第 2.3 節 - 內燃機
下一組方法通常涉及使用行星（通常是地球）的大氣作為氧氣供應，以支援與載具上攜帶的燃料燃燒。它們在如何管理進氣流和燃燒方面有所不同。需要注意的是，一些飛行器概念，例如 1990 年代的國家航空太空梭 (NASP) 或現有的英國 Skylon，將在單個發動機中整合多種方法。這被稱為組合迴圈發動機。在還原性大氣中，例如氫氣或甲烷，可以使用氧氣作為攜帶燃料，或者在具有足夠強大核動力的任何大氣中，可以使用相同的通用發動機概念。在後一種情況下，核發動機用於驅動壓縮機或加熱進氣流。
理解空氣呼吸發動機工作原理的基礎是質量守恆的概念。進入進氣口的進氣總量不會隨著發動機執行發生變化，儘管壓力和溫度會發生變化。例外是新增燃料的點，或者在某些型別中，去除冷凝的空氣流的點。透過燃燒或熱交換器可以新增或去除熱量，但否則質量流量保持不變。根據該恆定質量流量，可以計算出氣體流的其他條件的變化，並推匯出效能。
在實踐中，透過發動機的流動可能涉及許多風扇葉片和湍流，因此計算機模擬並不完全準確。真實的發動機也在溫度和應力的極端條件下執行。因此，發動機開發通常包括在靜態試驗檯、風洞和附著在飛機上的飛行中進行大量測試，以確定實際效能和耐用性。
其他名稱
型別：燃料-大氣燃燒產生的氣流
描述：風扇噴氣發動機是客機和軍用飛機上常見的噴氣發動機型別。發動機的原始形式，渦輪噴氣發動機，有一系列渦輪壓縮機級來壓縮排氣流。緊隨其後的是一個燃燒室，在燃燒室中新增燃料並燃燒，產生熱氣。然後，氣體透過與壓縮機相連的軸的渦輪膨脹。膨脹的氣體從發動機後部以高速流出。
現代風扇噴氣發動機增加了一個也由渦輪驅動的風扇。所有的氣流都透過風扇，但只有一部分進入壓縮機。不進入壓縮機的空氣被稱為“繞過”壓縮機。'旁通比'是指旁通空氣與燃燒室空氣的比率。一般來說，旁通比更高的發動機燃油效率更高，以推力除以燃油消耗率來衡量，因為它們增加了透過發動機的質量流量。一般來說，在更高速度下執行的發動機被設計為具有較低的旁通比。這是由於需要更多燃燒才能抵消更高速度帶來的更高進氣阻力。
典型的現代效能值是大型亞音速發動機的發動機推重比 (T/W) 為 6:1，高效能軍用噴氣機的推重比約為 10:1。燃油效率以推力除以質量流量率來衡量。用英制單位表示，即磅除以每秒磅，或只是秒，稱為“比衝”。在 SI 單位中，這是牛頓每千克每秒，其單位是米每秒。在一些推進系統中，例如化學火箭，SI 單位對應於實際的排氣噴氣速度。在空氣呼吸推進的情況下並非如此，速度結果只是一個發動機效率的指標。用英制單位表示，亞音速發動機的效能約為 10,000 秒，超音速軍用發動機的效能約為 7000 秒。風扇噴氣發動機和渦輪噴氣發動機的工作速度高達音速的 3.5 倍 (M=3.5)。可以使用加力燃燒室產生額外的推力，加力燃燒室在發動機渦輪級之後燃燒更多燃料。這樣做會降低燃油效率。
雖然風扇噴氣發動機的最高高度和速度與地球軌道速度相比有限，但對有效載荷的影響要大得多。這是因為與傳統的火箭相比，它可以避免地面附近的絕大多數阻力、壓力和重力損失。傳統火箭有效載荷通常是總質量的一小部分，因此即使是微小的損失減少也能產生有效載荷的相對較大增長。
狀態：在飛機上廣泛用於飛機推進。對於空間發射，B-52 轟炸機和 L-1011 飛機已被用來將三級固體火箭飛馬座運載到 35,000 英尺的高度。B-52 使用 8 個風扇噴氣發動機推進。Stratolaunch 系統正在開發中，它使用來自兩架 747 飛機的部件，配備 6 臺高旁通比風扇噴氣發動機，並攜帶一枚大型火箭。已經進行了大量關於使用飛機作為火箭級運載器的紙質研究。
變體
- 運載機 - 一架傳統的噴氣式飛機用於將一枚獨立的火箭運載到大約 9000 米的高度和 240 米/秒的速度，之後火箭點火併完成到達軌道。
- 助推噴氣機 - 一組軍用戰鬥機發動機作為獨立的捆綁式助推器或連線的助推環附著在火箭上。它們可以將一枚火箭提升到大約 15 公里的高度和 480 米/秒的速度，之後它們要麼降落傘著陸，要麼進行動力垂直著陸。
參考文獻
其他名稱
型別：燃料-大氣燃燒產生的氣流
描述：在這種方法中，多級風扇壓縮排氣流，然後將其與燃料混合，燃燒並排出。壓縮機由燃氣發生器/渦輪驅動。在風扇噴氣發動機中，進氣被壓縮機級壓縮和加熱，然後與燃料混合並透過渦輪級執行。在更高的速度下，空氣在壓縮過程中會變得更熱，因為它具有更高的進氣動能。這會導致更高的渦輪溫度。最終，基於所用材料，會達到渦輪溫度極限，這限制了發動機的速度。在渦輪衝壓發動機中，壓縮機由燃氣發生器/渦輪組驅動，燃氣發生器/渦輪組使用機載推進劑進行操作。由於燃氣發生器獨立於飛行速度，因此它可以比風扇噴氣發動機在更寬的馬赫數範圍內執行（到馬赫 6 比到馬赫 3）。
狀態
變體
參考文獻
其他名稱
型別
描述：在這種方法中，進氣流透過一個成型的進氣口減速到相對於發動機的亞音速，與燃料混合，然後再次加速並從出口噴嘴排出。從概念上講，它是噴氣發動機的最簡單形式，因為它沒有風扇或渦輪。進氣以飛行器進入發動機時的速度運動。燃燒燃料後，空氣變得更熱，可以膨脹到更高的速度從噴嘴流出。這建立了一個壓力差，留下淨推力。衝壓發動機不能在零速度下執行，但它們可以達到比具有旋轉機械的發動機更高的極限（範圍從馬赫 0.5 到約馬赫 8）。
狀態
變體
- 空氣增壓火箭 - 這是一種組合迴圈發動機的形式。由於衝壓發動機在零速時無法工作，因此發動機內部的火箭燃燒室用於初始推力。透過夾帶氣流，可以在較低速度下增強推力水平。一旦達到衝壓發動機速度，發動機就會在衝壓發動機模式下工作，使用火箭燃燒室作為燃料噴射器。在衝壓發動機功能的上限，發動機過渡回純火箭模式。
參考文獻
- 維基百科文章：空氣增壓火箭
其他名稱
型別
描述：這與衝壓發動機的運作方式類似。進入的氣流被衝擊波壓縮，與燃料混合，並針對發動機或飛行器主體膨脹。不同之處在於氣流相對於飛行器保持超音速。衝壓發動機需要將氣流減速到亞音速，這在更高速度下變得效率低下。即使氣體相對於飛行器以超音速運動，如果噴嘴的斜度足夠低，側向膨脹也會對飛行器產生作用。因此，飛行器可以比排氣氣體移動得更快。衝壓噴氣發動機可以在大約 15 馬赫或地球軌道速度的 60% 的速度下提供有用的推力。
極高的速度會導致飛行器部件的極度升溫。需要高壓縮和膨脹效率才能獲得正的淨推力，因為燃料新增的能量相對於氣流的動能來說很小。因此，研製出可工作的衝壓噴氣發動機已證明很困難。衝壓噴氣發動機在零速度時也不能工作，因此需要其他方法來到達其起點。因此，完整的飛行器將需要一個組合發動機系統。
現狀：衝壓噴氣發動機部件和小規模版本已經過測試，取得了不同程度的成功。
變體
參考文獻
別名：浮力衝壓噴氣發動機
型別
描述：衝壓發動機和衝壓噴氣發動機飛行器更喜歡氫氣作為燃料，因為它能提供更高的效能，並且可以用來冷卻飛行器部件，這些部件在空氣中高速運動時會升溫。不幸的是，氫氣密度也很低，這會導致由於大型儲罐而導致飛行器結構相對沉重。這種方法透過使用一系列氣球或懸浮在大氣中的輕型管道來顛倒這個問題。它們包含氫氣，而飛行器在其儲罐中攜帶氧氣。氧氣的密度大約是氫氣的 16 倍，因此儲罐尺寸大大減小。
現狀：目前這只是一個概念。
變體
參考文獻
其他名稱
型別
描述：在這種方法中，雷射束聚焦並被飛行器上的熱交換器吸收，或者產生雷射維持等離子體。然後將熱氣體排出以產生推力。由於不需要燃料，它可能很有效。缺點是，即使對於小型飛行器，也需要非常強大的雷射才能實現。強大的雷射目前很昂貴。另一個限制是雷射束可以保持焦點的距離。
現狀：在實驗室裡已經進行了最小的實驗。
變體
參考文獻
- Myrabo, L. N. "光動力飛行概念"，AIAA 論文編號 82-1214，發表在 1982 年 6 月 21-23 日在俄亥俄州克利夫蘭舉行的 AIAA/SAE/ASME 第 18 屆聯合推進大會上。
傳統火箭透過以高速度向所需方向噴射氣體來工作。根據動量守恆定律（物理定律），飛行器的其餘部分將在相反方向獲得速度。迄今為止，火箭一直是太空運輸的主要方式，因為它們只需要內部儲存的燃料，因此可以在真空中執行。由於它們推動飛行器，燃料也稱為推進劑。火箭可以根據它們具有的推進劑數量以及推進劑儲存的物理形式進行分類。前一類包括單燃料單推進劑、雙燃料雙推進劑，以及很少使用的三燃料三推進劑型別。該類別包括氣態、固態、液態和混合態 - 部分固態和部分液態。
推力是質量流量乘以出口或排氣速度。為了充分利用有限的燃料，您需要將流量最小化並將出口速度最大化。因此，氣體應該儘可能熱並且具有較低的分子量。這反過來又推動了化學反應和燃料的選擇。有很多可能的燃料組合，但只有相對較少的燃料組合具有高能量和其他理想特性，如密度、安全性以及低腐蝕性。有幾種方法可以使氣體變熱：催化分解、燃燒或外部加熱。前兩種被歸類為化學火箭，而後者則根據氣體如何被加熱進行分類。化學火箭通常使用燃燒室和膨脹噴嘴的組合，因為這是以高速引導氣流非常有效的方式。火箭發動機將在周圍環境中工作，但這會阻礙氣流，因此它們產生的推力較小。損失的推力可以透過區域性外部壓力乘以噴嘴出口的面積來近似計算。
就每單位燃料質量的動量而言，火箭通常比吸氣式發動機效率低，因為後者可以利用空氣中的氧氣作為燃料的一部分。這增加了每單位攜帶燃料質量的燃燒能量。吸氣式發動機還透過空氣的氮氣成分增加了流經發動機的質量，以及使用發動機驅動的風扇增加的未燃燒空氣流量。火箭和吸氣式發動機都涉及類似的設計原理，因為它們都使用燃燒和熱氣流來獲得反作用力。
歷史 - 最早使用噴射質量產生反作用力的參考是公元前 400 年左右的希臘人阿基塔斯。[1] 這使用外部加熱來產生蒸汽。第一個已知的內部化學能使用是在 1232 年的中國，當時使用火藥作為燃料的火箭箭。這個想法可能是由蒙古人傳到歐洲的，在那裡，他們在 13-15 世紀進行了實驗和使用煙火。在 18 世紀，實驗開始作為一種運輸方式而不是爆炸裝置，儘管軍事用途仍在繼續。值得注意的是，1812 年的一場戰鬥中使用的火箭被記錄在美國國歌中。
1898 年，康斯坦丁·齊奧爾科夫斯基提出了使用火箭到達太空的想法。羅伯特·戈達德從 1915 年開始建造實驗性的固體和液體燃料火箭。赫爾曼·奧伯特在 1923 年出版的一本書影響了火箭協會的成立，這些組織致力於火箭的開發。[2] 德國政府從 1937 年到 1945 年一直致力於開發火箭，以透過亞軌道彈道軌跡投擲炸藥。後來，科學家及其硬體和資料被送到美國和蘇聯，在那裡他們幫助開發了亞軌道彈道導彈和軌道運輸，兩者都於 1957 年首次飛行。第一個軌道火箭本質上與彈道導彈相同，但此後發生了分歧。到 1963 年，液氫/液氧推進劑已投入使用，這仍然是目前使用最廣泛的高能燃料混合物。液體和固體化學火箭是迄今為止最常見的太空運輸方式，現在由政府和私營公司在許多國家建造。
設計 - 火箭級的非燃料質量可以分為發動機、儲罐和“其他”。火箭發動機可以在 400-1000 N/kg 的發動機質量上產生推力，這比 9.8 N/kg 的重力要大得多。為了從地球起飛，您需要大約 1.2-1.5 倍的飛行器起飛重量的推力，因此發動機元件的質量大約佔總飛行器的 1.3-3%。一個大型儲罐，比如太空梭外儲罐，可以重達燃料重量的 4%，但其他儲罐的重量可以高達燃料重量的 10%。'其他' 包括管道、降落傘、起落架、隔熱罩、制導系統以及其他非推進部件。它可以佔總重量的 1% 到 10% 之間。
較舊的材料和元件要求總起飛質量的 15% 是除燃料之外的飛行器，假設一次飛行壽命。現代材料要求總質量的約 10% 用於多次飛行壽命。結構的重量往往以每 10 個因子增加 10% 的速度變重。這來自材料在負載迴圈（飛行）下作為應力函式的疲勞壽命。較低的應力和較長的壽命需要更厚、更重的結構部件來分佈負載。因此，一個使用 100 次的結構將比一個使用一次的結構重約 20%。
其他名稱
型別
描述：固體火箭由高強度外殼、噴嘴和預製固體推進劑組成，推進劑以預先設計的速率燃燒。推進劑是燃料和氧化劑的混合物，因此一旦點燃，燃燒可以在沒有任何外部作用的情況下進行。現代固體推進劑的配方接近以下內容：約 15%（重量）的有機燃料，通常是某種橡膠，約 20%（重量）的鋁粉（充當金屬燃料），以及約 65% 的高氯酸銨（NH3ClO4），這是氧化劑。約 1-2% 的環氧樹脂被新增到粉末中以將其粘合在一起。環氧樹脂作為一種有機材料，也是燃料的一部分。固體推進劑從預製顆粒表面燃燒。因此，點火時的顆粒形狀以及燃燒後的形狀決定了推力水平。
與液氧等低溫燃料相比，固體火箭的優點是發射準備時間短，儲存時間長。缺點包括相對較低的排氣速度（2.6-3 公里/秒），以及一旦點燃就無法輕鬆關閉或控制。它們通常用作助推器一級，因為相對稠密的燃料（1.35 克/立方厘米）降低了飛行器的面積。這在飛行的前兩分鐘是一個優勢，因為空氣動力阻力很重要。當推進劑中使用鋁時，部分最終產品是氧化鋁，這是一種極佳的磨料。因此，除了高溫外，噴嘴侵蝕是一個必須考慮的重要因素。
固體火箭在結構上比較簡單，因為移動部件很少，但圍繞燃料顆粒的整個發動機外殼必須承受工作壓力。在使用燃料泵的液體火箭中，推進劑罐會承受液壓和加速度載荷，這些載荷通常較低，只有泵和燃燒室承受全部工作壓力。
狀態：在火箭級，尤其是捆綁助推級中普遍使用。
變體
參考文獻
其他名稱
型別
描述：混合火箭由固體燃料顆粒和液體氧化劑組成。一種組合是橡膠作為燃料，液氧作為氧化劑。燃料以空心圓柱體或穿孔塊的形式存在。氧化劑噴射到燃料上，然後點燃材料。由於在燃燒中沒有自支撐，燃料部分在製造和運輸時可以被視為非危險物質。只有在發射臺和氧化劑罐被填充時，才存在危險組合。由於只處理一種液體，硬體的設計相對簡單。混合火箭的效能介於固體發動機和全液體發動機之間。
狀態
變體
參考文獻
其他名稱
型別：燃料/氧化劑透過燃燒氣體排氣燃燒
描述：在液體火箭中，推進劑成分被強制進入燃燒室，在那裡它們燃燒，然後流入一個收斂-發散噴嘴。流體在噴嘴的窄部分變得超音速，然後在噴嘴的發散部分繼續加速，透過膨脹將溫度和壓力轉化為定向流動，速度達到聲速的 1.5-2 倍。已經使用了各種推進劑組合，包括單推進劑、雙推進劑，甚至三推進劑。單推進劑通常使用催化分解來加熱。最常見的液體火箭形式使用單獨的燃料和氧化劑，它們在燃燒室中混合燃燒。許多雙推進劑混合物是可能的，但最常用的具有最高能量質量比的混合物是 1 份氫和 6 份氧。這主要產生蒸汽，並留下一小部分氫，這降低了平均分子量，從而提高了平均分子速度。這種推進劑混合物在最佳條件下可以達到約 4.7 公里/秒的排氣速度。
一些推進劑混合物會在接觸時燃燒，因此不需要點火源。這些被稱為自燃推進劑。一些液體推進劑在室溫下為液體，可以在罐中長期儲存。這些被稱為可儲存。其他推進劑，包括氫氣、甲烷和氧氣，只有在極低的溫度下才是液體。這些被稱為低溫。
狀態：這是迄今為止用於將物體送入地球軌道的最常見的發射推進形式。
變體：有許多可能的液體發動機型別組合，這些組合已經被使用。它們可以根據使用的推進劑組合、推進劑如何送入燃燒室以及產生的熱氣體如何從燃燒室中膨脹出來進行分類。
- 按成分分類的變體 - 以下表格列出了一些氧化劑和燃料，以及它們的組合。這不是一個詳盡的列表，一些成分存在實際問題，例如儲存溫度、人體毒性、腐蝕性或化學不穩定性。火箭推進劑本質上含有大量化學能，這種能量會導致意外反應。實際的發動機效能取決於燃燒室壓力和出口壓力等因素，因此表格中的值只能用於一般比較。煤油是從石油中提取的化合物混合物，火箭推進劑 1 (RP-1) 是一種標準化的煤油型別，指定為火箭燃料。因此，它沒有確切的配方，它被給出為一個近似的平均值。它也沒有明確定義的熔點和沸點，它被給出為透過其組分蒸餾定義的範圍。
氧化劑
| 化學名稱 | 公式 | 熔點 (K) | 沸點 (K) | 密度 (kg/m3) |
|---|---|---|---|---|
| 氧氣 | O2 | 54 | 90 | 1141 |
| 過氧化氫 | 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
| 化學名稱 | 公式 | 熔點 (K) | 沸點 (K) | 密度 (kg/m3) |
|---|---|---|---|---|
| 氫氣 | H2 | 14 | 20 | 70 |
| 甲烷 | CH4 | 91 | 110 | 423 |
| 丙烷 | C3H8 | 85.5 | 231 | 582 |
| 單甲基肼 (MMH) | CH3N2H3 | 221 | 364 | 875 |
| 煤油 (RP-1) | ~CnH1.95n n=~14 | 200 | 478-528 | 810 |
推進劑組合
排氣速度假設燃燒室壓力為 6.9 MPa，出口壓力為 0.1 MPa（地球海平面），噴嘴膨脹最佳。
| 氧化劑 | 燃料 | 質量比 (O/F) | 排氣速度 (m/s) |
|---|---|---|---|
| 氧氣 | 氫氣 | 4.0 | 3820 |
| 氧氣 | 甲烷 | 3.0 | 3050 |
| 氧氣 | 煤油 | 2.56 | 2942 |
| 氟 | 氫氣 | 7.6 | 4021 |
| 四氧化二氮 | MMH | 2.15 | 2834 |
| 過氧化氫 (90%) | 煤油 | 7.0 | 2912 |
- 按燃料供給分類的變體 - 一些發動機設計使用泵將推進劑送入燃燒室，另一些使用加壓罐。大型發動機可能使用罐壓組合來防止泵入口發生空化，並使用泵來達到燃燒室入口壓力。在穩態發動機中，燃料必須以高於燃燒室壓力的壓力進入燃燒室。非穩態脈衝點火發動機是可能的，但通常不使用。穩態發動機提供更持續的推力。泵需要大量的功率來執行，並且通常使用與火箭相同的燃料。在燃氣發生器系統中，部分燃料流被用來產生熱氣體，熱氣體驅動渦輪機來執行泵。然後排出熱氣體。在分級燃燒系統中，熱氣體沒有完全燃燒，而是被送入燃燒室。這更有效，但也更復雜。
- 按噴嘴型別分類的變體 - 迄今為止，大多數火箭發動機使用鐘形噴嘴，其中氣體流在內部，周圍是引導流動的結構。一種稱為航空釘噴嘴的替代設計顛倒了這種佈置，結構在內部呈楔形或圓錐形，氣體流圍繞著它。氣體流的外邊緣被周圍的大氣所包含。由於它會自動調整壓力差，因此它是一種高度補償噴嘴。補償的好處是，大氣中的噴嘴出口面積代表著推力損失。截斷錐體可以更好地與某些飛行器形狀整合，更大的燃燒室和噴嘴面積可以降低熱通量。
- 按冷卻型別分類的變體 - 液體火箭發動機中的高能燃燒可能超過大多數結構材料的熔點。因此，除了使用高溫合金並將熱量輻射出去的最小發動機外，所有發動機都需要防止這種情況的方法。在一種方法中，燃料透過火箭發動機壁中的通道執行，以防止它過熱。這也回收了一些否則會損失的能量。Orbitec最近開發的一種方法是，沿著發動機壁內側注入一種推進劑成分的反向渦流，它與發動機後部的另一種成分混合，然後熱氣體在燃燒室核心向前流動。未燃燒的成分用一層冷氣體保護結構。
參考文獻
- Cooper, Larry P. “先進軌道轉移推進技術現狀”，《空間技術》（牛津），第 7 卷第 3 期，第 205-16 頁，1987 年。
- Godai, Tomifumi “H-II 火箭：1990 年代日本新型運載火箭”，《努力》，第 11 卷第 3 期，第 116-21 頁，1987 年。
- Wilhite, A. W. “未來空間運輸的先進火箭推進技術評估”，《航天器與火箭雜誌》，第 19 卷第 4 期，第 314-19 頁，1982 年。
其他名稱
型別
描述：在這種方法中，推進劑以氣體形式被送入燃燒室。它可以是單推進劑（單一氣體）或雙推進劑組合。由於儲罐質量大，這通常用於小型輔助推進器。透過使用儲罐的直接壓力來使推進劑流動，它可以非常簡單。
狀態
變體
參考文獻
其他名稱
型別
描述： 透過將推進器放置在旋轉臂的末端來提高廢氣的速度。根據結構限制，這可以使廢氣速度提高 2-3 公里/秒。它需要一些外部能量輸入來維持臂的旋轉，因為推力與它們的旋轉方向相反。全電動推進器通常比這種方法具有更高的效能，因此它們更受歡迎。
狀態： 僅為概念，因為存在更好的選擇。
變體
參考文獻
- ↑ 美國宇航局，火箭簡史，網頁 2012 年 4 月 15 日
- ↑ 有關火箭協會歷史的更多資訊，請參閱 弗蘭克·溫特 太空時代序曲，史密森學會出版社，1983 年