無毒單元發動機催化燃燒過程可視化試驗研究

劉 俊，劉 川

（1. 上海空間推進研究所，上海，201112；2. 上海空間發動機工程技術研究中心，上海，201112）

無毒單元發動機催化燃燒過程可視化試驗研究

劉 俊1,2，劉 川1,2

（1. 上海空間推進研究所，上海，201112；2. 上海空間發動機工程技術研究中心，上海，201112）

無毒單元推進系統具有性能高，操作簡單、爆炸風險低等特點，未來將全面替代肼類推進系統。深入研究無毒發動機催化燃燒過程，采用透明燃燒室對無毒單元發動機進行可視化研究，并與金屬燃燒室試驗結果進行比對，試驗結果表明：在室壓快速上升階段，推進劑快速反應處于前床，發動機效率很低；在室壓平穩上升階段，發動機的催化燃燒部位逐漸從前床向后床擴展，推進劑催化燃燒主要在催化床核心部位進行；隨著發動機連續工作時間增加，發動機燃燒強度增加和燃燒效率提高。

無毒推進劑；單組元發動機；透明燃燒室

0 引 言

無毒單元推進劑包括硝酸羥胺（HAN）、二硝基銨胺（ADN）和過氧化氫（H2O2）。采用無毒單元推進劑的推進系統和肼類推進系統相比，具有性能高、發射成本低、操作簡單、爆炸風險低等特點，因此各國將其作為第2代單元推進系統進行研制，用于替代目前在運載火箭、飛船和衛星上廣泛使用的肼類單元推進系統。

目前美國Aerojet公司已完成1 N推力HAN基無毒單元發動機的研制并交付給BELL公司[1]，預計2017年底到2018年初參加綠色推進劑加注項目（GPIM）的演示飛行；瑞典從1997年開始研究ADN基單元發動機，包含1 N推力發動機的推進系統已于2009年在PRISMA衛星上演示飛行，1 N推力發動機目前已被Google公司選用，用在SkySat衛星上[2]；中國從1999年開始對HAN基發動機開展研究，并在發動機設計、預熱溫度等方面處于世界先進水平[3～5]。

可視化研究在燃燒領域的應用比較廣泛。Roquemore等研究了不同燃氣和空氣質量流率下的火焰結構，觀測到燃燒室下游區域的“火球”[6]；Moore等研究了甲烷和氧氣的火焰穩定性，獲得不同形態的火焰結構，并給出了火焰形態與氧燃比、氧氣、燃氣雷諾數等參數之間的影響關系[7]；高玉閃等研究了各種噴嘴的氣氫/氣氧燃燒火焰結構，觀測到燃燒剪切面和低壓回流區[8]。

單元發動機試驗一般采用室壓、流量、溫度等參數來評價發動機催化燃燒過程[9,10]。由于溫度傳感器僅能測量燃燒室壁面溫度，室壓只能測量燃燒室的壓力，流量測量進入催化床的推進劑速率，獲得的試驗數據都是外部的，已無法滿足發動機內部催化分解燃燒過程的深入研究需求。因此，采用透明燃燒室的方案能使催化燃燒過程和反應特征可視化，對于研究催化燃燒機理、驗證數值仿真模型等具有重要的意義。

1 硝酸羥銨發動機工作原理

HAN（分子式：NH3OHNO3）基單元推進劑是由HAN、相容的燃料、添加劑和水組成。

HAN基推進劑HB510由中科院上海有機化學研究所研制，推進劑的主要成分有：氧化劑（硝酸羥胺）、燃料（甲醇）和水（溶劑）。硝酸羥胺-甲醇-水推進劑配方的主要催化燃燒過程如下[11]：

a）HAN基在催化床上在催化劑的作用下發生催化分解反應，硝酸羥胺分解成氮氣、一氧化氮、水等產物，釋放20%能量，方程式為

b）HAN基分解產物和甲醇在高溫下發生催化燃燒反應，釋放80%能量，典型方程式為

HAN基催化分解發動機的工作過程為：在擠壓氣體的作用下，單元推進劑通過閥門的控制進入噴注器，經噴注器分配后，推進劑以低流速、大面積均勻地穿過包含顆粒狀催化劑的催化床，推進劑在催化床中分解燃燒成高溫、高壓的CO2、H2O和N2的氣體混合物，從噴管噴出時氣體加速至超聲速，并產生反作用推力。HAN基發動機的內部結構如圖1所示。

催化床裝有兩種耐高溫抗氧化催化劑，催化劑均為華東理工大學研制。前床裝填20～30目催化劑305，保證了推進劑快速分解；后床裝填Φ1.7mm×2.0mm催化劑306，為推進劑完全催化分解燃燒提供場所。

2 透明燃燒室研制

為了方便采用攝影設備來記錄催化分解室內的燃燒情況，采用石英玻璃加工整個燃燒室，而不采用專門的熱防護措施。

石英玻璃是一種只含二氧化硅的特種玻璃，具有熱膨脹系數低、耐溫性能高、化學穩定性好、電絕緣性優良、超聲延遲性能低且穩定、最佳的透紫外光譜性能以及透可見光及近紅外光譜性能，以及高于普通玻璃的機械性能等特點。

石英玻璃的光學性能有其獨到之處，既可以透過遠紫外光譜，是所有透紫外材料最優者，又可透過可見光和近紅外光譜。由于石英玻璃耐高溫，熱膨脹系數極小，化學熱穩定性好，氣泡、條紋、均勻性、雙折射又可與一般光學玻璃媲美，是一種在各種惡劣情況下具有高穩定度光學系統的必不可少的光學材料。

賀利氏信越公司研制的HQS400型石英材料采用特殊工藝處理并進行了提純研究，將石英材料的長期使用極限溫度提高到1 280 ℃，可滿足HAN基5 N單元發動機外壁溫度1 100 ℃的使用要求[12]。

3 發動機結構

推力5 N的透明燃燒室發動機的頭部采用不銹鋼加工，燃燒室使用石英玻璃加工，用螺栓把石英玻璃圓筒和頭部連接在一起，密封材料選用石墨墊圈，外形如圖2a所示。

進行對照分析的金屬燃燒室發動機設計參數相同，只是燃燒室采用高溫合金進行加工，也采用螺栓連接方式，發動機外形如圖2b所示。

4 發動機試驗情況

透明燃燒室發動機和金屬燃燒室發動機共進行了3個程序，分別為：常溫預脈沖程序、第1穩態10 s程序和第2穩態10 s程序。

首先，透明燃燒室發動機進行了常溫預脈沖試車，工況10×0.1 s（on）/0.5 s（off），脈沖試車過程見圖3。

第1～4個脈沖，催化床和燃燒室上有氣體產生，表明推進劑在催化床上發生了不劇烈的催化分解反應；第5～8個脈沖，噴注器附近開始出現亮光，表明推進劑開始發生了催化燃燒反應；第9、10個脈沖，前床變亮后床變為暗紅，表明大部分推進劑在前床發生燃燒反應，少量推進劑在后床發生燃燒反應，分析認為，發動機常溫預脈沖主要在前床進行分解燃燒反應，且常溫條件下前床推進劑和催化劑的匹配性不佳。因此，提高發動機冷啟動性能主要通過提高前床催化劑和推進劑的匹配性來實現。

隨后發動機進行了第1次10 s穩態，穩態工作的前1 s情況如圖4所示。發動機啟動200 ms時，前床催化劑開始發紅；400 ms時，后床催化劑開始催化燃燒反應，600 ms時，后床催化劑反應明顯，800 ms時，后床中心催化劑反應劇烈，在發動機工作的前1 s催化燃燒反應主要在中心區域反應，邊緣處幾乎沒有反應。

用于比對的金屬催化燃燒室發動機第1次穩態試車前1 s特性曲線如圖5所示。從圖5a中可以看出，室壓在發動機啟動67～240 ms之間處于快速爬升段，從0.1 MPa增加到0.54 MPa，這一階段推進劑快速反應仍處于前床，這是由于這一階段流量遠超過額定流量，室壓的快速上升靠大流量實現，發動機效率很低；室壓在發動機啟動后240～1 000 ms之間處于慢速爬升段，室壓從0.54 MPa增加到0.64 MPa，流量逐漸減少，室壓逐漸增加，說明發動機比沖在增加，催化燃燒部位逐漸從前床向后床擴展，提高了發動機的催化燃燒效率。由圖5b可知，外壁溫度未發生變化，推進劑催化燃燒主要在核心部位進行，熱量未傳遞到后床外壁和透明燃燒室，試驗結果相同。

圖6和圖7分別是透明燃燒室第1個穩態試車照片和金屬燃燒室第1個10 s穩態特性曲線。

從圖6中可以看出，發動機工作到4 s達到最佳狀態，整個催化床反應達到最強狀態；從圖7a中可以看出，金屬燃燒室發動機工作到3.6 s時室壓達到平均室壓，因此通過透明燃燒室測算發動機達到最佳狀態時間比較準確；從圖7b中可以看出，發動機外壁溫度從1.5 s開始逐漸上升，到發動機關機后溫度繼續上升，主要因為發動機外壁存在瞬態熱傳導過程，內外壁之間存在溫差。隨著發動機連續工作，兩者的溫差越來越小，T3的溫度高于T2，說明發動機的高溫段在后床。

圖8和圖9分別是透明燃燒室第2個穩態的試車照片和金屬燃燒室第2個穩態特性曲線。

從圖8中可以看出，推進劑催化燃燒明顯加快且工作強度明顯增加，部分燃燒在燃燒室內進行，隨著時間的增加，燃燒強度逐漸增加，燃燒更完全；從圖9a中可以看出，發動機響應特性明顯提高，平均室壓從0.78 MPa提高到0.88 MPa，說明比沖和燃燒效率均在提高；從圖9b中可以看出，發動機外壁溫度比第1個穩態高了很多，也說明了推進劑反應強度在增加。

5 結束語

通過透明燃燒室和金屬燃燒室對照試驗研究，對發動機內部催化燃燒反應情況有了更清晰的認識：

a）發動機常溫預脈沖啟動時，推進劑主要在前床進行分解燃燒，后床反應較輕，常溫條件下推進劑和催化劑的匹配性不佳，因此，提高發動機常溫啟動能力主要通過提高常溫條件下前床催化劑和推進劑的匹配性來實現；

b）在室壓快速上升階段（第1個穩態第1階段），推進劑快速反應還處于前床，室壓的快速上升主要靠大流量實現，發動機效率很低；

c）在室壓平穩上升階段（第1個穩態第2階段），發動機的催化燃燒部位逐漸從前床向后床擴展，催化燃燒效率在上升，這時推進劑催化燃燒主要在核心部位進行，熱量還沒有傳遞到外壁；

d）發動機的第2個穩態與第1個穩態相比，推進劑反應速度和催化燃燒強度增加，燃燒效率提高，外壁溫度增加；

e）未來將采用透明燃燒室和平面激光誘導熒光相結合方式開展研究，研究發動機啟動過程時產生的主要氣體品種和穩態時在發動機催化床軸向氣體分布，為改進催化劑活性金屬組合提供幫助。

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[10] 劉俊, 李小芳. 600N單組元推力室的研制[J]. 火箭推進, 2006, 32(5): 12-16.

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Visualization Study of Catalytic Combustion Process in Nontoxic Monopropellant Thruster

Liu Jun1,2，Liu Chuan1,2
(1. Shanghai Institute of Space Propulsion, Shanghai, 201112; 2. Shanghai Engineering Research Center of Space Engine, Shanghai, 201112)

Non toxic monopropellant propulsion system with high performance，simplified handling and reducing the risk of explosion, will be a comprehensive alternative to the hydrazine propulsion system. In order to study the catalytic combustion mechanism deeply，combustion chamber with quartz windows was conducted utilizing HAN-based monopropellant．The catalytic combustion process captured by digital camera was compared with result of metal chamber. The result showed that monopropellant catalytic combustion process occurred on front bed and efficiency of engine was low during pressure rapid increasing. Monopropellant catalytic combustion process gradual expanded from the front bed to the black bed and occurred on core of catalyst bed during pressure smooth increasing. With the increasing of the thruster continuous working time, the combustion intensity and efficiency of thruster was improved.

Nontoxic monopropellant; Monopropellant thruster; Transparent combustion chamber

V511+.3

A

1004-7182(2017)03-0045-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170310

2016-08-07；

2017-05-03

劉 俊（1971-），男，高級工程師，主要研究方向為液體火箭發動機設計