液体火箭发动机

液体火箭发动机（ liquid propellant rocket engine ），使用液体推进剂的化学火箭发动机，又称液体推进剂火箭发动机。它的特点是比冲高、能多次起动和调节推力等。单台发动机推力从10-2牛（约1克力）到7×106牛（约700吨力）。可用作助推发动机、主发动机、游动发动机、姿态控制发动机和远地点发动机等。液体推进剂的姿态控制发动机还可用于采用固体推进剂的火箭和导弹上。

发展概况

液体火箭发动机的发展大致分为4个阶段。第一阶段（1903～1942年）：自俄国К.Э.齐奥尔科夫斯基提出使用液体推进剂火箭发动机航天的设想到德国V-2火箭首次试飞成功，经历了设想、研究到开始实用的过程。第二阶段（40～50年代）：第二次世界大战后美国和苏联在V-2火箭技术的基础上，为第一代战略导弹研制以液氧-煤油为推进剂的大推力液体火箭发动机。第三阶段(60年代)：液体火箭发动机获得重大发展。美国和苏联等国为了改善导弹的使用性能，研制了可贮存液体推进剂的火箭发动机。在发展航天事业中，除把导弹用的发动机直接用于运载火箭外，还专为航天研制了大推力的助推发动机、先进的上面级发动机和各种类型的姿态控制发动机。中国在这一时期也研制成功多种型号的液体火箭发动机。第四阶段（70年代）：世界各国争相发展航天技术。美国研制了高性能的以液氧-液氢为推进剂的航天飞机主发动机，可重复使用。欧洲研制的“阿里安”号运载火箭使用了四氧化二氮－偏二甲肼、无水肼混合物的助推发动机和液氧－液氢上面级发动机。日本也开展了低温发动机的研究工作。中国研制了“长征”3号运载火箭（见“长征”号运载火箭），使用可贮存推进剂的助推发动机和液氧-液氢上面级发动机。

组成

液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统和发动机控制系统组成，有时还包括推进剂贮箱。

液体火箭发动机

①推力室：推力室是将液体推进剂的化学能转化为推进动力的重要组件，由喷注器、燃烧室和喷管组成。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经过雾化、蒸发、混合、燃烧等过程生成燃烧产物，以高速（2500～5000米/秒）自喷管排出，产生推力。燃烧室压力从零点几到20兆帕（200标准大气压），燃气温度高达3000～4000K。推力室需要冷却。通常采用的冷却方式有再生冷却、薄膜冷却和辐射冷却等（见发动机冷却）。非自燃推进剂在发动机起动时需要有点火装置，一般用电火花塞、火药点火器和自燃推进剂（如三乙基铝与三乙基硼的混合液）提供点火能源。

②推进剂供应系统：推进剂供应系统的作用是按要求的流量和压力供应推进剂。最简单的是挤压式系统。它借助引入贮箱的高压气体的压力将推进剂从贮箱输送到发动机各个需要的部位。这种系统适用于小推力和低室压的发动机。大推力的发动机使用泵压式系统，一般由涡轮带动泵输送推进剂，涡轮通常利用燃气发生器供给的燃气作为动力（见推进剂供应系统、动力循环）。泵压式系统结构复杂，但重量轻。

各国液体火箭发动机主要性能参数

③发动机控制系统：它对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。发动机工作程序包括起动、主级工作段和关机，主要工作参数是推力和混合比（见液体火箭发动机控制）。美国航天飞机主发动机配有带计算机的控制器，对发动机进行全面的控制。

④推进剂贮箱：小型发动机系统的推进剂贮箱和增压气瓶是发动机的组成部分，大型发动机的推进剂贮箱是火箭结构的一部分。

推进剂

选择推进剂所需考虑的因素很多，如要求高的化学能焓、低分子量的燃烧产物、比热大、导热率高、饱和蒸气压低、化学稳定性好、比重大、无毒、无腐蚀等。一种推进剂不可能完全具备这些性能，因此需要综合权衡选择使用。发动机常用的是双元推进剂，氧化剂如液氧、四氧化二氮，燃料如液氢、偏二甲肼、煤油等。单元推进剂是只有一种组元的推进剂，性能较低，但供应系统简单，常用于辅助动力装置，如姿态控制发动机和气体发生器系统。