羅玉宏，蔣榕培，項(xiàng) 鍇，孫海云，方 濤

(北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所，航天綠色推進(jìn)劑研究與應(yīng)用北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100074)

1 引言

近年來(lái)，隨著月球探測(cè)順利開(kāi)展，我國(guó)制定了更長(zhǎng)遠(yuǎn)的深空探測(cè)計(jì)劃，包括火星、小行星等深空探測(cè)任務(wù)，其中火星探測(cè)任務(wù)已逐步提上日程，計(jì)劃將于2020年開(kāi)展首次火星探測(cè)任務(wù)，2028年前后開(kāi)展火星表面采樣返回任務(wù)[1]。

低溫、高真空的環(huán)境給深空探測(cè)帶來(lái)許多技術(shù)上的難題，其中之一就是適用于深空探測(cè)的低冰點(diǎn)推進(jìn)劑[2]。如火星表面環(huán)境嚴(yán)酷復(fù)雜，表面溫度為-130～30℃，這對(duì)推進(jìn)劑的長(zhǎng)期低溫和寬溫域環(huán)境適用性提出了極高要求[3]。目前國(guó)內(nèi)外使用的液體自燃推進(jìn)劑的液態(tài)范圍均無(wú)法滿足使用要求，如無(wú)水肼為1.5～113.5℃，偏二甲肼為-57.2～63.1℃，甲基肼為-52.4～87.5℃，四氧化二氮為-11.2～21.1℃，綠色四氧化二氮MON-1為-12.1～18.0℃、MON-3為-13.6～18.0 ℃[4-5]。 為了保障推進(jìn)劑的正常工作，必須增加長(zhǎng)周期熱控保溫設(shè)施，這給火星及深空探測(cè)用推進(jìn)系統(tǒng)帶來(lái)了極大挑戰(zhàn)[6]。

國(guó)內(nèi)外對(duì)低冰點(diǎn)自燃推進(jìn)劑的研究主要以肼基燃料和混合氧氮化(MON)系列氧化劑組合為主。由于MON-25(冰點(diǎn)-55.2℃)和甲基肼(冰點(diǎn)-52.4℃)具有相似的低冰點(diǎn)特性，國(guó)內(nèi)外針對(duì)MON-25與甲基肼(MMH)組合進(jìn)行了系統(tǒng)研究。1999年，NASA和加州理工學(xué)院噴氣推進(jìn)劑實(shí)驗(yàn)室成功進(jìn)行了MON-25/MMH低溫環(huán)境溫度下的發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)，在低溫條件下并沒(méi)有明顯的點(diǎn)火延遲出現(xiàn)[7]。2001年，大西洋研究公司液體推進(jìn)分部和NASA格林研究中心進(jìn)行了10 N雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)器試驗(yàn)，推進(jìn)劑和發(fā)動(dòng)機(jī)在-40～21℃條件下的試驗(yàn)都很成功[8-9]。為此，NASA擬采用MMH為燃料，MON-25為氧化劑，用作火星探測(cè)飛行器的推進(jìn)劑；劉偉等[10]開(kāi)展了MON-25/MMH低冰點(diǎn)試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的研制；劉江強(qiáng)等[11]進(jìn)行了MON-25/MMH低溫環(huán)境下的發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)，結(jié)果表明發(fā)動(dòng)機(jī)在-40℃的低溫環(huán)境中能夠順利啟動(dòng)并進(jìn)入穩(wěn)態(tài)工作，具有較高的燃燒效率。綜上所述，雙組元自燃推進(jìn)劑冰點(diǎn)可以降低到-55℃左右，但實(shí)際試車(chē)的最低溫度在-40℃左右，更低溫度的液體推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)未見(jiàn)報(bào)道。因此需要開(kāi)發(fā)適用于深空探測(cè)的超低冰點(diǎn)自燃推進(jìn)劑。

本文針對(duì)火星采樣返回任務(wù)超低溫工作環(huán)境對(duì)推進(jìn)劑的要求，開(kāi)展新型超低冰點(diǎn)(冰點(diǎn)≤-100℃)肼基燃料性能研究，完成發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)驗(yàn)證，為未來(lái)超低冰點(diǎn)推進(jìn)劑在火星上升器動(dòng)力系統(tǒng)的應(yīng)用提供技術(shù)支持。

2 試驗(yàn)過(guò)程

2.1 配方設(shè)計(jì)與篩選

2.1.1 超低冰點(diǎn)燃料

在現(xiàn)用的肼基燃料基礎(chǔ)上，通過(guò)引入含有NN、C-N鍵的高張力結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)了9種不同取代基團(tuán)和空間構(gòu)型的新型功能化合物。通過(guò)量化計(jì)算軟件，對(duì)不同功能化合物的鍵能和生成熱進(jìn)行計(jì)算與分析，確定能量特性。通過(guò)分子動(dòng)力學(xué)模擬軟件，對(duì)功能化合物模擬體系的擴(kuò)散系數(shù)和內(nèi)聚能進(jìn)行計(jì)算分析，確定降冰點(diǎn)特性。綜合功能化合物的能量特性和降冰點(diǎn)特性，篩選出3種具備高熱值、降冰點(diǎn)特性的目標(biāo)功能化合物，采用合成逆設(shè)計(jì)技術(shù)和可控定向合成，成功制備出3種功能化合物，命名為JB-1、JB-2和JB-3。以肼基燃料和功能化合物為基礎(chǔ)，利用功能化合物的降冰點(diǎn)效應(yīng)和肼基燃料的自燃活性，通過(guò)模擬計(jì)算與試驗(yàn)測(cè)試確定最佳混配比例，制備出了3種超低冰點(diǎn)燃料(冰點(diǎn)均低于-100℃)，命名為DB-1、DB-2和 DB-3。

2.1.2 超低冰點(diǎn)氧化劑

以氧化劑N2O4為基礎(chǔ)，通過(guò)加入不同量的NO，構(gòu)成MON，可有效降低氧化劑冰點(diǎn)。本研究分別以自制的MON-25、MON-34為氧化劑，NO含量分別為 25%、34%。其中 MON-34的冰點(diǎn)為-107℃，沸點(diǎn)為-23℃。

2.2 性能測(cè)試

2.2.1 理化性能測(cè)試

利用分析儀器，對(duì)新型DB-X(1，2，3)系列燃料的冰點(diǎn)、沸點(diǎn)、密度、粘度等理化性能進(jìn)行測(cè)試研究。

2.2.2 比沖性能計(jì)算

模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工作使用環(huán)境，選擇MON-34作為氧化劑，采用內(nèi)部開(kāi)發(fā)熱力比沖計(jì)算軟件(基于最小自由能的方法建立的)，計(jì)算超低冰點(diǎn)燃料DB-X(1，2，3)系列與 MON-34的真空理論比沖，并與MON-25/MMH進(jìn)行對(duì)比。發(fā)動(dòng)機(jī)工作模擬條件：燃燒室壓力為2.0 MPa；面積比為100。

2.2.3 自燃特性研究

由于MON-34的飽和蒸汽壓較高而不易操作，選擇MON-25為氧化劑，利用高速攝影儀和點(diǎn)滴試驗(yàn)裝置，研究評(píng)價(jià)了 DB-X(1，2，3)系列與MON-25的著火性能。

2.3 試車(chē)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證新型低冰點(diǎn)推進(jìn)劑的燃燒性能，采用10 N發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了地面熱試車(chē)試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)見(jiàn)表1，試驗(yàn)系統(tǒng)見(jiàn)圖1。

表1 10 N發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)Table 1 10 N engine operating parameters

發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)過(guò)程的燃燒效率按式(1)計(jì)算。推力室工作時(shí)，實(shí)際特征速度C實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)計(jì)算得到，理論特征速度由熱力計(jì)算軟件計(jì)算得到。

圖1 試驗(yàn)系統(tǒng)圖Fig.1 Test system diagram

式中：ηc為燃燒效率，C*為實(shí)際特征速度，為理論特征速度，為燃燒室壓，At為面積比，qm為推進(jìn)劑流量。

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

3.1 超低冰點(diǎn)肼基燃料性能

3.1.1 理化性能

DB-X(1，2，3)系列燃料基本理化性能測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表2。結(jié)果表明，新型超低冰點(diǎn)燃料DB-X(1，2，3)具有很寬的液態(tài)范圍，冰點(diǎn)均低至-100℃，沸點(diǎn)高于50℃，可滿足深空探測(cè)超低溫環(huán)境工作要求。

表2 超低冰點(diǎn)燃料DB系列的基本理化參數(shù)(20℃)Table 2 Basic physical and chemical properties of ultralow freezing point DB series fuels(20℃)

3.1.2 比沖性能

新型推進(jìn)劑組合理論比沖計(jì)算結(jié)果如圖2所示。結(jié)果可知，在混合比1.0～3.0區(qū)間，超低冰點(diǎn)燃料DB-X(1，2，3)系列的理論比沖隨著氧燃比的增大而升高，其中新型推進(jìn)劑組合的理論比沖大小順序?yàn)镸ON-34/DB-3＞MON-34/DB-1＞MON-34/DB-2。根據(jù)試驗(yàn)測(cè)定新型燃料生成焓大小順序?yàn)镈B-3＞DB-1＞DB-2，比沖計(jì)算值大小順序與其一致，說(shuō)明比沖對(duì)比計(jì)算準(zhǔn)確。在氧燃比大于2.6時(shí)，MON-34/DB-3理論比沖大于MON-25/MMH；在氧燃比大于2.8時(shí)，MON-34/DB-2理論比沖大于MON-25/MMH。在理論混合比為 3.0 時(shí)，MON-34/DB-X(1，2，3)的理論比沖分別為358.2 s、355.7 s和359.7 s，說(shuō)明3種DB系列超低冰點(diǎn)燃料均具有較高的理論比沖性能。

圖2 超低冰點(diǎn)燃料DB系列和MMH的理論比沖對(duì)比Fig.2 Theoretical specific impulse comparison of ultra-low freezing point DB series fuels and MMH

3.1.3 自燃特性

根據(jù)點(diǎn)滴試驗(yàn)結(jié)果(圖3)可知，超低冰點(diǎn)燃料DB系列與氧化劑MON-25在常低溫下均可自燃，常溫著火延遲期為4～6 ms，-80℃(燃料)條件下為20～30 ms，說(shuō)明DB系列超低冰點(diǎn)燃料與氧化劑具備較高的自燃活性。

圖3 超低冰點(diǎn)雙組元推進(jìn)劑點(diǎn)滴試驗(yàn)Fig.3 Dropping test of ultra-low freezing point bipropellant

3.2 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.2.1 常溫地面熱試車(chē)

為了驗(yàn)證 DB-1、DB-2的燃燒性能，選擇MON-25為氧化劑進(jìn)行常溫?zé)嵩囓?chē)試驗(yàn)。試車(chē)程序以短穩(wěn)態(tài)＋脈沖為主，發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)見(jiàn)圖4，發(fā)動(dòng)機(jī)典型工作曲線見(jiàn)圖5～6，不同氧燃比條件下的燃燒效率見(jiàn)圖7。

圖4 MON-25/DB-X(X-1，2)組合的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)Fig.4 Working status of engine for MON-25/DB-X(X-1，2)propellant combination

圖5 MON-25/DB-X(X-1，2)組合的發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)工作曲線Fig.5 Steady state operating curve of engine for MON-25/DB-X(X-1，2)propellant combination

從發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)結(jié)果可知，MON-25/DB-1、MON-25/DB-2推進(jìn)劑組合在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)中工作平穩(wěn)，沒(méi)有出現(xiàn)啟動(dòng)壓力尖峰，燃燒室壓力粗糙度小于0.7%，氧燃比在1.5～2.5，燃燒效率達(dá)0.91左右，與MON-25/MMH(＞0.9)接近。說(shuō)明MON-25/DB-1、MON-25/DB-2推進(jìn)劑組合與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配度高，且新型燃料DB-1、DB-2具有良好的燃燒性能。

為了驗(yàn)證DB-3的燃燒性能，選擇MON-34為氧化劑進(jìn)行常溫?zé)嵩囓?chē)試驗(yàn)。試車(chē)程序以短穩(wěn)態(tài)為主，發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)見(jiàn)圖8，發(fā)動(dòng)機(jī)典型工作曲線見(jiàn)圖9，不同氧燃比條件下的燃燒效率見(jiàn)圖10。

圖6 MON-25/DB-X(X-1，2)組合的發(fā)動(dòng)機(jī)脈沖工作曲線Fig.6 Pulse operating curve of engine for MON-25/DB-X(X-1，2)propellant combination

圖7 MON-25/DB-X(X-1，2)組合在不同混合比下的燃燒效率Fig.7 Combustion efficiency of MON-25/DB-X(X-1，2)combination under different mixing ratios

圖8 MON-34/DB-3組合的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)Fig.8 Working status of engine for MON-34/DB-3 propellant combination

圖9 MON-34/DB-3組合的發(fā)動(dòng)機(jī)常溫試車(chē)穩(wěn)態(tài)典型工作曲線Fig.9 Steady state operating curve of engine for MON-34/DB-3 propellant combination

圖10 MON-34/DB-3組合在不同混合比下的燃燒效率Fig.10 Combustion efficiency of MON-34/DB-3 combination under different mixing ratios

從發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)結(jié)果可知，MON-34/DB-3推進(jìn)劑組合在10 N發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)中工作平穩(wěn)，沒(méi)有出現(xiàn)啟動(dòng)壓力尖峰，燃燒室壓力粗糙度小于0.8%，氧燃比在1.8～2.2范圍時(shí)燃燒效率達(dá)0.91左右，與MON-25/MMH(＞0.9)接近。說(shuō)明在常溫環(huán)境中超低冰點(diǎn)燃料DB-3與超低冰點(diǎn)氧化劑MON-34可自燃，MON-34/DB-3組合與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配度高，且新型燃料DB-3在常溫下具有良好的燃燒性能，具備了進(jìn)一步開(kāi)展低溫試驗(yàn)的基礎(chǔ)。

3.2.2 低溫地面熱試車(chē)

為了進(jìn)一步驗(yàn)證DB-3的低溫燃燒性能，選擇MON-34為氧化劑進(jìn)行了低溫?zé)嵩囓?chē)試驗(yàn)。試驗(yàn)條件：燃料與氧化劑箱溫均低至-60℃(測(cè)溫點(diǎn)共9個(gè)，均勻分布在儲(chǔ)箱內(nèi)壁四周，推進(jìn)劑在儲(chǔ)箱中冷卻12 h以上，保證推進(jìn)劑溫度與儲(chǔ)箱溫度一致)，燃料在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室入口溫度低至-25℃，氧化劑在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室入口溫度低至-30℃。試車(chē)程序以短穩(wěn)態(tài)為主，發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)見(jiàn)圖11，發(fā)動(dòng)機(jī)工作曲線見(jiàn)圖12，不同氧燃比條件下的燃燒效率見(jiàn)圖13。

圖11 MON-34/DB-3組合的發(fā)動(dòng)機(jī)低溫工作狀態(tài)Fig.11 Low temperature working status of engine for MON-34/DB-3 propellant combination

圖12 MON-34/DB-3組合的發(fā)動(dòng)機(jī)低溫試車(chē)穩(wěn)態(tài)典型工作曲線Fig.12 Low temperature steady state operating curve of engine for MON-34/DB-3

圖13 低溫下MON-34/DB-3組合在不同混合比下的燃燒效率Fig.13 Low temperature combustion efficiency of MON-34/DB-3 under different mixing ratios

從發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)結(jié)果可知，超低冰點(diǎn)推進(jìn)劑組合MON-34/DB-3在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)中工作平穩(wěn)，啟動(dòng)壓力尖峰較小，燃燒室壓力粗糙度小于6.8%，氧燃比在1.7～1.9范圍時(shí)，燃燒效率達(dá)0.90左右，與MON-25/MMH(＞0.9)接近。說(shuō)明在低溫(10～-30℃)環(huán)境中超低冰點(diǎn)燃料DB-3與超低冰點(diǎn)氧化劑MON-34可自燃，MON-34/DB-3超低冰點(diǎn)推進(jìn)劑組合與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配度高，且新型燃料DB-3在低溫下具有良好的燃燒性能。

4 結(jié)論

1)設(shè)計(jì)合成出3種冰點(diǎn)低至-100℃、沸點(diǎn)高于50℃的新型燃料DB-1、DB-2和DB-3。

2)DB系列具有液態(tài)范圍寬、可自燃、高比沖等優(yōu)點(diǎn)。

3)通過(guò)10 N發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)，初步驗(yàn)證了新型低冰點(diǎn)推進(jìn)劑在常溫、低溫條件下均具有良好的燃燒性能，燃燒效率達(dá)0.9左右。

后續(xù)針對(duì)深空超低溫環(huán)境要求，繼續(xù)開(kāi)展推進(jìn)劑在-60～-100℃環(huán)境溫度下的發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研究與驗(yàn)證，為今后發(fā)動(dòng)機(jī)研制及深空探測(cè)任務(wù)的開(kāi)展實(shí)施奠定基礎(chǔ)。