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[拼音]：yeti huojian fadongji

[英文]：liquid propellant rocket engine

使用液體推進劑的化學火箭發動機，又稱液體推進劑火箭發動機。它的特點是比衝高、能多次起動和調節推力等。單臺發動機推力從10-2牛（約1克力）到7×106牛（約 700噸力）。可用作助推發動機、主發動機、遊動發動機、姿態控制發動機和遠地點發動機等。液體推進劑的姿態控制發動機還可用於採用固體推進劑的火箭和導彈上。

發展概況

液體火箭發動機的發展大致分為 4個階段。第一階段（1903～1942年）：自俄國К.Э.齊奧爾科夫斯基提出使用液體推進劑火箭發動機航天的設想到德國V-2火箭首次試飛成功，經歷了設想、研究到開始實用的過程。第二階段（40～50年代）：第二次世界大戰後美國和蘇聯在V-2火箭技術的基礎上，為第一代戰略導彈研製以液氧-煤油為推進劑的大推力液體火箭發動機。第三階段(60年代)：液體火箭發動機獲得重大發展。美國和蘇聯等國為了改善導彈的使用效能，研製了可貯存液體推進劑的火箭發動機。在發展航天事業中，除把導彈用的發動機直接用於運載火箭外，還專為航天研製了大推力的助推發動機、先進的上面級發動機和各種型別的姿態控制發動機。中國在這一時期也研製成功多種型號的液體火箭發動機。第四階段（70年代）：世界各國爭相發展航天技術。 美國研製了高效能的以液氧-液氫為推進劑的太空梭主發動機，可重複使用。歐洲研製的“阿里安”號運載火箭使用了四氧化二氮－偏二甲肼、無水肼混合物的助推發動機和液氧－液氫上面級發動機。日本也開展了低溫發動機的研究工作。中國研製了“長征”3號運載火箭（見“長征”號運載火箭），使用可貯存推進劑的助推發動機和液氧-液氫上面級發動機。

組成

液體火箭發動機一般由推力室、推進劑供應系統和發動機控制系統組成，有時還包括推進劑貯箱。

（1）推力室：推力室是將液體推進劑的化學能轉化為推進動力的重要元件，由噴注器、燃燒室和噴管組成。推進劑通過噴注器注入燃燒室，經過霧化、蒸發、混合、燃燒等過程生成燃燒產物，以高速（2500～5000米/秒）自噴管排出，產生推力。燃燒室壓力從零點幾到20兆帕（200標準大氣壓），燃氣溫度高達3000～4000K。推力室需要冷卻。通常採用的冷卻方式有再生冷卻、薄膜冷卻和輻射冷卻等（見發動機冷卻）。非自燃推進劑在發動機起動時需要有點火裝置，一般用電火花塞、火藥點火器和自燃推進劑（如三乙基鋁與三乙基硼的混合液）提供點火能源。

（2）推進劑供應系統：推進劑供應系統的作用是按要求的流量和壓力供應推進劑。最簡單的是擠壓式系統。它藉助引入貯箱的高壓氣體的壓力將推進劑從貯箱輸送到發動機各個需要的部位。這種系統適用於小推力和低室壓的發動機。大推力的發動機使用泵壓式系統，一般由渦輪帶動泵輸送推進劑，渦輪通常利用燃氣發生器供給的燃氣作為動力（見推進劑供應系統、動力迴圈）。泵壓式系統結構複雜，但重量輕。

（3）發動機控制系統：它對發動機的工作程式和工作引數進行調節和控制。發動機工作程式包括起動、主級工作段和關機，主要工作引數是推力和混合比（見液體火箭發動機控制）。美國太空梭主發動機配有帶計算機的控制器，對發動機進行全面的控制。

（4）推進劑貯箱：小型發動機系統的推進劑貯箱和增壓氣瓶是發動機的組成部分，大型發動機的推進劑貯箱是火箭結構的一部分。

推進劑

選擇推進劑所需考慮的因素很多，如要求高的化學能焓、低分子量的燃燒產物、比熱大、導熱率高、飽和蒸氣壓低、化學穩定性好、比重大、無毒、無腐蝕等。一種推進劑不可能完全具備這些效能，因此需要綜合權衡選擇使用。發動機常用的是雙元推進劑，氧化劑如液氧、四氧化二氮，燃料如液氫、偏二甲肼、煤油等。單元推進劑是隻有一種組元的推進劑，效能較低，但供應系統簡單，常用於輔助動力裝置，如姿態控制發動機和氣體發生器系統。

參考書目

錢學森著：《星際航行概論》，科學出版社，北京，1963。