氣流。
貯箱
推進劑貯箱用於存貯液態燃料和氧化劑，一般是彈體結構的一個艙段，要承受飛行中的各種靜、動、熱載荷。另外，為保證在各種過載情況作用下和當推進劑餘量很小時，從貯箱中向燃燒室輸送燃料和氧化劑，在貯箱內有吸油器或其他的結構措施。
推進劑輸送系統
該系統將推進劑組元從貯箱供入液體火箭發動機燃燒室，可採用：
氣壓式(25～35MPa)輸送系統；
渦輪泵式輸送系統。
氣壓式的質量較大、體積較大。渦輪泵式的系統較複雜。
液體火箭的發動機的套用
液體火箭發動機的優點是發動機本身的質量較小，特別是對於大推力、長時間工作的發動機；有獲得高比推力的可能性；有多次啟動、關機及調節推力的可能性；發動機工作時間比較長；推進劑本身的造價較低等。其缺點為推進劑輸送、貯送系統複雜，不便於長期貯存，不便於維護使用等。原蘇聯的SA-2和SA-5飛彈採用液體火箭發動機系統。
推進劑
液體火箭發動機用推進劑。由貯箱中以液體狀態進入燃燒室(或推力窒)，進行燃燒(或其他化學反應)放出能量和產生氣體，為推進系統提供能源和工質。燃燒(氧化)是液體推進劑最普遍的化學反應，其他化學反應，如吸熱物質分解放熱反應、原子結合為分子放熱反應、複合反應、熱核反應等，也都能為推進系統提供需要的推力。按組成分為雙元和單元液體推進劑，雙元推進劑的氧化劑和燃料分開存放，使用時同時輸入燃燒室混合燃燒；單元推進劑是氧化劑與燃料的混合溶液(如硝酸肼的肼溶液)或在推進劑分子中同時含有氧化劑和燃燒劑成分(如異丙基硝酸酯)。雙元液體推進劑又分為自燃和非自燃兩種，自燃推進劑在氧化劑和燃料接觸後能立即自動燃燒，不需要專門點火裝置，如液氧與液氫、四氧化二氮與肼類燃料等；非自然推進劑在氧化劑與燃料混合後要靠點火裝置點燃後才能燃燒，如硝酸與煤油等。按貯存性能分為可貯存和不可貯存(低溫)推進劑。液體推進劑的比沖高、使用可靠，但貯運加注技術複雜，安全性較差，已廣泛用於戰略、戰術飛彈及空間運載火箭。
發動機分類
液體火箭的發動機是使用液態化學推進劑作為能源和工質的化學火箭發動機，它主要用 於運載火箭和各種航大器的推進系統，液體火箭發動機可根據用途、使用條件、推進劑供應方式及推進劑組元等進行分類。
根據用途將液體火箭發動機分為：主發動機（航天運載器、彈道飛彈、載人和不載人軌道飛行器等）、複合發動機（液體火箭發動機+空氣噴氣發動機或液體火箭發動機+衝壓式空氣噴氣發動機等）、輔助發動機、控制系統用發動機。
根據使用條件將液體火箭發動機分為：一次啟動發動機、二次重複啟動發動機、多次 啟動發動機、多次使用發動機。
根據推進劑供應方式將液體火箭發動機分為擠壓式發動機和泵壓式發動機。擠壓式發動機產生的推力相對較小；泵壓式發動機是大推力發動機的主要形式，可進一步分為補燃 循環和非補燃循環兩類。補燃循環發動機是指驅動渦輪泵的燃氣不直接排放到外界。而是進人主燃燒室進行補充燃燒的發動機，非補燃循環發動機則是指驅動渦輪泵的燃氣未經過進一步的充分燃燒，直接向外界排放的發動機。
根據發動機所用推進劑組元數目可將液體火箭發動機分為：單組元發動機、雙組元發動機和三組元發動機。大多數液體火箭發動機屬於雙組元發動機。此外，還可按照推進劑的沸點將發動機分為常溫發動機和低溫發動機。常溫發動機可在加注推進劑後長期貯存。
結構材料
液體火箭殼體(也叫貯箱)的結構材料，因所用的推進劑不同，也不相同。例如，推進劑如為液氫和液氧，沸點分別為-253℃和-183℃（即零下253℃和零下183℃），普通鋼材在這樣低的溫度下，變成玻璃一樣，一碰就碎，不能用作結構材料。所以液氫和液氧貯箱材料，必須在低溫下具有足夠的塑性。為了防止液體滲漏，保證密封性，貯箱常須用焊接方法成型，材料又必須具備良好的焊接性，也就是在焊縫區域必須保證有良好的焊接質量，不能產生裂紋、氣孔等缺陷。大型火箭箱體的尺寸又很大(箱體直徑大到10米，甚至10米以上)，一般不希望焊接成型以後再進行熱處理，以免使用龐大的熱處理設備。所以，對於使用液氫和液氧作推進劑的大型火箭來說，能在低溫下不變脆、能焊接、不用熱處理工藝而又能保證材料的強度，就成為材料的主要矛盾了。那就必須在克服這些矛盾的基礎上，儘可能地選用強度和剛度大的材料。目前，只有不鏽鋼、可焊鋁合金和部分鈦合金能基本上滿足這些要求。其中，不鏽鋼的比強度太低，現已廢棄不用。大型液體火箭貯箱多用可焊鋁合金或可焊鈦合金製成。當然，如果箱體直徑不大，也可以用強度更高的可熱處理強化鋁合金；如果採用整體結構而不用焊接工藝成型時，選擇材料的範圍就更大了。
如液體推進劑為硝酸、煤油、肼、四氧化二氮、氟化物之類，就需考慮結構材料與推進劑之間的相容性，也就是推進劑與結構材料之間不起化學反應：不使推進劑被分解、不使結構材料產生腐蝕。結合這些特性，要求材料既具有相容性，又具有焊接性。由於玻璃鋼之類所含的樹脂在攝氏30度以上多數與這些推進劑之間產生化學反應，所以仍用鋁合金或鈦合金作為貯箱結構材料。
至於液體火箭發動機，一般都採用再生冷卻法，使發動機推力室內壁溫度保持在攝氏650～900度的範圍內。要求材料在這個溫度之下具有高比強度、成型性好、能焊接、膨脹較小、導熱性良好、耐高速燃氣流的腐蝕和熱衝擊等。一般低碳合金結構鋼，耐熱鋼，鐵基或鎳基高溫合金、鈮合金等可以基本上滿足這些要求。
發動機特點
（1）使用無毒 、高能推進劑液氧、煤油和液氫、液氧。
（2）採用高壓補燃循環系統是近代大型液體火箭發動桃發展的第二大特點。
（3）近代大型液體火箭發動機大多設有推進劑利用系統。
（4）采 用輔助增壓泵。
（5）高可靠性 、長壽命和多次使用。
