液体火箭发动机

液体火箭发动机是当今主要用于太空旅行的反作用力驱动器。

与固体推进系统不同，在固体推进系统中，燃料和氧化剂的现成固体混合物在燃烧室中燃烧，使用液体火箭时，一种（Monergol）或几种（Diergole，Triergole）液体化学成分在（单独的）罐中携带，并且进入实际的引擎提升。 在那里发生连续的化学反应（monergol 的催化分解、燃料和氧化剂的燃烧）。 由于体积增加而产生的气体质量作为支撑质量从喷嘴流出并由此产生沿相反方向的推力。 由于氧化剂携带在火箭中，燃料的燃烧也可以在没有大气氧气存在的情况下发生，例如在高层大气或太空中。 燃料和氧化剂的混合仅在燃烧室中发生在二氢液体火箭中，向燃烧室的输送发生在单独的管线系统中。

这种火箭发动机的典型参数是推力（实际推进力，通常以千牛顿 (kN) 为单位，通常区分为地面推力或起飞推力和真空推力）和作为发动机效率关键指标的比冲量发动机，无论其大小。

液体火箭发动机主要由燃烧室、喷嘴、燃料泵送装置（参见“类型”部分）以及必要时的点火装置组成。 辅助部件是推力架，它增加了推力f 转移到火箭结构、较小的辅助介质罐（包括压缩气体、冷却剂、润滑剂、泵和发射燃料）以及用于操作和辅助介质的或多或少复杂的管道、阀门和流量控制器。 同样，用于旋转燃烧室或喷嘴单元的液压缸或伺服电机等控制元件（另请参见推力矢量控制）可以是发动机的一部分。

燃烧室是一个金属容器，燃料在其中与氧化剂混合并连续燃烧。 通常，出于制造原因，燃烧室设计成圆柱形。 喷射头或喷射器板布置在燃烧室的与喷嘴开口相对的前侧上。 它们的任务是在喷射过程中将燃料成分集中而精细地混合，这些燃料成分在单独的管道中输送，以确保完全和完全燃烧。 使用大型发动机，吞吐量可达每秒数百升（F-1 高达每分钟 155 吨）。 燃烧室的长度必须以这样一种方式确定尺寸，即注入的成分可以完全相互反应。另一方面，燃烧室必须尽可能紧凑，以避免不必要的热量传递到壁上。

为了防止燃烧室由于内部巨大的燃烧温度和压力而熔化和燃烧或爆炸，必须对其进行冷却。 常用的方法是主动冷却或再生冷却，其中部分燃料或氧化剂在喷射前以液体冷却的形式在双壁燃烧室壁之间流动。 如果通过冷却夹套后的燃料成分没有被送入燃烧，而是排放到环境中，我们称之为损失冷却。 进一步的措施是薄膜和面纱冷却，其中通过喷射孔的特定布置在靠近壁的燃烧区或直接在壁上产生局部过量燃料，以降低那里的燃烧温度并利用蒸发燃料的冷却； 此外，还保护壁免受与氧化剂的反应。 还使用耐热绝缘材料（陶瓷涂层、矿物纤维如石棉）或烧蚀材料的内壁涂层，这些材料在熔化时通过它们的相变在壁上产生隔热边界层。 这些措施用于燃烧时间较短的小型发动机，以及由耐高温铌或钽合金制造的燃烧室。在这些情况下，人们谈到了被动冷却。

燃烧室以及喷射头或喷射器板的设计在建造和测试中是一个挑战，因为故障会导致不稳定燃烧甚至共振燃烧振荡，这可能会通过液柱反应危及整个航天器燃料管路和机械结构。

拉瓦尔喷嘴形式的推力喷嘴直接连接到燃烧室。 这包括增加气体速度的收缩，即所谓的喷嘴喉部，它又合并成钟形或锥形部分，其中推力由气体的膨胀产生。 目前正在研制的气塞发动机应该可以不用这种常规意义上的推力喷管。

与燃烧室一样，喷嘴也承受着需要冷却措施的高热负荷。 使用主动和被动冷却方法。 在主动过程中，分流冷却的燃料组分不仅被送入燃烧室的双壁，而且还通过双壁喷嘴罩； 被动冷却方法以及在燃烧器中进行。 一种特殊的喷嘴冷却形式是在旁通过程中将涡轮泵相对较冷的工作气体环形引入喷嘴罩中，喷嘴罩的高度约为喷嘴颈部和嘴部之间的一半高度，用于 F-1 发动机土星 5 号火箭。