曹一林，唐承志

(中國航天科技集團公司四院四十二所，襄陽　441003)

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固-液混合火箭推進劑方案及其能量性能分析①

曹一林，唐承志

(中國航天科技集團公司四院四十二所，襄陽441003)

采用推進劑性能評估軟件(PEP)模擬計算，并比較了液氧+HTPB固體燃料、液氫+固體推進劑和液氦+固體推進劑3種固-液混合火箭推進劑方案的能量水平，分析了3種混合推進劑方案的燃燒特征。結(jié)果表明，液氫+固體推進劑和液氦+固體推進劑2種混合推進劑方案可大幅提高固體推進劑能量水平，且燃燒性能可能更優(yōu)。液氫+GAP固體推進劑和液氦+GAP固體推進劑方案可獲得高于3 000 N·s/kg的比沖，高于液氧+HTPB固體燃料方案。

固-液混合推進劑；固體推進劑；新型火箭推進技術

0　引言

2種固-液混合火箭推進劑方案的原理不同：液氧+固體燃料方案是嘗試用液氧取代對固體推進劑能量不利影響較大的高氯酸銨(AP)。因此，固體燃料中AP含量越高，液氧提高推進劑能量的幅度就越小。但降低固體燃料中AP含量，對推進劑的燃燒性能影響較大，嚴重時會導致工作過程中推進劑的熄火；液氫+固體推進劑方案是根據(jù)固體發(fā)動機工作過程中存在工質(zhì)不足問題提出的解決方案。在通常的固體發(fā)動機中，為提高固體推進劑的工質(zhì)量，一般會犧牲部分化學能(即CO氧化成CO2及H2氧化成H2O需要的熱量)為代價。液氫+固體推進劑方案嘗試通過引入高效工質(zhì)來提高化學能的轉(zhuǎn)化效率。根據(jù)這一原理，液氦同樣可作為高效工質(zhì)，與固體推進劑構(gòu)成固體推進劑+液氦固-液混合火箭推進劑。與液氫不同，氦是一種惰性氣體元素，不參與固體推進劑燃燒中的化學反應，因此它作為工質(zhì)，可能會更有效、更安全。

本文采用推進劑性能評估軟件(PEP)[3-4]，比較和分析了液氧+端羥基聚丁二烯(HTPB)固體燃料、液氫+固體推進劑2種固液火箭混合推進劑方案的能量水平和燃燒特性，并與惰性氣體(液氦)+固體推進劑的方案進行了比較。

1　液氧+HTPB固體燃料方案

1.1液氧+HTPB固體燃料方案的能量性能分析

液氧是液體火箭發(fā)動機用的一種低溫氧化劑，固體火箭發(fā)動機中常用的氧化劑為AP。為了比較2種物質(zhì)作為推進劑氧化劑的效率和性能，采用熱力學計算軟件對比了液氧+HTPB固體燃料和AP+HTPB雙組元固體推進劑的比沖隨氧燃比(O/F：氧化劑與燃料的質(zhì)量比)的變化情況，結(jié)果如圖1所示。

本文所有的比沖均為標準比沖，即設定燃燒室壓力6.86 MPa，噴管出口平面壓力為1個標準大氣壓條件下計算的比沖。

圖1　HTPB與不同氧化劑配合時比沖與氧燃比關系

圖1結(jié)果顯示，液氧/HTPB的最佳氧燃比(比沖最高時的氧燃比)約為2.33，低于AP/HTPB的最佳氧燃比(約為9.00)。液氧/HTPB的最高比沖約為2 969.11 N·s/kg，遠高于AP/HTPB的最高比沖2 475.68 N·s/kg，表明液氧作為火箭推進劑的氧化劑在氧化效率和提高推進劑能量兩方面都明顯優(yōu)于AP。目前，實用的固體推進劑最高比沖為硝酸酯增塑聚醚(NEPE)固體推進劑的2 548.00 N·s/kg，液氧+HTPB固體燃料方案與NEPE推進劑相比，理論上仍有400 N·s/kg以上的比沖增益。

1.2液氧+HTPB固體燃料方案的燃燒特性分析

液氧/HTPB固體燃料作為固-液混合火箭推進劑系統(tǒng)的一個基礎方案，應用中的關鍵問題是HTPB固體燃料的燃燒性能是否能夠滿足推進系統(tǒng)的燃速要求。據(jù)文獻[5]報道，以純HTPB多異氰酸酯固化膠片作為燃料，在加熱燃燒過程中，先是氨基甲酸酯鍵斷裂，溫度約為500 K。隨溫度上升，聚丁二烯開始解聚。720 K以上，聚丁二烯鏈的解聚速度幾乎與燃燒表面溫度成正比[5]。要達到2.00 mm/s的燃面退移速度，燃燒表面溫度應在1 400 K以上，HTPB解聚速度和燃燒表面溫度的關系見圖2。

聚丁二烯鏈解聚為吸熱反應。如果燃料中沒有氧化劑，由于聚合物解聚過程是吸熱的，加上解聚產(chǎn)物與氧反應形成的高溫區(qū)與燃燒表面距離較遠，氣體放出的方向與對流傳熱方向相反(熱傳導由高溫到低溫，而解聚放出氣體則是從低溫流到高溫區(qū))，不利于熱傳導，很難維持HTPB高速裂解反應所需的表面反應溫度(見圖3)。因此，燃面退移速度慢，燃燒效率不高，燃燒殘渣較多。

圖3　液氧+HTPB固體燃料混合推進體系熱傳導示意圖

在HTPB固體燃料中加入適量AP，可能提高燃燒表面溫度，因為AP在該溫度區(qū)間會升華，并在離表面很近的區(qū)域與聚丁二烯解聚產(chǎn)物發(fā)生反應。如果AP的粒度和含量適當，這種反應就可能在燃料表面附近形成接近其絕熱平衡溫度的預混火焰，使燃料的燃燒表面保持較高的燃燒溫度。根據(jù)AP/HTPB雙組元固體推進劑體系標準發(fā)動機工作條件絕熱火焰溫度計算結(jié)果(見圖4)，要使燃燒表面絕熱火焰溫度達到1 400 K以上，AP/HTPB雙組元固體推進劑中AP的含量應控制在70%以上。

栽培要點：河北北部、內(nèi)蒙古全部在4月底5月初播種。播種前18～20天將種薯提前出窖以10cm厚度平鋪于暖室，18℃催芽12天，待芽基催至0.5～0.7cm時轉(zhuǎn)到室外曬種8天。切塊重30g左右，每個切塊確保1～2芽。切刀用0.4%高錳酸鉀溶液消毒，防止病害傳播。每畝種植3500～4000株。結(jié)合播種每畝施優(yōu)質(zhì)農(nóng)家肥3000kg，混施馬鈴薯專用肥50kg；苗高20cm時中耕一次，現(xiàn)蕾前結(jié)合中耕培土一次，主要防治馬鈴薯早疫病和晚疫病。在現(xiàn)蕾期開始用藥，可以選擇50%烯酰嗎啉可濕性粉劑等藥劑交替使用，生育期共用藥3～5次。

不過，AP的引入對整個推進劑體系的能量性能將產(chǎn)生不利影響，圖5是液氧和不同AP含量的HTPB雙組元固體推進劑組成的混合體系的比沖與O/F關系。從圖5可看出，HTPB固體燃料中加入AP，混合推進劑體系的比沖和最佳氧燃比下降。當AP含量達到60%時，最佳氧燃比和比沖分別從純HTPB固體燃料的2.33、2 969.11 N·s/kg降至0.85、2 808.9 N·s/kg，比沖下降幅度達到160 N·s/kg。

圖4　AP/HTPB雙組元固體推進劑體系絕熱平衡火焰溫度與氧化劑百分含量關系

圖5　液氧+不同AP含量的HTPB雙組元推進劑混合體系比沖與AP含量關系

據(jù)文獻[6]報道，加入鋁粉可增加熱傳導，并使HTPB固體燃料的退移速度增加4倍。但對于燃速很低的HTPB固體燃料來說，燃速依然太低。如果能實現(xiàn)燃燒表面的金屬點火，則可使燃燒表面溫度大幅度提高，實現(xiàn)燃料的快速燃燒。但AP+HTPB固體燃料中，AP必須有足夠高的比率，才能達到金屬的點火溫度。由圖4可看出，要實現(xiàn)金屬Al粉在燃面點火，燃料中的AP含量必須在80%左右。如果采用點火溫度較低的納米鋁粉，可能對提高固體燃料退移速度更加有效。引入金屬Al粉對混合推進劑體系的能量性能影響見圖6。從圖6可看出，當Al含量低于30%時，Al+HTPB體系和采用純HTPB固體燃料相比，混合系統(tǒng)的理論比沖并無明顯差別，但燃料密度大幅提高。因此，引入Al粉可提高混合推進劑體系總的能量水平。

從模擬結(jié)果可看出，采用液氧+ HTPB固體燃料的最高比沖可達2 969.11 N·s/kg，但HTPB固體燃料燃速很低。要使燃速大幅提高，可在固體燃料中加入Al和AP，利用Al在燃燒表面附近燃燒，來提高燃燒表面溫度。不過，要使Al在燃燒表面點火燃燒，必須加入大量AP，但混合推進劑體系中加入大量AP，會使體系能量水平大幅度下降。

圖6　HTPB固體燃料中Al含量對混合體系比沖和燃料密度的影響

2　液氫+固體推進劑方案

2.1液氫+固體推進劑方案的能量性能分析

液氫+固體推進劑方案的固液混合火箭推進劑體系是通過提高化學能轉(zhuǎn)化為動能的效率，來提高推進劑體系能量性能的。液氫的主要作用是增加燃氣量，并降低燃氣的平均相對分子質(zhì)量，由于通過增加化學能轉(zhuǎn)化為動能的效率是由發(fā)動機噴管實現(xiàn)的，因此氫氣可如液氧+固體燃料混合推進劑系統(tǒng)一樣從發(fā)動機頂端引入，也可在噴管喉部前的任何部位引入，結(jié)構(gòu)示意如圖7所示。

圖7　液氫+固體推進劑發(fā)動機方案結(jié)構(gòu)示意圖

固體推進劑用于能量轉(zhuǎn)化的工質(zhì)由自身的燃燒產(chǎn)物供給，由于工質(zhì)嚴重不足導致化學能轉(zhuǎn)化為火箭推進動能的效率都很低。因此，采用液氫+固體推進劑的固-液混合推進劑方案，可提高比沖。圖8給出了HTPB推進劑、NEPE推進劑和GAP推進劑等3種主要推進劑體系與液氫組成的固液混合火箭推進劑體系的比沖隨體系中液氫所占重量百分比的變化情況?？煽闯?，少量的液氫就可實現(xiàn)比沖較大幅度的增加，液氫+固體推進劑質(zhì)量比增至0.1時，典型的AP/Al/HTPB(68/18/14)推進劑、AP/NE/HMX/Al/PEG(18/18/40/18/6)推進劑和AP/NE/HMX/Al/GAP(18/18/40/18/6)推進劑(其中NE為2∶1的硝化甘油和1，2,4-丁三醇三硝酸酯混合物；PEG：端羥基聚乙二醇；GAP：端羥基聚疊氮縮水甘油醚)的比沖分別達到2 795.9、2 916.5、2 958.6 N·s/kg。對不同固體含量的HTPB推進劑，采用固液混合推進劑體系的比沖增益隨HTPB含量的降低而增加，因為液氫的主要作用是增大化學反應熱的轉(zhuǎn)化效率，而HTPB含量越低，固體含量越高，推進劑在燃燒室中的反應放熱越大。

圖8　混合系統(tǒng)比沖與液氫/固體推進劑質(zhì)量比關系

當液氫+固體推進劑的質(zhì)量比超過0.1后，直到0.2之前，固液混合推進劑體系的能量隨液氫與固體推進劑之比的增加繼續(xù)增加，只是增加的幅度減小。在液氫+AP/NE/HMX/Al/GAP推進劑混合方案中，液氫與固體推進劑質(zhì)量比達到0.2時，混合體系的比沖可達3 006.6 N·s/kg，相對AP/NE/HMX/Al/GAP固體推進劑比沖提高了3 41 N·s/kg，相對液氧+HTPB推進劑混合方案比沖可提高36.5 N·s/kg。

2.2液氫+固體推進劑方案的燃燒特性分析

從發(fā)動機頭部或喉部進入燃燒室中的氫氣，基本上不會影響固體推進劑燃燒表面的反應。因此，對固體推進劑燃速等燃燒特性影響很小。

圖9是液氫+AP/NE/HMX/Al/GAP推進劑混合方案中，噴出氣體產(chǎn)物隨液氫與固體推進劑質(zhì)量比增加的變化情況。從圖9可看出，氫氣進入燃燒室后，只有液氫與固體推進劑質(zhì)量之比較高時(>0.1)，由于燃氣溫度的大幅下降，才會導致燃燒產(chǎn)物中CO和H2O等與氫氣之間發(fā)生化學反應，導致有關燃燒產(chǎn)物含量發(fā)生較大變化。

液氫+固體推進劑混合火箭推進劑體系的標準條件下燃燒室和噴管出口溫度隨液氫與固體推進劑質(zhì)量比的變化結(jié)果見圖10。顯然，氫氣的加入，在大幅提高了化學能轉(zhuǎn)化為火箭推進動能的同時，燃燒室和噴管出口的燃氣溫度大幅降低，導致固體推進劑燃燒反應向有利于釋放更多化學能的方向移動。

圖9　液氫+GAP推進劑混合方案中燃氣主要組分隨液氫/GAP推進劑質(zhì)量比的變化關系

圖10　液氫+固體推進劑混合體系的燃燒室和噴管出口燃氣溫度隨液氫與推進劑質(zhì)量比的變化關系

3　液氦+固體推進劑方案

氦是分子量只比氫大的一種惰性氣體。原理上，推進劑燃氣系統(tǒng)中引入氦氣，同樣可提高固液混合推進劑系統(tǒng)的化學能轉(zhuǎn)化為推進動能的效率。圖11給出了液氦+固體推進劑混合推進劑系統(tǒng)的比沖隨液氦與固體推進劑質(zhì)量比的變化情況(推進劑配比與上一節(jié)相同)。

圖11結(jié)果表明，液氦+固體推進劑混合推進劑系統(tǒng)的比沖隨液氦與固體推進劑質(zhì)量比的變化情況與液氫+固體推進劑混合推進劑系統(tǒng)相似，少量的液氦即可實現(xiàn)比沖較大幅度的增加，10%的液氦可使AP/Al/HTPB推進劑、AP/NE/HMX/Al/PEG推進劑和AP/NE/HMX/Al/GAP推進劑的比沖分別增加到2 879.2、2 923.3、2 961.6 N·s/kg，與液氫+固體推進劑混合推進劑系統(tǒng)相當。

比較液氫+GAP推進劑和液氦+GAP推進劑2種混合推進劑系統(tǒng)的比沖隨液體工質(zhì)(液氫或液氦)與固體推進劑質(zhì)量比的變化情況，結(jié)果見圖12。

圖11　液氦+固體推進劑混合推進劑系統(tǒng)比沖隨液氦/固體推進劑質(zhì)量比變化情況

圖12　液氦(液氫)+GAP固體推進劑混合推進劑體系比沖隨液體工質(zhì)與固體推進劑質(zhì)量比的變化情況

顯然，在2種固液混合推進劑體系中，液體工質(zhì)與固體推進劑質(zhì)量比一直增加到0.2，混合體系的比沖都隨液體工質(zhì)與固體推進劑質(zhì)量比的增加而增加，最高比沖分別達到了3 006.6 N·s/kg和3 026 N·s/kg，遠高于液氧+HTPB固體燃料混合推進劑體系。在液體工質(zhì)與固體推進劑質(zhì)量比小于0.1時，液氫提高比沖的效果優(yōu)于液氦；當液體工質(zhì)與固體推進劑質(zhì)量比大于0.1時，液氦提高比沖的效果則優(yōu)于液氫。

液氫的分子量低于液氦的分子量。因此，當液體工質(zhì)與固體推進劑質(zhì)量比小于0.1時，液氫提高混合推進劑體系比沖的效果優(yōu)于液氦。但氫氣是一種還原性氣體，它會參與固體推進劑燃燒產(chǎn)物之間的化學反應，當液氫與固體推進劑質(zhì)量比較大時(超過0.1)，氫氣對燃氣組成有較大的影響，液氫參與化學反應，從而影響了其作為工質(zhì)的效率。比較液氫+固體推進劑和液氦+固體推進劑2種混合推進劑體系的燃氣組成隨液體工質(zhì)與固體推進劑質(zhì)量比的變化情況(參見圖9和圖13)，可看出，因為氦氣完全不參與固體推進劑燃燒過程中的化學反應，液氦增加對燃氣組成影響很小。

圖13　液氦+GAP推進劑尾氣主要組分含量隨液氦/GAP推進劑質(zhì)量比變化關系

4　結(jié)論

(1)液氧+HTPB固體燃料、液氫+固體推進劑和液氦+固體推進劑3種混合推進劑體系都可獲得遠高于現(xiàn)在固體推進劑的能量水平，達到或接近3 000 N·s/kg的水平。

(2)液氧+HTPB固體燃料混合推進劑體系存在低壓易熄火、燃料燃面退移速度慢的問題。通過加入AP可提高燃速，但將導致能量性能大幅降低。

(3)液氫或液氦+固體推進劑的混合推進劑體系通過提高固體推進劑的化學能轉(zhuǎn)化為推進動能的效率，可大幅提高所有固體推進劑的能量水平，且對推進劑燃速的影響較小。當液體工質(zhì)與GAP固體推進劑質(zhì)量比達到0.2時，液氫+固體推進劑方案或液氦混合推進劑體系的比沖超過3 000 N·s/kg，遠高于液氧+HTPB固體燃料的混合推進劑體系。此外，液氫或液氦在提高化學能轉(zhuǎn)化為推進動能效率的同時，燃燒室和噴管內(nèi)的燃氣溫度會大幅度降低，這一點對固體發(fā)動機的熱防護設計也是有利的。

(4)液氦+固體混合推進劑方案的能量水平與液氫+固體混合推進劑方案相似，但液氦作為一種惰性氣體，完全不參與燃燒過程中的各種化學反應，使用安全性能更優(yōu)。在液體工質(zhì)與固體推進劑質(zhì)量比較高時，其提高混合推進劑體系能量的效果優(yōu)于液氫。

[1]Robert L Zurawski,Douglas C Rapp.Analysis of quasi-hybrid solid rocket booster concepts for advanced earth-to-orbit vehicles[R].NASA Technical Paper 2751，August 1987.

[2]Altman D.Hybrid rocket development history[R].AIAA 91-2515.[3]Artie.GUIPEP-Graphical User Interface to PEP[DB/OL].http://lekstutis.com/Artie/PEP/,2011,08,01.

[4]Cruise D R.Theoretical computation of equilibrium compositions, thermodynamic properties, and performance characteristics of propellant systems[R].(NWC6037) ADA069832，April, 1979.

[5]Arisawa H,Brill T B.Flash pyrolysis of hydroxyl-terminated polybutadiene(HTPB) II: Implications of the kinetics to combustion of organic polymers[J].Combustion and Flame, 1996, 106: 144-154.

[6]Brian Evans,Eric Boyer,Kenneth K Kuo,et al.Hybrid rocket investigations at penn state university's high pressure combustion laboratory: overview and recent results[R].AIAA 2009-5349.

(編輯：劉紅利)

Hybrid propulsion systems and their energetic performance

CAO Yi-lin，TANG Cheng-zhi

(The 42nd Institute of the Fourth Academy of CASC，Xiangyang441003，China)

The energetic performances of three hybrid propulsion systems including liquid oxygen+curative HTPB fuel,liquid hydrogen+solid propellants and liquid helium+solid propellants were studied by means of propellant performance evaluation program(PEP).The calculation results reveal that liquid hydrogen+solid propellants and liquid helium+solid propellants may be able to enhance the energetic performance of almost all the studied solid propellants systems.In particular,the liquid hydrogen+GAP solid propellant and liquid helium+GAP solid propellant hybrid systems can attain specific impulse above 3 000 N·s/kg,higher than that of liquid oxygen+curative HTPB fuel hybrid system.The analysis of combustion process shows that the liquid hydrogen+solid propellants and liquid helium+solid propellants may possess better combustion performance than liquid oxygen+curative HTPB fuel hybrid system.

solid-liquid hybrid propellant；solid propellant；novel rocket propulsion technique

2015-02-13；

2015-03-09。

曹一林(1963—)，男，研究員，主要從事含能材料和固體推進劑新型高能組分的開發(fā)和應用研究。E-mail：yiln20072007@163.com

V512

A

1006-2793(2016)03-0353-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.03.011