氧化亞氮/乙烯推進劑預混燃燒特性試驗研究

張 鋒，楊偉東，胡洪波，楊岸龍

(西安航天動力研究所 液體火箭發動機技術重點實驗室，陜西 西安 710100)

0 引言

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

1)推進劑本身及產物無毒，綠色環保，生產及使用成本低；

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

3)具備深度節流能力，可實現100∶1以上的推力變比；

4)可實現貯箱自增壓，無需渦輪泵或增壓氣瓶等增壓裝置，供應系統簡單；

5)可貯存溫度范圍寬，冰點<-70℃，有效貯存溫度范圍為-70～ 70℃；

6)應用范圍廣，一種推進劑和推進系統結構幾乎可滿足所有空間飛行器姿態及軌道控制的需要。

綜上所述，NOFBX推進劑兼具了傳統單組元和雙組元推進劑的雙重優點，同時具有固體推進劑將氧化劑與燃料復合進行預包裝的優點，是目前最具有應用前景的高能、綠色、無毒單組元推進劑之一。

作為最早提出NOFBX推進劑概念的國家，美國在該領域的研究工作[1-8]一直處于領先地位。2003年，Firestar公司的Mungas研究團隊對NOFBX推進劑的制備、理化性質及化學燃燒機理開展了大量基礎研究工作，技術成熟度達到1～2級。2004—2007年，該研究團隊進一步研究了NOFBX推進劑相關的特征性能參數及物性參數，包括理論比沖、燃氣溫度、熱點火極限、推進劑毒性、相平衡參數、臨界參數、蒸發潛熱以及混合物穩定性等，并研發了NOFBX推進劑的第一臺原理樣機，該樣機采用脈沖工作模式，推力為0.4 N，首次驗證了NOFBX發動機系統原理的可行性。2008—2011年，Firestar公司又相繼完成了9 N，22 N，110 N和445 N等不同推力NOFBX發動機原理樣機的研制和熱試，技術成熟度達到7～9級。其中，110 N發動機首次采用了基于金屬多孔材料的微通道再生冷卻技術，實現了30 s以上的穩定工作；445 N發動機同樣采用了微通道再生冷卻技術，燃燒室材料為鋁合金的輕質材料，尾噴管則采用輕質耐高溫的碳碳復合材料制成，通過一系列的高模試車，各項性能指標均達到設計要求，具備多次啟動能力，實測的真空比沖超過320 s，燃燒室的內、外壁面溫度分別低于500℃和200℃，充分驗證了微通道再生冷卻技術良好的冷卻性能。

德國航空航天中心(DLR)[9-13]針對NOFBX推進劑發動機技術開展的研究工作主要集中在該推進劑的點火、燃燒、回火及傳熱特性等基礎研究方面。值得一提的是，為了降低試驗過程的安全風險，DLR在試驗過程中未采用氧化劑與燃料復合為一體的NOFBX推進劑，而是將氧化劑N2O及燃料C2H4按相應比例分別供應并在推力室噴注之前進行混合后進入模型燃燒室進行點火燃燒。試驗得到了N2O/C2H4推進劑組合的特征速度和燃燒效率等參數，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還進行了燒結金屬多孔材料的壓降特性和防回火特性試驗，得到了發生回火的臨界Peclet數，并開展了NOFBX模型燃燒室熱載荷特性的試驗和數值仿真研究。

國內在氧化亞氮/燃料單元復合推進劑領域的研究起步較晚，開展相關研究工作的單位不多。2016年，朱成財[14]等人國內首次完成了千克級氧化亞氮/乙烯單元復合推進劑的生產制備和推進劑基礎理化性能測試，對國內外氧化亞氮基單元復合推進劑的配方體系、發動機設計、燃燒過程及安全性等方面的研究進展進行了綜述，并結合我國液體推進劑實際現狀，提出了開展氧化亞氮基單元復合推進劑的研究思路。李智鵬[15]等對氧化亞氮/乙烯單元復合推進劑在不同混合比、不同壓力條件下的層流火焰傳播速度進行了理論計算，并通過與試驗結果的對比驗證了計算方法的可靠性。

針對國內在氧化亞氮/乙烯單元復合推進劑燃燒特性和防回火技術研究方面的不足，本文開展了模型燃燒室條件下氧化亞氮/乙烯推進劑預混燃燒試驗研究，通過試驗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律，并驗證了燒結金屬多孔材料的防回火性能的有效性，為將來該推進劑發動機研制奠定了基礎。

1 試驗系統與試驗方法

1.1 試驗系統

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

圖1 試驗系統原理圖Fig.1 Simplified P&ID of the test setup

氧化劑和燃料供應路分別由減壓閥、電磁閥和孔板等組成。減壓閥用于調節氧化劑和燃料孔板前的壓力以實現推進劑流量和混合比的控制和調節，電磁閥的作用是控制氧化劑和燃料氧化劑和燃料供應的啟停，以實現對試驗時序的控制。氧化劑和燃料經過各自的孔板后進行混合，一起供入模型燃燒室進行點火燃燒。

試驗用模型燃燒室采用模塊化熱沉結構，由預混腔、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。為防止試驗過程中燃燒室發生回火，噴注器采用當量孔徑約為65 μm、厚度為5 mm的不銹鋼多孔材料。燃燒室圓柱段包括點火段和延長段，為盡量減小點火壓力峰，點火段與噴注器相鄰，延長段置于點火段下游，并可通過增減延長段實現燃燒室的特征長度的調節。此外，喉部為可拆換結構，通過更換喉部模塊可實現喉部直徑的調節。燃燒室采用火花塞進行點火，火花塞位于燃燒室點火段，火花塞點火能量為12 J，點火頻率為10 Hz。本試驗中，模型燃燒室共有三種不同結構狀態，各狀態的主要結構參數如表1所示。

表1 模型燃燒室主要設計參數Tab.1 Design parameters of the model combustor mm

1.2 試驗方法

N2O/C2H4推進劑預混燃燒特性試驗的步驟如下：

1)根據孔板I流量系數和所試驗工況氧化亞氮流量設置減壓閥I閥后壓力，并開啟減壓閥I；

2)根據孔板II流量系數和所試驗工況乙烯流量設置減壓閥II閥后壓力，并開啟減壓閥II；

3)開啟電磁閥I，開始供應氧化亞氮，同時火花塞通電并開始工作；

4)開啟電磁閥II，開始供應乙烯；

5)關閉火花塞；

6)關閉電磁閥II，停止供應乙烯；

7)關閉電磁閥I，停止供應氧化亞氮。

經流量標定得到了孔板I、孔板II兩個孔板的流量公式分別為：

(1)

(2)

試驗系統中共設氧化劑孔板前壓力、燃料孔板前壓力、預混腔壓力和燃燒室壓力等4個緩變壓力測點，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，燃燒室點火段和預混腔均設有動態壓力測點，分別用于監測燃燒室點火壓力峰和是否發生回火。動態壓力測量采用動態壓力傳感器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)

本試驗所有工況的推進劑總流量均保持在10.0 g/s左右，結構狀態1的各工況對應的燃燒室壓力約為0.7 MPa，結構狀態2,3的各工況對應的燃燒室壓力約為1.0 MPa。

2 試驗結果與分析

2.1 尾焰圖像分析

圖2給出了模型燃燒室結構狀態1條件下，N2O/C2H4推進劑不同混合比時的燃燒室尾焰圖像。可以看出，混合比K由10.6逐漸減小到6.35的過程中(N2O/C2H4推進劑的化學當量混合比為9.41)，燃燒室尾焰顏色先是由橙黃色變為檸檬黃色，并最終變為藍紫色。對于特定推進劑組合來說，其火焰溫度主要取決于燃燒溫度和燃燒產物。由理論計算可知，在上述混合比范圍內，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該是混合比的變化造成的燃氣組分的變化以及富燃混合比條件下高溫尾氣中CO和H2與空氣發生補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確實與空氣發生了補燃。

2.2 壓力曲線分析

圖3、圖4分別給出了典型工況(結構狀態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推進劑燃燒尾焰圖像Fig.2 Exhaust plume of N2O/C2H4propellants

從圖3可以看出，點火啟動過程平穩，未出現高幅值的點火壓力峰；穩定燃燒過程，室壓曲線光滑無波動，說明燃燒過程非常平穩。圖4中綠色及藍色曲線分別為燃燒室及預混腔的脈動壓力曲線。可以看出，燃燒室脈動壓力曲線中在4～4.5 s期間出現了4個幅值較為突出的壓力峰，相鄰兩個壓力峰之間的時間間隔為0.1 s，該時間段剛好對應火花塞工作時間，且0.1 s的時間間隔剛好對應火花塞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據產生的干擾，而且在所有工況脈動壓力數據中均存在相同現象。此外，燃燒室和預混腔內的脈動壓力均未出現高幅值的壓力振蕩，由此可以判斷出該工況下燃燒室整個點火及燃燒過程均未發生回火現象。此外，本文其他所有工況也未發生回火，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

對于液體火箭發動機燃燒室設計來說，燃燒室特征長度L*是一個重要的設計參數。L*定義為燃燒室容積與喉部面積的比值，是燃燒室內燃氣停留時間的一種表征。L*越大，代表燃氣停留時間越長，燃燒也就越充分，但同時也會造成燃燒室需要冷卻的面積和結構重量的增加[18-19]。對于不同的推進劑組合來說，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合推進劑這一新型推進劑來說，研究并掌握特征長度對燃燒效率的影響規律對今后的工程研制是非常必要的。

圖6給出了三種不同結構狀態(即不同燃燒室特征長度)下，N2O/C2H4推進劑預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，結構狀態1(L*=1.675 m)時的燃燒效率總體上略高于結構狀態2(L*=2.256 m)和結構狀態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遞增。這是因為，對于本試驗的模型燃燒室來說，燃燒室特征長度的增加會帶來兩個方面的影響：一方面，可以增加燃氣停留時間，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。通過上述結果可以認為，對于本試驗所采用特定噴注器結構的熱沉燃燒室來說，最佳的燃燒室特征長度應在1.675 m左右。此外，后續還需要進一步開展不同噴注器結構條件下，燃燒室特征長度對燃燒效率的影響規律，以最終確定適合N2O/C2H4推進劑的最佳噴注結構和燃燒室特征長度。

3 結論

本文通過N2O/C2H4推進劑預混燃燒特性試驗研究，得出以下結論：

1)當量孔徑為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，對本試驗特定噴注器結構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)后續將進一步開展N2O/C2H4單元復合推進劑的燃燒特性試驗以及不同當量孔徑、不同厚度不銹鋼多孔材料的防回火性能測試試驗，為NOFBX發動機原理樣機的研制奠定基礎。