雙組元火箭發動機

液體火箭發動機的推進劑有單組元推進劑、雙組元推進劑之分。雙組元推進劑為自燃推進劑，如液氫-液氧、偏二甲肼-四氧化氯等。雙組元推進劑的火箭發動機工作狀態是將推進劑分別貯存在燃料箱和氧化劑箱內，渦輪泵將推進劑送入燃燒室進行燃燒以產生高溫、高壓燃氣。渦輪泵可以利用一部分燃氣能量來驅動，也有採用獨立的燃氣發生器提供燃氣來驅動。近代多級火箭發動機中多採用預燃室，即燃料與一部分氧化劑先在預燃室中進行化學反應，其預燃產物先去驅動渦輪泵，然後再進入主燃燒室，並在主燃燒室內與剩下的氧化劑進行反應，對於簡單的液體火箭，可以用使推進劑箱內增壓的方法來取代渦輪泵。

基本介紹

• 中文名：雙組元火箭發動機
• 外文名：Dual component rocket engine

工作原理

雙組元液體火箭發動機推進劑中的氧化劑和燃燒劑，分別存放在單獨的貯箱裡，工作時需要專門的輸送系統分別將它們送進燃燒室，燃燒後的高溫高壓氣體經推力室高速噴出產生推力。所以液體火箭發動機主要由推進劑輸送系統、流量調節控制活門、推力室（燃燒室、噴管）和冷卻系統等組成。

輸送系統

推進劑輸送系統的功用是按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推進劑。火箭發動機正常工作時，要有一定的壓強把推進劑從貯箱擠壓到燃燒室中去，正常地輸送推進劑是保證火箭發動機正常工作的先決條件。按輸送方式的不同，輸送系統可分為擠壓式和泵壓式兩種類型。

擠壓式輸送系統是利用高壓氣體（壓強為25 ~30 MPa）經減壓閥減壓(將壓力降至3.5～5.5 MPa)後，進入氧化劑箱和燃燒劑箱。氧化劑和燃燒劑在壓力作用下分別由各自的管路經流量控制活門和噴注器送入燃燒室進行混合、燃燒。

高壓氣體應選與氧化劑、燃燒劑皆無反應的惰性氣體．如氮氣、氦氣或空氣。由於貯箱壓力高，所以結構質量較大，這是擠壓式輸送系統的主要缺點。

擠壓式輸送系統除了在系統中有調節活門之外，沒有轉動部分。因此，這種系統較簡單，工作可靠，而且容易實現多次啟動；但貯箱壓力高，結構質量大，主要用於推力小、工作時間較短的推進系統，如姿態控制發動機、太空梭的軌道機動系統和反作用控制系統就採用了這種方式。

泵式輸送系統是利用渦輪泵提高來自貯箱的推進劑的壓強，使推進劑按規定的流量和壓強進入燃燒室。

燃氣發生器產生燃氣帶動渦輪轉動，渦輪通過齒輪箱帶動氧化劑泵和燃燒劑泵工作．增壓後的氧化劑和燃燒劑經過活門進入噴注器噴入燃燒室，在燃燒室內進行燃燒，最後燃氣通過尾噴管高速噴出，產生推力。發動機的工作由火藥啟動器啟動，火藥啟動器產生高壓燃氣帶動渦輪，使推進劑泵開始工作。

泵式輸送系統，增加了渦輪、泵及其他附屬設備，系統結構複雜，但由於從推進劑貯箱到泵入口壓力較低(一般為0. 3～0.5 MPa)，因而推進劑貯箱壓強低，對於推力大、工作時間長的液體火箭發動機，採用泵式輸送系統比擠壓式輸送系統結構要輕得多。所以，採用渦輪泵式輸送系統在現代液體火箭發動機中比擠壓式輸送系統用得更廣泛。像現代大型運載火箭、太空梭的主發動機都採用的渦輪泵式輸送系統。

推力室

推力室是將液體推進劑進行混合、燃燒，並將推進劑的化學能轉變成推力的重要部件。它包括噴注器、燃燒室和噴管三部分。

噴注器的作用是把推進劑噴人燃燒室，使之霧化、混合。推進劑霧化、混合的質量對燃燒效率和燃燒穩定性有重要影響。如圖3 - 37(b)所示為一種典型的90。雙股自擊式噴注器，它是利用射流的相互撞擊實現液柱的破碎、混合和燃燒，是液體火箭發動機最常用的一種噴注器。

燃燒室是推進劑霧化、混合和燃燒的場所。燃燒室承受高溫燃氣壓力，通常為球形或圓柱形，頭部裝有噴注器，下面與噴管連成一體。燃燒室的壓力可達200 MPa，溫度達3 000～4 000℃，因此需要進行冷卻。推進劑中的一種組元可以從冷卻套中流過，帶走高溫燃氣傳給推力室壁的熱量，並對燃燒室進行冷卻。該組元最後返回推力室頭部的噴注器，與另一組元進行混合燃燒。

噴管和燃燒室組成整體式結構，高溫燃氣在噴管中膨脹、加速，將內能轉變為動能，產生高速射流，從而產生推力。火箭發動機的噴管都是超聲速噴管，呈收斂擴散形。噴管應保證氣流流動損失最小，出口氣流儘量與發動機軸線平行。

結構特點

雙組元火箭發動機的推力室使用雙組元推進劑，由推力室頭部、燃燒室和噴管組成。推力室頭部由噴注器和頂蓋組成。太空飛行器採用空間液體火箭發動機的噴注器集液腔一般很小，並且直接與推進劑控制閥門相連線，以提高回響特性和減小起動壓力峰。燃燒室和噴管通常為整體加工組件。噴管多採用輻射式冷卻方式，燃燒室內壁通常採用液膜或氣膜冷卻等方式。推力室身部與頭部一般採用高頻釺焊或電子束焊等方式連線，使其可靠性高、結構緊湊和結構質量小。閥門一般採用吸合力大、回響快、結構緊湊的直流螺管式電磁閥。右圖給出了2種雙組元空間發動機推力室結構圖。雙組元分解推力室性能與推進劑種類、推進劑霧化和燃燒特性、推力室結構和冷卻方式等方面密切相關。

控制方案

目前所使用的雙組元姿態控制系統的狀況主要反映在麗個基本方案上。第一是簡單的開關發動機，它使用電磁線圈操作的菌狀活門，常規的兩股或三股互擊式噴窪器，圓柱形燃燒室和常規的輻射冶卻或燒蝕冶卻噴管。這種型式的發動機基本上可以看成為許許多多強大的雙組元液體發動機的縮小方案。它的不足之處是：脈動工作時燃燒效率低，電力消耗大，回響慢，結構笨重以及材料困難。這種發動機雖然適應許多要求，但是在未來的空間飛行套用中還須解決上述諸問題，並要更加注意達到最佳的控制和在燃料上要有最大可能的經濟效盆。

第二種系統是目前正在發展的大範圍調節發動機，它有很複雜的活門裝置，要同時改變噴窪器面積以保持噴注速度，還有一個調節推進劑的流量控制伐。雖然用這種活門可以得到大範圍的調節，但是，活門方案的固有的結構複雜性大大地損害了可靠性。此外，這種系統的結構笨重，增加了重量負擔。這種方案用於長期空間任務是十分困難的。在節流、燃料噴窪、燃燒室設計和整體系統設計方面要有很大的突破才能在未來的套用中加以實現。

Bendix研究實驗室三年前開始執行一個計畫以解決目前雙組元姿控系統中所存在的一些問題。這個計畫包括大量系統分析，以實現要求和發展系統方案技術。燃燒室噴窪器，開關活門，節流方案和噴管的發展計畫已經在進行中。這就形成了新的渦流兩股互擊式燃燒室方案，它具有良好的燃燒效率，材料問題也最少。燃燒室特徵長度較小，結構良好，從而形成較好的裝配設計。用流體互相作用原理進行推進劑惰性氣體節流的方案已經表明了推力調節比可達35比1。 (用氦氣可以達到50比1)最後的設計結構表明，可望改善效率和結構，可靠性較高，性能不變壞，壽命長。

性能特點

下面列舉幾種雙組元火箭發動機不同推動劑下的性能特點。

1、O²和H²

推力範圍：5~5×10⁶N

真空比沖：4500m·s^-1

優點：性能高

缺點：低溫、複雜

2、N₂O₂和N₂H₂

推力範圍：5~5×10N

真空比沖：3000~3400m·s^-1

優點：性能高，可儲存

缺點：複雜

3、F₂和N₂H₂

推力範圍：5~5×10N

真空比沖：4500m·s^-1

優點：性能高

缺點：有毒、危險、複雜