|
摘要 介绍了固液火箭发动机的工作过程，研究了其特点和性能，讨论了固液火箭发动机符合低成本、高可靠、无污染的未来运载火箭发展的3条原则，并着重研究了它在空间发射上的应用前景。
关键词 固液火箭发动机，混合推进，空间应用。
1 引 言
目前大多数的火箭或宇宙航行器都采用固体推进剂或液体推进剂的火箭发动机，不论是固体火箭发动机还是液体火箭发动机，在具有各自优点的同时，也具有一定的缺点。对这两种发动机不断改进，有可能改善某些性能，但由于单独采用液体或固体推进剂，有些缺点不可能完全消除，因此出现了采用不同聚集态推进剂（固体或液体）的发动机,这种发动机称为固液火箭发动机。它是目前火箭推进系统的一个发展方向，已成为液体和固体火箭发动机的重要竞争者，有着广阔的发展前景［1～４］。
20世纪的运载火箭基本上是由远程导弹发展而来的。虽然各国结合自己的情况进行了不少的改造，但仍然不能脱离武器技术的约束按照运载火箭商业发射的要求去发展。20世纪80年代末提出了新一代运载火箭应贯彻低成本、高可靠、无污染的3条原则，受到了各国航天界科技工作者的赞同［5］，这3条原则完全符合运载火箭的发展规律。本文将根据固液火箭发动机的工作过程，研究其特点和性能，讨论固液火箭发动机符合低成本、高可靠、无污染的3条原则，并研究其在空间发射的应用前景。
2 固液火箭发动机的工作过程
由于存在多种物理和化学过程，固液火箭发动机的工作过程相当复杂，必须考虑在固体燃料通道内，由两种不同流动而引起的反应流。一种是经喷注器喷射进到装药通道前部的氧化剂流动，另一种是固体燃料高温分解产物的流动。氧化剂、燃气和燃烧产物在发动机内的流动符合粘性流体力学方程，问题的关键在于壁面反应和流动之间的相互影响［6］。
图1是固液火箭发动机的一种系统简图。 （图片）
图1 固液火箭发动机简图 当启动发动机时，活门1打开，经过加热的压缩气体通过减压器以一定的压力进入贮箱。在打开活门2之后，压缩气体挤压 贮箱内的液体推进剂，使之流入喷注器的头部，在喷注器的作用之下液体组元碎裂为液滴和射流，然后流进固体药柱的通道，于是固体组元点燃，在药柱表面形成的气体与通道内的液体组元混合，燃料和氧化剂的混合物燃烧，燃烧产物流经喷管后向外喷出，从而产生推力。
氧化剂和固体推进剂的混合燃烧，在发动机内有两个不同的燃烧区域：入口回流区和主燃烧区。图2是固液火箭发动机的燃烧过程。（图片）
图2 固液火箭发动机燃烧过程 为了改善燃烧，液氧-HTPB固液火箭发动机在固体燃料药柱前端有预燃室，加速液氧气化。氧化剂在预燃室内形成一个回流区。该回流区的气流速度较小，同时该区湍流混合很强烈，使部分氧化剂与气化燃料能够充分混合燃烧，故而此区的燃烧由化学动力学控制。入口回流区的燃面后退速率直接由燃料烧蚀和界面上的异相燃烧控制。
3 固液火箭发动机特点
固液火箭发动机具有其它火箭发动机不具备的优点：
a）安全性好。
1)惰性固体燃料——在固液火箭发动机中常用的固体燃料像HTPB和PE都是惰性物质，因此在生产、贮存和操作过程中安全性好。
2)无毒氧化剂——氧化剂如液氧不是有毒的。
3)不会发生爆炸和爆燃——在固体火箭发动机中，由于外界冲击或药柱中出现裂纹、脱粘，都有可能使发动机发生爆炸或爆燃而引发灾难性事故。而在固液火箭发动机中燃料和氧化剂是分在两个贮箱中，燃烧通常发生在固体燃料表面。固体装药气化的必要条件是热流从燃烧区强烈进入固体装药中，即从沿装药通道的气流中强烈进入固体装药。因为热流从该气流进入裂纹中不如进入主要表面那么强烈，所以裂纹的气化速率低，这就减小了由于出现裂纹而对装药气体生成量的影响，不会发生爆炸和爆燃。
4)燃烧产物无污染——在固液火箭发动机中，推进剂组合大多采用HTPB/液氧，它们的燃烧产物不会对环境造成污染。
b）操作和设计简单。
1)外界温度变化对发动机影响不大——温度变化对混合燃烧速度影响不大，因此不必像固体发动机那样，考虑由于外界温度变化而使工作压强变化，从而燃烧室设计不需要额外的安全系数。
2)燃烧室不需要冷却系统——由于固体燃料加热分解，本身就可以对燃烧室壳体进行冷却，此外没有燃烧的固体燃料还可以充当燃烧室壳体绝热层，因此固液火箭发动机不另外需要再生或液膜冷却系统。
3)装药设计可以粗略一些——固体发动机会由于药柱偶然出现的裂纹、脱粘而发生爆炸或爆燃，因此在发射前必须对发动机进行探伤。而固液火箭发动机对药柱中偶然出现的裂纹、脱粘不敏感，装药设计可以粗略点。
c）操作灵活。
1)容易关机和重新启动——由于固液火箭发动机中有独立的开/关控制阀门，整个混合燃烧过程比液体和固体发动机容易控制。
2)推力调节能力强——有文献表明［7］，只要简单地改变氧化剂流量大小，就可以使推力改变90%，而性能只损失10%。液体发动机在调节推力时，必须同时精确调整两个控制阀门来改变氧化剂和燃料流量。如果要调节固体发动机的推力，只有改变装药设计。
3)有多种推进剂组合可采用——在固体燃料中可以加入各种不同的添加剂如铝粉，来提高发动机的比冲。
d）可靠性高。
相对于双组元液体火箭发动机而言，它只有一种液体组元，简化了系统，提高了可靠性；相对于固体火箭发动机来说，燃料药柱结构简单、强度高且是惰性物质，
对药柱中偶然出现的裂纹、脱粘不敏感，大大提高了可靠性。
固液火箭发动机的主要缺点有：
a） 固体燃料药柱气化表面的后退速率低，这就必须加长燃烧室或采用多孔药柱，且与许多因素有关，目前主要通过发动机实验来确定。
b） 氧化剂从头部喷入燃烧室，要有足够的空间使固体燃料分解的气体与氧化剂混合，这就减少了燃料药柱的容积充填系数。
c） 燃烧效率低，一般在95%左右，比液体和固体火箭发动机都稍低。
d） 在稳态工作和推力调节过程中，推进剂的混合比将稍偏离最佳值，使比冲有所损失。
e） 固液火箭发动机的技术还不成熟，如果要达到实际应用，还须作大量的研究工作。
4 固液火箭发动机性能
固液火箭发动机有多种推进剂组合可供选用。固体燃料主要是聚氨酯类的橡胶，例如端羟聚丁二烯，有的还含有金属粉末（如铝、镁等）和含能增塑剂。使用最普遍的氧化剂是液氧，已经使用过了的其它氧化剂有四氧化二氮、一氧化二氮、硝酸和过氧化氢。
热化学计算表明［8］，可贮存的混合式推进剂比金属添加剂的固体推进剂有较高的比冲，与可贮存的液体推进剂性能相当。四氧化二氮与聚乙烯及过氧化氢与聚乙烯的组合比冲可以达到2 705 m/s。使用液氧和固态高聚物的半低温混合推进剂优于可贮存的液体推进剂，与液氧/煤油半低温液体推进剂性能相当。
在图3中示出了HTPB与一些氧化剂组合时的理论真空比冲（燃烧室压强pc=2.068 MPa,膨胀比ε=60∶1）［9］。
（图片）
图3 HTPB与各种氧化剂组合时的理论比冲 5 固液火箭发动机成本低
国外研究表明［4］，固液火箭发动机的成本只是液体或固体火箭发动机的一小部分。以拟用于宇宙火箭启动级，推力为14 000 kN的大型固液火箭发动机为例，可以鉴别不同类型火箭发动机的成本关系。火箭发动机的成本由最后的研制、生产、运转期间的费用以及材料和推进剂的成本来决定。美国专家们认为，推力为14 000 kN的大型火箭发动机中，固液火箭发动机成本最低。还指出，当创建14 000 kN固液火箭发动机时，它的成本为3 700万美元，即每公斤质量为5.3美元，而以后成本将降低到每公斤质量为3.6美元。而创建相同推力的大型固体火箭发动机，每公斤质量为6.6美元，而以后成本也只能降低到每公斤质量为4.85美元。液体火箭发动机的成本比固体火箭发动机也要高很多。固液火箭发动机成本低主要缘于如下原因：
a） 安全性好——由于固液火箭发动机不会发生爆炸或爆燃，推进剂也是无毒的，在生产和运输过程中，不需要采取过多的防范措施。
b） 硬件生产成本低——氧化剂贮箱和燃烧室壳体均可以采用廉价的钢壳体，一些部件和零件的生产也可以采用商业标准。
c） 检测费用低——在生产过程中没有必要像液体和固体火箭发动机那样，需要进行严密监测以防发生爆炸，发射前也不必对固体装药进行无损探伤。
d） 研制风险小——固液火箭发动机的设计可以参照液体和固体火箭发动机的成熟技术，可以做到投资风险小而很容易把火箭研制成功。
6 固液火箭发动机在空间发射上的应用
虽然固液火箭发动机的设计和工作条件很简单，但对这些发动机最初的一些研究表明，如果不解决与发动机相关的科学问题（主要从混合燃烧领域开始研究），就不可能制造出能够与其它类型火箭发动机相比的固液火箭发动机。
特别是已经证明，假设不采取专门的措施，那么固液火箭发动机燃烧时的燃烧效率就会很低。固液火箭发动机燃烧不完全的损失估计为百分之几十，然而在液体火箭发动机和固体火箭发动机中，总损失为百分之几。通过实验推进剂性质，选择液体组元喷射的适当形式和控制参数以及使用在燃烧室中产生紊流的装置，非常显著地提高了燃烧效率，并且目前燃烧效率可以达到0.95以上。
同时，随着对混合燃烧和固液火箭发动机的控制这些重要问题的研究，对这种类型发动机所期望的一些优点（高的工作稳定性，对装药缺陷的不敏感性，多次启动的可能性等等）都被证实了。
根据国外对固液火箭发动机的研究结果，可以得出结论，其特性接近计算特性的固液火箭发动机的研制已经成为现实。国外文献指出，因为固液火箭发动机在空间条件的影响下具有高的稳定性，启动和停车简单，冲量值精确并可控制推力。因此，固液火箭发动机对用于空间研究目的特别有吸引力，尤其是对于要求发动机定期点火作长时间惯性运动的飞行。
美国早在1970年就完成了带有高能推进剂的用于运载火箭末级的实验固液火箭发动机的成批试验。在这种发动机推进剂中，用有锂和氢化锂添加剂的聚丁二烯作为燃烧剂，用液氟和液氧的混合物作氧化剂。这种发动机按带挤压式推进剂供应系统的设计制成，燃烧室直径稍大于1 m,发动机长度大约为3.7 m。在这种发动机试车的过程中，其推力达50 kN，试车时间达50 s。
国外研究了基于三组元推进剂的固液火箭发动机（把氢引入燃烧室），研究指出，这种固液火箭发动机用在空间火箭的末级将可能显著地增加它们的有效载荷质量。
美国火箭公司发展固液火箭发动机的目的就是将其应用于小型运载火箭及中、重型运载火箭的捆绑助推器以及上面级中［8,10,11］。
在未来几十年里，高安全性、高可靠性、低成本和对环境污染小的新型小运载火箭会得到飞速发展。为了验证固液火箭发动机用于小型运载火箭的可行性，美国已经成功地设计了H-500和H-250K固液火箭发动机，并把它应用于亚轨道火箭。此外把H-250K发动机改进成H-1800发动机,准备应用于天鹰座系列小运载火箭。
美国在研究用固液火箭发动机来代替目前中型火箭德尔它和宇宙神所使用的固体火箭助推器，来提高有效载荷能力。美国还准备在下一代运载火箭中采用液氧/液氢发动机作为主发动机，周围捆绑固液火箭发动机的结构形式。这种未来火箭会更经济、更可靠，并能用于载人和不载人两种用途，并且在未来火箭整个研制、生产和飞行过程中会更加安全，对环境危害会降到最小，在出现故障时还能紧急关机。在欧洲，DLR在研制HY157固液火箭发动机以替代P170固体火箭助推器，然后计划用于未来阿里安5运载火箭的助推器。
由于有多次启动能力，固液火箭发动机在火箭上面级上也有很好的应用前景。美国火箭公司在考虑将固液火箭发动机作为入轨发动机，多次点火以保证有效载荷能准确入轨。马歇尔空间飞行中心对将固液火箭发动机作为脱轨发动机进行了可行性研究。
7 结论
与液体火箭发动机和固体火箭发动机相比，固液火箭发动机技术还不成熟，但随着运载火箭国际商业发射市场竞争日益激烈，具有高安全性、高可靠性和低成本等特点的固液火箭发动机在今后一段时间里会得到飞速发展。我国要想在运载火箭国际商业发射市场中，赢得应有份额，发展固液火箭发动机是一个很好的选择方向。
参 考 文 献
1 Altman D. Hybrid rocket development history. AIAA Paper 91-2515.
2 Sims J D, Frederick R A. Preliminary design of a hybrid propulsion multimission missile system. Journal of Spacecraft and Rockets,1997,34(2).
3 Klaus R Wanger, Robert H Schmucker. Hybrid propulsion for space applictions: a critical assessment. AIAA Paper 92-3305.
4 Paul N Estey, Brian G R Hughes. The opportunity for hybrid rocket motors in commercial space. AIAA Paper 92-3431.
5 屠善澄，黄志澄主编.载人航天发展展望.北京：国防工业出版社，1997.
6 Philmon George, Krishnan S. Fuel regression rate enhancement studies in HTPB/GOX hybrid rocket motors. AIAA Paper 98-3188.
7 Willians F A. Grain design and throttling of hybrid rocket motors. Chemical Engineering Progress Symposium Series, 1966,62(61).
8 贺武生等译.混合式火箭推进装置的发展前景.火箭推进，1994(1).
9 Estey Paul N, Whittinghill Geroge R. Hybrid rocket motors propellant selection alternative. AIAA Paper 92-3592.
10 单建胜等.固液火箭发动机的研制及其应用.固体火箭技术，1997,20(3).
11 Kniffen B J. Hybrid rocket development at the American rocket company. AIAA Paper 90-2762.
4/25/2005
|
