航天飞机主发动机
航天发动机的原理
航天发动机的原理航天发动机是航天器的重要组成部分，它是实现航天器推进的关键装置。
航天发动机的原理主要是利用排气原理和动量守恒原理，通过燃烧燃料和氧化剂产生高温高压气体，并将气体排出，从而产生推力，推动航天器运动。
航天发动机的工作原理可以分为几个关键步骤：燃料和氧化剂的混合、燃烧和排气。
首先，燃料和氧化剂在燃烧室内混合，形成可燃的混合物。
然后，混合物经过点火装置的点火，开始燃烧。
燃烧过程中，燃料和氧化剂发生氧化反应，产生大量的高温高压气体。
最后，高温高压气体通过喷嘴或喷管排出，形成后向喷射的气流，产生推力。
航天发动机的推力产生原理是基于动量守恒定律。
根据动量守恒定律，当燃料和氧化剂在燃烧室内燃烧产生高温高压气体时，气体向后喷射的同时，航天器会受到相等大小的推力作用，向前推进。
这是因为燃烧产生的高温高压气体在排出的过程中，其动量的改变会导致航天器受到一个反作用力，即推力。
航天发动机的推力大小与喷气速度和排气质量流率有关。
喷气速度越大，推力越大；排气质量流率越大，推力也越大。
因此，为了增大推力，航天发动机通常采用高速排气和增加燃料和氧化剂的供给。
航天发动机的燃料和氧化剂的选择是根据不同的应用需求来确定的。
常见的燃料有液体燃料和固体燃料。
液体燃料一般是液氢、液氧和液体烃类等，固体燃料一般是含有氧化剂和燃料的固态混合物。
液体燃料具有高比冲和可调性的特点，但储存和供给相对困难；固体燃料具有结构简单和可靠性高的特点，但比冲较低。
航天发动机的工作原理还涉及到一些辅助系统，如供氧系统、点火系统、冷却系统和控制系统等。
供氧系统负责向燃烧室提供足够的氧化剂，点火系统用于引燃燃料和氧化剂，冷却系统用于冷却发动机，控制系统用于控制发动机的工作状态。
航天发动机是航天器推进的关键装置，其工作原理是利用排气原理和动量守恒原理，通过燃烧燃料和氧化剂产生高温高压气体，并将气体排出，从而产生推力，推动航天器运动。
航天发动机的推力大小与喷气速度和排气质量流率有关，燃料和氧化剂的选择根据不同的应用需求确定。
航空发动机分类及用途
航空发动机分类及用途
航空发动机是指用于飞机、直升机等航空器的动力装置，它们的分类有以下几种：
1. 涡轮喷气发动机：也称为涡喷发动机，是目前主流的航空发动机类型。
它通过将空气压缩并与燃油混合燃烧，产生高温高压的气流来推动飞机飞行。
2. 活塞发动机：也称为内燃机，是一种使用燃油和空气混合物燃烧产生能量的发动机。
它通过活塞来将能量转化为机械能，推动飞机飞行。
3. 涡轮螺旋桨发动机：也称为涡桨发动机，它结合了涡轮发动机和螺旋桨的优点，可以在低空和较短跑道上起降。
它通过将空气压缩并与燃油混合燃烧，推动旋转的螺旋桨来推动飞机飞行。
4. 喷气螺旋桨发动机：也称为涡喷螺旋桨发动机，它结合了涡轮喷气发动机和螺旋桨的优点，可以在低空和较短跑道上起降。
它通过将空气压缩并与燃油混合燃烧，推动旋转的螺旋桨来推动飞机飞行。
航空发动机的用途包括商业航空、军事航空、私人飞行等。
不同类型的发动机在不同的航空领域有着不同的应用，例如涡轮喷气发动机主要用于商业航空，而活塞发动机主要用于私人飞行。
航空发动机的分类和用途对于航空领域的发展有着重要的作用。
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航空发动机主要部件介绍
航空发动机主要部件介绍航空发动机是飞行器的重要部件，其性能直接关系到飞行器的安全和效率。
航空发动机主要由以下几个主要部件组成：压气机、燃烧室、涡轮和喷管。
1. 压气机压气机是航空发动机的核心部件之一，其主要作用是将空气压缩，提高空气密度，从而增加燃烧时的氧气含量，提供更充分的燃烧条件。
压气机通常由多级离心式压气机和轴流式压气机组成。
离心式压气机通过旋转的离心叶片将空气向外甩出，使空气被压缩。
轴流式压气机则通过多级的气流导向叶片和压气叶片，将空气逐级压缩。
这两种压气机的结构不同，但都能有效地提高空气压缩比，增强发动机的推力。
2. 燃烧室燃烧室是航空发动机中的关键部件，其主要功能是将燃料和空气混合并燃烧，释放出巨大的能量。
燃烧室通常由燃烧室壁、喷嘴和火花塞组成。
燃烧室壁需要具备良好的散热性能和耐高温性能，以承受高温高压下的燃烧过程。
喷嘴则负责将燃料和空气混合，并喷入燃烧室中，形成可燃的混合气体。
火花塞则引燃混合气体，启动燃烧过程。
3. 涡轮涡轮是航空发动机中的另一个重要部件，其主要作用是利用高温高压气体的能量，驱动压气机和其他附件的工作。
涡轮通常由高压涡轮和低压涡轮组成。
高压涡轮负责驱动压气机，将空气压缩。
低压涡轮则负责驱动风扇，提供额外的推力。
涡轮的材料需要具备良好的耐高温性能和强度，以承受高温高速的气流冲击。
4. 喷管喷管是航空发动机的最后一个关键部件，其主要作用是将燃烧后的高温高压气体加速排出，产生巨大的推力。
喷管通常由喷管喉、喷管体和喷管尾等部分组成。
喷管喉是喷管的狭窄部分，通过喷管喉的收缩，加速气体的流速，增大喷射速度。
喷管体则负责将气体引导到喷管尾部，并产生向后的推力。
喷管尾部通常采用喷管扩张的设计，以提高喷射效果。
航空发动机的主要部件包括压气机、燃烧室、涡轮和喷管。
这些部件相互配合，共同完成空气压缩、燃烧和推力产生等工作，为飞行器提供强大的动力。
这些部件的结构和材料选择都需要经过严格的设计和测试，以确保发动机的安全可靠性和性能优越性。
YF 100火箭发动机
总体评价
YF-100火箭发动机从技术上说，YF-100液氧煤油发动机并不突出。YF-100发动机地面推力约120吨地面比冲 约300秒，真空推力约136吨比冲约335秒，喷口直径约1.4米。 YF-100火箭发动机的推力在高压补燃液氧煤油 发动机中属于偏下水平，比苏联时代开发的RD-171/180/191都要小得多，比参照的原型RD-120发动机倒是高出 50%以上。虽然燃烧室压力略低，但比冲上YF-100和先进液氧煤油发动机如RD-180/191处于伯仲之间，而且为了 兼容3.35米和2.25米直径箭体的原因，无法改动喷管设计。总体技术上说YF-100的技术起点和水平档次较高，只 是推力偏小。 而且为了兼容3.35米和2.25米直径箭体的原因，无法改动喷管设计。自立项以来，YF-100早期虽 然发生过试车事故，但进度还是很不错的，2005年完成300秒长程摇摆整机试车，2006年先后完成400秒试车和首 次600秒长程摇摆试车。迄今为止，YF-100的总试车时间已经超过了2万秒。对比实际使用中仅工作160秒，YF100液氧煤油发动机的可靠性已经得到了充分的检验。
YF-100有双摆（长征六号芯级，长征七号芯级），单摆（长征五号3.35米助推器模块），不摆动（长征五号 2.25米助推器模块）三种技术状态。
与常规发动机相比，液氧煤油发动机具备诸多优点： 1、没有污染，液氧和煤油都是环保燃料，而且易于存贮和运输； 2、经济，推进剂比常规发动机的便宜60%； 3、可靠性高； YF-100还有其他的特点： 4、推力大，研制成功即成为中国推力最大的液体推进剂发动机； 5、采用了世界上最先进的高压补燃循环系统； 6、性能高，在最高压力、涡轮功率、推进剂流量等设计参数上，比中国现役主力发动机高出数倍。 7、可重复使用，在台架试验阶段可以进行多次试车，而且试车后仍可用于发射，不必每次测试都报废一台昂 贵的发动机；
航天运载系统发展历程概述（三）
航天运载系统发展历程概述（三）来源：力学园地（），作者：余力。
编者按：当今世界各种航天活动方兴未艾，令人目不暇接。
本文作者长期从事航天运载系统的基础研究，在文中对各主要航天运载系统（美国为主）所使用的林林总总的火箭发动机做了一番梳理，作为一份资料呈现给读者。
如果你有兴趣于这方面的动态与发展但又茫然不知原委和来龙去脉、或有从事研究的需要，不妨抽空读一读本文或加以收集，相信对你会有所帮助的。
文章较长，小编将分三次推送，此为第三篇。
五、XS-1发动机XS-1是美国国防高等研究计划署（DARPA）研发的可重复使用小型无人空天飞机（Spaceplane）项目，用于快速将小型卫星推送至太空轨道。
XS-1将通过减少卫星进入轨道所需的时间来满足军方的需求,其目标为10天内连续完成10次卫星发射任务。
XS-1将直接取代多级火箭的第一级，且可以重复利用。
它能够以高超声速飞抵亚轨道，此后再通过一个或多个一次性的上面级将有效载荷分离并部署到低地球轨道，每24小时重复一次。
DARPA称XS-1既不是传统的飞机，也不是传统的运载火箭，而是两者的结合，目标是将发射成本降低10倍，并消除目前令人沮丧的发射的长时间等候。
过去的几年中，美国军方一直在寻求制造这种全新的超声速空天飞机的可能，它可以在短时间内重复使用，将多颗卫星送入轨道，并可重复使用。
XS-1计划是2013年11月在DARPA行业会议上宣布的。
DARPA 指出，由于有更好的技术，包括轻型和低成本复合材料的机身和燃料罐结构、耐用的热防、可重复使用和可负担的推进装置以及类似飞机的健康管理系统，XS-1更为可行。
XS-1项目经理斯庞奈贝尔（Jess Sponable）于2014年2月5日在NASA未来太空作战小组发表演讲时指出：“这里的愿景是打破升级太空运载系统的成本的周期，使超声速飞行器有可能日常地访问太空”。
DARPA 对XS-1计划定出了明确的要求：无人重复使用空天飞机要像飞机一样进入空间，能以马赫数10以上的高超声速飞行，将1.4-2.3吨的负荷送入近地轨道后快速返回，10天能飞10次，发射费用每次500万美元，大约是一次性运载火箭发射费用的1/11。
航空航天发动机小资料
航空航天发动机小资料航空航天发动机小资料航空发机航空发动机(aero-engine)，为航空器提供飞行所需动力的发动机。
有3种类型：①活塞式航空发动机。
早期在飞机或直升机上应用的航空发动机，用于带动螺旋桨或旋翼。
②燃气涡轮发动机。
应用最广。
包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，都具有压气机、燃烧室和燃气涡轮。
涡轮螺旋桨发动机主要用于时速小于800千米的飞机；涡轮轴发动机主要用作直升机的动力；涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞机；涡轮喷气发动机主要用于超声速飞机。
③冲压发动机。
特点是无压气机和燃气涡轮，进入燃烧室的空气利用高速飞行时的冲压作用增压。
它构造简单、推力大，特别适用于高速高空飞行。
由于不能自行起动和低速下性能欠佳，限制了应用范围。
推重比发动机推力与发动机重量(力)或飞机重量(力)之比，它表示发动机或飞机单位重量(力)所产生的推力。
发动机在海平面静止条件下于最大状态(加力发动机为全加力状态)所产生的推力与发动机结构重量(力)之比称为发动机推重比，是发动机的重要性能指标之一。
喷气发动机的推力和发动机的净重之比，称为发动机的推重比。
超空间发动机据《新科学家》杂志披露，德国郝瑟教授称，"超空间发动机"可被用来在不同的星系之间进行星际之旅：由地球前往火星只需3小时，由地球前往距离11光年的另一星球只需80天！据悉，"超空间发动机"的理论基础，来自上世纪50年代已故德国物理学家巴克哈德·海姆首次提出的一个颇具争议的宇宙构造理论。
该理论称，如果能由"超空间发动机"创造一个足够强大的磁场或重力场，那么身处其间的物体(如太空船)就将"进入"另一个完全不同的"多维空间"。
而在"多维空间"中，太空船也将以"难以置信的高速"飞行。
当飞行结束、关掉"超空间发动机"所创造的磁场后，太空船将重新返回我们目前所处的三维空间。
航空小知识——飞机的心脏：航空发动机
尾喷管
尾喷管安装在涡轮的后部，也是发动机的重要部件之一。主要作用是将从涡轮流出的燃气膨胀加速，将燃气部分的焓转变为动能，提高燃气速度，使燃气以很大的速度排出，产生较大的推力。
GEnx
GEnx发动机是由GE公司研制生产的高涵道比双转子轴流式涡扇发动机，最大推力63800磅。核心机主要部件（详见示意图）：轴流式压气机（包括1级风扇、4级低压压气机和10级高压压气机 ）、环形燃烧室和轴流式涡轮（包括2级高压涡轮和7级低压涡轮 ）。GEnx发动机现用于Boeing 787和Boeing747-8飞机，未来将用于A350等飞机。
航空发动机的五大部件
航空发动机主要分为五大部件，分别是进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，下文将对各大部件逐一进行介绍：
进气道
航空发动机进气道主要的作用是在各种工作状态下，能够将足够量的空气，以最小的流动损失，引入压气机。进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道，民航发动机的进气道多为亚音速进气道。
TrentXWB
TrentXWB发动机是罗罗公司正在研制的高涵道比三转子轴流式涡扇发动机，未来将用于A350飞机。设计推力分别为75,000磅（适用于A350-800）、84,000磅（适用于A350-900）及97,000磅（适用于A350-1000）。
CFM56系列
CFM56系列发动机是由美国的GE公司和法国的斯纳克玛公司组成的CFM国际公司研制生产的高涵道比双转子轴流式涡扇发动机。于1974年6月投入使用，发动机的推力为18,000至34,000磅。主要型号有CFM56-3、CFM56-5B和CFM56-7B分别用于Boeing 737-300/400/500；A320系列；Boeing737-700/800/900。
航天飞机主发动机原理
航天飞机主发动机原理
航天飞机主发动机是航天飞机的关键部件，它提供了巨大的推力，使飞机能够克服地心引力并进入太空。
航天飞机主发动机的原理涉及到燃烧和推进，下面我们来详细了解一下。
航天飞机主发动机通常采用液体燃料火箭发动机。
这种发动机使用液体燃料和液氧作为燃料和氧化剂。
在发动机内部，液体燃料和液氧混合并燃烧，产生高温高压的气体。
这些气体被喷射出来，产生巨大的推力，推动航天飞机向前飞行。
液体燃料火箭发动机的工作原理基于牛顿第三定律，即每个作用力都有一个相等大小的反作用力。
当燃料燃烧产生的气体被喷射出来时，它们推动了发动机向相反方向。
这种推力使航天飞机能够克服地心引力，进入太空。
在发动机的设计和工作过程中，需要考虑燃料的储存、供给和燃烧控制等一系列复杂的工程问题。
此外，为了确保发动机的安全性和可靠性，需要精密的控制系统和严格的质量检验标准。
总的来说，航天飞机主发动机的原理涉及到燃烧和推进，通过
喷射高温高压的气体产生巨大的推力，使航天飞机能够克服地心引力，进入太空。
这些发动机的设计和制造需要高超的工程技术和严格的质量控制，是航天飞机能够成功执行太空任务的重要保障。
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航天飞机主发动机
主发动机
主发动机是一种非常复杂的动力装置，以外储箱中的液氢/液氧为推进剂。
每台发动机在起飞时能提供大约1.8 MN（400,000 磅力）的推力。
航天飞机每次飞行归来后，发动机都将被卸下交给航天飞机主发动机加工厂（SSMEPF）进行维护检测，替换一些部件。
主发动机能够在极端温度工作，氢燃料的储藏温度度-253°C ，而燃烧室的温度可达3,300 °C，高于铁的沸点。
将主发动机的燃料泵用于排水，一个家用游泳池的水可在25秒内排尽。
附加燃料箱中的推进剂通过脐带管进入航天飞机，然后进入三条并行管道，通过工作泵供给给燃烧室。
航天飞机主发动机
（Space Shuttle Main Engine，SSME，以下简称“主发动机”）是普惠公司的洛克达因分部为航天飞机设计的主发动机，在公司内部也称为RS-24。
目录
1 简介
2 氧化剂系统
3 氢燃料系统
4 预燃室和推力控制系统
5 冷却控制系统
6 燃烧室和喷嘴
7 主阀门
8 万向节
9 SSME推力数据
10 后航天飞机时代的应用
11 技术参数
12 参见
13 参考
14 来源
氧化剂系统
SSME的主要部件低压氧化剂涡轮泵（LPOTP）是一个靠液氧带动的六级涡轮驱动的轴流泵，尺寸为450mm×450mm。
转速约5,150 rpm，它将液氧的压力从0.7MPa增加到2.9 MPa，
航天飞机主发动机(15张)
加压后的液氧供给到高压氧化剂涡轮泵（HPOTP），从而保证在高压状态下工作的HPOTP不会产生空穴。
HPOTP由两个连接在同一主轴的单级离心泵（一个主泵，一个预燃泵）组成，由一台两级高温涡轮驱动，尺寸为600mm×900mm，由法兰片连接在高温歧管上，转速约28,120 rpm，主泵将液氧压力从2.9MPa增加到30 MPa。
加压液氧被分成几路，一路用来驱动LPOTP，其余大部分液氧流向燃烧室。
剩余一小部分送往液氧热交换机，控制这部分液氧的是一种“防溢阀”，当热量将液氧转化为气体时，阀门才打开。
一部分氧气通过专用管道进入附加燃料箱，挤压液氧；另一部分氧气进入预燃泵，驱动预燃泵将液氧压力从30MPa增加到51 MPa。
HPOTP的涡轮和泵装在同一转轴上。
涡轮中的高温燃料气与主泵里的液氧混合可能导致事故，为了防止事故发生，涡轮与泵由充满氦气的空穴隔开，氦气气压降低将触发发动机自动停车。
氢燃料系统
低压燃料涡轮泵（LPFTP）是一个靠氢气带动的二级涡轮驱动的轴流泵，尺寸450mm×600mm，转速约16,185 rpm，它将液氢的压力从0.2MPa增加到1.9 MPa，并将之供给高压燃料涡轮泵（HPFTP）。
涡轮泵安装在与LPOTP 相对的位置上。
HPFTP是一台三级离心泵，由一台两级高温涡轮驱动，尺寸为
550mm×1100mm，由法兰片连接在高温歧管上，转速约35,360 rpm，它将液氢的压力从1.9MPa增加到45 MPa。
高压液氢流过主阀门后分为三路：一路流经燃烧室外壳用以冷却，一部分氢气流回LPFTP，驱动LPFTP的涡轮，一小部分氢气被送回附加燃料箱中给液氢箱增压，其余氢气注入燃烧室；第二路通过喷嘴后气化加入第三路，随后送入预燃室。
为避免LPFTP到HPFTP的管道周围生成液态空气，设计师采取了必要的隔热措施。
预燃室和推力控制系统
轨道器加工厂（OPF）中正在安装一号主发动机氧化剂和燃料的预燃室焊接在高温歧管上。
电弧点火器位于喷射器的中央，这个双备份点火器由发动机控制器控制，在发动机启动后依次工作来点燃每个预燃室，大约三秒后，燃烧室能自我为继，点火器关闭。
预燃室产生的高温富燃料气体用以驱动高压涡轮泵。
氧化剂的预燃轮和预燃泵；燃料的预燃室的高温气驱动HPFTP的涡轮。
HPOTP和HPFTP涡轮的转速依赖于预燃室中控制氧化剂流量的阀门的开启程度，发动机控制器控制通过控制阀门开闭来达到控制推力的目的。
氧化剂和燃料预燃室阀门共同作用，产生6:1的推进剂混合比。
冷却控制系统
冷却剂控制阀安装在燃烧室的冷却旁路管上，发动机启动前，阀门都是完全开启的。
在发动机运转过程中，阀门可呈100%开启以实现100%至109%的冷却效果；或呈66.4%至100%开启，以实现65%至100%的冷却效果。
燃烧室和喷嘴
主发动机燃烧室的推进剂是富燃料型的，氢气和液氧通过高温气体歧管冷却回路注入燃烧室。
燃烧室和喷嘴的内壁靠外壁的管壁式冷却管道中的液氢来冷却。
钟罩形喷嘴依靠拧接螺栓连接在主燃烧室下。
喷嘴长2.9 m （113英尺），出口直径2.4 m （94英尺）。
喷嘴前端的支撑环就是发动机挡热板的连接点。
由于航天飞机在发射，在轨和返回时发动机都暴露在外界，因此有必要对之进行隔热处理，隔热层由四层金属棉和包在外层的金属箔和金属网组成。
SSME的膨胀比达到了罕见的77:1，足够大的喷嘴可以承受能引起控制失衡和造成航天器机械损伤的流动分离问题。
洛克达因的工程师降低了喷
嘴出口处的外壁倾角，这将出口边缘的压力增加到4.6psi至5.7 psi，而中间部分压力只有2psi，由此解决了流动分离问题。
[1]
主阀门
主发动机上共五个主阀门，分别位于氧化剂预燃室，燃料预燃室，氧化剂管，燃料管和燃烧室冷却剂管。
阀门都是压力开启，并通过控制器控制的。
在氦气保护系统出现压力异常时，阀门会完全关闭。
氧化剂和燃料的放泄阀是在发动机停车后开启的，剩余的液氢液氧由此被排泄到航天器外。
排尽后阀门重新关闭。
万向节
万向轴承尺寸为290mm×360mm，是连接发动机和航天器的组件。
低压液氧的燃料涡轮泵相对安装在机尾的受力结构上。
从低压泵到高压泵的管道采用柔性波纹管，能让低压泵在发动机万向转动调整推力矢量时保持固定。
SSME推力数据
SSME的主要部件
SSME的推力可以在67%到109%范围内调节，目前的发射都采用104.5%推力，而106%至109%推力用于“航天飞机异常中止模式” 。
以下是具体推力值，前者是海平面值，后者是真空值：
100%推力：1670 kN / 2090 kN （375,000 磅力/470,000 磅力）
104.5%推力：1750 kN / 2170 kN （393,800 磅力 /488,800 磅力）109%推力：1860 kN / 2280 kN （417,300磅力 /513,250 磅力）
其中，100%推力并不代表最大推力值，而是额定值，是在SSME研发期间计算得出的。
之后的研究表明主发动机在超过预设推力下也能安全工作。
为了维持原来的预设标准不变，也便于以后推力比较，特意将原预设值规定为100%推力，此后如果推力增大，就不需要修改原值。
SSME的推力会影响其可靠性，有研究表明当发动机推力超过104.5%时，对可靠性有明显影响。
因此超过100%的推力模式较少使用。
[1]
后航天飞机时代的应用
一台主发动机原先的设想是在航天飞机退役后，把SSME用在无人的战神五号第一级和载人的战神一号第二级上。
虽然看起来可行，然而实际操作有一些缺点：
发动机将被永久固定在火箭体上，因而发动机不可重用。
发动机无法做试飞前试车。
将目前的地面启动型主发动机改造成适用于战神一号的高空启动型需要大笔资金且很费时。
综合考虑，战神一号第二级将使用一台J-2X发动机，战神五号将使用六台改进后的RS-68发动机，因此SSME也将随航天飞机一起完全退役。
技术参数
推力：1670 kN / 2090 kN （375,000 磅力/470,000 磅力）
真空比冲：452.5s
推重比：73.3:1
喷口面积：93平方英寸
喷嘴面积：50.265平方英尺
室压：2747 psi（100%推力）
出口压力：1.049 psi（额定值）
燃烧时间：520s。