劉 川,趙 峰,劉 俊

(1.上海空間發(fā)動機工程技術研究中心,上海 201112; 2.上?？臻g推進研究所,上海 201112; 3.中國航天科技集團公司,北京 100048)

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HAN基無毒單組元1 N發(fā)動機設計研究

劉 川1、2,趙 峰3,劉 俊1、2

(1.上?？臻g發(fā)動機工程技術研究中心,上海 201112; 2.上?？臻g推進研究所,上海 201112; 3.中國航天科技集團公司,北京 100048)

對硝酸羥胺(HAN)基單組元1 N發(fā)動機的設計進行了研究。給出了發(fā)動機總體設計中噴注方式、催化床、支架、身部材料和控制閥等要點。介紹了發(fā)動機研制中突破的關鍵技術：采用3孔噴注器對流量進行均勻分配，提高發(fā)動機溫起動次數(shù)，縮短響應時間；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)動機性能；擋板和分隔板應用耐高溫鉑銠合金材料，提高發(fā)動機性能和壽命。高空模擬熱試車表明：設計的HAN基1 N發(fā)動機可實現(xiàn)平穩(wěn)點火，并獲取了發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)和脈沖工作性能。發(fā)動機研制已完成了模樣階段并轉(zhuǎn)入初樣階段，并被國內(nèi)快響小衛(wèi)星采用。

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

0 引言

目前航天器單組元推進系統(tǒng)主要采用肼類推進劑。肼類推進劑有很大的吸入致癌毒性，且易燃易爆，在產(chǎn)品生產(chǎn)、試驗及使用過程中，不僅可對人員的生命和健康造成嚴重的危害，而且會對環(huán)境產(chǎn)生污染，同時還增加了生產(chǎn)、發(fā)射和使用維護的成本。近年來，隨著社會的不斷進步和航天技術的不斷發(fā)展，對環(huán)境保護和人員健康的要求更為嚴格，發(fā)展無毒單組元推進技術以代替肼類單組元推進技術勢在必行[1-3]。HAN基推進劑主要由HAN、相容的燃料、添加劑和適量的水組成[4]。HAN基推進劑無毒無污染，飽和蒸汽壓高，冰點低，在常壓常溫下不敏感，存貯安全，無著火與爆炸危險，與無水肼相比，可顯著減少運輸和貯存的安全性管理要求，簡化操作，降低發(fā)射和使用維護成本，且HAN基推進劑有更高的比沖和密度比沖，這有助于減少推進劑與貯箱重量，進而減少推進系統(tǒng)所占體積，延長航天器的使用壽命。

美國從20世紀90年代開始HAN基推進劑的研究。2012年8月，NASA 啟動了綠色推進劑飛行演示任務(GPIM)[5-9]。NASA為該項目提供4 500萬美元資金支持，用獵鷹9號重型運載火箭發(fā)射，使用Ball公司的BCP100衛(wèi)星平臺，主要演示美國空軍研究實驗室(AFRL)的AF-M315E推進劑和Aerojet公司的HAN基1 N發(fā)動機的點火情況，目前研制已完成并交付于總體，預計將于2016年飛行。日本也進行了HAN基單元推進劑的相關研究。2012年，宮崎大學和九州島技術研究所報道了HAN基推進劑等離子輔助燃燒試驗研究進展情況。試驗用的推進劑為日本空間研究機構(gòu)(JAXA)開發(fā)的綠色高性能HAN基推進劑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，推進劑利用高壓氮氣采用同軸霧化方式進行霧化，氮氣作為電弧放電等離子體的工作流體[10-11]。2013年，三菱重工報道了HAN基發(fā)動機最新研究進展，使用SHP163推進劑進行了1 N發(fā)動機熱試車，采用S405催化劑。發(fā)動機在預熱溫度210 ℃起動，最長連續(xù)工作200 s，累計工作2 002 s[12]。雖然HAN基推進技術有諸多優(yōu)點，但世界各航天強國經(jīng)10多年的研究和發(fā)展，仍未使其達到型號任務可靠性要求。究其原因主要是HAN基單組元推進劑的催化反應活性遠低于肼類單組元推進劑。研究表明：HAN基單組元推進劑的催化反應速率較肼類單組元推進劑低1～2 量級，因此需對頭部的噴注方式及催化床結(jié)構(gòu)進行重新設計以提高催化反應速率和壽命；同時因HAN基推進劑燃溫較肼高得多，理論燃溫約1 200 ℃，局部溫度甚至達到1 400 ℃，故對發(fā)動機的結(jié)構(gòu)材料等提出了更高的要求。國內(nèi)對HAN基推進技術也進行了研究，上?？臻g推進研究所聯(lián)合多家科研單位對新型無毒單組元推進劑及發(fā)動機工程應用的可行性進行了研究，在無毒空間單組元發(fā)動機技術方面獲得了較大的成果，發(fā)動機與推進劑、催化劑的匹配性得到進一步提升，發(fā)動機壽命也有顯著增加，目前研制的推力有1，5，60，250，400 N等多種[13]。本文對無毒單組元1 N發(fā)動機的總體設計、關鍵技術和熱試車情況進行了介紹。

1 總體設計

HAN基無毒單組元1 N發(fā)動機主要為快響衛(wèi)星推進分系統(tǒng)研制，具有多次起動、精確控制衛(wèi)星姿態(tài)和提供變軌沖量等功能，可實現(xiàn)衛(wèi)星快速部署或星座組網(wǎng)任務。衛(wèi)星方對發(fā)動機主要技術指標要求是：工作壓力2.3～0.4 MPa；額定穩(wěn)態(tài)真空比沖≥1 600 m/s；累計工作時間≥10 000 s；最長工作時間≥600 s；累計脈沖工作≥10 000次；溫起動≥500次；最小沖量≤0.07 N·s。

HAN基無毒單元1 N發(fā)動機研制中，設計要點有：

a)單根毛細管與噴注芯體結(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，使推進劑在催化床中進行充分分解與燃燒，提高催化床的可靠性和燃燒效率。

c)支架采用錯位打孔的“鳥籠”結(jié)構(gòu)，在保證強度前提下，可減少身部高溫向法蘭盤的熱返浸。

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)推進劑控制閥采用簡單、可靠的電磁閥，整體采用雙閥座的密封結(jié)構(gòu)，提高了閥門的密封性能。發(fā)動機工作時，控制推進劑的電磁閥打開，推進劑通過頭部結(jié)構(gòu)中的毛細管高速進入催化床進行催化分解燃燒，產(chǎn)生高溫高壓氣體經(jīng)噴管排出產(chǎn)生推力。

圖1 無毒單組元1 N發(fā)動機Fig.1 Green 1 N monopropellant thruster

研制的HAN基無毒單組元1 N發(fā)動機如圖1所示。主要組件設計如下。

a)噴注器

常規(guī)單組元發(fā)動機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，此噴注方式加工簡單，成本低；多孔材料噴注方式是用多孔材料代替噴孔，推進劑以發(fā)汗狀態(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，覆蓋面積大且推進劑分布均勻。

由于肼極易分解，常規(guī)單組元1 N發(fā)動機采用單根毛細管的蓮蓬噴注方式，但HAN推進劑較肼類更穩(wěn)定，將相同質(zhì)量的推進劑完全分解，HAN基推進劑所需的在催化床內(nèi)停留時間長于肼推進劑。為此，在設計HAN基單組元1 N發(fā)動機噴注器時，應增大推進劑與催化劑的初始接觸面積，使推進劑在催化床內(nèi)均勻分配，防止推進劑在某部分過于集中而“淹死”催化劑。在保證毛細管流速不變的前提下，在毛細管后增加噴注芯體結(jié)構(gòu)，這樣將單股推進劑變?yōu)槎喙?，增加了推進劑的分散區(qū)域，可達到改善發(fā)動機響應時間的作用。設計的噴注器結(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)，試車后催化劑出現(xiàn)大量破碎，且性能快速出現(xiàn)惡化，導致發(fā)動機的壽命很快終止。分析后發(fā)現(xiàn)： HAN基推進劑由氧化劑、燃料和水組成，推進劑在反應時一般先通過催化分解放出氧化性氣體，并釋放熱量，然后再與推進劑中的燃料發(fā)生類似“補燃”的過程，通過燃燒再次產(chǎn)生能量，因此HAN基推進劑的反應機理不同于肼，且能量密度高于肼推進劑。為適應推進劑的反應過程，將催化床結(jié)構(gòu)設計為雙床結(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現(xiàn)推進劑中的硝酸羥胺快速催化分解，同時放出大量的熱量，熱量達到一定程度后，燃料開始燃燒，這就需要后床中裝填耐高溫的催化劑忍受推進劑釋放的熱量，同時后床也進一步對未發(fā)生催化分解的硝酸羥胺進行催化分解。因前后床中的催化劑成分基本相同，故推進劑的催化分解反應在前后床中交叉發(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)生的氧化性氣體進行二次燃燒。由試驗數(shù)據(jù)可知：采用雙床結(jié)構(gòu)后，發(fā)動機的比沖和燃燒效率均有提高。

c)電磁閥

由于系統(tǒng)對響應特性、流阻和重量等有要求，采用了成熟型號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，閥門整體采用雙閥座的密封結(jié)構(gòu)，提高了閥門內(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。此閥門應用于常規(guī)無水肼單組元1 N發(fā)動機中，并經(jīng)過飛行驗證，響應特性好，流阻低且可多次重復起動，滿足衛(wèi)星環(huán)境與可靠性試驗要求。

2 關鍵技術

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)動機研制初期采用了單孔噴注器方案，催化劑快速破碎，發(fā)動機壽命較短，溫起動次數(shù)僅200次。為增大推進劑與催化劑的初始接觸面積，減少催化劑破碎程度，使推進劑分解更均勻，設計了三孔噴注器方案：噴注器由3個與中心線夾角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劑在中心區(qū)域過于集中，使局部流強變小，孔徑變小水力沖刷也會相應減小，液滴直徑也大幅減小，使催化劑和推進劑反應速度加快，避免推進劑在催化劑表面積存，相應推進劑的催化分解反應更迅速充分。對兩個噴注器方案進行液流試驗，觀察噴霧情況，單孔噴注器推進劑噴出為連續(xù)液柱，水力沖擊大，三孔噴注器噴出時，液體呈明顯分布現(xiàn)象且霧化較好，試驗測得液體速度7.23 m/s。后續(xù)試車結(jié)果表明采用新噴注器結(jié)構(gòu)后的溫起動次數(shù)從200次提高到約500次，且發(fā)動機的開機響應時間縮短至0.6 s內(nèi)，達到了設計效果。

2.2 催化床分隔

發(fā)動機在初期設計時采用單床結(jié)構(gòu)，試車后期室壓粗糙度較大，且性能和壽命未達到試車要求。對試車后的催化床進行CT掃描發(fā)現(xiàn)，催化床中空腔較大。分析認為：為保證發(fā)動機快速分解采用了24～30目細顆粒催化劑，由于顆粒較小導致催化劑易破碎而形成粉末，催化劑粉末進入噴管吹走或孔隙合并，使催化床出現(xiàn)大的空腔，推進劑和催化劑分解不均勻，產(chǎn)生暫時性積液現(xiàn)象，導致發(fā)動機的室壓粗糙度較大，并出現(xiàn)喘式壓力振蕩。當催化劑破碎嚴重時，催化床催化能力會下降，同時也會引起催化劑粉末燒結(jié)而使流阻增大，導致室壓嚴重下降，使發(fā)動機壽命縮短。

為提高發(fā)動機的壽命，對催化床結(jié)構(gòu)設計進行改進：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，抗壓強度增強，催化劑破碎大幅減少，同時催化床分為兩床，催化劑的破碎疊加效應降低，使催化床空腔變小。

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

對有前后床結(jié)構(gòu)的發(fā)動機進行了高空模擬熱試車考核。結(jié)果表明：發(fā)動機開關機正常，工作穩(wěn)定，壽命明顯增加，溫起動次數(shù)從500次提高到1 000次。由如圖5所示的試車后推力器可知：采用分隔后的催化床中空腔明顯變小，后床破碎程度很低，無明顯空腔，達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基推進劑有更高的比沖和密度比沖，導致催化床內(nèi)部工作溫度遠高于單元肼，小推力發(fā)動機催化床內(nèi)部溫度約1 200 ℃，常規(guī)高溫合金網(wǎng)點焊在高溫合金擋板結(jié)構(gòu)上的方案已無法滿足長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)動機結(jié)構(gòu)可靠性。

HAN基推進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)動機在設計初期，采用在高溫合金材料擋板上點焊高溫合金網(wǎng)的方案，但經(jīng)長時間試車考核后，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)動機的使用要求。

因難熔金屬涂層長時間高溫下工作游離出的硅化物附著催化劑表面會導致催化劑活性下降，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引起催化劑活性下降，且鉑銠合金耐溫可達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 不同材料試車后結(jié)構(gòu)Fig.6 Material structure after test

對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)動機進行了熱試車考核。結(jié)果發(fā)現(xiàn)：發(fā)動機穩(wěn)態(tài)和脈沖工作均正常，工作時間達到累計穩(wěn)態(tài)10 000 s以上和累計脈沖10 000次以上，試車后擋板結(jié)構(gòu)完好，無燒蝕現(xiàn)象(如圖6(b)所示)，說明采用耐高溫鉑銠合金材料，能大幅提高發(fā)動機的性能和壽命，實現(xiàn)發(fā)動機的可靠工作。

3 發(fā)動機熱試車

對研制的HAN基單組元1 N發(fā)動機進行高空模擬熱試車考核(如圖7所示)，考核了發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)、脈沖、落壓工況和溫起動次數(shù)。結(jié)果表明：發(fā)動機性能和壽命均滿足技術指標，初步達到工程應用要求。

圖7 發(fā)動機高空模擬熱試車Fig.7 High altitude simulation test

另外，對發(fā)動機不同穩(wěn)態(tài)工作時間、落壓工況以及長程穩(wěn)態(tài)壽命等進行了考核，共進行溫起動1 008次，穩(wěn)態(tài)累計工作時間21 290 s，單次最長穩(wěn)態(tài)工作時間1 000 s，最短穩(wěn)態(tài)工作時間10 s，燃燒效率達到0.96，發(fā)動機全程工作中室壓和推力曲線平穩(wěn)，無起動壓力峰；發(fā)動機響應特性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 ℃；閥門溫度約50 ℃，在閥門正常工作的溫度區(qū)間內(nèi)。發(fā)動機典型穩(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；起動加速性t80=0.1～0.6 s；關機減速性t20=0.2～1.0 s；累計工作時間21 290 s；最長工作時間1 000 s；累計脈沖工作10 100次；溫起動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

對發(fā)動機的不同點火時間、不同占空比下的脈沖工作能力進行了考核。結(jié)果表現(xiàn)：發(fā)動機連續(xù)脈沖達1 000次，累計脈沖次數(shù)超過10 000次，脈沖寬度20～500 ms；脈沖沖量與脈沖寬度成線性關系，脈沖一致性較好。發(fā)動機典型穩(wěn)態(tài)性能如圖8(b)所示。

4 結(jié)束語

HAN基單組元推進技術是繼肼類有毒推進技術后的第二代單組元推進技術，符合空間推進無毒化發(fā)展的方向。HAN基推進劑具有無毒、環(huán)境保護性好的特點，能較顯著地節(jié)省推進劑處理和加注費用，同時具有更長航天器服務壽命。本文通過對HAN基無毒單組元1 N發(fā)動機的頭部噴注器設計、分隔床結(jié)構(gòu)設計和耐高溫的鉑銠合金材料應用的研究，突破了流量分配、催化床結(jié)構(gòu)和耐高溫材料結(jié)構(gòu)等關鍵技術，獲取了發(fā)動機的穩(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)研究推進劑、催化劑與發(fā)動機三者間的匹配性，以進一步減小催化劑的破碎。目前該發(fā)動機完成模樣階段的總結(jié)和評審，并轉(zhuǎn)入初樣階段的研制，同時已被國內(nèi)快響小衛(wèi)星所采用，實現(xiàn)衛(wèi)星姿軌控推進系統(tǒng)的無毒化。

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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

國家863項目資助(2015AA7023023)

劉 川(1986-)，男，碩士，主要研究方向為液體火箭發(fā)動機設計。

V43

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.04.006