固-液混合火箭推进剂方案及其能量性能分析①

曹一林，唐承志

(中国航天科技集团公司四院四十二所，襄阳　441003)



固-液混合火箭推进剂方案及其能量性能分析①

曹一林，唐承志

(中国航天科技集团公司四院四十二所，襄阳441003)

采用推进剂性能评估软件(PEP)模拟计算，并比较了液氧+HTPB固体燃料、液氢+固体推进剂和液氦+固体推进剂3种固-液混合火箭推进剂方案的能量水平，分析了3种混合推进剂方案的燃烧特征。结果表明，液氢+固体推进剂和液氦+固体推进剂2种混合推进剂方案可大幅提高固体推进剂能量水平，且燃烧性能可能更优。液氢+GAP固体推进剂和液氦+GAP固体推进剂方案可获得高于3 000 N·s/kg的比冲，高于液氧+HTPB固体燃料方案。

固-液混合推进剂；固体推进剂；新型火箭推进技术

0　引言

2种固-液混合火箭推进剂方案的原理不同：液氧+固体燃料方案是尝试用液氧取代对固体推进剂能量不利影响较大的高氯酸铵(AP)。因此，固体燃料中AP含量越高，液氧提高推进剂能量的幅度就越小。但降低固体燃料中AP含量，对推进剂的燃烧性能影响较大，严重时会导致工作过程中推进剂的熄火；液氢+固体推进剂方案是根据固体发动机工作过程中存在工质不足问题提出的解决方案。在通常的固体发动机中，为提高固体推进剂的工质量，一般会牺牲部分化学能(即CO氧化成CO2及H2氧化成H2O需要的热量)为代价。液氢+固体推进剂方案尝试通过引入高效工质来提高化学能的转化效率。根据这一原理，液氦同样可作为高效工质，与固体推进剂构成固体推进剂+液氦固-液混合火箭推进剂。与液氢不同，氦是一种惰性气体元素，不参与固体推进剂燃烧中的化学反应，因此它作为工质，可能会更有效、更安全。

本文采用推进剂性能评估软件(PEP)[3-4]，比较和分析了液氧+端羟基聚丁二烯(HTPB)固体燃料、液氢+固体推进剂2种固液火箭混合推进剂方案的能量水平和燃烧特性，并与惰性气体(液氦)+固体推进剂的方案进行了比较。

1　液氧+HTPB固体燃料方案

1.1液氧+HTPB固体燃料方案的能量性能分析

液氧是液体火箭发动机用的一种低温氧化剂，固体火箭发动机中常用的氧化剂为AP。为了比较2种物质作为推进剂氧化剂的效率和性能，采用热力学计算软件对比了液氧+HTPB固体燃料和AP+HTPB双组元固体推进剂的比冲随氧燃比(O/F：氧化剂与燃料的质量比)的变化情况，结果如图1所示。

本文所有的比冲均为标准比冲，即设定燃烧室压力6.86 MPa，喷管出口平面压力为1个标准大气压条件下计算的比冲。

图1　HTPB与不同氧化剂配合时比冲与氧燃比关系

图1结果显示，液氧/HTPB的最佳氧燃比(比冲最高时的氧燃比)约为2.33，低于AP/HTPB的最佳氧燃比(约为9.00)。液氧/HTPB的最高比冲约为2 969.11 N·s/kg，远高于AP/HTPB的最高比冲2 475.68 N·s/kg，表明液氧作为火箭推进剂的氧化剂在氧化效率和提高推进剂能量两方面都明显优于AP。目前，实用的固体推进剂最高比冲为硝酸酯增塑聚醚(NEPE)固体推进剂的2 548.00 N·s/kg，液氧+HTPB固体燃料方案与NEPE推进剂相比，理论上仍有400 N·s/kg以上的比冲增益。

1.2液氧+HTPB固体燃料方案的燃烧特性分析

液氧/HTPB固体燃料作为固-液混合火箭推进剂系统的一个基础方案，应用中的关键问题是HTPB固体燃料的燃烧性能是否能够满足推进系统的燃速要求。据文献[5]报道，以纯HTPB多异氰酸酯固化胶片作为燃料，在加热燃烧过程中，先是氨基甲酸酯键断裂，温度约为500 K。随温度上升，聚丁二烯开始解聚。720 K以上，聚丁二烯链的解聚速度几乎与燃烧表面温度成正比[5]。要达到2.00 mm/s的燃面退移速度，燃烧表面温度应在1 400 K以上，HTPB解聚速度和燃烧表面温度的关系见图2。

聚丁二烯链解聚为吸热反应。如果燃料中没有氧化剂，由于聚合物解聚过程是吸热的，加上解聚产物与氧反应形成的高温区与燃烧表面距离较远，气体放出的方向与对流传热方向相反(热传导由高温到低温，而解聚放出气体则是从低温流到高温区)，不利于热传导，很难维持HTPB高速裂解反应所需的表面反应温度(见图3)。因此，燃面退移速度慢，燃烧效率不高，燃烧残渣较多。

图3　液氧+HTPB固体燃料混合推进体系热传导示意图

在HTPB固体燃料中加入适量AP，可能提高燃烧表面温度，因为AP在该温度区间会升华，并在离表面很近的区域与聚丁二烯解聚产物发生反应。如果AP的粒度和含量适当，这种反应就可能在燃料表面附近形成接近其绝热平衡温度的预混火焰，使燃料的燃烧表面保持较高的燃烧温度。根据AP/HTPB双组元固体推进剂体系标准发动机工作条件绝热火焰温度计算结果(见图4)，要使燃烧表面绝热火焰温度达到1 400 K以上，AP/HTPB双组元固体推进剂中AP的含量应控制在70%以上。

栽培要点：河北北部、内蒙古全部在4月底5月初播种。播种前18～20天将种薯提前出窖以10cm厚度平铺于暖室，18℃催芽12天，待芽基催至0.5～0.7cm时转到室外晒种8天。切块重30g左右，每个切块确保1～2芽。切刀用0.4%高锰酸钾溶液消毒，防止病害传播。每亩种植3500～4000株。结合播种每亩施优质农家肥3000kg，混施马铃薯专用肥50kg；苗高20cm时中耕一次，现蕾前结合中耕培土一次，主要防治马铃薯早疫病和晚疫病。在现蕾期开始用药，可以选择50%烯酰吗啉可湿性粉剂等药剂交替使用，生育期共用药3～5次。

不过，AP的引入对整个推进剂体系的能量性能将产生不利影响，图5是液氧和不同AP含量的HTPB双组元固体推进剂组成的混合体系的比冲与O/F关系。从图5可看出，HTPB固体燃料中加入AP，混合推进剂体系的比冲和最佳氧燃比下降。当AP含量达到60%时，最佳氧燃比和比冲分别从纯HTPB固体燃料的2.33、2 969.11 N·s/kg降至0.85、2 808.9 N·s/kg，比冲下降幅度达到160 N·s/kg。

图4　AP/HTPB双组元固体推进剂体系绝热平衡火焰温度与氧化剂百分含量关系

图5　液氧+不同AP含量的HTPB双组元推进剂混合体系比冲与AP含量关系

据文献[6]报道，加入铝粉可增加热传导，并使HTPB固体燃料的退移速度增加4倍。但对于燃速很低的HTPB固体燃料来说，燃速依然太低。如果能实现燃烧表面的金属点火，则可使燃烧表面温度大幅度提高，实现燃料的快速燃烧。但AP+HTPB固体燃料中，AP必须有足够高的比率，才能达到金属的点火温度。由图4可看出，要实现金属Al粉在燃面点火，燃料中的AP含量必须在80%左右。如果采用点火温度较低的纳米铝粉，可能对提高固体燃料退移速度更加有效。引入金属Al粉对混合推进剂体系的能量性能影响见图6。从图6可看出，当Al含量低于30%时，Al+HTPB体系和采用纯HTPB固体燃料相比，混合系统的理论比冲并无明显差别，但燃料密度大幅提高。因此，引入Al粉可提高混合推进剂体系总的能量水平。

从模拟结果可看出，采用液氧+ HTPB固体燃料的最高比冲可达2 969.11 N·s/kg，但HTPB固体燃料燃速很低。要使燃速大幅提高，可在固体燃料中加入Al和AP，利用Al在燃烧表面附近燃烧，来提高燃烧表面温度。不过，要使Al在燃烧表面点火燃烧，必须加入大量AP，但混合推进剂体系中加入大量AP，会使体系能量水平大幅度下降。

图6　HTPB固体燃料中Al含量对混合体系比冲和燃料密度的影响

2　液氢+固体推进剂方案

2.1液氢+固体推进剂方案的能量性能分析

液氢+固体推进剂方案的固液混合火箭推进剂体系是通过提高化学能转化为动能的效率，来提高推进剂体系能量性能的。液氢的主要作用是增加燃气量，并降低燃气的平均相对分子质量，由于通过增加化学能转化为动能的效率是由发动机喷管实现的，因此氢气可如液氧+固体燃料混合推进剂系统一样从发动机顶端引入，也可在喷管喉部前的任何部位引入，结构示意如图7所示。

图7　液氢+固体推进剂发动机方案结构示意图

固体推进剂用于能量转化的工质由自身的燃烧产物供给，由于工质严重不足导致化学能转化为火箭推进动能的效率都很低。因此，采用液氢+固体推进剂的固-液混合推进剂方案，可提高比冲。图8给出了HTPB推进剂、NEPE推进剂和GAP推进剂等3种主要推进剂体系与液氢组成的固液混合火箭推进剂体系的比冲随体系中液氢所占重量百分比的变化情况。可看出，少量的液氢就可实现比冲较大幅度的增加，液氢+固体推进剂质量比增至0.1时，典型的AP/Al/HTPB(68/18/14)推进剂、AP/NE/HMX/Al/PEG(18/18/40/18/6)推进剂和AP/NE/HMX/Al/GAP(18/18/40/18/6)推进剂(其中NE为2∶1的硝化甘油和1，2,4-丁三醇三硝酸酯混合物；PEG：端羟基聚乙二醇；GAP：端羟基聚叠氮缩水甘油醚)的比冲分别达到2 795.9、2 916.5、2 958.6 N·s/kg。对不同固体含量的HTPB推进剂，采用固液混合推进剂体系的比冲增益随HTPB含量的降低而增加，因为液氢的主要作用是增大化学反应热的转化效率，而HTPB含量越低，固体含量越高，推进剂在燃烧室中的反应放热越大。

图8　混合系统比冲与液氢/固体推进剂质量比关系

当液氢+固体推进剂的质量比超过0.1后，直到0.2之前，固液混合推进剂体系的能量随液氢与固体推进剂之比的增加继续增加，只是增加的幅度减小。在液氢+AP/NE/HMX/Al/GAP推进剂混合方案中，液氢与固体推进剂质量比达到0.2时，混合体系的比冲可达3 006.6 N·s/kg，相对AP/NE/HMX/Al/GAP固体推进剂比冲提高了3 41 N·s/kg，相对液氧+HTPB推进剂混合方案比冲可提高36.5 N·s/kg。

2.2液氢+固体推进剂方案的燃烧特性分析

从发动机头部或喉部进入燃烧室中的氢气，基本上不会影响固体推进剂燃烧表面的反应。因此，对固体推进剂燃速等燃烧特性影响很小。

图9是液氢+AP/NE/HMX/Al/GAP推进剂混合方案中，喷出气体产物随液氢与固体推进剂质量比增加的变化情况。从图9可看出，氢气进入燃烧室后，只有液氢与固体推进剂质量之比较高时(>0.1)，由于燃气温度的大幅下降，才会导致燃烧产物中CO和H2O等与氢气之间发生化学反应，导致有关燃烧产物含量发生较大变化。

液氢+固体推进剂混合火箭推进剂体系的标准条件下燃烧室和喷管出口温度随液氢与固体推进剂质量比的变化结果见图10。显然，氢气的加入，在大幅提高了化学能转化为火箭推进动能的同时，燃烧室和喷管出口的燃气温度大幅降低，导致固体推进剂燃烧反应向有利于释放更多化学能的方向移动。

图9　液氢+GAP推进剂混合方案中燃气主要组分随液氢/GAP推进剂质量比的变化关系

图10　液氢+固体推进剂混合体系的燃烧室和喷管出口燃气温度随液氢与推进剂质量比的变化关系

3　液氦+固体推进剂方案

氦是分子量只比氢大的一种惰性气体。原理上，推进剂燃气系统中引入氦气，同样可提高固液混合推进剂系统的化学能转化为推进动能的效率。图11给出了液氦+固体推进剂混合推进剂系统的比冲随液氦与固体推进剂质量比的变化情况(推进剂配比与上一节相同)。

图11结果表明，液氦+固体推进剂混合推进剂系统的比冲随液氦与固体推进剂质量比的变化情况与液氢+固体推进剂混合推进剂系统相似，少量的液氦即可实现比冲较大幅度的增加，10%的液氦可使AP/Al/HTPB推进剂、AP/NE/HMX/Al/PEG推进剂和AP/NE/HMX/Al/GAP推进剂的比冲分别增加到2 879.2、2 923.3、2 961.6 N·s/kg，与液氢+固体推进剂混合推进剂系统相当。

比较液氢+GAP推进剂和液氦+GAP推进剂2种混合推进剂系统的比冲随液体工质(液氢或液氦)与固体推进剂质量比的变化情况，结果见图12。

图11　液氦+固体推进剂混合推进剂系统比冲随液氦/固体推进剂质量比变化情况

图12　液氦(液氢)+GAP固体推进剂混合推进剂体系比冲随液体工质与固体推进剂质量比的变化情况

显然，在2种固液混合推进剂体系中，液体工质与固体推进剂质量比一直增加到0.2，混合体系的比冲都随液体工质与固体推进剂质量比的增加而增加，最高比冲分别达到了3 006.6 N·s/kg和3 026 N·s/kg，远高于液氧+HTPB固体燃料混合推进剂体系。在液体工质与固体推进剂质量比小于0.1时，液氢提高比冲的效果优于液氦；当液体工质与固体推进剂质量比大于0.1时，液氦提高比冲的效果则优于液氢。

液氢的分子量低于液氦的分子量。因此，当液体工质与固体推进剂质量比小于0.1时，液氢提高混合推进剂体系比冲的效果优于液氦。但氢气是一种还原性气体，它会参与固体推进剂燃烧产物之间的化学反应，当液氢与固体推进剂质量比较大时(超过0.1)，氢气对燃气组成有较大的影响，液氢参与化学反应，从而影响了其作为工质的效率。比较液氢+固体推进剂和液氦+固体推进剂2种混合推进剂体系的燃气组成随液体工质与固体推进剂质量比的变化情况(参见图9和图13)，可看出，因为氦气完全不参与固体推进剂燃烧过程中的化学反应，液氦增加对燃气组成影响很小。

图13　液氦+GAP推进剂尾气主要组分含量随液氦/GAP推进剂质量比变化关系

4　结论

(1)液氧+HTPB固体燃料、液氢+固体推进剂和液氦+固体推进剂3种混合推进剂体系都可获得远高于现在固体推进剂的能量水平，达到或接近3 000 N·s/kg的水平。

(2)液氧+HTPB固体燃料混合推进剂体系存在低压易熄火、燃料燃面退移速度慢的问题。通过加入AP可提高燃速，但将导致能量性能大幅降低。

(3)液氢或液氦+固体推进剂的混合推进剂体系通过提高固体推进剂的化学能转化为推进动能的效率，可大幅提高所有固体推进剂的能量水平，且对推进剂燃速的影响较小。当液体工质与GAP固体推进剂质量比达到0.2时，液氢+固体推进剂方案或液氦混合推进剂体系的比冲超过3 000 N·s/kg，远高于液氧+HTPB固体燃料的混合推进剂体系。此外，液氢或液氦在提高化学能转化为推进动能效率的同时，燃烧室和喷管内的燃气温度会大幅度降低，这一点对固体发动机的热防护设计也是有利的。

(4)液氦+固体混合推进剂方案的能量水平与液氢+固体混合推进剂方案相似，但液氦作为一种惰性气体，完全不参与燃烧过程中的各种化学反应，使用安全性能更优。在液体工质与固体推进剂质量比较高时，其提高混合推进剂体系能量的效果优于液氢。

[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.

(编辑：刘红利)

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，研究员，主要从事含能材料和固体推进剂新型高能组分的开发和应用研究。E-mail：yiln20072007@163.com

V512

A

1006-2793(2016)03-0353-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.03.011