RBCC組合動力用液體推進劑研究進展

王鏡淇，王成剛，陳雪嬌，馬利亞，蔣榕培

(北京航天試驗技術研究所 航天液體推進劑研究中心，北京 100074)

0 引言

火箭沖壓組合動力(rocket based combined cycles, RBCC)是指將火箭和吸氣式動力系統集成在一個推進系統，利用火箭射流和沖壓流道形成新的熱力循環方式，具備火箭引射、亞燃沖壓、超燃沖壓、超燃沖壓/火箭和純火箭多個工作模態，可實現在全空域、全速域內工作，在天地往返飛行器、導彈武器和高超飛行器等領域具有廣闊的應用前景[1]。RBCC總體分為大氣層內的吸氣式模態和大氣層外的火箭模態。不同模態對推進劑的要求不一致，總體而言，吸氣模態階段需要能夠與空氣燃燒且具有一定冷卻性能的碳氫燃料，火箭模態需要自帶氧化劑和燃料。

從20世紀90年代開始，西安航天動力研究所、北京動力機械研究所、國防科技大學、南京航空航天大學和西北工業大學等多家單位相繼開展了RBCC技術研究，采用不同推進劑方案，在熱防護設計、寬范圍燃燒等關鍵技術領域實現了多項技術突破[2]。一般來說，針對民用領域，RBCC組合動力燃料主要采用碳氫燃料或液氫，氧化劑采用液氧或過氧化氫(H2O2)。對于有長貯需求的特殊領域，RBCC組合動力在吸氣式模態階段燃料主要采用碳氫燃料，在火箭階段采用可常溫貯存的硝基氧化劑/肼類燃料或H2O2/碳氫燃料的組合。本文將重點討論面向長期貯存應用場景的RBCC用推進劑研究進展，分析目前存在的技術問題，為后續推進劑及發動機研制提供思路。

1 組合動力用推進劑進展

1.1 吸氣式模態用碳氫燃料

國外主要研究的RBCC發動機及所用的推進劑如表1所示，其中吸氣式模態用推進劑主要包括碳氫燃料和液氫。國內研究的RBCC發動機在吸氣式模態使用的大多為碳氫燃料[3]。液氫比沖較高，不會結焦，適用于高馬赫數條件下應用需求，但液氫屬于低溫推進劑，且密度較小，難以滿足長貯需求。碳氫燃料常溫可貯存，來源廣泛，是7Ma以下飛行器的理想推進劑選擇。具體包括吸熱型碳氫燃料、高密度燃料以及兼具有兩者性能的碳氫燃料。

表1 國外主要RBCC發動機型號及所用推進劑

1.1.1 吸熱型碳氫燃料

吸熱型碳氫燃料既能夠滿足吸氣式發動機的燃燒要求，也能滿足超音速和高超音速飛行時的冷卻要求。在吸熱型碳氫燃料的研制過程中，一方面盡量提升其熱穩定性溫度以避免熱氧化沉積；另一方面是關注燃料發生裂解反應時的吸熱能力，以滿足超音速和高超音速飛行器的冷卻需求[9]。

美國最初將傳統的碳氫燃料用于沖壓發動機，如JetA-1、JP-8，熱穩定性溫度約為163 ℃，僅能滿足飛行馬赫數2.2的協和式飛機的需求。隨著飛行速度的提升，對燃料的熱穩定性溫度要求也越來越高。為此，美國開始著眼于高熱穩定性碳氫燃料研究，最早研發的是熱穩定性溫度達到260 ℃的JP-6，應用于最大飛行馬赫數為3的XB-70。隨后又專為U-2高空偵察機研發了一種低冰點、熱穩定溫度約為219 ℃的燃料JP-TS[10]。后來美國又根據新型超音速飛行器SR-71(Ma=3)的性能特點專門研制了吸熱燃料JP-7，其熱穩定溫度高達288 ℃，750 ℃時熱沉可高達3.5 MJ/kg，性能優異，JP-7已經在高超音速飛行器樣機上進行了多次試驗，并制定了美國軍用標準MIL-DTL-38219D來規范其技術指標，是目前最為成熟的吸熱燃料。據報道JP-7主要組成為鏈烷烴和環烷烴，且必須嚴格控制芳香烴、含硫雜質和微量金屬元素含量，導致JP-7對原料和工藝的要求較為苛刻，成本很高，美國又開始致力于降低高熱穩定性燃料的成本，采取向成本相對低廉的JP-8中加入復合添加劑的方式，將其熱穩定性溫度從163 ℃提升至218 ℃，大幅提升了其熱穩定性。隨著煤基燃料的發展，美國開發了一種以環烷烴為主要成分的燃料JP-900，其單環烷烴和雙環烷烴總含量在95以上，密度明顯高于JP-8，達0.87 g/cm3(15 ℃)，熱穩定溫度高達482 ℃。在單管加熱過程中 JP-900、JP-8和JP-8+100的沉積量對比見圖1，JP-900的沉積量遠遠低于JP-8和JP-8+100，抗氧化沉積性能明顯優于JP-8和JP-8+100。JP-900被認為是目前熱穩定溫度最高的燃料，據報道其吸熱能力可達JP-8的5倍以上，能滿足6Ma的飛行器熱平衡[11]。

圖1 JP-900、JP-8和JP-8+100在流動加熱管中生成的沉積物總量對比

國內在碳氫燃料開發方面，天津大學研制了一種性能與JP-7較為接近的吸熱燃料，并在此基礎上進行了EHF系列燃料的研發，目前已經在超燃沖壓發動機試驗臺上進行了多次試驗[12]。浙江大學以航空噴氣燃料為主要原料，制備了代號為NNJ-150、FRA-150、ZH-100的吸熱燃料，3種燃料的基本性質與美國JP-8燃料較為接近，700 ℃時NNJ-150熱沉為3.1 MJ/kg，FRA-150總熱沉接近3.0 MJ/kg[13]。2020年，北京航天試驗技術研究所研制出了國內首個符合JP-7燃料標準MIL-DTL-38219D的煤基燃料CNF-1，其理化性能與JP-7相當，能夠通過JFTOT 355 ℃、300 min考核以及出口油溫750 ℃時的1 800 s熱穩定工作考核，750 ℃熱沉達3.65 MJ/kg[14]。在碳氫燃料換熱特性研究方面，中國空氣動力研究與發展中心建立了超臨界狀態下碳氫燃料的換熱經驗公式，中國科學院高溫氣體動力學國家重點實驗室研究了碳氫燃料在超臨界狀態下流動及對流傳熱特性和碳氫燃料在主動冷卻試件中的對流傳熱特性，中國航天空氣動力技術研究院開展了平板換熱的實驗研究，西北工業大學開展了適用于RBCC發動機的超臨界碳氫燃料的流動與換熱特性研究，哈爾濱工業大學開展了超臨界無裂解燃料的流動及換熱特性數值模擬研究，為RBCC發動機熱防護系統設計提供重要數據支撐[15]。在碳氫燃料裂解機理研究方面，天津大學、中國科學院高溫氣體動力學國家重點實驗室、國防科技大學、四川大學等單位對碳氫燃料的高溫裂解反應機理及其簡化開展了廣泛的研究，對發動機的主動冷卻設計具有重要意義[15]。

國內外在吸熱燃料方面的研究已經相對成熟，熱穩定性溫度和吸熱能力與燃料組成間的構效關系已經較為明確，國外較為成熟的JP-7以及國內的類JP-7燃料已經在多種超燃沖壓發動機試驗臺上進行了試驗驗證，技術成熟度高。但這些吸熱燃料的密度仍停留在0.78 g/cm3左右，為了進一步提升飛行器的射程/航程，國內外又相繼開展了高密度吸熱碳氫燃料的研究。

1.1.2 高密度吸熱碳氫燃料

美國、俄羅斯、中國等國家合成了一系列高密度、高熱值碳氫化合物，主要有3大類：多環碳氫燃料、金剛烷類燃料和高張力籠狀碳氫燃料。但由于金剛烷類燃料和高張力籠狀碳氫燃料存在制備成本高，開環時劇烈放熱等缺點，會對飛行器結構造成嚴重危害，因此本文著重介紹多環碳氫燃料。

1.1.2.1 美國研究現狀

美國開發了以JP-10、RJ-4、RJ-5、RJ-7為代表的至少9種多環類高密度碳氫燃料。表2列出了美國開發的多環類高密度碳氫燃料，密度均在0.93 g/cm3以上、熱值超過39 MJ/L。其中，JP-10燃料是目前應用最為廣泛的高密度碳氫燃料，它是由單一組分的掛式四氫雙環戊二烯組成。相比于RJ-4，JP-10的體積熱值更高、冰點更低，原料來源更加廣泛，合成成本更低，已經在海基“戰斧”巡航導彈、空射“戰斧”巡航導彈、“捕鯨叉”反艦導彈和ALCM等巡航導彈上大量使用。

表2 美國開發的多環類高能量密度碳氫燃料

新型武器裝備性能的提升對碳氫燃料的密度提出了更高的需求，進而美國開展了密度大于1 g/cm3的碳氫燃料研究，相繼開發了RJ-5、環戊二烯三聚體、RJ-7等燃料。RJ-5的密度達1.08 g/cm3，熱值達44.9 MJ/L，是目前體積熱值最高的液態碳氫燃料。但燃料黏度極大，-40 ℃黏度為2 000 mm2/s。RJ-5燃料成本較高，通常需要復配低黏度燃料以降低成本和低溫黏度。針對不同作戰平臺對燃料性能的要求，美國以RJ-5為基體燃料復配出了RJ-5A、RJ-6、SI-80、JP-9等多個產品，但隨著黏度的下降，燃料能量也相應下降。同時由于RJ-5燃料分子結構太大，不易充分燃燒，燃燒效率低，與其復配制備的低黏度燃料，燃燒效率也不高。

美國開發的環戊二烯三聚體碳氫燃料密度為1.03 g/cm3、冰點低于-40 ℃、體積熱值為43.2 MJ/L，但-20 ℃時黏度達510 mm2/s，無法作為單一燃料使用。為了改善其低溫性能，美國以環戊二烯三聚體碳氫燃料為基礎，復配出RJ-7燃料，該燃料密度為1.01 g/cm3、冰點低于-40 ℃、體積熱值為42.1 MJ/L，能量密度有所下降但是其黏度仍較高，-40 ℃條件下黏度為435 mm2/s[16]。

美國采用向高密度燃料中添加高能納米顆粒的方式進行燃料性能的提升，主要包括納米硼、納米鋁、碳納米管等物質，能夠將熱值提升至50 MJ/L以上，但這類燃料的燃燒霧化特性與常規的液體碳氫燃料差異巨大，對發動機的燃燒結構設計和改進提出了很大的挑戰。

1.1.2.2 俄羅斯

俄羅斯在高密度碳氫燃料制備研究方面也取得了許多重要突破。研發的T-10燃料是俄羅斯導彈武器上應用最廣泛的高密度碳氫燃料，該燃料的理化性質、能量密度和美國的JP-10相當。

根據新聞報道，2016年俄羅斯國防部對外宣布，俄羅斯研制出了一種密度大于1 g/cm3的新型高密度碳氫燃料T-10M，可應用于“鋯石”高超聲速巡航導彈、戰術/戰略巡航導彈。該燃料可以在不改變發動機設計的條件下，將現役戰略巡航導彈X-55射程提高250～300 km。T-10M燃料技術被列為俄羅斯科學院年度重大應用性成果之一。T-10M的具體配方和制備工藝未見詳細報道。

1.1.2.3 國內研究現狀

我國從20世紀90年代起開展高密度碳氫燃料研制，開展了大量基礎研究工作。國內高密度燃料的研制方向主要包括多環碳氫燃料的分子設計、合成、制備研究以及高能量密度添加劑對碳氫燃料的改性研究。

天津大學、北京航天試驗技術研究所相繼合成了與美國JP-10性能一致的高密度多環碳氫燃料。天津大學隨后又開發了高能量密度碳氫燃料HD-03，該燃料密度為1.03 g/cm3，體積熱值為42.2 MJ/L，與JP-10相比能量密度有所提升，但是其黏度也較大，-40 ℃時黏度達277 mm2/s[17]。通過向HD-03系列燃料中復配60的碳納米管高能添加劑，進一步提升其密度至1.33 g/cm3、提升體積熱值至69.8 MJ/L[18]。

綜上所述，美俄開發了一系列高密度燃料，并在多種型號武器上完成了試射，技術相對較為成熟。國內研究者也緊隨其后，完成了JP-10、T-10、RJ-5等燃料的合成和制備技術攻關。為了進一步提升高密度燃料的熱值，采用了向燃料中加入高能納米顆粒的方式，雖然將熱值提升至了50 MJ/L以上，作用效果顯著，但是同時會面臨燃料低溫黏度大幅增加、在管路中流態變化、燃燒霧化困難等諸多潛在的問題，在不改變現有發動機燃燒結構情況下很難應用，導致該方面研究目前仍停留在實驗室研制階段。此外，由于高密度碳氫燃料多為環狀結構，其碳氫比較高，導致吸熱性能和結焦性能普遍比吸熱型碳氫燃料差。近年來為了改善高密度燃料的吸熱能力并降低裂解結焦，國內外學者相繼研究了催化裂解、引發裂解等熱沉提升方法以及涂層抑制法、添加劑抑制法等結焦抑制方法[19-22]。據報道，催化裂解可以將碳氫燃料的熱沉最高提升至4.5 MJ/kg以上；引發裂解可將燃料裂解速度提升2～7倍、裂解起始溫度降低100 ℃；結焦抑制方法可將碳氫燃料的結焦速率降低30以上。但這些方法目前仍在實驗室研究階段，尚未見工程應用報道。

在新型高密度燃料研制方面，目前仍面臨著高密度與低溫高黏度、高溫低結焦性、高吸熱能力等性能難以匹配的難題。對于結焦嚴重和吸熱性能差的高密度燃料，一方面需要繼續優化其綜合性能，另一方面需在使用時考慮對發動機的熱防護能力和結構設計進行改進[23]，以避免高溫和結焦對發動機部件造成損害。

1.2 火箭模態用推進劑

目前火箭模態用推進劑主要采用四氧化二氮(N2O4)和肼類推進劑，N2O4常溫可貯存，能量特性較好，加入少量一氧化氮制備成綠色四氧化二氮后不僅可解決應力腐蝕問題還可以降低N2O4的冰點，改善其使用性能[24]。N2O4可以用作運載火箭、戰略導彈和輔助發動機的氧化劑，如美國的“大力神II號”、“大力神III號”和“德爾塔Ⅱ”運載火箭；俄羅斯(蘇聯)的彈道導彈、“質子號”運載火箭和中國的長征二號運載火箭均使用了N2O4[25]。現階段基于可長期貯存需求，氧化劑優選N2O4。隨著環保理念的深入，研制與傳統肼類燃料能量特性相當的綠色燃料成為液體推進劑發展的主要方向之一。

H2O2/碳氫燃料是無毒無污染的全綠色推進劑組合，且具有近百年的發展歷史，但是其比沖性能和貯存性能不如N2O4/肼類燃料，在20世紀六七十年代H2O2/燃料雙組元發動機逐漸被硝基氧化劑/肼類雙組元發動機取代。現在，隨著未來全綠色推進系統需求的提出，H2O2又重新受到重視。

1.2.1 N2O4/綠色自燃燃料

綠色自燃燃料的研制首先要滿足低毒的標準，同時為了保證發動機能夠平穩啟動，一般情況下燃料與氧化劑的著火延遲期(ignition delay, ID)需要小于15 ms，此外，理想的綠色推進劑還應在比沖、熱穩定性和液態溫度范圍等性能方面有著與傳統肼類燃料相當或更優的水平。目前疊氮胺類、高張力環類和離子液體由于其低毒性和能量優勢，受到廣泛關注。這些新型燃料分子與N2O4的自燃機理在文獻中鮮有披露，但可以參考肼類的反應機理，宏觀描述為N2O4快速分解為二氧化氮(NO2)，NO2進攻這些分子中還原態最高的位點，如疊氮胺中的氨基，高張力環結構中暴露出的碳原子，氮雜環中的孤對電子等，引發自由基反應，導致極性鍵斷裂產生自由基，進一步引發鏈式反應，分子徹底斷裂釋放能量，熱量累積到物質的著火點，并最終自燃。本節對近年來發現的可與N2O4快速自燃的綠色液體燃料進行了梳理和總結。

1.2.1.1 疊氮胺類化合物

疊氮胺類化合物是指含有疊氮基團(-N3)的胺類化合物。疊氮胺基團因具有能量高、密度高、燃速高、毒性低和燃燒產物清潔等特點，受到了廣泛的關注[26]。疊氮胺類物質包括2—疊氮—N—甲基乙胺(MMAZ)、N,N—二甲基疊氮乙基胺(DMAZ)、3疊氮乙基胺(TAEA)、2—疊氮—N—環丙基乙胺(CPAZ)等。疊氮胺體系的密度均高于MMH，密度比沖比MMH高出4～12，因此被看做是肼類推進劑的優選替代品[27-29]，但目前存在著火延遲期偏長的缺點。以DMAZ為例，其與N2O4的點滴ID為68 ms[30]，而肼類推進劑與N2O4的ID僅為3～5 ms。為了縮短著火延遲期，人們將DMAZ與N,N,N,N—四甲基乙二胺(TMEDA)混配，使其與紅煙硝酸反應的ID從26 ms降低至10 ms以內[31]。同樣，研究人員發現在氧化劑中加入無機硝酸鹽可以加速自燃反應，例如向紅煙硝酸中加入0.5 wtLiNO3后，與DMAZ的ID縮短至22 ms；向白煙硝酸中混入0.5 wtLiNO3后，其ID縮短至8 ms[32]。研究人員推測無機硝酸鹽可以向自燃反應提供額外的氧，促進了DMAZ的硝化反應(這一步被認為是DMAZ自燃的關鍵步驟)。這兩種增強DMAZ反應活性的方式可以為縮短DMAZ與N2O4的著火延遲期提供研究思路。

在美國，疊氮胺由3M、Ultramat和Mach I等公司研制生產，并在2005年被列為新型導彈燃料且僅在美國銷售。在我國，北京理工大學、黎明化工研究院、浙江大學、西安航天動力試驗技術研究所和北京航天試驗技術研究所也均掌握DMAZ的合成技術，但因為合成過程中不可避免地使用高毒、易爆的疊氮鹽，故而在生產、貯存、使用過程中存在一定安全風險，限制了疊氮胺類化合物做為自燃液體燃料。

1.2.1.2 碳氫化合物和張力環結構

碳氫化合物尤其是天然的碳氫燃料本身缺少高活性的反應基團，大部分不具有與硝基氧化劑自燃的活性，因此研究人員通過引入高張力環結構來增加碳氫的反應活性和能量密度。這類立方體或四面體結構含有很大的張力能，斷鍵時可以放出巨大的能量。如圖2(a)所示的四環庚烷，多張力環結構使它的張力能達到392.9 kJ/mol，體積熱值高達43.55 MJ/L，具有較高的反應活性[33]。四環庚烷(QC)與N2O4的ID為29 ms；在加入質量分數為0.25納米固體顆粒(含硼、碳、鋁等金屬元素)后，ID可以縮短至18 ms[34]。但是目前QC的制備價格昂貴、貯存過程不穩定，尚未實現工程應用。美國空軍實驗室的一篇專利記錄了多種含有環丙基/環丁基及炔基的化合物，如圖2(b)所示，可以與N2O4發生自燃[35]。鄭州大學在2021年研究發現，向炔基化合物中引入銀離子構建炔基-銀簇的3D金屬有機框架(MOFs)結構[見圖2(c)]，可以提高與硝酸的反應速率，最短ID為26 ms，比沖最高可達263.1 s，這項工作為研究MOF結構與自燃活性的關系提供了新的思路[36]，也為研究與N2O4的自燃燃料提供了新方向。

實現碳氫燃料自燃的另一種研究思路是尋找高活性物質與基礎碳氫燃料混配。湖北航天化學技術研究所在2019年公布的專利中描述了3種吖嗪類物質[見圖2(d)]，其與火箭煤油的混合比為2∶8～4∶6之間時可以與N2O4自燃，密度比沖可以高于肼類燃料[37]。北京航天試驗技術研究所設計了一種含氮雜環分子DABH，見圖2(e)。它與N2O4的ID小于5 ms，理論比沖與UDMH相當且毒性屬于低毒，具有工程應用潛力[38-39]。

圖2 與N2O4自燃的碳氫化合物和張力環結構

1.2.1.3 離子液體

離子液體(IL)也是近年來綠色燃料的熱門研究方向。IL是由有機陽離子和有機或無機陰離子構成的有機鹽類化合物，自燃型離子液體(HIL)可以與氧化劑接觸發生自燃。研究表明陰離子對離子液體的自燃誘導期起決定性作用，陽離子則會對它的著火延遲期產生重要影響[40]。例如以二氰胺、硝酸根和疊氮基為陰離子的HIL通常可以與N2O4自燃，而組合不同的陽離子則會導致不同的反應時間[40]。目前比較前沿的自燃離子液體研究是將著火延遲期ID控制在5 ms以內，表3列出了文獻中發表的可以與N2O4快速自燃的結構[41-42]。

表3 能夠與N2O4快速自燃的離子液體結構

盡管表3中這些結構實現了ID≤5 ms的目標，但是普遍存在黏度大、不易霧化等問題。為了尋求到“完美”的離子液體，研究人員嘗試通過添加富氧添加劑、引入金屬離子或張力環結構、利用離子間相互作用及協同機制混合不同的離子液體等方式，以期能夠修飾離子液體結構來改善性能，實現工程應用。

1.2.2 H2O2/碳氫燃料

H2O2作為一種重要的綠色推進劑，它既是一種氧化劑，也是一種還原劑，具有低毒、高密度和低飽和蒸汽壓、產物清潔等特點。它在火箭領域用途主要包括：用于單組元催化分解發動機；用作貯箱推進劑增壓氣體或驅動渦輪的工質；與煤油或酒精組合為雙組元推進劑[43]。早在二戰期間，德國首先將H2O2用于潛艇推進和V2火箭燃氣發生器[44]。二戰后，受德國H2O2推進劑技術的影響，世界各國相繼開展了H2O2推進技術的研究和應用。直至20世紀70年代，性能更高的肼系列推進劑逐漸取代了H2O2推進劑，造成后續10年間H2O2推進技術幾乎處于停滯狀態。

由于近年來對推進系統無毒化的重視，H2O2能夠在添加劑的作用下與某些無毒燃料(醇類、煤油、疊氮胺等)自燃的特性，推動了雙組元H2O2推進劑的再次發展。2002年，美國的ISTAR計劃采用H2O2組合動力方案[44]；2005年，諾斯羅普·格魯門公司研制的H2O2動力技術實現了發動機真空推力15 t，并完成累計69次試車驗證，技術方案被美國導彈防御局采納[45]；2009年美國的三組合循環發動機采用H2O2組合動力方案進行了集成與整車性能評估[46]。

我國從20世紀50年代開始進行H2O2催化分解點火技術的研究工作。20世紀50年代末，DF-1和DF-2導彈采用高錳酸鉀催化H2O2分解驅動渦輪；21世紀初，西安航天動力研究所完成了單組元推力室和37 kN H2O2/煤油雙組元推力室試驗；上海空間推進研究所設計的200 N H2O2單組元催化分解發動機完成了對90的H2O2和催化劑的性能考核；2001年，西安航天動力研究所成功進行H2O2/乙醇200 N姿軌控發動機點火試驗，隨后在2003年開展了衛星上用H2O2/碳氫燃料雙組元推力室研究并采用H2O2氣膜冷卻，驗證了其具有密度比沖優勢；2009-2016年西安航天動力研究所開展了更大規模的發動機研究，并最終研制了35 kN可應用上面級的H2O2/碳氫燃料推力室[47]。針對H2O2貯存過程中易被環境因素催化分解的問題，國內開展了H2O2賦形技術研究，以期通過H2O2凝膠化提高其貯存穩定性和安全性，進而拓展H2O2推進劑的應用領域[48]。目前我國在H2O2應用方面的研究橫跨空天組合動力、固液混合動力和可重復使用液—液火箭動力等多個領域[48]。

H2O2雙組元發動機研制的關鍵技術之一是推力室點火。H2O2與碳氫燃料的組合本身是非自燃推進劑，因此實現低著火延遲期自燃成為一大難題。目前H2O2雙組元推進劑的點火方式可以分為催化分解點火、自燃點火和其他點火。

1.2.2.1 催化分解點火

催化分解點火是指H2O2首先由催化床催化分解為高溫燃氣，再進入推力室與燃料相遇燃燒。這種點火方式實際上是單組元催化分解發動機與補燃推力室的結合，是目前H2O2雙組元發動機中應用最廣泛的方式，催化劑又分為催化床催化和銀網催化。國外使用催化分解方式的H2O2/煤油發動機的型號如表4所示。

表4 H2O2/煤油發動機

這類催化床難以長時間承受分解過程的高溫和高床載，顆粒狀催化劑會逐漸破碎，銀網會燒結，分解效率下降，同時催化床過熱也引發熱反侵，威脅到發動機的使用安全性能。這類發動機的工作時間只有幾分鐘，因此需要尋找新的高濃度催化劑和載體以滿足長壽命、高效率和高床載的要求。針對這些問題，大連化物所研發了整體式催化劑床技術，使工作載荷突破了40 g/(cm2·s)，比普通顆粒床提高了1個數量級，是常規網基催化劑的1.5倍[48]。同時大連化物所還通過復合金屬合金化和界面特征再設計，實現了催化床耐高溫與高活性的兼容，在單組元熱試車考核中累計工作時間大于600 s，燃氣耐受溫度高達976 ℃[48]。

1.2.2.2 自燃點火

自燃點火是指在溶有添加劑(催化劑)煤油或酒精等燃料與H2O2相遇后實現自燃。在燃料中加入的添加劑一般為錳酸鹽類。這類添加劑需要與燃料具有非常好的相溶性，且可以穩定共存，在長期存放中不會發生沉淀或析出顆粒或分層，以免造成噴注口堵塞或燃燒性能不穩定。

在這種點火方式中，催化劑的種類和制備方式屬于核心的關鍵技術，在公開資料中未見報道，經常僅以代號形式出現。美國海軍空戰中心設計了一種名為Block 0的混合燃料，含有甲醇和催化劑。噴注器試驗表明其ID為17 ms[49]。后續又以丁醇為基礎開發了性能更高的Block 1燃料。普渡大學在美國海軍空戰中心的專利基礎上研究發現1—丁醇與H2O2組合的比沖和密度比沖是醇類燃料中最高的。將一種代號為SSR的化合物與甲醇及錳基催化劑混合在一起，可提高比沖和降低點火延遲期[50]。俄羅斯曾在20世紀90年代開展了類似的工作。莫斯科航空學院進行了93～94H2O2與含有添加劑的煤油的點火試驗，測得ID為17～24 ms[50]。圣彼得堡“應用化學”研究中心研制了一種能與H2O2自燃的、低毒的тг-07A混合燃料，與濃度大于90的H2O2的ID約為15 ms[50]。以色列的研究人員為了解決“固液難溶”的問題，利用少量膠凝劑在燃料溶液中形成三維交聯的空間網絡結構，然后將難溶的催化劑穩定分散在結構空隙中。他們構建的膠凝碳氫燃料+硼氫化鈉(NaBH4)與H2O2自燃的著火延遲期為20～30 ms(見圖3)，并通過了試車考核，制定了“PowerGel”應用計劃[51]。凝膠化可以降低均相催化劑的研制難度，為實現自燃點火提供了新的研究思路。

圖3 凝膠碳氫燃料+6 wtNaBH4與H2O2在噴注試驗中的自燃現象

我國對于這類均相催化技術也進行了一定研究。北京航天試驗技術研究所研制了代號為ZR-8的自燃燃料，通過高效分散技術將金屬催化劑溶解在碳氫燃料中。目前完成了200 N等發動機試車驗證，與H2O2的ID為8～10 ms，發動機工作正常。目前燃料已穩定存放15年，未出現分層等異常現象。

1.2.2.3 其他點火

和其他非自燃推進劑發動機一樣，H2O2發動機也可以采用電點火、火炬或化學點火等方式。為了驗證點火可靠性，洛克達因公司試驗了H2O2/煤油火炬點火器，通過41次系列點火試驗，包括大范圍改變催化床負載、混合比、流量工況，試驗累計350 s，證實了點火的可靠性[50]。對于大型發動機來說，采用火藥點火也是一種簡單易行的方式，只要同時裝置幾個點火器，就可實現在高空多次啟動工作，滿足軌道機動的要求，但這就對發動機設計提出了新的要求。

2 問題與措施

綜合前文所述，現階段有很多可以滿足RBCC系統長貯需求的推進劑應用方案，但每種方案都還有待解決的關鍵問題。

2.1 吸氣式模態需發展兼顧高密度和高吸熱能力的碳氫燃料

在RBCC用碳氫燃料的選擇方面，對于飛行馬赫數高、工作時間長的沖壓發動機，建議采用高熱沉的吸熱型碳氫燃料，其優異的吸熱能力為飛行器的安全工作提供了保障。對于工作時間短、重復使用需求小的飛行器，建議采用合成的高密度碳氫燃料，但在使用時要尤其關注工作溫度區間內燃料的高溫結焦、低溫流動霧化困難等工程問題。

目前已有的燃料無法兼顧“高密度”和“高吸熱能力”，尚且無法同時滿足高馬赫數、長時熱穩定工作、重復使用等使用需求。面向未來更高馬赫數、更遠射程的RBCC發展需求，需進一步深入研究碳氫燃料的構效關系，在密度、熱沉、熱安定性等多種性能間尋求平衡，研究新型的多環碳氫燃料結構，并開發新一代高性能添加劑，在提升吸熱性能的同時降低燃料的積碳，開發兼具高密度、高熱安定性、高熱沉等多種優點的新型碳氫燃料，并提升熱防護技術和發動機結構設計，發揮碳氫燃料的最大效能，助推RBCC技術的創新發展與性能提升。

2.2 火箭模態需發展與N2O4組合的綠色自燃燃料，實現推進劑部分無毒化

選擇N2O4作為火箭模態的氧化劑時，綠色自燃燃料發展趨勢主要歸納為兩個方向：①通過分子結構優化，向潛在燃料化合物中引入高活性結構，實現燃料的能量、活性、毒性及穩定性的優化平衡，從而縮短著火延遲期并賦予化合物更好的能量特性；②對燃料進行復配設計，將具有不同特性的化合物組合起來，實現不同組分之間優勢的融合。為了加快研發進程，研發人員需要從分子設計角度出發，研究結構與能量性能之間的構效規律以及燃料與氧化劑之間的自燃機理，提升化學精準合成技術，發展能夠與N2O4自燃且能量比沖與肼類燃料相當的新型綠色燃料分子。

同時，目前篩選出的新型自燃燃料會在與四氧化二氮的燃燒中生成大量積碳，存在堵塞發動機的風險。為解決積碳問題，需要進一步開展自燃過程的化學反應動力學研究，分析積碳生成過程的化學反應路徑，著重開發燃燒結焦抑制技術，提升燃料的燃燒清潔度，提高新型燃料分子的工程適用性。

2.3 使用H2O2需重點解決安全性和長期貯存穩定性問題，實現推進劑全面無毒化

使用H2O2/碳氫燃料組合，一方面H2O2可作為單組元推進劑工作以驅動渦輪，另一方面H2O2/碳氫燃料可用于火箭模態，可減少RBCC系統推進劑種類，簡化動力系統儲箱布置。但H2O2需要重點關注安全應用和長期貯存穩定問題。針對H2O2催化分解存在的熱反侵問題，應深入開展H2O2再生冷卻設計和熱防護工程研究，制定成熟的工程應用方案。針對H2O2易發生分解問題，研究驗證H2O2穩定劑或H2O2凝膠化對其貯存性能的影響。同時開展材料鈍化技術研究以及配套貯存設備的優化設計，從系統層面進一步避免H2O2發生不可控分解，提升其貯存穩定性。國內需要繼續開展H2O2安全應用技術研究，結合實際操作和使用工況，對H2O2從生產、儲運、使用和后處理等進行全流程安全性評估和保障技術研究，為H2O2實現安全可靠應用提供支撐。

3 結語

本文主要探討了近年來組合動力吸氣式模態用燃料和火箭模態用推進劑的研究進展，主要包括吸熱型碳氫燃料、高密度吸熱碳氫燃料、N2O4/綠色自燃燃料和H2O2/碳氫燃料，從性能、使用情況等方面評價了各類常溫推進劑的優缺點和應用前景，概述現階段RBCC系統推進劑的潛在方案及需要解決的關鍵技術，提出了進一步的研究思路和攻關建議。

總的來說，針對RBCC動力系統提出的可長期貯存、免維護等要求，現有推進劑方案還需要在性能提升、工程適用性、系統匹配性等方面繼續開展關鍵技術攻關。因此，總體設計單位應聯合發動機設計單位、液體推進劑研究單位集智攻關，開展上述方案的可行性驗證工作，為后續RBCC組合動力性能提升、結構簡化及升級換代提供重要的研究基礎。