液体火箭发动机发展现状及发展趋势概述 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：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： 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：  真空推力：2090 kN  海平面推力：1670 kN  真空比冲：452.5  推力调节范围：65%～109%  额定推力室压力：20.7 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，真空比冲分别为4312N·s3/kg·m 和 4461N·s3

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 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，而SSME成本是5000万。 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  真空推力：3,308 kN  海平面比冲：365N·s3

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 真空比冲：410N·s3

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 重量：6,600 kg  长度：2.4384 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：  真空推力：1960kN  真空比冲：4459N·s3

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 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

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 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

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 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。