氧化亞氮雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)熱力性能計(jì)算分析

王 棟，梁國(guó)柱

（北京航空航天大學(xué) 宇航學(xué)院，北京100191）

0 引言

液體推進(jìn)劑是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的能源和工質(zhì)，其性能優(yōu)劣直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)及火箭的性能。自1900年正式開(kāi)始液體火箭研究至今，液體推進(jìn)劑的種類(lèi)得到了極大的豐富，既有肼、過(guò)氧化氫等單組元推進(jìn)劑、可貯存的硝基氧化劑與肼類(lèi)燃料雙組元推進(jìn)劑，又有高能低溫的液氧/液氫雙組元推進(jìn)劑。但是，目前所使用的液體推進(jìn)劑普遍具有劇毒、強(qiáng)腐蝕、污染環(huán)境、低溫等缺點(diǎn)。

隨著載人航天技術(shù)的不斷發(fā)展，更為嚴(yán)格的環(huán)保要求以及國(guó)際商業(yè)火箭市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)的加劇，尋找廉價(jià)無(wú)毒、無(wú)污染以及高能的推進(jìn)劑，已成為各航天領(lǐng)域追求的目標(biāo)。我國(guó)21世紀(jì)航天發(fā)展戰(zhàn)略是開(kāi)發(fā)新一代無(wú)毒、無(wú)污染、高性能和低成本的運(yùn)載火箭，以增強(qiáng)參與國(guó)際競(jìng)爭(zhēng)的能力[1]。因此，開(kāi)發(fā)無(wú)毒、無(wú)污染以及對(duì)環(huán)境友好的綠色液體推進(jìn)劑是今后液體推進(jìn)劑發(fā)展的主要方向。

以往研制的無(wú)毒常溫氧化劑大多選擇過(guò)氧化氫，但過(guò)氧化氫化學(xué)穩(wěn)定性較差，遇熱或雜質(zhì)易于分解，貯存及使用過(guò)程中都存在一定的安全隱患。而氧化亞氮（N2O）不僅彌補(bǔ)了過(guò)氧化氫的不足，還具有諸多本身特有的優(yōu)勢(shì)：1)無(wú)毒。僅作為吸入麻醉劑；2)安全；3)材料相容性比較好，對(duì)材料沒(méi)有特殊要求；4)成本低、易制??；5)可自身增壓；6)貯存密度比較高；7)可以在空間長(zhǎng)期貯存。氧化亞氮無(wú)論是在軍用導(dǎo)彈還是在民用小型衛(wèi)星上都有用武之地，有助于軌姿控推進(jìn)系統(tǒng)的無(wú)毒化，在國(guó)防及航天領(lǐng)域內(nèi)是極具發(fā)展前途的一種推進(jìn)劑。目前，國(guó)外眾多研究機(jī)構(gòu)在氧化亞氮無(wú)毒推進(jìn)劑方面已進(jìn)行了很深入地研究，包括氧化亞氮催化分解單組元發(fā)動(dòng)機(jī)性能研究、氧化亞氮/丙烷（美國(guó)）、氧化亞氮/乙醇（日本）雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)的性能實(shí)驗(yàn)等[2－8]，而我國(guó)在這方面的研究則剛剛起步，尤其是關(guān)于氧化亞氮雙組元發(fā)動(dòng)的機(jī)性能研究[9-10]。

在燃料方面，醇類(lèi)和烴類(lèi)等新型燃料因其密度、比沖、可貯存性及無(wú)毒特性而日益受到青睞，如乙醇、丙烷等[11]。正是在這種新型推進(jìn)劑研究應(yīng)用背景下，本文對(duì)氧化亞氮分別與氫氣（H2），甲醇（CH3OH），乙醇（C2H5OH），甲烷（CH4），乙烷（C2H6），乙烯（C2H4），乙炔（C2H2），丙烷（C3H8）及丙烯（C3H6）共9種綠色燃料組成的雙組元液體發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行燃燒熱力計(jì)算以及發(fā)動(dòng)機(jī)性能比較，為以后新型發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑的選擇和設(shè)計(jì)提供參考。

1 組元物性

N2O化學(xué)性質(zhì)穩(wěn)定，常溫下可壓縮液化以氣液兩相形式共存，是一種高密度氧化劑。具有很高的蒸氣壓是N2O受青睞的重要原因之一，20℃時(shí)飽和蒸氣壓高達(dá)5.14 MPa，一般高于燃燒室壓強(qiáng)，這不僅免去了自身的擠壓系統(tǒng)，還可利用其高的蒸氣壓對(duì)其它推進(jìn)劑進(jìn)行增壓。表1列出了N2O在不同溫度下的蒸氣壓和密度[12]，MT為融點(diǎn)，CT為臨界溫度，CP為臨界壓強(qiáng)。

表1 N2O在不同溫度下的密度和飽和蒸氣壓Tab.1 N2O saturation pressure and densityat defferent temperature

圖1推進(jìn)劑空間貯存液態(tài)溫度范圍Fig.1 Liquid temperature range for space storage

圖1 列出了氧化亞氮與9種燃料的液態(tài)溫度范圍，可看出除了氫氣和甲烷外，其它推進(jìn)劑均有較好的地面和空間液態(tài)貯存溫度范圍，尤其是乙烷、丙烷和丙烯，這將在實(shí)際應(yīng)用中簡(jiǎn)化甚至省去了推進(jìn)劑保溫和加溫裝置，減小系統(tǒng)干重，提高有效載荷。

表2為9種燃料的標(biāo)準(zhǔn)生成焓、燃燒高熱值以及爆炸極限。表中除了氫氣以外均易制取且價(jià)格低廉。輕烴類(lèi)燃料中丙烷和丙烯有很高的燃燒熱值。在燃燒安全上，氫氣和丙炔爆炸極限范圍很寬，而其它燃料爆炸范圍很窄，尤其是丙烷、丙烯。在毒性上，氫氣、甲烷、乙烷、丙烷均無(wú)毒，僅為單純窒息性氣體，而甲醇、乙醇、乙烯、乙炔和丙烯均有一定毒性，但毒性較低。

表2 燃料熱力學(xué)性質(zhì)Tab.2 Fuel thermodynamic property

從以上對(duì)各燃料的物性分析比較可知：1)與氧化亞氮完全燃燒時(shí)形成水蒸氣、二氧化碳和氮?dú)?，無(wú)任何有毒燃燒產(chǎn)物；2)丙烷和丙烯無(wú)論從空間貯存、燃燒熱值還是從安全性上考慮，都是理想的廉價(jià)、環(huán)保、高能、低冰點(diǎn)、高臨界壓力、穩(wěn)定的綠色燃料。

2 熱力性能計(jì)算分析

2.1 計(jì)算模型

采用最小吉布斯自由能法分別對(duì)N2O/H2，N2O/CH3OH， N2O/C2H5OH， N2O/CH4， N2O/C2H6，N2O/C2H4，N2O/C2H2，N2O/C3H8及 N2O/C3H6共 9種推進(jìn)劑組合的雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)在不同的余氧系數(shù)α下進(jìn)行熱力計(jì)算分析。

熱力計(jì)算過(guò)程所做假設(shè)如下：燃燒室定壓絕熱；噴管內(nèi)流動(dòng)為等熵膨脹流動(dòng)，熱力輸運(yùn)方程為一維形式的連續(xù)方程、能量方程和動(dòng)量方程；氣體均為完全氣體且燃燒室處于化學(xué)平衡狀態(tài)。燃燒化學(xué)反應(yīng)計(jì)算過(guò)程中共考慮12種組分：C(gr)，CO，CO2，H，H2，H2O，N，NO，N2，O，OH 及O2，其中g(shù)r表示固體顆粒；計(jì)算中忽略因C顆粒速度滯后和溫度滯后等帶來(lái)的噴管性能損失。

2.2 熱力分析

計(jì)算了9種氧化亞氮推進(jìn)劑組合發(fā)動(dòng)機(jī)（燃燒室壓強(qiáng)與噴管出口壓強(qiáng)壓比：pc:pe＝70 atm:1 atm）在 α ＝0.1， 0.2， 0.3， 0.4， 0.5， 0.6， 0.7，0.8，0.9，1.0，1.11，1.25，1.43，1.67，2.0 時(shí)的燃燒室絕熱燃燒溫度、燃燒室與噴管出口的燃?xì)猱?dāng)量平均摩爾質(zhì)量與各燃燒組分摩爾百分比、噴管出口燃?xì)馄胶饬髋c凍結(jié)流溫度、發(fā)動(dòng)機(jī)平衡流與凍結(jié)流條件下的特征速度與比沖，以及在不同壓比pc:pe下的比沖，以全面分析各發(fā)動(dòng)機(jī)的性能特點(diǎn)。

9種推進(jìn)劑組合的熱力計(jì)算性能特點(diǎn)基本一致，在此不一一贅述，下面以具有很大應(yīng)用前景的N2O/C3H8發(fā)動(dòng)機(jī)熱力計(jì)算結(jié)果為例，分析各推進(jìn)劑組合的共同性能特點(diǎn)。

圖 2（a） 和圖 2（d） 表明，N2O/C3H8發(fā)動(dòng)機(jī)在燃?xì)馀蛎浿梁Ｆ矫鎵毫r(shí)，最高比沖對(duì)應(yīng)的最佳α對(duì)于平衡流約為0.9，而對(duì)于凍結(jié)流約為0.7，且平衡流最佳α隨著壓比的增加由0.8升至1.0。對(duì)應(yīng)于特征速度C*，平衡流和凍結(jié)流最大值的α比較接近，均約為0.7，這個(gè)最佳α值并不是最高燃燒溫度的對(duì)應(yīng)值0.9，因?yàn)樘卣魉俣炔粌H與溫度有關(guān)，還與燃?xì)猱?dāng)量摩爾質(zhì)量和比熱比有關(guān)。燃料燃燒的最高溫度時(shí)的α由于燃?xì)夥肿拥碾x解吸熱通常略低于化學(xué)當(dāng)量比即α＝1。

通過(guò)圖 2（b）和圖 2（c）的比較可以看出，α 顯著影響著各燃?xì)饨M分含量，且在管流動(dòng)過(guò)程中各燃?xì)饨M分將繼續(xù)反應(yīng)，使更多的焓轉(zhuǎn)化為動(dòng)能，使得在同樣的出口壓力下平衡流計(jì)算得到的比沖、特征速度以及噴管出口溫度高于凍結(jié)流計(jì)算結(jié)果，尤其是噴管出口溫度，如圖2（a）中所示。

圖2 N2O/C3H8發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力學(xué)計(jì)算結(jié)果Fig.2 Thermochemical calculation results of N2O/C3H8engine

此外，由于燃?xì)庵械姆肿与x解需要消耗相當(dāng)大的能量，這會(huì)造成燃燒溫度的降低，從而降低比沖，且離解程度隨燃燒室溫度的升高而增加，隨燃燒室室壓的增加而降低。從圖2（b）可以看出，當(dāng)α＞0.5時(shí)燃?xì)夥肿娱_(kāi)始離解，形成原子H，O，N以及自由基OH和NO；在 α＞0.7時(shí)燃?xì)庵虚_(kāi)始產(chǎn)生未反應(yīng)的O2，這些腐蝕性氣體會(huì)造成燃燒室和噴管壁面材料的氧化。隨著燃?xì)庠趪姽芘蛎涍^(guò)程中溫度的降低，離解組分又逐漸反應(yīng)形成分子，并釋放出熱量，如圖2（c）所示，噴管出口幾乎已不存在離解組分，且α＞1.0時(shí)開(kāi)始產(chǎn)生未反應(yīng)的O2，這也是圖2（a）中平衡流噴管出口溫度Te在α＝1達(dá)到最大的原因。

從圖2（b）和圖2（c）還可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)N2O/C3H8雙組元在極度富燃（α＜0.3～0.4） 時(shí)，燃?xì)饨M分中將含有固體C顆粒，且隨著 進(jìn)一步降低，含碳量顯著增加，如圖2（c） 中α從0.4降至0.1時(shí)，噴管出口的碳顆粒摩爾百分比從1%驟升至38%，這將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生積碳現(xiàn)象，給發(fā)動(dòng)機(jī)帶來(lái)一系列的負(fù)面影響。

2.3 性能分析

發(fā)動(dòng)機(jī)的主要性能參數(shù)包括噴氣速度、特征速度以及比沖等，下面比較分析各氧化亞氮推進(jìn)劑組合的熱力性能。

各推進(jìn)劑組合的絕熱燃燒溫度隨α變化規(guī)律基本一致（N2O/C2H2除外），溫度最高值均在3 138 K～3 523 K范圍內(nèi)，如圖3所示。從圖中可以看出N2O/C2H2與其它推進(jìn)劑組合相比具有最高的燃燒溫度，其最高燃燒溫度高達(dá)3 823 K（α＝0.6），且在較低的α下同樣具有很高的燃燒溫度，這是因?yàn)镃2H2相比其它燃料具有最高的標(biāo)準(zhǔn)生成焓（Hm,f＝226.73 kJ/mol）。發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑的燃燒溫度越高，可以用來(lái)轉(zhuǎn)換成燃?xì)鈩?dòng)能的熱能就越多，噴氣速度也就越大。

圖3 氧化亞氮雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)的絕熱燃燒溫度Fig.3 Adiabatic combustion temperature of nitrous oxide bipropellant engine

特征速度C*表征了推進(jìn)劑的能量特性，數(shù)值越大，可達(dá)到的噴氣速度也越大，其大小取決于燃燒產(chǎn)物的熱力學(xué)性質(zhì)，包括燃燒溫度、燃燒產(chǎn)物平均摩爾質(zhì)量以及比熱比。圖4列出了各氧化亞氮推進(jìn)劑組合在不同α下的平衡流特征速度。從圖中可以看出，N2O/H2與其它組合相比特征速度最高，盡管其燃燒溫度不是最高，但其燃燒產(chǎn)物的平均摩爾質(zhì)量很低，尤其在α較低時(shí)，從圖5中其特征速度在達(dá)到最高值時(shí)α＝0.2對(duì)應(yīng)的燃燒產(chǎn)物平均摩爾質(zhì)量?jī)H為9.06 g/mol。而N2O/C2H2由于在低α?xí)r具有很高的燃燒溫度，故特征速度也較高。對(duì)于碳?xì)淙剂?，在極度富燃情況下燃燒產(chǎn)物將含有固體碳顆粒。從圖5中可看出當(dāng)α低于0.4時(shí)燃燒室中開(kāi)始出現(xiàn)固碳且其含量會(huì)隨著α的繼續(xù)降低而急劇升高至16%～27%，同時(shí)影響著燃燒產(chǎn)物當(dāng)量平均摩爾質(zhì)量的變化趨勢(shì)，而且燃?xì)庠趪姽艿呐蛎浗禍剡^(guò)程中，固碳含量還會(huì)進(jìn)一步的增加，如圖2（b）和2（c）所示，噴管出口處可高達(dá)35%～40%，燃?xì)庵械墓滔嘣趯?shí)際流動(dòng)過(guò)程中發(fā)生的兩相流損失以及其它負(fù)面影響將降低發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。

圖4 氧化亞氮雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)的特征速度（平衡流）Fig.4 Equilibrium flow characteristic velocity of nitrous oxide bipropellant engine

圖5 氧化亞氮雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的平均摩爾質(zhì)量和含碳摩爾分?jǐn)?shù)Fig.5 Chamber average molar mass and carbon mole percent of nitrous oxide bipropellant engine

比沖Isp作為衡量發(fā)動(dòng)機(jī)性能的重要參數(shù)，在數(shù)值上等于等效噴氣速度，其大小反映了推進(jìn)劑能量的高低和發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程的完善程度，具體值取決于燃燒溫度、燃?xì)馄骄栙|(zhì)量、比熱比以及膨脹壓比pc:pe。圖6分別列出了各氧化亞氮推進(jìn)劑組合發(fā)動(dòng)機(jī)在平衡流和凍結(jié)流條件下的比沖隨α的變化曲線圖。N2O/H2由于很低的燃?xì)馄骄栙|(zhì)量以及N2O/C2H2有很高的燃燒溫度，故兩者的比沖均較高，尤其α<1時(shí)。而其它7種推進(jìn)劑組合的比沖變化趨勢(shì)相近，同等工況下由于噴管中平衡流比凍結(jié)流釋放出更多的焓值，故計(jì)算得出的比沖也較高，而實(shí)際中的發(fā)動(dòng)機(jī)比沖值介于兩者之間，這將給以后發(fā)動(dòng)機(jī)的性能評(píng)估預(yù)測(cè)提供有力參考。

圖6 氧化亞氮雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)比沖Fig.6 Specific impulse of nitrous oxide bipropellant engine

表3 氧化亞氮推進(jìn)劑組合的理論性能Tab.3 Calculated theoretical performance for nitrous oxide bipropellant

表3為9種氧化亞氮推進(jìn)劑組合近似對(duì)應(yīng)于最大Isp值的余氧系數(shù)工況下的理論性能計(jì)算結(jié)果。N2O/H2組合具有最高的比沖，N2O與醇類(lèi)燃料組合的比沖最低。具有極好空間物理特性的N2O/C3H8和N2O/C3H6組合平衡流比沖分別為2 639 m/s和2 656 m/s，比目前衛(wèi)星姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)常采用的N2O4/MMH（一甲基肼） 比沖并不低很多（同等工況下N2O4/MMH組合的平衡流比沖約為2 832 m/s），其優(yōu)良的物理化學(xué)特性足以彌補(bǔ)比沖上的差額，是新一代無(wú)毒、無(wú)污染、高性能和低成本綠色液體推進(jìn)劑選擇的重要參考。

3 結(jié)論

對(duì)綠色推進(jìn)劑N2O，H2，CH3OH，C2H5OH，CH4，C2H6，C2H4，C2H2，C3H8及 C3H6的熱力學(xué)性質(zhì)、使用安全等方面進(jìn)行了全面比較，進(jìn)而采用吉布斯最小自由能法對(duì)9種氧化亞氮雙組元推進(jìn)劑組合的熱力性能（包括不同α下的燃燒溫度、燃燒組分、比沖等）展開(kāi)全面的計(jì)算以及分析，總結(jié)如下：

1） N2O/H2由于其較低的燃?xì)馄骄栙|(zhì)量具有最高的比沖；C2H2具有很高的標(biāo)準(zhǔn)生成焓，其N(xiāo)2O/C2H2組合燃燒溫度可高達(dá)3 823 K，因此比沖也較高，但H2和C2H2都易燃易爆，且有很寬的爆炸極限，不易控制；

2） 碳?xì)淙剂显讦?0.4富燃工況下燃?xì)庵泻泄滔嗵碱w粒，且摩爾含量隨著α的降低而急劇升高，噴管出口處可高達(dá)35%～40%，這將給發(fā)動(dòng)機(jī)性能帶來(lái)一系列負(fù)面影響；

3） N2O/C3H8和N2O/C3H6組合擁有很好的空間應(yīng)用物性和較高的熱力性能，在壓比pc：pe=70 atm：1 atm工況下平衡流比沖分別為2 639 m/s和2 656 m/s，具有很好的應(yīng)用前景。

[1]李東,馬佳.為什么要發(fā)展新一代運(yùn)載火箭 [J].太空探索,2005,22(2):7-9.

[2]GIBBON D,PAUL M.Energetic green propulsion for small spacecraft,AIAA 2001-3247[R].USA:AIAA,2001.

[3]MAISONNEUVE Yves.Green propellants perspectives for future missions,AIAA 2008-5028[R].USA:AIAA,2008.

[4]ZAKIROV V A.Investigation into nitrous oxide propulsion option for small satellite applications [D].UK:Univ.of Surrey,2001.

[5]ZAKIROV V,RICHARDSON G,SWEETING M,et al.Surrey research update on N2O catalytic decomposition for space applications,AIAA2001-3922[R].USA:AIAA,2001.

[6]ILIAKOS N T,TYLL J S.Development and testing of a nitrous oxide/propane rocket engine,AIAA 2001-3258[R].USA:AIAA,2001.

[7]KOPICZ C F,Jr.,HERDY Roger.Nitrous oxide/propane rocket test results,AIAA 2000-3222[R].USA:AIAA,2000.

[8]ZAKIROV V,RICHARDSON G,SWEETING M,et al.Surrey research update on N2O catalytic decomposition for space applications,AIAA2001-3922[R].USA:AIAA,2001.

[9]賈月,張浩.氧化亞氮無(wú)毒推進(jìn)劑催化分解研究[J].火箭推進(jìn),2008,34(3):58-62.

[10]CAI G,SUN W,FANG J,et al.Initial results of BUAA nitrous oxide micro-thruster research[C]//Proceedings for the 58th International Astronautics Congress.Hyderabad,India:IAC,2007:5950-5956.

[11]賀芳,方濤.新型綠色液體推進(jìn)劑研究進(jìn)展[J].火炸藥學(xué)報(bào),2006,29(4):54-57.

[12]姚允斌,解濤.物理化學(xué)手冊(cè)[M].上海:上海科學(xué)技術(shù)出版社,1985.