火箭推進器是以氫氧為燃料的大功率裝置。火箭發動機使用的推進劑有兩種形式，一種是液態物質，另一種是固態物質。由於固態燃燒劑產生的能量比液體燃燒劑發出的能量高，所以，目前研製的火箭發動機多是固-液火箭發動機，兩種燃料相遇燃燒，形成高溫高壓氣體，氣體從噴口噴出，產生巨大推力而把運載火箭送上了太空。火箭推進系統包括主發動機、推進劑供應管路、貯箱增壓系統、姿態控制系統和軌道機動系統。
基本介紹
- 中文名：火箭推進
- 外文名：Rocket advance
- 推進系統組成：主發動機、推進劑供應管路，等等
- 火箭推進器：以氫氧為燃料的大功率裝置
- 火箭推進劑：固體/液體/固-液混合燃料
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火箭推進器
與引擎的設計原理類似，火箭推進器的管道排出氣體來推進太空船以完成航程的各個階段。在開始階段，外部的推進火箭提供燃料給火箭推進器，直到燃料用盡時就拋棄。在那之後，強力的電磁體會進入火箭推進器來加速離子的激烈反應並達到近乎光速的速度，這提供了太空船絕大部份的推力。最後，在航程的最後一階段，推進器負責了調整太空船進入行星引力圈，提供反向推進力來緩和速度讓太空船能安然步入與行星同步的軌道。為了達到這所有的功能，推進器組必須具備有高能量離子加速的高度感應能力，也要能夠掌控由固態燃料推進器所產生的數十萬磅的推力。設計火箭推進器的工程師要能完成因太空船質量與重力加速度原理所需要功能才行。
火箭推進器
火箭推進器我國使用推進器主要是以液體火箭推進器為主，液體火箭推進器以偏二甲肼（C2H8N2）作為主要燃料，相比固體火箭推進器便宜且安全。
火箭推進劑
火箭推進從物理形態上講，火箭發動機使用的推進劑有兩種形式，一種是液態物質，另一種是固態物質。燃燒劑和氧化劑都是呈液體形態的發動機則稱為液體燃料發動機，或稱為液體火箭發動機；兩者都是呈固體狀態，則稱為固體燃料火箭發動機或固體火箭發動機；如果在兩種燃料中，一種為固體，一種為液體，則稱為固-液火箭發動機或直接稱其物質名稱的火箭發動機，如氫氧火箭發動機。
由於固態燃燒劑產生的能量比液體燃燒劑發出的能量高，所以，目前研製的火箭發動機多是固-液火箭發動機，兩種燃料相遇燃燒，形成高溫高壓氣體，氣體從噴口噴出，產生巨大推力而把運載火箭送上了太空。
火箭推進系統
目前，小型火箭多為固體推進系統，其主要出發點是成本低和機動性好，特別是成本。70-80年代美國曾對固、液兩種系統反覆進行比較，結論是二者可靠性相當，而成本以固體系統為優。因而固體推進系統成為小型系統的優先選擇方案。其技術特點如下：
（1）模組化結構
實現系列化的主要手段是模組化結構。通常是用幾種發動機通過不同方式的組合構成各種不同運載能力的型號，同一種發動機在同一系列的不同型號或不同系列中套用的情況十分普遍，使發動機的套用潛力得到了充分發揮，顯著地節省了研製經費。例如美國的大蓬車火箭除頂級外，其餘各級都使用同一類卡斯托-4發動機，通過組合和捆綁形成5個型號，其助推器和芯級發動機的區別僅在於噴管，上面級和下面級的區別在於發動機長度和噴管膨脹比不同；義大利的偵察兵-2情況與之極為相似，其助推器和芯級一、二級均為Zefiro發動機。由於捆綁助推器數量不同（0,2,4台）形成3 個型號；獨立國協的空間快車火箭採用SS-24飛彈發動機和兩種頂級，組成0234，0235，1234，1235，2234，2235六個型號，其中數字1、2、3 分別指採用SS-24 飛彈的一、二、三級發動機，4、5 指兩種頂級發動機；美國的飛馬座火箭和金牛座火箭有三個發動機基本完全相同；日本M-352火箭，J-1 和M-5火箭的空中發射型，其二、三級發動機也是相同的。
（2）兼顧成本、性能和可靠性
高可靠性、低成本和高性能是對固體火箭的共性要求，但在不同套用領域其重點各有所異。大型太空飛行器首先要求高度可靠，美國“國家發射系統”對固體發動機所提的可靠性指標是0.99（95%置信度），在此前提下努力降低成本。小型運載則特彆強調低成本，在此基礎上兼顧可靠性和高性能。小型運載用固體發動機可靠性通常要求達到0.98和彈道飛彈相近，其頂級通常也選用高性能發動機，美、日、法、獨立國協還都研製了空中發射的小型運載火箭，有效地提高了運載能力。
（3）極強的技術繼承性
研製小型運載用固體發動機最普遍使用的途徑是技術繼承，特別是繼承彈道飛彈的成熟技術。這樣不僅可顯著地縮小研製規模、降低成本、縮短周期，還有效地保障了在高可靠性前提下提高性能。
K-1火箭推進系統
組成
（1）主發動機
空氣噴氣公司(Aerojet)的AJ26-58、AJ26-59和AJ26-60發動機是用於K-1火箭的高性能液氧/煤油發動機。這些發動機通過大量的試車，證明了前蘇聯登月火箭的NK-33/NK-43發動機的主要組件（高溫燃氣系統和渦輪泵組件）和空氣噴氣公司改進的電子控制系統、點火系統、重複起動系統、電動閥和常平架等都是合格的。
K-1火箭和ulv-22火箭
K-1火箭和ulv-22火箭（2）推進劑供應管路
凱特曼公司（Ketema）負責供應系統的設計、開發、生產和檢驗，空氣噴氣公司負責監督工作。零組件採用現有的飛行產品及其改進產品。貯箱到發動機的供應管路採用SSME常平架式因康鎳輕型結構導管，泵前隔離閥、循環閥和充填排放閥由德爾它（Delat）的飛行產品改進而成。首枚火箭的推進劑供應系統已經完成了90%。
（3）推進劑貯箱增壓系統
該系統用於主發動機和軌道機動器推進劑貯箱的增壓。增壓用的常溫氮氣保存在壓力為41.37MPa的氣瓶中，氣瓶的外殼由鈦絲織成。增壓控制採用脈衝閥門，以便減輕重量和控制簡單。為使操作方便，所有閥門和其他組件都按模組化設計安裝在一起。該系統的設計工作己經完成，並確定了控制程式，編織氣瓶外殼的鈦絲已經製造完畢，編織技術己經通過論證，其他所有組件均已完成。首枚火箭的組合件已經完成80%。
（4）一級姿態控制系統
該系統安裝在一級的前面，由四個相同的推力室模組組成，每個模組在三個軸線各有一台推力為667N的推力室，推力室工質為氮氣，貯存在壓力為41.37MPa的氣瓶中，氣瓶的外殼由欽絲織成（與增壓氣體的氣瓶相同）。氮氣產生的總衝量為266.9N·秒。Pegasus設計的鋁質推力室己經得到飛行驗證，為使操作方便，所有閥門和其他組件都按模組化設計安裝在一起。該系統的設計工作已經完成，推力室模組得到驗證，編織氣瓶外殼的欽絲已經製造完畢，編織技術已經通過論證，其他所有組件均已完成。首枚火箭的組合件已經完成80%。
（5）軌道器姿態控制系統
該系統安裝在子級的後面，由四個相同的推力室模組組成，每個模組在三個軸線各有一台推力為667N的推力室，推力室的總衝量為266.9N·秒。氣氧貯存在壓力為34.47MPa的氣瓶中，氣瓶採用DC-X 和X-3的飛行產品，酒精貯存在氦氣增壓的膜片式貯箱中，該貯箱目前正在製造。推力室採用空氣噴氣公司的軌道機動系統的技術，提供的氣氧只能用於低混合比（MLB）燃燒。該系統的初步設計已經結束，大部分組件已在使用。首枚火箭的組合件已經完成50%。
（6）軌道機動系統
該系統由擠壓式液氧/酒精發動機和一些關鍵組件組成，為了提高可靠性，這些關鍵組件採用冗餘設計。發動機的層板噴注器採用已被多次驗證的噴注單元，液氧/ 酒精發動機的技術問題NASA在80年代早期己經解決。點火器採用oc-X 和X-3的技術，電動的伺服機構採用航空技術。鋁質氧化劑貯箱、複合材料外殼的欽質酒精貯箱和推進劑管理系統符合工業標準。液膜冷卻的妮合金燃燒室/噴管組件採用空氣噴氣公司設計的結構，通過了大範圍的試驗。閥門和自動器採用現有的設計。點火器通過了40次試驗，完全成功的試驗時間超過40分鐘。試驗中推進劑調節範圍較大，每次試驗都使用點火器。噴注器的高工況的結構試驗己成功進行，其穩定性得到驗證。大面積比的鈮合金燃燒室/噴管已經生產完畢，推進劑貯箱的設計工作已經結束，並開始生產。首枚火箭的組合件已完成70%。
特點
