朱成財，韓 偉，于忻立，單世群，史雪梅

（西安航天動力試驗技術(shù)研究所，陜西西安710100）

氧化亞氮基單元復合推進劑技術(shù)研究述評

朱成財，韓 偉，于忻立，單世群，史雪梅

（西安航天動力試驗技術(shù)研究所，陜西西安710100）

氧化亞氮基單元復合推進劑具有無毒、高比沖、使用系統(tǒng)簡單等諸多優(yōu)異性能，有望替代傳統(tǒng)肼類推進劑用于多種航天器。本文綜述了國內(nèi)外在氧化亞氮基單元復合推進劑的配方體系、發(fā)動機設(shè)計、燃燒過程及安全性等方面的研究進展，結(jié)合我國液體推進劑實際現(xiàn)狀，提出了開展氧化亞氮基單元復合推進劑的研究思路。

氧化亞氮；復合推進劑；NOFBX；乙烯；烴；乙炔氨

0　引言

進入21世紀以來，隨著各國載人航天、宇宙飛船、人造衛(wèi)星等領(lǐng)域的蓬勃發(fā)展，無毒、無污染、高性能和低成本的液體推進劑成為航天領(lǐng)域不斷追求的目標［1-3］。分析發(fā)動機設(shè)計技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀，動力系統(tǒng)經(jīng)過多年的完善和發(fā)展，現(xiàn)役液體推進劑在發(fā)動機中的燃燒效率已達到較高水平，通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化進一步提高能量轉(zhuǎn)換效能的空間有限，因而尋求新型高效無毒火箭推進劑具有十分重要的現(xiàn)實意義。

近年來，氧化亞氮（N2O）基單元復合推進劑因具有諸多優(yōu)勢而引起國內(nèi)外廣泛關(guān)注。氧化亞氮化學性質(zhì)穩(wěn)定，常溫下可壓縮液化以氣液兩相形式共存，是一種高密度氧化劑。在接近臨界溫度時，氧化亞氮對有機物具有很強的溶解能力［4-6］，可與烴類、氨類等燃料通過特殊工藝復合制備新型氧化亞氮基單元復合推進劑。此類推進劑中最具代表性的是氧化亞氮-烴類單元復合推進劑，簡稱NOFBX。“NOFB”代表氧化亞氮與烴類復合，“X”為兩個數(shù)字的簡稱，第一個數(shù)字表示C2家族，其中1表示乙烷、2表示乙烯、3表示乙炔；第二個數(shù)字表示氧化劑與燃料的混合比。與現(xiàn)有液體推進劑綜合比較，該推進劑具有諸多優(yōu)勢，在國防及航天領(lǐng)域內(nèi)是極具發(fā)展前途的一類新型高能無毒推進劑。

目前，國外眾多研究機構(gòu)在氧化亞氮基復合推進劑體系方面已開展深入研究［7］，尤其是美國和德國在NOFBX方面取得了極具價值的成果，國內(nèi)在該領(lǐng)域的研究尚處于起步階段。本文主要介紹國內(nèi)外在氧化亞氮基單元復合推進劑體系、發(fā)動機、推進劑燃燒機理和安全性方面的研究進展，對發(fā)展趨勢進行分析與思考，并提出研制建議。

1　NOFBX性質(zhì)與特點

常溫下，N2O分子物化性質(zhì)穩(wěn)定，小分子烴類能量高且無毒，兩者復合體系表現(xiàn)出高度的微觀均一性和良好的化學穩(wěn)定性。NOFBX推進劑飽和蒸氣壓較高，如NOFB37在20℃時飽和蒸氣壓為5.2 MPa，與一些小型推力室壓強相近，可作為自增壓推進劑或為其他推進劑增壓。在不受外界激發(fā)時NOFBX的使用和貯存是安全的，但遇明火、電火花、催化劑或者高溫時會發(fā)生劇烈燃燒反應(yīng)，釋放出大量熱量和氣體產(chǎn)物。

如表1［8］所示，與常用的單元肼、雙元NTO/ MMH性能綜合相比，NOFBX有如下特點：

1）比沖性能高，真空比沖300～345 s，提高荷質(zhì)比；作為單組元推進劑，采用火花塞點火，可重復啟動；

2）推進劑和燃燒產(chǎn)物均無毒，降低使用和維護成本；貯存溫度范圍寬，冰點＜-77℃，可提高環(huán)境適應(yīng)性，滿足空射要求；

3） 推進劑供應(yīng)系統(tǒng)簡單，組件數(shù)量少，可降低動力系統(tǒng)重量且易于操控；

4） 適用范圍廣，既可用于空間飛行器姿態(tài)和軌道控制，也可作為運載火箭推進劑；

5） 推力可實現(xiàn)深度調(diào)節(jié)，通過節(jié)流控制可實現(xiàn)寬范圍調(diào)節(jié)。

2　國外研究進展

20世紀三十年代，已有將氧化亞氮與液氨、硝酸銨復合作為火箭推進劑的研究報道，但是由于發(fā)動機設(shè)計的缺陷和對該復合推進劑體系認識的不足，在發(fā)動機熱試車時發(fā)生爆炸并損毀發(fā)動機［9］。此后，對該體系推進劑的研究未見后續(xù)報道，但對N2O的研究卻從未終止［10-13］。隨著科學家對N2O理化性質(zhì)、安全性及其與燃料復合技術(shù)可行性等不斷深入研究，到21世紀初，美國和德國開始對氧化亞氮-烴類單元復合推進及相關(guān)技術(shù)開展研究，并取得了可喜的進展。

2.1美國

為了替代當前空間姿軌控動力系統(tǒng)使用的傳統(tǒng)有毒可貯存液體推進劑［14］，由NASA、IR&D基金支持，自2003年起由美國Firestar科技公司研發(fā)出了一種氧化亞氮-碳氫化合物的復合推進劑，簡稱NOFBX。圖1為美國Firestar公司對NOFBX推進劑及推進系統(tǒng)研發(fā)歷程［15］。從該歷程圖可看出，NOFBX推進系統(tǒng)先后經(jīng)歷了推進劑研制、發(fā)動機初步設(shè)計與試驗、推進劑安全性評價、發(fā)動機防回火設(shè)計、不同量級發(fā)動機研制、推進系統(tǒng)演示驗證等階段。

2.1.1推進劑制備及特性研究

2003年，在NASA火星技術(shù)應(yīng)用項目支持下，Mungas及其團隊對NOFBX的制備、理化性質(zhì)、比沖性能和化學燃燒機理開展了大量研究，此時技術(shù)成熟度達到了1～2級。圖2為NOFB34推進劑飽和蒸氣壓、液相密度、蒸氣密度等測試數(shù)據(jù)，隨著溫度的升高，NOFB34推進劑的飽和蒸氣壓和蒸氣密度升高，液相密度降低，臨界溫度36℃，臨界壓力6.77 MPa。另外，通過12 m跌落、快烤、慢烤等安全性評估研究，驗證了NOFBX的安全性和可靠性。

表1　NOFBX與常用的單組元肼、雙組元NTO/MMH的常用性能比較Tab.1　Property comparison among NOFBX，monopropellant hydrazine and bipropellant nitro tetroxide/monomethyl hydrazine

圖1　美國NOFBX推進劑及推進系統(tǒng)研制歷程Fig.1　Development history of American NOFBX propellants and propulsion systems

2.1.2不同量級發(fā)動機研制

完成NOFBX推進劑制備及性能研究后，先后開展了推力為0.44 N，22 N，110 N和440 N等發(fā)動機的設(shè)計和研制（圖3）。大量的縮比件試驗使得NOFBXTM發(fā)動機系統(tǒng)很快達到了技術(shù)成熟度7-9級。

2004～2007年，F(xiàn)irestar研發(fā)了第一臺0.44 N原理樣機（圖3a），只能進行脈沖工作，驗證了方案可行性，系統(tǒng)方案成熟度上升至3級，也首次驗證了系統(tǒng)原理的可行性。

2008～2010年，在SBIR Phase I/II合同的支持下，F(xiàn)irestar完成推進劑大量試驗數(shù)據(jù)和理論特性整理。緊接著開始理論計算與試驗數(shù)據(jù)的擬合修正分析。設(shè)計了9 N和22 N發(fā)動機，兩種發(fā)動機均完成了熱試車，見圖3（b）。

2009年 12月 3日，F(xiàn)irestar采用 NOFBX COLT25B-2發(fā)動機做了一系列試驗，采用再生冷卻技術(shù)，實現(xiàn)了110 N發(fā)動機穩(wěn)態(tài)工作時間大于30 s，見圖3（c）。

圖2　NOFBXTM相變圖-NOFB34液相/氣相密度和蒸氣壓與溫度關(guān)系Fig.2　NOFBXTMphase diagram：NOFB34 saturated liquid phase/gaseous phase density and vapor pressure vs.temperature

圖3　NOFBX系列發(fā)動機Fig.3　NOFBX series engines

根據(jù)110 N的NOFBX發(fā)動機設(shè)計原理，NASA進一步設(shè)計了440 N的NOFB發(fā)動機，并對440 N的NOFBX發(fā)動機進行了高模試驗，見圖3（d）。該發(fā)動機在真空環(huán)境下可以實現(xiàn)多次啟動。采用NOFB的再生冷卻技術(shù)，使得燃燒室外部溫度低于150℃，可采用鋁合金的輕質(zhì)材料制造燃燒室，而尾噴管則采用輕質(zhì)耐高溫的碳碳復合材料制成。

圖4　NOFBX大推力發(fā)動機熱試車臺Fig.4　Hot test equipment of large thrust NOFBX engine

2.1.3系統(tǒng)防回火設(shè)計

NOFBX中氧化劑和燃料共存，被點燃后在孤立系統(tǒng)中仍然可以繼續(xù)燃燒。因此，在發(fā)動機啟動和運行過程中，受燃燒室和供應(yīng)系統(tǒng)壓力、推進劑燃燒速度和供應(yīng)速度、發(fā)動機噴注器等多因素影響，存在推進劑燃燒沿發(fā)動機向推進劑供應(yīng)系統(tǒng)傳遞的可能性，即發(fā)生“回火”。一旦發(fā)生回火，可在瞬間釋放大量熱量和氣體，甚至引起爆炸。對于NOFBX防回火技術(shù)，美國研究了不同體系NOFBX的最小點火能、火焰?zhèn)鞑ニ俣?、爆轟臨界直徑等，針對回火特性提出防回火方案［16］。該方案設(shè)計了三道防回火措施，分別設(shè)在發(fā)動機和推進劑供應(yīng)系統(tǒng)中，起到爆轟波和火焰終止的作用。據(jù)報道，美國設(shè)計的防回火裝置已經(jīng)歷了近千次的防回火試驗，證明了其可靠性。

2.1.4應(yīng)用進展

1）機載發(fā)射演示驗證

2011年 11月，美國防高級研究計劃局（DARPA） 發(fā)布了“機載發(fā)射輔助空間進入”（ALASA）計劃，使用亞聲速飛機從空中發(fā)射攜帶低地球軌道衛(wèi)星的運載火箭，實現(xiàn)快速發(fā)射小衛(wèi)星的目的，使發(fā)射周期縮短至24 h。2014年4月，在ALASA計劃的支持下，波音公司研發(fā)成功了一種全新的機載微小衛(wèi)星發(fā)射裝置。其火箭第一、二級發(fā)動機采用NOFBX技術(shù)，減小了自身重量和系統(tǒng)復雜性，提高有效載荷。圖5為機載微小衛(wèi)星發(fā)射模擬示意圖，演示了F-15E轟炸機飛行至12.2 km高空后發(fā)射運載火箭，火箭依靠4臺主發(fā)動機飛行至近地軌道，釋放一個重量在45 kg以下的微小衛(wèi)星。另據(jù)2015年12月NASA相關(guān)報道，因試驗過程中存在的某些問題將使ALASA計劃有所調(diào)整。

圖5　波音公司機載微小衛(wèi)星發(fā)射平臺想象圖Fig.5　Concept imagine of ALASA：airborne launch platform for microsatellite launched by F-15E fighter

2）其他航天器

美國的研究表明，NOFBX推進劑可應(yīng)用于地球軌道運行航天器、上面級、深空探測、著陸返回器、對接、對地觀測、在軌服務(wù)補加等多種航天器推進系統(tǒng)。如，F(xiàn)irestar公司已經(jīng)獲得了NASA的一項在國際空間站上演示驗證440 N推力器的研究項目；NASA設(shè)計了以NOFBX系統(tǒng)為動力的牽牛星登月艙。

2.2德國

事實上，學到小數(shù)的時候，學生已經(jīng)掌握了數(shù)位的概念，具有一定的抽象思維能力.繼續(xù)使用這種圖示法純屬畫蛇添足，增加學生負擔，更是一種倒退.

德國航空航天中心（DLR）另辟蹊徑［17］，研究思路是越過推進劑制備及相關(guān)性能研究階段，直接設(shè)計NOFBX發(fā)動機并研究推進劑點火、燃燒及傳熱特性。用于試驗的N2O與C2H4單元復合推進劑不是預先制備，而是在進入發(fā)動機前再將兩者按比例混合。

2.2.1推力室設(shè)計與點火過程研究

研究者設(shè)計了氧化亞氮-乙烯點火試驗系統(tǒng)和模型推力室（圖6），研究了氧化亞氮-乙烯混合物的點火與燃燒過程、燃燒過程中傳熱與冷卻模式。該模型推力室大部分采用銅質(zhì)材料，設(shè)置了多個壓力和溫度測點，模塊化喉部實現(xiàn)了快速更換和調(diào)節(jié)不同工況的可能。同時，推力室喉部加裝了水冷循環(huán)裝置，防止溫度過高燒毀喉部。圖7為采用模型推力室的熱點火試車圖，N2O和C2H4在進入噴注器前混合，通過調(diào)節(jié)兩種氣體的壓力和孔板孔徑控制混合比和流量。計算和測試熱試車過程中傳熱和水冷卻過程，結(jié)果表明隨著冷卻水流量的增大，熱通量相應(yīng)增加，冷卻效率提高。

圖6　DLR模型推力室內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6　Internal structure of combustor model made by DLR

圖7　DLR采用模型推力室的熱點火試車Fig.7　Combustor model used by DLR during hot run

2.2.2液體推進劑制備

Hochheimer等設(shè)計并演示了NOFBX液體推進劑的制備方案［18］。在選擇制備方案時，考慮到將液態(tài)的N2O和C2H4直接復合時氧/燃比難以精確控制，故采用先氣相混合后連續(xù)加壓冷卻的方式制備NOFBX液體推進劑。制備條件：壓力2.5 MPa，冷卻溫度-43℃，氣相推進劑流量10 g/s，制冷器內(nèi)設(shè)置5.5 m長的鋁制盤管（曲率半徑30 cm），將NOFBX氣相經(jīng)鋁制盤管冷卻、加壓制備得到NOFBX液體推進劑。

3　國內(nèi)研究現(xiàn)狀

國內(nèi)在氧化亞氮基單元復合推進劑領(lǐng)域研究起步晚，目前僅有部分機構(gòu)開展相關(guān)的基礎(chǔ)研究。航天六院165所從2010年開始，持續(xù)追蹤美國在NOFBX的研制進展，并于2014年底進入推進劑研制階段，已開展如下工作：①通過理論分析和熱力學計算，篩選并研究不同碳原子數(shù)烴類燃料復合體系配方和比沖性能，結(jié)果表明炔烴體系比沖最高，烯烴次之，烷烴最低的規(guī)律，這與烴類能量高低變化一致。②分析論證了氧化亞氮與各種燃料復合的可行性和復合體系安全性，充分借鑒在乙炔氨推進劑方面的制備經(jīng)驗，經(jīng)一系列實驗研究，已掌握公斤級氧化亞氮基單元復合推進劑制備技術(shù)。③完成推進劑基礎(chǔ)理化性能測試，并進行了初步點火驗證試驗（圖8）。

圖8　氧化亞氮基單元復合推進劑點火試驗Fig.8　Ignition test of nitrous-oxide-based composite monopropellant

4　總結(jié)與建議

對于氧化亞氮基單元復合推進劑的研究，國內(nèi)外主要以推進劑研制、發(fā)動機設(shè)計、防回火研究和應(yīng)用研究為主。雖然該推進劑的理化性質(zhì)穩(wěn)定且無毒，可于常溫下帶壓穩(wěn)定貯存，但在某些外界條件激發(fā)時，氧化亞氮基單元復合推進劑會被點燃，瞬間釋放出大量熱量和氣體，引起爆炸危險。因此，要實現(xiàn)該推進劑的工程應(yīng)用，不僅需考慮比沖性能，更應(yīng)兼顧制備、貯存和使用安全性。綜合國內(nèi)外研究情況，對于氧化亞氮基復合推進劑的研究提出如下建議：

4.1推進劑配方體系設(shè)計

通過理論計算和配方篩選，設(shè)計推進劑配方體系，在提高推進劑鈍感安全性的前提下保證較高的比沖性能。測試推進劑物性參數(shù)，評價使用和安全性能。推進劑配方體系有三條途徑可供選擇：①選擇較乙炔具有更高安全性的碳氫燃料，如乙烯、乙烷、丙烷等。②通過向氧化亞氮-乙炔體系中加入氨、氮、氦、氬、二氧化碳、氙等安定劑，可以很好的調(diào)節(jié)復合推進劑的安全性能，以降低其爆炸危險性，提高安全性。③在N2OC2H2體系中引入具有安定性的燃料，如將氧化亞氮、乙炔和氨復合，不僅可以提高混合體系的安全性，且具有高比沖、高比熱容、高導熱系數(shù)的特點。

4.2發(fā)動機設(shè)計

在發(fā)動機設(shè)計過程中應(yīng)根據(jù)NOFBX推進劑特性，重點研究不同相態(tài)下推進劑噴注、點火、燃燒和冷卻過程?？紤]到NOFBX具有回火特性，且推進劑發(fā)生回火的源頭始于發(fā)動機噴注器，通過設(shè)計特殊結(jié)構(gòu)的噴注器，如蓮蓬頭、多孔材料等，以避免發(fā)動機熱試車時發(fā)生回火。

4.3防回火設(shè)計

推進劑在熱試車過程中，推進劑燃燒速度大于供應(yīng)速度時，會發(fā)生回火，引起管路和儲箱內(nèi)推進劑燃燒甚至爆炸，因此需要考慮在燃燒室噴注器、推進劑供應(yīng)管路和推進劑儲箱處設(shè)計并安裝合適的防回火和防爆安全裝置。

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（編輯：王建喜）

Review of nitrous-oxide-based composite monopropellants technology

ZHU Chengcai，HAN Wei，YU Xinli，SHAN Shiqun，SHI Xuemei（Xi'an Aerospace Propulsion Test Technology Institute，Xi'an 710100，China）

Nitrous-oxide-based composite monopropellant is hopeful to substitute traditional hydrazine propellant and will be used in many kinds of spacecrafts owing to its non-toxic，high specific impulse，simple feed system and other characteristics.The research progress of monopropellants formula system，engine design，combustion process and safety is reviewed in this paper.Some advices to carry out research of nitrous-oxide-based composite monopropellant are proposed in combination with Chinese research actualityofliquid propellants.

nitrous oxide；composite propellant；NOFBX；ethene；hydrocarbon；acetyleneammonia

V434-34

A

1672-9374（2016）02-0079-07

2016-02-24；

2016-03-12

國家863項目（2015AA7023093）

朱成財（1984—），男，博士，研究領(lǐng)域為新型高能液體推進劑