烴類推進劑航天動力技術(shù)進展與展望未來的探析論文
烴類推進劑航天動力技術(shù)進展與展望未來的探析論文
推進劑又稱推進藥，有規(guī)律地燃燒釋放出能量，產(chǎn)生氣體，推送火箭和導(dǎo)彈的火藥。一些火箭設(shè)計的推進劑來自非化學(xué)能源或甚至是來自外部的能源。例如水火箭使用壓縮氣體，一般是空氣，迫使水從火箭噴出。以下是學(xué)習(xí)啦小編今天為大家精心準(zhǔn)備的：烴類推進劑航天動力技術(shù)進展與展望未來的探析相關(guān)論文。內(nèi)容僅供參考，歡迎閱讀!
烴類推進劑航天動力技術(shù)進展與展望未來的探析全文如下：
【摘要】：為研究烴類推進劑航天動力技術(shù)在中國的后續(xù)發(fā)展和未來應(yīng)用方向,對比分析煤油、甲烷和丙烷等典型烴類推進劑的物理化學(xué)性質(zhì)和應(yīng)用特性,簡要介紹烴類推進劑航天動力在一次性運載火箭、可重復(fù)使用運載器、高性能上面級推進、無毒空間推進和吸氣式推進領(lǐng)域的發(fā)展動態(tài)及應(yīng)用狀況。當(dāng)前國內(nèi)外航天動力系統(tǒng)的發(fā)展和應(yīng)用情況表明,以液氧煤油發(fā)動機和液氧甲烷發(fā)動機為代表的烴類推進劑航天動力將引領(lǐng)未來高性能低成本航天推進系統(tǒng)的發(fā)展趨勢,依照中國液氧/烴火箭發(fā)動機的研制進展和技術(shù)水平,以其為核心的新型動力體系在中國未來的天地往返、載人登月和深空探測等多任務(wù)適應(yīng)性方面具有良好應(yīng)用前景。
【關(guān)鍵詞】： 液體火箭發(fā)動機 航天推進 液氧煤油 烴類 推進劑
引言
2011年12月發(fā)布的《2011年中國的航天》白皮書明確指出，中國將加強航天運輸系統(tǒng)建設(shè)，發(fā)展新一代運載火箭和運載火箭上面級，開展重型運載火箭專項論證和關(guān)鍵技術(shù)預(yù)先研究，從而不斷提升進入空間的能力。2012 - 2016年，中國航天將實現(xiàn)“長征五號”、“長征六號”和“長征七號”運載火箭首飛，其中液氧/烴火箭發(fā)動機在我國新一代無毒、無污染運載火箭的芯級、助推級和上面級動力系統(tǒng)中占據(jù)重要地位。此外，大推力液氧/烴火箭發(fā)動機也是我國未來載人登月、深空探測用重型運載火箭的核心動力之一，以液氧/烴火箭發(fā)動機為主動力的航天推進體系己初現(xiàn)曙光。
目前，煤油等烴類燃料廣泛應(yīng)用于渦扇、渦噴、渦軸和沖壓發(fā)動機等航空領(lǐng)域。與此同時，高性能、低成本、無毒和安全可靠的特點也使烴類推進劑在航天推進領(lǐng)域得到了廣泛關(guān)注和應(yīng)用，如美國的宇宙神-5 ( Atlas-J)、德爾塔-2 ( Delta-2)、獵鷹- 9 ( Falcon-9)、安塔瑞斯(Antares)和俄羅斯的聯(lián)盟號(Soyuz)、安加拉(Angara)系列運載火箭的芯級和助推級動力都采用了液氧/烴推進劑組合。
為理清烴類推進劑航天動力技術(shù)在中國的后續(xù)發(fā)展和未來應(yīng)用方向，本文分析了典型烴類推進劑的物理化學(xué)性質(zhì)和應(yīng)用特性，回顧了烴類航天動力在一次性運載火箭、可重復(fù)使用運載器、上面級、空間推進和吸氣式推進領(lǐng)域的技術(shù)進展和應(yīng)用現(xiàn)狀，并對以液氧煤油火箭發(fā)動機為代表的烴類航天動力在中國的未來應(yīng)用進行了展望。
1典型烴類推進劑的特性
推進劑特性是決定發(fā)動機和運載器性能的關(guān)鍵因素之一。推進劑組合(尤其是燃料)的選擇不僅要權(quán)衡推進劑性能、經(jīng)濟因素、物理化學(xué)性質(zhì)、點火及燃燒特性等與發(fā)動機自身相關(guān)因素，還需要綜合考慮推進劑對運載器有效載荷、結(jié)構(gòu)質(zhì)量以及使用維護費用的影響。
液體火箭發(fā)動機常用的烴類燃料主要有乙醇(酒精)、丙烷、煤油和甲烷等，典型烴類燃料的物理化學(xué)性質(zhì)，液氧/烴推進劑組合的理論真空比沖 (為便于對比，同時給出了液氫的物理化學(xué)性質(zhì)和理論比沖)。與液氫相比，烴類燃料的缺點是比沖和再生冷卻能力相對較低，并且容易積碳和結(jié)焦。另一方面，液氧/烴推進劑組合具有來源廣泛、成本低廉、組合密度高、比沖性能高、無毒環(huán)保和耐儲存性好等諸多優(yōu)勢。
乙醇易揮發(fā)，易與空氣形成爆炸性混合物，使用安全性較差。液氧/乙醇組合在比沖和密度上都不具有明顯優(yōu)勢，在主火箭發(fā)動機上的研究自20世紀(jì)60年代就己停止。
液氧/過冷丙烷在20世紀(jì)90年代曾一度被認為是一種很有前途的液氧/烴推進劑組合，但丙烷密度高于空氣，爆炸容積百分數(shù)相對較低，作為液體火箭發(fā)動機燃料大規(guī)模應(yīng)用存在較大危險，且沒有明顯的性能和技術(shù)優(yōu)勢，目前多應(yīng)用于小型航天器的微推進系統(tǒng)中。
火箭煤油是一種典型的包含有不同烴類成分的火箭發(fā)動機燃料，密度高且使用安全性最好，但再生冷卻能力相對較低，其結(jié)焦極限溫度最低，在富燃燃燒時也存在積碳問題。鑒于此，蘇聯(lián)和中國在液氧煤油發(fā)動機中使用極低含硫量的煤油、冷卻通道內(nèi)人為設(shè)置粗糙度、控制推進劑初始溫度、燃燒室設(shè)置內(nèi)冷卻環(huán)帶并在內(nèi)壁噴涂高溫隔熱涂層，從而突破了由煤油冷卻性能和結(jié)焦所帶來的燃燒室壓力限制，采用富氧預(yù)燃室避開了積碳問題，進而實現(xiàn)了高壓富氧補燃循環(huán)模式，將高比沖和高組合密度的優(yōu)勢進一步突顯了出來。
采用高能合成煤油(Syntin煤油)是提高火箭發(fā)動機性能的有效措施。Syntin煤油的化學(xué)分子式為C1016，具有張力環(huán)結(jié)構(gòu)和四種同分異構(gòu)體。與火箭煤油相比，Syntin煤油的冰點較低，滿足空間低溫工作要求;相同條件下的動力黏度小，流動性能更優(yōu);相同溫度下的密度和飽和蒸汽壓稍高;傳熱性能與火箭煤油相當(dāng)，安全性可控;材料相容性好，存儲性能穩(wěn)定，但張力環(huán)結(jié)構(gòu)和熱穩(wěn)定性限制其作為冷卻劑時溫度必須低于394℃。
在同等的約束和設(shè)計條件下，液氧煤油發(fā)動機的理論真空比沖比液氧甲烷發(fā)動機低約100 m/s，但密度比沖卻高出16.4%，維護使用也更方便。此外，液氧/Syntin煤油的理論真空比沖比液氧/火箭煤油相應(yīng)值高出80~150 m/s，典型的如RD 58S火箭發(fā)動機的真空比沖高達3541 m/s，液氧/高能合成煤油應(yīng)用于上面級發(fā)動機時更具發(fā)展?jié)摿Α?/p>
由于高壓富氧補燃循環(huán)和燃氣發(fā)生器循環(huán)模式均適用于液氧/煤油推進劑，故液氧煤油發(fā)動機可以作為一次性運載火箭和可重復(fù)使用運載器的芯級、助推器以及無毒上面級的主動力。迄今為止，蘇聯(lián)/俄羅斯和美國己成功研制了多種具有重要歷史意義的液氧煤油發(fā)動機，典型的有土星-5運載火箭的F-1燃氣發(fā)生器循環(huán)發(fā)動機、N-1運載火箭的NK - 33補燃循環(huán)發(fā)動機以及天頂/能源號火箭的RD-170補燃循環(huán)發(fā)動機，其中地面推力7295 kN的RD-170高壓補燃循環(huán)發(fā)動機在一定程度上成為液氧煤油火箭發(fā)動機技術(shù)水平的標(biāo)桿。
液氧/液態(tài)甲烷(或液化天然氣)推進劑組合是近三十年來的研究熱點之一。甲烷是單碳原子的低密度碳氫化合物，兼具氫和煤油的部分優(yōu)點。液態(tài)甲烷屬于低溫推進劑，優(yōu)點是比熱高、豁度小、結(jié)焦極限溫度高，基本無結(jié)焦和積碳問題，是目前僅次于液氫的再生冷卻劑或膨脹循環(huán)冷卻劑。液態(tài)甲烷的缺點在于密度較小、飽和蒸汽壓高，致使密度比沖偏小且燃料泵的抗汽蝕性能不易保證。液態(tài)甲烷經(jīng)過再生冷卻后己接近氣態(tài)，液氧/甲烷組織氣液噴霧燃燒時燃燒效率高、燃燒穩(wěn)定性好，燃氣發(fā)生器效率也以甲烷最高。因此，富燃補燃循環(huán)、膨脹循環(huán)以及燃氣發(fā)生器循環(huán)模式都將適用于液氧/甲烷推進劑組合。
液氧甲烷發(fā)動機的密度比沖偏低，其綜合性能也略低于高性能的補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機，液氧甲烷發(fā)動機作為芯級或助推級毫無優(yōu)勢。作為高空發(fā)動機，由于其性能遠低于液氫液氧發(fā)動機，因而也不能替代后者，迄今為止還沒有液氧甲烷發(fā)動機型號得到實際應(yīng)用和飛行試驗驗證。另一方面，液態(tài)/甲烷組合在烴類燃料中比沖最高，重復(fù)使用時無需清洗，液氧甲烷可重復(fù)使用火箭發(fā)動機被認為是比較有發(fā)展和應(yīng)用前景的可重復(fù)使用運載器動力。由于液氧和液態(tài)甲烷的沸點分別為-183℃和-162℃，均接近空間溫度，便于空間長期貯存，貯箱間無需特殊的絕熱結(jié)構(gòu)，故液氧甲烷發(fā)動機也可作為未來高性能的無毒通用型上面級發(fā)動機或空間飛行器動力系統(tǒng)的主要發(fā)展方向之一。
除上述的乙醇、丙烷、煤油和甲烷之外，高張力四環(huán)庚烷(Quadricyclane，分子式C7H8)也是一種備選烴類推進劑。四環(huán)庚烷在常溫下的密度為0.982g /cm³，高于火箭煤油和Syntin煤油。但四環(huán)庚烷含有張力環(huán)，且閃點較低，故熱穩(wěn)定性較差，作主動冷卻劑時存在一定的結(jié)焦和積碳，其潛在應(yīng)用是取代偏二甲肼形成毒性相對較小的四氧化二氮/四環(huán)庚烷自燃推進劑組合。
綜上，液氧/烴類是液體火箭發(fā)動機推進劑組合的主力，以液氧煤油發(fā)動機和液氧甲烷發(fā)動機為代表的液氧/烴動力有望成為航天運輸系統(tǒng)的主要發(fā)展目標(biāo)。對于一次性使用火箭發(fā)動機，由于工作時間短暫，應(yīng)在綜合考慮研制難度、生產(chǎn)成本的前提下追求高比沖性能，富氧補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機和富燃補燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動機的比沖高、氣液噴霧燃燒穩(wěn)定性好，結(jié)構(gòu)尺寸、渦輪泵功率及推力室冷卻套壓力適中，具有一定優(yōu)勢。對于可重復(fù)使用發(fā)動機，需要多次和長時間工作，低室壓的富燃補燃循環(huán)液氧甲烷發(fā)動機、低室壓的富氧補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機以及系統(tǒng)壓力較低的燃氣發(fā)生器循環(huán)液氧甲烷發(fā)動機則更為適宜。
2烴類推進劑航天動力的技術(shù)進展與應(yīng)用
進入21世紀(jì)以來，美國、俄羅斯、歐洲等國家和地區(qū)競相開發(fā)太空和臨近空間等戰(zhàn)略高地，重新調(diào)整了航天發(fā)展戰(zhàn)略，加大了對天地往返、深空探測和臨近空間開發(fā)的支持力度，烴類推進劑航天動力及運載器將在其中扮演重要角色。
2. 1液氧/烴發(fā)動機在一次性運載火箭中的應(yīng)用
液氧/煤油推進劑組合在俄羅斯和美國的運載火箭的芯級和助推級動力中得到了廣泛應(yīng)用。
2.1.1俄羅斯
蘇聯(lián)/俄羅斯的液體火箭發(fā)動機技術(shù)在世界范圍內(nèi)首屈一指，液氧煤油火箭發(fā)動機在蘇聯(lián)/俄羅斯著名的聯(lián)盟號、N-1、能源號和天頂號運載火箭的芯級、助推器以及質(zhì)子號運載火箭上面級動力中是絕對主力。
蘇聯(lián)在20世紀(jì)50年代研制了RD-107 /108液氧煤油發(fā)動機，并將其應(yīng)用于聯(lián)盟號火箭，目前仍然承擔(dān)著為國際空間站運送人和物的發(fā)射任務(wù)。蘇聯(lián)在載人登月競賽中研制的N-1火箭的動力全部為補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機，第一級為30臺NK -33發(fā)動機，第二級為8臺NK-43發(fā)動機，第三級為4臺NK - 39發(fā)動機，附屬于L-3登月系統(tǒng)的第四、第五級動力分別為1臺NK-31和1臺RD- 58M發(fā)動機。能源號重型火箭的助推級為四臺RD-170高壓補燃液氧煤油發(fā)動機，天頂號運載火箭第一級采用4臺RD-171發(fā)動機，第二級采用RD-120發(fā)動機。 1995年，俄羅斯開始研制安加拉(Angara)系列火箭，第一級和助推器的核心是單推力室的RD-191發(fā)動機，部分構(gòu)型的第二級采用補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機RD-0124 Ao 2009年，俄羅斯曾決定研制新的俄羅斯主要運載火箭Rus -M，芯級和助推器均計劃采用雙推力室的RD -180液氧煤油補燃發(fā)動機，RD-180發(fā)動機由一臺渦輪泵供應(yīng)兩臺推力室，燃燒室最大壓力超過25.7 MPa，海平面推力3829 kN，推力調(diào)節(jié)范圍47%~100% 0 2013年12月，俄羅斯成功發(fā)射了新的輕型Soyuz-2. 1 V運載火箭，第一級使用單推力室的NK-33發(fā)動機，第二級采用RD -0124發(fā)動機，后續(xù)計劃由RD-193發(fā)動機(RD-191改進)來接替NK-33發(fā)動機。
俄羅斯在研發(fā)新型運載火箭的同時，也將液氧煤油火箭發(fā)動機產(chǎn)品和技術(shù)出口至其它國家和地區(qū)。RD-180和NK - 33發(fā)動機出口至美國，安加拉火箭的通用型火箭模塊(URM)和RD-191發(fā)動機應(yīng)用于韓國羅老號(Naro)火箭，韓國也計劃在KSLV - 2運載火箭的第一級和第二級采用75噸級燃氣發(fā)生器循環(huán)液氧煤油火箭發(fā)動機。
2. 1. 2美國
在載人航天和載人登月競賽期間，美國研發(fā)了諸如H-1,F-1和RS-27等多種燃氣發(fā)生器循環(huán)液氧煤油火箭發(fā)動機。近年來，為大幅降低航天發(fā)射成本并提高運載器的可靠性，美國提出了多項航天發(fā)展規(guī)劃，部分己取得實質(zhì)性進展。
1)改進型一次性運載火箭及其液氧/烴發(fā)動機
2009~ 2013年美國航天發(fā)射任務(wù)的統(tǒng)計，美國后續(xù)大型空間載荷將主要由改進型一次性運載火箭(EELV)計劃下的宇宙神-5和德爾塔-4運載火箭負責(zé)發(fā)射。宇宙神-5的第一級采用RD一180高壓補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機，可靠性高且價格相對低廉，商業(yè)發(fā)射領(lǐng)域的訂單更多，己然成為美國后續(xù)航天發(fā)射的主力。由于RD-180發(fā)動機的地面推力較大，因此未來的宇宙神-5系列火箭將逐漸演變?yōu)閱渭墭?gòu)型，即以最少的級數(shù)和級間分離獲得最高的可靠性。
2)商業(yè)軌道運輸服務(wù)計劃及其液氧/烴發(fā)動機
目前獲得美國商業(yè)軌道運輸服務(wù)(CommercialOrbital Transportation Services COTS)計劃合同是空間探索技術(shù)公司(SpaceX)的獵鷹-9 ( Falcon-9)火箭和軌道科學(xué)公司(Orbital Sciences CorporationOSC)的金牛座-2 ( Taurus-2)/安塔瑞斯(Antares)火箭。
原始的獵鷹-9火箭第一級采用了9臺灰背焦-1 C ( Merlin-1C)燃氣發(fā)生器循環(huán)液氧煤油火箭發(fā)動機，第二級采用一臺高空型灰背焦發(fā)動機。SpaceX公司為改進型獵鷹-9火箭研制的Merlin-1D發(fā)動機的海平面和真空推力分別為654 kN和716 kN，海平面和真空比沖分別為2765 m / s和3050 m/s，改寫了當(dāng)前燃氣發(fā)生器循環(huán)液氧煤油發(fā)動機比沖性能的最高水平。安塔瑞斯的第一級采用2臺美國航空噴氣(Aerojet )公司的AJ - 26發(fā)動機，其原型即為NK -33液氧煤油發(fā)動機，其真空推重比高達136. 66 。
3)新型重型火箭論證中的液氧/烴發(fā)動機
美國國家航空航天局(NASA)在航天發(fā)射系統(tǒng)( Space Launch System } SLS)重型運載火箭方案論證過程中對比了固體助推和大推力液氧煤油助推方案的優(yōu)劣，前者有航天飛機技術(shù)做基礎(chǔ)，后者性能高、易維護、零基礎(chǔ)設(shè)計上更有成本優(yōu)勢，但需要重新研發(fā)液氧煤油發(fā)動機并新建相關(guān)基礎(chǔ)設(shè)施。后續(xù)SLS火箭的助推級Block II還將根據(jù)性能需求、運營成本和發(fā)射頻率在兩者之間進行選擇，改進后的推力約800噸的F-1B液氧煤油發(fā)動機就是有力競爭者之一。
2. 2液氧/烴發(fā)動機在可重復(fù)使用運載器中的應(yīng)用
可重復(fù)使用運載器是降低發(fā)射成本和應(yīng)對高密度發(fā)射的有效途徑，可重復(fù)使用飛行器及其動力技術(shù)己成為國外商業(yè)航天發(fā)射研發(fā)的重點，國外公司正在為未來商業(yè)航天發(fā)射開發(fā)真正意義上能夠重復(fù)使用的液體火箭發(fā)動機。
2008年3月，XCOR公司宣布研制一種火箭助推的兩座太空船“山貓”( Lynx)，將主要用于私人太空游。助推火箭擬采用循環(huán)往復(fù)活塞泵增壓的液氧煤油發(fā)動機XR-SI418，其推力為11. 12~12. 9 kN利用煤油對推力室進行再生冷卻。由于采用了三循環(huán)往復(fù)活塞泵，XR –SI418要比采用傳統(tǒng)渦輪泵的火箭發(fā)動機更為簡單、成本也更低廉，發(fā)動機的相關(guān)試驗己于2008年12月啟動，XCOR公司也在考慮將液氧/甲烷作為其推進劑。
Garvey Spacecraft公司與加利福利亞大學(xué)正在聯(lián)合開發(fā)可重復(fù)使用納米衛(wèi)星運載器(ReusableNanosat Launch Vehicles RNLV)，力求能夠?qū)?0 kg有效載荷送入250 km的極地軌道。RNLV第一、二級均采用擠壓式液氧稠化丙稀發(fā)動機，推力分別為29. 65 kN和1. 9 kN，燃燒室壓力約為2 MPa和1 MPa，推力室冷卻方式采用燒蝕冷卻和輻射冷卻，從而避開了丙稀再生冷卻時的結(jié)焦問題。
2007年3月，美國空軍選定安德魯斯太空公司( Andrews space)協(xié)助其完成“完全可重復(fù)使用進入太空技術(shù)計劃”( Fully-reusable Access to SpaceTechnologies ，F(xiàn)AST)，最終目標(biāo)是開發(fā)一種可完全重復(fù)使用的天地往返飛行器。推進系統(tǒng)計劃采用兩臺SpaceX公司Merlin-1或挑戰(zhàn)太空公司(Challengespace)的Chase-10液氧煤油發(fā)動機。
SpaceX公司的獵鷹-9和獵鷹重型火箭在設(shè)計之初就考慮了運載器及其Merlin-1液氧煤油火箭發(fā)動機的部分或完全可重復(fù)使用。目前，SpaceX公司正在嘗試利用“蚌錳”(Grasshopper)亞軌道可重復(fù)使用飛行器以實現(xiàn)獵鷹-9火箭第一級的可重復(fù)使用。2012年9月至2013年10月，第一代蚌錳飛行器己成功進行了8次垂直起降飛行試驗，在第8次試驗中利用火箭發(fā)動機反推力控制創(chuàng)造了744 m垂直降落的新紀(jì)錄。
2. 3烴類推進劑在上面級/空間推進領(lǐng)域中的應(yīng)用
蘇聯(lián)/俄羅斯為載人登月計劃和商業(yè)發(fā)射任務(wù)研制了高性能的液氧煤油上面級發(fā)動機。以聯(lián)盟號系列火箭為例，上面級有四推力室的燃氣發(fā)生器循環(huán)RD-0110發(fā)動機、四推力室的補燃循環(huán)RD -0124發(fā)動機、單推力室的補燃循環(huán)RD-0154發(fā)動機和RD-161 /161P發(fā)動機，而N-1火箭的BlockD和質(zhì)子號火箭的上面級則是RD -58/58M/58S系列發(fā)動機。除早期的RD-0110發(fā)動機和過氧化氫煤油發(fā)動機RD-161 P之外，上述其它上面級發(fā)動機的真空比沖均在3500-3600 m/s量級。
鑒于液氧/甲烷推進劑的特點和優(yōu)勢，俄羅斯自20世紀(jì)90年代起在己有的液氧煤油和液氫液氧發(fā)動機基礎(chǔ)上探索性地研制了RD-183 / 185 / 190液氧甲烷(液化天然氣)上面級發(fā)動機，計劃用于“人力車”運載火箭的第二級和第三級，但至今未得到飛行驗證。2000年前后，美國普惠公司開展了膨脹循環(huán)液氧甲烷發(fā)動機作為低成本上面級動力的方案論證工作。圍繞美國重返月球計劃，普惠公司就牽牛星月球著陸器下降級發(fā)動機采用液氧甲烷膨脹循環(huán)開展了參數(shù)估算，提出了發(fā)動機的具體方案NASA將RS -18發(fā)動機改造為月球著陸器上升級的擠壓式液氧甲烷發(fā)動機，并開展了高空模擬試車和低溫推進劑在月球表面的長期貯存模擬試驗研究;NASA進行了月球著陸器液氧甲烷反作用控制系統(tǒng)的試驗研究;獵戶座飛船服務(wù)艙的主推進和姿控裝置擬采用擠壓式液氧甲烷發(fā)動機，反作用控制系統(tǒng)擬采用氣氧甲烷發(fā)動機。
近年來，高濃度過氧化氫/煤油推進劑組合在空間推進系統(tǒng)中的應(yīng)用受到了關(guān)注，目的是替代現(xiàn)有的四氧化二氮/阱類推進劑組合。過氧化氫/煤油具有兩種工作模式，過氧化氫分解產(chǎn)生高溫氧氣和過熱水蒸汽，可作為單組元空間推進劑使用，而將其作為氧化劑與煤油或其它烴類燃料構(gòu)成雙組元推進劑時可獲得更高的推力和比沖。俄羅斯的RD - 161 P發(fā)動機的真空比沖3129 m/s，可用于軌道機動和載人航天飛行的生命保障系統(tǒng)，執(zhí)行空間推進任務(wù)時具有一定優(yōu)勢。美國Aerojet公司的過氧化氫煤油JP - 8火箭發(fā)動機也己成功應(yīng)用于X-37A空天飛機，還曾計劃應(yīng)用于美國空軍的空間機動飛行器(SMV)和NASA的X-37B空天飛機。 近十年來，氧化亞氮混合燃料(Nitrous OxideFuel Blend NOFB)在空間推進領(lǐng)域的應(yīng)用前景備受關(guān)注。 NOFB多以氧化亞氮與乙烷、乙烯或乙炔等烴類燃料的混合物形式貯存，因此也稱為混合單組元推進劑。當(dāng)加熱或催化分解NOFB時，氧化亞氮釋熱分解成富氧燃氣，隨之與燃料發(fā)生化學(xué)反應(yīng)。與同為單組元推進劑的阱相比，NOFB的真空比沖高達3200 m / s以上，無毒低成本，耐存貯溫度范圍寬，材料相容性好，并可實現(xiàn)再生冷卻、自增壓及深度節(jié)流。NASA原計劃于2013年在國際空間站開展400 N量級NOFBX發(fā)動機的空間性能測試，但至今未能實現(xiàn)。
除上述液氧/煤油、液氧/甲烷以及過氧化氫/煤油這類復(fù)雜的化學(xué)火箭發(fā)動機之外，烴類推進劑還可作為小型航天器微推進系統(tǒng)的冷氣源，目前己得到實際應(yīng)用的液化氣推進劑是丁烷和丙烷。英國薩里衛(wèi)星技術(shù)有限公司(Surrey Satellite TechnologyLtd ，SSTL)的首顆納衛(wèi)星SNAP - 1就采用了以丁烷為推進劑的冷氣推進系統(tǒng)，該推進系統(tǒng)是目前世界上最小的推進系統(tǒng)，總質(zhì)量僅450 g，推進劑丁烷質(zhì)量32.6 g。1974年，英國的Miranda ( X - 4)技術(shù)試驗衛(wèi)星首次采用了液態(tài)丙烷的液化氣推進技術(shù)，推力器推力為46 mN，比沖可達530·920 m / s，從而將整個微推進系統(tǒng)比沖提高到了440~679 m / s。
2. 4烴類燃料在沖壓和組合發(fā)動機中的應(yīng)用
對于飛行馬赫數(shù)Ma 10以下的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和火箭基組合循環(huán)發(fā)動機，宜采用高密度的吸熱型碳氫燃料。該類燃料既可通過自身的物理熱沉吸熱，又可以通過化學(xué)裂解吸收飛行器高溫部位產(chǎn)生的熱量，進而得到燃燒性能良好的小分子裂解產(chǎn)物，組織燃燒后為飛行器提供動力。
美國空軍研究實驗室與國防高級研究計劃局聯(lián)合研制的X -S1A飛行器的推進裝置為一臺JP - 7碳氫燃料的SJY61系列超燃沖壓發(fā)動機。2010年5月26日，X -S1A驗證機首飛過程中發(fā)動機密封失效，飛行器未加速至飛行馬赫數(shù)6以上。在2013年5月的第四次飛行試驗中，X -S1A飛行器超燃沖壓發(fā)動機在18.3 km高度持續(xù)工作210 s，最大飛行馬赫數(shù)Ma 5 . 1。 烴類燃料在吸氣式組合循環(huán)發(fā)動機技術(shù)探索中同樣占據(jù)重要地位。2010年，美國空軍委托Astrox公司就兩級入軌飛行器的不同構(gòu)型進行了對比分析。研究結(jié)果表明，全系統(tǒng)結(jié)構(gòu)尺寸和質(zhì)量最優(yōu)飛行器的第一級應(yīng)當(dāng)為可重復(fù)使用液氧煤油發(fā)動機，第二級則為液氧甲烷火箭基組合循環(huán)(Rocket BasedCombined Cycle}RBCC)發(fā)動機，這也為烴類燃料在美國組合發(fā)動機的應(yīng)用指明了方向。
3烴類航天動力在中國的研制進展
3. 1液氧煤油火箭發(fā)動機技術(shù)進展
20世紀(jì)80年代后期，我國提出了發(fā)展液氧煤油火箭發(fā)動機的設(shè)想，隨后便開展了高壓補燃循環(huán)(分級燃燒循環(huán))液氧煤油發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)。目前，作為我國新一代運載火箭芯級和助推級主動力的YF-100液氧煤油發(fā)動機己研制成功，作為上面級主動力的18噸液氧煤油火箭發(fā)動機研制告捷，新一代運載火箭即將陸續(xù)迎來首飛。
作為我國新一代運載火箭無毒、無污染、高性能和高可靠性的核心動力裝置，YF-100發(fā)動機是一種單推力室的高壓補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機，海平面推力約1200 kN，燃燒室壓力約18 MPa，海平面比沖約2942 m / s。與俄羅斯先進的RD-170 / 180 /191液氧煤油發(fā)動機相比，YF-100發(fā)動機的比沖基本與之相當(dāng)，但推力量級偏小。
我國120噸和18噸級液氧煤油火箭發(fā)動機均采用先進的高壓富氧補燃動力循環(huán)模式，經(jīng)過多年的探索和積累，例如富氧燃氣的高壓補燃技術(shù)，貯箱壓頭自身起動及化學(xué)點火技術(shù)，大范圍推力和混合比調(diào)節(jié)技術(shù)，高壓、大流量富氧預(yù)燃室技術(shù)，高壓推力室的再生冷卻技術(shù)，高性能、燃燒穩(wěn)定性好的氣/液噴注器技術(shù)，富氧燃氣驅(qū)動、大流量、全進氣、低壓比和高效率渦輪技術(shù)，高揚程、高效率液氧泵和燃料泵等一系列關(guān)鍵技術(shù)得以突破，標(biāo)志著我國己成為繼俄羅斯之后第二個完全掌握高壓補燃循環(huán)液氧煤油火箭發(fā)動機核心技術(shù)的國家。
3. 2液氧甲烷火箭發(fā)動機研究進展
我國于20世紀(jì)80年代開展了液氧甲烷發(fā)動機的預(yù)先研究工作，進行了液態(tài)甲烷的電傳熱試驗和推力室點火試驗，對比分析了甲烷和煤油、丙烷的燃燒穩(wěn)定性、積碳、結(jié)焦以及冷卻性能，并將綠色四氧化二氮和偏二甲阱常規(guī)發(fā)動機直接改為液氧甲烷發(fā)動機后進行了熱試車，結(jié)果表明液氧/甲烷是一種很有發(fā)展前景的推進劑組合。
進入21世紀(jì)，我國啟動了液氧甲烷發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)研究，提出了推力600 kN量級的燃氣發(fā)生器循環(huán)液氧甲烷發(fā)動機方案，采用富燃燃氣發(fā)生器、雙渦輪并聯(lián)甲烷/液氧渦輪泵，液態(tài)甲烷再生冷卻推力室。2013年，600 kN級液氧甲烷發(fā)動機全系統(tǒng)試車取得成功，液氧甲烷噴注器縮尺試驗研究、燃氣發(fā)生器點火方案研究、燃氣發(fā)生器低混合比液/液噴霧燃燒研究、渦輪泵適應(yīng)性研究、液態(tài)甲烷與材料相容性試驗研究取得了實質(zhì)進展。
4烴類航天動力在中國的發(fā)展展望
世界各國航天運輸系統(tǒng)大多采取重型和大型與中型/小型運載火箭相結(jié)合、載人航天與商業(yè)發(fā)射相互兼容的發(fā)展思路，大推力液氧煤油助推加液氧煤油或液氫液氧芯級成為典型的火箭構(gòu)型，涉及的火箭發(fā)動機類型少、數(shù)量少且推力大是未來主流運載火箭的典型構(gòu)型特征和發(fā)展趨勢。
在我國新一代的長征五號、六號和七號(CZ -5 /6 /7 )運載火箭中，CZ - 5低地球軌道(Low EarthOrbit LEO)運載能力可覆蓋10~25噸，地球同步轉(zhuǎn)移軌道(Geostationary Transfer Orbit } GTO)運載能力為6-14噸。與Atlas-5 , Delta-4和Ariane-5等運載能力相當(dāng)?shù)拇笮瓦\載火箭相比[X33-34] CZ -5火箭涉及三種型號發(fā)動機，構(gòu)型相對復(fù)雜，總體尺寸規(guī)模較大，GTO運載能力14噸的CZ-SE火箭的發(fā)動機數(shù)量更是多達12臺。此外，中型運載火箭CZ-7也同樣存在上述問題。顯然，我國新一代運載火箭的芯級和助推級發(fā)動機推力量級偏小，既不利于火箭構(gòu)型優(yōu)化，也無法滿足后續(xù)載人登月和深空探測等重大航天活動百噸級LEO運載能力的發(fā)射需求。
大推力液氧煤油發(fā)動機是我國未來重型運載火箭的核心動力，其衍生發(fā)動機也是未來CZ-5等火箭結(jié)構(gòu)和運載能力優(yōu)化的方向之一。我國重型運載火箭大推力液氧/烴發(fā)動機的推力需求范圍為4000~7000 kN，其商業(yè)應(yīng)用范圍較窄?？紤]到大推力發(fā)動機的使用成本、技術(shù)繼承性、技術(shù)帶動性以及運載項目對動力技術(shù)的牽引，宜在現(xiàn)有1200 kN級YF-100發(fā)動機基礎(chǔ)上研制推力5000 kN量級的雙推力室液氧煤油發(fā)動機，該發(fā)動機應(yīng)采用高壓富氧補燃循環(huán)、分級起動和泵后搖擺技術(shù)，且必須具備推力和混合比大范圍調(diào)節(jié)的能力。
雖然5000 kN級雙推力室液氧煤油發(fā)動機有YF-100火箭發(fā)動機作為技術(shù)儲備，但依然需要突破諸如大推力液體火箭發(fā)動機分級起動技術(shù)、高溫高壓富氧燃氣搖擺軟管技術(shù)、高效穩(wěn)定燃燒技術(shù)、高室壓大熱流推力室冷卻技術(shù)、高效的大功率渦輪泵技術(shù)、高精度大范圍流量調(diào)節(jié)技術(shù)、密封和軸承技術(shù)、低溫高壓動密封技術(shù)以及大推力發(fā)動機的制造和試驗等多項關(guān)鍵技術(shù)。為降低研制難度并實現(xiàn)液氧煤油發(fā)動機譜系化，應(yīng)首先研制2400 kN級的單推力室液氧煤油發(fā)動機，以此優(yōu)化CZ-5火箭構(gòu)型，減少發(fā)動機數(shù)量并提高可靠性，然后結(jié)合推力室和渦輪泵兩個技術(shù)驗證平臺最終研制成功5000 kN級雙推力室液氧煤油火箭發(fā)動機。 高壓補燃液氧煤油火箭發(fā)動機在我國載人和商業(yè)航天推進領(lǐng)域必將大有作為。120噸和18噸級液氧煤油火箭發(fā)動機在可重復(fù)使用和可靠性方面還存在提升空間，必須對其進行類似于YF-20系列或RD-107系列發(fā)動機的持續(xù)改進，不斷提升可靠性并加大商業(yè)化應(yīng)用驗證，才能滿足未來大/中型運載火箭載人航天和商業(yè)發(fā)射需求。
液氧/烴高性能上面級發(fā)動機、空間軌道轉(zhuǎn)移發(fā)動機、登月下降級和上升級發(fā)動機是進一步提升我國載人航天技術(shù)水平和空間探測能力的動力保障。作為中小型運載火箭上面級動力和空間探測軌道轉(zhuǎn)移動力的優(yōu)選方案之一，空間可貯存的高性能補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機還有待研究和發(fā)展，以RD -0154和RD -585發(fā)動機的系統(tǒng)方案和性能指標(biāo)為基準(zhǔn)，利用我國現(xiàn)有技術(shù)儲備來研制該類火箭發(fā)動機是完全可行的。此外，空間可貯存的液氧甲烷、液氧煤油以及NOFB發(fā)動機應(yīng)當(dāng)作為載人登月下降級和上升級動力而開展研究和研制。
鑒于美國和蘇聯(lián)/俄羅斯在載人登月和深空探測計劃中的經(jīng)驗和教訓(xùn)，登月下降級主發(fā)動機必須具備深度節(jié)流變推力、多次起動和推力室搖擺能力，為此NOFB發(fā)動機可采用擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)，液氧/甲烷可考慮采用膨脹循環(huán)，而液氧/煤油則考慮采用泵壓式供應(yīng)系統(tǒng)、針?biāo)ㄊ絿娮⑵鳌⒖勺兠娣e流量調(diào)節(jié)閥、噴注壓降和混合比分別調(diào)節(jié)方案、推力室的內(nèi)外高效冷卻方案。登月上升級主發(fā)動機的推力可固定，但必須具備多次起動能力和搖擺能力，推力室冷卻方案也需要重點考慮。
烴類推進劑發(fā)動機是低成本進入空間和天地往返的現(xiàn)實需求，可重復(fù)使用的液氧甲烷和液氧煤油火箭發(fā)動機以及火箭基組合循環(huán)發(fā)動機技術(shù)應(yīng)當(dāng)?shù)玫綉?yīng)有的重視。對于液氧甲烷發(fā)動機，在燃氣發(fā)生器循環(huán)、富燃補燃循環(huán)(部分/全部甲烷再生冷卻)、富氧補燃循環(huán)、全流量補燃循環(huán)以及膨脹循環(huán)等循環(huán)模式中，不同推力量級和飛行任務(wù)的發(fā)動機采用何種動力循環(huán)模式是最先需要研究解決的問題。對于火箭基組合循環(huán)發(fā)動機，需要專門開展吸熱型碳氫燃料配方優(yōu)化及性能提升、碳氫燃料傳熱特性、碳氫燃料裂解和結(jié)焦特性及控制技術(shù)、碳氫燃料高溫高壓物性測量等基礎(chǔ)研究。
5結(jié)束語
液氧/烴是未來高性能低成本航天運輸系統(tǒng)推進劑組合的發(fā)展趨勢，以高性能液氧煤油火箭發(fā)動機為核心的航天液體動力體系在航天推進多任務(wù)適應(yīng)性方面具有良好的應(yīng)用前景。
為構(gòu)建并完善符合我國國情的航天動力體系，建議加快5000 kN級大推力液氧煤油發(fā)動機的型號研制，積極開展液氧高能合成煤油上面級發(fā)動機的方案論證和型號研制，提升空間探測用液氧甲烷、液氧煤油、過氧化氫煤油、NOFB單組元推進劑發(fā)動機的研制能力，提高適用于可重復(fù)使用運載器的液氧甲烷發(fā)動機和液氧煤油發(fā)動機的研制水平，增強微推進器的丙烷和丁烷推進系統(tǒng)的研究和應(yīng)用能力，加強烴類燃料吸氣式組合動力的認知水平和研制能力，力爭實現(xiàn)航天液體推進技術(shù)的推進劑無毒化、循環(huán)方式多樣化和推力系列化。
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