针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索
火箭发动机的研究现状及其未来发展方向
火箭发动机的研究现状及其未来发展方向火箭发动机是航空航天领域的重要组成部分，决定着火箭的性能和发展方向。
本文将介绍火箭发动机的研究现状及其未来发展方向。
一、火箭发动机的研究现状1. 燃烧室技术的进步火箭发动机的燃烧室是其最核心的部件之一，决定了火箭的推力和效率。
近年来，燃烧室技术得到了快速发展，新型材料、制造工艺和设计方法的应用使得燃烧室的温度和压力承受能力大大提高，推力和效率也随之提高。
2. 新型推进剂的研究传统的火箭推进剂主要有液态氧和液态燃料，但受其重量和储运难以保证的限制，科学家们在研究和探索新型推进剂。
固态推进剂、氢气和氧气的混合推进剂、可回收的推进剂等均得到了一定的研究和应用，未来这些新型推进剂有望成为主流。
3. 高温材料技术的应用火箭发动机的高温材料应用水平也是决定其性能的关键因素。
以碳纤维为代表的高温材料在发动机壳体、导管、燃烧室等关键部件中得到了广泛应用，其轻质、高强度、高耐热性能优良，对于提高火箭发动机性能有极大的帮助。
二、火箭发动机的未来发展方向1. 可重复使用发动机随着航空航天技术的不断发展，未来火箭发射次数将不断增加，这就要求火箭发动机必须具有可重复使用的特性。
可重复使用发动机可以减轻一次性火箭发射的成本和对环境的影响，也有利于未来人类登陆月球和深空飞行等探索的实现。
2. 低碳环保发动机火箭发动机排放的废气对于环境和气候变化都产生了一定的影响，而且未来人类深空探索和星际旅行等需要大量的能源，因此低碳环保发动机的研究和开发变得尤为重要。
这就要求火箭发动机能够利用可再生能源，如太阳能、风能等，减少废气排放和对环境的污染。
3. 燃烧室冷却技术的革新燃烧室的腐蚀和高温环境会对其造成一定的损伤和影响，因此燃烧室冷却技术的革新是一个重要的方向。
一些智能化燃烧室和液体金属冷却技术的应用，可以有效地减少燃烧室的烧损和延长发动机的使用寿命。
总之，火箭发动机的研究和发展一直是航空航天领域的热点和难点。
喉栓式变推力固体火箭发动机
喉栓式变推力固体火箭发动机喉栓式变推力固体火箭发动机是一种先进的推进系统，它在航天领域发挥着重要的作用。
喉栓式变推力固体火箭发动机的设计灵感来自于人类的喉咙，以其独特的结构和机制，使得火箭发动机能够根据需要调整推力大小，实现更加精确的控制。
喉栓式变推力固体火箭发动机由多个喉栓单元组成，每个喉栓单元都有自己的燃烧室和喷嘴。
当需要增大推力时，燃烧室内的燃料燃烧更加充分，产生更多的燃气通过喷嘴喷出，从而增加推力。
反之，当需要减小推力时，燃料燃烧不那么充分，产生的燃气流量减少，从而减小推力。
喉栓式变推力固体火箭发动机的推力调节是通过控制燃烧室内的燃料供给来实现的。
通过增加或减少燃料的供给量，可以调整燃烧室内的燃料燃烧速度，进而控制燃气的产生速度和流量，从而实现推力的调节。
喉栓式变推力固体火箭发动机具有多种优点。
首先，它具有较高的推力调节范围，可以根据任务需求灵活调整推力大小。
其次，它具有较高的推力精度，可以实现更加精确的轨道控制。
再次，它具有较高的可靠性和安全性，由于其简单的结构和机制，喉栓式变推力固体火箭发动机的故障率较低，可以有效保证任务的顺利进行。
喉栓式变推力固体火箭发动机在航天领域的应用非常广泛。
它可以用于卫星发射、空间探测器、载人航天器等各种航天任务中。
在卫星发射任务中，喉栓式变推力固体火箭发动机可以根据不同的轨道要求，调整推力大小，实现卫星的精确定位和轨道控制。
在空间探测任务中，喉栓式变推力固体火箭发动机可以帮助探测器实现精确的轨道调整和目标飞越。
在载人航天任务中，喉栓式变推力固体火箭发动机可以保证航天器的安全返回和着陆。
喉栓式变推力固体火箭发动机是一种先进的推进系统，它通过调整燃烧室内的燃料供给，实现推力的精确调节。
它具有较高的推力调节范围、推力精度、可靠性和安全性，在航天领域发挥着重要的作用。
随着技术的不断发展，喉栓式变推力固体火箭发动机将会进一步提升其性能，为人类航天事业做出更大的贡献。
火箭发动机技术的最新研究进展
火箭发动机技术的最新研究进展随着科学技术的不断发展，火箭发动机技术已经得到了很大的进步。
当今世界上最强大的火箭发动机，俄罗斯的RD-180、美国的RS-68和中国的鲲龙发动机，都具有很高的推力、高效率和可靠性。
而在未来，人类探索太空的梦想依旧让火箭发动机技术领域持续保持着最新的研究进展。
1. 多级喷管技术为了能够让火箭的速度提高，科学家们一直在努力研究多级喷管技术，以此来增加火箭的推力。
多级喷管技术是指将火箭发射时喷射出的推进剂通过多个不同型号或不同朝向的喷管轮流喷射出来，从而提高火箭的推力。
目前很多国家都在研究这项技术，试图实现火箭发射后更快的加速度和更好的燃烧效果。
2. 无人机搭载火箭发射技术无人机技术的普及和发展也给火箭发动机技术带来了很大的创新。
现在，在某些特定情况下，人们可以利用无人机来进行火箭发射，并将火箭送入更高的高度。
由于无人机可以在很短的时间内到达较高的高度，这种技术可以大大减少火箭的燃料消耗，提高火箭的生产效率和降低成本。
这样的技术，至今已经在某些重要行业领域实现了落地运用。
3. 新材料的应用在火箭发动机领域，新材料的应用越来越广泛。
人们使用了许多创新性的材料来制造和改进火箭发动机空间使用时的性能。
比如，由于超导材料的低温特性和高热传导能力，将其引入某些火箭发动机配件（如发动机冷却器）中，可以大大提高火箭发射时的稳定程度。
此外，一些特殊的碳纤维制品也被应用在火箭发动机的制造中，使火箭具有更佳的轻量化设计和更快的速度。
4. 电极化电动推力器技术在宇航领域，使用电主推力器技术可以提高火箭的效率和便捷性。
电气推进系统的设计可以使用比传统系统更少的燃料，从而节省成本。
由于其设计和实施成本相对较低，电气推进系统也逐渐被用于卫星轨道修正项、卫星转移轨道、国际空间站轨道调整和星际探索等领域。
电气推进技术的应用因其效率和成本优势而越来越流行。
总之，随着火箭发动机技术不断进步和创新，人们的探空梦想正在逐渐成为现实。
航空航天行业中的火箭发动机技术研究现状
航空航天行业中的火箭发动机技术研究现状随着科技的不断进步，航空航天行业中的火箭发动机技术也在不断发展。
火箭发动机作为推动飞行器向太空进行推进的核心部件，对于航天事业的发展至关重要。
本文将对当前航空航天行业中火箭发动机技术的研究现状进行探讨。
火箭发动机技术的发展可以追溯到二十世纪初，当时人们开始意识到航天这一领域的重要性。
经过多年的努力，火箭技术已经取得了长足的发展。
目前，航空航天行业中的火箭发动机技术可以分为液体火箭发动机和固体火箭发动机两大类。
液体火箭发动机是指利用液体燃料和氧化剂进行燃烧的发动机。
液体火箭发动机具有推力大、推力调节范围广、运行可靠性高等优点。
从技术上讲，液体火箭发动机要求燃料和氧化剂能够在极端环境下保持稳定，并且能够快速点火和燃烧。
目前，航天机构和航空航天公司正在研究和开发新型的液体火箭发动机，以提高其性能和可靠性。
固体火箭发动机是指利用固体燃料进行燃烧的发动机。
相比于液体火箭发动机，固体火箭发动机具有结构简单、质量轻、制造成本低等优点。
然而，由于固体燃料的性质，固体火箭发动机在推力调节和点火可靠性方面存在挑战。
因此，航空航天领域正在积极研究固体火箭发动机技术，力求提高其可调节性和安全性。
除了传统的液体火箭发动机和固体火箭发动机，人们还在研究和探索新型的火箭发动机技术。
其中一个热门研究领域是电离火箭发动机。
电离火箭发动机利用离子推进剂进行推进，具有高效、低推力和长寿命等特点。
这种发动机适用于长时间太空探索任务，如深空探测、卫星轨道修正等。
虽然电离火箭发动机技术仍处于发展初期，但其前景十分广阔。
此外，推动火箭发动机技术进一步发展的因素之一是材料科学的进步。
新型材料的研发和应用，能够极大地改善火箭发动机的性能。
例如，新材料能够提高发动机的耐高温性能，增强结构的强度和减轻重量。
材料科学的进步使得火箭发动机能够在更为恶劣的环境下运行，为未来航天探索提供了更多可能性。
总结而言，航空航天行业中的火箭发动机技术研究正在不断发展。
火箭发动机的制造工艺与发展趋势
火箭发动机的制造工艺与发展趋势火箭发动机是推动火箭航天技术发展的核心之一，其制造工艺和发展趋势不仅影响着火箭发射的稳定性和可靠性，也决定着航天事业的进步方向和高度。
本文将从火箭发动机的制造工艺和发展历程两个方面探讨其未来趋势和前景。
第一部分：火箭发动机的制造工艺火箭发动机的制造工艺涉及到多个环节，包括材料选择、加工、测试、装配等一系列流程。
其中，最重要的是材料的选择和加工，这直接影响着火箭发动机的性能和寿命。
常用的火箭发动机材料主要包括碳纤维、高温合金、陶瓷材料等。
这些材料的选择主要取决于其特性和适用范围，比如碳纤维强度高、重量轻，适合用于制作燃烧室和喷嘴等部件；高温合金能够承受高温和高压，适合用于制作涡轮机和涡轮泵等部件；陶瓷材料耐腐蚀，适合用于制作喷嘴等部件。
火箭发动机的加工方式主要分为传统加工和先进加工两种方式。
传统加工方式包括铣削、钻孔、车削等，这些加工方式具有成熟技术和工艺流程，但是可能导致材料残余应力和表面质量不佳等问题。
先进加工方式主要包括激光制造、电火花加工、微机电系统技术等，这些加工方式具有高精度、高效率、高质量等优点，但是技术成熟度和投资成本较高。
除了材料和加工方式选择外，火箭发动机的制造工艺还包括测试和装配等环节。
测试主要包括静态试验和动态试验，它们可以检验燃料系统、涡轮机、喷嘴等各个部件的性能和可靠性。
装配环节主要包括各个部件的组装、调试和测试，它们可以确保火箭发动机在使用过程中具有稳定性和可靠性。
第二部分：火箭发动机的发展历程火箭发动机的发展历程可以追溯到上世纪四五十年代，当时美苏两国进行航天竞赛，推动了火箭发动机研发的迅速发展。
在这个过程中，火箭发动机的设计和制造经历了多次创新和改进。
美国的火箭发动机主要分为固体火箭发动机和液体火箭发动机两种。
固体火箭发动机具有容易制造、可靠性高等优点，但是其燃料不能反复加注，而且功率比较低。
液体火箭发动机具有功率高、重量轻等优点，但是制造难度高，可靠性差。
火箭技术发展现状与未来趋势分析
火箭技术发展现状与未来趋势分析引言：火箭技术的发展对人类探索宇宙和太空资源的重要性不言而喻。
近年来，随着科学技术的进步和工程能力的提升，火箭技术取得了突飞猛进的发展。
本文将对火箭技术的现状与未来趋势进行分析，以期探究人类在飞天探索和利用太空资源方面的前景。
一、火箭技术发展现状在过去的几十年间，火箭技术取得了巨大的突破和进展。
首先，燃料和推进系统的改进大大提高了火箭的动力性能和燃烧效率。
例如，传统的火箭设计使用固体火箭推进剂，但随着液体火箭推进剂的发展，燃烧效率和推力大幅提升。
其次，材料科学的进步改善了火箭的结构设计和重量比。
轻质但坚固的材料成为火箭制造的首选，比如碳纤维等新型复合材料的应用极大地提高了火箭的载荷能力。
此外，导航和控制系统的进步也使火箭的制导更加精确，提高了飞行安全性和成本效益。
二、火箭技术未来趋势未来火箭技术的发展将呈现出以下几个趋势：1.商业化和私人太空旅行随着太空探索逐渐被商业化，私人太空旅行将成为未来的趋势。
许多私营公司已经进入太空领域，计划提供旅游、科研和资源开发等服务。
火箭技术的进步将使得太空探索更加可行和安全，为公众普及太空体验提供更多机会。
2.可重复使用火箭传统的火箭一次性使用后即报废，但随着可重复使用技术的发展，未来的火箭将具备多次发射的能力。
这样不仅可以降低发射成本，还能提高火箭的运输效率和可持续性。
目前，一些公司已经开始尝试可重复使用火箭的研究和实验，未来这一趋势将进一步加强。
3.大规模载人空间探索随着技术的进步，人类将更深入地探索太阳系和宇宙。
未来，载人航天任务可能进一步扩大至月球、火星和其他太阳系行星。
为了实现这一目标，火箭技术需要进一步提升载人能力、飞行安全性和持续时间。
同时，此类任务的成功还需面临身体及心理健康和资源供给等诸多挑战。
4.太空资源利用太空拥有丰富的资源，包括稀有金属、水和稳定能源等。
火箭技术的进步将促使人类将目光投向太空资源的开发和利用。
火箭推进剂技术的发展现状及趋势
火箭推进剂技术的发展现状及趋势随着科技的进步和人类对探索外层空间的渴望，火箭推进剂技术作为航天领域的核心技术之一，一直备受关注。
本文将探讨火箭推进剂技术的发展现状以及未来的趋势。
一、火箭推进剂技术的发展现状1. 传统推进剂技术传统火箭推进剂技术主要依赖化学能源，如固体火箭推进剂和液体火箭推进剂。
固体火箭推进剂由氧化剂和燃料混合而成，可以存储在火箭中，并在点火时燃烧产生大量热能和气体推力。
液体火箭推进剂则是通过将液体氧化剂和燃料储存在火箭中，点火后通过喷射喷管中混合燃烧产生推力。
2. 新型推进剂技术新型推进剂技术是指相对于传统推进剂而言的创新技术，其目的是提高推进剂的性能和可持续性。
例如，高能量密度推进剂，如氢氧推进剂，可以提供更高的燃烧效率和推力比，并减少对地球环境的污染。
与此同时，新型推进剂技术还包括利用非化学能源的推进剂，如核能推进剂和电力推进剂，它们的出现使得火箭技术的应用范围更加广泛。
二、火箭推进剂技术的发展趋势1. 提高推进剂性能未来火箭推进剂技术的一个主要趋势是提高推进剂的性能，使其能够更有效地将火箭送入太空。
需要提高推进剂的比冲和密度，以实现更高的速度和负载能力。
此外，还需要提高推进剂的燃烧效率和可控性，以提供更稳定和精确的推力。
2. 环境友好型推进剂的研发传统推进剂往往会产生一定的污染物，对环境造成不可忽视的影响。
因此，未来的趋势是开发更环境友好的推进剂。
例如，氢氧推进剂不会产生二氧化碳等温室气体和大气污染物，是一种可持续发展的选择。
此外，电力推进剂也是一个潜力巨大的领域，其使用可再生能源作为动力源，减少对自然资源的消耗。
3. 推进剂的自主研发能力火箭推进剂的自主研发能力是航天技术发展的重要组成部分。
随着国家对航天事业的重视和投资的增加，国内的科研机构将有更多的资源和机会进行推进剂技术的研究与创新，提高自主创新和核心技术的能力。
4. 研究新型推进剂技术除了传统推进剂技术的发展，未来也需要研究和探索新型推进剂技术。
火箭发动机技术的研究与发展
火箭发动机技术的研究与发展随着现代工业的不断发展，火箭及航空技术也得到了极大的发展，并且成为了国家安全、军事实力和经济发展的重要指标之一。
而与之密不可分的，就是火箭发动机技术的研究和发展。
本文将从火箭发动机的历史和现状、研究和发展的现状和趋势、火箭发动机应用实例等方面进行阐述和分析。
一、火箭发动机的历史和现状火箭发动机作为现代工程技术中的重要组成部分，其研究和发展经历了长期而漫长的历史。
早在公元十三世纪，中国科学家就使用火药制作了最初的火箭，并在后续将它用于了军事、民用和科技方面。
但是，真正的火箭发动机的诞生，要追溯到二十世纪初的俄国学者柯尔克里克。
他根据热力学原理，设计了一种可以产生推力的化学反应系统，并于1926年成功地发射了世界上第一枚液体火箭。
随着热力学、化学、物理等科学技术的不断发展，火箭发动机得到了极大的发展。
而在现代的火箭发动机设计和制造中，有三种主要的设计形式：固体火箭发动机、液体火箭发动机和混合式火箭发动机。
其中固体火箭发动机是最早被广泛应用的火箭发动机，具有被动性强、维护方便和使用成本低等优点；而液体火箭发动机则具有推力大、效率高、使用寿命长等优势，是现代火箭发动机中使用最为广泛的类型。
二、火箭发动机的研究和发展现状及趋势在现代地球科学、军事、探测和航天等领域中，火箭发动机被视为具有举足轻重的地位。
而在火箭发动机的研究和发展方面，我国在长期的实践中也取得了不少的成就。
中国科学家在固体火箭、液体火箭、可重复使用的航天飞机等领域中进行了大量的研究和实践，并且不断取得新的进展。
当前，全球范围内的火箭发动机研究和发展主要体现在以下方面：1、提升燃料效率：燃料效率是火箭发动机最重要的技术指标之一。
目前，科学家们主要通过提高火箭发动机的喷气速度、改善压缩空气质量和推进剂质量等方面来提升燃料效率。
2、加强建模和仿真：随着计算机技术的不断发展，建模和仿真技术已经成为火箭发动机设计和研究中不可或缺的一部分。
2023年火箭发动机行业市场分析现状
2023年火箭发动机行业市场分析现状火箭发动机是航天领域最核心的关键技术之一，是保证航天器飞行的动力源。
随着航天技术的发展和航天任务的增加，火箭发动机行业市场也得到了快速的发展。
目前，火箭发动机行业市场呈现以下几个主要现状：1. 市场规模扩大：随着航天业的发展和需求的增加，火箭发动机市场规模逐年扩大。
不论是政府投资还是私人企业投资，都为火箭发动机行业提供了更多的发展机会。
2. 技术创新：火箭发动机行业在技术方面一直保持着高强度的创新和研发。
目前，液体火箭发动机和固体火箭发动机是两种主要的火箭发动机类型，其技术也在不断地迭代和演进。
3. 私营航天公司崛起：近年来，随着私营航天公司的快速崛起，火箭发动机市场格局发生了变化。
传统的国有企业面临来自私营航天公司的竞争压力，双方在技术研发和市场开拓上展开了激烈的竞争。
4. 市场竞争加剧：由于火箭发动机市场具有高度的技术门槛和巨大的市场潜力，吸引了众多厂商进入市场竞争。
在这种情况下，企业之间的技术创新和产品性能提升成为了市场竞争的关键。
5. 国际市场拓展：中国火箭发动机行业也在向海外市场进行积极拓展。
中国火箭发动机厂商通过技术输出和合作，不断获得国际市场的认可和订单。
需要注意的是，火箭发动机行业也面临一些挑战和问题：1. 技术壁垒：火箭发动机行业技术门槛高，研发和制造周期长，需要大量的资金和人力资源支持。
这导致了行业内技术密集型企业相对较少，市场竞争环境较为有限。
2. 安全风险：火箭发动机操作过程中存在较大的安全风险。
每一次发射都要面对飞行过程中的各种异常情况和应对措施，要求火箭发动机具备高度的可靠性和安全性。
3. 环境保护：火箭发动机燃烧过程产生的废气和尾焰对环境和大气层有一定的污染影响。
因此，将研发和生产更环保的火箭发动机成为了行业关注的一个重要方向。
总体而言，火箭发动机行业市场具有巨大的潜力和发展空间。
随着航天技术和需求的不断提升，市场规模将进一步扩大，技术创新将加速推动行业的发展。
2023年火箭发动机行业市场分析现状
2023年火箭发动机行业市场分析现状火箭发动机是航天技术领域的核心组成部分，其性能的卓越与否直接决定了火箭发射的成功与否。
预计未来10年内，全球火箭发射的需求量将持续增长，为火箭发动机市场带来广阔的发展前景。
本文将从市场规模、主要市场、市场趋势及竞争格局等方面对火箭发动机行业市场进行分析。
一、市场规模据报告显示，在2019年，火箭发动机市场总体规模达到了33.3亿美元，预计到2025年，市场规模将增长至54.3亿美元。
其中液体火箭发动机市场份额最大，占据了总市场规模的大部分。
这主要是因为液体火箭发动机具有推力大、推进剂比冲高、可靠性高等优点，在中大型火箭的使用中受到了广泛的应用。
二、主要市场目前，具有较高火箭发射需求的国家包括美国、俄罗斯、中国、日本和印度等发达国家。
其中，美国和俄罗斯的火箭发射技术领先，两国的液体火箭发动机市场份额占据了全球市场的大部分。
而中国和印度等新兴国家则开始加大火箭发动机的研发力度，并逐步提高火箭发射的成功率。
三、市场趋势未来，火箭发动机市场的发展趋势将围绕以下三个方面展开：1.技术升级与创新：随着科技的发展和竞争的加剧，各国将在液体火箭发动机的关键技术研发和创新上进行更多的投入。
目前，新型推进剂的研发与应用、提高液体火箭发动机的可重复使用性、推进剂的自主供给等技术方向将成为产业发展的关键。
2.商业火箭与民用市场的发展：除了政府间的科研任务和发射外，商业火箭、航天旅游等新兴市场发展迅速。
近年来，SpaceX推出了Falcon Heavy等大型商业火箭，中国也在国内发射了航天器发射服务的商业化试点。
这些商业火箭发动机技术的发展将推动火箭发动机市场进一步发展。
3.多方合作:随着火箭发射需求的增长，国际间的合作将逐渐融入到火箭发动机领域，例如，中国与法国和阿根廷等国家合作研发液体火箭发动机等。
这在增加技术交流和资源共享的同时，也将促进火箭发动机市场的发展。
四、竞争格局目前，火箭发动机市场的竞争格局主要为美国科技公司 SpaceX等企业与俄罗斯的Energomash等企业之间的竞争。
针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索
针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索岳春国李进贤冯喜平唐金兰（西北工业大学燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，陕西西安 710072）摘要：随着人类探索太空活动的逐年增加，发展变推力推进技术的重要性愈发明显。
本文综述了针栓式变推力液体火箭发动机国内外的发展现状与趋势，分解了发展针栓式变推力液体火箭发动机的关键技术，最后提出适合我国国情的变推力液体火箭发动机技术的发展设想。
关键词：变推力火箭发动机；针拴式喷注器；现状；建议The Research on Technology Actuality and Development of Pintle Injector Variable Thrust Rocket EngineYue Chun-guo，Li Jin-xian，Feng Xi-ping，Tang Jin-lan(National laboratory of combustion，flow and thermo-structure, Northwestern Polytechnical University., Xi.’an, 710072 China) Abstract: The significance of developing variable thrust propulsive technology becomes more and more obvious with the year after year increase of exploring outer space activity. In the paper, technology actuality and development trend of pintle injector variable thrust rocket engine at home and overseas are summarized. Key technologies of developing variable thrust rocket engine are analyzed. Development advices of developing variable thrust rocket engine that are adapted to the situation of our country are brought forward. Key Words: Variable thrust rocket engine; Pintle injector; Actuality; Advice1、前言液体火箭发动机是航天运输系统及空间飞行器推进与操纵控制的主要动力装置。
火箭发动机技术的发展与创新
火箭发动机技术的发展与创新随着人类社会的不断发展，航空航天事业也在不断向前推进。
而火箭发动机作为载人航天和卫星发射等项目的核心之一，其技术的发展与创新也成为航天领域重要的研究方向。
本文将结合火箭发动机技术发展的历史，介绍火箭发动机技术的创新与未来发展方向。
一、火箭发动机技术的历史发展20世纪初，火箭技术还处于起步阶段，火箭发动机技术也没有得到广泛应用。
直到1969年，人类才在“阿波罗11号”任务中完成了首次登月。
在此之后，火箭发动机技术得到了快速发展与应用，迈入了一个新的时代。
在过去几十年中，火箭发动机技术的发展主要经历了以下几个阶段：1、单级火箭发动机时代火箭发动机最早的形态是燃烧室与喷管结构分离的型号，称为纯喷气式火箭发动机。
在20世纪20年代，火箭发动机成为飞机和飞行器的动力源，并在二战中得到广泛应用。
然而，当时的火箭发动机的推力和效率都相对较低，存在燃料消耗多、密封性差等问题。
直到20世纪50年代，单级火箭发动机才成为主流。
单级火箭发动机主要由燃烧室、喷管和燃料供给系统等部分组成，燃烧室与喷管合并为一体。
研究发现，在合理的工作参数下，单级火箭发动机可以达到较高的效率和推力，且结构简单，成本较低，应用前景广泛。
2、燃烧室压力增强型火箭发动机时代单级火箭发动机有一定的限制，主要体现在推力和效率方面。
随着火箭发动机技术的不断发展，从20世纪60年代开始，发展出了一种更加高效的燃烧室压力增强型火箭发动机。
燃烧室压力增强型火箭发动机增加了燃料增压泵和氧化剂增压泵，能够将燃料和氧化剂分别压缩到更高的压力下注入燃烧室，从而获得更高的喷射速度和推力。
这种发动机不仅推力更大，而且效率也更高，且可靠性更高。
3、多级燃烧室火箭发动机时代燃烧室压力增强型火箭发动机的推力和效率都有一定的限制，因此后来又出现了一种更为先进的多级火箭发动机。
多级火箭发动机一般由燃料和氧化剂供应系统、多个燃烧室、多个喷管等多个部分组成。
变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述
第41卷第12期2020年12月㊀宇㊀航㊀学㊀报Journal of Astronautics Vol.41December ㊀No.122020变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述张波涛1,李㊀平2,王㊀凯1,杨宝娥1(1.西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室,西安710100;2.航天推进技术研究院,西安710100)㊀㊀摘㊀要:为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展㊂首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理㊁工程研制㊁雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状,最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题㊂分析表明,液液针栓喷注器㊁气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究㊂雾化特性中特别需要关注的是雾化角㊁混合特性和下漏率,还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性㊂燃烧特性中需要深入研究温度分布㊁火焰结构和燃烧稳定性㊂关键词:变推力液体火箭发动机;针栓喷注器;雾化特性;燃烧特性中图分类号:V434㊀㊀㊀文献标识码:A㊀㊀㊀文章编号:1000-1328(2020)12-1481-09DOI :10.3873/j.issn.1000-1328.2020.12.001Review on Pintle Injector of Throttling Liquid Rocket EngineZHANG Bo-tao 1,LI Ping 2,WANG Kai 1,YANG Bao-e 1(1.National Key Laboratory of Science and Technology on Liquid Rocket Engines,Xi an Aerospace PropulsionInstitute,Xi an 710100,China;2.Academy of Aerospace Liquid Propulsion Technology,Xi an 710100,China)Abstract :In order to summarize the research results and sort out the future development direction,the researchprogress in pintle injector of throttling liquid rocket engine is reviewed.Firstly,the basic concept and research significance of the pintle injector are summarized.Then the research status and history of pintle injector are introduced from the aspects of the design principle,engineering development,atomization characteristics and combustion characteristics.Finally,thedevelopment trend of the pintle injector and some scientific problems to be further researched are prospected.The results show that the atomization and combustion characteristics of liquid-liquid pintle injector and gas-liquid pintle injector need continuous research.The future researches may focus on the spray angle,mixing characteristics and leakage ratio in atomization characteristics.In addition,the atomization characteristics of the pintle injector under back pressure could be explored.For the combustion characteristics,further researches should be surrounded by the temperature distribution,flame structure and combustion stability.Key words :Throttling liquid rocket engine;Pintle injector;Atomization characteristics;Combustion characteristics收稿日期:2019-10-24;修回日期:2020-03-11基金项目:国家重大基础研究项目(613193)0㊀引㊀言在空间基础设施建设㊁深空探测和载人航天等太空探索计划的驱动下,高性能㊁低成本㊁无毒㊁大变比及可重复使用的变推力发动机已成为当今火箭发动机技术的重要发展方向㊂美国太空探索公司(SpaceX)采用Merlin 发动机实现了 猎鹰 火箭海上回收,并成功重复使用㊂SpaceX 在改进液氧煤油Merlin 发动机的同时,还在研制推力为170吨的全流量Raptor 发动机,推力变比为5ʒ1[1]㊂美国宇航局的推进和低温先进发展项目为了支持未来着陆器的要求,正在研制采用低温推进剂且具有大变比能力的膨胀循环TR202发动机[2]㊂我国研制的7500N 变推力发动机于2019年1月成功助力嫦娥四号探测器首次软着陆于月球背面㊂此外,随着高能锂电池㊁高效精确步进电机等技术的迅猛发展,电动泵发动机有更加广阔的应用前景㊂新西兰火箭实验室研制出低成本㊁高可靠㊁深度变推力电动泵 Electric 火箭,我国也开展了电动泵压式发动机研制工作[3]㊂喷注器是变推力液体火箭发动机控制推力的重要部件之一,以上发动机均采用针栓喷注器㊂尽管针栓喷注器经过了六十多年的发展且广泛应用,但大部分研究工作都未公开,且相关的基础研究工作较少㊂本文针对变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的工程研制㊁雾化特性和燃烧特性等方面进行综述,以加深对针栓喷注器的认识㊂1㊀针栓喷注器设计原理1.1㊀结构针栓喷注器结构如图1所示,外圈推进剂由喷注器壳体和套筒构成的环形喷嘴,以轴向液膜的形式沿着套筒外壁流动㊂中心路推进剂从套筒与针栓之间的中心通道进入喷注器,在针栓端头内型面的作用下流动方向变为径向,以环形液膜或射流束的形式喷入燃烧室后与外圈推进剂发生撞击雾化,随后燃烧㊂针栓喷注器的设计方式有多种多样,但基本构型类似㊂图1㊀针栓喷注器示意图Fig.1㊀Schematic of the pintle injector传统的液体火箭发动机推力室具有多个喷注器,而绝大多数针栓发动机只有一个喷注器,喷注器位于喷注面板中心,从喷注器喷出的推进剂会在燃烧室内产生两个回流区,分别为燃烧室头部的上回流区和针栓头部的中心回流区,如图2所示㊂上回流区主要是两股推进剂撞击后向燃烧室头部回流,富含外圈推进剂,依靠推进剂液滴蒸发冷却喷注面板㊂下回流区是由于推进剂在针栓头部回流,富含中心路推进剂,可促进推进剂液滴的二次雾化㊂图2㊀流场结构Fig.2㊀Flow field structure1.2㊀物理量定义1)动量比动量比是径向推进剂动量与轴向推进剂动量之比,表达式为C TMR =̇mr v r ̇m a v a (1)式中:C TMR 为动量比,̇mr 和̇m a 分别为径向和轴向推进剂质量流量,v r 和v a 分别为径向和轴向推进剂速度㊂2)阻塞率阻塞率是针栓头端全部径向喷注孔的孔径之和与针栓周长之比,表达式为C BF =nD sπD p(2)式中:C BF 为阻塞率,n 为射流孔数目,D s 为射流孔直径,D p 为针栓直径㊂3)直径比直径比是燃烧室直径和针栓直径之比,表达式为C DR =D c D p(3)式中:C DR 为直径比,D c 为燃烧室直径㊂2㊀工程研制只要提到针栓喷注器,TRW 公司(现属于诺斯罗普㊃格鲁门公司)都是要首先提到的名字之一㊂TRW 公司从60年代开始研究针栓喷注器且获得专利,研制了多种不同的针栓发动机,目前已有超过上百台采用针栓喷注器的双组元发动机成功地进行了飞行[4]㊂表1给出了已工程应用的典型针栓发动机,表2给出了已研制的典型针栓发动机㊂TRW 从1963年开始研制阿波罗登月舱下降发2841㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第41卷表1㊀工程应用的典型针栓喷注器发动机Table1㊀Typical pintle injector rocket engines applied for engineering发动机名称或研究单位推进剂设计推力/kN室压/MPa比冲/s备注LMDE N2O4/A-50 4.4~440.69303累计10次飞行TR201N2O4/A-50440.6930377次飞行全部成功ISPS HAD/USO0.440.6527228次飞行全部成功TR-308N2O4/N2H40.530.693224次飞行全部成功Merlin1A LOX/RP1340 6.89-飞行2次,一次失败Merlin1D+LOX/RP193410.8348用于猎鹰重型芯级和助推级西安航天动力研究所MON-1/MMH 1.5~7.5--用于嫦娥三号和嫦娥四号表2㊀研制的典型针栓喷注器发动机Table2㊀Typical pintle injector rocket engines which have been studied发动机名称或试验单位推进剂变比能力设计推力/kN备注MIRA500N2O4/A-5020ʒ10.11~2.22TRW最早进行的试验PAPE N2O4/MMH19ʒ1 1.9~36.5实现面关机功能TR-202LOX/LH210ʒ1 3.88~38.8采用膨胀循环系统TR-106LOX/LH2-2900验证针栓喷注器可以大幅度降低运载火箭成本TR-108LOX/RP1-129唯一采用多针栓喷注器BYF-03AK-27S/UDMH5ʒ10.245~1.221国内第一台针栓发动机动机(LMDE)[5-7],在LDME计划执行的同时,TRW 研制了110N㊁440N㊁890N一系列小推力的栓式发动机㊂随后由LDME衍生而来的TR201发动机用于德尔它运载器的二级㊂从20世纪80年代起,通过一系列设计改进使针栓发动机具有可重复脉冲工作㊁面关机等能力,研制出一种变推力和快响应的弗莱威特发动机(PAPE)用于 哨兵 导弹[8]㊂对于传统固定面积的喷嘴采用凝胶推进剂在发动机关机后容易堵塞,TRW研制出使用凝胶推进剂的面关机喷注器成功飞行[9]㊂推进剂特性是决定发动机性能的关键因素之一[10],20世纪90年代开始研制采用液氧/煤油[11]㊁液氧/液氢[2]㊁液氧/酒精[13-14]等绿色无毒化推进剂的针栓发动机㊂美国宇航局提出的推进和低温先进发展计划中明确要求发展高性能低温变推力火箭发动机[2],正在研制TR-202发动机㊂在导弹防御局液体助推器开发计划的资助下,格鲁曼公司研制了150kN的TR-108发动机[15]㊂TR-108发动机是目前唯一采用多针栓喷注器的发动机,针栓喷注器排列布局为中间1个㊁四周均布6个㊂为进一步降低成本,TRW研制了2900kN液氢液氧TR-106针栓发动机[16-18]㊂目前最具代表性的针栓发动机为Merilin1D发动机,燃烧效率在0.98以上,推质比约180,是世界上性能最高的燃气发生器循环液氧煤油发动机㊂国内在变推力火箭发动机领域的研究起步较晚,20世纪70年代开始进行针栓发动机的研究[19]㊂1983年国内第一台变推力发动机试车成功[20],北京航空航天大学[21]设计了基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,推力为57.30~864.70N㊂国内目前已飞行的变推力火箭发动机为嫦娥三号和嫦娥四号使用的7500N下降级发动机[22-23],于2013年12月首次完成嫦娥三号探测器地月转移飞行的任务,2019年1月成功助力嫦娥四号探测器首次软着陆月球背面㊂3㊀雾化特性雾化是喷注器最重要的工作过程,雾化质量及雾场分布直接决定了蒸发㊁混合和燃烧特性,从而对燃烧装置的燃烧性能㊁稳定性和可靠性产生重要影响㊂目前公开文献中研究内容主要集中在破碎过程㊁雾场形态㊁雾化角和混合特性等方面㊂3.1㊀喷注方式根据外圈推进剂和中心路推进剂喷注方式不同,可分为四种形式:径向缝型和轴向缝型相结合㊁径向缝型和轴向孔型相结合㊁径向孔型和轴向缝型相结合㊁径向孔型和轴向孔型相结合㊂针栓喷注器3841第12期张波涛等:变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述轴向推进剂和径向推进剂的喷注方式直接决定了雾化过程及雾场形态,然而目前对于针栓喷注器设计还没有统一的设计流程㊂Rezende等[24]对不同喷注方式的单路流动进行了液流试验,指出匹配轴向和径向的喷注方式要考虑到推进剂性质㊁质量流量㊁混合比㊁燃烧室壁面冷却需要的流量和加工制造等因素㊂一般情况下的优选方案为轴向缝和径向孔型相组合㊂对于推力小于1kN的小发动机,当径向孔尺寸小到不易精密加工时,选择径向缝型流动㊂3.2㊀雾化过程从喷注器喷出的射流或液膜破碎为液滴的过程称为推进剂组元的雾化过程,分析喷嘴雾化过程是研究雾化机理的前提㊂对于径向孔/轴向缝型的液液针栓喷注器,Ninish等[25]认为径向射流和轴向液膜相撞会在撞击点产生扰动,扰动在锥形液膜中增长并导致液膜不稳定,振幅增长最大的波长占主导地位㊂动量比大的扰动频率更高,雾化角更大㊂文献[26-28]采用锥形液膜破碎模型对径向缝/轴向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器液膜破碎过程进行线性不稳定性分析,指出喷注压降越大或喷注通道狭缝越窄,液膜破碎长度和破碎时间越小㊂为了保证良好的雾化效果,喷注角度尽量取大些㊂3.3㊀雾场形态针栓喷注器结构参数和工作参数直接影响雾场形态,因此分析结构参数和工作参数对雾场形态的影响对设计针栓喷注器有重要意义㊂Cheng等[29]把径向孔/轴向缝型液液针栓喷注单元的雾场形态分为封闭的弧形喷雾㊁斗篷状液膜以及完全发展的扇形喷雾㊂方昕昕等[30]对轴向缝/径向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器雾场形态进行试验研究,指出气液流量比较小时,雾场形态为锥形液膜㊂当气液流量比大于0.206后,雾化边界可分为收缩段和等直径段㊂3.4㊀雾化角针栓喷注器不论采用气相推进剂还是液相推进剂,其特有的结构决定了轴向推进剂与径向推进剂相撞后形成一个锥形雾场㊂雾化角直接影响了雾场结构和液滴空间分布,因此很多学者通过理论分析或对实验结果拟合给出雾化角预测公式,以便更直接的为工程设计提供参考㊂Cheng等[31]通过理论分析建立径向缝/轴向缝型液液针栓喷注器雾化角理论模型,推导出雾化角预测公式为θ=arccos11+CTMR(4)成鹏[32]在径向缝/轴向缝型雾化角基础上,通过引入阻塞率得到的径向孔/轴向缝型雾化角公式为θ=arccos11+CLMR(5)式中:C LMR为局部动量比,C LMR=C TMR/C BF㊂Boettcher等[33]推导出的径向缝/轴向缝型气气针栓喷注器雾化角公式为θ=arccos11+C2TMR(6) Son等[34]对径向缝/轴向缝型液体中心配置的气液针栓喷注器雾化角进行试验研究,指出随着径向液体速度的增加,雾化角增大,离散角减小㊂通过对试验结果拟合给出雾化角与动量比和韦伯数的关系式为θ=38.86(We/C TMR)0.096(7)方昕昕等[27]分析了狭缝宽度㊁气液流量比对径向缝/轴向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器雾化角的影响规律,指出随着气液流量比的增大雾化角持续降低,并且在由正角度变为负角度的地方降低趋势最快㊂Blakely等[35]对径向圆形射流和矩形射流在液膜下的破碎过程进行试验研究,认为射流形状对雾化角影响很小㊂3.5㊀液滴粒径空间分布喷注器雾化后的液滴粒径小且空间分布均匀是推进剂有效混合和气化的必要条件㊂成鹏[32]对径向孔/轴向缝型的液液针栓喷注器喷雾液滴尺寸分布进行分析,指出SMD沿径向先减小后增大,接着又减小,类似于向左侧卧的字母 S ㊂方昕昕等[30]指出径向缝/轴向缝型气液针栓喷注器液滴SMD沿喷注轴向均匀不变,沿径向增加㊂随着气液流量比的增大液滴SMD减小,而粒径分布均匀度指数先降低而后有所回升㊂粒径分布均匀度指数与狭缝宽度的乘积近似为常值0.35㊂Ninish等[25]给出随着径向射流速度增大,液膜变薄,液膜雾化的液滴更细㊂3.6㊀混合特性喷注器雾化后的混合特性对燃烧效率起决定性作用,但目前对针栓喷注器混合特性的研究很少㊂Radhakrishnan等[36]研究了气液针栓喷注器的混合特性,指出液体速度小时散射角大,射流在轴向气流作用下很好地加速并且在大范围内导致良好的混4841㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第41卷合,当液体速度增加时混合质量降低㊂4㊀燃烧特性燃烧特性是研究喷嘴的重要内容,包括火焰结构㊁点火过程㊁燃烧效率㊁燃烧稳定性等㊂4.1㊀结构设计由于针栓头下方具有回流区,针栓头容易烧蚀㊂为避免针栓钉帽烧蚀,Vasques等[37]对液氧/液甲烷针栓喷注器的几何形状进行改进,通过减小跳跃距离㊁头部钻孔㊁设计斜坡改变燃料流动方向和组合上述方法来改进模型㊂Vasques认为通过适当的设计偏转板,性能和可靠性可以得到改善㊂通过二次径向孔和修改偏转角可以组织混合比和相关的壁面传热特性㊂4.2㊀流场结构由于针栓喷注器燃烧室流场有独特的特征,不少学者对针栓发动机开展了数值模拟和试验研究工作㊂李进贤等[38]㊁张连博等[39]和周康等[40]通过对针栓发动机进行数值模拟均指出中心回流区起了挡板和混合器的作用,加剧推进剂液滴的二次破碎和掺混燃烧效果㊂方昕昕[41]对液氧/甲烷氧化剂中心配置的气液针栓喷注器燃烧过程进行数值仿真研究,随着喷注器伸进燃烧室长度增加,外围回流区尺寸变大,但中心回流区变化不大㊂随着径向液氧孔尺寸增加或液氧喷注角度增加,外围回流区变化不大,而中心回流区减小,因为径向液氧孔尺寸增加,液氧液滴会向燃烧室中心靠拢,压缩中心回流区使得回流区变小㊂针栓喷注器形成的这些燃烧室流场特征有助于提高燃烧性能和稳定性㊂4.3㊀点火过程点火过程是液体火箭发动机工作的重要组成部分,点火过程直接影响了可靠性和工作效率㊂若点火瞬态过程发生点火压强峰较高㊁点火延迟和熄火等异常就会造成任务失败或更严重的后果㊂Sakaki 等[42]对轴向缝/径向缝型液氧酒精针栓喷注器进行燃烧试验㊂在点火过程中测到一个强的燃烧压力峰,在0.25s时开始震荡,压力震荡是由于燃料路压降振荡引起的㊂试验进行了硬起动和平稳起动两种起动方式㊂硬启动压力峰值高且随着O/F增大而减小,在氧燃比为1.4时是平均压力的3倍,认为在液态燃料和气态氧充满火炬点火器附近,点火后火焰向上游传播㊂在平稳启动方式中没有压力峰㊂4.4㊀火焰结构分析火焰结构是研究火焰稳定机理的重要方法㊂Sakaki等[43]通过试验得到在两个推进剂撞击点附近有强发光,CH发射强度在上壁附近和针栓头下游较弱㊂周康等[40]认为氧气和甲烷燃烧反应稳定时会产生较大的火焰锥角,温度场呈现带状分布㊂跳跃距离减小,火焰锥角不变㊂环缝宽度增加,动量比增加,火焰锥角增加㊂韩泉东等[44]通过数值模拟也得到了燃烧室内存在较为明显的反应火焰峰,且火焰峰高温区沿轴向呈 带状 分布,认为液滴的蒸发和燃烧大致上沿着燃烧室轴向㊂Son 等[45]通过数值模拟也得到动量比小,火焰角小㊂因此,最影响火焰角的参数是动量比㊂4.5㊀燃烧场中雾场形态为更好地分析雾化与燃烧之间的关系,学者们通过燃烧室开窗同步观测雾化和燃烧过程㊂Sakaki 等[43]得到燃烧时的雾场如图3所示,指出在撞击点A附近有浓密的雾场,接着形成弧形结构B,试验清楚地观察到了弧形结构B气化过程C,但有一部分没有汽化,运动到了燃烧室上壁D㊂推进剂的一部分运动到了E㊂在燃烧条件下雾化角主要受动量比的影响,喷雾穿透深度主要受到喷注速度的影响㊂成鹏[32]指出燃料射流在氧气气膜撞击下形成扇形喷雾,可以观察到燃料射流与氧气气膜撞击后形成的撞击波结构,撞击波向下游发展,最终导致喷雾呈块状脱落破碎㊂在燃烧环境下,喷雾不断蒸发,因此越往下游喷雾变得越稀薄㊂图3㊀雾场结构[43]Fig.3㊀Spray structure[43]4.6㊀温度场针栓喷注器在工程应用中出现最多的问题就是针栓头部烧蚀,因此分析温度场对针栓喷注器设计有重要意义㊂张连博等[39]对针栓喷注式双组元5841第12期张波涛等:变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行数值仿真,认为针栓头部最高温度为898.2K,低于正常工作温度,因而能确保发动机针栓正常工作的安全性㊂李进贤等[38]给出在文章工况下针栓头部也未超过1400K,在材料的许可范围内㊂俞南嘉等[46]根据动量比1工况下的温度分布认为燃烧室壁面上游区域存在由氧化剂形成的液膜低温区,该液膜对发动机壁面起到冷却的作用㊂周康等[40]认为跳跃距离减小,反应释热区域变宽,燃烧室内平均温度增加㊂缝宽度增加,动量比增加,燃烧室内平均温度减小㊂Sakaki等[47]通过热电偶测试结果得到在撞击点下游和台阶上方温度较高㊂4.7㊀燃烧效率研究者们最关注的发动机性能就是燃烧效率㊂李进贤等[38]认为随着针栓深入长度的增加,蒸发效率降低,但燃烧效率增加㊂俞南嘉等[46]给出动量比接近1时,雾化混合效果最好,燃烧效率最高㊂周康等[40]认为跳跃距离减小,反应释热区域变宽,燃烧室内平均温度增加㊂Fang等[48]认为燃烧室特征长度越大,发动机燃烧效率也越大,但是发动机质量越大,并且燃烧室特征尺寸大于1以上时,发动机燃烧效率提高幅度很小,建议燃烧室特征长度选在1附近㊂成鹏[32]认为在富燃条件下燃烧效率主要受混合比的影响,燃烧效率随着混合比增加而增大㊂Sakaki等[47]在平面矩形燃烧室和平面轴对称燃烧室热试中均得到燃烧效率随着动量比增加而降低,因为动量比大时很多推进剂撞到了上壁面,同时燃烧室上壁面温度也增加,但轴对称燃烧室效率高于矩形燃烧室㊂因为轴对称燃烧室中液滴可径向移动,液滴间距增加,增强了液滴蒸发㊂4.8㊀燃烧不稳定燃烧不稳定性问题几乎在每个火箭发动机研制过程中都经历过,其中高频燃烧不稳定是制约发动机发展的瓶颈[49]㊂由于针栓喷注器独特的结构,在实际工程研制过程中还未出现过实质性的高频不稳定燃烧现象㊂Sakaki团队对针栓喷注器燃烧不稳定性开展了一系列试验研究,Sakaki等[43]通过试验发现燃烧室压力在300~320Hz附近振荡,认为振荡与雾化过程㊁化学反应之间的耦合有关㊂随后在轴对称燃烧室试验中发现一些工况下燃烧室压力存在400Hz的振荡主频,最大压力振幅超过了燃烧室平均压力的50%㊂于是进一步进行观测试验[50],发现有1000Hz左右的高频不稳定,通过结合高频压力数据和CH∗自发辐射图像动态分解结果,最后确定1000Hz左右的高频不稳定燃烧现象是热释放与一阶纵向声学振荡的耦合所致,400Hz左右的低频不稳定可能与熵波的传播过程有关㊂5㊀设计方法通过一系列研究总结出标准的设计方法是学者们的共同目标㊂安鹏等[51]参考国内外研究成果对针栓喷注器设计参数的计算方法进行总结,给出了参数选取原则㊂Son等[52]认为气液快速混合和较大的喷雾面是推进剂快速燃烧的前提,因此将雾化角和液滴粒径作为主要设计参数,针对径向缝/轴向缝型针栓喷注器建立了设计流程㊂6㊀综合评价与发展趋势针栓喷注器已在多个型号的变推力发动机中成功使用,并验证了针栓喷注器具有高性能㊁低成本和推力可调等优势㊂虽然对针栓发动机进行了很多工程研制且取得了一定的成绩,但基础理论研究工作还较少㊂为深入认识针栓喷注器在变推力液体火箭发动机中的工作特性,需要对基础理论进一步进行深入研究㊂在工程研制方面,国内外成功飞行的变推力针栓发动机均采用液液针栓喷注器㊂所以应在研究液液针栓喷注器的基础上,对气液针栓喷注器和气气针栓喷注器开展研究,探究适用于液氧煤油补燃循环发动机㊁液氧甲烷和液氧液氢膨胀循环发动机采用的气液针栓喷注器及液氧甲烷全流量发动机采用的气液针栓喷注器和气气针栓喷注器的工作特性㊂在针栓喷注器雾化特性方面,开展最多的研究工作是分析雾化过程㊁雾化角㊁雾场形态和液滴粒径分布等㊂由于混合特性直接决定了燃烧性能,下漏率对针栓头部烧蚀有影响,建议进一步深入分析针栓喷注器的混合特性和下漏率㊂其次从已有的试验结果来看绝大多数针栓喷注器雾化试验都在大气压下进行,为了研究结果更接近真实工作状态,应对针栓喷注器在反压下的雾化特性开展研究㊂此外气液针栓喷注器雾化特性主要集中在径向缝/轴向缝型,文献[48]表明径向孔型比径向缝型的燃烧效率高,因此接下来可对径向孔型的气液针栓喷注器开展研究㊂在针栓喷注器燃烧特性方面,随着光学观测技术的发展,越来越多的学者采取燃烧室开窗方法同6841㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第41卷步观察喷雾燃烧过程,初步掌握了火焰结构特征及流场结构㊂下一步还需要研究连续变工况下的火焰特征及燃烧特性,同时重点关注针栓头部㊁喷注器面板和燃烧室壁面的温度分布㊂此外,虽然目前在工程研制中还没有遇到针栓发动机存在高频燃烧不稳定,但有学者在试验中发现了1000Hz的压力震荡,接下来应对针栓喷注器的燃烧稳定性进行深入研究㊂7 结束语变推力针栓发动机是未来高性能㊁低成本㊁重复使用的航天液体动力发展趋势㊂本文从针栓喷注器的基本概念㊁工程研制㊁雾化特性及燃烧特性等方面介绍了研究历史和现状,并对研究进展做了简要评述,展望发展趋势,加深了对变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的认识㊂参㊀考㊀文㊀献[1]㊀杨开,曲晶,才满瑞.2017年国外航天运载器发展分析[J].导弹与航天运载技术,2018,49(1):32-35.[Yang Kai,QuJing,Cai Man-rui.Analyse of world launch vehicle developmentin2017[J].Missiles and Space Vehicles,2018,49(1):32-35.][2]㊀Gromski J M,Majamaki A N,Chianese S G,et al.Northropgrumman tr202LOX/LH2deep throttling engine technologyproject status[C].The46th AIAA/ASME/SAE/ASEE JointPropulsion Conference and Exhibit,Nashville,USA,July25-28,2010.[3]㊀王丹,陈宏玉,周晨初.电动泵压式发动机系统方案与性能评估[J].火箭推进,2018,44(2):28-32.[Wang Dan,ChenHong-yu,Zhou Chen-chu.System scheme and performanceevaluation of an engine fed by electric pump[J].Journal ofRocket Propulsion,2018,44(2):28-32.][4]㊀Dressler G A,Bauer J M.TRW pintle engine heritage andperformance characteristics[C].The36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,Huntsville,USA,July16-19,2000.[5]㊀Elverum J G,Hoffman A,Miller J,et al.The descent 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火箭技术的发展现状和未来趋势
火箭技术的发展现状和未来趋势引子：从古今中外的历史中可以看出，人类一直对探索宇宙充满了好奇和渴望。
随着科学技术的不断发展，火箭技术在人类的太空探索中扮演着重要的角色。
本文将探讨火箭技术的发展现状和未来趋势，尽管我们不可能全部涵盖火箭技术的方方面面，但我们可以从技术、商业和环境等角度来探讨。
一、技术发展1. 火箭发动机的革新火箭发动机是火箭技术最重要的组成部分之一。
在过去的几十年里，火箭发动机经历了较大的变革。
传统的火箭发动机主要使用化学推进剂，如液氧和液氢。
然而，随着新材料和新技术的发展，火箭发动机逐渐向电离推进器和离子推进器等更先进的技术转变。
2. 火箭的重复使用技术火箭的重复使用技术是当今火箭技术领域热门的话题。
过去，火箭在发射后往往会被抛弃，成为太空垃圾。
然而，随着科技的进步，人们开始探索如何将火箭回收再利用。
SpaceX公司的猎鹰9号火箭成功实现了多次回收利用，大大降低了太空探索的成本。
二、商业发展1. 私营太空公司的崛起过去，太空探索主要由政府机构和国际合作组织承担。
然而，随着私营太空公司的兴起，太空探索已经成为一个新兴的商业领域。
SpaceX、蓝色起源等民间太空公司已经在火箭技术的研发和商业运营方面取得了巨大的突破。
私营太空公司的发展不仅推动了火箭技术的进步，也为太空产业的发展开辟了新的道路。
2. 商业载人航天商业载人航天是火箭技术领域的又一重要发展趋势。
过去，只有少数几个国家能够进行载人航天任务。
如今，随着私营太空公司的涌现，商业载人航天进入了新的发展阶段。
SpaceX计划在未来数年内实现将民间乘客送入太空的目标，并且已经有旅客购买了这项服务。
三、环境影响1. 火箭残骸和太空垃圾尽管火箭技术为人类太空探索做出了巨大贡献，但也带来了一些环境问题。
每次火箭发射后，都会留下大量的火箭残骸和太空垃圾。
这些残骸和垃圾可能会对地球环境和太空环境造成不可逆转的影响。
2. 火箭发动机的燃烧排放火箭发动机的燃烧排放也是环境问题中的一个方面。
火箭技术的发展现状与未来发展方向
火箭技术的发展现状与未来发展方向随着科技的不断进步，火箭技术作为一种重要的动力推进系统，正在迅猛地发展和演变。
火箭技术的发展不仅为人类探索宇宙提供了有力的工具，也为地球上的科学研究、通信、军事防御等提供了重要的支持。
本文将从火箭技术的现状、发展趋势以及未来的发展方向等方面进行探讨。
现阶段，火箭技术已经取得了很多重要的突破。
从最早的火箭发动机到现在的航天飞行器，火箭技术已经从单纯的垂直升空发展到可以进一步实现水平飞行和重复利用的阶段。
这不仅大大提高了运载能力，也延长了火箭的使用寿命，降低了成本。
同时，火箭推进系统也在不断改进，采用了更加高效的燃料和推进剂，提高了推力和燃烧效率，同时减少了对环境的污染。
除了火箭技术本身的进步，航天器的运载能力也在不断提高。
过去，火箭只能携带一些简单的科学设备进入太空，而现在，航天器可以携带更多、更重的载荷，能够执行更加复杂的任务。
例如，火箭可以携带探测器进入其他星球进行测量和采样，还可以将卫星送入轨道，用于通信、导航和地球观测等方面。
在未来，火箭技术的发展方向主要体现在两个方面：载荷能力的进一步提高和可重复使用技术的完善。
随着科学研究和商业需求的增加，人们对于火箭运载能力的需求也越来越大。
因此，研发更大、更强大的运载火箭已成为一个重要的目标。
例如，超重型运载火箭的研发已经取得了一定的进展，预计可以将更重的载荷送入更远的轨道。
同时，可重复使用技术的发展也是火箭技术的未来趋势之一。
目前，火箭的可重复使用性还不够高，一次性使用的火箭在每次任务结束后必须进行拆卸和检修，造成了很大的浪费。
因此，研发可重复使用火箭已成为一个重要的研究领域。
可重复使用火箭不仅可以降低成本，还可以提高工作效率。
例如，SpaceX公司的猎鹰9号火箭已经实现了可控垂直降落，成功地进行了多次发射和着陆。
除了载荷能力和可重复使用性的提升，火箭技术在其他方面也有着较大的发展潜力。
例如，新型推进系统的研发对于火箭技术的未来发展具有重要意义。
火箭发动机的研究和发展
火箭发动机的研究和发展火箭发动机被誉为现代科技的一项重要成果。
随着科学技术的不断进步，火箭发动机的研究和发展也越来越受到关注。
本文将介绍火箭发动机的研究过程以及未来的发展趋势。
一、火箭发动机的研究历程火箭发动机的研究历程可以追溯到20世纪初的俄国。
当时的科学家们对火箭发动机做了了不少尝试，但由于当时科技水平的限制，一直没有获得较为突破性的成果。
到了20世纪40年代，在第二次世界大战期间，纳粹德国发现将火箭技术运用于导弹飞行的巨大潜力，此时，火箭发动机的研究迈入了一个新的阶段。
在战争结束后，各国的科学家们纷纷加入到火箭发动机的研究中。
在20世纪50年代，苏联成功研制出了第一款人造地球卫星。
此时，美国开始加强自己的航天技术研究，并在20世纪60年代成功实现了载人登月计划。
这些历史事件的背后都有火箭发动机的功劳。
二、现代火箭发动机的分类现代火箭发动机可分为液体火箭发动机和固体火箭发动机。
液体火箭发动机是指将燃料和氧化剂储存在不同的罐中，使用泵将燃料和氧化剂送入燃烧室中。
固体火箭发动机则是将燃料和氧化剂混合放入固态燃料中，燃烧后产生动力。
液体火箭发动机的优点在于力量强大，能够获得更高的速度和更远的航程。
固体火箭发动机则在操作上更加简单，因为它不需要复杂的液体泵和管道，也更加可靠，能够承受更高的温度和压力。
三、火箭发动机的发展趋势未来，火箭发动机的发展趋势将主要集中在以下几个方面：1. 新型燃料的研究发展。
在目前的研究中，不少科学家开始使用可再生资源作为火箭燃料，这在一定程度上能保护环境，也能减轻依赖化石能源的问题。
2. 自主导航技术的提升。
现如今，人们对卫星和星座的依赖越来越大。
未来，一些航天机构和科学家将尝试开发更加智能的自主导航技术，使得火箭发动机的运用能够更加多样化和灵活化。
3. 安全性和环保性的提高。
在过去的航天发射过程中，曾发生过若干起爆炸事故。
因此，在未来的发展中，人们将极力提升运行过程的安全性，减少事故的发生概率。
针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索
针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索
针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索
随着人类探索太空活动的逐年增加,发展变推力推进技术的重要性愈发明显.本文综述了使用针栓式喷注器的变推力液体火箭发动机国内外的发展现状与趋势,分析了发展针栓式变推力液体火箭发动机亟需解决的关键技术,最后提出适合我国国情的变推力液体火箭发动机技术的发展设想.
作者：岳春国李进贤冯喜平唐金兰 YUE Chunguo LI Jinxian FENG Xiping TANG Jinlan 作者单位：西北工业大学燃烧、流动和热结构国家级重点实验室,西安,710072 刊名：世界科技研究与发展ISTIC 英文刊名：WORLD SCI-TECH R & D 年，卷(期)：2008 30(5) 分类号：V1 关键词：变推力火箭发动机针拴式喷注器现状建议。
航空航天中火箭发动机技术的研究与发展
航空航天中火箭发动机技术的研究与发展引言：航空航天中的火箭发动机技术一直都是研究与发展的重点领域。
火箭发动机作为推动航空航天器飞行的关键装置，其性能的提升对于航空航天科技的发展具有重要意义。
本文将从发展背景，技术研究和应用前景三个方面对航空航天中火箭发动机技术的研究与发展进行探讨。
一、发展背景火箭发动机作为载人航天、卫星发射和深空探测等航空航天任务的关键部件，其技术的研究与发展一直备受关注。
航空航天事业的迅猛发展推动了火箭发动机技术的不断创新。
随着航天器载荷的增加，对火箭发动机的推力、推重比、燃料效率等方面的要求也越来越高。
为了满足这些要求，火箭发动机技术的研究与发展进入了新的阶段。
二、技术研究1. 燃料和氧化剂的创新火箭发动机的推进剂是关键之一，其性能直接影响飞行器的载荷能力和效率。
目前，液体燃料火箭方面的研究主要在以下几个方向展开：（1）绿色推进剂：考虑到环境保护和可持续发展的要求，研究人员正在寻找替代传统推进剂的绿色燃料。
例如，液氢与液氧的组合在燃烧后只产生水蒸气，对环境没有负面影响，并且能够提供高推力和高比冲。
此外，液体甲烷也被广泛研究，因其能源密度高、可再生等优点，有望在未来成为理想的推进剂之一。
（2）多元推进剂：多元推进剂包括液体推进剂与固体推进剂的混合使用。
这可以综合两者的优点，提高火箭发动机的推力、推重比和燃料效率。
例如，目前已有液体甲烷与固体氧化剂的混合推进剂被用于一些新一代的火箭发动机研究，其获得了较好的性能表现。
2. 结构材料的创新火箭发动机的结构材料对其性能和可靠性起着重要作用。
以前，常用的结构材料主要是铝合金和钛合金。
然而，这些材料存在密度大、强度低、耐高温性能差等问题。
因此，研究人员开始寻找新的结构材料，以满足更高性能要求。
（1）复合材料：目前，复合材料作为火箭发动机结构的新材料正得到广泛应用。
复合材料的优点是密度低、强度高、抗热性好等，能够满足现代火箭发动机对轻量化、高可靠性及耐高温的要求。
航天技术火箭发动机技术的突破与升级
航天技术火箭发动机技术的突破与升级随着科技的不断进步，人类对于航天技术的需求也越来越高。
火箭发动机作为航天技术的核心，其技术的突破与升级至关重要。
本文将探讨航天技术火箭发动机技术的突破与升级，并分析其对航天事业以及人类社会的影响。
一、增加推进力的突破火箭发动机的关键在于推进力的提升。
过去，火箭发动机主要依靠火药燃烧产生的推力。
然而，随着科技的进步，液体燃料火箭发动机的出现为火箭技术带来了重大突破。
与火药燃烧不同，液体燃料火箭发动机能够实现更高的燃烧温度和更高的比冲，从而使推进力得到极大增加。
而且，通过对液体燃料火箭发动机的改进与优化，其推进力不断提高，为航天事业的发展提供了有力的支持。
二、提高燃烧效率的升级火箭发动机的燃烧效率对于其技术水平至关重要。
过去，由于技术限制，火箭发动机的燃烧效率较低，燃料的利用率不高。
然而，科技的进步带来了对火箭发动机燃烧效率的升级。
通过改进燃烧室结构、优化燃气喷射方式等手段，火箭发动机的燃烧效率得到极大提高。
高效燃烧不仅能够减少燃料的消耗，提高推进力，还能减少废气的排放，更环保。
三、发动机重量的减轻火箭发动机的重量对于整个航天器的载荷和升空速度具有重要影响。
随着技术的突破与升级，火箭发动机的重量得到了显著减轻。
在材料科学的发展推动下，新型材料的应用使得火箭发动机在保持强度和稳定性的同时，显著减轻了质量，提高了整个航天器的载荷能力。
四、可重复使用技术的应用过去，火箭发动机一般都是一次性使用，导致成本高昂和资源浪费。
然而，近年来可重复使用技术的应用为航天技术带来了革命性的突破。
通过研发可重复使用的火箭发动机，不仅可以大幅降低航天任务的成本，还能够有效利用资源，推动航天事业的可持续发展。
总结：航天技术火箭发动机技术的突破与升级为航天事业的发展带来了巨大的推动力。
通过增加推进力、提高燃烧效率、减轻发动机重量以及应用可重复使用技术等手段，火箭发动机的性能得到了大幅提升。
这些技术的突破不仅推动了航天事业的进步，还将在未来推动人类社会的发展和进步。
新型火箭发动机技术的研究及应用
新型火箭发动机技术的研究及应用随着人类对太空探索的深入，新型火箭发动机技术的研究已经成为了人们关注的焦点之一。
在当前的航天领域，火箭发动机是最重要的技术之一，而火箭发动机的新型技术更是成为了未来空天探索的重中之重。
本文将探讨新型火箭发动机技术的研究及应用。
一、火箭发动机的种类在广义上，火箭发动机可以按照推力、推进剂等多个维度进行分类。
但如果仅从结构、原理上进行识别，火箭发动机可以分为化学火箭、核火箭、电磁火箭、光学火箭、热核火箭。
其中，化学火箭是目前最为常见的火箭发动机。
化学火箭采用化学反应释放巨大的化学能，将化学能转化为动力能，垂直起飞，并且对成功的发射时间、速度和方向有较高要求。
二、新型技术的这些应用1.氢氧燃料发动机氢氧作为发射载荷的常见燃料，是未来发动机的重要方向之一。
氢氧燃料发动机是大规模航天项目中最常用的发动机之一，其中典型的代表是“水上浆”发动机。
氢氧发动机具有工作效率高，噪声小，环保，污染小等优点，是大规模航天项目的理想选择。
经过长期的发展，氢氧燃料发动机技术已经日趋成熟，是未来空天探索的必要选择。
2.超导磁体发动机超导磁体发动机是一种基于超导材料的磁体，是未来空天探索领域的一种新型发动机方向。
超导磁体发动机利用超导材料产生的超高电流制造超强磁场，并将高速气流加速到极限速度，以达到高效的喷流推力输出。
超导磁体发动机具有效率高、加速度大、噪声小、环保等多重优点。
超导磁体发动机技术虽然目前仍处于初级阶段，但是其发展潜力巨大，未来将成为火箭发动机领域的一种重要技术。
3.等离子体发动机等离子体发动机是一种基于等离子体的发动机技术，是未来新型火箭发动机的探索方向之一。
等离子体发动机利用高温等离子体产生的磁场加速高速气体，输出喷流推力。
等离子体发动机具有输出推力大，反应灵敏，环保等优点。
此外，等离子体发动机技术可以用于探测和开采矿产资源，也是未来空天探索的一个重要领域之一。
4.伽马射线发动机伽马射线发动机是基于伽马射线释放的发动机技术，是未来空天探索的一种前沿技术。
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针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索集团档案编码：[YTTR-YTPT28-YTNTL98-UYTYNN08]针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索岳春国李进贤冯喜平唐金兰（西北工业大学燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，陕西西安 710072）摘要：随着人类探索太空活动的逐年增加，发展变推力推进技术的重要性愈发明显。
本文综述了针栓式变推力液体火箭发动机国内外的发展现状与趋势，分解了发展针栓式变推力液体火箭发动机的关键技术，最后提出适合我国国情的变推力液体火箭发动机技术的发展设想。
关键词：变推力火箭发动机；针拴式喷注器；现状；建议The Research on Technology Actuality and Development of Pintle Injector Variable Thrust Rocket EngineYue Chun-guo，Li Jin-xian，Feng Xi-ping，Tang Jin-lan(National laboratory of combustion，flow and thermo-structure, Northwestern Polytechnical University., Xi.’an,710072 China)Abstract: The significance of developing variable thrust propulsive technology becomes more and more obvious with the year after year increase of exploring outer space activity. In the paper, technology actuality and development trend of pintle injector variable thrust rocket engine at home and overseas are summarized. Key technologies of developing variable thrust rocket engine are analyzed. Development advices of developing variable thrust rocket engine that are adapted to the situation of our country are brought forward.Key Words: Variable thrust rocket engine; Pintle injector; Actuality; Advice1、前言液体火箭发动机是航天运输系统及空间飞行器推进与操纵控制的主要动力装置。
随着人类认知领域的逐步拓展，探索太空的活动越来越多，对火箭发动机的要求也越来越高。
研究现代火箭技术的先驱之一，早在20世纪初就提出了火箭发动机推力控制的必要性。
具有推力控制能力的变推力液体火箭发动机在航天运输及空间机动飞行的许多情况下都具有技术上的优越性[1]。
变推力液体火箭发动机技术是当今液体火箭推进技术的重要发展领域。
航天运输系统的动力装置采用变推力发动机，可以实现最佳推力控制，从而使运载能力达到最大；载人航天的主动段飞行使用变推力发动机进行推进，可以严格控制宇航员的过载，确保宇航员的飞行安全；对于空间飞行器的交会对接与轨道机动，变推力发动机可以提高操纵控制的灵活性。
如果导弹系统采用变推力发动机进行推进，则可以改善导弹飞行轨道的机动性，从而提高导弹武器的突防能力。
在诸如月球等无大气天体表面的软着陆及机动飞行中，变推力发动机是目前唯一可用的动力装置。
由于火箭发动机是高密度的能量释放器，对其推力进行设计和控制时需要解决诸多技术上的难题，因此变推力液体火箭发动机的研究与发展具有不同于普通常推力液体火箭发动机的独特的技术问题。
变推力液体火箭发动机设计中，喷注器的设计尤为重要。
针栓式喷注器与用在双组元液体火箭发动机上的典型的撞击式或同轴式喷嘴比较，具有独特的几何特性和喷注特性。
针栓式喷注器能够产生很高的燃烧效率（96～99%），并具有如下工作特性：很强的调节能力、面关机特性、成本低、可靠性高以及操作安全等。
因此，国内外关于变推力发动机研究主要集中于使用针栓式喷注器的变推力发动机。
2、国外发展历史、现状与趋势美国TRW公司在过去的40多年中，已研制出60多种不同的针栓式喷注器[2]。
针栓式喷注器在火箭中的应用可追溯到1957年，美国加利福尼亚理工学院喷射推进实验室为了分析火箭推进剂的特性所做的试验，试验简单但设备一流。
这项工作在Art Grant的监督下由Gerry Elverum负责进行，后来的理论分析和工程技术问题由 Staudhammer和Jack Rupe完成。
由于针栓式喷注器能够获得高性能，以及不同工况下固有的燃烧稳定性，很快便应用于变推力发动机。
1961年12月，第一个针栓式喷注器用在MIRA500火箭发动机上，推力变化为 N～2224 N。
1962年5月再次被用于MIRA5000发动机，推力变化为1112 N～22240 N。
1963年美国还研制了MIRA150A，推力变化为 N～667 N。
最着名的是1963年7月，美国TRW公司负责研制的登月舱下降发动机（LMDE）。
最大推力为 kN（推进剂为四氧化二氮+混肼50），且具有10:1的推力调节能力。
LMDE采用针阀机械定位喷注器与可变截面的汽蚀文氏管阀一起使用，保证在调节范围内进行等混合比的流量控制。
LMDE被成功的用在阿波罗9号到17号的载人飞行系统。
在研究LMDE的同时,TRW公司还发展了低推力的针栓式发动机，包括1966年开发的URSA（Universal Rocket for Space Applications）系列。
这类发动机采用可贮存推进剂N2O4/A-50或N2O4/MMH，产生 kN或890 N的固定推力，选择烧蚀或者辐射冷却的燃烧室。
这些发动机能够在35Hz的脉冲下工作，设计稳定点火寿命超过10,000秒（辐射冷却燃烧室）。
计划应用这些发动机的还有：Gemini、Apollo、Dyna-Soar、载人空间试验站、多用途双组元推进系统等。
图1 美国登月舱下降发动机Lunar module descent engine of American一种结构更为简单、从LMDE演化而来的发动机被用在Delta 2914和3914飞行器的第二级上（1974～1988）。
这种44 kN固定推力的烧蚀冷却发动机称作TR201，拥有100%的飞行成功率（包括69次非秘密飞行）。
此发动机和登月舱下降发动机十分相似，但使用了简化的头部/阀组件，这些组件不具备可调能力。
登月舱发动机的原理及其技术基础还被应用于NASA/TRW轨道机动飞行器（OMV）计划的变推力可调发动机的研制工作。
为了适应航天发展和商业竞争的需要，美国从80年代开始，对针栓式喷注器进行了一系列的改进。
传感器、控制和导弹技术的发展表明对杀伤性导弹武器进行拦截已经变成可能。
但是，这样的导弹需要姿态控制和后期的“转向”，这就要求火箭具有快速响应、脉冲工作的能力和对推力进行线性调节的能力。
1981年美国研制了一种用于“哨兵”计划的俯仰偏航发动机—“弗莱威特”变推力发动机，该发动机具有高压、可调和快速响应的特性。
这种发动机是登月舱下降发动机和TRW公司的战术武器系统可调发动机的直接改型，推力变比达到19:1，能够以稳定状态和脉冲方式两种模式工作，且在推力变化过程中发动机响应的脉冲宽度低于8ms。
工作室压时，发动机尺寸和重量比较小（＜5.9kg）。
就整个工作范围来说，在额定推力时燃烧效率达到98%，在额定推力的10%时燃烧效率是94%，即使在19:1这样的调节点，测得的效率值也有71%。
该发动机和其他发动机相比有以下特点：a. 实现喷注器面关机；b. 在行程调节为14:1的范围内，推进剂流量与针阀行程呈线性；c. 快速动作的阀作动器带有“硬的”或“软的”阀座；d. 针栓式喷注器能控制喷注速度；e. 推力伸缩范围大、推进剂适用的种类多，而且不会产生燃烧不稳定，无需增加声腔和隔板等拟制措施。
“弗莱威特”采用高压流量定位针栓式喷注器，用一个快速动作的伺服阀和一个专用的阀作动器能得到极快速的响应特性。
为了适应射流干涉作用的某些要求，在发动机设计中还采用了若干独特的方案，包括一个能使排气流转折120o、长宽比为5:1的缝隙式短喷管，一个低成本的烧蚀衬里和喷管[2]。
一个比较简单的、实现喷注器面关机的针栓式发动机（KEW），被设计用于空军早期的战略防御动力能源武器计划，并进行过地面试车。
这种发动机的喷管能使气流转折90o，推进剂采用N2O4/MMH、工作室压为时，可以获得1334 N的真空推力、脉冲响应能力为12ms。
为了用于ERIS（Exoatmospheric Reentry-vehicle Interceptor Subsystem大气层外再入飞行器拦截器子系统），TRW公司和洛克希德导弹空间公司签定协议决定对面关机喷注器进行改良，以提供杀伤性武器推进子系统。
面关机喷注器还被成功应用于凝胶推进剂发动机。
凝胶推进剂有着花生酱一样的浓度。
为了增加液体燃料（典型的是MMH）的能量密度，典型的凝胶推进剂使用铝粉或者碳粉，使氧化剂和燃料在温度和流动状况下有很好的匹配。
凝胶推进剂有着接近固体推进剂的能量密度以及液体推进剂的可控性，具有更好的贮存性、维护性和使用性。
与固体和液体推进剂不同，凝胶推进剂对灵敏度不高的军需品有着广泛的适用性。
80年代中期到90年代初，另一个设计上的挑战是使火箭发动机小型化。
作为空军反弹道导弹计划的一部分，TRW公司研制成功一种推力只有22 N、N 2O4/肼为推进剂、使用针栓式喷注器的推进器。
这种辐射冷却的发动机在1993年8月试车成功，而其质量只有135g，喷管扩张比为150:1，比冲大于3000m/s。
在此期间，还有一个设计上的改进是使用低温氢作为针栓式喷注器的燃料。
以前采用液氧或者液态氟氧作为氧化剂，用接近常温的推进剂如甲烷、乙烷、丙烷、RP-1、或肼作为燃料。
TRW公司通过与道格拉斯和NASA格伦研究中心合作，证明针栓式喷注器可以使用沸点为28K的液氢作为燃料直接喷射，简化高性能助推器发动机的设计。
1991年底和1992年初，一个推力为的LOX/LH2试验发动机设计成功，这种发动机总共进行了67次热试车，证明具有很高的燃烧性能，平均燃烧效率达到97% [2]。
由于针栓式喷注器被证明有惊人的灵活性和大范围变工况的适应性。