逄 凱,李新艷,李效斯,黃佳琦,王寧飛

(北京理工大學(xué), 北京 100081)

0 引言

隨著對(duì)深空宇宙的不斷探索,人們對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)的要求也越來越高。研制安全無毒、綠色無污染、性能高且成本低的液體推進(jìn)劑依然是衛(wèi)星發(fā)射系統(tǒng)和導(dǎo)彈系統(tǒng)的發(fā)展目標(biāo)。當(dāng)前已被廣泛應(yīng)用的空間化學(xué)推進(jìn)劑主要有肼、甲基肼(MMH)、偏二甲肼(UDMH)等肼類推進(jìn)劑[1],這類推進(jìn)劑具備長期貯存性、可實(shí)現(xiàn)冷啟動(dòng)、比沖性能高且可靠性好[2],但同時(shí)也具有明顯的缺點(diǎn):毒性大、致癌性高、維護(hù)成本高、腐蝕性強(qiáng),易與常規(guī)材料反應(yīng),甚至引起爆炸等[3]。因此,尋找一種綠色、高性能、低成本的推進(jìn)劑顯得尤為重要。

目前,可作為肼類替代品且具有應(yīng)用前景的綠色推進(jìn)劑主要有二硝酰胺銨(ADN)基單組元推進(jìn)劑、過氧化氫(H2O2)、硝酸羥胺(HAN)基單組元推進(jìn)劑、氧化亞氮(N2O)基單組元復(fù)合推進(jìn)劑等[4-5]。其中,ADN基推進(jìn)劑無毒無污染,但燃燒溫度高且無法冷啟動(dòng)[6-8];過氧化氫液體推進(jìn)劑需要催化劑催化分解、比沖低(Isp≈185 s)且有爆炸分解的危險(xiǎn)[9];HAN基推進(jìn)劑具有較高的爆炸風(fēng)險(xiǎn)[10]。相比而言,氧化亞氮基復(fù)合推進(jìn)劑因其獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)引起了國內(nèi)外研究人員的廣泛關(guān)注。氧化亞氮基單組元復(fù)合推進(jìn)劑,即NOFBX(nitrous oxide fuel blend),與肼、過氧化氫等傳統(tǒng)單元推進(jìn)劑不同,它是將烴類、醇類和氨類等燃料溶解于氧化亞氮,通過特殊工藝制備而成[11]。NOFBX推進(jìn)劑可以通過加壓的方式液化,并在儲(chǔ)罐中以液態(tài)形式存儲(chǔ),其突出優(yōu)勢(shì)是具備類似于雙組元推進(jìn)劑的性能(Isp≥300 s)、組分價(jià)格低廉、綠色無毒以及自增壓特性[12-14]。

NOFBX被美國譽(yù)為“可改變未來游戲規(guī)則”的新型高性能液體推進(jìn)劑[15]。目前,美國、德國、英國、荷蘭以及日本等國外眾多機(jī)構(gòu),針對(duì)氧化亞氮基復(fù)合推進(jìn)劑開展了大量研究,并已取得了一些階段性成果,主要研究內(nèi)容涉及推進(jìn)劑研制、發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、防回火研究和冷卻研究等。我國在該領(lǐng)域的研究起步較晚,相關(guān)機(jī)構(gòu)的研究基本都處于理論研究和數(shù)值仿真階段。由于NOFBX無毒推進(jìn)劑在軍用導(dǎo)彈和小型衛(wèi)星姿軌控等領(lǐng)域的巨大應(yīng)用潛力,對(duì)其發(fā)展現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行研究具有重要意義。

1 NOFBX特點(diǎn)

1.1 N2O性質(zhì)

氧化亞氮在常溫常壓下是一種無色、有微甜氣味的氣體,常作為麻醉劑被應(yīng)用于醫(yī)療手術(shù)中。氧化亞氮的物理性質(zhì)如表1所示[16]。

表1 氧化亞氮部分物性參數(shù)

由表1可以看出,氧化亞氮在常溫常壓下的熔沸點(diǎn)比較接近,使得氧化亞氮的液態(tài)應(yīng)用相對(duì)困難,通常的使用方式是高壓、常溫處理。

氧化亞氮的可壓縮性與理想狀態(tài)差距很大(理想氣體可壓縮性接近1、液相可壓縮性接近0),其液相壓縮因子為0.13、氣相壓縮分子為0.53,故使用理想氣體方程研究其氣態(tài)狀態(tài)或者假定液態(tài)的N2O的密度是常值是不成立的[17]。液相氧化亞氮的密度不是固定不變的,這給氧化亞氮的流量測(cè)量帶來了困難。氧化亞氮的物性隨溫度變化極大,這是其自增壓特性的關(guān)鍵,但同時(shí),與理想氣體的差距使得建立氧化亞氮的自增壓模型具有一定困難。

常溫下,氧化亞氮較為穩(wěn)定,在溫度達(dá)到250 ℃后會(huì)出現(xiàn)催化分解,溫度達(dá)到520 ℃后會(huì)出現(xiàn)熱分解,氧化亞氮存在的絕對(duì)溫度可達(dá)1 913.15 K,其分解過程具有自持性。目前已知的對(duì)氧化亞氮分解具有催化作用的物質(zhì)有:鐵屑、鐵的氧化物、銠、釕、銥、銥基催化劑Shell-405(一種廣泛用于肼類的催化劑)、氧化銠、氧化鋁、鎳、鈷、銅、鉑等,在供給管路中應(yīng)盡量避免以上物質(zhì)的使用,較適宜的管路材料是不銹鋼[16]。

1.2 NOFBX的優(yōu)缺點(diǎn)

與單組元推進(jìn)劑肼相比,NOFBX的真空比沖高達(dá)300～345 s,無毒低成本,材料相容性好,可實(shí)現(xiàn)再生冷卻[18-20],同時(shí)NOFBX可以有效避免催化劑的使用;與雙組元推進(jìn)劑相比,NOFBX系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單,由于其自增壓特性[21]而無需復(fù)雜的渦輪泵結(jié)構(gòu),使系統(tǒng)的有效載荷占比更大;與空間電推進(jìn)技術(shù)相比,NOFBX技術(shù)避免了電推進(jìn)放電羽流中的帶電粒子、高能粒子影響,以及與航天器的電磁兼容特性,長時(shí)間持續(xù)工作對(duì)材料、空間環(huán)境的影響等方面的問題。此外,NOFBX的主要優(yōu)勢(shì)[22-24]還包括:可采用電火花點(diǎn)火,實(shí)現(xiàn)重復(fù)啟動(dòng);能夠?qū)崿F(xiàn)深度可調(diào)(100∶1);無腐蝕性,反應(yīng)性弱,與多數(shù)貯箱材料相容;貯存溫度范圍可達(dá)[-70 ℃,70 ℃]等。表2列出了NOFBX與單組元肼和雙組元NTO/MMH的性能比較[12]。

表2 NOFBX與肼、NTO/MMH的比較

在實(shí)際應(yīng)用中,NOFBX同樣體現(xiàn)出了諸多缺陷和挑戰(zhàn)[20],主要包括:

1) 真正意義上的單組元復(fù)合推進(jìn)劑制備困難;

2) 燃燒溫度高,可達(dá)3 000 K以上,噴注器表面、燃燒室內(nèi)壁、噴管喉部的燒蝕風(fēng)險(xiǎn)高;

3) 推進(jìn)劑貯箱中可能有可燃蒸汽,貯存風(fēng)險(xiǎn)高;

4) 在實(shí)際儲(chǔ)存溫度下的密度較低;

5) 需要點(diǎn)火裝置;

6) 存在回火問題。

2 國外研究現(xiàn)狀

21世紀(jì)初,美國Firestar公司提出NOFBX推進(jìn)劑的概念[12],在NASA火星技術(shù)應(yīng)用項(xiàng)目支持下,經(jīng)過10年的研究,研制出技術(shù)成熟度等級(jí)達(dá)到6級(jí)的450 N級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī),并完成了真空實(shí)驗(yàn);近10年來,歐洲的科研人員對(duì)NOFBX技術(shù)進(jìn)行了跟蹤研究,德國、英國等歐洲國家的科研機(jī)構(gòu)開展了相關(guān)研究工作,完成了樣機(jī)的制造和熱試車,獲得了大量有價(jià)值的數(shù)據(jù);此外,日本研究人員聚焦推力室材料方面的研究,也取得了一些重要成果。

2.1 美國

火星樣本返回(MSR)任務(wù)是美國國家航空航天局(NASA)的重要任務(wù)之一。MSR任務(wù)的關(guān)鍵要素之一是火星上升飛行器(MAV),它將從火星表面發(fā)射樣本,并將其送入火星軌道[25]。相比于常規(guī)的用于行星和空間任務(wù)的固體和可儲(chǔ)存液體推進(jìn)系統(tǒng),NOFBX推進(jìn)技術(shù)使單級(jí)入軌火箭(SSTO)進(jìn)行火星樣本返回任務(wù)成為可能。

NOFBX推進(jìn)系統(tǒng)先后經(jīng)歷了推進(jìn)劑研制、發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、點(diǎn)火試驗(yàn)、安全性評(píng)估、防回火設(shè)計(jì)等發(fā)展階段。

自2003年開始,Mungas團(tuán)隊(duì)對(duì)氧化亞氮及NOFBX的制備、理化性質(zhì)、燃燒性能、反應(yīng)機(jī)理等進(jìn)行了大量研究[12]。圖1總結(jié)了他們的一部分研究成果。

圖1 NOFBX相圖

由圖1可以看出,氧化亞氮和NOFBX隨著溫度變化,其物理屬性會(huì)有較大變化。除了對(duì)性能進(jìn)行研究外,Mungas團(tuán)隊(duì)還通過跌落、快烤、慢烤等安全性試驗(yàn),驗(yàn)證了NOFBX系列的安全性,這對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的試驗(yàn)研究具有重要意義。

2004年到2007年間,Firestar開發(fā)了第一臺(tái)原理樣機(jī),推力為0.1l bf(約4.45 N),僅能實(shí)現(xiàn)脈沖工作,這使得NOFBX的技術(shù)成熟度提高到了3級(jí),該研究證明了NOFBX推進(jìn)劑的可行性[19]。在這之后,Firestar對(duì)NOFBX的理化性質(zhì)和性能進(jìn)行了持續(xù)的深入研究,包括:理論燃燒性能(比沖)、熱點(diǎn)火極限、沖擊敏感性、毒性、混溶性等[26]。

2008—2010年,Firestar設(shè)計(jì)了推力分別為2l bf(約9 N)和5l bf(約22 N)的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)。2l bf發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)目的是使用耐高溫材料來實(shí)現(xiàn)高占空比,而5lbf的發(fā)動(dòng)機(jī)則使用了黃銅材料和再生冷卻配合的方式。

2009年,通過引入微射流再生冷卻技術(shù),美國設(shè)計(jì)了110 N的新型樣機(jī),并實(shí)現(xiàn)了>30 s的穩(wěn)態(tài)燃燒。通過熱電偶測(cè)量,試驗(yàn)證明新型樣機(jī)在運(yùn)行約4 s后達(dá)到了完全熱平衡,圖2是試車中的110 N樣機(jī)[13,26]。

圖2 110 N試驗(yàn)樣機(jī)試車

2011年,基于110 N的試驗(yàn)樣機(jī),NASA完成了440 N的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì),并在真空環(huán)境中進(jìn)行了多次5s的點(diǎn)火。440 N樣機(jī)的成功將NOFBX的技術(shù)成熟度提高到了6級(jí)。發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)綜合使用了前述樣機(jī)的再生冷卻技術(shù),使用鋁合金輕質(zhì)材料做燃燒室壁,噴管使用的是輕質(zhì)耐高溫的碳-碳復(fù)合材料,試車過程中,燃燒室外壁溫度低于150 ℃[22,27]。圖3為440 N發(fā)動(dòng)機(jī)(NOFBX-100)結(jié)構(gòu)。

圖3 440 N發(fā)動(dòng)機(jī)(NOFBX-100)結(jié)構(gòu)

2011—2015年,美國DARPA發(fā)布了ALASA(機(jī)載發(fā)射輔助空間進(jìn)入)計(jì)劃,在火箭的第一、二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)中使用了NOFBX推進(jìn)劑。2015年,由于多次熱試車中暴露出的嚴(yán)重安全隱患,DARPA于11月叫停了ALASA項(xiàng)目,并將研究重心轉(zhuǎn)向防回火設(shè)計(jì)與驗(yàn)證[2,28]。

2003—2018年,Firestar公司針對(duì)NOFBX推進(jìn)系統(tǒng)的回火、冷卻等問題對(duì)供應(yīng)管路和推力室結(jié)構(gòu)進(jìn)行了特殊設(shè)計(jì),設(shè)計(jì)成果包括:集成火花塞點(diǎn)火的防回火噴注器[29]、防回火多孔介質(zhì)[30]、用于流量控制的可調(diào)汽蝕文氏管[31]、推力室再生冷卻夾套[32]、單組元推進(jìn)劑制備及供給管路[33]等。其中關(guān)于回火的設(shè)計(jì)成為后續(xù)相關(guān)研究的重要參考。

除了Firestar公司具有完整體系的研究外,還有一些研究機(jī)構(gòu)和高校針對(duì)NOFBX的安全使用、雙組元試車、燃燒性能等領(lǐng)域進(jìn)行了研究。

Karabeyoglu等人建立了N2O分解過程的詳細(xì)動(dòng)力學(xué)模型,簡化的單步一階動(dòng)力學(xué)模型能夠準(zhǔn)確地模擬壓力大于40 atm時(shí)的分解過程[16]。研究表明,在相同的壓力和溫度下,N2O的分解速度比過氧化氫(H2O2)的分解慢6個(gè)數(shù)量級(jí),是一種安全得多的推進(jìn)劑。在文章中,作者也列出了針對(duì)N2O的安全使用建議。

亞拉巴馬大學(xué)Roger研究團(tuán)隊(duì)開發(fā)了一種氧化亞氮/丙烷火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(NOP),該發(fā)動(dòng)機(jī)利用氧化亞氮的催化分解作為丙烷的點(diǎn)火系統(tǒng)。NOP火箭通過試驗(yàn)測(cè)定與理論預(yù)測(cè)符合良好,可實(shí)現(xiàn)超過300 s的真空比沖[34]。圖4給出了NOP發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火系統(tǒng)和實(shí)物圖。

Youngblood研究團(tuán)隊(duì)在桑迪亞國家實(shí)驗(yàn)室的資助下,完成了氧化亞氮/乙醇雙組元推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)和建造[35-36]。發(fā)動(dòng)機(jī)采用模塊化設(shè)計(jì),允許對(duì)各部件進(jìn)行配置更改,發(fā)動(dòng)機(jī)采用不銹鋼噴注器和OFHC(高導(dǎo)電無氧)銅的配置,燃燒室外設(shè)有銅管水冷,這一配置在6.8 MPa室壓和3 000 K以上燃燒溫度下平穩(wěn)運(yùn)行了10 s,并完成了多次熱試車。試車產(chǎn)生了577 N的推力,比沖為250～260 s,與理論計(jì)算結(jié)果相吻合。圖5為發(fā)動(dòng)機(jī)配置圖。

2.2 德國

從2014年起,德國宇航中心(DLR)開始重點(diǎn)研究氧化亞氮和烴類組成的預(yù)混單組元復(fù)合推進(jìn)劑。最初,DLR選擇了氣態(tài)氧化亞氮(N2O)和氣態(tài)乙烯(C2H4)預(yù)混燃燒的配置,在后續(xù)研究中,乙烷(C2H6)也被加入到了研究活動(dòng)中。

圖6列出了德國DLR的研究時(shí)間表,在7年的研究歷程中,研究內(nèi)容主要分為5個(gè)部分[2]：

圖6 DLR研究時(shí)間表

1) 模型發(fā)動(dòng)機(jī)的開發(fā)與測(cè)試,目的是分析推進(jìn)劑的性能,測(cè)試不同的點(diǎn)火方式,研究燃燒室壁上的熱負(fù)荷,評(píng)估合適的防回火裝置;

2) 采用一種名為“點(diǎn)火試驗(yàn)段”的裝置,研究氣體推進(jìn)劑的火焰?zhèn)鞑ミ^程和回火機(jī)制;

3) 研究N2O/C2H4和N2O/C2H6的燃燒反應(yīng)機(jī)理,通過試驗(yàn)測(cè)定著火延遲時(shí)間和層流火焰速度,優(yōu)化反應(yīng)機(jī)理,使之適合CFD模擬;

4) 對(duì)推進(jìn)劑混合物在試驗(yàn)裝置中的瞬態(tài)燃燒過程進(jìn)行模擬,將數(shù)值結(jié)果(如火焰?zhèn)鞑ニ俣?與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較,以評(píng)價(jià)反應(yīng)機(jī)理;

5) 對(duì)液體推進(jìn)劑展開研究,設(shè)計(jì)并構(gòu)建N2O/C2H6推進(jìn)劑的混溶裝置,評(píng)估推進(jìn)劑是否發(fā)生相分離。

DLR首先搭建了試驗(yàn)臺(tái),開始進(jìn)行有關(guān)反應(yīng)機(jī)理的試驗(yàn)研究。2015年進(jìn)行了第1次點(diǎn)火測(cè)試,試驗(yàn)結(jié)果表明,為了保證試驗(yàn)臺(tái)的安全運(yùn)行,必須安裝合適的防回火裝置。自此,DLR開始了關(guān)于回火抑制的研究。2016—2017年,開展了第2次熱試車試驗(yàn),對(duì)推進(jìn)劑的性能進(jìn)行了詳細(xì)的研究。得到初步的反應(yīng)機(jī)理后,這些機(jī)理模型被用于對(duì)點(diǎn)火和火焰?zhèn)鞑ミ^程進(jìn)行CFD模擬。2017—2018年,進(jìn)行了第2次防回火和點(diǎn)火測(cè)試,并改進(jìn)了裝置,啟動(dòng)了N2O/C2H6推進(jìn)劑的反應(yīng)機(jī)理研究,進(jìn)行了再生冷卻燃燒室的測(cè)試活動(dòng),同時(shí)也開展了推進(jìn)劑混溶性的研究工作。2019—2020年設(shè)計(jì)并建造了改進(jìn)的蓄熱式冷卻燃燒室,但并未進(jìn)行熱試車。

2014—2015年,DLR的Werling團(tuán)隊(duì)完成了試驗(yàn)臺(tái)的設(shè)計(jì)和搭建,圖7是試驗(yàn)臺(tái)和燃燒室的結(jié)構(gòu)圖[37]。供給路采用氮?dú)鈹D壓增壓,氣態(tài)的氧化劑和燃料在噴注器上游預(yù)混,采用氫氣和氧氣進(jìn)行點(diǎn)火。推力室采用模塊化設(shè)計(jì),燃燒室材料為鉻鋯銅(CuCrZr),無水冷設(shè)計(jì)。模塊化的燃燒室允許調(diào)整燃燒室特征長度,允許不同的點(diǎn)火方式(氫氧火炬、火花塞和預(yù)熱塞),噴注器同樣可選配不同的幾何形狀和尺寸。燃燒室部分配備了壓力和溫度傳感器,以確定特征排氣速度、燃燒效率和室壁熱流,圖8給出了燃燒室中傳感器的測(cè)點(diǎn)位置[38]。

圖7 DLR試驗(yàn)系統(tǒng)

圖8 DLR使用的燃燒室截面圖

在試驗(yàn)過程中,DLR團(tuán)隊(duì)研究了質(zhì)量流量、氧化劑/燃料混合比、燃燒室長度、噴嘴直徑和噴注系統(tǒng)對(duì)特征速度、特征燃燒效率的影響以及對(duì)燃燒室壁面熱流的影響[39]。

DLR利用Ansys CFX軟件進(jìn)行了熱流分析,設(shè)計(jì)制造了水冷燃燒室段[40]。通過試驗(yàn)測(cè)定了冷卻水的質(zhì)量流量、溫度和壓降,模擬值與實(shí)測(cè)值吻合良好,水冷段的設(shè)計(jì)將可能用在之后的試驗(yàn)當(dāng)中。

慕尼黑工大(TUM)Perakis團(tuán)隊(duì)開發(fā)了一種反熱傳導(dǎo)方法,基于燃燒室壁面內(nèi)熱電偶的測(cè)量數(shù)據(jù),采用迭代正則化方法計(jì)算了隨時(shí)間變化的熱流密度分布,得到了燃燒室內(nèi)不同壓力載荷點(diǎn)的熱流和溫度結(jié)果,有助于表征推進(jìn)劑的燃燒特性[41]。

在防回火試驗(yàn)中,DLR使用了2種不同類型的多孔材料[42]：SIKA-R不銹鋼粉末燒結(jié)材料和SIKA-B銅粉末燒結(jié)材料,這些材料有不同的長度和過濾等級(jí)(圖9)。試驗(yàn)觀察到2個(gè)現(xiàn)象:第1,多孔材料的淬熄能力取決于材料的長度;第2,SIKA-B銅粉末燒結(jié)材料可防止回火,但防回火能力弱于具有相同孔徑的SIKA-R不銹鋼粉末燒結(jié)材料。這種差異可能是因?yàn)榍嚆~材料的催化作用以及材料內(nèi)部結(jié)構(gòu)的差異[43]。

圖9 DLR使用的2種多孔材料

為了研究火焰?zhèn)鞑ミ^程和評(píng)價(jià)各種防回火裝置,DLR建立了一個(gè)點(diǎn)火試驗(yàn)段,除了對(duì)多孔材料進(jìn)行試驗(yàn)外,還對(duì)毛細(xì)管進(jìn)行了測(cè)試(圖10)[44]。通過實(shí)驗(yàn)研究,DLR研究人員驗(yàn)證了毛細(xì)管的防回火作用,且其淬熄能力與管徑、管長等因素相關(guān)。

為了實(shí)現(xiàn)和支持CFD模擬,如圖11所示,DLR通過點(diǎn)火試驗(yàn)段記錄了N2O/C2H4和N2O/C2H6的火焰?zhèn)鞑ミ^程,并使用激波管測(cè)量了2種組合在多種工況下的著火延遲時(shí)間和層流火焰速度[45]。利用試驗(yàn)數(shù)據(jù),使用Cantera軟件在GRI 3.0機(jī)理的基礎(chǔ)上進(jìn)行簡化,得到了具有22種組分的簡化機(jī)理。簡化機(jī)理在層流火焰速度和點(diǎn)火延遲時(shí)間的預(yù)測(cè)上與詳細(xì)機(jī)理吻合較好,因此被應(yīng)用于后續(xù)數(shù)值仿真中。如圖12所示,使用簡化機(jī)理在Fluent中進(jìn)行了燃燒模擬,火焰形狀和傳播過程與試驗(yàn)圖像基本一致。

圖12 點(diǎn)火和回火實(shí)驗(yàn)的高速圖像和相應(yīng)CFD模擬

2.3 英國、荷蘭

歐洲航天局在ARTES(advanced research in telecommunications systems)項(xiàng)目中啟動(dòng)了一項(xiàng)關(guān)于NOFBX推進(jìn)劑的研究,具體工作由TNO(荷蘭)、NAMMO Westcott(英國)和Bradford Engineering(荷蘭)合作完成,工作內(nèi)容包含燃料的選擇、試驗(yàn)臺(tái)設(shè)計(jì)、熱試車、回火控制等[20]。

TNO對(duì)潛在燃料進(jìn)行了評(píng)估,評(píng)估項(xiàng)目包括毒性、自燃溫度、分解溫度、沖擊敏感性、分解率、比沖、體積比沖及飽和蒸氣壓等,潛在的燃料有乙烷、乙烯、乙炔、丙烷、丙烯、丙炔、丁烷、氨、甲醇、乙醇。TNO通過自定標(biāo)準(zhǔn)對(duì)燃料的性能及安全性進(jìn)行了計(jì)算,最終選定乙醇為燃料。圖13給出了潛在燃料的部分性能比較[46]。

圖13 潛在燃料比較

TNO為了確保乙醇與氧化亞氮能以預(yù)混液體的形式噴注,對(duì)氧化亞氮和乙醇開展了混溶性和穩(wěn)定性研究。

2018年,英國AEL(airborne engineering limited)公司設(shè)計(jì)制造了600 N推力的試車發(fā)動(dòng)機(jī),采用氧化亞氮和乙醇在液態(tài)下的預(yù)混噴注,燃燒室為銅熱沉材料,噴注器為鋁合金的蓮蓬頭結(jié)構(gòu),點(diǎn)火方式為氣氧氣氫火炬點(diǎn)火,氧化劑和燃料的預(yù)混采用了特別設(shè)計(jì)的預(yù)混室,混合效果良好,預(yù)混室結(jié)構(gòu)如圖14所示。冷流和點(diǎn)火試驗(yàn)都在Westcott的試驗(yàn)區(qū)進(jìn)行,冷流試驗(yàn)中,流量、溫度、壓力等參數(shù)正常,進(jìn)入到了熱試車階段。600 N推力發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)和冷流試驗(yàn)如圖15所示。

圖14 預(yù)混室

圖15 600 N推力試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)

熱試車試驗(yàn)中,針對(duì)推進(jìn)劑流量、預(yù)燃室溫度、噴注面板溫度、供給壓力、燃燒室壓力、燃燒室溫度進(jìn)行了測(cè)量。探究了混合比、特征長度對(duì)特征速度、特征燃燒效率以及熱通量損失的影響[47]。燃燒過程持續(xù)約2 s,整個(gè)過程中燃燒平穩(wěn),未出現(xiàn)明顯的回火現(xiàn)象,熱試車圖像和試車中的室壓變化如圖16所示。

在熱試車的后半段時(shí)間,有大量火星從噴管處排出,通過檢查,發(fā)現(xiàn)鋁合金材質(zhì)的噴注器頭部嚴(yán)重?zé)g,如圖17所示。推測(cè)的原因是冷卻設(shè)計(jì)不合理,導(dǎo)致噴注器面板溫度過高。

圖17 噴注器燒蝕

綜上所述,英國和荷蘭通過嚴(yán)謹(jǐn)?shù)娜剂线x擇和獨(dú)特的預(yù)混室設(shè)計(jì),在一定程度上實(shí)現(xiàn)了對(duì)回火的控制,這樣的設(shè)計(jì)思路值得借鑒,但是鋁合金噴嘴的設(shè)計(jì)出現(xiàn)了冷卻問題,在0.7 MPa的室壓下僅工作2 s,噴注器就完全燒蝕。

2.4 日本

自2003年開始,日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)JAXA(Japan aerospace exploration agency)就開始了針對(duì)氧化亞氮/乙醇(NOEL)推進(jìn)系統(tǒng)的研究。到目前為止,進(jìn)行了包括高空試驗(yàn)在內(nèi)的7個(gè)系列試車工作,試車使用的是2 kN推力量級(jí)的模型發(fā)動(dòng)機(jī)(BBM)[48-49]。

早期的試車試驗(yàn)提出了A、B等2個(gè)方案,如圖18所示[50]。A方案采用的是銅合金材料與襯層水冷的組合;而B方案則取消了水冷設(shè)計(jì),采用新型耐高溫材料SFRP(二氧化硅纖維增強(qiáng)塑料)。在后續(xù)的研究當(dāng)中,由于SFRP的應(yīng)用存在較大問題,B方案一直未能投入使用。

圖18 日本NOEL試驗(yàn)方案

A方案的試車在1.0～2.0 MPa的室壓下進(jìn)行了10 s,試車過程平穩(wěn),采集了壓力、溫度、推進(jìn)劑體積流量、推進(jìn)劑罐體重量等46個(gè)測(cè)量項(xiàng)目,驗(yàn)證了該方案在大范圍工況下的運(yùn)行程序和燃燒性能,圖19給出了試車中采集的部分?jǐn)?shù)據(jù)。

圖19 NOEL熱試車數(shù)據(jù)

2019年,JAXA的Tokudome團(tuán)隊(duì)對(duì)NOEL推進(jìn)系統(tǒng)的試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行了相關(guān)改進(jìn),采用撞擊式噴注器并改變了冷卻設(shè)計(jì),使得模型發(fā)動(dòng)機(jī)可在2 MPa的室壓下進(jìn)行5 s的熱試車,提出了典型的點(diǎn)火時(shí)序。在熱試車中,研究了燃燒穩(wěn)定性、特征長度和氧化亞氮噴注溫度對(duì)燃燒性能的影響、基于熱通量和熱流密度的燃燒室材料評(píng)價(jià),主要測(cè)量項(xiàng)目為壓力、溫度和推力。后續(xù)試驗(yàn)計(jì)劃中,研究人員認(rèn)為為了達(dá)到預(yù)先設(shè)定的比沖目標(biāo),需要對(duì)噴注器的設(shè)計(jì)和工作條件進(jìn)行進(jìn)一步的研究。

Tokudome團(tuán)隊(duì)還采用了SiC/SiC(耐熱纖維增強(qiáng)陶瓷復(fù)合材料)作為SFRP材料的替代,在沒有水冷的情況下,進(jìn)行了長達(dá)30 s的熱試車[51],燃燒室結(jié)構(gòu)完好,沒有出現(xiàn)燒蝕。熱試車結(jié)果如圖20所示。

圖20 SiC/SiC燃燒室熱試車

綜上所述,日本在NOFBX的研究上具有比較鮮明的特點(diǎn),基于3 000 K以上的高燃燒溫度,JAXA致力于尋找一種新型耐高溫材料作為燃燒室內(nèi)壁材料,新型材料的使用將可能使發(fā)動(dòng)機(jī)拋棄掉水冷系統(tǒng),這對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)提高推重比和推進(jìn)性能具有重要意義。

3 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

國內(nèi)關(guān)于NOFBX的研究工作起步較晚,前期以跟蹤國外發(fā)展?fàn)顩r為主,開展理論研究,后期開展了實(shí)驗(yàn)研究,主要進(jìn)行了推進(jìn)劑的研制工作和小推力發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火實(shí)驗(yàn),取得了一定的成就。

3.1 燃燒特性研究及反應(yīng)機(jī)理簡化

由于回火現(xiàn)象存在一定安全風(fēng)險(xiǎn),數(shù)值仿真相較于試驗(yàn)更適合進(jìn)行相關(guān)機(jī)理研究。但目前關(guān)于氧化亞氮和烴、醇燃燒的反應(yīng)機(jī)理相對(duì)較少,現(xiàn)有的燃燒特性試驗(yàn)數(shù)據(jù)(主要是燃燒溫度、層流火焰?zhèn)鞑ニ俣群忘c(diǎn)火延遲時(shí)間)也無法完全滿足機(jī)理簡化的需求。

曾祥敏等[52]為了研究氧化亞氮/乙烯預(yù)混氣的火焰?zhèn)鞑ヌ匦院皖A(yù)混特性,利用CO2稀釋預(yù)混氣體,采用內(nèi)含螺旋加速環(huán)的玻璃管進(jìn)行燃燒爆炸實(shí)驗(yàn),使用壓力傳感器和高速攝像機(jī)測(cè)量了爆炸壓力、爆轟速度以及火焰?zhèn)鞑ニ俣取?/p>

施偉等[53]為解決回火問題,搭建了NOFBX火焰?zhèn)鞑ヌ匦栽囼?yàn)平臺(tái),對(duì)比了5種不同配方的預(yù)混氣體在石英玻璃管和不銹鋼毛細(xì)管中的火焰?zhèn)鞑ヌ匦?采用高速攝像機(jī)記錄了火焰?zhèn)鞑ヒ?guī)律以得到鋒面行進(jìn)規(guī)律。通過試驗(yàn)得到了不同配比的推進(jìn)劑在毛細(xì)管中的防回火臨界直徑,對(duì)NOFBX推進(jìn)系統(tǒng)的防回火設(shè)計(jì)具有一定指導(dǎo)意義。

李智鵬等[54-55]模擬了氧化亞氮/乙烯推進(jìn)劑在0.1～1.5 MPa壓力,不同氧燃比下層流火焰?zhèn)鞑ニ俣?、火焰溫度和燃燒質(zhì)量流率的變化,采用層流火焰?zhèn)鞑y(cè)試儀器對(duì)氧化亞氮/乙烯推進(jìn)劑的層流火焰?zhèn)鞑ニ俣冗M(jìn)行測(cè)定,將仿真與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比,證明所選用的USC機(jī)理模型適用于研究預(yù)混氣體層流火焰燃燒計(jì)算。

魏豪[56]在Gri-mech 3.0模型基礎(chǔ)上使用Chemkin軟件基于敏感性分析(sensitivity analysis)和生成速率分析(rate-of-production analysis)得到了N2O-C2H4的26組分44步基元反應(yīng)的簡化機(jī)理。該機(jī)理與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比,相差不超過7%。

鄭東[57]針對(duì)N2O-C2烴類燃料,發(fā)展了包含52組分和325個(gè)基元反應(yīng)的小規(guī)模反應(yīng)機(jī)理模型,能夠在溫度1 100～1 700 K,壓力0.1～1.6 MPa,化學(xué)計(jì)量比0.6～2.0范圍內(nèi)準(zhǔn)確預(yù)測(cè)推進(jìn)劑的著火延遲時(shí)間和層流火焰?zhèn)鞑ニ俣取?/p>

段志強(qiáng)等[58]以應(yīng)用廣泛的小碳?xì)淙剂戏磻?yīng)機(jī)理為基礎(chǔ),通過耦合NOx子機(jī)理,對(duì)比了多種N2O-C2烴類燃料化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型,確定了對(duì)此類推進(jìn)劑的著火延遲時(shí)間和層流火焰?zhèn)鞑ニ俣扔绊戄^大的基元反應(yīng),其中,基元反應(yīng)N2O+M=N2+O和N2O+H=N2+OH對(duì)N2O-C2烴類燃料體系的著火、燃燒過程起決定性作用。

3.2 氧化亞氮流動(dòng)特性及試驗(yàn)安全性

氧化亞氮在常溫下的高飽和蒸氣壓為其提供了自增壓的可能,但也導(dǎo)致氧化亞氮在管路中容易出現(xiàn)氣液兩相的狀態(tài),這對(duì)流量測(cè)量和試驗(yàn)安全都是不利的。

楊學(xué)森等[59]研究了貯箱自增壓特性、推進(jìn)劑流動(dòng)和氣化特性,得到了推進(jìn)劑流動(dòng)過程中的物性參數(shù)變化以及管路長度對(duì)推進(jìn)劑氣化過程的影響。

朱辛育[17]通過C-J理論和實(shí)驗(yàn)對(duì)不同配方的NOFBX燃爆特性進(jìn)行了計(jì)算和研究,通過自主搭建的最小點(diǎn)火能量測(cè)試裝置和高性能絕熱量熱儀對(duì)最小點(diǎn)火能和臨界反應(yīng)溫度進(jìn)行了測(cè)試,對(duì)NOFBX的地面試車給出了安全性建議。

吳里銀、翟小飛等[60-61]對(duì)氧化亞氮的液態(tài)供給方式進(jìn)行了研究,瓶裝氣液兩相氧化亞氮可采取氣瓶抬高倒放的形式將液態(tài)氧化亞氮充裝到儲(chǔ)箱,進(jìn)行熱試車時(shí),需要利用汽蝕文氏管的特性來確保氧化亞氮通過質(zhì)量流量計(jì)時(shí)為純液相,從而保證流量的測(cè)量精度。

3.3 熱試車研究

航天六院165所在2014年底開始進(jìn)行NOFBX推進(jìn)劑研制工作[13]。通過熱力計(jì)算研究比較了乙烷、乙烯和乙炔與氧化亞氮復(fù)合推進(jìn)劑的能量和比沖,確定了從大到小依次為乙炔、乙烯及乙烷的順序;基于對(duì)乙炔氨推進(jìn)劑[62-63]研制經(jīng)驗(yàn),經(jīng)過大量的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證后,掌握了公斤級(jí)的氧化亞氮基單組元復(fù)合推進(jìn)劑的制備技術(shù)。對(duì)制備的推進(jìn)劑進(jìn)行了小推力的點(diǎn)火實(shí)驗(yàn),并取得了成功。氧化亞氮基單組元復(fù)合推進(jìn)劑點(diǎn)火試驗(yàn)如圖21所示[52]。

圖21 氧化亞氮基單組元復(fù)合推進(jìn)劑點(diǎn)火試驗(yàn)

張鋒等[64]參考德國DLR的試驗(yàn)臺(tái)設(shè)計(jì),對(duì)燃燒室特征長度、室壓、混合比等參數(shù)對(duì)燃燒性能的影響進(jìn)行了探索。試驗(yàn)結(jié)果證明,在設(shè)定工況下,最佳的燃燒室特征長度為1.675 m左右。

4 結(jié)論

NOFBX單組元推進(jìn)劑雖然優(yōu)勢(shì)突出,但由于其氧化劑和燃料處于預(yù)混狀態(tài),且烴類在富氧環(huán)境中的燃速較快,極易發(fā)生火焰回火的情況,產(chǎn)生爆燃、爆轟火焰,引發(fā)爆炸,造成發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的破壞甚至人員傷亡[65-68]。因此,對(duì)于NOFBX推進(jìn)劑及其配套的發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的研究,應(yīng)著重注意回火的危害,綜合以上,提出以下3個(gè)關(guān)鍵技術(shù)問題:

1) 推進(jìn)劑性能研究。

對(duì)于推進(jìn)劑性能的研究主要有2個(gè)方向的內(nèi)容:一是研究不同燃料與氧化亞氮在不同混合比下的火焰?zhèn)鞑ニ俣?二是研究在現(xiàn)有的推進(jìn)劑配方中加入安定性的燃料,如氨等,從而降低火焰燃速,提高安全性、穩(wěn)定性,同時(shí)增加系統(tǒng)的能量、提高比沖。

2) 防回火結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

對(duì)回火問題進(jìn)行有效的控制是NOFBX推進(jìn)劑成熟使用的必然要求。發(fā)生回火的2種主要機(jī)理[69]：一種是由于火焰?zhèn)鞑ニ俣雀哂诹黧w流動(dòng)的速度,比如主流的流動(dòng)速度很低或者在邊界層的低速區(qū)[70];另外一種回火的發(fā)生是由于流動(dòng)的不穩(wěn)定性,使得火焰可能隨著流體的回流而傳播到上流。在NOFBX推進(jìn)劑系統(tǒng)中,發(fā)生回火現(xiàn)象主要是因?yàn)榛鹧鎮(zhèn)鞑ニ俣雀哂谕七M(jìn)劑的噴注速度,這為控制回火提供了思路和方向。

目前防回火設(shè)計(jì)主要有多孔材料和毛細(xì)管設(shè)計(jì)2種方案。多孔燒結(jié)金屬材料具有以下優(yōu)點(diǎn):氣孔小可以保證火焰的熄滅,制造成本低,氣孔率和孔徑可以根據(jù)燃燒參數(shù)和壓降進(jìn)行選擇。毛細(xì)管利用火焰的淬熄效應(yīng),將噴注器設(shè)計(jì)為“蓮蓬頭”的形狀,射流孔徑根據(jù)燃料的淬熄直徑進(jìn)行設(shè)計(jì),可以有效避免回火的發(fā)生。

3) 冷卻設(shè)計(jì)。

氧化亞氮基復(fù)合推進(jìn)劑的燃燒溫度基本在2 800 K以上,乙炔-氧化亞氮的組合甚至能夠達(dá)到3 800 K,這種溫度沒有任何一種材料可以長時(shí)間承受,因此冷卻設(shè)計(jì)也是試驗(yàn)中需要解決的關(guān)鍵問題。

目前地面試驗(yàn)中主流的冷卻形式是水冷,德國、歐洲、日本的試驗(yàn)方案中均有關(guān)于推力室水冷的設(shè)計(jì)[71]。除了常規(guī)水冷方式外,日本宇航局還嘗試使用耐熱復(fù)合材料替代鉻銅材料,也取得了良好的冷卻效果。

噴注器表面的冷卻問題也是試驗(yàn)中的一個(gè)難點(diǎn)問題,英國和荷蘭在試驗(yàn)中出現(xiàn)了噴注器頭部的嚴(yán)重?zé)g,這種現(xiàn)象會(huì)嚴(yán)重影響試驗(yàn)的安全性和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性,需要通過合理的噴注和冷卻設(shè)計(jì)進(jìn)行避免。