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接近开关 EFS2000-11114 现货供应接近开关 EFS2000-11114 现货供应

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液体火箭发动机（Liquid Rocket Motor）是指液体推进剂火箭发动机，即使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统。

常用的液体氧化剂有液态氧、，剂由液氢、偏二甲肼、煤油等，两者储存在不同的储箱中

组成部分

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液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。

分类

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按照推进剂供应系统，可以分为挤压式和泵压式；按照推进剂组元可分为单组元、双组元、三组元；按照功能分，一类用于航天运载器和弹道，包括主发动机、助推发动机、芯级发动机、上面级发动机、游动发动机等，另一类用于航天器主推进和辅助推进，包括远地点发动机、轨道机动发动机、姿态控制和轨道控制发动机等。 [1] 

工作原理

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液体火箭发动机工作时（以双组元泵压式液体火箭发动机为例），推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进入推力室。推进剂通过推力室头部喷注器混合雾化，形成细小液滴，被燃烧室中的火焰加热气化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成高温高压燃气。燃气经过喷管被加速成超声速气流向后喷出，产生作用在发动机上的推力，推动火箭前进。 [1] 

推力室

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推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成。推进剂通过喷注器注入燃烧室,经雾化,蒸发,混合和燃烧等过程生成燃烧产物,以高速（2500一5000米/秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约20MPa）、温度3000～4000℃，故需要冷却。推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同,有挤压式(气压式)和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后(氧化剂、剂的流量是靠减压器调定的压力控制)进入氧化剂、剂贮箱,将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统,这种系统是用液压泵输送推进剂。工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。 [1] 

推力室点火装置

选用固体点火为*、二级发动机点火方式。

固体点火器通常是装有一个或几个固体推进剂的装药柱，利用电爆管起爆，在发动机启动过程中，在燃烧室和燃气发生器中，有烟燃烧产物形成能量很大的火炬，点燃经过头部进入燃烧室或燃气发生器的主推进剂混合物。

固体点火适合于各种非自燃推进剂的点火；点火可靠；点火装置简单，可选用的品种较多；与发动机供应系统无关，对喷注器结构影响小；使用维护方便。 [1] 

辅助推进系统

辅助推进系统是航天运载系统和航天器的重要组成部分，现已发展成为液体火箭推进技 术领域中的一个重要分支。辅助推进系统的功用包括：姿态控制、速度修正、轨道变换租修 正、位置保持、推进剂沉底以及航天器上的各种辅助动力装置等。这种推进系统要求在真空 和失重环境中可靠起动，能持续或脉冲工作，工作次数甚至可高达数十万次以上。

辅助推进系统除总冲要求极小的情况下采用气体喷射以外，大都采用单组元或双组元液 体推进剂发动机。

单组元阱催化分解发动机具有系统简单、响应灵敏、稳态和脉冲工作重复性好等优点，已广泛应用于各种航天器和运载系统的姿态控制以及正推、末速修正、推进剂沉底和位置保持等。

单组元阱燃气发生器可以为航天飞机辅助动力装置的涡轮提供工质，由涡轮带动液压泵 或电机，用来控制航天飞机的舵、起落架和刹车装置、外贮箱分离以及固体助推器喷管的摆 动。此外，还可用作飞机的应急动力装置等。 [2] 

燃烧室

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通过燃烧室特征长度得到燃烧室容积，可以以此对燃烧室的形状进行设计。在容积相同的情况下，燃烧室形状可能是多种多样的。现有的液体火箭发动机燃烧室的形状基本为三种形式：球形、接近球形（包括椭圆形和梨形）和圆筒形（圆柱形）。目前大多数发动机都采用圆筒形燃烧室，其优点是结构和制造简单。由于冶金和工艺水平的发展（高强度耐热钢的出现和钎焊等新工艺的采用），设计合理的圆筒形燃烧室完*够保证工作的可靠性和高效性。所以，我国也采用圆筒形燃烧室。

供应系统

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 推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。

控制系统

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发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。工作程序包括发动机起动、工作。关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。

液体火箭发动机的优点是比冲高（250～500秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。

液体火箭发动机是采用液体推进剂的火箭发动机的简称。液体推进剂由输送系统送到发动机泵前，经泵加压后进行发动机推力室的燃烧室进行燃烧或分解，将推进剂的公演能变为热能，产生高温高压燃气，通过推力室喷管膨胀，将热能变为动能，以高速方式从喷管内向外喷出，产生反作用力——推力，为火箭飞行提供所需的动力。

液体火箭发动机的工作过程一般包括启动、额定工作和关机。启动过程是火箭发动机接到启动指令，打开启动阀门至发动机推力达到额定工作状态的过程；额定工作过程是发动机性能参数处于设计参数工作状态；关机过程是发动机接到关机指令后，切断副系统和主系统的推进剂供应，推力迅速下降到零的过程。

液体火箭发动机主要由推力室、涡轮泵、燃气发生器、启动器和各种阀门、调节器、管路等组成。推进剂在推力室内的燃烧过程和膨胀过程非常复杂，因此对推力室内工作过程的分析非常困难。另外，在推力室的研制过程中必须解决燃烧的不稳定性问题。拉瓦尔式喷管是推力室的重要组成部分，喷管内型面的设计要在尽可能小的尺寸和结构重量下，使喷管内高温、高压燃气的流动过程接近于理想过程，能量损失少而效率高。因此，对喷管构型的研究、流场性能的分析以及结构设计上的创新是推力室设计研制的重要课题。

涡轮泵是由气体涡轮、燃料泵和氧化齐泵等组成，其功用是由涡轮带动泵，将来自贮箱的推进剂的压力由几百千帕提高到几万千帕。然后再送入发动机推力室。涡轮泵结构复杂、工作条件苛刻、压头高，因此，设计效率高的涡轮泵也是发动机研制中的关键。