ADN基液體空間發動機的實驗研究與在軌驗證

姚兆普，張 偉，王 夢，陳 君，沈 巖

(北京控制工程研究所，北京 100190)

0 引言

無水肼和肼類液體推進劑廣泛地應用于單組元空間發動機，這類推進劑往往具有較高的性能指標以及易發生化學反應的優點，極大地簡化了空間發動機的機械結構，提高了其可靠性，因此得到了廣泛的應用。但同時，肼類推進劑具有很高的毒性，對人體和環境都具有明顯的健康風險，進而使得發射的準備工作較為復雜，因此也需要更長的發射準備時間。二硝酰胺銨(ADN，NH4[N(NO2)2])作為一種高能量密度、不含氯元素的綠色無毒無機鹽類物質，可以作為固體推進劑或液體推進劑中的氧化劑，代表了空間化學推進技術的一個新的研究方向和發展趨勢。

ADN在常溫常壓下，為白色鹽類固體，于1971年在前蘇聯首次合成成功。之前針對ADN的研究工作，大多數集中于它作為一種固體推進劑時的熱分解和燃燒特性，國際上已有很多學者發表了相應的研究成果。Yang等人[1]綜述了ADN熱分解及燃燒反應的發展現狀，他們主要著眼于不同工況下，ADN的基本熱物理性質、可能的化學反應路徑、以及相應的反應產物。Park等人[2]通過理論計算的方法，研究了低壓條件下ADN熱分解的化學動力學模型，得到了相應的關鍵步反應機理。Sinditskii等人[3-4]結合理論分析和實驗驗證，研究了ADN發生熱分解及燃燒反應時的反應特性表征以及燃燒機理；一方面，他們詳細分析了添加劑、推進劑表面殼體材料、以及試樣尺寸的變化對于ADN化學反應特性的影響；另一方面，在較寬的壓力范圍內，精確測量了ADN熱分解及燃燒反應的軸向溫度分布。測量結果表明，軸向溫度分布呈現出明顯的階梯狀分布特性。Korobeinichev等人[5]基于實驗研究和文獻數據調研，發展了一個包含31種組分、172步基元反應的ADN熱分解及燃燒反應的詳細化學反應機理。基于這個機理的計算結果和相應的實驗數據吻合良好。Thakre等人[6]研究了包括凝相反應在內的ADN熱分解的特征物理過程。

由于ADN具有較強的氧化性及水溶性，ADN也可以組成ADN-燃料-水三元液體混合推進劑。其中的燃料可以是甲醇、乙醇或丙酮等溶于水、又可以與ADN熱分解后的中間產物進一步燃燒的化學物質。世界上第一種ADN基液體推進劑是由瑞典空間公司(SSC)在1997年研制的[7]。他們針對此種推進劑的特性進行了大量實驗研究。瑞典國防研究機構(FOI)主持開發并測試了滿足不用使用需求的FLP系列ADN基液體推進劑[8]。北京控制工程研究所針對ADN基液體推進劑的理化性質和燃燒反應特性，開展了大量基礎研究工作。例如，開發了適用于ADN基液體推進劑基礎燃燒特性實驗的模型發動機及實驗系統，針對反應過程中的燃燒室溫度、CO及N2O組分濃度等特征參數進行了瞬態測量[9-10]。通過熱重質譜分析和居里點裂解實驗，針對ADN基液體推進劑的蒸發和熱分解特性進行了詳細測量[11]。到目前為止，世界上已經進行了數次ADN基液體空間發動機的在軌飛行驗證。世界上第一次ADN基液體空間發動機的在軌點火試驗是由瑞典完成的[12]。在2016年10月，北京控制工程研究所也順利完成了中國首次ADN基液體空間發動機的在軌試驗。

本文分為兩個主要部分。首先，通過模型發動機上的光學窗口，基于TDLAS的研究方法，針對ADN基液體推進劑的催化反應及高壓燃燒的特征過程，進行了量化測量，獲得了穩態工作條件下燃燒室內流場特征參數與噴注壓力之間的量化關系。文章的第二部分主要介紹了北京控制工程研究所研制的ADN基液體空間發動機產品的地面高空模擬熱試車試驗和在軌飛行驗證情況，介紹了發動機產品的主要性能參數。最后，給出了文章的結論。

1 基于可調諧二極管紅外吸收光譜(TDLAS)的實驗研究

1.1 模型發動機與實驗測量系統

首先，設計和制造了一種推力為1 N的ADN基液體空間發動機，用以評價催化劑、推進劑及發動機幾何結構對于燃燒物理過程的影響。其中，發動機的內部結構和發動機實物照片如圖1和圖2所示。發動機可以分為電磁閥、噴注器、催化床及燃燒室3個主要部分。可以看到，在燃燒室的壁面上，沿水平方向分布著一對藍寶石玻璃制成的光學窗口。光學窗口呈圓形，直徑6 mm。

圖1 帶光學觀測窗口的模型發動機結構簡圖Fig.1 Structure diagram of thruster model with optical windows

圖2 帶光學觀測窗口的模型發動機實物Fig.2 Picture of model thruster with optical windows

實驗中使用的推進劑由質量分數為61%的ADN，27%的水，以及12%的甲醇組成。屬于北京控制工程研究所研制的中能配方推進劑，理論比沖220 s。實驗中使用的模型發動機的燃燒室直徑和長度均為10 mm。TDLAS系統的光學測量中心位于燃燒室的幾何中心位置。在穩態工作下將1.2 MPa的推進劑噴注壓力設為額定噴注壓力，對應0.48 g/s的推進劑流量。經由毛細管式噴注器噴注，在發動機內部霧化、蒸發。催化床內填充表面活性成分為銥的顆粒狀催化劑。當推進劑流經預熱后的催化床時，其中的ADN組分開始發生催化分解反應。催化劑的存在可以有效降低反應活化能的能壘，使得ADN可以在相比于熱分解更低的溫度下發生分解反應。然后ADN分解產生的大量具有氧化性的中間產物，和推進劑中的甲醇在催化床后端的燃燒室進一步發生燃燒反應釋放熱量。通過燃燒室周向分布的光學窗口，基于光譜學診斷方法對燃燒室內的燃燒過程進行瞬態測量。

非接觸式測量技術已經在發動機工作過程流場特征參數的測量中得到了廣泛應用[13]。

為了研究ADN基液體推進劑的化學反應特性，搭建了基于TDLAS方法的實驗測量裝置。TDLAS測量方法基于Beer-Lambert定律的基礎之上[14]，當一束頻率為υ，光強為Iυ，0的單頻光束通過長度為L的均勻待測氣流，透射光強Iυ與入射光強Iυ，0滿足Beer-Lambert關系式。實驗測量系統如圖3所示，主要分為3個部分：激光發生器和控制器、模型發動機和推進劑儲供系統、吸收光譜探測器和數據處理系統。關于TDLAS測量方法和實驗平臺的更多細節可以參閱文獻[9-10]。在本文中，通過TDLAS測量方法，針對ADN基模型發動機燃燒室內的燃氣溫度、CO摩爾濃度及N2O摩爾濃度進行了瞬態測量。其中，CO是ADN基液體推進劑催化分解及燃燒反應過程中的標志性特征組分，CO來源于推進劑中甲醇組分的氧化，且具有還原性，可以與ADN催化分解后的氧化性中間產物進一步反應，生產CO2。N2O是ADN催化分解后的典型中間產物，具有氧化性，可以與甲醇及其中間產物進行進一步反應。TDLAS測量過程中，吸收譜線的選擇是實驗過程中的一個關鍵點。在燃燒室內燃氣溫度的測量過程中，采用雙線法，選取水蒸氣在7 185.60 cm-1和7 444.35 cm-1中心頻率附近的吸收線進行測量。針對CO摩爾濃度的測量，選取2 193.36 cm-1中心頻率附近的特征吸收線進行測量。針對N2O摩爾濃度的測量，選取2193.54 cm-1中心頻率附近的特征吸收線進行測量。同時，在測量過程中通過一支壓力傳感器實時測量燃燒室壓力。

1.2 實驗結果與討論

在實驗過程中，發動機點火前先將催化床預熱至200 ℃。在穩態工作條件下，研究了不同噴注壓力對ADN基液體推進劑催化分解及燃燒反應過程的影響。

圖4給出了10 s穩態點火過程中，1.2 MPa,0.8 MPa和0.5 MPa噴前壓下發動機燃燒室內的燃氣溫度測量結果。在1.2 MPa時，點火啟動后燃氣溫度迅速上升，約1s后燃氣溫度很快達到平衡溫度(約1 500 K)。在0.8 MPa時，點火啟動后燃氣溫度建立平衡變慢，但仍能達到平衡，平衡溫度與噴前壓1.2 MPa點火工況接近，說明此噴前壓范圍內推進劑燃燒穩定，釋熱完全，發動機屬于正常工作狀態。在較低的噴前壓點火工況(0.5 MPa)，燃燒室燃氣溫度呈現較為明顯的波動性，且燃氣溫度較低，均維持在1 200 K以下。說明在低壓工作條件下，ADN基液體推進劑催化分解及燃燒反應的反應完全程度受到比較明顯的影響，燃燒不穩定，釋熱不完全。

圖3 TDLAS測量系統示意圖Fig.3 Diagram of TDLAS measurement system

圖5給出了1.2 MPa,0.8 MPa和0.5 MPa噴前壓下燃燒室內CO摩爾濃度的瞬態測量結果。可以看到兩個比較明顯的趨勢：首先，隨著噴注壓力的升高，反應平衡后CO摩爾濃度的均值在下降。這是因為大噴注壓力下，推進劑質量流量相應增加，產生了更高的燃燒溫度，如圖4結果所示。較高的燃燒溫度促進了CO在燃燒室內的氧化過程，使得較高噴注壓力下CO在燃燒室內的殘余濃度較小。第二，當噴注壓力下降時，CO摩爾濃度的瞬態值的波動隨之劇烈。而這與低噴前壓下(0.5 MPa)燃氣溫度的波動與下降是一致的，都是反應進行不完全和不穩定的表現。

圖4 穩態工況下的氣相溫度瞬態測量結果Fig.4 Measurement results of instantaneous gaseous phase temperature under steady-state condition

圖5 穩態工況下的CO摩爾分數瞬態測量結果Fig.5 Instantaneous measurement results of CO mole fraction under steady-state condition

N2O的測量結果如圖6所示。總體來說，N2O濃度的瞬態變化曲線呈現拋物線型。當點火開始時，燃燒室內的N2O摩爾濃度迅速上升，到達一個峰值。然后又迅速下降，最終達到0.3%左右的一個平衡值。當發動機噴注壓力從1.2 MPa下降到0.5 MPa時，N2O摩爾濃度的峰值從10.6%上升到14.2%，而達到峰值的時間也隨之變長。

N2O是ADN催化分解過程中的一個典型的氧化性中間產物，結合燃氣溫度、CO摩爾濃度的測量結果可知：在ADN基發動機的工作過程中，較高的噴注壓力下推進劑反應過程會在燃燒室內產生較高的燃燒溫度、較低的CO平衡摩爾濃度及較低的N2O峰值摩爾濃度。說明高噴注壓力更加有利于在ADN基液體推進劑能量的釋放，有利于提高發動機的整體性能。由于在較高的噴注壓力下可以獲得較高的燃燒室壓力，而高壓條件可以促進ADN基液體推進劑的反應完全程度，而這也與文獻[11]中燃燒動力學理論模型的計算結果是一致的。

圖6 穩態工況下的N2O摩爾分數瞬態測量結果Fig.6 Instantaneous measurement results of N2O mole fraction under steady-state condition

2 ADN基液體空間發動機的高空模擬熱試車試驗研究

基于針對1 N的ADN基液體發動機開展的基礎研究及相關成果，北京控制工程研究所開發了推力量級從0.2 N，1 N，5 N，20 N的ADN基液體發動機產品。開發出了2種型號的針對不同使用需求的ADN基液體推進劑：分別為理論比沖為220 s的中能推進劑以和理論比沖為245 s的高能推進劑。同時，也提高了催化劑與不同推進劑之間的匹配性。

針對不同推力量級的ADN基液體發動機產品，開展了系列化的真空艙內高空模擬熱試車試驗研究。在1.6 MPa的額定工作壓力下，獲得了發動機推力、比沖等關鍵性能指標。通過20 s穩態下的穩態工況，考核了發動機的工作性能。其中，圖7(a)～7(d)給出了不同發動機熱試車時的試驗情況，表1給出了相應的試驗結果。

圖7 不同推力量級ADN基液體空間發動機的熱試車試驗Fig.7 Hot fire tests of ADN-based liquid thrusters with different thrust levels

推力量級/N推進劑種類真空比沖/s02中能配方推進劑1961中能配方推進劑2101高能配方推進劑2265中能配方推進劑2145高能配方推進劑23520中能配方推進劑21820高能配方推進劑241

3 ADN基液體空間發動機的在軌試驗驗證

在北京控制工程研究所的1 N ADN基液體空間發動機完成所有研制工作和地面驗證試驗后，進行了一次在軌飛行試驗，用以驗證1 N ADN基液體空間發動機的在軌工作性能和可靠性。衛星上搭載了2臺1 N ADN基液體空間發動機，在2016年11月發射升空后，在兩天的時間里共進行了5組不同工況的在軌點火試驗。在試驗過程中，通過星上動量輪轉速的變化率、以及整星推進分系統所使用的雙組元10 N推力器來對搭載的2臺1 N ADN基液體空間發動機進行在軌標定。表2總結了星上標定試驗的工況和推進劑消耗量。在軌試驗的過程中，選取1.6 MPa的噴注壓力為發動機的額定工作壓力，對應0.5 g/s的推進劑額定質量流量。在穩態工況下，實測獲得1 N ADN基液體空間發動機的推力為1.03 N，比沖210.2 s，發動機滿足性能指標要求。

表2 1 N ADN基液體空間發動機在軌試驗驗證情況Tab.2 On-orbit flying validation of the 1 NADN-based liquid thruster

4 結束語

本文介紹了北京控制工程研究所研制的ADN基液體空間發動機的地面實驗研究和在軌驗證情況。針對1 N推力的ADN基模型發動機，通過TDLAS的光譜學測量方法，實現了發動機燃燒室內燃氣溫度、CO及N2O組分摩爾濃度的瞬態測量。研究了發動機噴注壓力與燃燒室內流場特征參數之間的物理關系。通過實驗研究可以發現，在ADN基液體空間發動機的工作過程中，較高的噴注壓力可以獲得較高的燃燒溫度、較低的CO殘余濃度、以及較低的N2O峰值濃度。針對0.2 N，1 N，5 N及20 N的不同推力量級的ADN基液體空間發動機，開展了系列化的高空模擬熱試車試驗研究，獲得了發動機的主要性能指標。最后介紹了2臺1 N ADN基液體空間發動機的在軌搭載試驗驗證情況，給出了發動機的實測性能指標。本文中的內容有利于綠色空間推進技術的發展。

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