HAN基無(wú)毒單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究

劉 川,趙 峰,劉 俊

(1.上?？臻g發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心,上海 201112; 2.上?？臻g推進(jìn)研究所,上海 201112; 3.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司,北京 100048)

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HAN基無(wú)毒單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究

劉 川1、2,趙 峰3,劉 俊1、2

(1.上?？臻g發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心,上海 201112; 2.上?？臻g推進(jìn)研究所,上海 201112; 3.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司,北京 100048)

對(duì)硝酸羥胺(HAN)基單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究。給出了發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)中噴注方式、催化床、支架、身部材料和控制閥等要點(diǎn)。介紹了發(fā)動(dòng)機(jī)研制中突破的關(guān)鍵技術(shù)：采用3孔噴注器對(duì)流量進(jìn)行均勻分配，提高發(fā)動(dòng)機(jī)溫起動(dòng)次數(shù)，縮短響應(yīng)時(shí)間；催化床分隔為前床和后床，分別使用不同直徑大小的催化劑，減小空腔，提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能；擋板和分隔板應(yīng)用耐高溫鉑銠合金材料，提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能和壽命。高空模擬熱試車(chē)表明：設(shè)計(jì)的HAN基1 N發(fā)動(dòng)機(jī)可實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)點(diǎn)火，并獲取了發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)和脈沖工作性能。發(fā)動(dòng)機(jī)研制已完成了模樣階段并轉(zhuǎn)入初樣階段，并被國(guó)內(nèi)快響小衛(wèi)星采用。

硝酸羥胺； 單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)； 噴注器； 催化床； 鉑銠合金； 高空熱試車(chē)； 溫起動(dòng)次數(shù); 空腔

0 引言

目前航天器單組元推進(jìn)系統(tǒng)主要采用肼類(lèi)推進(jìn)劑。肼類(lèi)推進(jìn)劑有很大的吸入致癌毒性，且易燃易爆，在產(chǎn)品生產(chǎn)、試驗(yàn)及使用過(guò)程中，不僅可對(duì)人員的生命和健康造成嚴(yán)重的危害，而且會(huì)對(duì)環(huán)境產(chǎn)生污染，同時(shí)還增加了生產(chǎn)、發(fā)射和使用維護(hù)的成本。近年來(lái)，隨著社會(huì)的不斷進(jìn)步和航天技術(shù)的不斷發(fā)展，對(duì)環(huán)境保護(hù)和人員健康的要求更為嚴(yán)格，發(fā)展無(wú)毒單組元推進(jìn)技術(shù)以代替肼類(lèi)單組元推進(jìn)技術(shù)勢(shì)在必行[1-3]。HAN基推進(jìn)劑主要由HAN、相容的燃料、添加劑和適量的水組成[4]。HAN基推進(jìn)劑無(wú)毒無(wú)污染，飽和蒸汽壓高，冰點(diǎn)低，在常壓常溫下不敏感，存貯安全，無(wú)著火與爆炸危險(xiǎn)，與無(wú)水肼相比，可顯著減少運(yùn)輸和貯存的安全性管理要求，簡(jiǎn)化操作，降低發(fā)射和使用維護(hù)成本，且HAN基推進(jìn)劑有更高的比沖和密度比沖，這有助于減少推進(jìn)劑與貯箱重量，進(jìn)而減少推進(jìn)系統(tǒng)所占體積，延長(zhǎng)航天器的使用壽命。

美國(guó)從20世紀(jì)90年代開(kāi)始HAN基推進(jìn)劑的研究。2012年8月，NASA 啟動(dòng)了綠色推進(jìn)劑飛行演示任務(wù)(GPIM)[5-9]。NASA為該項(xiàng)目提供4 500萬(wàn)美元資金支持，用獵鷹9號(hào)重型運(yùn)載火箭發(fā)射，使用Ball公司的BCP100衛(wèi)星平臺(tái)，主要演示美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室(AFRL)的AF-M315E推進(jìn)劑和Aerojet公司的HAN基1 N發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火情況，目前研制已完成并交付于總體，預(yù)計(jì)將于2016年飛行。日本也進(jìn)行了HAN基單元推進(jìn)劑的相關(guān)研究。2012年，宮崎大學(xué)和九州島技術(shù)研究所報(bào)道了HAN基推進(jìn)劑等離子輔助燃燒試驗(yàn)研究進(jìn)展情況。試驗(yàn)用的推進(jìn)劑為日本空間研究機(jī)構(gòu)(JAXA)開(kāi)發(fā)的綠色高性能HAN基推進(jìn)劑SHP163(由HAN/AN/H2O/Methanol組成，比例為(95/5)/8/21，理論比沖27 048 m/s，密度1.4 g/cm3)，推力器推力為1 N級(jí)，推進(jìn)劑利用高壓氮?dú)獠捎猛S霧化方式進(jìn)行霧化，氮?dú)庾鳛殡娀》烹姷入x子體的工作流體[10-11]。2013年，三菱重工報(bào)道了HAN基發(fā)動(dòng)機(jī)最新研究進(jìn)展，使用SHP163推進(jìn)劑進(jìn)行了1 N發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車(chē)，采用S405催化劑。發(fā)動(dòng)機(jī)在預(yù)熱溫度210 ℃起動(dòng)，最長(zhǎng)連續(xù)工作200 s，累計(jì)工作2 002 s[12]。雖然HAN基推進(jìn)技術(shù)有諸多優(yōu)點(diǎn)，但世界各航天強(qiáng)國(guó)經(jīng)10多年的研究和發(fā)展，仍未使其達(dá)到型號(hào)任務(wù)可靠性要求。究其原因主要是HAN基單組元推進(jìn)劑的催化反應(yīng)活性遠(yuǎn)低于肼類(lèi)單組元推進(jìn)劑。研究表明：HAN基單組元推進(jìn)劑的催化反應(yīng)速率較肼類(lèi)單組元推進(jìn)劑低1～2 量級(jí)，因此需對(duì)頭部的噴注方式及催化床結(jié)構(gòu)進(jìn)行重新設(shè)計(jì)以提高催化反應(yīng)速率和壽命；同時(shí)因HAN基推進(jìn)劑燃溫較肼高得多，理論燃溫約1 200 ℃，局部溫度甚至達(dá)到1 400 ℃，故對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)材料等提出了更高的要求。國(guó)內(nèi)對(duì)HAN基推進(jìn)技術(shù)也進(jìn)行了研究，上?？臻g推進(jìn)研究所聯(lián)合多家科研單位對(duì)新型無(wú)毒單組元推進(jìn)劑及發(fā)動(dòng)機(jī)工程應(yīng)用的可行性進(jìn)行了研究，在無(wú)毒空間單組元發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方面獲得了較大的成果，發(fā)動(dòng)機(jī)與推進(jìn)劑、催化劑的匹配性得到進(jìn)一步提升，發(fā)動(dòng)機(jī)壽命也有顯著增加，目前研制的推力有1，5，60，250，400 N等多種[13]。本文對(duì)無(wú)毒單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)的總體設(shè)計(jì)、關(guān)鍵技術(shù)和熱試車(chē)情況進(jìn)行了介紹。

1 總體設(shè)計(jì)

HAN基無(wú)毒單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)主要為快響衛(wèi)星推進(jìn)分系統(tǒng)研制，具有多次起動(dòng)、精確控制衛(wèi)星姿態(tài)和提供變軌沖量等功能，可實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星快速部署或星座組網(wǎng)任務(wù)。衛(wèi)星方對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)主要技術(shù)指標(biāo)要求是：工作壓力2.3～0.4 MPa；額定穩(wěn)態(tài)真空比沖≥1 600 m/s；累計(jì)工作時(shí)間≥10 000 s；最長(zhǎng)工作時(shí)間≥600 s；累計(jì)脈沖工作≥10 000次；溫起動(dòng)≥500次；最小沖量≤0.07 N·s。

HAN基無(wú)毒單元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)研制中，設(shè)計(jì)要點(diǎn)有：

a)單根毛細(xì)管與噴注芯體結(jié)合的噴注方式，以獲得均勻的分配方式和高響應(yīng)特性。

b)催化床結(jié)構(gòu)采用分隔床和燃燒室結(jié)合方式，使推進(jìn)劑在催化床中進(jìn)行充分分解與燃燒，提高催化床的可靠性和燃燒效率。

c)支架采用錯(cuò)位打孔的“鳥(niǎo)籠”結(jié)構(gòu)，在保證強(qiáng)度前提下，可減少身部高溫向法蘭盤(pán)的熱返浸。

d)身部采用高溫合金材料(GH3128)，催化床內(nèi)部的擋板和分隔板采用鉑銠合金材料。

e)推進(jìn)劑控制閥采用簡(jiǎn)單、可靠的電磁閥，整體采用雙閥座的密封結(jié)構(gòu)，提高了閥門(mén)的密封性能。發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，控制推進(jìn)劑的電磁閥打開(kāi)，推進(jìn)劑通過(guò)頭部結(jié)構(gòu)中的毛細(xì)管高速進(jìn)入催化床進(jìn)行催化分解燃燒，產(chǎn)生高溫高壓氣體經(jīng)噴管排出產(chǎn)生推力。

圖1 無(wú)毒單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.1 Green 1 N monopropellant thruster

研制的HAN基無(wú)毒單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)如圖1所示。主要組件設(shè)計(jì)如下。

a)噴注器

常規(guī)單組元發(fā)動(dòng)機(jī)的噴注器一般分為蓮蓬式、多孔材料和埋入式三種。蓮蓬式噴注器是在噴注器面上鉆一定數(shù)量且排列規(guī)則的直流孔，此噴注方式加工簡(jiǎn)單，成本低；多孔材料噴注方式是用多孔材料代替噴孔，推進(jìn)劑以發(fā)汗?fàn)顟B(tài)滲出，此噴注方式不易發(fā)生催化劑粉末堵塞噴孔，但室壓粗糙度大且工藝性控制難度大；埋入式噴注器的噴嘴穿入到催化劑床內(nèi)，此噴注方式流速低，覆蓋面積大且推進(jìn)劑分布均勻。

由于肼極易分解，常規(guī)單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)采用單根毛細(xì)管的蓮蓬噴注方式，但HAN推進(jìn)劑較肼類(lèi)更穩(wěn)定，將相同質(zhì)量的推進(jìn)劑完全分解，HAN基推進(jìn)劑所需的在催化床內(nèi)停留時(shí)間長(zhǎng)于肼推進(jìn)劑。為此，在設(shè)計(jì)HAN基單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)噴注器時(shí)，應(yīng)增大推進(jìn)劑與催化劑的初始接觸面積，使推進(jìn)劑在催化床內(nèi)均勻分配，防止推進(jìn)劑在某部分過(guò)于集中而“淹死”催化劑。在保證毛細(xì)管流速不變的前提下，在毛細(xì)管后增加噴注芯體結(jié)構(gòu)，這樣將單股推進(jìn)劑變?yōu)槎喙?，增加了推進(jìn)劑的分散區(qū)域，可達(dá)到改善發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)時(shí)間的作用。設(shè)計(jì)的噴注器結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 噴注器結(jié)構(gòu)Fig.2 Injector structure

b)催化床

在催化床結(jié)構(gòu)研究初始階段，催化床采用單床結(jié)構(gòu)，試車(chē)后催化劑出現(xiàn)大量破碎，且性能快速出現(xiàn)惡化，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命很快終止。分析后發(fā)現(xiàn)： HAN基推進(jìn)劑由氧化劑、燃料和水組成，推進(jìn)劑在反應(yīng)時(shí)一般先通過(guò)催化分解放出氧化性氣體，并釋放熱量，然后再與推進(jìn)劑中的燃料發(fā)生類(lèi)似“補(bǔ)燃”的過(guò)程，通過(guò)燃燒再次產(chǎn)生能量，因此HAN基推進(jìn)劑的反應(yīng)機(jī)理不同于肼，且能量密度高于肼推進(jìn)劑。為適應(yīng)推進(jìn)劑的反應(yīng)過(guò)程，將催化床結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)為雙床結(jié)構(gòu)，由前床和后床兩部分構(gòu)成，其中前床裝填高活性的催化劑實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑中的硝酸羥胺快速催化分解，同時(shí)放出大量的熱量，熱量達(dá)到一定程度后，燃料開(kāi)始燃燒，這就需要后床中裝填耐高溫的催化劑忍受推進(jìn)劑釋放的熱量，同時(shí)后床也進(jìn)一步對(duì)未發(fā)生催化分解的硝酸羥胺進(jìn)行催化分解。因前后床中的催化劑成分基本相同，故推進(jìn)劑的催化分解反應(yīng)在前后床中交叉發(fā)生。另外，在催化床結(jié)構(gòu)中增加燃燒室結(jié)構(gòu)，使分解產(chǎn)生的氧化性氣體進(jìn)行二次燃燒。由試驗(yàn)數(shù)據(jù)可知：采用雙床結(jié)構(gòu)后，發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖和燃燒效率均有提高。

c)電磁閥

由于系統(tǒng)對(duì)響應(yīng)特性、流阻和重量等有要求，采用了成熟型號(hào)中廣泛采用的電磁閥。電磁閥采用菌裝結(jié)構(gòu)中的平面軟密封(閥芯為軟質(zhì)，閥座為硬質(zhì))形式，閥門(mén)整體采用雙閥座的密封結(jié)構(gòu)，提高了閥門(mén)內(nèi)漏密封性能。下閥座與線圈組件間、轉(zhuǎn)接管嘴與線圈組件間、測(cè)試螺釘孔與線圈組件間均采用焊接方式，這樣確保了電磁閥外漏率的可靠性。此閥門(mén)應(yīng)用于常規(guī)無(wú)水肼單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)中，并經(jīng)過(guò)飛行驗(yàn)證，響應(yīng)特性好，流阻低且可多次重復(fù)起動(dòng)，滿足衛(wèi)星環(huán)境與可靠性試驗(yàn)要求。

2 關(guān)鍵技術(shù)

2.1 流量分配

圖3 兩種方案小孔分布Fig.3 Spray pattern of injector

在發(fā)動(dòng)機(jī)研制初期采用了單孔噴注器方案，催化劑快速破碎，發(fā)動(dòng)機(jī)壽命較短，溫起動(dòng)次數(shù)僅200次。為增大推進(jìn)劑與催化劑的初始接觸面積，減少催化劑破碎程度，使推進(jìn)劑分解更均勻，設(shè)計(jì)了三孔噴注器方案：噴注器由3個(gè)與中心線夾角30°的均布小孔組成。兩種方案的小孔分布如圖3所示。由圖可知：后一種方案可避免推進(jìn)劑在中心區(qū)域過(guò)于集中，使局部流強(qiáng)變小，孔徑變小水力沖刷也會(huì)相應(yīng)減小，液滴直徑也大幅減小，使催化劑和推進(jìn)劑反應(yīng)速度加快，避免推進(jìn)劑在催化劑表面積存，相應(yīng)推進(jìn)劑的催化分解反應(yīng)更迅速充分。對(duì)兩個(gè)噴注器方案進(jìn)行液流試驗(yàn)，觀察噴霧情況，單孔噴注器推進(jìn)劑噴出為連續(xù)液柱，水力沖擊大，三孔噴注器噴出時(shí)，液體呈明顯分布現(xiàn)象且霧化較好，試驗(yàn)測(cè)得液體速度7.23 m/s。后續(xù)試車(chē)結(jié)果表明采用新噴注器結(jié)構(gòu)后的溫起動(dòng)次數(shù)從200次提高到約500次，且發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)機(jī)響應(yīng)時(shí)間縮短至0.6 s內(nèi)，達(dá)到了設(shè)計(jì)效果。

2.2 催化床分隔

發(fā)動(dòng)機(jī)在初期設(shè)計(jì)時(shí)采用單床結(jié)構(gòu)，試車(chē)后期室壓粗糙度較大，且性能和壽命未達(dá)到試車(chē)要求。對(duì)試車(chē)后的催化床進(jìn)行CT掃描發(fā)現(xiàn)，催化床中空腔較大。分析認(rèn)為：為保證發(fā)動(dòng)機(jī)快速分解采用了24～30目細(xì)顆粒催化劑，由于顆粒較小導(dǎo)致催化劑易破碎而形成粉末，催化劑粉末進(jìn)入噴管吹走或孔隙合并，使催化床出現(xiàn)大的空腔，推進(jìn)劑和催化劑分解不均勻，產(chǎn)生暫時(shí)性積液現(xiàn)象，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)的室壓粗糙度較大，并出現(xiàn)喘式壓力振蕩。當(dāng)催化劑破碎嚴(yán)重時(shí)，催化床催化能力會(huì)下降，同時(shí)也會(huì)引起催化劑粉末燒結(jié)而使流阻增大，導(dǎo)致室壓嚴(yán)重下降，使發(fā)動(dòng)機(jī)壽命縮短。

為提高發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命，對(duì)催化床結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行改進(jìn)：將催化床一分為二，形成前床和后床，前床仍采用24～30目的催化劑，后床采用直徑1.3 mm的催化劑，催化床結(jié)構(gòu)如圖4所示。因后床催化劑顆粒較大，抗壓強(qiáng)度增強(qiáng)，催化劑破碎大幅減少，同時(shí)催化床分為兩床，催化劑的破碎疊加效應(yīng)降低，使催化床空腔變小。

圖4 催化床結(jié)構(gòu)Fig.4 Thruster structure

對(duì)有前后床結(jié)構(gòu)的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了高空模擬熱試車(chē)考核。結(jié)果表明：發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)關(guān)機(jī)正常，工作穩(wěn)定，壽命明顯增加，溫起動(dòng)次數(shù)從500次提高到1 000次。由如圖5所示的試車(chē)后推力器可知：采用分隔后的催化床中空腔明顯變小，后床破碎程度很低，無(wú)明顯空腔，達(dá)到了減小催化床空腔和提高性能壽命的目的。

圖5 推力器Fig.5 Thruster

2.3 結(jié)構(gòu)可靠性

HAN基推進(jìn)劑有更高的比沖和密度比沖，導(dǎo)致催化床內(nèi)部工作溫度遠(yuǎn)高于單元肼，小推力發(fā)動(dòng)機(jī)催化床內(nèi)部溫度約1 200 ℃，常規(guī)高溫合金網(wǎng)點(diǎn)焊在高溫合金擋板結(jié)構(gòu)上的方案已無(wú)法滿足長(zhǎng)期工作在此溫度下的需求，因此需采用新型耐高溫材料的結(jié)構(gòu)，以提高發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性。

HAN基推進(jìn)劑分解燃燒溫度高且催化床內(nèi)的擋板結(jié)構(gòu)處于高速氧化沖刷氛圍中，這些都對(duì)催化床內(nèi)的分隔板、擋板和高溫合金網(wǎng)等材料的抗高溫、抗氧化和抗沖刷能力提出了更高的要求。HAN基單組元發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)初期，采用在高溫合金材料擋板上點(diǎn)焊高溫合金網(wǎng)的方案，但經(jīng)長(zhǎng)時(shí)間試車(chē)考核后，高溫合金網(wǎng)出現(xiàn)了燒蝕現(xiàn)象，且高溫合金材料的擋板也出現(xiàn)變形，如圖6(a)所示，表明目前擋板采用高溫合金材料已不能滿足HAN基單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)的使用要求。

因難熔金屬涂層長(zhǎng)時(shí)間高溫下工作游離出的硅化物附著催化劑表面會(huì)導(dǎo)致催化劑活性下降，故難熔金屬也不適宜使用。由于催化劑中主要活性金屬為鉑、銥、銠等VIII族元素，鉑銠合金中游離的金屬不會(huì)引起催化劑活性下降，且鉑銠合金耐溫可達(dá)1 500 ℃以上，因此隔板等材料選用鉑銠合金。在鉑銠合金板上加工出小孔，避免使用網(wǎng)，提高了隔板組件的耐溫能力。

圖6 不同材料試車(chē)后結(jié)構(gòu)Fig.6 Material structure after test

對(duì)采用耐高溫鉑銠合金材料的擋板和分隔板結(jié)構(gòu)的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了熱試車(chē)考核。結(jié)果發(fā)現(xiàn)：發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)和脈沖工作均正常，工作時(shí)間達(dá)到累計(jì)穩(wěn)態(tài)10 000 s以上和累計(jì)脈沖10 000次以上，試車(chē)后擋板結(jié)構(gòu)完好，無(wú)燒蝕現(xiàn)象(如圖6(b)所示)，說(shuō)明采用耐高溫鉑銠合金材料，能大幅提高發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和壽命，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠工作。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車(chē)

對(duì)研制的HAN基單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行高空模擬熱試車(chē)考核(如圖7所示)，考核了發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)、脈沖、落壓工況和溫起動(dòng)次數(shù)。結(jié)果表明：發(fā)動(dòng)機(jī)性能和壽命均滿足技術(shù)指標(biāo)，初步達(dá)到工程應(yīng)用要求。

圖7 發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬熱試車(chē)Fig.7 High altitude simulation test

另外，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)不同穩(wěn)態(tài)工作時(shí)間、落壓工況以及長(zhǎng)程穩(wěn)態(tài)壽命等進(jìn)行了考核，共進(jìn)行溫起動(dòng)1 008次，穩(wěn)態(tài)累計(jì)工作時(shí)間21 290 s，單次最長(zhǎng)穩(wěn)態(tài)工作時(shí)間1 000 s，最短穩(wěn)態(tài)工作時(shí)間10 s，燃燒效率達(dá)到0.96，發(fā)動(dòng)機(jī)全程工作中室壓和推力曲線平穩(wěn)，無(wú)起動(dòng)壓力峰；發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)特性pct80為0.1～0.6 s，pct20為0.2～1.0 s，滿足小衛(wèi)星姿控快速響應(yīng)的要求；催化床最高溫度出現(xiàn)在燃燒室處，在1 000～1 100 ℃；閥門(mén)溫度約50 ℃，在閥門(mén)正常工作的溫度區(qū)間內(nèi)。發(fā)動(dòng)機(jī)典型穩(wěn)態(tài)性能如圖8(a)所示，主要性能數(shù)據(jù)為：入口壓力piv=2.2～0.4 MPa；推力Fcv=1.24～0.23 N；室壓pc=1.41～0.28 MPa；額定穩(wěn)態(tài)真空比沖2 009.0～2 107.0 m/s；起動(dòng)加速性t80=0.1～0.6 s；關(guān)機(jī)減速性t20=0.2～1.0 s；累計(jì)工作時(shí)間21 290 s；最長(zhǎng)工作時(shí)間1 000 s；累計(jì)脈沖工作10 100次；溫起動(dòng)1 008次；最小沖量為0.018 N·s(0.02/0.5)；流量qm=0.64～0.16 g/s。

圖8 典型穩(wěn)態(tài)和脈沖工作曲線Fig.8 Performance of steady state and pulse operation

對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的不同點(diǎn)火時(shí)間、不同占空比下的脈沖工作能力進(jìn)行了考核。結(jié)果表現(xiàn)：發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)脈沖達(dá)1 000次，累計(jì)脈沖次數(shù)超過(guò)10 000次，脈沖寬度20～500 ms；脈沖沖量與脈沖寬度成線性關(guān)系，脈沖一致性較好。發(fā)動(dòng)機(jī)典型穩(wěn)態(tài)性能如圖8(b)所示。

4 結(jié)束語(yǔ)

HAN基單組元推進(jìn)技術(shù)是繼肼類(lèi)有毒推進(jìn)技術(shù)后的第二代單組元推進(jìn)技術(shù)，符合空間推進(jìn)無(wú)毒化發(fā)展的方向。HAN基推進(jìn)劑具有無(wú)毒、環(huán)境保護(hù)性好的特點(diǎn)，能較顯著地節(jié)省推進(jìn)劑處理和加注費(fèi)用，同時(shí)具有更長(zhǎng)航天器服務(wù)壽命。本文通過(guò)對(duì)HAN基無(wú)毒單組元1 N發(fā)動(dòng)機(jī)的頭部噴注器設(shè)計(jì)、分隔床結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和耐高溫的鉑銠合金材料應(yīng)用的研究，突破了流量分配、催化床結(jié)構(gòu)和耐高溫材料結(jié)構(gòu)等關(guān)鍵技術(shù)，獲取了發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)及脈沖工作性能，但催化床中催化劑仍存在破碎的現(xiàn)象。后續(xù)需繼續(xù)研究推進(jìn)劑、催化劑與發(fā)動(dòng)機(jī)三者間的匹配性，以進(jìn)一步減小催化劑的破碎。目前該發(fā)動(dòng)機(jī)完成模樣階段的總結(jié)和評(píng)審，并轉(zhuǎn)入初樣階段的研制，同時(shí)已被國(guó)內(nèi)快響小衛(wèi)星所采用，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星姿軌控推進(jìn)系統(tǒng)的無(wú)毒化。

[1] SACKHEIM R L, MASSE R K. Green propulsion advancement: challenging the maturity[J]. Journal of Propulsion and Power, 2014, 30(2): 265-276.

[2] 杭觀榮， 洪鑫， 康小錄. 國(guó)外空間推進(jìn)技術(shù)現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢(shì)[J]. 火箭推進(jìn)， 2013， 39(5)： 7-15.

[3] 韓泉東， 洪鑫， 周海清. 空間推進(jìn)技術(shù)需求與發(fā)展分析[J]. 火箭推進(jìn)， 2012， 38(2)： 9-15.

[4] MENG Hua, KHARE P, RISHA G A, et al. Decomposition and ignition of HAN-based monopropellants by electrolysis[R]. AIAA, 2009-451, 2009.

[5] McLEAN C H, HALE M J, DEININGER W D. Green propellant infusion mission program overview[R]. AIAA, 2013-3847, 2013.

[6] DEININGER W D, ATTEBERRY J, BYGOTT K, et al. Implementation of the green propellant infusion mission (GPIM) on a ball aerospace BCP-100 spacecraft bus[R]. AIAA, 2013-3848, 2013.

[7] SPORES R A, MASSE R, KIMBREL S. GPIM AF-M315E propulsion system[R]. AIAA, 2013-3849, 2013.

[8] McLEAN C H, DEININGER W D, JONIATIS J. Green propellant infusion mission program development and technology maturation[R]. AIAA, 2014-348, 2014.

[9] YIM J T, REED B D. Green propellant infusion mission plume impingement analysis[R]. AIAA, 2013-3850, 2013.

[10] ONODAKA S. Ignition characteristics of HAN liquid for gas-hybrid rockets[R]. AIAA, 2013-4051, 2013.

[11] KAKAMI A. One newton thruster by plasma-assisted combustion of HAN-based monopropellant[R]. AIAA, 2012-3756, 2012.

[12] TANAKA N. The “greening” of spacecraft reaction control systems[J]. Mitsubishi Heavy Industries Technical Review, 2011, 48(4): 44-50.

[13] LIN Qing-guo, LIU Chuan, LIU Jun. Development on HAN-based monopropellant thruster: Space Propulsion[C]// Cologne: 2014.

Research on HAN-Based Green 1 N Monopropellant Thruster

LIU Chuan1, 2, ZHAO Feng3, LIU Jun1, 2

(1. Shanghai Engineering Research Center of Space Engine, Shanghai 201112, China; 2. Shanghai Institute of Space Propulsion, Shanghai 201112, China; 3. China Aerospace Science and Technology Corporation, Beijing 100048, China)

The design of hydroxyl ammonium nitrate (HAN) based 1 N thruster monopropellant was studied in this paper. The injector, catalyst bed, bracket, body material and control valve in the overall design of the thruster were introduced. The breakthrough key technologies were introduced in this paper. Injector with 3 holes was used to distribute the flux uniformly which would increase warm start circles and shorten response time; catalyst bed was divided into the front part and back part using catalyzer with different diameter which would reduce cavity and improve the thruster performance; high-temperature platinum rhodium alloy was used for baffle and separator plate which would improve the performance and life of the thruster. The results of the hot firing test in simulated vacuum showed that the 1 N monopropellant thruster designed in this paper could start firing smoothly. The performances of steady state and pulse operation were obtained. The prototype design had been finished and now transfered into inital design, and it had been applied to operational responsive satellite in domestic.

Hydroxyl ammonium nitrate; Monopropellant 1 N thruster; Injector; Catalyst bed; Platinum rhodium alloy; Hot firing test in simulated vacuum; Warm start circles; Cavity

1006-1630(2016)04-0032-06

2016-04-05；

2016-07-15

國(guó)家863項(xiàng)目資助(2015AA7023023)

劉 川(1986-)，男，碩士，主要研究方向?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)。

V43

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.04.006