液體火箭發動機

液體火箭發動機是當今主要用于太空旅行的反作用力驅動器。

與固體推進系統不同，在固體推進系統中，燃料和氧化劑的現成固體混合物在燃燒室中燃燒，使用液體火箭時，一種（Monergol）或幾種（Diergole，Triergole）液體化學成分在（單獨的）罐中攜帶，并且進入實際的引擎提升。 在那里發生連續的化學反應（monergol 的催化分解、燃料和氧化劑的燃燒）。 由于體積增加而產生的氣體質量作為支撐質量從噴嘴流出并由此產生沿相反方向的推力。 由于氧化劑攜帶在火箭中，燃料的燃燒也可以在沒有大氣氧氣存在的情況下發生，例如在高層大氣或太空中。 燃料和氧化劑的混合僅在燃燒室中發生在二氫液體火箭中，向燃燒室的輸送發生在單獨的管線系統中。

這種火箭發動機的典型參數是推力（實際推進力，通常以千牛頓 (kN) 為單位，通常區分為地面推力或起飛推力和真空推力）和作為發動機效率關鍵指標的比沖量發動機，無論其大小。

液體火箭發動機主要由燃燒室、噴嘴、燃料泵送裝置（參見“類型”部分）以及必要時的點火裝置組成。 輔助部件是推力架，它增加了推力f 轉移到火箭結構、較小的輔助介質罐（包括壓縮氣體、冷卻劑、潤滑劑、泵和發射燃料）以及用于操作和輔助介質的或多或少復雜的管道、閥門和流量控制器。 同樣，用于旋轉燃燒室或噴嘴單元的液壓缸或伺服電機等控制元件（另請參見推力矢量控制）可以是發動機的一部分。

燃燒室是一個金屬容器，燃料在其中與氧化劑混合并連續燃燒。 通常，出于制造原因，燃燒室設計成圓柱形。 噴射頭或噴射器板布置在燃燒室的與噴嘴開口相對的前側上。 它們的任務是在噴射過程中將燃料成分集中而精細地混合，這些燃料成分在單獨的管道中輸送，以確保完全和完全燃燒。 使用大型發動機，吞吐量可達每秒數百升（F-1 高達每分鐘 155 噸）。 燃燒室的長度必須以這樣一種方式確定尺寸，即注入的成分可以完全相互反應。另一方面，燃燒室必須盡可能緊湊，以避免不必要的熱量傳遞到壁上。

為了防止燃燒室由于內部巨大的燃燒溫度和壓力而熔化和燃燒或爆炸，必須對其進行冷卻。 常用的方法是主動冷卻或再生冷卻，其中部分燃料或氧化劑在噴射前以液體冷卻的形式在雙壁燃燒室壁之間流動。 如果通過冷卻夾套后的燃料成分沒有被送入燃燒，而是排放到環境中，我們稱之為損失冷卻。 進一步的措施是薄膜和面紗冷卻，其中通過噴射孔的特定布置在靠近壁的燃燒區或直接在壁上產生局部過量燃料，以降低那里的燃燒溫度并利用蒸發燃料的冷卻； 此外，還保護壁免受與氧化劑的反應。 還使用耐熱絕緣材料（陶瓷涂層、礦物纖維如石棉）或燒蝕材料的內壁涂層，這些材料在熔化時通過它們的相變在壁上產生隔熱邊界層。 這些措施用于燃燒時間較短的小型發動機，以及由耐高溫鈮或鉭合金制造的燃燒室。在這些情況下，人們談到了被動冷卻。

燃燒室以及噴射頭或噴射器板的設計在建造和測試中是一個挑戰，因為故障會導致不穩定燃燒甚至共振燃燒振蕩，這可能會通過液柱反應危及整個航天器燃料管路和機械結構。

拉瓦爾噴嘴形式的推力噴嘴直接連接到燃燒室。 這包括增加氣體速度的收縮，即所謂的噴嘴喉部，它又合并成鐘形或錐形部分，其中推力由氣體的膨脹產生。 目前正在研制的氣塞發動機應該可以不用這種常規意義上的推力噴管。

與燃燒室一樣，噴嘴也承受著需要冷卻措施的高熱負荷。 使用主動和被動冷卻方法。 在主動過程中，分流冷卻的燃料組分不僅被送入燃燒室的雙壁，而且還通過雙壁噴嘴罩； 被動冷卻方法以及在燃燒器中進行。 一種特殊的噴嘴冷卻形式是在旁通過程中將渦輪泵相對較冷的工作氣體環形引入噴嘴罩中，噴嘴罩的高度約為噴嘴頸部和嘴部之間的一半高度，用于 F-1 發動機土星 5 號火箭。