第 2.3 节 - 内燃机
下一组方法通常涉及使用行星（通常是地球）的大气作为氧气供应，以支持与载具上携带的燃料燃烧。它们在如何管理进气流和燃烧方面有所不同。需要注意的是，一些飞行器概念，例如 1990 年代的国家航空航天飞机 (NASP) 或现有的英国 Skylon，将在单个发动机中集成多种方法。这被称为组合循环发动机。在还原性大气中，例如氢气或甲烷，可以使用氧气作为携带燃料，或者在具有足够强大核动力的任何大气中，可以使用相同的通用发动机概念。在后一种情况下，核发动机用于驱动压缩机或加热进气流。
理解空气呼吸发动机工作原理的基础是质量守恒的概念。进入进气口的进气总量不会随着发动机运行发生变化，尽管压力和温度会发生变化。例外是添加燃料的点，或者在某些类型中，去除冷凝的空气流的点。通过燃烧或热交换器可以添加或去除热量，但否则质量流量保持不变。根据该恒定质量流量，可以计算出气体流的其他条件的变化，并推导出性能。
在实践中，通过发动机的流动可能涉及许多风扇叶片和湍流，因此计算机模拟并不完全准确。真实的发动机也在温度和应力的极端条件下运行。因此，发动机开发通常包括在静态试验台、风洞和附着在飞机上的飞行中进行大量测试，以确定实际性能和耐用性。
其他名称
类型：燃料-大气燃烧产生的气流
描述：风扇喷气发动机是客机和军用飞机上常见的喷气发动机类型。发动机的原始形式，涡轮喷气发动机，有一系列涡轮压缩机级来压缩进气流。紧随其后的是一个燃烧室，在燃烧室中添加燃料并燃烧，产生热气。然后，气体通过与压缩机相连的轴的涡轮膨胀。膨胀的气体从发动机后部以高速流出。
现代风扇喷气发动机增加了一个也由涡轮驱动的风扇。所有的气流都通过风扇，但只有一部分进入压缩机。不进入压缩机的空气被称为“绕过”压缩机。'旁通比'是指旁通空气与燃烧室空气的比率。一般来说，旁通比更高的发动机燃油效率更高，以推力除以燃油消耗率来衡量，因为它们增加了通过发动机的质量流量。一般来说，在更高速度下运行的发动机被设计为具有较低的旁通比。这是由于需要更多燃烧才能抵消更高速度带来的更高进气阻力。
典型的现代性能值是大型亚音速发动机的发动机推重比 (T/W) 为 6:1，高性能军用喷气机的推重比约为 10:1。燃油效率以推力除以质量流量率来衡量。用英制单位表示，即磅除以每秒磅，或只是秒，称为“比冲”。在 SI 单位中，这是牛顿每千克每秒，其单位是米每秒。在一些推进系统中，例如化学火箭，SI 单位对应于实际的排气喷气速度。在空气呼吸推进的情况下并非如此，速度结果只是一个发动机效率的指标。用英制单位表示，亚音速发动机的性能约为 10,000 秒，超音速军用发动机的性能约为 7000 秒。风扇喷气发动机和涡轮喷气发动机的工作速度高达音速的 3.5 倍 (M=3.5)。可以使用加力燃烧室产生额外的推力，加力燃烧室在发动机涡轮级之后燃烧更多燃料。这样做会降低燃油效率。
虽然风扇喷气发动机的最高高度和速度与地球轨道速度相比有限，但对有效载荷的影响要大得多。这是因为与传统的火箭相比，它可以避免地面附近的绝大多数阻力、压力和重力损失。传统火箭有效载荷通常是总质量的一小部分，因此即使是微小的损失减少也能产生有效载荷的相对较大增长。
状态：在飞机上广泛用于飞机推进。对于空间发射，B-52 轰炸机和 L-1011 飞机已被用来将三级固体火箭飞马座运载到 35,000 英尺的高度。B-52 使用 8 个风扇喷气发动机推进。Stratolaunch 系统正在开发中，它使用来自两架 747 飞机的部件，配备 6 台高旁通比风扇喷气发动机，并携带一枚大型火箭。已经进行了大量关于使用飞机作为火箭级运载器的纸质研究。
变体
- 运载机 - 一架传统的喷气式飞机用于将一枚独立的火箭运载到大约 9000 米的高度和 240 米/秒的速度，之后火箭点火并完成到达轨道。
- 助推喷气机 - 一组军用战斗机发动机作为独立的捆绑式助推器或连接的助推环附着在火箭上。它们可以将一枚火箭提升到大约 15 公里的高度和 480 米/秒的速度，之后它们要么降落伞着陆，要么进行动力垂直着陆。
参考文献
其他名称
类型：燃料-大气燃烧产生的气流
描述：在这种方法中，多级风扇压缩进气流，然后将其与燃料混合，燃烧并排出。压缩机由燃气发生器/涡轮驱动。在风扇喷气发动机中，进气被压缩机级压缩和加热，然后与燃料混合并通过涡轮级运行。在更高的速度下，空气在压缩过程中会变得更热，因为它具有更高的进气动能。这会导致更高的涡轮温度。最终，基于所用材料，会达到涡轮温度极限，这限制了发动机的速度。在涡轮冲压发动机中，压缩机由燃气发生器/涡轮组驱动，燃气发生器/涡轮组使用机载推进剂进行操作。由于燃气发生器独立于飞行速度，因此它可以比风扇喷气发动机在更宽的马赫数范围内运行（到马赫 6 比到马赫 3）。
状态
变体
参考文献
其他名称
类型
描述：在这种方法中，进气流通过一个成型的进气口减速到相对于发动机的亚音速，与燃料混合，然后再次加速并从出口喷嘴排出。从概念上讲，它是喷气发动机的最简单形式，因为它没有风扇或涡轮。进气以飞行器进入发动机时的速度运动。燃烧燃料后，空气变得更热，可以膨胀到更高的速度从喷嘴流出。这建立了一个压力差，留下净推力。冲压发动机不能在零速度下运行，但它们可以达到比具有旋转机械的发动机更高的极限（范围从马赫 0.5 到约马赫 8）。
状态
变体
- 空气增压火箭 - 这是一种组合循环发动机的形式。由于冲压发动机在零速时无法工作，因此发动机内部的火箭燃烧室用于初始推力。通过夹带气流，可以在较低速度下增强推力水平。一旦达到冲压发动机速度，发动机就会在冲压发动机模式下工作，使用火箭燃烧室作为燃料喷射器。在冲压发动机功能的上限，发动机过渡回纯火箭模式。
参考文献
- 维基百科文章：空气增压火箭
其他名称
类型
描述：这与冲压发动机的运作方式类似。进入的气流被冲击波压缩，与燃料混合，并针对发动机或飞行器主体膨胀。不同之处在于气流相对于飞行器保持超音速。冲压发动机需要将气流减速到亚音速，这在更高速度下变得效率低下。即使气体相对于飞行器以超音速运动，如果喷嘴的斜度足够低，侧向膨胀也会对飞行器产生作用。因此，飞行器可以比排气气体移动得更快。冲压喷气发动机可以在大约 15 马赫或地球轨道速度的 60% 的速度下提供有用的推力。
极高的速度会导致飞行器部件的极度升温。需要高压缩和膨胀效率才能获得正的净推力，因为燃料添加的能量相对于气流的动能来说很小。因此，研制出可工作的冲压喷气发动机已证明很困难。冲压喷气发动机在零速度时也不能工作，因此需要其他方法来到达其起点。因此，完整的飞行器将需要一个组合发动机系统。
现状：冲压喷气发动机部件和小规模版本已经过测试，取得了不同程度的成功。
变体
参考文献
别名：浮力冲压喷气发动机
类型
描述：冲压发动机和冲压喷气发动机飞行器更喜欢氢气作为燃料，因为它能提供更高的性能，并且可以用来冷却飞行器部件，这些部件在空气中高速运动时会升温。不幸的是，氢气密度也很低，这会导致由于大型储罐而导致飞行器结构相对沉重。这种方法通过使用一系列气球或悬浮在大气中的轻型管道来颠倒这个问题。它们包含氢气，而飞行器在其储罐中携带氧气。氧气的密度大约是氢气的 16 倍，因此储罐尺寸大大减小。
现状：目前这只是一个概念。
变体
参考文献
其他名称
类型
描述：在这种方法中，激光束聚焦并被飞行器上的热交换器吸收，或者产生激光维持等离子体。然后将热气体排出以产生推力。由于不需要燃料，它可能很有效。缺点是，即使对于小型飞行器，也需要非常强大的激光才能实现。强大的激光目前很昂贵。另一个限制是激光束可以保持焦点的距离。
现状：在实验室里已经进行了最小的实验。
变体
参考文献
- Myrabo, L. N. "光动力飞行概念"，AIAA 论文编号 82-1214，发表在 1982 年 6 月 21-23 日在俄亥俄州克利夫兰举行的 AIAA/SAE/ASME 第 18 届联合推进大会上。
传统火箭通过以高速度向所需方向喷射气体来工作。根据动量守恒定律（物理定律），飞行器的其余部分将在相反方向获得速度。迄今为止，火箭一直是太空运输的主要方式，因为它们只需要内部储存的燃料，因此可以在真空中运行。由于它们推动飞行器，燃料也称为推进剂。火箭可以根据它们具有的推进剂数量以及推进剂存储的物理形式进行分类。前一类包括单燃料单推进剂、双燃料双推进剂，以及很少使用的三燃料三推进剂类型。该类别包括气态、固态、液态和混合态 - 部分固态和部分液态。
推力是质量流量乘以出口或排气速度。为了充分利用有限的燃料，您需要将流量最小化并将出口速度最大化。因此，气体应该尽可能热并且具有较低的分子量。这反过来又推动了化学反应和燃料的选择。有很多可能的燃料组合，但只有相对较少的燃料组合具有高能量和其他理想特性，如密度、安全性以及低腐蚀性。有几种方法可以使气体变热：催化分解、燃烧或外部加热。前两种被归类为化学火箭，而后者则根据气体如何被加热进行分类。化学火箭通常使用燃烧室和膨胀喷嘴的组合，因为这是以高速引导气流非常有效的方式。火箭发动机将在周围环境中工作，但这会阻碍气流，因此它们产生的推力较小。损失的推力可以通过局部外部压力乘以喷嘴出口的面积来近似计算。
就每单位燃料质量的动量而言，火箭通常比吸气式发动机效率低，因为后者可以利用空气中的氧气作为燃料的一部分。这增加了每单位携带燃料质量的燃烧能量。吸气式发动机还通过空气的氮气成分增加了流经发动机的质量，以及使用发动机驱动的风扇增加的未燃烧空气流量。火箭和吸气式发动机都涉及类似的设计原理，因为它们都使用燃烧和热气流来获得反作用力。
历史 - 最早使用喷射质量产生反作用力的参考是公元前 400 年左右的希腊人阿基塔斯。[1] 这使用外部加热来产生蒸汽。第一个已知的内部化学能使用是在 1232 年的中国，当时使用火药作为燃料的火箭箭。这个想法可能是由蒙古人传到欧洲的，在那里，他们在 13-15 世纪进行了实验和使用烟火。在 18 世纪，实验开始作为一种运输方式而不是爆炸装置，尽管军事用途仍在继续。值得注意的是，1812 年的一场战斗中使用的火箭被记录在美国国歌中。
1898 年，康斯坦丁·齐奥尔科夫斯基提出了使用火箭到达太空的想法。罗伯特·戈达德从 1915 年开始建造实验性的固体和液体燃料火箭。赫尔曼·奥伯特在 1923 年出版的一本书影响了火箭协会的成立，这些组织致力于火箭的开发。[2] 德国政府从 1937 年到 1945 年一直致力于开发火箭，以通过亚轨道弹道轨迹投掷炸药。后来，科学家及其硬件和数据被送到美国和苏联，在那里他们帮助开发了亚轨道弹道导弹和轨道运输，两者都于 1957 年首次飞行。第一个轨道火箭本质上与弹道导弹相同，但此后发生了分歧。到 1963 年，液氢/液氧推进剂已投入使用，这仍然是目前使用最广泛的高能燃料混合物。液体和固体化学火箭是迄今为止最常见的太空运输方式，现在由政府和私营公司在许多国家建造。
设计 - 火箭级的非燃料质量可以分为发动机、储罐和“其他”。火箭发动机可以在 400-1000 N/kg 的发动机质量上产生推力，这比 9.8 N/kg 的重力要大得多。为了从地球起飞，您需要大约 1.2-1.5 倍的飞行器起飞重量的推力，因此发动机组件的质量大约占总飞行器的 1.3-3%。一个大型储罐，比如航天飞机外储罐，可以重达燃料重量的 4%，但其他储罐的重量可以高达燃料重量的 10%。'其他' 包括管道、降落伞、起落架、隔热罩、制导系统以及其他非推进部件。它可以占总重量的 1% 到 10% 之间。
较旧的材料和组件要求总起飞质量的 15% 是除燃料之外的飞行器，假设一次飞行寿命。现代材料要求总质量的约 10% 用于多次飞行寿命。结构的重量往往以每 10 个因子增加 10% 的速度变重。这来自材料在负载循环（飞行）下作为应力函数的疲劳寿命。较低的应力和较长的寿命需要更厚、更重的结构部件来分布负载。因此，一个使用 100 次的结构将比一个使用一次的结构重约 20%。
其他名称
类型
描述：固体火箭由高强度外壳、喷嘴和预制固体推进剂组成，推进剂以预先设计的速率燃烧。推进剂是燃料和氧化剂的混合物，因此一旦点燃，燃烧可以在没有任何外部作用的情况下进行。现代固体推进剂的配方接近以下内容：约 15%（重量）的有机燃料，通常是某种橡胶，约 20%（重量）的铝粉（充当金属燃料），以及约 65% 的高氯酸铵（NH3ClO4），这是氧化剂。约 1-2% 的环氧树脂被添加到粉末中以将其粘合在一起。环氧树脂作为一种有机材料，也是燃料的一部分。固体推进剂从预制颗粒表面燃烧。因此，点火时的颗粒形状以及燃烧后的形状决定了推力水平。
与液氧等低温燃料相比，固体火箭的优点是发射准备时间短，储存时间长。缺点包括相对较低的排气速度（2.6-3 公里/秒），以及一旦点燃就无法轻松关闭或控制。它们通常用作助推器一级，因为相对稠密的燃料（1.35 克/立方厘米）降低了飞行器的面积。这在飞行的前两分钟是一个优势，因为空气动力阻力很重要。当推进剂中使用铝时，部分最终产品是氧化铝，这是一种极佳的磨料。因此，除了高温外，喷嘴侵蚀是一个必须考虑的重要因素。
固体火箭在结构上比较简单，因为移动部件很少，但围绕燃料颗粒的整个发动机外壳必须承受工作压力。在使用燃料泵的液体火箭中，推进剂罐会承受液压和加速度载荷，这些载荷通常较低，只有泵和燃烧室承受全部工作压力。
状态：在火箭级，尤其是捆绑助推级中普遍使用。
变体
参考文献
其他名称
类型
描述：混合火箭由固体燃料颗粒和液体氧化剂组成。一种组合是橡胶作为燃料，液氧作为氧化剂。燃料以空心圆柱体或穿孔块的形式存在。氧化剂喷射到燃料上，然后点燃材料。由于在燃烧中没有自支撑，燃料部分在制造和运输时可以被视为非危险物质。只有在发射台和氧化剂罐被填充时，才存在危险组合。由于只处理一种液体，硬件的设计相对简单。混合火箭的性能介于固体发动机和全液体发动机之间。
状态
变体
参考文献
其他名称
类型：燃料/氧化剂通过燃烧气体排气燃烧
描述：在液体火箭中，推进剂成分被强制进入燃烧室，在那里它们燃烧，然后流入一个收敛-发散喷嘴。流体在喷嘴的窄部分变得超音速，然后在喷嘴的发散部分继续加速，通过膨胀将温度和压力转化为定向流动，速度达到声速的 1.5-2 倍。已经使用了各种推进剂组合，包括单推进剂、双推进剂，甚至三推进剂。单推进剂通常使用催化分解来加热。最常见的液体火箭形式使用单独的燃料和氧化剂，它们在燃烧室中混合燃烧。许多双推进剂混合物是可能的，但最常用的具有最高能量质量比的混合物是 1 份氢和 6 份氧。这主要产生蒸汽，并留下一小部分氢，这降低了平均分子量，从而提高了平均分子速度。这种推进剂混合物在最佳条件下可以达到约 4.7 公里/秒的排气速度。
一些推进剂混合物会在接触时燃烧，因此不需要点火源。这些被称为自燃推进剂。一些液体推进剂在室温下为液体，可以在罐中长期储存。这些被称为可储存。其他推进剂，包括氢气、甲烷和氧气，只有在极低的温度下才是液体。这些被称为低温。
状态：这是迄今为止用于将物体送入地球轨道的最常见的发射推进形式。
变体：有许多可能的液体发动机类型组合，这些组合已经被使用。它们可以根据使用的推进剂组合、推进剂如何送入燃烧室以及产生的热气体如何从燃烧室中膨胀出来进行分类。
- 按成分分类的变体 - 以下表格列出了一些氧化剂和燃料，以及它们的组合。这不是一个详尽的列表，一些成分存在实际问题，例如储存温度、人体毒性、腐蚀性或化学不稳定性。火箭推进剂本质上含有大量化学能，这种能量会导致意外反应。实际的发动机性能取决于燃烧室压力和出口压力等因素，因此表格中的值只能用于一般比较。煤油是从石油中提取的化合物混合物，火箭推进剂 1 (RP-1) 是一种标准化的煤油类型，指定为火箭燃料。因此，它没有确切的配方，它被给出为一个近似的平均值。它也没有明确定义的熔点和沸点，它被给出为通过其组分蒸馏定义的范围。
氧化剂
| 化学名称 | 公式 | 熔点 (K) | 沸点 (K) | 密度 (kg/m3) |
|---|---|---|---|---|
| 氧气 | O2 | 54 | 90 | 1141 |
| 过氧化氢 | O2H2 | 273 | 423 | 1450 |
| 氟 | F2 | 53.5 | 85 | 1505 |
| 四氧化二氮 | N2O4 | 262 | 294 | 1443 |
| 五氟化氯 | ClF5 | 170 | 260 | 1900 |
燃料
| 化学名称 | 公式 | 熔点 (K) | 沸点 (K) | 密度 (kg/m3) |
|---|---|---|---|---|
| 氢气 | H2 | 14 | 20 | 70 |
| 甲烷 | CH4 | 91 | 110 | 423 |
| 丙烷 | C3H8 | 85.5 | 231 | 582 |
| 单甲基肼 (MMH) | CH3N2H3 | 221 | 364 | 875 |
| 煤油 (RP-1) | ~CnH1.95n n=~14 | 200 | 478-528 | 810 |
推进剂组合
排气速度假设燃烧室压力为 6.9 MPa，出口压力为 0.1 MPa（地球海平面），喷嘴膨胀最佳。
| 氧化剂 | 燃料 | 质量比 (O/F) | 排气速度 (m/s) |
|---|---|---|---|
| 氧气 | 氢气 | 4.0 | 3820 |
| 氧气 | 甲烷 | 3.0 | 3050 |
| 氧气 | 煤油 | 2.56 | 2942 |
| 氟 | 氢气 | 7.6 | 4021 |
| 四氧化二氮 | MMH | 2.15 | 2834 |
| 过氧化氢 (90%) | 煤油 | 7.0 | 2912 |
- 按燃料供给分类的变体 - 一些发动机设计使用泵将推进剂送入燃烧室，另一些使用加压罐。大型发动机可能使用罐压组合来防止泵入口发生空化，并使用泵来达到燃烧室入口压力。在稳态发动机中，燃料必须以高于燃烧室压力的压力进入燃烧室。非稳态脉冲点火发动机是可能的，但通常不使用。稳态发动机提供更持续的推力。泵需要大量的功率来运行，并且通常使用与火箭相同的燃料。在燃气发生器系统中，部分燃料流被用来产生热气体，热气体驱动涡轮机来运行泵。然后排出热气体。在分级燃烧系统中，热气体没有完全燃烧，而是被送入燃烧室。这更有效，但也更复杂。
- 按喷嘴类型分类的变体 - 迄今为止，大多数火箭发动机使用钟形喷嘴，其中气体流在内部，周围是引导流动的结构。一种称为航空钉喷嘴的替代设计颠倒了这种布置，结构在内部呈楔形或圆锥形，气体流围绕着它。气体流的外边缘被周围的大气所包含。由于它会自动调整压力差，因此它是一种高度补偿喷嘴。补偿的好处是，大气中的喷嘴出口面积代表着推力损失。截断锥体可以更好地与某些飞行器形状集成，更大的燃烧室和喷嘴面积可以降低热通量。
- 按冷却类型分类的变体 - 液体火箭发动机中的高能燃烧可能超过大多数结构材料的熔点。因此，除了使用高温合金并将热量辐射出去的最小发动机外，所有发动机都需要防止这种情况的方法。在一種方法中，燃料通过火箭发动机壁中的通道运行，以防止它过热。这也回收了一些否则会损失的能量。Orbitec最近开发的一种方法是，沿着发动机壁内侧注入一种推进剂成分的反向涡流，它与发动机后部的另一种成分混合，然后热气体在燃烧室核心向前流动。未燃烧的成分用一层冷气体保护结构。
参考文献
- Cooper, Larry P. “先进轨道转移推进技术现状”，《空间技术》（牛津），第 7 卷第 3 期，第 205-16 页，1987 年。
- Godai, Tomifumi “H-II 火箭：1990 年代日本新型运载火箭”，《努力》，第 11 卷第 3 期，第 116-21 页，1987 年。
- Wilhite, A. W. “未来空间运输的先进火箭推进技术评估”，《航天器与火箭杂志》，第 19 卷第 4 期，第 314-19 页，1982 年。
其他名称
类型
描述：在这种方法中，推进剂以气体形式被送入燃烧室。它可以是单推进剂（单一气体）或双推进剂组合。由于储罐质量大，这通常用于小型辅助推进器。通过使用储罐的直接压力来使推进剂流动，它可以非常简单。
状态
变体
参考文献
其他名称
类型
描述： 通过将推进器放置在旋转臂的末端来提高废气的速度。根据结构限制，这可以使废气速度提高 2-3 公里/秒。它需要一些外部能量输入来维持臂的旋转，因为推力与它们的旋转方向相反。全电动推进器通常比这种方法具有更高的性能，因此它们更受欢迎。
状态： 仅为概念，因为存在更好的选择。
变体
参考文献
- ↑ 美国宇航局，火箭简史，网页 2012 年 4 月 15 日
- ↑ 有关火箭协会历史的更多信息，请参阅 弗兰克·温特 太空时代序曲，史密森学会出版社，1983 年