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

隨著對深空宇宙的不斷探索,人們對動力系統(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、可實現(xiàn)冷啟動、比沖性能高且可靠性好[2],但同時也具有明顯的缺點: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[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[9];HAN基推進(jìn)劑具有較高的爆炸風(fēng)險[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,并在儲罐中以液態(tài)形式存儲,其突出優(yōu)勢是具備類似于雙組元推進(jìn)劑的性能(Isp≥300 s)、組分價格低廉、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)動機(jī)設(shè)計、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

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比較接近,使得氧化亞氮的液態(tài)應(yīng)用相對困難,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,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 ℃后會出現(xiàn)催化分解,溫度達(dá)到520 ℃后會出現(xiàn)熱分解,氧化亞氮存在的絕對溫度可達(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

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,可實現(xiàn)再生冷卻[18-20],同時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,長時間持續(xù)工作對材料、空間環(huán)境的影響等方面的問題。此外,NOFBX的主要優(yōu)勢[22-24]還包括:可采用電火花點火,實現(xiàn)重復(fù)啟動;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)險高;

3) 推進(jìn)劑貯箱中可能有可燃蒸汽,貯存風(fēng)險高;

4) 在實際儲存溫度下的密度較低;

5) 需要點火裝置;

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)用項目支持下,經(jīng)過10年的研究,研制出技術(shù)成熟度等級達(dá)到6級的450 N級發(fā)動機(jī),并完成了真空實驗;近10年來,歐洲的科研人員對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)的固體和可儲存液體推進(jìn)系統(tǒng),NOFBX推進(jìn)技術(shù)使單級入軌火箭(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)動機(jī)設(shè)計、點火試驗、安全性評估、防回火設(shè)計等發(fā)展階段。

自2003年開始,Mungas團(tuán)隊對氧化亞氮及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,其物理屬性會有較大變化。除了對性能進(jìn)行研究外,Mungas團(tuán)隊還通過跌落、快烤、慢烤等安全性試驗,驗證了NOFBX系列的安全性,這對推進(jìn)系統(tǒng)的試驗研究具有重要意義。

2004年到2007年間,Firestar開發(fā)了第一臺原理樣機(jī),推力為0.1l bf(約4.45 N),僅能實現(xiàn)脈沖工作,這使得NOFBX的技術(shù)成熟度提高到了3級,該研究證明了NOFBX推進(jìn)劑的可行性[19]。在這之后,Firestar對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)、熱點火極限、沖擊敏感性、毒性、混溶性等[26]。

2008—2010年,Firestar設(shè)計了推力分別為2l bf(約9 N)和5l bf(約22 N)的脈沖發(fā)動機(jī)。2l bf發(fā)動機(jī)的設(shè)計目的是使用耐高溫材料來實現(xiàn)高占空比,而5lbf的發(fā)動機(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)計了110 N的新型樣機(jī),并實現(xiàn)了>30 s的穩(wěn)態(tài)燃燒。通過熱電偶測量,試驗證明新型樣機(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試驗樣機(jī)試車

2011年,基于110 N的試驗樣機(jī),NASA完成了440 N的發(fā)動機(jī)設(shè)計,并在真空環(huán)境中進(jìn)行了多次5s的點火。440 N樣機(jī)的成功將NOFBX的技術(shù)成熟度提高到了6級。發(fā)動機(jī)的設(shè)計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)動機(jī)(NOFBX-100)結(jié)構(gòu)。

圖3 440 N發(fā)動機(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)計劃,在火箭的第一、二級發(fā)動機(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項目,并將研究重心轉(zhuǎn)向防回火設(shè)計與驗證[2,28]。

2003—2018年,Firestar公司針對NOFBX推進(jìn)系統(tǒng)的回火、冷卻等問題對供應(yīng)管路和推力室結(jié)構(gòu)進(jìn)行了特殊設(shè)計,設(shè)計成果包括:集成火花塞點火的防回火噴注器[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)動力學(xué)模型,簡化的單步一階動力學(xué)模型能夠準(zhǔn)確地模擬壓力大于40 atm時的分解過程[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個數(shù)量級,是一種安全得多的推進(jìn)劑。在文章中,作者也列出了針對N2O的安全使用建議。

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

Youngblood研究團(tuán)隊在桑迪亞國家實驗室的資助下,完成了氧化亞氮/乙醇雙組元推進(jìn)劑發(fā)動機(jī)的設(shè)計和建造[35-36]。發(fā)動機(jī)采用模塊化設(shè)計,允許對各部件進(jìn)行配置更改,發(fā)動機(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,與理論計算結(jié)果相吻合。圖5為發(fā)動機(jī)配置圖。

2.2 德國

從2014年起,德國宇航中心(DLR)開始重點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中。

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

圖6 DLR研究時間表

1) 模型發(fā)動機(jī)的開發(fā)與測試,目的是分析推進(jìn)劑的性能,測試不同的點火方式,研究燃燒室壁上的熱負(fù)荷,評估合適的防回火裝置;

2) 采用一種名為“點火試驗段”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,通過試驗測定著火延遲時間和層流火焰速度,優(yōu)化反應(yīng)機(jī)理,使之適合CFD模擬;

4) 對推進(jìn)劑混合物在試驗裝置中的瞬態(tài)燃燒過程進(jìn)行模擬,將數(shù)值結(jié)果(如火焰?zhèn)鞑ニ俣?與試驗結(jié)果進(jìn)行比較,以評價反應(yīng)機(jī)理;

5) 對液體推進(jìn)劑展開研究,設(shè)計并構(gòu)建N2O/C2H6推進(jìn)劑的混溶裝置,評估推進(jìn)劑是否發(fā)生相分離。

DLR首先搭建了試驗臺,開始進(jìn)行有關(guān)反應(yīng)機(jī)理的試驗研究。2015年進(jìn)行了第1次點火測試,試驗結(jié)果表明,為了保證試驗臺的安全運(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,對推進(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)理模型被用于對點火和火焰?zhèn)鞑ミ^程進(jìn)行CFD模擬。2017—2018年,進(jìn)行了第2次防回火和點火測試,并改進(jìn)了裝置,啟動了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試活動,同時也開展了推進(jìn)劑混溶性的研究工作。2019—2020年設(shè)計并建造了改進(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)隊完成了試驗臺的設(shè)計和搭建,圖7是試驗臺和燃燒室的結(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)行點火。推力室采用模塊化設(shè)計,燃燒室材料為鉻鋯銅(CuCrZr),無水冷設(shè)計。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點位置[38]。

圖7 DLR試驗系統(tǒng)

圖8 DLR使用的燃燒室截面圖

在試驗過程中,DLR團(tuán)隊研究了質(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)對特征速度、特征燃燒效率的影響以及對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)計制造了水冷燃燒室段[40]。通過試驗測定了冷卻水的質(zhì)量流量、溫度和壓降,模擬值與實測值吻合良好,水冷段的設(shè)計將可能用在之后的試驗當(dāng)中。

慕尼黑工大(TUM)Perakis團(tuán)隊開發(fā)了一種反熱傳導(dǎo)方法,基于燃燒室壁面內(nèi)熱電偶的測量數(shù)據(jù),采用迭代正則化方法計算了隨時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(圖9)。試驗觀察到2個現(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。這種差異可能是因為青銅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^程和評價各種防回火裝置,DLR建立了一個點火試驗段,除了對多孔材料進(jìn)行試驗外,還對毛細(xì)管進(jìn)行了測試(圖10)[44]。通過實驗研究,DLR研究人員驗證了毛細(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)。

為了實現(xiàn)和支持CFD模擬,如圖11所示,DLR通過點火試驗段記錄了N2O/C2H4和N2O/C2H6的火焰?zhèn)鞑ミ^程,并使用激波管測量了2種組合在多種工況下的著火延遲時間和層流火焰速度[45]。利用試驗數(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火延遲時間的預(yù)測上與詳細(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圖像基本一致。

圖12 點火和回火實驗的高速圖像和相應(yīng)CFD模擬

2.3 英國、荷蘭

歐洲航天局在ARTES(advanced research in telecommunications systems)項目中啟動了一項關(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、試驗臺設(shè)計、熱試車、回火控制等[20]。

TNO對潛在燃料進(jìn)行了評估,評估項目包括毒性、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)對燃料的性能及安全性進(jìn)行了計算,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)計制造了600 N推力的試車發(fā)動機(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),點火方式為氣氧氣氫火炬點火,氧化劑和燃料的預(yù)混采用了特別設(shè)計的預(yù)混室,混合效果良好,預(yù)混室結(jié)構(gòu)如圖14所示。冷流和點火試驗都在Westcott的試驗區(qū)進(jìn)行,冷流試驗中,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)動機(jī)結(jié)構(gòu)和冷流試驗如圖15所示。

圖14 預(yù)混室

圖15 600 N推力試驗發(fā)動機(jī)

熱試車試驗中,針對推進(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)行了測量。探究了混合比、特征長度對特征速度、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。推測的原因是冷卻設(shè)計不合理,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,在一定程度上實現(xiàn)了對回火的控制,這樣的設(shè)計思路值得借鑒,但是鋁合金噴嘴的設(shè)計出現(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)行了包括高空試驗在內(nèi)的7個系列試車工作,試車使用的是2 kN推力量級的模型發(fā)動機(jī)(BBM)[48-49]。

早期的試車試驗提出了A、B等2個方案,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,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個測量項目,驗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)隊對NOEL推進(jìn)系統(tǒng)的試驗臺進(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,使得模型發(fā)動機(jī)可在2 MPa的室壓下進(jìn)行5 s的熱試車,提出了典型的點火時序。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燃燒性能的影響、基于熱通量和熱流密度的燃燒室材料評價,主要測量項目為壓力、溫度和推力。后續(xù)試驗計劃中,研究人員認(rèn)為為了達(dá)到預(yù)先設(shè)定的比沖目標(biāo),需要對噴注器的設(shè)計和工作條件進(jìn)行進(jìn)一步的研究。

Tokudome團(tuán)隊還采用了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,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)動機(jī)拋棄掉水冷系統(tǒng),這對推進(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,后期開展了實驗研究,主要進(jìn)行了推進(jìn)劑的研制工作和小推力發(fā)動機(jī)的點火實驗,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,數(shù)值仿真相較于試驗更適合進(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)理相對較少,現(xiàn)有的燃燒特性試驗數(shù)據(jù)(主要是燃燒溫度、層流火焰?zhèn)鞑ニ俣群忘c火延遲時間)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)行燃燒爆炸實驗,使用壓力傳感器和高速攝像機(jī)測量了爆炸壓力、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)鞑ヌ匦栽囼炂脚_,對比了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NOFBX推進(jìn)系統(tǒng)的防回火設(shè)計具有一定指導(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試儀器對氧化亞氮/乙烯推進(jìn)劑的層流火焰?zhèn)鞑ニ俣冗M(jìn)行測定,將仿真與實驗數(shù)據(jù)對比,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)理與實驗數(shù)據(jù)對比,相差不超過7%。

鄭東[57]針對N2O-C2烴類燃料,發(fā)展了包含52組分和325個基元反應(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)計量比0.6～2.0范圍內(nèi)準(zhǔn)確預(yù)測推進(jìn)劑的著火延遲時間和層流火焰?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,對比了多種N2O-C2烴類燃料化學(xué)動力學(xué)模型,確定了對此類推進(jìn)劑的著火延遲時間和層流火焰?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 氧化亞氮流動特性及試驗安全性

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),這對流量測量和試驗安全都是不利的。

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

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

吳里銀、翟小飛等[60-61]對氧化亞氮的液態(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)氧化亞氮充裝到儲箱,進(jìn)行熱試車時,需要利用汽蝕文氏管的特性來確保氧化亞氮通過質(zhì)量流量計時為純液相,從而保證流量的測量精度。

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;基于對乙炔氨推進(jìn)劑[62-63]研制經(jīng)驗,經(jīng)過大量的實驗驗證后,掌握了公斤級的氧化亞氮基單組元復(fù)合推進(jìn)劑的制備技術(shù)。對制備的推進(jìn)劑進(jìn)行了小推力的點火實驗,并取得了成功。氧化亞氮基單組元復(fù)合推進(jìn)劑點火試驗如圖21所示[52]。

圖21 氧化亞氮基單組元復(fù)合推進(jìn)劑點火試驗

張鋒等[64]參考德國DLR的試驗臺設(shè)計,對燃燒室特征長度、室壓、混合比等參數(shù)對燃燒性能的影響進(jìn)行了探索。試驗結(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)動機(jī)結(jié)構(gòu)的破壞甚至人員傷亡[65-68]。因此,對于NOFBX推進(jìn)劑及其配套的發(fā)動機(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個關(guān)鍵技術(shù)問題:

1) 推進(jìn)劑性能研究。

對于推進(jìn)劑性能的研究主要有2個方向的內(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,同時增加系統(tǒng)的能量、提高比沖。

2) 防回火結(jié)構(gòu)設(shè)計。

對回火問題進(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流動的速度,比如主流的流動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)象主要是因為火焰?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)計主要有多孔材料和毛細(xì)管設(shè)計2種方案。多孔燒結(jié)金屬材料具有以下優(yōu)點: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,可以有效避免回火的發(fā)生。

3) 冷卻設(shè)計。

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間承受,因此冷卻設(shè)計也是試驗中需要解決的關(guān)鍵問題。

目前地面試驗中主流的冷卻形式是水冷,德國、歐洲、日本的試驗方案中均有關(guān)于推力室水冷的設(shè)計[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中的一個難點問題,英國和荷蘭在試驗中出現(xiàn)了噴注器頭部的嚴(yán)重?zé)g,這種現(xiàn)象會嚴(yán)重影響試驗的安全性和試驗數(shù)據(jù)的可靠性,需要通過合理的噴注和冷卻設(shè)計進(jìn)行避免。