液体火箭发动机
液体火箭发动机（英文名：羧基液体丁腈橡胶 推进剂 rocket engine），又称液体推进剂火箭发动机，是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、四氧化二氮等，燃烧剂由氢气、偏二甲肼、煤油等，两者储存在不同的储箱中。
1903年，俄罗斯的科学家康斯坦丁·齐奥尔科夫斯基提出了液体火箭发动机的构想。1926年，美国火箭学家罗伯特·哥达德成功的制作出了人类第一枚液体燃料火箭（汽油和液氧）。2022年11月5日，由中国航天科技集团六院自主研制的中国最大推力液体火箭发动机首次整机试车圆满成功。2023年07月12日，全球首枚液氧甲烷火箭朱雀二号成功发射。
液体火箭发动机主要由推力室、涡轮泵、燃气发生器（或预燃室）、火药启动器和各种阀门、调节器、管道等组成。液体火箭发动机是航天运载器的主要动力装置，具有功能全、性能高、任务适应强、技术难度大、研制周期长等特点，也是航天运载器最复杂的产品之一。
历史沿革
1903年，俄罗斯的科学家康斯坦丁·齐奥尔科夫斯基提出了液体火箭发动机的构想。俄罗斯帝国时期齐奥尔科夫斯基也绘制出了液体火箭的原理结构草图并推导出了“火箭方程”。1926年，美国火箭学家罗伯特·哥达德成功的制作出了人类第一枚液体燃料火箭（汽油和液态氧）。2022年11月5日，由中国航天科技集团六院自主研制的中国最大推力液体火箭发动机首次整机试车圆满成功。2023年07月12日，全球首枚液氧甲烷火箭朱雀二号成功发射。
原理
液体火箭发动机工作时，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。
代表型号
YF-102发动机
YF-102发动机，是中国航天六院研制的首台开式循环、可重复使用液氧煤油发动机，部分核心组件采用3D打印，具有可靠性高、经济性好等特点，综合性能达到同类发动机的国际先进水平。2023年4月2日，作为天龙二号商业火箭的一级动力，成功实现首飞。
YF-102V发动机
在一级YF-102发动机基础上衍生的二级YF-102V发动机，YF-102发动机技术基础和主要组件结构基本相同，采用成熟的生产工艺，具有高可靠性。
YF-209液氧甲烷发动机
YF-209液氧甲烷发动机，真空推力780千牛，具备深度变推能力，任务起动次数3次以上，重复使用次数30次以上。
技术特点
液体火箭发动机的工作特性，加之日益复杂的环境剖面和任务剖面，液体火箭主发动机呈现独特的技术特点，具体包括如下几点。
工作过程机理复杂
发动机过渡过程系统冲击振荡、组件多场耦合（如燃烧不稳定、流致振动等）、柔性转子次同步振动等问题历史上曾多次导致发动机故障，并需花费很大代价去解决（如F-1、J-2等发动机高频不稳定燃烧，SSME、LE-7、YF-75等氢氧发动机次同步振动）。但至今机理尚未完全明确，设计仿真方法亦不成熟，导致对试验依赖强，发生故障解决改进困难。特别是对于大推力发动机，与尺度效应相关的燃烧稳定性、涡轮泵轴向力平衡、转子稳定性等问题将更为突出。
载荷环境复杂恶劣
发动机载荷环境复杂恶劣，主要表现为：①运行载荷极端，包括高极值转速、压力、热流、温度、起动过程热冲击（可超过3000K/s）等。②动态载荷多源宽频高量值，由燃烧组件振荡燃烧、涡轮泵周期旋转流体脉动及流体激振、供应系统流体脉动和冲击等产生的激励载荷在从低频到高频范围都有较高能量（如某发动机起动过程燃气发生器最大压力脉动冲击达20MPa、振动冲击达5000g；额定工况推力室、涡轮泵0~10kHz振动均方根达500g）。③载荷传递复杂、多场耦合作用显著。
发动机高推重比要求结构轻质化，复杂恶劣的载荷环境使发动机强度和疲劳寿命存在裕度低、不确定性强、失效模式复杂等突出问题。
系统和结构复杂度高
发动机高性能、高推重比通过极致的气液系统、紧凑的总体布局、高比强度材料应用、组件轻质化和集成化为设计等实现，导致发动机系统和结构的高复杂度，给制造和使用带来很大难度，主要表现为：①在组件加工方面，部分特种制造技术难度大（如极端尺度精密成型或加工、难加工材料高效去余量、特种焊接和涂镀层制备等）；工序工艺过程对结构材料性能影响难以测试评估。②在总装总测方面，组件精密对接、装配一致性保证、装配状态（多余物、装配误差、应力等）检测等难度大。③在使用维护方面，发动机接口少、环境和条件受限，快速检测处理、状态评估、维修维护难度大。
燃料类型与特性
理论上任何能够以液态储存，与氧化剂混合下足以产生快速或者是爆炸性燃烧的化学物质都可以做为液态火箭发动机的燃料来源。如航天飞机的主推进火箭发动机是使用液态氢做为燃料，液态氧做为氧化剂。
常见的液态火箭燃料可以概略区分为需要特殊装置储存，或者是能够在火箭燃料箱里面保存一段时间两类。需要特殊装置的燃料像是上述的液态氢和液态氧，它们需要加压和冷却设备，在燃烧前保持在液体的状态下。这一类的液态火箭燃料多半是在发射前才会输入到火箭的燃料槽当中。
另外一类燃料是在一般环境下就是以液态存在，不需要另外的设备维持。早期这一类的燃料的腐蚀性很高，即使可以放在火箭的燃料箱里面，也无法常年的储放，因此也是在需要的时候才输入火箭的燃料箱当中，假如等待时间过长，还是需要将燃料抽出，检查发动机和燃料槽与相关的管线，必要的时候还可能需要清理或者是更换。而在处理或者是运输的过程当中，周遭人员都必须穿戴防护衣服，假如与人体直接接触，很可能会有致命的危险。德国在二次大战时期使用的Me163火箭拦截机曾经发生过液态燃料流入驾驶舱，将飞行员溶解的意外。
后期的液态燃料转向于简化储存和使用上的手续和措施。这些燃料能够在火箭燃料槽储存较长的时间，腐蚀性较低，火箭发射前的准备时间较短，反应较为迅速。不过这种燃料的储存年限仍是一定的，只是大幅延长。譬如苏联在他们第三代的弹道导弹使用的液态燃料上，能够在燃料槽当中储存7年而不必经常抽出检查。
优缺点
液态火箭发动机的比冲值普遍优于固态火箭发动机。
液态火箭发动机可以间歇性的使用，固态火箭发动机很难分段使用。
液态火箭发动机需要有相关的管线与加压设备，相对于固态火箭发动机复杂许多。
液态火箭燃料的腐蚀性使得在燃料槽当中储存的时间较短，需要定期更换与检查。
发展趋势
从航天运输系统液体火箭主发动机的发展情况来看，有如下趋势。
研究方向
液体火箭主发动机发展经验总结和未来发展需求分析表明，制约发动机技术和应用水平，对发动机研制有重大影响的关键技术问题主要包括推力深度调节、燃烧稳定性控制、复杂流动控制、结构疲劳可靠性评估与寿命控制、先进材料与制造、故障诊断与健康管理6个方面。
推力深度调节技术
背景与挑战
发动机推力深度调节是运载火箭优化飞行程序，提升运力的有效途径，也是重复使用火箭实现垂直回收的必要手段。如Angara-A5芯级发动机RD-191推力调节范围为27%~105%，Super Heavy-Starship主发动机F-22战斗机推力调节范围为20%~100%。
发动机推力深度调节时，系统和组件经历复杂非稳态过渡过程转至低工况，并以大范围偏离额定点参数运行，导致系统稳定性、组件适应性等问题突出。如RL10A-1发动机推力下调时，推力室发生低频不稳定燃烧，通过在液氧中喷注0.4%的氦提高喷注压降抑制解决。
研究方向
包括推力调节全工况特性及系统稳定性仿真、燃烧组件低工况稳定燃烧与可靠冷却、涡轮泵大范围轴向力平衡与转子稳定性控制、调节元件宽工况高精度调节等。
2.高精度推力调节策略及控制律
包括控制变量选取及控制回路设计、高精度推力调节算法、推力-混合比多变量协同控制等。
任务设想
背景与挑战
燃烧不稳定危害大、机理复杂、试验观测和仿真预示困难，一直以来都是发动机研制的难点。美国为解决F-1发动机推力室不稳定燃烧问题，历时4年，用108种喷注器进行了1332次全尺寸推力室试验。苏联通过77个燃气发生器132次热试，考核58种混合头部，才确定RD-170发动机燃气发生器头部方案。
先进发动机的发展趋向使燃烧稳定性控制面临新的挑战。一方面，不稳定燃烧发生可能性变高。大推力高性能增加了高频不稳定燃烧发生概率；推力深度调节增加了低频不稳定燃烧发生概率。另一方面，常规控制措施对于宽工况的适用性尚待检验。
研究方向
1.喷注雾化燃烧及响应机理精细化研究
包括喷嘴、隔板、流量分区等方案及结构参数对燃烧稳定性影响规律，推进剂超临界喷注雾化及燃烧特性，低喷注压降高效雾化燃烧，燃烧组织及能量释放控制等。
2.不稳定燃烧解析模型及控制方法
通过深化对线性模型、非线性模型2类理论分析方法研究，利用试验结果不断修正模型，提升预示精度。同时，结合试验数据建立半物理仿真模型，发展半定量化预测方法。
3.不稳定燃烧试验及测试技术
针对同类型发动机统筹建立雾化混合、喷注器动力学、喷注器和燃烧室声学、低压燃烧模拟、缩尺高压燃烧模拟等试验体系。利用粒子图像速度场仪（Particle Image Velocimetry, PIV）和平面激光诱导荧光测量系统（Planar Laser Induced Fluorescence, PLIF）等先进光学测试技术对雾化混合燃烧过程进行观测分析，利用高频压力脉动和机械振动传感器对燃烧室脉动振动特性进行测试分析，为发展完备的理论—预测—试验体系提供验证平台。
复杂流动控制技术
背景与挑战
包括涡轮泵、自动器、管路等在内的发动机供应系统流态复杂，高压高流密强湍流、多尺度、多工况、两相等特征显著，使得仿真精度低、试验相似度差，且易诱发系统振荡和流体激振，造成系统不稳定、中频不稳定燃烧、涡轮泵轴向力大、转子共振、组件振动大等问题，严重制约发动机性能及可靠性的提升。SSME、LE-7和Vulcain发动机均发生过旋转空化引起泵同步或超同步振动过大问题。
如何优化流场、降低流动扰动量，始终是发动机研制关注的重点，但是也面临严峻挑战。包括：①多源多尺度多场耦合等导致通过仿真获得激励源扰动特性和结构响应特性困难。②地面模拟验证困难，一定程度上导致相关问题长期机理不清、改进措施有效性得不到充分验证。
研究方向
1.非定常流动精细化研究
开展激励源非定常流动精细化仿真和测试研究。数值仿真需在数值格式、物理模型、边界条件等方面进一步提高；测试分析则需在边界条件和传播特性识别等方面进一步加强。
2.三维流固耦合计算方法
针对燃气系统声固耦合、涡轮泵旋转空化激振、动静干涉激振、间隙密封激振等典型问题建立耦合计算方法。在此基础上，逐步发展为考虑全系统全耦合的流体激振分析方法。
3.流体激励—结构响应—安全评价多维度工程分析方法
发展复杂流动及其影响问题的多维度工程快速分析方法，建立流动与激振幅值间的对应关系，并通过宏观试验结果进行验证，为流动优化控制及结构安全评估提供重要支撑。
结构疲劳可靠性评估与寿命控制技术
背景与挑战
一次性使用发动机，高静载基础上叠加强振动导致的高周疲劳破坏是最主要的疲劳失效模式。而对于可重复使用发动机，反复起动关机与变工况过程还将引起低周疲劳损伤及高低周复合疲劳损伤，对于热端部件还将产生热疲劳损伤、蠕变损伤以及疲劳—蠕变耦合损伤等。
结构疲劳可靠性评估与寿命控制面临的挑战包括：载荷谱复杂难辨识，材料疲劳特性等基础数据匮乏，疲劳可靠性验证试验子样小，疲劳寿命对材料工艺散差敏感，多学科多失效模式耦合并存，准确合理的疲劳寿命评估方法不完善等。
研究方向
1.疲劳载荷谱和结构材料疲劳性能研究
针对疲劳关键件寿命评估和试验验证需求，研究与服役过程匹配的载荷谱和与疲劳失效模式匹配的疲劳载荷谱。同时开展关键件结构材料疲劳性能试验研究，特别是焊缝、接头等薄弱环节。
2.疲劳可靠性评估方法研究
结合发动机疲劳载荷谱与疲劳性能数据，针对不同部组件的疲劳失效模式特征，发展针对性的疲劳可靠性评估方法，实现多学科耦合、多失效模式并存的疲劳可靠性评估。
3.实时在线寿命耗损计算方法研究
综合先进测试技术与大数据方法，发展系统仿真—流热载荷仿真—结构疲劳可靠性仿真的联合仿真技术，建立发动机寿命可靠性限制关键件的实时在线损伤累积、寿命耗损评估算法，为发动机低成本、高可靠寿命控制提供技术支撑。
先进材料与制造技术
背景与挑战
先进发动机的发展需要先进材料与制造技术的支撑。如苏联为RD-120、RD-170发动机研制了低温高强不锈钢、耐高温高压富氧燃气的镍基高温合金与抗氧化涂层等新材料新工艺，保障了发动机高技术指标的实现。但是，高强度难加工金属、复杂成型或加工工艺的应用也导致发动机生产周期和成本居高不下，已不能适应现役型号高密度发射、新研型号快速迭代的需求。
材料与制造技术发展面临的挑战包括：①发动机结构复杂度和载荷密度日益提升，对先进材料工艺的需求日益迫切，但同时要求成本低、效率高、稳定性好。②发动机研产量不断增长，传统固定工位、集中装配模式已无法适应，且总装总测各环节均有待提升自动化和智能化水平。
研究方向
1.轻质化、长寿命材料
包括超高强度钛合金、铝合金、钛铝合金、轻质铌合金、复合材料等轻质化材料的工程化应用；长寿命摩擦副材料、涂镀层等的发展应用等。
2.先进制造工艺
推动精密铸/锻/旋压、粉末冶金、先进可靠焊接、精密装配等制造技术的发展。推动增材制造技术的应用，充分发挥其简化工艺流程、支持复杂拓扑结构设计等方面的优势，提升制造效率和质量。
3.制造过程检测技术
开展制造过程原位在线检测技术研究，加强对原材料/铸件/锻件/焊缝、钎焊缝、复杂型面、喷注孔、多余物等的检测，并推动测试设备和测试过程的自动化，提升产品过程质量监控水平。
4.智能装配及检测技术
发展基于装配单元的发动机脉动装配模式，并利用先进测试建模仿真技术，开展实作模型构建、实作—几何模型比对、导管模型重建与虚拟装配、运动学仿真摆动干涉检查、有限元仿真装配应力分析等研究，形成覆盖“装配—测试—分析”的智能装配及检测体系，实现高效精准总装总测。
故障诊断与健康管理技术
背景与挑战
液体火箭主发动机是航天运载器故障多发部位。1957—2007年全球火箭失利统计显示，发动机故障约占51%。为提高航天运载器的可靠性、安全性和经济性，需对发动机运行情况进行有效的故障检测、隔离、预测和控制。Saturn-5、航天飞机、Falcon-9等曾多次检出发动机故障并实施动力重构，挽救了飞行任务。
故障诊断与健康管理技术发展面临的挑战包括：故障发展迅速，早期特征微弱难检测；系统复杂，故障仿真物理模型难以准确建立；故障模式多样，样本小，模拟试验难开展；工况多变，运行测试数据分布差异性大，检测信号强非平稳、强干扰；传感器测试可靠性和准确性有待提升等。
研究方向
1.早期微弱故障有效诊断技术
针对发动机多发典型故障，深化故障机理和特征参数研究，并发展测试参数强干扰微弱特征提取技术，实现发动机早期故障的有效诊断。
2.多源参数融合的健康管理技术
充分挖掘发动机多源物理信息的因果和映射关系，辨识健康管理有效信息源。开展缓、速变等多源参数融合的健康管理方法研究，为高准确率故障诊断与健康评估提供理论基础。
3.先进测试诊断技术
提高传感器可靠性与准确性，同时发展先进特种测试诊断技术，如基于微机电系统（Micro-Electro-Mechanical System, MEMS）的微型传感器、原位无损检测、光学诊断等，全面获取发动机运行信息。
参考资料
液体火箭发动机.中国大百科全书.2024-10-16
我国发布三款商用液体火箭发动机.新浪财经.2023-12-16
国内首次！液体火箭发动机重复使用.今日头条.2023-12-16
认识液体火箭发动机.北斗卫星导航系统.2023-12-16
我国最大推力液体火箭发动机首次整机试车圆满成功.中国政府网.2023-12-16
固体火箭和液体火箭有什么区别?最全面的科普文来了.澎湃新闻.2023-12-16
中国航天再获突破!全球首枚液氧甲烷火箭朱雀二号成功发射.央视网.2023-12-16
综述与述评 | 李斌：液体火箭主发动机技术现状与发展建议.前瞻科技杂志.2024-10-16