挤压循环、气压式、氦气、高压气罐、热交换机、室压、干质量、推力、比冲、红隼、YF50/YF50D/YF150、AJ10系列、VTVL验证飞行器

液体火箭发动机可不像固推那样，把燃料“堆”在一块由内至外燃烧通过喷嘴产生推力，主要是由于液体燃料的流动性、活泼性以及对贮放温度控制要求极高等。

所以传统液体发动机需要一些协调工作的部件:涡轮泵、控制阀、热交换机、推进剂泵、推进剂箱、推进剂管道、喷嘴等。它们各司其职，有通过改变气压将推进剂送入燃烧室的，有运输推进剂的，有控制推进剂混合比的（氧化剂流量与燃料流量之比，注:通常把还原剂称为燃料），有负责热量传递、交换的，有控制推进剂进出的，有贮放推进剂的，有建立推力的，等等等等。总之，液体火箭发动机是一个有条不紊、环环相扣的系统。有一环出了故障，可能对发射任务产生“致命”的影响。比如长五遥二的那一台YF77，涡轮泵在发动机工作的时候坏了，推进剂无法进入燃烧室燃烧了，那么直接导致了推力的大幅下降，最终使发射任务失败。

传统液体发动机，可以大致区分为气压式和泵压式，二者的本质区别就是有无涡轮泵。至于具体区别，本系列（分为多篇呈现）将为大家逐一介绍。

液体发动机用到的基本原理就是使流体以一定速度从压强高的地方流向压强低的地方，在挤压循环中，P（高压气瓶）＞P（推进剂贮箱）＞P（燃烧室），且各压强不能相差太小，才能正常工作。

泵压式发动机中的涡轮泵相当于挤压循环式发动机中的高压气瓶，泵压靠涡轮泵高速旋转把推进剂“压”出来，挤压靠高压气瓶里的高压气体把推进剂“压”出来。

高压气瓶里的气体一般使用氦气（He），这是由于:

氦气分子量非常小（4.003，仅略大于氢气H2的分子量2.01588），也就是在产生同一效果的压强下，质量非常轻，减少不必要的死重。

氦气是稀有气体（最外层电子饱和），化学性质十分稳定，不会燃烧（除非温度高达恒星内部的温度）。

但采用氦气也会带来一些问题。

氦气的临界温度（即使物质由气态变为液态的最高温度，超过这个温度，无论如何改变压强，都不会液化。临界温度越低，越难液化）是5.19K（开尔文，约为-267.96℃），即虽然氦气不易液化，但其温度很低，可能会出现一些问题:

氦气温度过低使推进剂冻结，发动机无法正常点火

降低推进剂贮箱压强，影响发动机性能

损坏非低温设计部件，影响发动机运行

为了解决这个问题，用到了热交换机，即使热量从热流体传递到冷流体的装置，通过环境温度来加热氦气，提升其超临界状态下的温度。

结构简单，研制、制造难度较低、可靠性高

高压气瓶产生压强有限，限制燃烧室室压，推力较低

承载高压气体的罐体需要更厚的壁厚和更强的合金以及一些加压硬件，在一定程度上增加了“死重”

通过其优缺点，我们可以看出，挤压循环式发动机是不适合用于起飞级动力的，它更适合于作高轨转移（二级或上面级）动力、航天器姿态控制系统（RCS）动力、航天器及深空探测着陆器服务舱动力，这是由于:起飞看推力，太空看比冲。

挤压循环应用非常广泛，先以几款发动机为例。

spaceX猎鹰一号（Falcon 1）的芯二级采用的就是“红隼”发动机

燃料:MMH/N2O4（甲基肼/四氧化二氮）

应用:东方红卫星平台、远征上面级

应用:神舟飞船（4×YF50D）、天宫实验室（2×YF50D）、远征上面级（1×/2×YF50D，如远征二号为2×YF50D）

燃料:UDMH/N2O4（偏二甲肼/四氧化二氮）

应用:嫦娥三号着陆器、未来的嫦娥五号着陆器以及火星着陆器（可能）

由于AJ10下设型号过多，仅以AJ10-118K为代表提供参数

注:推进剂说明中“/”表示“和”的意思，火箭名词说明中“/”表示“或”的意思。

Atlas-Able（属于阿特拉斯/宇宙神系列运载火箭）芯二级——AJ10-101

航天飞机轨道机动系统（OMS）——AJ10-190

猎户座（Orion）飞船服务舱

我们介绍完了代表性的几款发动机，再总体介绍一下挤压循环的应用。

1.运载火箭芯二级、上面级、卫星平台、飞船服务舱、着陆器服务舱、航天器姿态控制系统等

2.液体探空火箭、试验火箭（如VTVL验证飞行器）

翎客航天的RLV系列VTVL（垂直起降）验证飞行器

本系列后续内容将介绍传统泵压式的发动机，包括高压补燃循环（分级燃烧循环）、燃气发生器循环、膨胀燃烧循环、电动泵循环、燃烧抽吸循环。