火箭增压输送系统杂谈

在KSP中，你可以很轻易地把发动机与贮箱装在一起而不需复杂的操作。但在现实火箭设计中，这座连接起贮箱与发动机的桥梁——增压输送系统，是不可省略的。那么，接下来就去康康增压输送系统是怎么工作的吧~

在火箭系统划分时，我们通常把动力系统分成贮箱、增压输送系统和发动机三部分。由此可见，增压输送系统的作用就是把推进剂从贮箱按照一定流量和压力送到发动机，同时满足贮箱结构刚度要求的压力。而该系统又可以细分成增压系统、输送系统和相关系统，下文就将以此为顺序逐一讲述。

在正式开始了解增压输送系统之前，我们先来看看它所服务的两个对象是啥样的~

1.发动机

当今运载火箭液体发动机按工作方式可大致分为挤压式和泵压式两大类

1)挤压式

该方式中，推进剂在贮箱压力的直接作用下，按适当的压力与流量，被强迫挤入发动机燃烧室。因此，贮箱压力必须要克服输送管路系统阻力降压，并最终在大于燃烧室压力的状态下进入燃烧室，否则燃气回流可能导致KaBoom。

由此可见，燃烧室压力直接受贮箱压力的影响，而为保证发动机性能，贮箱压力一般在0.6MPa以上。

这就导致挤压式发动机的贮箱及输送管壁较厚，结构质量增大；同时，由于贮箱增压压力较高，需要的增压气体质量也比较重。这导致挤压式发动机的效率较低。

但挤压式系统的优点也很明显，如系统比较简单可靠；较容易多次点火。所以一般用于发动机总冲比较小的推进系统——火箭的辅助推进系统、姿态控制系统以及卫星的主推进系统。

2)泵压式

该方式中，贮箱压力只需把推进剂挤到泵入口处，之后再由泵提高压力喷注至推力室。由于泵完成了大部分的增压工作，贮箱压力可以比较低，通常在0.15MPa~0.6MPa左右。由于贮箱不是在大于燃烧室压力下工作，因此贮箱和输送管壁较薄，所需增压气体用量也较少。使得能以较小的质量制造大容积的推进剂箱。

它的缺点在于系统比较复杂 ，启动较慢，不容易多次点火。通常应用于火箭的主推进系统。

2.贮箱

目前大部分火箭使用的是双组元推进系统，推进剂分别贮存在氧化剂箱和燃料箱内，这样就衍生出很多布局方式。主要是可利用其设计方案来控制火箭的重心位置变化；有时，贮箱配置也考虑到充分利用飞行过载，使在保证泵入口压力要求下，用尽可能低的增压压力。

最广泛使用的是氧化剂箱和燃料箱为串联式布局。

并联式贮箱设置有利于大推力推进系统的应用和多个发动机的燃烧室安装，并缩短火箭总长（例如质子火箭）

在某些情况下，为减小火箭总体尺寸和结构质量，将贮箱做成共底式，氧化剂箱和燃料箱共用一箱底。共底面可以选择上凸或者下凸，这主要决定于飞行过程中，上下贮箱压力差的方向，它要与贮箱凸起方向相同。此时增压输送系统还需精准控制贮箱压力差大小和方向。如果产生反压力差，那么即使只有一丢丢，贮箱也会KaBoom。

也有将贮箱做成同轴式，以利于减轻贮箱结构质量和减小重心位置变化幅度。

贮箱通常采用轻型材料，如铝合金、不锈钢、钛合金、合金钢或带致密薄壁金属内衬（防止纤维复合壳体微孔泄漏）的纤维复合材料（如电子号和萤火虫公司的阿尔法火箭）。

1.作用

在火箭工作过程中，贮箱内的液体不断消耗，而为了满足发动机要求的流量使其正常工作，就需要增压系统提供介质以填充消耗的空间。而对于泵压式发动机，贮箱压力还需保证泵工作时不发生汽蚀。

什么是汽蚀呢？简单来说，泵工作时一般会产生低压区，而压力降低沸点也降低，这就导致一部分推进剂沸腾形成气泡。这些气泡被不断压缩因而不稳定，随时可能破裂，周围液体便迅速填充气泡空间，产生速度高达1500～1800m/s的微射流。它能把能量集中在很小一个点上。这样，即使高强度材料也会被崩坏。

而解决办法也很简单——增加泵入口处压力。使得低压区的压力大于该温度下推进剂沸腾的压力（简称“蒸汽压力”）。

因此，贮箱压力应在液柱过载压力的加持下，克服管路压阻力，最终在发动机泵入口处大于蒸汽压力。

2.系统分类

根据增压方式不同，增压系统可分为气瓶增压、自生增压和蓄压器增压。

1）气瓶增压

①增压气体选择

气瓶增压通常配备高压气瓶用以独立贮存增压介质，所选介质通常为氮气或氦气，因为其相对分子质量低，增压相同空间所需质量小；能高密度储存，可使气瓶结构质量低；不易与推进剂反应，避免爆炸和箱体腐蚀的危险。但对于氮气来说，它在液氧和四氧化二氮中的溶解度较高，这导致增压效率和发动机性能降低，而在增压液氢时更是直接凝固。因此现役火箭均采用氦气替代氮气增压。

②气体储存方式

（1）常温高压

这种方式简单粗暴，就是直接把氦气灌入气瓶。但常温氦气即使在10MPa的高压下，密度也就15kg/m³。虽说系统简单可靠，但气瓶质量就占相当大分量，储存1kg氦气需要10kg结构质量，这在气体需求量大的火箭基础级中十分划不来，因此只运用在小推力系统上。

（2）低温高压

低温储存提高了氦气的密度，使气瓶的储气量提升到常温状态下的5.6倍左右，节省下的结构质量就可以给金贵的载荷。

为了给氦气降温，有些气瓶放在低温液体防护套中，套内有流动的液氮来保持低温环境直至发射；有的则在气瓶外贴20mm厚的聚乙烯泡沫塑料绝热层，保持冷氦加注时的低温。

随着低温推进剂的应用，气瓶有了新的归属，它们被直接装在贮箱中。这样不仅节约气瓶的安装空间，液氢也是比液氮更冷的冷源，储存效率又提升了~

但这些气瓶也闯过祸。2016年9月1日，搭载Amos-6卫星的猎鹰九号火箭在卡纳维拉尔角LC-40进行静态点火。测试途中，由于二级氧箱内的气瓶支架断裂，气瓶在巨大的浮力作用下，加速撞向贮箱顶部导致破裂，其内气体泄露使贮箱压力异常升高最终破裂，于是火箭解体。

（3）低温低压（亚临界）

氦气以密度更大的液态方式储存，而要在低压状态下使氦气液化，温度要低至4K左右，而液氧大约90K，液氢只有20K，因此液氦只能靠自己。工作时，液氦汽化后送到贮箱增压，气瓶压力下降，使其它液氦汽化，并吸收汽化热。此方式依靠液氦不断蒸发维持其它液氦的低温，并通过气氦使瓶内呈液体-蒸汽两相饱和平衡状态来保持气瓶较低压力。

种增压型式不仅大大减轻系统重量，而且避免较高的工作压力而提高了安全性。但是这种方案要求完美的绝热使液氦保持低温，而且气瓶内存在液气两相，在失重环境下呈现两相分离状态，进入增压工作需要液氦沉底。

（4）低温低压（超临界）

氦气在其临界压力（0.229MPa）和临界温度（5.3K)状态下发生相变而处于单相状态。此时它既不是液体也不是气体，而是超临界流体。它既可以很容易地压缩或膨胀，又具有较大的密度，如果用高压精心调教，甚至还能超过液氦的密度，即常温氦气的拔倍。但这种储存方式同样对气瓶隔热性能的要求很高。

③加热方式

在某些系统中，气体发生器产生的高温燃气被导入换热器，给流经此处的氦气加热以提高膨胀能力，可谓是压榨干净了每一克氦气的加压能力。

④控制方式

按照系统增压压力是否受控进行区分，就可分为开式和闭式两种。增压过程中增压气体以恒定流量供应，不进行调节为开式；而通过探测贮箱压力，对增压气体流量进行闭环反馈调节为闭式。

（1）开式

这种系统组成简单， 但由于增压气体流量定，增压压力设计值一般偏高， 增压气体使用量相对较多。

气体先流经过滤器去除杂质防止堵塞管道或阀门。随后经过减压阀，将气瓶压力（35MPa）降低并保持在某一个需要的出口压力以维持增压气体流量恒定。

然后通过节流圏进一步降压。

最后气体通过管道末端的消能器正式进入贮箱给推进剂增压。

可以看到，管路中设置各种障碍千方百计地给增压气体降压、消能，使其尽可能轻柔地进入贮箱，这是因为液氢是个“爆”脾气，下面引用一段长五首飞01指挥员胡旭东的采访一窥其凶险。

说一个小的故事吧，在去年进行长征五号运载火箭合练的时候，液氢加注完，当时发生了一件非常危险的事情，当时是火箭的氢箱相关的管路出现了泄露。大家知道液氢，这个东西非常的危险，一不小心就会发生燃烧和爆炸，一根针从一米的地方下落的能量就足以引燃氢气和液氢。

这套装备在闭式增压方案中也会出现，下面就不重复了。

（2）闭式

闭式增压方案需要设置压力敏感装置和流量调节装置，但在节约增压气体用量方面具有显著优势。

闭式增压有增压气体流量调节和增压气体通断控制两大类。

流量调节采用一个可调开度的减压器，根据贮箱压力的升高或降低自动调节减压器的阀芯开度，减小或增大增压气体流量，从而将贮箱压力控制在设定的范围内。这种系统方案简单，控制精度略差，只适用于增压流量小的系统。

增压气体通断控制又可分为压力信号器控制类和压力传感器控制类两种。

压力信号器控制类

压力信号器常与控制系统电阻盒搭配使用。压力信号器内的感压元件根据箱压的变化情况使触点移动，形成电路打开和关闭的效果。压力信号器的开闭进一步诱发电阻盒内继电器的开闭，从而实现对电磁阀供电的通断控制。通过电磁阀的开闭控制来调节增压气体的流量，达到控制箱压的目的。

这种方式比较简单，除控制系统供电外几乎依靠增压系统自身就可完成箱压的闭环控制。但是缺点也比较明显，压力信号器为机械式，膜片的可移动距离本身就很小，这导致压力信号器的控制范围十分有限。此外，由于压力信号器只能实现 “ 不足即开，超出即关”的控制逻辑，当箱压控制带宽较窄的时候容易引起电磁阀频繁打开关闭，降低系统工作的可靠度。而且通常情况下压力信号器与电磁阀的一一对应，当某个压力信号器故障时，该增压路就失效，应对故障能力较差。

压力传感器控制类

压力传感器控制技术常和箭载计算机配合使用，控制器先对3个压力传感器采集到的箱压进行数据集成汇总，依据事先设定的控制逻辑判断对电磁阀进行“通”还是“断”，之后向继电器发出控制信号，真正实现电磁阀的通断控制，进而达到控制箱压的目的。为提高控制精度，通常设置3个压力传感器，采用取平均值或者3取2的选取模式以减小测量误差带来的影响，并实现故障冗余设计。

压力传感器技术可以通过设计控制逻辑避免电磁阀频繁开闭，并且增强应对故障能力、提高了控制精度。同时，由于它使用的是传感器，避免了压力信号器中由于弹簧和膜片产品特性的误差，进一步提高了箱压控制精度。

细心的同学会发现，示意图中的增压线路都会分叉成两路，如我国长征七号助推器就采用了主/备双路增压便于控制且增加冗余。

但是先进的火箭已经采用三路及以上的多路增压方案。例如长征七号芯一级采用主/辅/备三路增压，主路保持常通，辅路开闭控制流量，备路应对故障状况。

2）自生增压

这种增压型式顾名思义是由推进系统内部自己产生气体进行贮箱增压，不需要单独储存增压介质。它使用推进剂汽化的气体，或两种推进剂在发动机气体发生器产生的部分燃气作为增压气体，给推进剂箱增压。

该系统结构简单，重量小且潜在废气热能得到有效地利用。

但是由于气体来源依赖发动机的启动，产生箱压有较长时间的滞后，为防止发动机起动时，推进剂箱压力因推进剂流出而降低过大，必须先给贮箱补充增压气体（预增压）。说来也简单，只需在地面配气台扯根管子接到增压管路上。

但是，对于二级和上面级，在一级飞行过程中，增压气体与低温推进剂热交换会导致贮箱预增压压力下降。因此，还要加设补压系统，使贮箱压力满足发动机启动条件。而补压系统就是氦气瓶加节流圈（气瓶增压青春版）……

单上面级的第一次启动都这么复杂，还考虑到滑行段初始压力不定及贮箱壁使蒸气冷凝速率变化，因此，准确地控制箱压极为困难。这种增压型式不适用于多次起动任务。

（1）推进剂汽化增压

这种方式适用于低沸点、摩尔质量小的推进剂，如液氢、液氧等，通常在发动机泵后高压区引出一个分支，通过换热器使用气体发生器燃气的热量将推进剂进行气化，并将温度调节到要求值，再引入贮箱进行增压。

增压系统中，换热器上游的破裂膜片用以防止推进剂在换热器还没有达到预定温度时能流人贮箱；换热器下游的破裂膜片用以将贮箱与外界隔绝，减少由于长期贮存而引起的损耗与腐蚀；换热器前的文氏管用以调节增压气体流量；气体发生器后的限流嘴用以节给换热器加温的燃气流量，从而调节增压气体的温度。

该方法的缺点是蒸发后的推进剂为气态无法利用，导致火箭运力下降。我国传统长征火箭的氧化剂贮箱均采用自生增压。

值得一提的是，我国YF-100和俄罗斯的RD-191发动机享受不了这种待遇。上文说过，蒸发所用推进剂引自发动机泵后。而像这样的大推力发动机为减少主泵的功率还增加了预压泵，其驱动工质是气体发生器产生的富氧燃气，降温后还要融入主泵前的液氧，这就导致引出的液氧不可避免地水和二氧化碳等杂质。若随增压气体进入贮箱，就可能形成冰粒子和絮状物，影响管道阀门的正常开闭。所以它们就只能老老实实用气瓶增压了。

（2）气体发生器燃气增压

燃气增压通常是从发动机燃气发生器出口引出一个分支，通过设置在推进剂管路上的换热器进行降温处理，将燃气降到合适温度，再引入贮箱进行增压。

由于燃气成分与贮箱内液体成分不同，只能对相容性好的贮箱进行增压，适应性较差（液氧/煤油/液氢等不能使用）。我国传统长征火箭的燃料贮箱均采用这种方式。

3）蓄压器增压

这种方式是以蓄压器燃烧产生的气体作为增压介质。分为固体和液体蓄压器两种形式。该方案结构紧凑、重量轻，且没有活动部件（电磁阀啥的），对振动等力学现象相对不敏感。但是因为燃烧不可控，且产物含有不能产生增压效果的固体粒子等，很少出现在大型推进系统中。而且燃烧产生的气体温度过高以及与某些推进剂不相容导致其运用范围狭窄。

（1）固体蓄压器

固体蓄压器的本质就是固体发动机，用产生的燃气来增压。

“29”是Epictète E-8固体药柱，重116kg，能燃烧产生气体。“30”是火药点火杆和安全保险装置。

由于燃气温度过高，所以还加了个120L的水箱(31)用于冷却，最后由低于300℃的燃气和水蒸气混合完成增压。

顺便吐槽一下，这是唯一能找到运用在火箭上的实例，只能说在欧洲一条心搞航天前各家的思路都很奇葩…

（2）液体蓄压器

液体蓄压器的本质就是气体发生器。工作时，气瓶气体经减压器进入液体蓄压器的推进剂箱，分别将燃料和氧化剂挤入液体蓄压器混合燃烧，其燃烧生成物分别进入主燃料和氧化剂箱进行增压。为降低燃烧生成物的温度，液体蓄压器在非最佳混合比条件下工作，并且使得燃气在氧化剂箱和燃料箱中不发生反应：为此，排挤氧化剂的液体蓄压器以富氧状态工作，而排挤燃料的液体蓄压器以富燃状态工作。

在深入了解输送系统前，你可能认为它不过是一根管子，毕竟推进剂在流进发动机的路上能出什么岔子呢？但它实际上是包含输送管、防漩防塌装置、和防晃装置等的复杂系统，根据总体要求还可能安装POGO抑制装置。

上述装置的作用就是保证推进剂从贮箱出来后保持不塌陷、无漩、满流、不夹气的状态输送至发动机。

这些都是嘛意思呢？下面就来逐个讲述。

1.输送管

输送管一般可分为隧道管输送方案和外管输送方案。

隧道管输送系统适用于管路直径较大无法走箭体贮箱外部的情况。优点是推进剂出口在最低点，有利于推进剂充分利用，总体结构布局相对简单；缺点是管道途经的贮箱生产工艺复杂，系统重量相对较大。

顺便推荐《撼天记》这部纪录片，内含大量珍贵图片资料，非常值得一看（这么刁钻的视角都有）

外管输送系统相对简单，适用于管路直径较小、走箭体贮箱外部后箭体尺寸不超过运输包络的情况。优点是系统重量较小，贮箱设计难度相对较小；缺点是外输送管的安装布局受气动外形影响。

和人这么一对比，德尔塔火箭是真大呀…

2.防漩防塌装置

细心的同学平时洗碗放水的时候就能观察到出口处一般会形成这样的漩涡，液面出现塌陷。这在火箭贮箱中同样会发生。这种现象一般出现在发动机工作末段，也就是贮箱内液面较低的时候，可能会导致推进剂夹气。

下面我们通过一篇事故报告认识一下夹气的危害。

某型号液体火箭首次飞行试验后，对液体火箭发动机的遥测数据进行分析，发现Ⅲ分机在末级工作段主令关机前时，燃烧室压力出现异常下降。在15.5ms内，室压由末级的额定工作压力3.2MPa左右下降至2.0MPa左右，对应推力由10.6t下降到6.5t，推力下降39%。

一级飞行末段Ⅲ分机燃烧室压力下降后，在0.45s中又有小幅回升，而且其涡轮泵转速上升了近800r/min，说明副系统工作正常，它力图增加推进剂供应量来提高燃烧室压力，但是没有奏效。

直至主令关机时刻，室压下降至0.77MPa。火箭飞行末段燃烧室压力下降造成此段冲量损失2.2%，使主令关机时速度减少了2.1m/s；另外，推力不平衡导致出现最大舵偏角4°，最大姿态角0.16°、姿态角速度1.14°/s。燃烧室压力下降对火箭飞行姿态、关机速度均产生较大影响。

事后发现，火箭设计之初在Ⅲ分机象限处安装有仪器，造成Ⅲ分机的推进剂输送管口比其它三个要高。这种不对称的布局，容易在浅液位时激起漩涡，造成飞行试验的推进剂夹气现象。

为避免此现象，对于火箭基础级这样的大流量输送系统，常在输送口处设置挡板或倒锥体这样的防漩防塌装置。

这是长征五号的挡板防塌防漩装置，由叶片、隔板和骨架构成，下层还集成了过滤网，兼具过滤功能。

长征二号二级燃料箱的出口处设置了倒椎体防漩器。

对于上面级这样的小流量输送系统，输送口直径较小，不易产生塌陷现象，主要考虑防止漩涡产生。因此通常在输送口处设置十字隔板或消涡栅这梯的简易防漩防塌装置。

此外，贮箱底部的收缩曲线，输送口的形状和多输送口的设置也都是防漩防塌设计的一部分，需综合考虑各方面的因素才能最终达到较好的防漩防塌效果。

3.POGO抑制装置

在液体火箭发射过程中，有时会出现一种显著的沿箭体纵向的振动，它随着火箭飞行自动产生、增大然后逐渐减小，直至消失，经历时间一般为10~40s。反映在过载-飞行时间曲线上，真实过载会偏离设计过载而出现一个鼓包形包络。

这种特殊的振动现象因振动方向为纵向，和小孩喜欢玩的一种弹跳玩具———POGO Stick非常相似，故被命名为POGO振动。

1）POGO的起源故事

在国内POGO被翻译为纵向耦合振动，是指箭体结构和液路系统（主要是推进剂输送管路），在振动频率和相位等参数相接近或耦合时的一种闭合回路系统的谐振现象，是一种不稳定的闭环自激振动。

当箭体结构系统在某种干扰力作用下激起纵向振动时，便在液路系统中产生压力脉动，此种压力脉动引起发动机推力的脉动，脉动的推力又反回来加剧结构的振动，如此正反馈构成闭路循环系统。但由于推进剂的消耗，箭体结构频率特性随时间是变化的，所以POGO振动有一个产生、加剧和消逝的过程。

2）POGO的影响

已出现的振动频率范围为5Hz~60Hz，振动造成的过载峰值在有效载荷处为17g，在发动机处为34g，属于比较严重的振动环境，可能将有效载荷振坏，影响任务完成，如法国“钻石”B运载火箭（又是它）。还可能导致发动机燃烧室压力剧烈振荡造成火箭性能降低，或出现虚假的推进剂耗尽信号，致使发动机提早关机，例如“阿波罗13号”任务中二级的情况。对于载人飞行，POGO还在双子星任务中造成宇航员视力模糊，身体不适。

3）抑制POGO的蓄压器

抑制POGO现象大多采用将箭体结构固有频率与输送系统振动频率分开的方式。由于改变箭体固有频率几乎是不可能的，因此，通常采用改变输送管路液体振动频率的方法。

上文提到，像幽灵一样在输送管道中传递的压力脉动是导致POGO的罪魁祸首，所以，只要能吸收掉脉动（脉动打钱），从而降低液路系统的频率和振幅，使输送管路的振动频率远离箭体的固有频率，就能达到抑制作用。实现该功能的装置就是蓄压器。

（1）降低液体弹性

通过向推进剂输送管中注入不冷凝气体（氦气、氮气），增加推进剂的可压缩性，降低液体的分布弹性，从而降低推进剂输送系统的振动频率，实现抑制POGO效应的目的。通常称之为注气法。

这位老哥很好地解释了航天飞机注气式蓄压器的工作原理。

（2）引入集中弹性

即在发动机入口增加一个大型弹性元件，如弹簧或气盒，吸收掉压力脉动的振荡能量。

早期大力神火箭就采用弹簧式。

我国则用的都是储气式。

在俄罗斯的很多运载火箭中，艺高人胆大的老毛子并不设置专门的POGO抑制装置，而是在发动机结构上入手，利用发动机泵对系统频率的影响来避免POGO效应。

4.晃动抑制

晃动的危害就不必多说了，火箭推进剂质量占总重近九成，晃动在贮箱壁上产生的振荡力和力矩对控制、制导系统都有极大影响。

解决办法也很简单，在贮箱壁上装防晃板。

往上翻，撼天记那张图里也能看见防晃板。

因为太短了，所以插条冷知识（

自遥三后长征五号的一级氢箱采用的不再是方案阶段设计的“环形、半圆形和十字分隔”3种共6块防晃板设计，而是取消了4块，只留“环形挡板”和“箱底十字分隔板”2块。

对芯一级氢箱减重优化后，虽然助推段短时间（56~90s）内会出现不稳定，但由于芯一级氢箱晃动质量相对整体火箭质量而言很小，其带来的惯性力也很小，因此芯一级氢箱晃动不会对飞行姿态、发动机摆角等特征参数带来显著的不利影响。

但由于液氧与煤油箱晃动质量均偏大，如果减配煤油或液氧箱的防晃板将直接导致整个飞行姿态的不稳定。而对于二级氢箱，二级一次飞行段很容易出现大幅度液体晃动，晃动到滑行段后还会进一步放大。液体大幅度晃动很可能加剧增压气动与液体的热交换过程，消耗增压气瓶的气体用量，出现这种情况对增压系统的设计非常不利。所以除一级氢箱外的其它贮箱都保留试样阶段设计。

1）推进剂利用系统

在火箭起飞前，贮箱不能一整个装满推进剂，而是要留下一定的气体空间，让增压系统能在发动机启动瞬时进行增压。而剩余容积装的推进剂也不是全都能利用。

发动机建立起飞推力需要一个过程，虽然时间较短，但期间消耗的推进剂不能忽略不计。而有起飞牵引释放装置的发射台，在火箭推力达标以后并不放行直至完成发动机检测，该部分消耗的推进剂就更多。

对于低温推进剂，加注管道撤离后到排气阀关闭前也会沸腾并排放到箭体外，这部分推进剂消耗也必须考虑。还有预冷消耗，下面会细嗦。

在飞行末段，贮箱也不是一滴也不剩。上文讲到浅液位时形成液面塌陷会导致推进剂夹气，但如果完全耗尽推进剂，防塌防漩装置也没办法凭空变出推进剂来防止气体进入发动机泵系统。所以推进剂必须有安全余量来维持贮箱最浅液位。

推进剂利用系统的工作就是尽量把不可利用的推进剂降到最低(能到推进剂总质量的0.4~2％)，一般从加注和剩余控制两方面入手。

（1）加注

发动机崭新出厂后会在试车站测出最佳性能下燃料和氧化剂的混合比，贮箱加注时也以此数据为基础。为了测定加注混合比，就需要液位指示器。

浮子式液位传感器是将一个长导管立于贮箱中，导管上穿有一个浮子漂在液面上，在导管内按不同高度分布着很多开关。当浮子到达某个开关时开关就闭合。这样，通过检测开关的闭合与否即可知道液面的高度。

电容式液位传感器的主要构件是内装有金属杆芯的长管状（或长金属片状）电容器。随着推进剂液位高度的变化，杆芯与管之间的电容量也相应发生变化，每一液位高度对应于某一电容量值，因而可以通过测量杆芯与管之间的电容量值求得液位的高度。

（2）剩余控制

虽说加注混合比已经是最佳混合比，但是天上的幺蛾子很多，如空气动力加热会蒸发部分推进剂，过载改变泵或燃烧室入口压力，这些均会使贮箱混合比远离发动机的最佳混合比。

而所谓推进剂剩余，是指在双组元推进系统中，当一种推进剂的可用部分已经耗尽时，另一种推进剂就算剩余也不能给发动机产生推力。若发动机一味苛求在最佳混合比下工作就会导致大量的不可利用推进剂。

剩余下的推进剂没有用于提高火箭的冲量，并使发动机熄火点的质量（死重）增加，而火箭熄火点速度与起飞/熄火质量比的自然对数成正比。此时就需要推进剂利用系统强制发动机在贮箱混合比条件下工作来减少剩余。

这种装置在飞行中定时或连续地测定贮箱推进剂的质量比，然后与设定的最佳混合比相比较(系统也要权衡是保发动机比冲还是减少剩余)，并根据需要自动地控制发动机推进剂利用阀门，调整发动机的实际燃烧混合比，使发动机关机时，两种推进剂同时接近耗尽。

2)预冷系统

低温推进剂直接与常温状态下的火箭液路接触会发生剧烈的汽化，在输送管道内导致间歇泉效应造成管道破裂，而在发动机内就会引起启动过程汽蚀或其他不稳定的破坏工况出现。

因此预冷系统利用推进剂或者其他低温介质对管道和发动机进行冷却，防止出现“间歇泉”等低温输送不稳定性现象，保证涡轮泵的可靠工作。

(1)输送管路预冷

①“间歇泉”效应起源故事

低温液体在垂直管道中流动时，管道的热量加热其内的流体，导致管壁附近的液体密度减小，因此管壁附近的液体沿管壁向上流动，流回贮箱。而贮箱中的冷流体则沿管路中心向下流动，以此来保持管道内压力平衡，于是靠近壁面的流体形成了一个边界层。

若管道持续加热流体，边界层的厚度逐渐增大，直到阻挡中心流体的流动，使对流停止。此时漏入管道中的热量进一步加热流体，提高管道中液体的温度，直到它达到沸腾温度。但是液体必须要有汽化核心的存在才能沸腾。汽化核心由一些杂质、管道粗糙表面、或气泡形成，但火箭输送管道是一个很纯的液体及表面光滑的系统，因此流体在超过饱和温度(数值上等于沸点)因为没有大量汽化产生气泡吸热而继续升温(过热现象)。此时轻微的不平衡或扰动就会使过热气泡迅速爆发出来。

当这一刻终于来临，大量气泡将朝阻力最小的管道中心区域移动并聚积，经过一系列我一点都看不懂的气泡相互作用后(快进到复杂气泡动力学环境)形成Taylor气泡。

然后两个Taylor气泡之间产生一定激活效应(我都不知道我在讲啥)合成一个弹状气泡。

反正最后就是这个气泡把液柱挤出管路送回贮箱。回贮箱的液体由于重力作用重新充入管道，而剩下的液体由于刚才的汽化逐渐冷却，温度降至饱和温度下，蒸气的产生停止，这使液体下落几乎没有任何缓冲。如此高速流动的低温液体将产生类似水锤的压力波动，对供应管道、阀门和管路造成结构性损害。

间歇泉现象通常在管路充满后3~5分钟发生，如果管道够热，这样的喷泉还能反复玩很多次(名字的由来)，但在管路充满1小时完全冷却后一般不会发生。

②消除“间歇泉”

从上文看出，引发该现象的根本原因是对流失效未能有效释放进入流体的热量来防止过热的产生。

I.加强对流

在双管输送系统(两条管路在底部相连)，如果传入流体的热量不平衡，则一个管路中的液氧比另一条管路中的液氧加热得快，该管路中的密度会减小得较快。由于密度减小则需补充液氧来重新使系统的压力平衡。补充到液氧管路的液氧将推动密度较小的、较热的液氧流体向上运行，直到进入贮箱冷却。

两条管路中由于密度差形成了循环的动力，它将克服摩擦阻力及压降使流体在管路中循环流动。采用这种方法后流体温度较低，产生间歇泉现象的条件很难达到。

II.注入氦气

一些火箭使用了不冷凝的气体（如氦气）加注到液氧管路的底部，以此来抑制间歇泉现象。由于注入的是纯氦，在氦气泡中氧气的分压为0，于是液氧能克服蒸气压变成氧气向氦气泡传递。

由于在传递过程中，液氧汽化从周围环境吸热，因此产生了过冷效应。，将大部分液体冷却下来，使它低于饱和温度，阻止了产生间歇泉的过热量的积聚。

(2)发动机预冷

①排放预冷

低温冷却剂流经涡轮泵腔，对涡轮泵体进行冷却后从发动机预冷泄出阀排到火箭箭外，这样的预冷方式称为排放预冷。预冷使用的低温冷却剂可采用发动机使用的推进剂，也可采用其他类型的冷却剂，如液氦、液氮等。

半人马上面级的RL-10就把排放预冷做得炉火纯青，在地面阶段白嫖液氦冷却氢泵，这样在高空的第一次点火前的预冷就只需8秒，大大地节约了推进剂。

本子的LE-5略微不同，地面和高空预冷用的都是推进剂，第一次熄火后至第二次点火前的惯性滑行阶段采用每隔200秒排放10秒推进剂的连续排放预冷方法维持发动机的低温(RL-10滑行30分钟后点火前短时进行17秒的预冷，就叫间歇排放预冷)。

②自然循环预冷

在发动机预冷回流阀前引出一段回流管，接回贮箱。预冷开始后，推进剂从贮箱流入输送管路，经过泵前阀、泵腔，冷却发动机后由回流管流回到贮箱。在该系统中管路流动没有外加驱动装置，流动仅由回流管与输送管内推进剂的密度差所驱动(类似预冷管道的装置)，这种预冷方式就称为自然循环预冷。

那密度差是怎么来的呢？通常回流管都不绝热或绝热差，进入回流管的热量远大于进入输送管和贮箱内的热量。回流管内的推进剂受热汽化，密度变小，贮箱和输送管内的推进剂由于绝热仍然保持液态，密度较大，这样就造成输送管和回流管内推进剂的密度差。

但是加速度过载和气动加热都是影响循环驱动力的重要因素(对于二级发动机来说，一级在地面预冷没这么多事)。在复杂多变的航天环境中，密度差形成的微薄驱动力显然不够看，为了增强循环流动的驱动力，保证对泵的充分预冷，通常在自然循环中加入氦气引射装置，对整个系统进行强制循环。

二级发动机除了起飞前的地面预冷阶段外，在起飞后二级点火前的一级飞行段需要继续预冷。所以二级发动机可以选用不同预冷方案组合使用，例如长七的二级就选用了“地面自然循环+空中引射循环”。

对于需要二次启动的发动机就没那么多选择了，因为在滑行段的微重力状态下，自然循环是无法形成的，只能采用排放预冷。

用于引射的氦气是通到回流管的，也就是说最后会进入贮箱。所以长七一顿骚操作，把二级自生增压需要的补压系统集成到了氦气引射装置上。

③强制循环

标准大气压下液氧的密度为1136.6kg/m³，比水的密度还更大一些，通常是可以建立自然循环流动的。但由于液氢的密度很低，标准大气压下仅为70.8kg/m³，依靠密度差的自然循环通常无法建立，因此一般适宜采用循环泵来驱动液氢循环流动。当然循环泵的研制难度是非常大的，因此早期的氢氧发动机都是采用排放预冷。

3)推进剂管理系统

发动机熄火后，贮箱内的液体不再受过载影响被压在贮箱底部，而是以液-气混合状态漂浮。此时发动机若想再次启动，贮箱底部的推进剂入口很可能吸不到推进剂导致点火失败，即使吸到了，也混杂着气体。

推进剂管理系统的作用就是保证发动机再启动时能吸到不夹气的推进剂。

(1)弹性袋

顾名思义，就是一袋子装在在贮箱里，且开口一端固定在贮箱开口处，使推进剂贮存在袋内。当发动机工作时，在袋的另一端引入增压气体，使袋挤扁将推进剂经出口挤入发动机，保证气-液分离隔绝输送，良好地适应发动机多次起动飞行。

由于弹性袋的特性，现代航天器利用弹性袋作为密封并长期贮存液体推进剂的手段。在交付使用时，就将液体推进剂预先装填入弹性袋里，连同航天器一起运输、长期贮存，中间无须进行更换或处理。这样，就可以节省大量的地面设备及时间，简化操作程序，速速发射。

当然，你也可以在袋子里装气体，用气袋把推进剂挤出贮箱。

(2)蓄留器

在太空的失重环境中，主导液体状态的力是表面张力，它会让液体表现出喜欢“黏”在物体表面的特性。

蓄留器利用了相同的原理使部分推进剂留在叶片及入口处，使发动机能顺利启动，建立推力后其它推进剂也沉底保证了后续供应。

仔细看贮箱内部那张图也能发现类似叶片的结构，而且有八片。

还有能吸附更多液体的网状结构，但占用空间太大。

(3)启动箱

它在飞行器加速阶段将液体推进剂收集到启动箱中，再起动时，用排挤装置把推进剂输送进发动机供应启动。

4)推进剂排放系统

空间碎片对航天安全的威胁不必多说，而20世纪90年代起航天器与空间碎片碰撞的可能已超过原规定的安全限度。为此，国际上相应制定了空间法，在发展航天的同时，各有关国家都要采取有效的措施减少空间碎片的增长。由于上面级爆炸产生的碎片占相当大一部分，因此成了首先处理对象。

(1)为什么会炸

原因归纳起来主要有以下几个方面：太阳光照引起箱内剩余推进剂蒸发使贮箱超压；推进剂贮箱泄漏、混合引起爆炸；箭上化学电池爆炸，引起贮箱爆炸。

(2)如何预防

由此可见，爆炸的根源是贮箱内有剩余推进剂。而上文讲过，为保证飞行中发动机安全地工作，推进剂都有一定的安全余量，加之贮箱、输送管路结构等因素，通常推进剂是不会用尽。所以，防止上面级爆炸的根本办法就是排尽推进剂。

①燃烧室排放

土星五号三级采用这种型式。因为所使用的发动机具有再起动能力，只要打开发动机泵前起动阀门，即可将推进剂通过燃烧室排出箭体外，不需增加任何排放结构。

但是这种方案是在贮箱压力下进行的，必须通过无动力的泵、节流的文氏管、主阀门、喷嘴，还有燃烧室冷却套。这导致推进剂排放速度很缓慢。如阿波罗11号任务后剩余液氧约180kg，排放了300.2s；剩余液氢约538kg，排放了1000.2s。排放程序控制系统、遥测系统工作时间要较长。

②燃烧室燃烧排放

德尔塔火箭上面级采用该法。运送任务结束后，剩余推进剂为113.4kg，贮箱压力为1.379MPa，气瓶残留压力为12.41MPa。它在与飞船分离一定距离以后，发动机再起动点火将剩余推进剂排挤入燃烧室进行燃烧耗尽，并保持推进剂阀门打开1min，使贮箱压力降低到0.517MPa，气瓶压力基本上降到零。

日本H-I上面级则采用“慢速工况点火”，即发动机涡轮泵不工作，仅在贮箱压力状态下输送剩余推进剂进入发动机燃烧室点火燃烧。采用这个方法，能够在几百秒之内将剩余推进剂燃烧排空。该方法除了对发动机控制盒稍加修改外，不需要改变发动机结构。

③蒸发排放

阿里安上面级在主发动机熄火后，其液氢剩余量近200kg，液氧剩余约400kg，气瓶压力为6MPa~7MPa。为防止爆炸，采取让推进剂箱里剩余推进剂蒸发，并经排气管排放的方法。液氢/液氧的沸点很低，极容易蒸发，据计算，剩余量大约在24h内蒸发掉。因此，“阿里安”上面级火箭仅在其液氧排气口和液氢安全阀上各增加电爆装置，按排放程序打开放空就完事了。

④排空管排放

发动机一次关机后，其泵前管路残余推进剂会在发动机余热作用下会在泵内蒸发为气体，降低再起动可靠性。如果无规则地通过泵密封件漏出，则产生的干扰力矩就影响航天器姿态。

因此需要一个排泄系统，由排空管和泵前隔离阀门组成。在发动机关机后，关闭隔离阀门的同时打开两个隔离阀门的排泄口，泵前管路中的推进剂或蒸气通过排泄口进入排空管并排出箭体外。

阿金纳上面级把排放系统与泵前管路残余推进剂排空管结合在一起，顺便把贮箱里所有剩余推进剂排放掉。

没有再启动能力的发动机就需要专门设置电爆排放阀门及排空管路。排空管入口位于贮箱底部出口附近。排放程序为：火箭调整姿态与载荷拉开一定距离后，先打开氧化剂排放电爆阀门，延迟一段时间时间后通电打开燃料排放电爆阀门，防止两种燃料混合反应。液体停止流动后，气瓶氦气和贮箱推进剂蒸气混合物开始进入排空管。排气要持续几个小时，直到所有剩余推进剂全部蒸发，推进剂箱压力衰减到空间环境压力为止。

⑤专用排放系统

长征四号三级在发动机隔离阀门(上文提到再启动用的)

前氧化剂和燃料输送管路上接出氧化剂和燃料接排放管路。在排放管路上分别设置排放电爆阀门、测量传感器和排放平衡器。排放过程与贮箱排空管相似。

完结撒花~

上次辑稿时间2021年8月21日17:04，时隔一年才把牙膏挤完。但拖更也是有好处滴，蹲到了一些很棒的相关期刊，能多氵点图。

最后讲个笑话，写完发现有个活动叫“坎公世界构建计划”还以为是咱们KSP玩家雄起了，结果不是啊……