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液体火箭发动机综述

归档日期:07-25       文本归类:火箭发动机      文章编辑:爱尚语录

  液体火箭发动机综述_交通运输_工程科技_专业资料。论述了液体火箭发动机工作原理和常见结构,涵盖了现今液体推进领域的发展概况,对主要航天国家的技术进行了阐述,时效性强,资料翔实。

  液体火箭发动机发展现状及发展趋势概述 摘要: 摘要:介绍了液体火箭发动机的优缺点、工作原理,总结了大推力和小推力发动机的国内外发展现状, 提出了未来液体火箭发动机的发展方向。 关键词: 关键词:液体火箭发动机,推进系统,发展现状,发展趋势 1 引言 液体火箭发动机作为目前最为成熟的推进系统之一, 具有诸多独特的优势, 仍然是各国 努力发展的主力推进系统,并且在大推力和小推力方面都取得了诸多成果,本文将美国、俄 罗斯、欧洲、日本、中国等国家的发展状况进行了综述,目前美国仍然在大多数推进系统方 面领先世界, 俄罗斯则继续保持液体推进特别是大推力液体火箭方面的领先地位, 欧盟和日 本在追赶美国的技术水平, 以中国为代表的第三世界国家也开始在液体推进领域同传统强国 展开竞争。 2 定义与分类 液体火箭发动机(Liquid Rocket Motor)是指液体推进剂火箭发动机,即使用液态化学 物质作为能源和工质的化学火箭推进系统。 按照推进剂供应系统, 可以分为挤压式和泵压式; 按照推进剂组元可分为单组元、双组元、三组元;按照功能分,一类用于航天运载器和弹道 导弹,包括主发动机、助推发动机、芯级发动机、上面级发动机、游动发动机等,另一类用 于航天器主推进和辅助推进,包括远地点发动机、轨道机动发动机、姿态控制和轨道控制发 动机等。 3 工作原理 液体火箭发动机工作时(以双组元泵压式液体火箭发动机为例) ,推进剂和燃料分别从 储箱中被挤出,经由推进剂输送管道进入推力室。推进剂通过推力室头部喷注器混合雾化, 形成细小液滴,被燃烧室中的火焰加热气化并剧烈燃烧,在燃烧室中变成高温高压燃气。燃 气经过喷管被加速成超声速气流向后喷出,产生作用在发动机上的推力,推动火箭前进。 泵压式供应系统 挤压式供应系统 4 主要优缺点: 主要优缺点: 同固体火箭发动机相比,液体火箭发动机通常具有以下优点: 通常比冲最高,在推进剂量一定的情况下飞行器速度最大或者有效载荷最重。 推力可调,可随意启动、关机;可脉冲工作(有些小脉冲发动机能工作 25 万次以上) ; 推力时间曲线可任意控制,能实现飞行弹道重复。 可在临使用前进行全面的检测,飞行前可在地面或发射台作全推力试车。 能设计成经发射场维护和检测后可重复使用的。 推力室可冷却,可降低质量。 可贮存液体推进剂在飞行器上的贮存已经超过 20 年,发动机可快速投入使用。 对于泵压式供应系统和较大的总冲,推进系统死重(包括贮箱)相当小(薄壁、低压贮 箱),推进剂质量分数高。 大多数推进剂的排气无毒,环保能接受。 同一推进剂供应系统可为飞行器各处的多个推力室供应推进剂。 工作期间为防止出现可能导致任务或飞行器失败的故障而可以改变工况。 能实现组件冗余以提高可靠性(如双重单向阀或额外推力室)。 多发动机情况下能设计成在一个或多个发动机关机后系统仍能工作(发动机故瘴工作能 力)。 低压贮箱的形状能按多数飞行器的空间限制设计(即安装在机冀或鼻锥内)。 淮进剂贮箱在飞行器内的布局能最大程度地减小动力飞行段重心的变化量, 提高了飞行 器的飞行稳定性、减小了控制力。 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 10000 psi}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—Space Shuttle Main Engine)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: 线.7 MPa (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,线/kg·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(Rocket System 68)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, SSME 成本是 5000 而 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。性能如下: 海平面推力:2,886kN 线 m 混合比:6:1 推重比:51.2:1 喷嘴面积比:21.5:1 燃烧室压力:9.71MPa 推力调节范围: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: 线kN 线/kg·m 推力调节范围: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·s3/kg·m 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·s3/kg·m 混合比: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: 线 分级燃烧循环 推力室压力:13.2MPa 推重比:64.13 喷管面积比:52:1 燃烧室压力:12.7 MPa 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·s3/kg·m 净重:2850kg 长度: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: 线/kg·m 加注质量:8.731T 工作时间:729s 推力室数量:4 混合比: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 GSLV Mk III 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 Aerojet Propulsion 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·s3/kg·m,燃烧效率接近 100%。其 3 个型号的发动机性能如下: 1 推力/N 稳态比冲/N·s /kg·m 喷管膨胀比 总质量/g 3 2 67 2992 75 1450 3 440 3169 647 4536 22 3071 150 760 美国 Maiser Marquardt 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-LAE 445N 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·s3/kg·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: 推力:20N 比冲:2849N·s3/kg·m 喷注器孔径:0.3mm 混合比: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 个其他功能的阀门、 管路组成, MMH 和 MON-1 以 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·s3/kg·m 和 2762N·s3/kg·m 提高到 2903N·s3/kg·m 和 2835N·s3/kg·m。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 3 44,1 千牛,比冲为 4168N·s /kg·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·3/kg· 左右。 s m 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·s3/kg·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·s3/kg·m。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· 3/kg· s m 左右,维护使用方便。可以认为,将“单推一 3”应用于辅助推进系统是切实可行的。现正 在研制几种规格的“单推一 3”姿控发动机,推力范围为 24.5 ~1000N,并将在此基础上逐 步形成系列。 随着航天技术的不断发展,各种航天器对辅助推进系统的总冲和性能的要求越来越高, 双组元推进剂姿态发动机发展得很快。 中国从 70 年代初开始研制双组元姿控发动机,采用硝基氧化剂和阱类燃料,推力范围 为 19.6 ~1520N,其中除一种采用泵压式系统外,其余均为恒压式或落压式的挤压系统,其 中还有 490N 的远地点发动机和变推力发动机。液体远地点发动机与固体发动机相比有明显 的优点:推力和冲量偏差较小,能多次起动,入轨精度高。 四氧化二氮/一甲基阱组合由于液态温度范围宽、高空点火性能好、尾流污染小、性能 较高和嫩烧稳定等优点, 已广泛应用于各种空间发动机, 并成功应用于远地点发动机和姿控 发动机组成的一体化辅助推进系统。 此外,还有一种单、双组元的组合方案可供选择,即用四氧化二氮/麟双组元推进剂作 远地点机动飞行,而用单组元阱作姿态控制和位置保持。 应当指出,随着液氧/烃运载火箭的发展,液氧/烃的辅助推进系统也将获得应用。 7.5 结论 1) 为了更好满足航天技术发展的需要,必须制订液体火箭推进技术的长远发展规划, 2) 有计划有步骤地大力提高液体火箭发动机的技术水平。 3) 液体火箭推进技术的长远发展规划中,应包括下列各项: 液氧/烃大型助推发动机; 高性能液氧/液氢发动机; 可贮存推进剂的轨道机动发动机和上面级发动机; 单组元推进剂(麟、单推一和双组元推进剂的姿控发动机。 4) 大力开展关键技术的研究,并建立相应的科研设施。 参考文献 [1] Peter·Bond.Janes Space Recognition Guide [M].HarperCollins,Inc,2009. 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