單組元火箭發動機

單組元火箭發動機是以單組元推進劑為燃料的一類火箭發動機。這種發動機在火箭、飛行器、飛彈和魚雷中有著廣泛的套用。由於釋能方式的本質區別，單組元發動機與常規內燃機相比具有一些獨特的優點。

單組元發動機在衛星、飛船等太空飛行器姿態控制和軌道機動方面的套用非常廣泛 。與雙組元推進系統相比 ,單組元推進系統有明顯的簡單性和高可靠性 ,當使用落壓式推進劑供應系統時, 整個系統與早期衛星上套用的冷氣系統一樣簡單, 而其比沖則遠高於冷氣系統所能達到的水平。

基本介紹

• 中文名：單組元火箭發動機
• 外文名：Single - component rocket engine

發展歷史

單組元火箭發動機多為微、小型火箭發動機，是火箭發動機的一個分支，用於給飛機、衛星、探測器、飛船、太空梭、飛彈彈頭、運載火箭上面級等飛行器提供衝量及執行姿態控制。

世界各國在微、小型火箭發動機的研製和發展方面有著各自的特點和途徑。

1957年，以過氧化氫(H₂O₂)為推進劑的單組元催化分解發動機，在美國X-1B飛機上進行了首次飛行試驗。

1959年，過氧化氫發動機第一次用於美國偵察衛星的運載火箭上面級，執行姿態控制及末速修正。這種發動機用經硝酸釤進行過活性處理的銀作催化劑，1960年進行了首次飛行試驗。從此，過氧化氫發動機便進入了宇宙飛行時代。

1960年～1963年間，過氧化氫發動機得到進一步的發展和套用。它被列入了美國第一代載人飛船水星號計畫，用於控制飛船的俯仰、偏航及滾轉。1961年進行了首次飛行試驗，以後又先後進行了5次太空飛行，2次載動物飛行，6次載人飛行。

繼水星號飛船後，過氧化氫發動機又先後用在1965年、1967年發射的國際通信衛星Ⅰ號及國際通信衛星Ⅱ號上，用來執行軌道修正及東西、南北位置保持。

蘇聯1964年發射的第二代飛船上升號及1967年發射的第三代飛船聯盟號的姿態控制，同樣採用了過氧化氫發動機。

由於過氧化氫具有比沖低，常溫下穩定性較差因而不易貯存等缺點，1963年以後，隨著以肼為推進劑的肼發動機的研製與套用，過氧化氫發動機的套用便受到一定的限制，1967年以後便完全被肼發動機代替。

以高壓冷氣作推進劑的冷氣發動機，與過氧化氫發動機幾乎是同步進入宇宙飛行時代。這是因為它們的性能表現各有千秋，又不能互相替代。

20世紀60年代，美國的氣象衛星雨雲號、通信試驗衛星辛康號和中國的東方紅號衛星均採用冷氣發動機來執行三軸姿態控制。

與過氧化氫發動機一樣，到1967年，冷氣發動機已基本被肼發動機代替。但由於冷氣發動機具有安全可靠、無毒、易貯存等獨特優點，因此，目前還有少數飛行器用它來作姿態精調。

肼發動機早在1958年便開始研製。1959年第一次用於探測金星的空間探測器及運載火箭第三級的速度修正。1962年首次成功地使探測器飛往金星。1961年～1965年間美國發射的月球探測器徘徊者號及行星際探測器水手號均採用了肼發動機，使用H-7催化劑。

由於H-7催化劑是一種非自髮型催化劑，常溫下不能使肼迅速分解，使肼發動機的套用受到一定的限制。

隨著航天事業的迅速發展，對微、小型發動機的要求越來越高，要求微、小型發動機在常溫下能多次啟動，能長脈衝穩態工作和短脈衝瞬態工作，具有幾年甚至十幾年的長壽命工作能力。因此，常溫下不能迅速啟動的肼發動機是很難滿足這些要求的。1964年，美國希爾化學公司研製出希爾-405催化劑。希爾-405催化劑有很高的活性及強度，常溫下能使肼迅速分解，改善了肼發動機的啟動性能並使其具有長壽命工作、多次冷啟動、穩態及脈衝工作能力。希爾-405催化劑的研製成功，為肼發動機的套用開闢了廣闊的前景。以希爾-405為催化劑的肼發動機第一次使用在國際通信衛星Ⅲ號上(見圖1)。以後的國際通信衛星Ⅳ號、ⅣA號、V號均採用了肼發動機作姿態控制。

由德國、法國和英國等國家成立的“歐洲宇宙空間研究中心”，還研製出不同推力的肼發動機簇(見圖2)，使肼發動機系列化，並先後用在氣象衛星、軌道試驗衛星、導航衛星及定點科學衛星等衛星上。

工作原理

眾所周知，由於大氣層內有充足的氧氣可支持燃燒，所以在其內運行的汽車和飛機等發動機的燃料一般僅指汽油等易燃性礦物燃料。而火箭發動機不僅要在大氣層內工作，還要在氧氣稀薄的太空中飛行，因此必須自帶氧化劑來支持燃燒室內的燃燒反應。燃燒所產生的高溫氣體一般由渦輪發動機的噴管高速噴出，以產生足夠大的推力推動太空飛行器飛行。在航空航天領域中，將這種無需外界氧化劑且能自持發生劇烈的化學反應(含燃燒)，並生成大量高溫氣體工質的“燃料”統稱為推進劑。推進劑按其物理狀態可分為液態和固態兩種類型；按使用時組元數的不同，推進劑又分為單組元、雙組元和多組元等多種類型。凡氧化劑與燃燒劑按比例配成一種形態，只需一個存貯器及傳輸系統時，此推進劑稱為單組元推進劑。現常使用的單組元推進劑有火藥(固體複合推進劑)、硝基甲烷、高濃度過氧化氫和“奧托Ⅱ”燃料(一種硝酸酯基推進劑，分解產物有毒，常用於魚雷)等。

單組元即發動機工作只靠一種推進劑組元，這種組元能靠自身分解進入燃燒，或先分解而後進入燃燒，單組元推進劑在使用條件下應該穩定，進入推力室後又必須立即分解、燃燒。常用的單組元推進劑有過氧化氫、無水肼、硝酸異丙酯等。

下面以肼推進劑為例，說明單組元發動機的詳細工作原理：

其工作原理為液態肼經活門、噴注器，以霧狀形式進入推力室。它們與鋪有表面浸透銥的氧化鋁載體的催化劑床接觸，發生放熱反應，使液肼蒸發，然後灼熱的肼蒸氣離開催化床。肼的溫度提高到某一溫度以後，肼的分解速度很高，化學反應足以靠自身放熱來維持。最終肼分解產物通過噴管產生推力。

典型的肼分解發動機

在這種肼分解發動機中，重要的問題是催化劑消耗和催化劑中毒的問題。催化劑的消耗指的是由於催化球體運動和摩擦導致非常小的顆粒損失掉了。肼所含有的微量雜質(如苯胺、甲基肼、偏二甲肼、硫、鋅、鈉和鐵等)會使催化劑中毒，也就會降低催化劑的活性。這種催化劑的退化都會產生點火延遲，壓力過載和壓力脈衝，使比沖降低。在姿態控制發動機里的每個脈衝其衝量都要降低一點，其原因就在於此。

空間污染

相比於雙組元火箭發動機，單組元火箭發動機一般只產生四種類型的污染：

(1)預燃期間產生的未反應的燃料或氧化劑蒸氣。這種未發生反應的燃料和蒸氣可形成直徑大約1μm～2μm顆粒組成的浮雲塵，並且經常造成迷霧或煙霧狀的沉積現象。

(2)未完全發生反應的燃料或者顆粒太大(直徑為幾百微米)，以致不能在燃燒室完全發生反應的氧化劑顆粒。這些燃料和顆粒可通過發動機噴管加速到幾千米每秒，如果這些顆粒在羽煙中沒有完全氣化，那么它們就會在羽煙擴散時沉積在結構表面或者將表面磨損。

(3)未燃燒的推進劑在衝擊燃燒室壁時可產生塗膜，該塗膜噴出噴管之前要順流擴散(由於膨脹氣體的粘力作用)。

(4)燃燒產物，如水蒸氣、C02和單組元肼硝酸鹽等，在羽煙中能夠凝聚或在羽煙的擴散時能凝聚在冷壁表面，這些物質與未燃燒的推進劑一樣，能夠沉積在結構表面或將表面磨損。

典型單組元發動機

過氧化氫發動機

H₂O₂是一種無色透明的液體,與水是互溶的,本身不燃燒;它與許多無機化合物或雜質接觸後會迅速分解,釋放出大量的氧、熱量和水蒸汽。

H₂O₂發動機工作時,其中的催化劑使H₂O₂分解成水蒸汽和氧氣,同時釋放出熱量。純淨的、不含固體顆粒的高溫氣體由噴管噴出,並產生推力。

H₂O₂發動機的不足之處在於:由於H₂O₂的化學性質不穩定,在稍微存在銅、銀、氧化鐵等污染的情況下就會開始分解,在釋放熱量的同時,使系統中的壓強增高。

H₂O₂發動機曾套用於載人飛船、貨運飛船等飛行器,但H₂O₂在長期穩定性方面的缺陷影響了H₂O₂發動機在衛星等更多空間推進系統上的套用。進入90年代後,由於環境保護等方面要求,人們又加強了對它的套用研究,目前還被計畫代替冷氣推進系統套用於小衛星的推進系統。

羥基發動機

羥基推進劑為硝酸羥銨、燃料(如硝酸三乙醇銨等)和水的混和物。因其與固體推進劑相比具有能量高、性能易調節、貯存和後勤供應方便等優點,最初被美國軍方用作液體火炮推進劑。

後來,在美國NASA執行的一項“先進的單元推進劑計畫”中,因羥基推進劑具有冰點低、密度比沖高、安全無毒的特點,且在常壓下不敏感,存貯安全,無著火與爆炸的危險,可減少運輸和貯存的安全性管理要求,因而被NASA作為新一代的無毒單元推進劑進行研究與試驗。

硝酸羥銨本身為固態、富氧的推進劑,其分子式為NH₃OH·NO₃。它和燃料可一起溶解在水中,形成比較穩定的混和物———羥基推進劑,不產生有毒蒸汽,也無致癌危險。

發動機工作時,硝酸羥銨首先分解為氮的氧化物和HNO3霧,並釋放出20%左右的熱量;燃料液滴在該氧化物和HNO₃霧環境中,在一定的溫度和壓力下,開始著火燃燒,並釋放出剩餘的80%左右的熱量。

400℃的催化床預熱要求,給羥基發動機的空間套用帶來了一定的限制。美國尚未研製出可供飛行用的產品,但是,已基本完成的壽命和可靠性研究表明,羥基發動機的空間套用是可行的。美國現正考慮將其羥基發動機的研製工作向空間套用的方向發展,例如用於小衛星SpartanLite的軌道提升等。

硝酸肼基發動機

硝酸肼基推進劑是以硝酸肼為基,主要配以水等而成的無毒單組元推進劑,其硝酸肼含量約為64%,ρ≈1.3g/cm³。在低於約10℃時,硝酸肼在推進劑中析出為結晶形態。

與無水肼相比,硝酸肼基推進劑的特點是:無毒無味,避免了無水肼的有毒蒸汽和易燃性。但其含水量相當大,因而發動機比沖低於無水肼。

在單元發動機工作過程中,硝酸肼基推進劑在銥催化劑的催化作用下分解成氮氣、水蒸汽和一氧化氮等,並釋放出大量的熱量,高溫燃氣由噴管噴出,產生推力。

對硝酸肼基推進劑單元無毒推進劑及發動機的研製工作,在推進劑和催化劑的匹配上初步有所突破,但要實現空間套用的目標,還必須進一步開展以下幾方面的工作,以降低發動機對溫控的要求,提高發動機的工作壽命和工作可靠性:

a.降低推進劑的晶體析出溫度;

b.降低發動機催化床對預熱溫度的要求;

c.提高推進劑與催化劑的匹配性。

未來發展趨勢

單組元推進系統用於中型飛行器具有很多優點,其中包括工作系統簡單、可靠性高、費用低等方面。

對於某些空間套用來說,使用單元推進系統不但費用較低,適應性好,並且推力範圍大;而電推進系統等雖然比沖很高,但費用貴,且增加了電功率設備的重量。目前,研製新型無毒單組元發動機,徹底解決單組元液體火箭發動機在研製、生產、試驗和使用中對環境的污染和對人員的傷害,已成為一個世界性的研究課題。若能在現有無毒發動機技術的基礎上,研製出性能更好、壽命更長、使用更安全可靠的新型無毒單組元發動機,無疑將是對現有液體火箭發動機的一次大變革,並將使單組元液體發動機的研究進入一個新階段。