張 鋒，楊偉東，胡洪波，楊岸龍

(西安航天動力研究所 液體火箭發(fā)動機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710100)

0 引言

長期以來，液體動力系統(tǒng)廣泛使用肼類推進(jìn)劑，由于其毒性大、系統(tǒng)復(fù)雜、使用維護(hù)不便等不足，越來越無法滿足現(xiàn)代動力技術(shù)的要求。為了尋找肼類推進(jìn)劑的替代推進(jìn)劑，各國開展了大量新型推進(jìn)劑的研究工作。在NASA、IR&D基金的支持下，由美國Firestar科技公司自2003年起研發(fā)出了一種氧化亞氮-燃料(乙炔、乙烯或乙烷等)復(fù)合為一體的單元復(fù)合推進(jìn)劑[1]，稱為NOFBX。作為一種新型綠色、無毒推進(jìn)劑，NOFBX推進(jìn)劑與肼類推進(jìn)劑相比主要具有以下優(yōu)點(diǎn)[1-3]：

1)推進(jìn)劑本身及產(chǎn)物無毒，綠色環(huán)保，生產(chǎn)及使用成本低；

2)比沖性能高，理論真空比沖最高可達(dá)325～340 s，達(dá)到甚至超過了N2O4/MMH的比沖性能；

3)具備深度節(jié)流能力，可實(shí)現(xiàn)100∶1以上的推力變比；

4)可實(shí)現(xiàn)貯箱自增壓，無需渦輪泵或增壓氣瓶等增壓裝置，供應(yīng)系統(tǒng)簡單；

5)可貯存溫度范圍寬，冰點(diǎn)<-70℃，有效貯存溫度范圍為-70～ 70℃；

6)應(yīng)用范圍廣，一種推進(jìn)劑和推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)幾乎可滿足所有空間飛行器姿態(tài)及軌道控制的需要。

綜上所述，NOFBX推進(jìn)劑兼具了傳統(tǒng)單組元和雙組元推進(jìn)劑的雙重優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)具有固體推進(jìn)劑將氧化劑與燃料復(fù)合進(jìn)行預(yù)包裝的優(yōu)點(diǎn)，是目前最具有應(yīng)用前景的高能、綠色、無毒單組元推進(jìn)劑之一。

作為最早提出NOFBX推進(jìn)劑概念的國家，美國在該領(lǐng)域的研究工作[1-8]一直處于領(lǐng)先地位。2003年，F(xiàn)irestar公司的Mungas研究團(tuán)隊(duì)對NOFBX推進(jìn)劑的制備、理化性質(zhì)及化學(xué)燃燒機(jī)理開展了大量基礎(chǔ)研究工作，技術(shù)成熟度達(dá)到1～2級。2004—2007年，該研究團(tuán)隊(duì)進(jìn)一步研究了NOFBX推進(jìn)劑相關(guān)的特征性能參數(shù)及物性參數(shù)，包括理論比沖、燃?xì)鉁囟?、熱點(diǎn)火極限、推進(jìn)劑毒性、相平衡參數(shù)、臨界參數(shù)、蒸發(fā)潛熱以及混合物穩(wěn)定性等，并研發(fā)了NOFBX推進(jìn)劑的第一臺原理樣機(jī)，該樣機(jī)采用脈沖工作模式，推力為0.4 N，首次驗(yàn)證了NOFBX發(fā)動機(jī)系統(tǒng)原理的可行性。2008—2011年，F(xiàn)irestar公司又相繼完成了9 N，22 N，110 N和445 N等不同推力NOFBX發(fā)動機(jī)原理樣機(jī)的研制和熱試，技術(shù)成熟度達(dá)到7～9級。其中，110 N發(fā)動機(jī)首次采用了基于金屬多孔材料的微通道再生冷卻技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了30 s以上的穩(wěn)定工作；445 N發(fā)動機(jī)同樣采用了微通道再生冷卻技術(shù)，燃燒室材料為鋁合金的輕質(zhì)材料，尾噴管則采用輕質(zhì)耐高溫的碳碳復(fù)合材料制成，通過一系列的高模試車，各項(xiàng)性能指標(biāo)均達(dá)到設(shè)計(jì)要求，具備多次啟動能力，實(shí)測的真空比沖超過320 s，燃燒室的內(nèi)、外壁面溫度分別低于500℃和200℃，充分驗(yàn)證了微通道再生冷卻技術(shù)良好的冷卻性能。

德國航空航天中心(DLR)[9-13]針對NOFBX推進(jìn)劑發(fā)動機(jī)技術(shù)開展的研究工作主要集中在該推進(jìn)劑的點(diǎn)火、燃燒、回火及傳熱特性等基礎(chǔ)研究方面。值得一提的是，為了降低試驗(yàn)過程的安全風(fēng)險(xiǎn)，DLR在試驗(yàn)過程中未采用氧化劑與燃料復(fù)合為一體的NOFBX推進(jìn)劑，而是將氧化劑N2O及燃料C2H4按相應(yīng)比例分別供應(yīng)并在推力室噴注之前進(jìn)行混合后進(jìn)入模型燃燒室進(jìn)行點(diǎn)火燃燒。試驗(yàn)得到了N2O/C2H4推進(jìn)劑組合的特征速度和燃燒效率等參數(shù)，并得到了混合比、室壓以及燃燒室特征長度等因素對燃燒性能的影響。此外，DLR還進(jìn)行了燒結(jié)金屬多孔材料的壓降特性和防回火特性試驗(yàn)，得到了發(fā)生回火的臨界Peclet數(shù)，并開展了NOFBX模型燃燒室熱載荷特性的試驗(yàn)和數(shù)值仿真研究。

國內(nèi)在氧化亞氮/燃料單元復(fù)合推進(jìn)劑領(lǐng)域的研究起步較晚，開展相關(guān)研究工作的單位不多。2016年，朱成財(cái)[14]等人國內(nèi)首次完成了千克級氧化亞氮/乙烯單元復(fù)合推進(jìn)劑的生產(chǎn)制備和推進(jìn)劑基礎(chǔ)理化性能測試，對國內(nèi)外氧化亞氮基單元復(fù)合推進(jìn)劑的配方體系、發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)、燃燒過程及安全性等方面的研究進(jìn)展進(jìn)行了綜述，并結(jié)合我國液體推進(jìn)劑實(shí)際現(xiàn)狀，提出了開展氧化亞氮基單元復(fù)合推進(jìn)劑的研究思路。李智鵬[15]等對氧化亞氮/乙烯單元復(fù)合推進(jìn)劑在不同混合比、不同壓力條件下的層流火焰?zhèn)鞑ニ俣冗M(jìn)行了理論計(jì)算，并通過與試驗(yàn)結(jié)果的對比驗(yàn)證了計(jì)算方法的可靠性。

針對國內(nèi)在氧化亞氮/乙烯單元復(fù)合推進(jìn)劑燃燒特性和防回火技術(shù)研究方面的不足，本文開展了模型燃燒室條件下氧化亞氮/乙烯推進(jìn)劑預(yù)混燃燒試驗(yàn)研究，通過試驗(yàn)獲得了特征速度和燃燒效率隨混合比及燃燒室特征長度等因素的變化規(guī)律，并驗(yàn)證了燒結(jié)金屬多孔材料的防回火性能的有效性，為將來該推進(jìn)劑發(fā)動機(jī)研制奠定了基礎(chǔ)。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)與試驗(yàn)方法

1.1 試驗(yàn)系統(tǒng)

在掌握氧化亞氮/乙烯(N2O/C2H4)預(yù)混推進(jìn)劑燃燒室防回火技術(shù)之前，為確保試驗(yàn)安全，本試驗(yàn)借鑒德國航空航天中心的研究思路，試驗(yàn)過程中N2O和C2H4分別采用氣瓶分兩路進(jìn)行供應(yīng)，如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)系統(tǒng)原理圖Fig.1 Simplified P&ID of the test setup

氧化劑和燃料供應(yīng)路分別由減壓閥、電磁閥和孔板等組成。減壓閥用于調(diào)節(jié)氧化劑和燃料孔板前的壓力以實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑流量和混合比的控制和調(diào)節(jié)，電磁閥的作用是控制氧化劑和燃料氧化劑和燃料供應(yīng)的啟停，以實(shí)現(xiàn)對試驗(yàn)時(shí)序的控制。氧化劑和燃料經(jīng)過各自的孔板后進(jìn)行混合，一起供入模型燃燒室進(jìn)行點(diǎn)火燃燒。

試驗(yàn)用模型燃燒室采用模塊化熱沉結(jié)構(gòu)，由預(yù)混腔、噴注器、燃燒室圓柱段、燃燒室收斂段和喉部組成(見圖1)。除預(yù)混腔及噴注器為不銹鋼材料之外，其余部分均采用鉻青銅材料。為防止試驗(yàn)過程中燃燒室發(fā)生回火，噴注器采用當(dāng)量孔徑約為65 μm、厚度為5 mm的不銹鋼多孔材料。燃燒室圓柱段包括點(diǎn)火段和延長段，為盡量減小點(diǎn)火壓力峰，點(diǎn)火段與噴注器相鄰，延長段置于點(diǎn)火段下游，并可通過增減延長段實(shí)現(xiàn)燃燒室的特征長度的調(diào)節(jié)。此外，喉部為可拆換結(jié)構(gòu)，通過更換喉部模塊可實(shí)現(xiàn)喉部直徑的調(diào)節(jié)。燃燒室采用火花塞進(jìn)行點(diǎn)火，火花塞位于燃燒室點(diǎn)火段，火花塞點(diǎn)火能量為12 J，點(diǎn)火頻率為10 Hz。本試驗(yàn)中，模型燃燒室共有三種不同結(jié)構(gòu)狀態(tài)，各狀態(tài)的主要結(jié)構(gòu)參數(shù)如表1所示。

表1 模型燃燒室主要設(shè)計(jì)參數(shù)Tab.1 Design parameters of the model combustor mm

1.2 試驗(yàn)方法

N2O/C2H4推進(jìn)劑預(yù)混燃燒特性試驗(yàn)的步驟如下：

1)根據(jù)孔板I流量系數(shù)和所試驗(yàn)工況氧化亞氮流量設(shè)置減壓閥I閥后壓力，并開啟減壓閥I；

2)根據(jù)孔板II流量系數(shù)和所試驗(yàn)工況乙烯流量設(shè)置減壓閥II閥后壓力，并開啟減壓閥II；

3)開啟電磁閥I，開始供應(yīng)氧化亞氮，同時(shí)火花塞通電并開始工作；

4)開啟電磁閥II，開始供應(yīng)乙烯；

5)關(guān)閉火花塞；

6)關(guān)閉電磁閥II，停止供應(yīng)乙烯；

7)關(guān)閉電磁閥I，停止供應(yīng)氧化亞氮。

經(jīng)流量標(biāo)定得到了孔板I、孔板II兩個(gè)孔板的流量公式分別為：

(1)

(2)

試驗(yàn)系統(tǒng)中共設(shè)氧化劑孔板前壓力、燃料孔板前壓力、預(yù)混腔壓力和燃燒室壓力等4個(gè)緩變壓力測點(diǎn)，采用壓阻式壓力變送器，量程為0～6 MPa，其采樣頻率為1 000 Hz，測量精度為±0.5%FS。此外，燃燒室點(diǎn)火段和預(yù)混腔均設(shè)有動態(tài)壓力測點(diǎn)，分別用于監(jiān)測燃燒室點(diǎn)火壓力峰和是否發(fā)生回火。動態(tài)壓力測量采用動態(tài)壓力傳感器Kistler 6052C型，采樣頻率為51.2 kHz，采樣范圍為0～30 MPa，測量精度為±0.5%FS。

(3)

本試驗(yàn)所有工況的推進(jìn)劑總流量均保持在10.0 g/s左右，結(jié)構(gòu)狀態(tài)1的各工況對應(yīng)的燃燒室壓力約為0.7 MPa，結(jié)構(gòu)狀態(tài)2,3的各工況對應(yīng)的燃燒室壓力約為1.0 MPa。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 尾焰圖像分析

圖2給出了模型燃燒室結(jié)構(gòu)狀態(tài)1條件下，N2O/C2H4推進(jìn)劑不同混合比時(shí)的燃燒室尾焰圖像?？梢钥闯?，混合比K由10.6逐漸減小到6.35的過程中(N2O/C2H4推進(jìn)劑的化學(xué)當(dāng)量混合比為9.41)，燃燒室尾焰顏色先是由橙黃色變?yōu)闄幟庶S色，并最終變?yōu)樗{(lán)紫色。對于特定推進(jìn)劑組合來說，其火焰溫度主要取決于燃燒溫度和燃燒產(chǎn)物。由理論計(jì)算可知，在上述混合比范圍內(nèi)，理論燃燒溫度變化幅度不大，均處于3 200～3 260 K之間。因此，尾焰顏色的上述變化應(yīng)該是混合比的變化造成的燃?xì)饨M分的變化以及富燃混合比條件下高溫尾氣中CO和H2與空氣發(fā)生補(bǔ)燃等兩方面原因共同作用造成的。由圖2(c)和圖2(d)兩幅圖可以看出，火焰邊緣的藍(lán)紫色特征更為明顯，這也在一定程度上說明了尾氣中CO和H2確實(shí)與空氣發(fā)生了補(bǔ)燃。

2.2 壓力曲線分析

圖3、圖4分別給出了典型工況(結(jié)構(gòu)狀態(tài)1、混合比K=9.64、室壓pc=0.705 MPa)的靜壓及脈動壓力曲線。

圖2 N2O/C2H4推進(jìn)劑燃燒尾焰圖像Fig.2 Exhaust plume of N2O/C2H4propellants

從圖3可以看出，點(diǎn)火啟動過程平穩(wěn)，未出現(xiàn)高幅值的點(diǎn)火壓力峰；穩(wěn)定燃燒過程，室壓曲線光滑無波動，說明燃燒過程非常平穩(wěn)。圖4中綠色及藍(lán)色曲線分別為燃燒室及預(yù)混腔的脈動壓力曲線?？梢钥闯觯紵颐}動壓力曲線中在4～4.5 s期間出現(xiàn)了4個(gè)幅值較為突出的壓力峰，相鄰兩個(gè)壓力峰之間的時(shí)間間隔為0.1 s，該時(shí)間段剛好對應(yīng)火花塞工作時(shí)間，且0.1 s的時(shí)間間隔剛好對應(yīng)火花塞10 Hz的放電頻率。因此，上述壓力峰是火花塞的放電對脈動壓力數(shù)據(jù)產(chǎn)生的干擾，而且在所有工況脈動壓力數(shù)據(jù)中均存在相同現(xiàn)象。此外，燃燒室和預(yù)混腔內(nèi)的脈動壓力均未出現(xiàn)高幅值的壓力振蕩，由此可以判斷出該工況下燃燒室整個(gè)點(diǎn)火及燃燒過程均未發(fā)生回火現(xiàn)象。此外，本文其他所有工況也未發(fā)生回火，說明所采用的多孔材料噴注器具有良好的防回火性能，滿足本試驗(yàn)的防回火需求。

圖3 典型工況的壓力曲線Fig.3 Static pressure curves of typical tested case

圖4 典型工況的脈動壓力曲線Fig.4 Pulsating pressure curves of typical tested case

2.3 燃燒效率分析

圖5 特征速度和燃燒效率隨混合比的變化Fig.5 Characteristic velocity and combustion efficiency at different mixture ratio

對于液體火箭發(fā)動機(jī)燃燒室設(shè)計(jì)來說，燃燒室特征長度L*是一個(gè)重要的設(shè)計(jì)參數(shù)。L*定義為燃燒室容積與喉部面積的比值，是燃燒室內(nèi)燃?xì)馔Ａ魰r(shí)間的一種表征。L*越大，代表燃?xì)馔Ａ魰r(shí)間越長，燃燒也就越充分，但同時(shí)也會造成燃燒室需要冷卻的面積和結(jié)構(gòu)重量的增加[18-19]。對于不同的推進(jìn)劑組合來說，燃燒室所需的特征長度不同[14-15]，存在綜合考慮燃燒效率、燃燒室尺寸及重量限制等因素下的最佳值。因此，對于氧化亞氮基單元復(fù)合推進(jìn)劑這一新型推進(jìn)劑來說，研究并掌握特征長度對燃燒效率的影響規(guī)律對今后的工程研制是非常必要的。

圖6給出了三種不同結(jié)構(gòu)狀態(tài)(即不同燃燒室特征長度)下，N2O/C2H4推進(jìn)劑預(yù)混燃燒的燃燒效率隨混合比的變化曲線。

圖6 不同燃燒室特征長度下的燃燒效率曲線Fig.6 Combustion efficiency at different combustion chamber characteristic length

由圖6可以看出，結(jié)構(gòu)狀態(tài)1(L*=1.675 m)時(shí)的燃燒效率總體上略高于結(jié)構(gòu)狀態(tài)2(L*=2.256 m)和結(jié)構(gòu)狀態(tài)3(L*=1.280 m)的燃燒效率，燃燒效率并未有隨著燃燒室特征長度的增加單調(diào)遞增。這是因?yàn)?，對于本試?yàn)的模型燃燒室來說，燃燒室特征長度的增加會帶來兩個(gè)方面的影響：一方面，可以增加燃?xì)馔Ａ魰r(shí)間，使燃燒更加充分；另一方面，增加了燃燒室散熱面積，增加了熱損失。通過上述結(jié)果可以認(rèn)為，對于本試驗(yàn)所采用特定噴注器結(jié)構(gòu)的熱沉燃燒室來說，最佳的燃燒室特征長度應(yīng)在1.675 m左右。此外，后續(xù)還需要進(jìn)一步開展不同噴注器結(jié)構(gòu)條件下，燃燒室特征長度對燃燒效率的影響規(guī)律，以最終確定適合N2O/C2H4推進(jìn)劑的最佳噴注結(jié)構(gòu)和燃燒室特征長度。

3 結(jié)論

本文通過N2O/C2H4推進(jìn)劑預(yù)混燃燒特性試驗(yàn)研究，得出以下結(jié)論：

1)當(dāng)量孔徑為65 μm、厚度為5 mm的不銹鋼多孔材料具有良好的防回火效果，可滿足N2O/C2H4預(yù)混燃燒室防回火要求；

3)隨著燃燒室特征長度的增大，燃燒效率先增大后減小，對本試驗(yàn)特定噴注器結(jié)構(gòu)的銅熱沉燃燒室來說，最佳的燃燒室特征長度在1.675 m左右；

4)后續(xù)將進(jìn)一步開展N2O/C2H4單元復(fù)合推進(jìn)劑的燃燒特性試驗(yàn)以及不同當(dāng)量孔徑、不同厚度不銹鋼多孔材料的防回火性能測試試驗(yàn)，為NOFBX發(fā)動機(jī)原理樣機(jī)的研制奠定基礎(chǔ)。