液体火箭是以液体火箭发动机作动力装置的火箭。一般由动力装置、箭体结构和控制系统等部件组成。有单级火箭和多级火箭两种。液体火箭主要用作航天运载工具和导弹核武器的推进部分。美国“土星” 5号多级火箭，长约111米，直径10米，总推力达33350千牛， 运载能力达127吨，作为航天运载工具已先后把12名航天员送上月球。液体火箭加上弹头即构成武器，一种是无控火控火箭武器，另一种为有控火箭武器，即“导弹”。

航天学诞生和发展的一个重要特点是理论先行。从20世纪初航天学理论的出现到人造卫星发射成功，只经历了短短的50年。可以说，航天学理论的率先建立大大加速了航天时代的来临。在航天学理论和火箭运动理论建立的过程中，活跃着一批有卓越成就的航天先驱者。在理论方面最著名的是俄国的齐奥尔科夫斯基、美国的罗伯特·戈达德和德国的赫尔曼·奥伯特。

理论先导

利用火箭实现太空飞行的设想和理论是俄国航天先驱者齐奥尔科夫斯基首先明确阐述的。1896年，他开始从理论上研究星际航行问题，进一步明确了只有火箭才能达到这个目的。1897年，齐奥尔科夫斯基推导出了著名的火箭运动方程式。齐奥尔科夫斯基首先研究的问题是太空飞行用的运载工具。他认为，在宇宙空间没有空气的情况下，唯一能够使用的运输工具是火箭。齐奥尔科夫斯基经过几年潜心研究，于1898年完成了航天学经典论文《利用喷气工具研究宇宙空间》，但这篇论文直到1903年才在莫斯科的《科学评论》上发表。接着，齐奥尔科夫斯基又在《航空报告》上发表了多篇关于火箭理论和太空飞行的论文。这些出色的著作较为系统地建立起了火箭运动和航天学的理论基础。

1919年，齐奥尔科夫斯基发表了关于多级火箭的论文《太空火箭列车》。他在这篇文章中指出：火箭列车可以达到很高的宇宙速度，同时也能把燃料的携带比率限制在可以实现的范围之内。

美国的研究

美国液体火箭创始人罗伯特·戈达德是一位喜好幻想的人。到1909年12月28日，他共写下了26种飞行方法的摘要，包括液体火箭、氢氧火箭、多级火箭，还有进入太空的意义。这些设想涉及到火箭及航天的各个方面，有的是航天新思想的首次阐述。他已经认识到火药火箭的固有缺陷。1909年2月2．8，戈达德在日记中写道：“只有用液体燃料才能提供星际航行所需要的能量。”

在大学学习期间，戈达德花费大量精力研究和试验火药火箭，包括飞行速度、喷气速度和质量比等，同时探索提高性能和效率的办法。他通过试验认识到火药火箭性能差，并且很难有较大的提高。因此，他决定更深入地研究液体火箭。

此后，戈达德把精力集中在液体火箭的研究上。他研究了液体燃料和液体氧化剂的贮存和输送方法，研究了各种可能的燃料，包括丙烷、乙醚和汽油，最后选择了汽油。1921年12月，戈达德完成了第一台液体火箭发动机的研制。1925年后，他又试制出了第三台发动机。1926年春，这台发动机连同火箭都已准备就绪。火箭总长约3米，顶部是0．6米长的发动机，它的下方连接了两个串向推进剂贮箱，用两个长约1．5米的细管将液氧和汽油高压挤压到燃烧室中。3月26日，戈达德和妻子以及两个助手在沃德农场进行了世界上第一枚液体火箭的发射试验，取得了很大成功。

这次试验成功后，戈达德又对火箭结构进行了改进：把发动机放置在火箭的尾部，采取了保持火箭稳定飞行措施。同时，他对发动机的燃烧室进一步改进，使之能提供最大的燃烧效率。1929年7月29日，戈达德的3．36米长的新火箭进行了试验。它的头部装有气压计、温度计和照相机。这次试验火箭的飞行高度为32米，水平方向飞行了53米。1930年12月30日他设计的第五枚液体火箭飞行了600米高。1932年4月19日，他设计的首次采用陀螺控制燃气舵的火箭飞行试验成功。1935年3月8日，首次安装降落伞的火箭试验成功并超过了音速。1935年5月31日，他首次在火箭上安装了高度计，飞行高度达2330米。他研制的液体火箭发动机的推力达到了4．38千牛。由于战争等原因的影响，戈达德没有将火箭达到实用化。

德国的研究

德国的奥伯特也和其他航天先驱者一样，很小的时候就对火箭和太空飞行发生了浓厚的兴趣。1923年初，奥伯特出版了航天学理论著作《飞往星际空间的火箭》。在正文中，他描述了他构想的高空火箭B型，包括火箭的设计细节。他特别强调采用液体燃料作为火箭的推进剂，指出用液氧和酒精作为火箭推进剂的优点，讨论了利用火箭进行高层大气研究的可能性，还对火箭技术的未来发展进行了展望。

1928年，奥伯特担任了德国著名导演朗格执导的科幻故事片《月球女郎》的技术顾问。在拍摄电影期间，奥伯特利用朗格提供的一笔资金设计液体火箭。他设计的火箭大致呈鱼雷形，长约1．8米，用铝合金制造。发动机呈锥形，两侧各有一个斜孔，用于推进剂注入。推进剂采用汽油和液氧。这枚火箭的燃烧室为卵形，下面是一个锥形喷管。火箭在发射到达最大高度时，可以利用降落伞回收。由于在研制过程中遇到了不少困难，电影快完成拍摄时，火箭还远未达到发射状态。

《月球女郎》1929年10月15日在柏林首次上演并取得很大成功，但火箭却没有研制出来。奥伯特决定简化设计。这次设计的火箭很小。在内贝尔、里德尔以及年轻的冯·布劳恩的帮助下，这枚小火箭终于制造成功。1930年7月30日，奥伯特的小火箭在地面试验时，在90秒时间内产生了68．3牛的推力。这么小的推力还不足以使火箭离开地面。尽管如此，这次试验仍然是一次空前的成功。

受齐奥尔科夫斯基、戈达德、奥伯特等航天先驱者的影响，20年代世界有许多国家都自发成立了致力于液体火箭和太空飞行研究的民间团体。这些团体在液体火箭研制方面取得了不同程度的成就。更为重要的是，通过实际研制工作的锻炼，培养造就了一大批成就卓越的火箭专家，科罗廖夫、冯·布劳恩、格鲁什科、吉洪拉沃夫、马林纳、钱学森、盖特兰德、阿瑟·克拉克等就是其中的代表。而且，通过他们的广泛宣传和努力，使液体火箭深入人心并终于在第二次世界大战期间达到了实用化。

中国发展

2023年5月17日，在皖江江南新兴产业集中区安徽星河动力科技有限公司总装车间内，“智神星一号”液体火箭总装下线，标志着星河动力首枚液体火箭在安徽池州正式总装下线；也标志着国内最大规模民营重复使用液体商业火箭产业化基地在安徽池州正式启动运营。

液体火箭发动机系统(图5—4)的主要组成为：发动机(发动机推力室)、推进剂及装载推进剂组元的贮箱和输送系统。发动机则由头部(装有注入式喷嘴)、燃烧室和喷管组成。

推进剂

液体火箭发动机通常使用的化学推进剂由燃料和氧化剂组成。

如果燃料和氧化剂在进入燃烧室之前，一直是分别贮存，互不接触，则称为双组元推进剂。如果燃料与氧化剂的原子结合成一个分子，则称为单组元推进剂。燃料与氧化剂互相接触后，能瞬时自动点火的双组元液体推进剂称为自燃推进剂。

防空导弹使用的推进剂为硝酸基的以及其他的氧与氮化合物为基的推进剂。主要氧化剂为硝酸(浓度98%)，其含氧量76%，密度较高(1．52)，凝固点温度低(-42℃)，沸点为+86℃，在常温下可以液态贮存，使之能够适用野战或区域防空需要。

硝酸的缺点是对大多数结构材料有强烈的化学腐蚀性，硝酸的蒸气有毒。

燃料有偏二甲肼、苯胺等。

液体推进剂可提供的比推力为2700～13000m/s，理论研究表明，最高值可达4000m/s。

燃烧室

在燃烧室中推进剂进行雾化、混合并燃烧，将化学能转变为热能，雾化与混合依靠专门的喷嘴实现。

推进剂的混合越完全，燃烧也就越完全，则发动机的工作越有效、稳定和可靠。

燃烧室的结构和材料保证能承受高温高速燃气流，并具有较高的耐热、防热和热导性。

喷管

用超声速(拉瓦尔)喷管产生超音速喷气流。

贮箱

推进剂贮箱用于存贮液态燃料和氧化剂，一般是弹体结构的一个舱段，要承受飞行中的各种静、动、热载荷。另外，为保证在各种过载情况作用下和当推进剂余量很小时，从贮箱中向燃烧室输送燃料和氧化剂，在贮箱内有吸油器或其他的结构措施。

推进剂输送系统

该系统将推进剂组元从贮箱供入液体火箭发动机燃烧室，可采用：

气压式(25～35MPa)输送系统；

涡轮泵式输送系统。

气压式的质量较大、体积较大。涡轮泵式的系统较复杂。

液体火箭的发动机的应用

液体火箭发动机的优点是发动机本身的质量较小，特别是对于大推力、长时间工作的发动机；有获得高比推力的可能性；有多次启动、关机及调节推力的可能性；发动机工作时间比较长；推进剂本身的造价较低等。其缺点为推进剂输送、贮送系统复杂，不便于长期贮存，不便于维护使用等。原苏联的SA-2和SA-5导弹采用液体火箭发动机系统。

液体火箭发动机用推进剂。由贮箱中以液体状态进入燃烧室(或推力窒)，进行燃烧(或其他化学反应)放出能量和产生气体，为推进系统提供能源和工质。燃烧(氧化)是液体推进剂最普遍的化学反应，其他化学反应，如吸热物质分解放热反应、原子结合为分子放热反应、复合反应、热核反应等，也都能为推进系统提供需要的推力。按组成分为双元和单元液体推进剂，双元推进剂的氧化剂和燃料分开存放，使用时同时输入燃烧室混合燃烧；单元推进剂是氧化剂与燃料的混合溶液(如硝酸肼的肼溶液)或在推进剂分子中同时含有氧化剂和燃烧剂成分(如异丙基硝酸酯)。双元液体推进剂又分为自燃和非自燃两种，自燃推进剂在氧化剂和燃料接触后能立即自动燃烧，不需要专门点火装置，如液氧与液氢、四氧化二氮与肼类燃料等；非自然推进剂在氧化剂与燃料混合后要靠点火装置点燃后才能燃烧，如硝酸与煤油等。按贮存性能分为可贮存和不可贮存(低温)推进剂。液体推进剂的比冲高、使用可靠，但贮运加注技术复杂，安全性较差，已广泛用于战略、战术导弹及空间运载火箭。

液体火箭的发动机是使用液态化学推进剂作为能源和工质的化学火箭发动机，它主要用 于运载火箭和各种航大器的推进系统，液体火箭发动机可根据用途、使用条件、推进剂供应方式及推进剂组元等进行分类。

根据用途将液体火箭发动机分为：主发动机（航天运载器、弹道导弹、载人和不载人轨道飞行器等）、复合发动机（液体火箭发动机+空气喷气发动机或液体火箭发动机+冲压式空气喷气发动机等）、辅助发动机、控制系统用发动机。

根据使用条件将液体火箭发动机分为：一次启动发动机、二次重复启动发动机、多次 启动发动机、多次使用发动机。

根据推进剂供应方式将液体火箭发动机分为挤压式发动机和泵压式发动机。挤压式发动机产生的推力相对较小；泵压式发动机是大推力发动机的主要形式，可进一步分为补燃 循环和非补燃循环两类。补燃循环发动机是指驱动涡轮泵的燃气不直接排放到外界。而是进人主燃烧室进行补充燃烧的发动机，非补燃循环发动机则是指驱动涡轮泵的燃气未经过进一步的充分燃烧，直接向外界排放的发动机。

根据发动机所用推进剂组元数目可将液体火箭发动机分为：单组元发动机、双组元发动机和三组元发动机。大多数液体火箭发动机属于双组元发动机。此外，还可按照推进剂的沸点将发动机分为常温发动机和低温发动机。常温发动机可在加注推进剂后长期贮存。

液体火箭壳体(也叫贮箱)的结构材料，因所用的推进剂不同，也不相同。例如，推进剂如为液氢和液氧，沸点分别为-253℃和-183℃（即零下253℃和零下183℃），普通钢材在这样低的温度下，变成玻璃一样，一碰就碎，不能用作结构材料。所以液氢和液氧贮箱材料，必须在低温下具有足够的塑性。为了防止液体渗漏，保证密封性，贮箱常须用焊接方法成型，材料又必须具备良好的焊接性，也就是在焊缝区域必须保证有良好的焊接质量，不能产生裂纹、气孔等缺陷。大型火箭箱体的尺寸又很大(箱体直径大到10米，甚至10米以上)，一般不希望焊接成型以后再进行热处理，以免使用庞大的热处理设备。所以，对于使用液氢和液氧作推进剂的大型火箭来说，能在低温下不变脆、能焊接、不用热处理工艺而又能保证材料的强度，就成为材料的主要矛盾了。那就必须在克服这些矛盾的基础上，尽可能地选用强度和刚度大的材料。只有不锈钢、可焊铝合金和部分钛合金能基本上满足这些要求。其中，不锈钢的比强度太低，现已废弃不用。大型液体火箭贮箱多用可焊铝合金或可焊钛合金制成。当然，如果箱体直径不大，也可以用强度更高的可热处理强化铝合金；如果采用整体结构而不用焊接工艺成型时，选择材料的范围就更大了。

如液体推进剂为硝酸、煤油、肼、四氧化二氮、氟化物之类，就需考虑结构材料与推进剂之间的相容性，也就是推进剂与结构材料之间不起化学反应：不使推进剂被分解、不使结构材料产生腐蚀。结合这些特性，要求材料既具有相容性，又具有焊接性。由于玻璃钢之类所含的树脂在摄氏30度以上多数与这些推进剂之间产生化学反应，所以仍用铝合金或钛合金作为贮箱结构材料。

至于液体火箭发动机，一般都采用再生冷却法，使发动机推力室内壁温度保持在摄氏650～900度的范围内。要求材料在这个温度之下具有高比强度、成型性好、能焊接、膨胀较小、导热性良好、耐高速燃气流的腐蚀和热冲击等。一般低碳合金结构钢，耐热钢，铁基或镍基高温合金、铌合金等可以基本上满足这些要求。

（1）使用无毒 、高能推进剂液氧、煤油和液氢、液氧。

（2）采用高压补燃循环系统是近代大型液体火箭发动桃发展的第二大特点。

（3）近代大型液体火箭发动机大多设有推进剂利用系统。

（4）采 用辅助增压泵。

（5）高可靠性 、长寿命和多次使用。