火箭发动机

火箭发动机（Rocket   engine）飞机携带的推进剂（能源）不使用外部空气的喷气式发动机。它可以在稠密大气层外的太空中工作，能量在火箭发动机中转化为工作流体（工作介质）动能，形成高速喷射放电，产生推力。

火箭发动机是喷气发动机的一种，在推进剂贮箱或运载工具中混合反应物（推进剂）成为高速喷射，并产生推力由于牛顿 运动第三定律。火箭发动机可用于航天器推进和在大气层飞行的导弹。火箭发动机大部分是内燃机，也有非内燃机。

大多数发动机是通过排出高温高速的气体固体或液体推进剂来获得推力的（由氧化剂和燃料组成）在燃烧室中高压（10-200  bar）燃烧产生燃气。

将推进剂送入燃烧室

液体火箭通过泵或高压气体使氧化剂和燃料分别进入燃烧室，两种推进剂组分在燃烧室混合燃烧。固体火箭推进剂预先混合，放入燃烧室。固液混合火箭采用固液推进剂或气体推进剂，有的采用高能电源将惰性反应材料送入热交换器加热，因此不需要燃烧室。

火箭推进剂通常储存在推进剂箱中，然后燃烧排出产生推力。一般选用化学推进剂作为推进剂，经过放热化学反应后产生高温气体用于火箭推进。

燃烧室

化学火箭的燃烧室通常是圆柱形的，其尺寸要满足推进剂的充分燃烧使用的推进剂不同，大小也不一样。用L * 描述了燃烧室的尺寸

这里：

Vc 是燃烧室容量

At 是喷嘴面积

L* 的范围通常是25-60英尺（(6 )( 1)5 m）

燃烧室的压力和温度通常会达到极值与吸气式喷气发动机有足够的氮气稀释和冷却燃烧不同，火箭发动机燃烧室的温度可以达到化学标准值。高压意味着燃烧室壁中的热传导速度非常快。

燃烧室收缩比

燃烧室收缩比是指燃烧室横截面积与喷嘴喉部面积之比。推进剂和燃烧室压力一定时，收缩比与质量流密度成反比，质量流密度选定时，燃烧室收缩比选定。而用收缩比来选择燃烧室直径更直接方便。收缩率的选取主要基于实验或统计方法，推荐以下数据：

对于大多数泵送供应系统的大推力高压燃烧室，收缩比通常为1.3~2.5

对于带离心喷嘴的燃烧室，收缩比通常为4~5

喷嘴

发动机的形状主要取决于膨胀喷嘴的形状：钟罩形或锥形。在具有高膨胀比的锥形加宽喷嘴中，燃烧室产生的高温气体穿过开口（喷口）排出。

如果向喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），会形成喷嘴节流和超音速射流，大部分热能转化为动能，从而提高排气速度。在海平面上，发动机以十倍音速排气的情况并不少见。

火箭推力一部分来自燃烧室内的压力不平衡，但主要来自挤压喷管内壁的压力。排出气体膨胀（绝热）内壁的压力使火箭向一个方向运动，而废气则向相反的方向运动。

推进剂效率

为了使发动机有效地利用推进剂，需要使用一定质量的推进剂，使燃烧室和喷管产生尽可能大的压力此外，以下方法也可以提高推进剂效率：

将推进剂加热到最高温度（使用高能燃料、氢碳或某些金属如铝，或核能的使用）

使用低比重气体（尽可能含氢）

使用小分子推进剂（或者可以分解成小分子的推进剂）

因为所有的措施都是为了降低推进剂的质量；压力与加速推进剂剂量成正比；也因为牛顿 根据第三定律，作用在发动机上的压力也作用在推进剂上。废气离开燃烧室的速度似乎是由燃烧室压力决定的。但是速度明显受以上三个因素影响。综合来看，排气速度是考验发动机的

效率的最好证明。

由于空气动力学原因，废气在喷嘴处具有阻流效应。声速随着温度的平方根增加，所以使用高温废气可以提高发动机性能。在室温下，声音在空气中的速度是340 m/s，在火箭高温气体中可达1700 m/以上，大部分的火箭 的表现是由于高温。此外，火箭推进剂通常使用小分子，这也使得在相同温度下，废气中的声速高于空气中的声速。

喷嘴的膨胀设计使排气速度加倍，通常为1.5到2次，从而产生准高超音速废气射流。速度的增量主要由面积扩张比决定，即喷嘴面积与喷嘴出口面积的比值。而且气体的性质也很重要。大膨胀比的喷管尺寸更大，但可以使废气释放更多的热量，从而提高排气速度。

喷嘴效率受工作高度的影响，因为大气压随高度而降低。但由于尾气是超音速的，射流的压力只会低于或高于围压，无法与之平衡。

如果尾气压力与围压不同，尾气可以完全膨胀，也可以过度膨胀。

背压和最佳膨胀

为了获得最佳性能，喷嘴端的尾气压力需要等于围压。如果排气压力小于围压，车辆会因为发动机前后端的压力差而减速。但如果排气压力大于围压，本应转化为推力的排气压力没有转化，浪费了能量。

为了保持尾气压力和围压的平衡，喷嘴直径需要随高度增加，这样尾气就有足够长的距离作用在喷嘴上，降低压力和温度。这增加了设计难度。在实际设计中，通常采用折衷的方法，从而牺牲了效率。有很多特殊的喷嘴可以弥补这个缺陷，比如塞式喷嘴、阶状喷嘴、扩散喷嘴和瓷砖喷嘴。每种

特殊的喷管可以调节围压，使尾气在喷管内扩散更广，产生高空额外推力。

当围压足够低的时候，比如真空，就会出现一些问题：一个问题是喷嘴的重量减轻在某些运载工具中，喷嘴的重量也会影响发动机效率。第二个问题是尾气在喷嘴中绝热膨胀并冷却，喷流中的一些化学物质会凝结“雪”导致喷射不稳定，这是必须避免的。

与喷嘴处的热损失相比，泵送损失非常小。大气中使用的发动机采用高压动力循环来提高喷管效率，而真空发动机没有这个要求。对于液体发动机，将推进剂喷入燃烧室的动力循环有四种基本形式：

挤压循环- 推进剂由内置高压气瓶中的气体挤出。

膨胀机循环 - 推进剂流经主燃烧室膨胀，驱动涡轮泵。

气体发生器循环 - 少量推进剂在预燃室燃烧驱动涡轮泵，废气通过独立管道排出，造成能效损失。

分级燃烧循环 - 涡轮泵高压气体送回驱动自启动循环，高压废气直接送入主燃烧室，无能量损失。

发动机投产前，通常在火箭发动机试车台上进行静态试验。对于高海拔发动机，需要缩短喷管或在大真空室中进行试验。

与空气喷气发动机相比，火箭发动机的最大特点是：它携带燃料和氧化剂，依靠氧化剂支持燃烧，不从周围大气中吸取氧气。4]所以它不仅能在大气中工作，也能在大气外的宇宙真空中工作。这可以 这是任何喷气发动机都做不到的。2]发射的人造卫星、月球飞船和各种飞船使用的推进装置都是火箭发动机。

点火可以采取多种方式：烟火药剂，等离子火焰矩，电火花火花塞。有些燃料和氧化剂相遇燃烧，而对于非自燃的燃料，可以在燃料喷嘴内填充自燃物质（通常使用俄罗斯发动机）

对于液体和固液混合火箭，推进剂进入燃烧室后必须立即点火。液体推进剂进入燃烧室后，点火延迟为毫秒级，会导致液体进入过量，点火后产生的高温气体会超过燃烧室的设计最大压力，从而造成灾难性后果。这叫做“硬启动”

气体推进剂不会硬启动，因为喷射口总面积小于喷口总面积，即使燃烧室在点火前充满气体也不会形成高压。固体推进剂通常由一次性烟火设备点燃。

点火后燃烧室能维持燃烧，点火器不再需要发动机停几秒钟，燃烧室就能自动点火。然而，一旦燃烧室冷却，许多发动机就不能重新点火。

火箭发动机-羽流物理

煤油的废气富含碳，从其排放线来看羽流是橙色的。以过氧化物氧化剂和氢燃料为基础的火箭羽流，大部分是水蒸气，肉眼几乎看不到，但在紫外和红外领域是明亮的。固体火箭推进剂含有铝等金属元素，燃烧时会发出白光，因此其羽流非常明显。一些废气，尤其是酒精燃料的羽流，是菱形冲击波。