火箭推進器

**火箭引擎**是噴射發動機的一種，將推進劑箱或運載工具內的反應物料（推進劑）變成高速射流，由於牛頓第三定律而產生推力。火箭引擎可用於太空載具推進，也可用於飛彈等地面應用。大部分火箭引擎都是內燃機，也有非燃燒形式的引擎。

## 工作原理

大部分引擎靠排出高溫高速尾氣來獲得推力，固體或液體推進劑（由氧化劑和燃料組成）在燃燒室中高壓（10-200 bar）燃燒產生尾氣。

### 向燃燒室供入推進劑

液體火箭通過泵將氧化劑和燃料分別泵入燃燒室，兩種推進劑成分在燃燒室混合併燃燒。而固體火箭的推進劑事先混合好放入儲存室，工作時儲存室就是燃燒室。固液混合火箭使用固體和液體混合的推進劑或氣體推進劑，也有使用高能電源將惰性反應物料送入熱交換機加熱，這就不需要燃燒室。

火箭推進劑在燃燒並排出產生推力前通常儲存在推進劑箱中。推進劑一般選用化學推進劑，在經歷放熱化學反應後產生高溫氣體用於火箭推進。

### 燃燒室

化學火箭的燃燒室通常呈圓柱體形，其尺寸要滿足推進劑充分燃燒，所用推進劑不同，尺寸不同。用 $L*$ 描述燃燒室尺寸：

　
: $L*={\frac {V_{c}}{A_{t}}}$

這裡：

　
: $V_{c}$ 是燃燒室容量

　
: $A_{t}$ 是噴口面積

L\* 的範圍通常為 25-60 英寸（0.6 - 1.5 m）

燃燒室的壓力和溫度通常達到極值，不同於吸氣式噴射發動機有足夠的氮氣來稀釋和冷卻燃燒，火箭引擎燃燒室的溫度可達到化學上的標準值。而高壓意味著熱量在燃燒室壁的傳導速度非常快。

### 噴嘴

引擎的外形主要取決於膨脹噴嘴的外形：鐘罩形或錐形。在一個高膨脹比的漸縮漸闊噴嘴中，燃燒室產生的高溫氣體通過一個開孔（噴口）排出。

如果給噴嘴提供足夠高的壓力（高於圍壓的 2.5 至 3 倍），就會形成噴嘴阻流和超音速射流，大部分熱能轉化為動能，由此增加排氣的速度。在海平面，引擎排氣速度達到音速的十倍並不少見。

一部分火箭推力來自燃燒室內壓力的不平衡，但主要還是來自擠壓噴嘴內壁的壓力（如圖）。排出氣體膨脹（絕熱）時對內壁的壓力是火箭朝向一個方向運動，而尾氣向相反的方向。

### 推進劑效率

要使引擎有效利用推進劑，需要用一定質量的推進劑產生最大可能壓力作用於燃燒室和噴嘴，此外以下方法也能提高推進劑效率：

* 將推進劑加熱到儘可能高的溫度（使用高能燃料、氫，碳或某些金屬如鋁，或使用核能）
* 使用低比重氣體（儘可能含氫）
* 使用小分子推進劑（或能分解成小分子的推進劑）

因為所有的措施都是出於減輕推進劑質量的考慮；壓力與被加速的推進劑量成比例關係；也因為牛頓第三定律，作用於引擎的壓力也作用於推進劑。廢氣出燃燒室的速度似乎是由燃燒室壓決定的。然而該速度明顯受上述三種因素影響。綜合起來，排氣速度就是檢驗引擎效率的最好證明。

由於空氣動力的原因，廢氣在噴口產生阻流效應。音速隨溫度平方根增長，因此使用高溫尾氣能提高引擎性能。在室溫下，空氣中的音速為 340 m/s，而在火箭的高溫氣體中可達 1700 m/s 以上，火箭的大部分性能都是由於高溫。加之火箭推進劑通常選用小分子，這也使得在同等溫度下，廢氣中音速高於空氣中音速。

噴嘴的膨脹設計使排氣速度翻倍，通常是 1.5 至 2 倍，由此產生准高超音速排氣射流。速度的增量主要由面積膨脹比決定，即噴口面積與噴嘴出口面積的比值。而氣體的性質也很重要。大膨脹比的噴嘴尺寸更大，但能使廢氣釋放更多的熱，由此提高排氣速度。

噴嘴效率受工作高度影響，因為大氣壓力隨高度升高而降低。但由於尾氣是超音速的，因此射流的壓力只會低於或高於圍壓，不能與之平衡。

### 反壓力和最佳膨脹

要獲得最佳性能，尾氣在噴嘴末端的壓力需要與圍壓相等。如果尾氣壓力小於圍壓，運載器就會因為引擎前端與末端的氣壓差而減速。而如果尾氣壓力大於圍壓，本該轉換成推力的尾氣壓力沒有轉換，能量被浪費。

為了維持尾氣壓力和圍壓的平衡，噴嘴直徑需要隨高度升高而增大，使尾氣有足夠長的距離作用於噴嘴，以降低壓力和溫度。而這增加了設計難度。實際設計中通常採用折衷的辦法，因而也犧牲了效率。有許多特殊噴嘴可以彌補這種缺陷，如塞式噴嘴、階狀噴嘴、擴散式噴嘴以及瓦形噴嘴。每種特殊噴嘴都能調整圍壓並讓尾氣在噴嘴中擴散更廣，在高空產生額外的推力。

當圍壓足夠低，如真空，就會出現一些問題：一個問題是噴嘴的剪重，在一些運載器中，噴嘴的重量也影響著引擎效率。第二個問題是尾氣在噴嘴中絕熱膨脹並冷卻，射流中某些化學物質會凝結產生「雪」，導致射流的不穩定，這是必須避免的。

### 動力循環

相對噴嘴處的熱能損失而言，泵氣損失微乎其微。大氣中使用的引擎使用高壓動力循環來提高噴嘴效率，而真空引擎則無此要求。對於液體引擎，將推進劑注入燃燒室的動力循環共有四種基本形式：

* 擠壓循環 - 推進劑被內置的高壓氣瓶中的氣體擠出。
* 膨脹循環 - 推進劑流經主燃燒室膨脹驅動渦輪泵。
* 燃氣發生器循環 - 小部分推進劑在預燃室中燃燒驅動渦輪泵，廢氣通過獨立管道排除，能效有損失。
* 分級燃燒循環 - 渦輪泵的高壓氣送回驅動自啟動循環，高壓廢氣直接送入主燃燒室，沒有能量損失。

## 引擎整體性能

火箭技術集合了高推力（百萬牛頓），高排氣速度（海平面音速的 10 倍），高推重比（>100）以及能在大氣層外工作的能力。而且往往可以通過削弱一種性能而使另一種性能更高。

### 比衝

衡量引擎性能的重要指標就是單位質量的推進劑產生的衝量，即比衝（通常寫作 $I_{sp}$ ）。比衝可用速度（ $V_{e}$ 公尺每秒或英尺每秒）或時間（秒）度量。比衝大的引擎往往是性能極佳的。

### 淨推力

以下是引擎淨推力的近似值計算公式：

　
: $F_{n}={\dot {m}}\;V_{e}={\dot {m}}\;V_{e-act}+A_{e}(P_{e}-P_{amb})$

這裡：

　
: ${\dot {m}}=\,$ 尾氣質量流

　
: $V_{e}=\,$ 有效排氣速度

　
: $V_{e-act}=\,$ 噴嘴出口平面處的實際速度

　
: $A_{e}=\,$ 噴嘴出口平面流面積

　
: $P_{e}=\,$ 噴嘴出口平面靜壓

　
: $P_{amb}=\,$ 圍壓（或大氣壓）

由於火箭引擎沒有噴射式引擎的進風口，因此不需要從總推力中扣除衝壓阻力，因為淨推力就等於總推力（排除靜態反壓力）。

 ${\dot {m}}\;V_{e-act}\,$ 代表動量推力，在給定的節流閥設定下是常數。而 $A_{e}(P_{e}-P_{amb})\,$ 代表壓力推力，在節流閥全開時，火箭淨推力隨高度升高略有提高，因為逐漸降低的大氣壓增加了壓力推力值。

### 真空比衝

比衝隨易比較和計算的壓強變化。因為火箭噴口產生阻流，超音速的尾氣射流阻止外部壓力影響射流上游，所以噴嘴出口壓力與推進劑流量 ${\dot {m}}$ 成嚴格的比例關係。如果推進劑混合率和燃燒效率保持恆定，那麼上述比衝方程可寫作：

　
: $Fvac=C_{f}{\dot {m}}c^{*}$

於是真空比衝為：

　
: $V_{evac}=C_{f}c^{*}$

這裡：

　
: $c^{*}=\,$ 噴口出音速

　
: $C_{f}=\,$ 噴嘴的推力係數（通常在 0.8 至 1.9 之間）

因此：

　
: $F_{n}={\dot {m}}V_{evac}-A_{e}P_{amb}$

### 節流

引擎可通過控制推進劑流量 ${\dot {m}}$ （通常以 kg/s 或 lb/s 計）來達到節流的目的。

原則上，引擎可通過節流使出口壓力降至圍壓的三分之一（噴嘴流動分離）而上限可至引擎機械強制允許的最大值。

實際上引擎可節流的範圍要出入很大，但大部分火箭都可以輕易達到其機械上限，主要的限制因素就是燃燒穩定性。例如推進劑噴嘴需要一個最小壓力來避免引起破壞性振動（間歇性燃燒和燃燒不穩定），但噴嘴往往可以在更大的範圍內進行調整和測試。而且有必要保證噴嘴出口壓力不會低於圍壓太多，以避免流動分離問題。

### 能量效率

火箭引擎是一種效率極高的熱力引擎，產生高速射流，結果如同卡諾循環一樣產生高燃燒室溫度和高壓縮比。如果運載工具的速度達到或略微超過排氣速度（相對於運載器），那麼能量效率是很高的。而在零速度下，能量效率也為零。（所有噴射推進都是如此）

## 冷卻

反應物料在燃燒室的反應溫度可達約 3500 K (~5800 °F)。這個溫度遠超出噴嘴和燃燒室材料的熔點（石墨和鎢除外）。的確在某些材料自身承受範圍內能找到合適的推進劑，但要保證這些材料不會燃燒，熔化或沸騰也很重要。材料工藝決定了化學火箭尾氣溫度的上限。

另一種方法就是使用普通材料如鋁、鋼、鎳或銅合金並採用冷卻系統來防止材料過熱。如再生冷卻，使推進劑燃燒前通過燃燒室或噴嘴內壁的管道。其他冷卻系統如水幕冷卻、薄膜冷卻可以延長燃燒室和噴嘴的壽命。這些技術可以保證氣體的熱邊界層在接觸材料時溫度不會影響材料的安全性。

火箭中的熱流通量往往在工程學上是最高的，其變化範圍在 1-200 MW/m2。而噴口處熱流通量又是最高的，通常是燃燒室和噴嘴處的兩倍。這是由於噴口處尾氣的高速（導致邊界層很薄）和高溫造成的。

大部分其他的噴射式引擎的燃氣輪機運轉在高溫下，但由於其表面積過大，難以冷卻，因此不得不降低溫度，損失了效率。

火箭常用的冷卻方式有：

1. 不冷卻：用於短時運行或測試
2. 燒蝕壁：室壁有燒蝕材料，可不斷吸熱脫落
3. 輻射冷卻：使室壁達到白熱狀態以輻射熱量
4. 熱沉式冷卻：將一種推進劑（通常是液氫）沿室壁倒下
5. 再生冷卻：推進劑在燃燒前先流經室壁內的冷卻套管
6. 水幕冷卻：推進劑噴射器被特殊安置，以使室壁周圍的燃氣溫度降低
7. 薄膜冷卻：室壁被液體推進劑浸濕，液體蒸發吸熱使之冷卻

所有的冷卻措施都是要在室壁形成一層比室內溫度低的隔離層（邊界層），只要這層隔離層不被破壞，室壁就不會出問題。而燃燒不穩定或冷卻系統故障常常會導致邊界層的保護中斷，隨後導致室壁被破壞。

再生冷卻系統還有第二層邊界層，就是圍繞室壁的冷卻管道壁。由於這層邊界層充作室壁和冷卻劑的隔離層，因此其厚度要儘可能地薄，這可以通過加快冷卻劑流速來實現。

## 機械問題

火箭燃燒室工作在高壓下，通常是 10-200 bar （1--20 MPa），壓力越高，通常性能也越好（因為可以使用更高效的噴嘴） 。這使燃燒室外部處於很大的圓周應力之下。也由於高溫工作環境，結構材料的抗張強度顯著降低。

## 聲學問題

火箭引擎內的極端振動和聲學環境導致其峰值應力遠高於平均值，尤其是類風琴管共振和氣流擾動的問題。

### 燃燒不穩定

燃燒不穩定有以下幾種：

**間歇性燃燒**

這是運載器加速度變化引起推進劑輸送管壓力變化，導致的燃燒室壓力的低頻振動。可使運載器推力發生周期性變化，導致載荷和運載器受損。間歇性燃燒可通過使用高密度推進劑配上充氣阻尼渦輪泵來防止。

**嗡鳴現象**

這是由於推進劑噴射器中壓力不足導致的。主要是令人不悅，並無實質性危害。然而在某些極端情況，燃燒可能進入噴射器內，引發單元推進劑的爆炸。

**振盪燃燒**

這種情況往往造成直接損傷，且很難控制。它往往是伴隨化學燃燒過程的聲學過程，是能量釋放的主要驅動力。可導致不穩定共振，使隔熱邊界層變薄，產生悲劇性後果。 
這種影響很難在設計階段預先分析，只能通過曠日持久的測試，並不斷修正來。修正手段通常有細調噴射器，改變推進劑化學性質，或在將推進劑噴射進亥姆霍茲阻尼器（用以改變燃燒室共振狀態）前蒸發成氣態。

還有一種常用測試方法是在燃燒室引爆少量炸藥，以確定引擎的脈衝響應，並估算室壓的響應時間：恢復越快，系統越穩定。

### 排氣噪音

火箭引擎（特小型除外）比起其他引擎，其噪音十分大。特超音速尾氣與周圍空氣混合，形成衝擊波。衝擊波的聲音強度取決於火箭的尺寸。

農神五號發射時，在離其發射點很遠處的地震儀檢測了這一噪音。產生的聲音強度依賴於火箭尺寸和排氣速度。在現場聽到的衝擊波特徵音主要是爆裂音。這種噪音的峰值超過了傳音器和音頻電子設備的許可上限，因此在錄音或廣播音頻回放中這種噪音被削弱或消失了。大型火箭發射時的噪音可以直接致死周圍的人。 太空梭起飛時基地周圍的噪音超過 200 dB (A)。

通常火箭在地面附近的噪音最大，因為噪音從羽流中輻射出去，並被地面反射。還有當運載器緩慢上升時，只有很少的推進劑能量轉換成運載器動能（ 有用功 _P_ 轉移到運載器 $P=F*V$ ，_F_ 是推力，_V_ 是速度），因此大部分能量被分散到尾氣中，再與周圍空氣相互作用，產生噪音。這種噪音可通過有頂火焰隔離槽，向羽流噴水，偏轉羽流角度等方法消減。

## 試車

引擎在投產前通常要在火箭引擎試車台上進行靜態測試。對於高空引擎，則需要縮短噴嘴或在大型真空室中進行測試。

## 安全性

火箭給人的印象是不可靠、危險、災難性事故。軍事用途的火箭可靠性都很高。但火箭的一個主要非軍事用途：軌道發射，為了提高酬載重量就必須降低自重，而可靠性和降低自重是無法同時滿足的。而且如果運載器飛行次數很少，那麼由設計，操作或製造引發事故的概率就很高。其實現在所有運載器發射都是基於宇航標準資料下的飛行測試。

X-15 火箭飛機的失誤率只有 0.5%，只在一次地面測試中發生了故障。RS-25 已在超過 350 次飛行中無事故發生。

## 化學問題

火箭推進劑要求使用高比能（能量每單位質量）物質，因為在理想情況下所有反應物質全部轉化為廢氣動能。除了不可避免的損失和引擎設計缺陷，不完全燃燒等因素
，根據熱力學定律，一部分能量轉化為分子的動能，無法產生推力。單原子氣體如氦氣只有三個自由度，相當於一個三維空間坐標 {_x,y,z_}，只有這種球形對稱分子沒有這種損失。二原子分子如 H2 可以繞連接方向的軸和垂直這個方面的軸旋轉，按照統計力學的均分定律，有效能量會均分給各個自由度，因此這種分子在熱平衡中有 3/5 的能量轉化為單向運動，2/5 轉化為旋轉運動。三原子分子如水分子有六個自由度。大多數化學反應都是第三種情況。噴嘴的功能就是將自由熱能轉化為單向分子運動產生推力，只要廢氣在膨脹時保持平衡狀態，擴散型噴嘴足夠大，而讓廢氣充分膨脹和冷卻，損失的旋轉能能最大限度地恢復為動能。

雖然推進劑比能起關鍵作用，低平均分子質量的反應產物在決定尾氣速度上作用依然明顯。因為引擎工作在極高溫度下，而溫度與分子能量成正比，一定溫度一定定量的能量分配給更多的低質量的分子最終可以獲得更高的尾氣速度。因此使用低原子質量元素更優。液氫（LH2）液氧（LOX 或 LO2）是目前廣泛使用的相對尾氣速度而言效率最高的推進劑。其他物質如硼，液態臭氧在理論上效率更高，但付諸使用任存在許多問題。

## 點火

點火可以採取多種途徑：火工裝藥，電漿體焰矩，電火花塞。一些燃料和氧化劑相遇燃燒，而對於非自燃燃料，可以在燃料管口填充自燃物質（俄羅斯引擎常用）。

對液體和固液混合火箭來說，推進劑進入燃燒室都必須立刻點火。液體推進劑進入燃燒室後點火延遲毫秒級時間，都會導致過量液體進入，點燃後產生的高溫氣體會超過燃燒室設計最大壓力，從而引起災難性後果。這叫做「硬啟動」。

氣體推進劑不會出現硬啟動，因為噴注口總面積小於噴嘴口面積，點火前即使燃燒室充滿氣體也不會形成高壓。固體推進劑通常使用一次性火工設備點燃。

點火後，燃燒室可以維持燃燒，點火器不再需要。引擎停機幾秒鐘後，燃燒室可以自動重點火。然而一旦燃燒室冷卻，許多引擎都不能再點火。

## 羽流物理

煤油的廢氣富含碳，根據其發射譜線羽流呈橙色。基於過氧化物氧化劑和氫燃料的火箭的羽流大部分是水蒸汽，肉眼幾乎不可見，但在紫外線和紅外線視野中呈亮色。固體火箭推進劑含有金屬元素如鋁，其燃燒發白光，因此其羽流高度可見。部分推進劑組合之下，燃燒時既會發出可見光、廢氣中又少有固體微粒，羽流為半透明狀；此類火箭在低空飛行過程中，其羽流往往呈馬赫環。

火箭的羽流形狀取決於設計高度，高度推力及其他因素。在高空所有火箭尾焰都呈超過度膨脹狀態，並在尾部收束。

## 火箭引擎種類

### 物理動力火箭

### 化學火箭

### 電力火箭

### 太陽能火箭

太陽熱能推進火箭使用太陽能加熱反應物料，因此可以不使用其他太陽能推進器所使用的發電機。太陽能推進火箭只需要裝備能收集太陽能的設備如聚集器和反射鏡。受熱推進劑送入傳統火箭噴嘴產生推力。推力大小直接決定於太陽能聚集器表面積和該處太陽輻射強度。

### 波束驅動

### 核動力

核推進涵蓋了多種使用核反應為主要能源來源的推進方式，多種核推進方案被提出，其中一些正在為宇航應用進行實驗。

## 火箭引擎歷史

據羅馬作家格利烏斯所述，公元前 400 年，一位名叫阿爾希塔斯的希臘畢達哥拉斯信徒用蒸汽推動一隻木鳥沿線前行。 然而因推力不足而無法離地。

公元一世紀古希臘人製造了汽轉球，實際由一台固定在軸承上的熱水引擎組成，它的誕生早於工業革命近兩千年。顯然汽轉球更像一個玩具，其原理是以蒸汽產生噴射動力，而其真正的價值數千年間都沒有被發掘。

使用黑火藥發射物體成為後來固體火箭的先驅，九世紀中國的道士在煉製長生不老藥中無意發明了火藥，這項意外發明導致世界上第一種離地火箭引擎「火炮」（震天雷之類）的誕生。

火箭引擎亦被邁索爾國王蒂普蘇丹引入使用。這些火箭尺寸不同，但都含有一個軟鍛鐵製造的管道，一端封閉，8 英寸長，直徑 1--3 英寸。綁在一根 4 英尺長的竹筒上。鐵筒當做燃燒室並裝有約 1 磅火藥，可發射至公里遠處。此種「火箭」配上箭簇在離地幾米的空中做長距離飛行後刺向敵人。當時在對付英帝國時非常有效。

20 世紀前，火箭技術都發展緩慢，直到康斯坦丁・齊奧爾科夫斯基，在他的著作中首次提到了液體燃料火箭。而將之變為現實應該歸功於羅伯特・戈達德，在他將漸縮漸闊噴嘴首次用於火箭，這加倍了推力並使工作效率成倍提高。

分級燃燒循環是阿列克謝・伊薩耶夫在 1949 年首次提出的，伊薩耶夫的前助理梅爾尼科夫設計的用於蘇聯行星火箭的 S1.5400 引擎首次採用了這種循環。幾乎在同時，（1959 年） 尼古拉・庫茲涅佐夫開始為科羅廖夫的軌道洲際飛彈 GR-1 設計閉合循環引擎 NK-9。庫茲涅佐夫後來根據此方案設計了工作在 N1 火箭上的 NK-15 和 NK-33。在西方，首台實驗室分級燃燒引擎是由德國工程師路德維希・伯爾科（Ludwig Boelkow）於 1963 年製造的。

液氫引擎是首先在美國研製成功的，即在 1962 年試飛成功的 RL-10。液氫引擎也成功服務於阿波羅計畫。

RS-25 是目前在使用的比衝最高的引擎。

## 參考來源

## 參見

* 火箭
* NERVA - NASA 的將核能用於運載火箭計
* 普羅米修斯計劃，NASA 的用於長期空間飛行的核動力推進研發，始於 2003 年
* 噴流阻尼 一種減緩運載器的旋轉速度的排氣射流產生的效果

## 外部連結

* 引擎平均壽命
* Rocket 羽流光譜法分析引擎性能
* Rocket 引擎推力室技術