火箭推進劑[化學物質]

火箭推進劑 一般以某種形式大量存儲在推進劑容器里，以流體噴射物的形式大量從火箭發動機噴射出，產生推力作推進。燃料推進劑往往與氧化劑推進劑燃燒產生大量非常熱的氣體，這些氣體膨脹並從噴嘴噴出，不斷加速，從火箭底部衝出產生推力直到火箭達到極高的速度。有時推進劑不會燃燒，但可以從外部加熱都達到更好的效果。對於較小的實驗推進器，使用壓縮氣體通過推進噴嘴噴出以推動飛船。

特點

火箭發動機的特點是同時使用兩種不同類型的化學物質來支持燃燒反應，產生熱排氣。這兩種化學物質就構成了火箭專家稱之為推進劑的東西。這兩種化學物質分別是燃料和氧化劑，燃料為火箭提供燃燒的物質以產生熱排氣，氧化劑為燃燒的過程供氧。所有的燃燒反應都要求有可燃物質和氧來支持。在大氣層內有充足的氧氣可以支持燃燒，所以汽車和飛機的發動機都不需要攜帶氧化劑，但火箭既要在大氣層中工作，又要在太空飛行，因此必須自帶氧來支持燃燒室的燃燒反應。

分類

火箭推進劑主要有三種類型的推進劑：固體、液體和混合型。

液體推進劑

液體推進劑的燃料和氧化劑都是液態的保存在火箭的燃料箱中的。目前較普遍的一種液體推進劑組合是用混肼-50(類似煤油)作燃燒劑，四氧化二氮作氧化劑。這種組合劑可在室溫下儲存，但其燃燒效率比較低。另一種組合是液氫做燃料，液氧做氧化劑。這種組合是當前最有潛力的組合，其燃燒效率很高，但由於液氫和液氧的沸點都很低，所以其保存需要超低溫的儲存箱，使溫度接近絕對零度，在零下二百攝氏度左右，才能保證它們在液態，一旦溫度超過沸點液體變成氣體，就無法再用作推進劑，由於其比較複雜目前只有美國、俄羅斯、法國、中國和日本等少數幾個國家掌握這種低溫液體火箭技術。

大多數液體推進劑要求用火花點火開始燃燒。但有些燃料和氧化劑混合時會自動產生化學反應點火燃燒，我們稱之為自燃推進劑。使用自燃推進劑的發動機不需要點火系統，而且更加可靠，但這種推進劑幾乎可鏽蝕所有與之接觸的物質，而且含有劇毒。

固體推進劑

固體推進劑由油灰或橡膠狀的可燃材料構成，是燃料和氧化劑的混合體。燒固體推進劑的火箭稱為固體火箭。固體火箭的箭體與液體火箭的箭體差別不大，但內部沒有推進劑儲存箱，而是把整個火箭體的內部從上到下裝滿固體推進劑。在火箭體的中心有一條窄窄的圓柱形縫隙貫穿推進劑的模芯，該縫隙稱為燃燒室，它可使推進劑從上到下均勻燃燒。火箭底部的噴管，將燃燒室的排氣導入合適的方向。

由於燃燒室是推進劑在中間留出來的縫隙，如果這個縫隙是圓柱形的，當火箭頂端的點火器擊發點火後，隨著燃燒的繼續，燃燒室的表面積開始增大，使得推進劑與推進劑接觸的面積增大，每一時間燃燒的推進劑開始增多，產生的推力也相應的加大。因此火箭在最初產生的推力較小，但隨著時間的增加，推力逐漸增大，直到燃燒的最後階段火箭獲得最大的推力。考慮一下如果縫隙的形狀不同，那它產生推力的效果也會不同。星形開縫在整個加力期間會均勻的產生推力，但推進劑要比圓柱形的燃燒快一些。現在火箭推進劑模芯中開的縫隙形狀分為圓柱形、管形、星形、多翼形、十字形等。

與液體推進劑相比，固體推進劑最大的優勢在於它可以在室溫下儲存。而且發動機不需要其它複雜的部件，而液體推進劑的發動機要求有專門的設備來控制液體注入燃燒室。當然也正是由於這個原因，使得固體推進劑的燃燒不容易控制，在燃料沒有燒完的情況下，很難實現發動機的關閉，因此不具備多次點火的能力。早期的固體火箭基本都是一次燃燒，但隨著技術的發展，現在已經出現多次點火的固體火箭。

惰性推進劑

一些火箭設計的推進劑來自非化學能源或甚至是來自外部的能源。例如水火箭使用壓縮氣體，一般是空氣，迫使水從火箭噴出。

太陽能火箭和核能火箭通常建議使用液氫以達到600-900秒Isp（比沖），或在某些情況下，用水蒸汽達到190秒Isp。

此外對於低性能要求的情況，如姿態噴射器，也有用惰性氣體氮氣的。

離子推力器

深空一號的離子推進劑

離子推力器， 離子推進器又稱 離子發動機，其原理是先將氣體電離，然後用電場力將帶電的離子加速後噴出，以其反作用力推動火箭。這是目前已實用化的火箭技術中，最為經濟的一種，因為只要調整電場強度，就可以調整推力，由於比沖(specific impulse)遠大於現有的其它推進技術，因此只需要少量的推進劑就可以達到很高的最終速度，而既然太空船本身不需要攜帶太多燃料，總重量大幅減少後就可以使用較小而經濟的載運火箭，節省下來的燃料更是可觀。缺點是它的推力很小，目前的離子推進系統只能吹得動一張紙，無法使太空船脫離地表，而且也需要很長的時間進行加速。離子推力器目前只能套用於真空的環境中。在經過很長時間的持續推進後，將會獲得比化學推進快很多的速度，這使得離子推力器被用在遠距離的航行中。

常用推進劑

液氫(燃料)液氧(氧化劑)燃燒效率很高多用於太空梭及運載火箭末級昂貴、不易儲存。

肼-50(燃料)四氧化二氮(氧化劑)燃燒效率一般多用於中型火箭價格適中、較易儲存。

RP-1高精煉煤油(燃料)液氧(氧化劑)燃燒效率一般多用於火箭第一級價格適中、不易儲存。

肼(燃料)四氧化二氮(氧化劑)燃燒效率一般自燃、多用於衛星價格相對便宜、腐蝕性極強。

化學混合比例

給出的化學推進劑理論排空速率是每單位質量推進劑（具體能量）能量釋放的函式。未燃盡的燃料或氧化劑會影響具體能源。令人驚訝的是，大多數火箭載富燃料運行。

推進劑密度

雖然液氫有很高的Isp，其密度低是一個重要的缺點：每公斤氫占地的體積是密集燃料（如煤油）7倍多。 這不僅對貯槽設施不利，而且油箱的管道和燃油泵，需要原來體積和重量的7倍。（引擎的oxidiser一側和渣當然不受影響。）這使得太空飛行器的乾質量要高得多，所以使用液氫比起預想的不是這么有效。事實上，一些緻密碳氫化合物/液氧推進劑組合具有較高的性能同時，乾重的不利也包括在內。

由於較低的Isp, 密集推進劑運載火箭，具有更高的起飛質量，但這並不意味著一個成比例的高成本，相反，太空飛行器很可能最終更便宜。液氫生產和儲存是相當昂貴的，並在太空飛行器的設計和製造帶來許多實際困難。

由於較高的整體重量，密集燃料運載火箭必然要求更高的起飛推力，但它攜帶推力的能力要一直持續到達軌道。這一點，再加上更好的推力/重量比，這意味著密集燃料的太空飛行器達到軌道早些時候，從而儘量減少重力阻力造成的損失。因此，這些太空飛行器的有效delta-v要求減少了。

但是，液氫給予明確的優勢，整體重量需要最小;例如，土星V飛行器在它的末級使用液氫;降低了重量，這意味著使用密集燃料的第一級可成比例的縮小，節省不少錢。