火箭推进剂

**火箭推進劑**是為火箭發射提供動力的物質。一般以某種形式大量存儲在推進劑容器里，被用來大量從火箭發動機噴射出以流體噴射物的形式，以產生推力作為推進。燃料推進劑往往與氧化劑推進劑燃燒產生大量非常熱的氣體。這些氣體膨脹並從噴嘴噴出，不斷加速，從火箭底部衝出產生推力直到火箭達到極高的速度。有時推進劑不會燃燒，但可以從外部加熱都達到更好的效果。對於較小的實驗推進器，使用壓縮氣體通過推進噴嘴噴出以推動飛船。

化學火箭推進劑是最常用的，火箭通過放熱化學反應產生熱氣體達到推進目的。

在離子推進器中，推進劑是帶電的原子，以磁性排斥的方式從飛船尾部推出。然而磁加速離子驅動器通常不被認為是火箭，而是一個使用電加熱和磁噴嘴的類似級推進器。

## 概述

 火箭通過尾部高速噴氣排出質量以產生推力（見_牛頓第三定律_）。 

## 化學推進劑

主要有三種類型的推進劑：固體，液體，和混合型。

燃料和氧化劑均為液體的火箭稱為液體火箭.

燃料和氧化劑兩者均是固體為固態火箭。

其他使用不同物質組合作為燃料的發動機（火箭）稱為混合火箭。

### 固體推進劑

#### 歷史

最早固體火箭推進劑是在 13 世紀中國宋朝發展起來的。1232 年，宋人在開封圍城戰中首次使用火藥。

黑火藥主要用作煙花和模型火箭的固體燃料。

對於軍事應用，在第二次世界大戰時，黑色火藥就被硝化纖維取代。但均質固體推進劑大多屬於低能推進劑其出口速度小於 2200 m/s。

1950 年代和 60 年代，美國研究人員開發了高氯酸銨複合推進劑（APCP）。這種混合物通常是 69-70% 精細研磨的高氯酸銨（一種氧化劑），結合 16-20% 細鋁粉（一種燃料），混合在 11-14% 聚丁二烯丙烯腈 (PBAN) 或羥基封端的基料中聚丁二烯（聚丁二烯橡膠燃料）。混合物形成為稠化液體，然後澆鑄成正確的形狀並固化成堅固但柔韌的承重固體。 高氯酸銨使用氧化劑等氯化合物時，燃燒產物具有有毒致癌物。

1970 年代和 1980 年代，美國完全改用固體燃料洲際彈道導彈：LGM-30 Minuteman 和 LG-118A Peacekeeper (MX)。

1980 年代和 1990 年代，蘇聯 / 俄羅斯還部署了固體燃料洲際彈道導彈（RT-23、RT-2PM 和 RT-2UTTH），但保留了兩種液體燃料洲際彈道導彈（R-36 和 UR-100N）。

#### 描述

固體推進劑有兩種主要類型。「複合材料」由大多固體氧化劑的顆粒，諸如混合物的硝酸銨，二硝醯胺銨，高氯酸銨，或硝酸鉀在聚合物結合劑，用高能燃料化合物（實例薄片或粉末：RDX，HMX，鋁、鈹）。也可以添加增塑劑、穩定劑和 / 或燃燒速度調節劑（氧化鐵、氧化銅）。

單、雙或三基（取決於主要成分的數量）是一到三種主要成分的均勻混合物。這些主要成分必須包括燃料和氧化劑，通常還包括粘合劑和增塑劑。所有成分在宏觀上無法區分，並且通常以液體形式混合併在單個批次中固化。成分通常可以有多種作用。例如，RDX 既是燃料又是氧化劑，而硝基纖維素是燃料、氧化劑和結構聚合物。

更複雜的分類是，有許多推進劑包含雙基和復合推進劑的元素，它們通常包含一些均勻混合到粘合劑中的高能添加劑。在火藥（一種沒有聚合物粘合劑的壓制複合材料）的情況下，燃料是木炭，氧化劑是硝酸鉀，硫作為反應催化劑，同時也被消耗以形成各種反應產物，如硫化鉀。

最新的基於 CL-20（HNIW）的硝胺固體推進劑可以與 NTO/UDMH 可儲存液體推進劑的性能相匹配，但不能節流或重新啟動。

#### 優點

固態火箭推進劑優點有 重量較輕 對外界震盪及碰撞之危險性較小 
燃料保存年限較液態燃料久 也不須多餘的管線或加壓設備

#### 缺點

固態火箭推進劑的缺點有 工作時間短 一經燃燒即無法隨便停止，無法控制燃燒時間。

### 液體推進劑

液體燃料火箭（液體火箭）時，液體的的燃料和氧化劑被儲存在罐中，通過燃燒它是在發動機的燃燒室中的適當的比例混合產生推力火箭。推進劑注入到燃燒室超臨界狀態

儘管比固體燃料火箭更複雜和不可靠，但使用混合時自燃的自燃推進劑的火箭相對簡單。此外衛星的姿態控制，例如對於一些發動機使用過氧化氫和肼作為催化劑的簡單結構使用分解推進劑的單液型容易一些。

二戰中使用的 V2 火箭以液氧（LOX）為氧化劑，以 75% 乙醇和 25% 水的混合物為燃料。在戰後的導彈中，燃料已被煤油和肼代替，氧化劑已被液氧、四氧化二氮、硝酸等代替。已經提出了比現在更好的比衝的推進劑，例如使用液氟和添加鋰，但從毒性、致癌性和腐蝕性等處理的角度來看，它們是不現實的。過去使用推進劑曾多次發生引發事故。

#### 優點

液體燃料火箭比固體火箭具有更高的比衝，並能夠控制節流閥、關閉和重新啟動 。只有液體燃料火箭的燃燒室才需要承受高燃燒壓力和溫度。燃燒室冷卻利用冷凍液體推進劑降溫，大多數軌道運載火箭使用液體推進劑。

#### 缺點

液體推進劑的主要困難還在於氧化劑。可儲存的氧化劑，如硝酸和四氧化二氮，往往具有劇毒和高反應性，而根據定義，低溫推進劑必須在低溫下儲存，也可能存在爆炸、毒性問題。液氧 (LOX) 是一般低溫氧化劑 - 但其他諸如 FLOX、氟 / LOX 混合物會有不穩定、毒性和爆炸性問題。

液體燃料火箭需要麻煩的閥門系統、密封件和渦輪泵會增加火箭的成本。由於高性能要求，高精密渦輪泵特別難製作。

#### 歷史

#### 現狀

主要燃油系統有：

* 二液式
  * 煤油 + 液氧
  * 液氫 + 液氧
  * 液化甲烷 + 液氧
* 二液式（自燃式推進劑）
  * 聯胺 + 硝酸
  * 一甲基肼 + 硝酸
  * 不對稱二甲基肼 + 四氧化二氮
* 單液式
  * 聯胺
  * 過氧化氫

### 氣體推進劑

氣體推進劑通常涉及某種形式的壓縮氣體。然而，由於密度低，且壓力容器重量高，目前很少使用氣體推進劑，但有時也用於姿態噴嘴，特別是惰性推進劑。

GOX 被用來作為 Buran program 的軌道操縱系統的推進劑之一。

### 混合型推進劑

## 惰性推進劑

一些火箭設計的推進劑來自非化學能源或甚至是來自外部的能源。例如水火箭使用壓縮氣體，一般是空氣，迫使水從火箭噴出。

太陽能火箭和核能火箭通常建議使用液氫以達到 600-900 秒 _I_sp（比沖），或在某些情況下，用水蒸汽達到 190 秒 _I_sp。

此外對於低性能要求的情況，如姿態噴射器，也有用惰性氣體氮氣的。

## 混合比例

給出的化學推進劑理論排空速率是每單位質量推進劑（具體能量）能量釋放的函數。未燃盡的燃料或氧化劑會影響具體能源。令人驚訝的是，大多數火箭載富燃料運行。

## 推進劑密度

雖然液氫有很高的 _I_sp，其密度低是一個重要的缺點：每公斤氫占地的體積是密集燃料（如煤油）7 倍多。 這不僅對貯槽設施不利，而且油箱的管道和燃油泵，需要原來體積和重量的 7 倍。（引擎的 oxidiser 一側和渣當然不受影響。）這使得太空飛行器的干質量要高得多，所以使用液氫比起預想的不是這麼有效。事實上，一些緻密碳氫化合物 / 液氧推進劑組合具有較高的性能同時，乾重的不利也包括在內。

由於較低的 _I_sp, 密集推進劑運載火箭，具有更高的起飛質量，但這並不意味著一個成比例的高成本，相反，太空飛行器很可能最終更便宜。液氫生產和儲存是相當昂貴的，並在太空飛行器的設計和製造帶來許多實際困難。

由於較高的整體重量，密集燃料運載火箭必然要求更高的起飛推力，但它攜帶推力的能力要一直持續到達軌道。這一點，再加上更好的推力 / 重量比，這意味著密集燃料的太空飛行器達到軌道早些時候，從而儘量減少重力阻力造成的損失。因此，這些太空飛行器的有效 delta-v 要求減少了。

但是，液氫給予明確的優勢，整體重量需要最小；例如，土星 V 飛行器在它的末級使用液氫；降低了重量，這意味著使用密集燃料的第一級可成比例的縮小，節省不少錢。

## 引用

 

## 其他

* 氫技術時間線
* Category: 火箭燃料
* 比較：航空燃油
* 核動力推進
* 離子推進器

## 外部連結

* NASA page on propellants
* Rocket Propellants (from _Rocket & Space Technology_)
* History of solid rocket fuels （頁面存檔備份，存於網際網路檔案館）
* Detailed list of rocket fuels, practical and theoretical （頁面存檔備份，存於網際網路檔案館）
* Rocket Man （頁面存檔備份，存於網際網路檔案館） Short essay by S. Abbas Raza about development of solid rocket fuel at _3 Quarks Daily_