液氧全過冷加注在新一代運載火箭加注工作中的應用價值

胡旭東，宋 揚

（文昌航天發射場，文昌，571300）

0 引 言

天低溫推進劑加注具有實用意義。

低溫推進劑具有無毒、無污染、低成本、高比沖等優勢，成為目前國際上應用于大型運載火箭使用最廣泛的推進劑，文昌航天發射場新一代 CZ-5、CZ-7運載火箭均采用液氧作為火箭的氧化劑。

而液氧通常是處于飽和狀態的低溫液體，處于沸點溫度附近，熱物理性能明顯不足。過冷（降低液體溫度至沸點溫度以下）不僅能提高液氧品質，而且還是一種有效防止兩相流的有效方法。為保證發動機泵不產生氣蝕，要求進泵前低溫介質的溫度必須低于泵入口壓力下的飽和溫度[1]。同時液氧的密度與溫度密切相關，對液氧進行過冷是提高液氧密度的重要手段。因此在火箭飛行過程中，為了保證能向發動機提供規定品質（溫度）的推進劑，通常要求加注結束后貯箱中推進劑溫度不超過某一規定值，為此必須加注過冷液氧。本文的研究對當今液氧加注系統設計和今后航

1 研究現狀

目前，中國僅CZ-3A系列、CZ-6及海南發射場的CZ-5、CZ-7運載火箭采用液氧作為推進劑，其液氧加注過程大致分為預冷、大流量加注、停放、射前補加幾個階段。其中均僅在射前補加階段采用過冷液氧進行加注，要求進箭溫度小于84 K，其余階段均采用處于飽和臨界狀態的液氧進行加注，在停放階段打開排氣閥，靠液氧自身蒸發維持貯箱內液氧溫度。中國現階段未全面開始液氧全過冷加注方式的研究。

在美國早期火箭中，如土星V和航天飛機均采用同中國目前類似的加注方式，通過射前補加過冷液氧的方式控制貯箱內液氧溫度[2]。

目前，SpaceX公司的Falcon9運載火箭加注時采用全過冷加注方式，其首先對液氮進行抽真空，使之溫度約在其冰點（63 K左右）附近，再利用過冷液氮將液氧溫度降低到66 K左右后再向箭體內貯箱進行加注。同時其采用的RP-1火箭煤油亦采用降溫加注的方式，加注溫度基本控制在-7 ℃左右，在此溫度下，煤油粘性未受影響，但其密度卻提高了約2.5%～4%。

俄羅斯在蘇聯時期即開始采用全過冷的方式進行推進劑加注。其聯盟號火箭在向箭上加注前，先將庫區貯罐內的液氧溫度降到70 K，再進行全過冷加注。能源-暴風雪號航天飛機采用的燃料為全過冷液氫/液氧，點火時要求貯箱內液氫溫度處于17 K，液氧溫度處于57 K[3]。登月用的N-1火箭要求貯箱內的液氧溫度大約為81 K。

可以看出，在美國、俄羅斯兩個航天強國中，推進劑全過冷加注方式已經成為了一種發展趨勢，并已開始廣泛應用于現役運載火箭。

2 液氧全過冷加注應用研究

2.1 液氧物性

液氧為淺藍色液體，并具有強順磁性。液氧無毒、無污染，化學性質活潑，是一種強氧化劑。它的主要物理性質如下：標準大氣壓（101.325 kPa）下密度為1.14×103kg/m3，沸點為90.184 K（-183 ℃），常壓下的液氧體積是對應壓力0 ℃時氣體體積的1/798.4。其主要物理性質如表1所示。

表1 液氧物理性質[4]Tab.1 Physical Properties of LOX

2.2 火箭全過冷加注液氧的優勢

液氧過冷可提高其密度、降低飽和蒸氣壓，為火箭的系統設計帶來一系列優勢，以下針對火箭加注過冷液氧的優勢進行詳細闡述。

2.2.1 密度優勢

目前，工業上液氧密度與溫度的關系，均由通過測量參數擬合公式的方法得出，如圖1所示。

圖1 液氧密度與溫度變化關系Fig.1 The Relationship Between Density And Temperature Change（LOX）

文獻[5]在測量液氧的密度時，在 P=0.3～1.0 MPa時，忽略壓力參數的影響，采用測量溫度方式進行。通過測量參數擬合公式，液氧的密度隨溫度變化的關系可由下列公式進行計算：

工業上，在計算處于臨界壓力的液氧密度時，一般采用下列公式進行計算：

式中 T為絕對溫度。由公式（1）和（2）可以看出，液氧的密度基本隨溫度呈線性變化。

從上文的分析中，可看出液氧的溫度直接影響液氧的密度，因此加注同等質量的液氧，其貯箱尺寸可以相應減小，降低箭體尺寸，節約結構重量，提高運載能力。

假設某型火箭采用液氧作為推進劑，箭體采用5 m直徑芯級，3.35 m直徑助推。其中一級氧箱加注容積為120 m3，貯箱柱段長6 m，質量為2000 kg；助推氧箱加注容積為 90 m3，貯箱柱段長 10 m，質量為1500 kg。分析加注不同溫度液氧情況：

由式（2）可計算出加注90 K臨界溫度下液氧時，液氧密度為1.143 08 kg/L；80 K過冷液氧，液氧密度為1.191 18 kg/L，密度增大約4.2%。若加注80 K過冷液氧，一級液氧貯箱可減少容積5.04 m3，對應貯箱柱段可縮短約0.252 m，質量減輕80.4 kg；助推液氧貯箱可減少容積3.78 m3，對應貯箱柱段可縮短約0.42 m，質量減輕63 kg。若同Falcon 9采用66 K液氧進行全過冷加注，液氧密度提升到1.258 52 kg/L，密度增大約10.1%，一級液氧貯箱可減少容積12.12 m3，對應貯箱柱段可縮短約0.606 m，質量減輕202 kg；助推液氧貯箱可減少容積 9.09 m3，對應貯箱柱段可縮短約1.01 m，質量減輕151.5 kg。

表2 某型火箭加注全過冷液氧部段縮減結果Tab.2 The Size Reduction of A Rocket with Subcooled LOX Full Loading

由表 2可以看出，加注全過冷液氧將顯著減小箭體尺寸，減輕結構重量。

Falcon9運載火箭通過此項技術，增加了約10%的推進劑加注量。而美國X-33計劃中，在進行地面測試時，在低溫貯箱體積和液位一定的條件下，以過冷溫度 68.33 K加注比標準沸點溫度加注的液氧推進劑質量增加了7.3 t（8.9%）。

2.2.2 飽和蒸氣壓影響

液氧的溫度，直接影響其飽和蒸氣壓，液氧溫度與其飽和蒸氣壓的關系如表3所示。

表3 液氧飽和壓力與溫度表Tab.3 The Relationship between Saturated Pressure and Temperature Change（LOX）

72～98 K液氧飽和蒸氣壓與溫度的關系如圖2所示。

圖2 72～98K液氧飽和蒸氣壓Fig.2 LOX Saturation Pressure from 72 to 98K

無論在泵的入口或泵流道內的任何部位，只要當地靜壓低于當地流體飽和蒸氣壓，就會在該區域發生氣蝕。為了防止泵在工作中發生氣蝕，泵入口的有效凈正抽吸壓頭必須高于發生氣蝕時超出推進劑飽和蒸氣壓的抽吸壓頭?？杀硎救缦拢?/p>

式中 （NPSH）a為有效靜抽吸壓頭；ρ為推進劑密度；pr為推進劑貯箱壓力；Δpf為管路流阻；pv為泵入口推進劑溫度下的飽和蒸氣壓；Z為泵入口推進劑液柱。

從式（3）可以看出由于推進劑溫度的降低將有效提升渦輪泵的有效靜抽吸壓頭。

確保泵不產生氣蝕，是低溫發動機正常工作的重要條件，因此要求進入泵的推進劑溫度必須低于泵腔壓力下的飽和溫度。液氧溫度越低，品質越好，汽化損失越少，溫度越高越容易引起泵發生氣蝕，而越低的溫度，顯然能夠有效提升發動機抗氣蝕能力。

而發動機對泵入口飽和蒸氣壓要求的降低，將進而降低貯箱的承壓要求。若發動機液氧入口溫度為93 K，此時液氧飽和蒸氣壓為0.137 MPa，若液氧的溫度降到80 K，此時液氧飽和蒸氣壓為0.03 MPa，發動機對貯箱的承壓要求將降低0.107 MPa，這將有效降低箭體結構的尺寸和質量。

2.2.3 渦輪泵要求的影響

由于不同溫度液氧的密度不同，造成泵的揚程要求不同，泵單位質量流量和壓升所需的功率與流體密度成反比。對于不可壓縮流體，泵的壓升與揚程之間存在下列關系：

式中 ΔH為泵揚程；Δp為介質壓升；ρ為介質密度。

因此在要求壓升一定的情況下，提高液氧密度，將降低泵的揚程要求。

根據泵的相似定律：

如上述公式所示，對于一個給定的設計，泵的揚程是泵轉速與流量的函數，其中泵的揚程與轉速平方成正比，泵的功率與轉速三次方成正比。因此，泵揚程要求的降低將降低對泵轉速與功率的要求。而這又將降低對渦輪功率及轉速的設計要求。

同時，如前文所述，液氧更低的溫度帶來更低的飽和蒸氣壓，這將有力提高渦輪泵在設計流量下的最大容許轉速。同等情況下，越高的轉速，渦輪泵的重量越輕，渦輪泵的性能也越高。

2.2.4 其他影響

對于火箭而言，除上述有利因素外，還給系統設計帶來了其他一些益處。更低的溫度，顯然更加有利于發動機的預冷，縮短預冷時間；更低的溫度對抑制箭上長輸送管中涌泉現象也很有幫助，種種有力條件將提高發動機在發射場的適應能力。

一般情況下，溫度的降低，隨著密度的提升，發動機的質量流量將顯著提高，推力室的室壓和溫度亦將有所提升，進而提升發動機的推力。

2.3 發射場加注全過冷液氧的優勢

液氧全過冷加注可有效防止兩相流、提升加注精度，以下針對發射場加注過冷液氧的優勢進行詳細闡述。

2.3.1 防兩相流

在液氧加注過程中，當管路中某處的壓力低于該處液氧的飽和蒸氣壓時，液氧就要汽化而形成兩相流。90 K左右的液氧汽化為同溫度下的氣體，體積增大約255倍。因此，少量液氧汽化就會產生大量氣體而形成兩相流。兩相流會使管路的輸送能力明顯下降，流量調節發生困難，加注過程難以控制，嚴重時還可能使液氧輸送無法進行。

為避免液氧輸送過程中產生兩相流，要求輸送管中壓力必須大于輸送管中液體的飽和蒸氣壓。因此各種防止產生兩相流方法的實質都是設法使推進劑的飽和蒸氣壓低于靜壓。要求入口壓力必須滿足以下公式：

式中1P為管路入口壓力；vP為管路出口流體飽和蒸汽壓；為管路流阻。

在管路流阻一定的情況下，降低推進劑的溫度能夠使推進劑的飽和蒸氣壓顯著降低，從表2中可以看出液氧溫度從90.18 K降低到80.081 K，液氧飽和蒸氣壓下降了約 0.071 MPa，故管路入口壓力要求下降約0.071 MPa。因此，液氧溫度的下降，將有效降低液氧輸送管的靜壓要求，從而有效防止兩相流的產生。

2.3.2 測量的影響

貯箱內推進劑加注量通過液位傳感器獲取，但處于沸騰狀態的推進劑對液位傳感器的準確測量帶來困難。土星Ⅰ在射前補加到位前關閉貯箱排氣閥，提高貯箱壓力，抑制貯箱中推進劑沸騰汽化[7]。過冷狀態的液氧，遠離沸點位置，使推進劑液面穩定，將顯著提高貯箱內液位的測量精度，測量真實液位，進而提升加注精度。

2.3.3 流程的影響

采用全過冷加注，將改變現有的加注模式，簡化加注流程，加注時將不再區分大流量加注和射前補加兩種加注狀態，液氧加注管路路徑及設備始終保持一致，避免了現有模式下采用不同管路加注帶來的風險。且可以減少加到貯箱中的蒸發損耗和自動補加的次數，提升加注可靠性。

2.4 液氧全過冷加注的缺點

關于液氧全過冷加注的缺點，在Falcon9歷次任務發射過程中表現得比較充分。

a）液氧必須在射前較短時間內完成加注（Falcon9一般在射前1 h左右開始加注），且還將造成運載火箭無法適應長時間的推遲發射。以CZ-5運載火箭為例，若采用中國現有加注流程，但在最開始的預冷及大流量加注中均采用過冷液氧，對于已經加注完畢的推進劑，隨著停放時間的推移，外界熱量的不斷累積會使推進劑溫度逐漸增加，所導致的密度減小就會轉化為推進劑容積的增加，而貯箱容積卻是一定的，超出所容許范圍，就可能對系統和發動機工作帶來影響。譬如氣枕容積減小，甚至推進劑溢出等。因此，需要開展液氫液氧同時加注研究工作，有效縮短液氧加注后停放時間，減少液氧加注后吸熱的溫升。對于加注后溫升帶來的貯箱氣枕容積的變化，需要在加注量計算時，考慮該因素帶來的影響，必要情況下提高貯箱容積，提升貯箱推進劑體積變化余量，避免帶來災難性后果，同時提高推遲發射等意外情況的適應性。

b）對地面加注系統帶來挑戰，尤其如 Falcon9、聯盟號那樣對貯罐內推進劑大幅降溫，其地面系統將極其復雜，可靠性顯著降低，Falcon9數次因為地面加注系統故障推遲甚至取消發射。對于海南發射場需要立足現有過冷加注成熟經驗，利用液氮通過板翅式換熱器過冷液氧的成熟技術，避免地面加注系統復雜性的大幅提升。

c）鑒于發動機本身的敏感性，也需要充分驗證推進劑溫度的影響。溫度的降低，密度的增加，粘性的提升，對推力室頭部的噴注霧化過程帶來影響。同時將影響燃燒室的燃燒頻率，進而影響發動機的振動量級。中國某型發動機在地面試車過程中采用過冷液氧，液氧泵入口溫度為80 K，振動提升了2～3個量級，燃燒不穩定性顯著提高，發動機發生嚴重破壞和災難性故障的概率大幅提升。在后續重型運載火箭新型發動機的設計過程中，需要在設計的初期階段就考慮液氧溫度對燃燒不穩定性的影響，設計對應的噴注器形式，增加相應的隔板或聲腔等阻尼裝置。

3 發射場全過冷液氧加注適應性分析

3.1 液氧過冷方式

低溫推進劑降溫過程通常采用注氦冷卻法、直接冷卻法或真空冷卻法。注氦冷卻一般用于液氫過冷。直接冷卻法采用比推進劑溫度更低的冷源對推進劑進行冷卻（例如用液氮對液氧進行冷卻）。直接冷卻系統中需過冷器，具有系統設備少，操作、控制簡便的優點，且工業應用范圍廣；真空冷卻法是基于液化氣體飽和壓力與飽和溫度一一對應的原理。用抽氣泵將貯罐氣相空間氣體抽出，降低氣相空間壓力，貯罐中的液化氣體（液氧、液氫）因汽化吸熱，加速沸騰而降溫。當最終達到平衡時，推進劑的溫度等于氣相壓力下的飽和溫度，通過控制氣相壓力來控制推進劑溫度。

直接冷卻法一般將直接冷卻系統（過冷器）串入地面貯罐與箭上貯箱間加注管路，在推進劑進箭前再將推進劑冷卻，因此僅冷卻進箭液體。而真空冷卻法一般用于冷卻庫區貯罐內大量的液氫、液氧，需在加注前對地面貯罐內推進劑全部進行過冷。

目前，中國所采用的液氧過冷加注均采用直接冷卻法，采用液氮通過板翅式換熱器過冷液氧，采用該法將較真空冷卻法顯著降低發射場加注系統過冷能力要求。同時推進劑僅在加注前過冷，該法將顯著提升發射場加注系統的適應能力。

3.2 液氮消耗量分析

此處計算將1 m3液氧從90 K過冷至80 K時液氮消耗量。采用液氮過冷液氧的方式，可視為液氮吸收液氧熱量變為氣體的過程。液氧放熱和液氮吸熱的過程分別由式（6）和式（7）進行計算：

由于過冷器氮程外壁經絕熱處理，但傳熱量較少，故可以認為液氮僅從液氧中吸取熱量，故有：

故所需液氮可由下式進行計算：

液氧、液氮物性參數如表4所示。

表4 液氧、液氮物性參數Tab.4 Physical Properties of LOX/LN

確定OV=1 m3，帶入上表內參數，則有NV=0.12 m3。即過冷1 m3液氧從90 K至80 K約需液氮0.12 m3。

目前海南發射場液氧加注過程中，對泵加注的液氧流程，泵損失是液氧溫升的最主要因素，其次是管道阻力，最后是管道漏熱。而據經驗，小流量加注時段由管路阻力和管道漏熱產生的溫升不超過0.5 K。液氧總溫升一般在1.0 K以下，不會超過1.5 K。因此考慮過冷器出口溫度為80 K，進箭溫度不會超過81.5 K。

3.3 地面加注系統的適應性

海南發射場液氧加注系統的液氮過冷系統，具備對部分液氧進行過冷的能力。根據前文計算結果，為滿足新一代運載火箭推進劑全過冷加注要求，需增加換熱設備，增加發射場液氮儲量。

同時，為實現全過冷加注，加注庫區液氮汽化量將遠大于目前加注方式，因此加注庫區需增加氮排放管，并引至遠處排放。

4 結束語

本文針對全過冷液氧在新一代運載火箭加注工作中的應用價值進行了分析，可以看出，液氧推進劑全程過冷加注可行、有益：可以顯著提升推進劑密度，降低箭體結構的質量和尺寸；可以降低對貯箱承壓能力、發動機泵抗氣蝕能力的要求；可以有效防止加注過程兩相流的發生；亦將顯著提升測量精度，保證加注精度。目前海南發射場過冷裝置能夠用于全過冷加注，但需增加液氮貯存量，并對氮氣排放措施等進行改造。

低溫推進劑全過冷加注已經成為了航天強國發射技術中的一種發展趨勢，并已經廣泛應用。全過冷加注相關技術的研究工作，應用于新一代運載火箭以及未來重型運載火箭，將有利于提高火箭運載能力，提升發射場的技術水平，展現中國航天技術實力。隨著中國航天事業的發展，低溫推進劑全過冷加注方式必將成為中國推進劑加注一種有益選擇。