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火箭(上)
2010/11/26 13:30
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史蓋隆(SKYLON)一種使用吸氣式的太空飛機,上圖為原型機,預計 10 年後可實現營運。

前言

幾天前,我的那個寶貝兒子問我,飛機可不可以飛到太空上去!?我說:『不行!必須坐火箭才可以上去!?』然後他又緊接著問了一些奇奇怪怪的問題,這時我發現,要跟一位十歲的孩子,解釋一些科學上的問題,還真是有些難度!?雖然他爸爸我有練過,但是要把這些知識用小朋友能夠理解的方式說明給他聽,還真不是件容易的事!?特別是這個小傢伙,可以在我解說一半的時候又馬上生出其他一堆稀奇古怪問題,頓時會讓我進退失據,不知該如何解釋下去!?不過沒關係!我先寫下來,等我們家的寶貝蛋大一點的時候,再給他看!不過就在準備材料的同時,我發現一種可以直接飛到太空的飛機史蓋隆(SKYLON)(上圖),雖然還是原型機階段,但是卻已經打破傳統飛機不能直接上太空的觀念!看來我的資訊是落伍很多了!?

火箭的原理

噴射引擎(左)、火箭引擎(右)

由上圖所示傳統的火箭引擎與噴射機引擎的原理是一樣的,都是利用燃燒劑混和氧化劑所組成的推進劑作為燃料,燃燒後產生大量的廢氣,然後再藉由高溫急速膨脹然後再於噴嘴處噴出產生推力。而噴射引擎所需的氧化劑來自於空氣中的『氧』,而火箭則來自於自身所攜帶的氧化劑,可以是液態氧、或者是四氧化二氮(N2O4)等等。所以飛機不能直接飛到太空的原因,除了飛機上升力主要來自於機翼上空氣的壓差外(詳情請見,拙作『螺旋槳飛機的臆想(續)』一文中說明),另一個原因就是飛機所攜帶的燃料是無法單獨在太空中燃燒的。

根據齊奧爾科夫斯基火箭方程式,設火箭開始飛行時速度為零,質量為 m0,燃料燒盡後,火箭剩下質量為 m1,噴氣速度為 ve,則火箭能達到的速度 Δv = ve * ln(m0/m1)其中 m0/m1 稱火箭的質量比,Δv 是火箭加速後速度與加速前速度的差值。

也就是說,在同樣條件下,如果火箭的噴氣速度越大,最終獲得的速度也越大;如果火箭的質量比越大,火箭所能達到的速度也越大。當噴氣速度和質量比相同時,火箭的速度和它本身的大小無關。因此要提高火箭速度,只有提高噴氣速度和質量比。一般情況下所使用的燃料決定了噴氣速度,固體燃料噴氣速度 2,000 米每秒左右,一般液體燃料噴氣速度 3,000 米每秒左右,液氫/液氧等推進系統噴氣速度達 4,000 米每秒左右。這樣速度的獲得就只有通過質量比來進一步調整,要具有高質量比就需攜帶大量燃料。如果要獲得第一宇宙速度 7.9 公里每秒,按噴氣速度 4,000 米每秒計算,其質量比為 7.2,而現代火箭質量比通常只有 6,就當前來講技術上仍是很困難,所以一般採用多級火箭技術。美國以具備單級入軌主要技術,相信不久單級火箭即會問世,實現單級發射衛星之夢。

多級火箭在起飛時,第一級火箭的發動機開始工作,推動各級火箭一起前進,當這一級火箭燃料燒盡後,第二級火箭的發動機開始工作,並自動脫落第一級火箭的外殼。因此第二級火箭會在負重減輕的情況下進一步加速前進。按此道理,使火箭最終獲得較大的速度而完成衛星發射任務。


幾種火箭的結構圖, 依次為長征5 號運載火箭、第聶伯火箭、韓國KSLV-1火箭、阿特拉斯五型火箭,火箭大部分的體積都是用來裝載燃料。

火箭種類

物理動力火箭

種類描述優勢劣勢
水火箭加壓的水容器,加上尾翼和前端配重容易製作飛行高度只有幾百米,目前的世界紀錄是623 米/2044 英尺
冷氣推力器無燃燒室,用於姿態噴射器無燃燒廢氣性能極低
熱水火箭熱水裝在高溫高壓容器中,變成水蒸氣排出簡易,安全水箱很重,因此性能很低

化學火箭

固液態火箭結構圖(左)、液態火箭結構圖(右)

種類描述 優勢劣勢
固體火箭易點火,自維持燃燒,推進劑預先混合。不需要燃料輸送系統。 主要用於軍用火箭 ( 洲際彈道導彈、防空導彈、空對空導彈、助推器等) 結構簡單,通常沒有活動部件,質量分率適中,比沖適中,推力變動程序可以預置在推進劑中。不須經常維修和保養。 一旦點燃,在耗盡推進劑前很難熄滅;不能及時節流;處理推進劑混合物易引起爆炸;推進劑填充缺陷可能堵塞噴管引發災難性後果;添加推進劑困難。
液體火箭

需要燃料輸送系統,以致結構複雜,重量增加。 主要用於民事或商業運載火箭(亞利安、長征、三角洲,日本H2火箭等)。

可控制燃燒過程、推力大小和方向,可作多次啟動。同時具有比固體火箭較大的推力。

燃料不能在室溫下儲存,必須在發射前才注入。較難啟動,發射前需較長準備時間。須要經常維修和保養。

固液混合火箭氧化劑燃料分離,氧化劑呈液態裝在氧化劑罐中,燃料呈固態填充在中心孔中結構簡單;安全;可以節流和中途關機;填充缺陷不影響引擎工作某些氧化劑屬於單組員推進劑,可能爆炸;固體推進劑的機械問題可能阻塞噴管;中心孔燃燒時逐漸擴大會影響混合比
單組元推進劑火箭推進劑採用聯氨,過氧化氫或一氧化二氮,流經催化劑分解放熱,高溫氣體通過噴管排出概念簡單;可節流;燃燒室溫度較低催化劑容易受污染;推進劑受污染或受激可能爆炸;比沖只有最好液體引擎的1/3
雙元液體推進劑火箭兩種液體推進劑由噴注器注入燃燒室並燃燒燃燒效率可達99%;易於控制混合比;可節流;由於渦輪泵的使用,可以減輕推進劑儲箱質量;極其謹慎地使用可以達到很高安全度所需的泵要求性能極高,設計花費很大;燃燒室壁熱通量巨大,影響重複使用;可能爆炸;需要許多管道
雙模式推進劑火箭火箭以二元推進劑模式起飛,然後轉為單組元推進簡單,易於控制性能比雙元推進劑火箭低
三元推進劑火箭三種推進劑(通常為氫,碳氫化合物和液氧)以不同的比例導入燃燒室,或者以固定比例導入多個引擎減輕起飛重量;比沖高問題與二元推進劑火箭類似,管道更多
空氣擴充式火箭實質是衝壓噴氣引擎,進氣道的空氣被壓縮並與火箭尾氣混合燃燒馬赫數0至4.5+(亦可在外大氣層工作),馬赫數2至4時效率最高低速和在外大氣層中工作效率和火箭相近;進氣道偏小;推重比和衝壓引擎相近
渦輪火箭引擎一種聯合循環的渦輪噴氣引擎/火箭,向氣流注入氧化劑如氧氣以增加最高飛行高度與現有設計接近;可在高空工作;空速和高度變動範圍大大氣中速度極限局限在一定範圍,與渦輪引擎類似;攜帶氧化劑很危險;比普通火箭重
預冷空氣引擎 / LACE進氣道中的空氣被降至低溫後送入衝壓引擎或渦輪引擎,可用在火箭引擎上用來入軌易於在地面測試;推重比可達14;燃料效率高;速度可達0-5.5+馬赫,可用於軌道發射,單級入軌或高速洲際旅行僅存在於實驗室原型階段,如RB545,SABRE,ATREX

電力火箭

離子火箭

類型描述優勢劣勢
電離式引擎(電加熱)單組元推進劑被電網加熱比單組元推進劑火箭比沖高約40%使用大量電力,推力不高
電弧火箭(放電輔助化學燃燒)概念上與電離式引擎類似,但增加了惰性推進劑,使用電弧來達到高溫1600s比沖低推力,高能源消耗,性能和離子驅動器相近
脈衝電漿體推力器(電弧加熱;釋放電漿體)電漿體用以銷蝕固體推進劑高比沖;可隨時開關用以高度控制低能效
可變比沖磁電漿體火箭微波加熱電漿體,磁力控制噴管可變比沖,範圍從1,000s 至 10,000s推重比略小於離子驅動器;和離子驅動器一樣需要巨大能量來獲得有實際意義的推力;需要使用先進的核反應爐;從未使用過;需要低溫以供超導體工作

太陽能火箭
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管產生推力。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。

類型描述優勢劣勢
太陽熱能推進火箭推進劑被太陽能聚集器加熱設計簡單,使用氫做推進劑,比沖900s,相當於熱核火箭只在太空使用,因為推力相當低,而且氫在太空中不易儲存。如果使用稍高分子質量的推進劑會降低比沖/td>

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。這並不是開玩笑!?而是真的在執行研究的專案,最著名的是美國在 1958 年開始的獵戶座核動力火箭計劃,雖然這種火箭在地球上並不適用,因為污染太嚴重了,但是用在宇航方面就沒有這方面的問題。但重點是如何將笨重的核裝置運到太空中,以及核子裝置小型化是個首先急迫要解覺得問題!?

具體核動力的利用方式有 3 種:(以下資料摘自百度百科 -- 核動力發動機

第一種、反應堆中核子的裂變或者聚變產生大量熱能,我們將推進劑(液態氫)注入,推進劑會受熱迅速膨脹,然後從發動機尾部高速噴出,產生推力。利用反應堆的熱量這種辦法雖然節省了燃料,但必須攜帶許  核動力發動機多液體推進劑,結果許多節省的重量都被消耗掉了,獲得的好處沒剩多少。

第二種、直接利用來自反應堆的高能粒子,從而不必攜帶推進劑。這些高能粒子移動速度非常快,我們當初用反應堆加熱推進劑就是為了讓推進劑的熱運動速度增大從而獲得推力,而這裡我們已經有了這樣的高速運動物質。而且這些高能粒子是離子態的,從而可以使用磁場來控制它們的噴射方向。事實上這種方式,可以達到極高的比沖量——1 百萬秒!事實上這段摘自百度百科上的文字描述是有點問題的,在拙作『鋼鐵人』一文提到關於核聚變過程中高速的離子流是來自於被加熱到 10 萬攝氏度的燃料氫,而且在冷核融合技術未被實踐之前,加熱氫燃料的能源恐怕還是必須來自於核裂變的方式取得。因此這種推進方式,雖不是用氫原子作為推進劑,而是用氫離子作為推進劑。但是火箭本身還是需要攜帶大量的氫燃料,只是比起傳統化學氫氧火箭使用的時間要多上很多而已。

第三種、利用核爆炸來推動飛船,這已經不是一種發動機了,它被稱為核脈衝火箭(Nuclear Pulse Rocket)。這種飛船將攜帶大量的低當量原子彈,一顆顆地拋在身後,然後引爆,飛船後面安裝一個推進盤,吸收爆炸的衝擊波推動飛船前進。原子彈並非直接作用於推進盤上,在釋放放出原子彈後,接著再釋放出一些由塑料製成的固體圓盤(聚乙烯),當飛船駛出一定距離,原子彈將在飛船後面 200 英尺處爆炸,蒸發掉塑料圓盤,將其轉化成高熱的等離子漿。由於塑料盤位於原子彈和飛船之間,等離子漿中相當部分將會追上飛船,撞擊太空飛船尾部巨大的金屬推進盤,從而推動太空飛船高速行駛。理論上比沖量可以達到 1 萬到 1 百萬秒。之所以選擇塑料是因為塑料對核爆炸產生的中子的吸收效果好,也就是說它同瞬間的輻射能配合得非常好,它將分解成輕原子比如氫和碳並以高速運動。由於不清楚太空飛船的碩大推進盤是否會被核爆炸後產生的高溫等離子融化或腐蝕,科學家用氦離子發生器進行了摹擬測試發現,瞬間高溫的等離子只會對金屬推進盤表面產生輕微的腐蝕,甚至可以忽略不計,沒必要設計專門的冷卻系統,並且普通的鋁和鋼就足以成為製造金屬推進盤的耐久材料。 事實上,美國 1959 年 11 月進行了一次 100 米高度的飛行,共爆炸6枚化學炸彈。這次實驗證明脈衝飛行是可以穩定進行的。


1958年開始的獵戶座核動力火箭計劃

類型描述 優勢劣勢
發射性同位素火箭(同位素衰變為能源)同位素衰變放熱加熱氫比沖700-800s,幾乎沒有活動部件低推重比
核熱火箭(核子分裂為能源)推進劑(一般是氫)通過核反應爐被加熱到高溫比沖可高達900s; 材料技術限制了溫度上限;某些方案中尾氣含放射性微粒;核反應防護層很重;不能在地球表面使用;推重比不高
氣芯堆火箭(核子分裂為能源)氣態核反應爐與推進劑緊密接觸發生核反應推進劑溫度極高;不因保存固體反應物而受限;比沖介於1500s至3000s之間;高推力難以在加熱推進劑時使尾氣中不含可裂變物質;噴管喉部面臨大量熱問題;尾氣註定高放射性;使用核石英球體(Nuclear lightbulb)可以包容裂變物質,但比沖因此下降一半
分裂碎片火箭(核子分裂為能源)裂變產物直接排出產生推力尚在理論階段
裂變帆(核子分裂為能源)帆材料的一面塗有裂變物質無活動部件,在深空使用尚在理論階段
核鹽水火箭(核子分裂為能源)核物質以鹽形式溶解在溶液中,在噴管反應極高比沖;極高推力噴管熱處理問題;推進劑不穩定;尾氣高放射性;尚在理論階段
核脈衝推進(爆炸原子彈或熱核彈)塑性核彈在運載器後爆炸極高比沖;極高推重比;當前沒有技術瓶頸從未測試;推力板可能因振動而破損;當前最小尺寸的核彈依然相對大;小範圍使用費用昂貴;違背與核有關條約;在大氣層中使用有核輻射
反物質催化核脈衝推進(裂變或聚變為能源)反物質做催化劑小型火箭上可以使用在宏觀量上對反物質,產物進行包容目前不現實;尚在理論階段
核聚變火箭(核聚變為能源)聚變加熱推進劑極高尾氣速度遠超過當前技術水平
反物質火箭(湮滅為能源)反物質湮滅加熱推進劑能源極端豐富;極高理論排氣速度反物質產物和處理帶來問題;能量以中微子、伽馬射線和 μ 介子形式損失;熱能問題;尚在理論階段

固態火箭

固體火箭發動機的結構圖

固體火箭發動機主要由殼體固體推進劑噴管組件點火裝置等四部分組成,其中固體推進劑配方及成型工藝、噴管設計及採用材料與製造工藝、殼體材料及製造工藝是最為關鍵的環節,直接影響固體發動機的性能。固體推進劑配方各種組分的混合物可以用壓伸成型工藝預製成藥柱再裝填到殼體內,也可以直接在殼體內進行貼壁澆鑄。殼體直接用作燃燒室。噴管用於超音速排出燃氣,產生推力;噴管組件還要有推力矢量控制(TVC)系統來控制導彈的飛行姿勢。點火裝置在點火指令控制下解除安全保險並點燃發火藥產生高溫高壓火焰用於點燃殼體內的推進劑。

對固體戰略導彈彈道進行仿真計算,結果表明:一、二、三級發動機的結構重量每減輕 1 千克,導彈射程相應地增加 0.6、3、16 千米左右,所以對殼體特別是末級發動機殼體進行結構減重是戰略導彈總體設計師孜孜以求的目標,而達到目標最重要的技術途徑之一就是採用先進的材料。固體發動機殼體不僅要承受飛行過程的氣動壓力和氣動加熱,作為燃燒室還要承受高溫、高壓燃氣的作用,同時作為導彈的主要結構件必須承受各種機械應力作用,因此必須使用高強度/剛度、韌性好、耐高溫、密度小的輕質材料。

固體發動機殼體使用的材料經過了從高強度金屬(超高強度鋼、鈦合金等)到先進複合材料的演變。從 50 年代末美國北極星 A2 潛射導彈第二級發動機殼體使用第一代複合材料玻璃鋼開始,固體發動機殼體使用的複合材料經過如下演變過程:玻璃纖維(即玻璃鋼)/環氧樹脂 → 芳綸(包括凱芙拉)纖維/環氧樹脂 → 碳纖維(石墨)/環氧樹脂。玻璃纖維/環氧殼體比鋼殼體減輕 20~50%,而凱芙拉/環氧殼體又比玻璃鋼殼體減重 35%,高強度中等模量的 IM7 碳纖維/環氧殼體比凱芙拉/環氧殼體減輕 25~30%,而且還不斷有新的更高性能的碳纖維增強材料和樹脂基體材料出現。

固體發動機殼體設計有一個稱為容器特性係數(或殼體效率)的重要性能參數,容器特性係數 = PV/W,單位為 km,P 是爆破壓強,V 是殼體容積,W 是殼體重量;超高強度鋼的殼體效率為 5~8 km,鈦合金為 6.7~11 km,芳綸/環氧為 15-33 km,碳纖維/環氧高達~ 43km。

固體推進劑是由氧化劑、燃料(可燃劑)和其他添加劑組成的固態混合物,按配方組分性質可分為以下幾種:

單基推進劑(Simple Base Propellant)

理論比沖為小於 2255牛‧秒/千克

由單一化合物(如硝化纖維素,即硝化棉,簡稱 NC)組成,它的分子結構中包含可燃劑和氧化劑,溶於揮發性溶劑中,經過膨潤、塑化、壓伸成型,除去溶劑即可。單基推進劑由於能量水平太低,現代固體發動機不再使用。  

雙基推進劑(Double Base Propellant)

理論比沖為 170~220秒(1660~2150牛‧秒/千克),密度1.55~1.65克/立方厘米。危險等級 1.3 級。 

雙基推進劑主要由硝化纖維素、硝化甘油(NG)和一些添加劑組成,兩種主要成分的分子結構中都含有可燃劑和氧化劑。硝化纖維部分溶於硝化甘油,加入揮發性或不揮發溶劑及其它添加劑,經溶解塑化,成為均相物體,使用壓伸成型(或稱擠壓成型)工藝即可製成不同形狀藥柱。 

雙基推進劑的優點是藥柱質地均勻,結構均勻,再現性好;良好的燃燒性能,燃燒速度壓力很小;工藝性能好;具有低特徵信號,排氣少煙或無煙;常溫下有較好的安定性、力學性能和抗老化性能;原料來源廣泛,經濟性好。缺點是能量水平和密度偏低,高、低溫下力學性能變差。雙基推進劑主要用於小型固體燃氣發生器。

復合推進劑(Composite Propellant)

理論比沖為 225~265秒(2200~2600牛‧秒/千克),密度1.65~1.80克/立方厘米。危險等級 1.3 級。
 
復合推進劑使用單獨的可燃劑和氧化劑材料,以液態高分子聚合物粘合劑作為燃料,添加結晶狀的氧化劑固體填料和其它添加劑,融合凝固成多相物體。為提高能量和密度還可加入一些粉末狀輕金屬材料作為可燃劑,如鋁粉(Al)。復合推進劑通常以粘合劑的化學名稱來命名。

氧化劑通常占推進劑總重量的 60~90%,許多無機化學品可作為氧化劑,如高氯酸鹽類(高氯酸鉀、高氯酸胺、高氯酸鋰),硝酸酯類(硝酸胺、硝酸鉀、硝酸鈉),現在使用最多的是含氧量較高的高氯酸胺(AP,又稱過氯酸胺)。高分子聚合物既用作可燃劑又作為粘合劑,常用的有聚硫橡膠、聚氨酯(PU)、聚丁二烯-丙烯腈(PBAN)、端羧基聚丁二烯(CTPB)、端羥基聚丁二烯(HTPB)、端羥基聚醚(HTPE)、聚氯乙烯等類。

其他添加劑一般有:調節燃燒速度的燃速調節劑;改善燃燒性能的燃燒穩定劑;比用基本的粘合劑更好地改善力學性能的增塑劑;降低機械感度的安定劑;改善儲存性能的防老化劑;改善工藝性能的稀釋劑、潤濕劑、固化劑和固化催化劑等類。

除具有熱塑性的聚乙烯類推進劑可使用壓伸成型工藝外,一般都使用澆鑄法製造,工藝簡單,適宜於製造各種尺寸的藥柱。復合推進劑綜合性能良好,使用溫度範圍較寬,能量較高,力學性能較好,廣泛用於各種類型的固體火箭發動機,尤其是大型火箭發動機。

1942 年美國研製出了瀝青高氯酸鉀復合推進劑,40 年代末出現了第一代復合推進劑聚硫橡膠推進劑,現在常用的有 PBAN 和 HTPB 推進劑。民兵 3 和航天飛機固體助推器採用 PBAN 推進劑,「和平衛士」MX的一、二級使用HTPB推進劑,法國的M4使用CTPB推進劑,我國的巨浪-1也使用了 CTPB 復合推進劑。  

改性雙基推進劑

包括復合改性雙基推進劑(CMDB)和交聯改性雙基推進劑(簡稱XLDB)兩類。

理論比沖為 260~270 秒(2550~2646牛‧秒/千克),密度 1.75~1.80 克/立方厘米。危險等級 1.1 級。

在雙基推進劑的基礎上大幅降低基本組分硝化纖維素和硝化甘油的比例,加入高能量固體組分,包括氧化劑(高氯酸胺AP,高能炸藥黑索金[RDX]或奧克托金[HMX]等)和可燃劑(鋁粉等)。硝化纖維素(含氮量12%左右)被硝化甘油塑化作為粘合劑,或是硝化纖維素和硝化甘油雙基母體作粘合劑,硝化甘油還作為增塑劑,再加入一些添加劑,混合後使用壓伸成型或澆鑄成型工藝製成藥柱,這就是復合改性雙基推進劑(CMDB)。

在 CMDB 配方基礎上加入高分子化合物作為交聯劑,它內含的活性基團與硝化纖維素上殘留(未酯化)的羥基發生化學反應生成預聚物,預聚物的大分子主鏈間生成化學鍵,交聯成網狀結構,預聚物作為粘合劑可以大幅改善推進劑的力學性能,這類推進劑就被稱為交聯改性雙基推進劑(XLDB)。主要交聯劑有異氰酸酯(如六亞甲基二異氰酸酯HDI、甲苯二異氰酸酯TDI)、聚酯(如聚乙交酯PGA)、聚氨酯(如聚乙二醇PEG)、端羥基聚丁二烯、丙烯酸酯等。

改性雙基推進劑的能量水平高於復合推進劑,廣泛用於各種戰略、戰術導彈。

美國的「三叉戟C4」潛射戰略導彈的所有三級發動機都使用了 XLDB 推進劑,稱為XLDB-70,它的配方中固體填料達到70%(其中 43% HMX / 8% AP / 19% Al),理論比沖 2646牛‧秒/千克。
 
俄羅斯的 SS-25 所有三級均採用四組元丁羥推進劑(粘合劑+鋁粉+高氯酸銨+奧克托金),理論比沖 2628 牛‧秒/千克;SS-27 可能使用了更高能量(理論比沖大於 2653牛‧秒/千克)的推進劑。 

硝酸酯增塑聚醚推進劑(NEPE)

理論比沖為 271~274 秒(2655~2685 牛‧秒/千克),密度 1.83 克/立方厘米。危險等級1.1 級。

硝酸酯增塑聚醚推進劑實質上還是屬於交聯改性雙基推進劑,它用聚醚類(環氧乙烷-四氫呋喃共聚醚或聚乙二醇PEG)粘合劑體系代替前述改性雙基推進劑的硝化纖維素粘合劑,用液態混合硝酸酯〔硝化甘油NG、硝化 1,2,4-丁三醇三硝酸酯(BTTN)等〕取代單一的硝化甘油作為含能增塑劑,硝酸酯對聚醚類粘合劑增塑,粘合劑中的羥基基團與交聯劑內含的活性基團發生交聯反應生成具有三維網狀結構的預聚物,這使得推進劑混合物更具彈性和流變性,可以加入更多的高能固體填料。這樣,NEPE 推進劑不僅能量水平高密度大而且力學性能好,代表著現役固體推進劑的最高水準。

美國在 80 年代初研發成功 NEPE 推進劑,並應用到「和平衛士」的第三級發動機、「侏儒」小型洲際導彈的所有三級發動機和「三叉戟D5」潛射戰略導彈的所有三級發動機,其中用於「三叉戟D5」的配方被稱為 NEPE-75,表示固體填料(包括HMX/AP/Al)達到推進劑總重的 75%。法國的 M51 也使用了 NEPE。據公開資料分析,我國似乎已能生產 NEPE,並應用到戰略導彈中。 

固體推進劑藥柱

固體推進劑裝藥方式分為兩種:藥筒裝填式和殼體粘結式。藥筒裝填式就是先使用壓伸成型工藝把固體推進劑混合物預製成一定幾何形狀的藥柱再裝填到殼體內並用擋藥板固定;殼體粘結式使用澆鑄成型工藝,就是在殼體與隔熱層固化後噴塗上包覆層(通常是與推進劑的粘合劑為同一體系),然後把推進劑配方的混合物裝到放置有芯模的殼體內,在真空條件下固化成型,再拔除芯模(有的芯模是可消融芯模),藥柱已與殼體緊密粘接在一起。 

藥柱根據燃燒面積(燃面)隨時間變化的特徵可分為分為恆面、增面和減面燃燒藥柱;根據燃燒的推進方向分為端面、內孔燃燒藥柱;依藥柱的外形分為圓柱型、截錐體、球型、橢球型藥柱。 

  1. 端面燃燒藥柱:實心藥柱,燃面由藥柱尾端沿軸線向頭部推進。它的特點是恆面燃燒,燃燒時間長,推力恆定,推力小,適用於低推力、長時間工作的小型發動機和燃氣發生器。 
  2. 內孔燃燒藥柱:空心藥柱,端麵包覆,整個內孔燃面同時由內向外燃燒。藥柱橫截面可製成各種幾何形狀。它的特點是燃面較大,能產生較大的推力。航天飛機固體助推器採用11角的截錐體星型藥柱,民兵3的一級發動機採用6角星型藥柱。 
  3. 雙推力藥柱:殼體內由兩種不同燃燒面積的藥型或兩種不同燃速推進劑所構成的藥柱,燃燒時先提供較大的推力,隨後提供較小的推力,分別用於助推和巡航。用於空空導彈等戰術導彈。
  4. 多脈衝藥柱:殼體內由多段藥柱(每段稱為一個脈衝)構成,段間有隔離物分隔,第一段燃盡後發動機關機,根據指令或預定時序點燃第二段並摧毀隔離物讓出燃氣通道……。美國標準-3海基反導攔截彈的的第三級固體發動機就是一個雙脈衝發動機。

我國使用固態燃料的火箭系列

  1. 東風-21是一種二級中程彈道導彈(MRBM),其射程超過2000公里。東風-21是中國第一種採用固態燃料的彈道導彈。推進劑:兩級固體聚硫橡膠。
  2. 巨浪-1 是一種兩級固態燃料的潛射彈道導彈,北約代號CSS-N-3。巨浪-1是東風-21彈道導彈的潛射型,設計射程1700公里。巨浪-2推進劑:分為兩級,一級為固體,二級為液體。
  3. 東風-31是一種三級陸基固態燃料導彈。1986年開始研製,項目編號203工程,該項目源自於1978年立項的東風-23。1995年5月29日,東風-31首次高彈道試射成功,1996年研製成功並生產。推進劑:三級固體燃料。
  4. 東風-41是一種三級固態燃料洲際導彈,與東風-31相類似,但射程更遠,達到14000公里。

液態火箭

液態火箭結構

液體火箭發動機是指液體推進劑的化學火箭發動機。氧化劑和燃燒劑必須儲存在不同的儲箱中。液體火箭發動機一般由推力室、推進劑供應系統、發動機控制系統組成。推力室是將液體推進劑的化學能轉變成推進力的重要組件。它由推進劑噴嘴、燃燒室、噴管組件等組成。推進劑通過噴注器注入燃燒室,經霧化,蒸發,混合和燃燒等過成生成燃燒產物,以高速(25O0一5000米/秒)從噴管中衝出而產生推力。燃燒室內壓力可達2O0大氣壓(約20OMPa)、溫度300O~400O℃,故需要冷卻。推進劑供應系統的功用是按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推進劑。按輸送方式不同,有擠壓式(氣壓式)和泵壓式兩類供應系統。擠壓式供應系統是利用高壓氣體經減壓器減壓後(氧化劑、燃燒劑的流量是靠減壓器調定的壓力控制)進入氧化劑、燃燒劑貯箱,將其分別擠壓到燃燒室中。擠壓式供應系統只用於小推力發動機。大推力發動機則用泵壓式供應系統,這種系統是用液壓泵輸送推進劑。發動機控制系統的功用是對發動機的工作程序和工作參數進行調節和控制。工作程序包括發動機起動、工作。關機三個階段,這一過程是按預定程序自動進行的。工作參數主要指推力大小、推進劑的混合比。液體火箭發動機的優點是比沖高(25O~5OO秒),推力範圍大(單台推力在1克力~700噸力)、能反覆起動、能控制推力大小、工作時間較長等。

液體火箭的推進劑,其中比較常用的有:四氧化二氮-肼類(偏二甲肼,一甲基肼,肼),液氧-煤油,液氫-液氧等。四氧化二氮-肼類推進劑被廣泛使用,特點是可存儲,並且四氧化二氮和肼接觸後可以自燃,可靠性高。四氧化二氮-肼類最早用於戰略導彈,後來也用於航天的運載火箭。現代液體燃料火箭最早是美國人戈達德搞出來的採用的是液氧-煤油。

蘇聯的SS-7,現役的SS-18,SS-19,美國的大力神,中國的長征 1,2,3型火箭,俄羅斯的質子火箭,阿利亞娜 1,2,3,4型火箭都在下面級使用了四氧化二氮-肼類推進劑。四氧化二氮-肼類的比沖還可以,約230秒左右,但是推進劑和燃燒產物的毒性都很大,各國新一代的運載火箭都不再使用。所以早期這一類的燃料的腐蝕性很高,即使可以放在火箭的燃料箱裡面,也無法長年的儲放,因此也是在需要的時候才輸入火箭的燃料箱當中,假如等待時間過長,還是需要將燃料抽出,檢查發動機和燃料槽與相關的管線,必要的時候還可能需要清理或者是更換。而在處理或者是運輸的過程當中,週遭人員都必須穿戴防護衣服,假如與人體直接接觸,很可能會有致命的危險。因為偏二甲肼毒性較大,損害人體的肝臟。尤其是四氧化二氮/偏二甲肼的燃燒產物,對人體損害更大,並較為嚴重地污染環境。從事使用該種推進劑發動機試驗的工作人員中60%有不同程度的肝病,普遍轉氨酶高。德國在二次大戰時期使用的 Me 163 火箭攔截機曾經發生過液態燃料流入駕駛艙,將飛行員溶解的意外。

後期的液態燃料轉向於簡化儲存和使用上的手續和措施。這些燃料能夠在火箭燃料槽儲存較長的時間,腐蝕性較低,火箭發射前的準備時間較短,反應較為迅速。不過這種燃料的儲存年限仍是一定的,只是大幅延長。譬如蘇聯在他們第三代的彈道飛彈使用的液態燃料上,能夠在燃料槽當中儲存 7 年而不必經常抽出檢查。

液氧/煤油火箭發動機

F-1 液氧煤油發動機單台推力約 700 噸。
中國未來的長征-5號火箭使用120噸的液氧煤油發動機。

俄羅斯的 RD-180液氧-煤油發動機,真空推力超過400噸

煤油作為常溫推進劑,使用極為方便, 安全性好,而甲烷、丙烷、液氫為低溫推進劑,不好貯存,運輸、加注和操作都不方便,泄漏後易起火爆炸,特別是液氫很容易泄漏。三是液氧/煤油組合密度比衝高,是理想的下面級(助推級和芯一級)發動機,稍作改進之後亦可作為比較理想的上面級發動機。液體煤油的密度約大於氫 100 倍,所以你使用更小的燃料箱,使得火箭的直徑較小,造成的重量和氣動阻力下去,所以它使一個非常好的燃料火箭離地提升。

以 F-1 液氧煤油發動機為例,它以燃氣驅動渦輪泵將燃料和氧化劑泵入主燃室。發動機的核心組件是推力室,燃料和氧化劑混合併燃燒產生推力。發動機頂部是一個半球形小室,即做輸送液氧的歧管,也做萬向軸承的支撐架,連接發動機和火箭箭體。小室之下是噴射器,用來混合燃料和氧化劑。一部分燃料從另一個歧管進入噴射器,另一部分燃料通過 178 根管道直接通入推力室,盤旋的管道形成了推力室的上半部分,還可以起到給推力室降溫的作用。燃料和液氧由不同的泵泵入,但泵由同一個渦輪驅動。渦輪轉速為 5,500 RPM,產生 55,000 制動馬力(41 MW)。在此功率下,工作泵每分鐘可以泵入58,564 公升的煤油和 93,920 公升的液氧。渦輪泵被設計得可以應付嚴酷的溫度環境:煤氣的溫度高達 816 °C,而液氧的溫度低至 -184 °C。一些燃料煤油被充作渦輪的潤滑劑和冷卻劑。

推力室下方是噴嘴的延伸,大致延伸到發動機的一半長度位置。延伸部分將發動機的膨脹比從10:1提高到16:1。渦輪機排除的低溫氣體通過錐形歧管進入延伸部分,保護噴嘴在高溫 3,200 °C下不受損壞。F-1 每秒消耗 1,789 kg 液氧,788 kg煤油,產生 6.7 MN 的推力。在兩分半鐘的運轉中,土星五號憑借 F-1 上升 68 km 高度,達到 9,920 km/h 的速度。土星五號每秒的推進劑流量時12,710升,可以在8.9秒內清空一個容量110,000升的游泳池。而我國 YF-100 液氧煤油發動機的推力約在 1223.5 KN 大約是 F-1 推力的五分之一。

我國煤油資源豐富,貯量極大,可滿足長遠的需要。我國克拉瑪依油田開採的煤油是低凝點環烷基中質原油,完全符合火箭推進劑用煤油標準,現已查明貯量在5億噸以上,按每年200萬噸開採量計算,可連續開採 50 年以上,同時我國黑虎山、遼河、勝利等油田符合要求的原油貯量也是豐富的。經各種研究試驗和兩次液氧/煤油發動機熱試車的成功,充分說明瞭國產煤油能完全滿足使用要求。

液氧 / 液氫火箭發動機

目前推力最大的
美國RS-68氫氧火箭發動機

燃料和氧化劑混合物的效率由比衝量來量度。比衝量就是火箭發動機的推力(公斤力)與其噴出質點每秒重量流量(公斤/秒)的比值。對於煤油和氧的混合物,其比衝量等於 242。因為火箭可攜帶的有效負載取決於比衝量,所以人們渴望尋找最佳燃料組成。從這一觀點看,最佳液態燃料是液態氫。與液態氧混合,它可以產生大約等於 350的比衝量。如果液態臭氧或液態氟用以代替氧,那麼比衝量可提高到大約 370。

要以液氧—液氫作為推進劑就必須解決一系列的超低溫技術。如高速液氫渦輪泵的設計,液氫—液氧高效燃燒技術及其再生冷卻技術。 所謂超低溫技術就是液氫的低溫材料密封技術,液氫工業生產、儲存、運輸技術,低溫火箭燃料儲存箱絕熱技術、液氫的加注、增壓、排放及安全操作技術。

這次發射嫦娥 2 號的長征三號丙運載火箭主要用於發射地球同步軌道衛星,其 GTO 運載能力為 3.8 噸。全箭起飛質量 345 噸,全長 54.838 米,一、二子級直徑 3.35 米、助推器直徑2.25米,三子級直徑3.0米,衛星整流罩最大直徑 4.0 米。它的一子級、助推器和二子級使用偏二甲肼(UDMH)和四氧化二氮(N2O4)作為推進劑,三子級則使用效能更高的液氫(LH2)和液氧(LO2)。

世界唯一的全氫氧發動機火箭
德爾塔4重型版

其實人類試驗過的更強的推進劑還有很多:更強的燃料有金屬鈹、非金屬硼,鋁氫化物、硼氫化物等,更強的氧化劑有氟氣、氟氧化物、氯氧化物等等。這些東西,在相似的燃燒壓力、噴管面積比下可以將比沖提高到 500 秒以上。但是這些東西都是集劇毒、強腐蝕、不穩定於一身的威猛藥品,而且價格比傳統燃料高出2個數量級,反應產物也大多劇毒,是無論如何也難以實際應用的,除非願意將發射場做成一次性的。最強的化學推進劑組合是什麼呢?是臭氧/金屬鈹/氟氣三組元推進劑,三個組分都是劇毒,但是誰敢用?有趣的是,世界上還真有氫/氟發動機,譬如前蘇聯的 RD-301,用於上面級(誰敢用在第一級?)實際比沖只有 381 秒,完全沒有發揮氟的巨大威力嘛,還不如氫氧。美國的 RL-10 也做過多次氫/氟循環的試驗,結論是只消極少改動,就可以改燒氫/氟推進劑。但這些方案最終都沒有付諸實施。

今大型多級式運載火箭,大多混合使用液態燃料和固態燃料。例如,一枚多級式火箭可能第一節使用固態燃料而第二節使用液態燃料,又或者第一節火箭使用液態燃料而旁邊的助推火箭使用固態燃料。混合式設計可增加火箭的運載效率,使用較為靈活,亦可節省成本。

【未完待續】【火箭(下)

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