HAN基无毒单组元1 N发动机设计研究

刘 川,赵 峰,刘 俊

(1.上海空间发动机工程技术研究中心,上海 201112; 2.上海空间推进研究所,上海 201112; 3.中国航天科技集团公司,北京 100048)



HAN基无毒单组元1 N发动机设计研究

刘 川1、2,赵 峰3,刘 俊1、2

(1.上海空间发动机工程技术研究中心,上海 201112; 2.上海空间推进研究所,上海 201112; 3.中国航天科技集团公司,北京 100048)

对硝酸羟胺(HAN)基单组元1 N发动机的设计进行了研究。给出了发动机总体设计中喷注方式、催化床、支架、身部材料和控制阀等要点。介绍了发动机研制中突破的关键技术：采用3孔喷注器对流量进行均匀分配，提高发动机温起动次数，缩短响应时间；催化床分隔为前床和后床，分别使用不同直径大小的催化剂，减小空腔，提高发动机性能；挡板和分隔板应用耐高温铂铑合金材料，提高发动机性能和寿命。高空模拟热试车表明：设计的HAN基1 N发动机可实现平稳点火，并获取了发动机的稳态和脉冲工作性能。发动机研制已完成了模样阶段并转入初样阶段，并被国内快响小卫星采用。

硝酸羟胺； 单组元1 N发动机； 喷注器； 催化床； 铂铑合金； 高空热试车； 温起动次数; 空腔

0 引言

目前航天器单组元推进系统主要采用肼类推进剂。肼类推进剂有很大的吸入致癌毒性，且易燃易爆，在产品生产、试验及使用过程中，不仅可对人员的生命和健康造成严重的危害，而且会对环境产生污染，同时还增加了生产、发射和使用维护的成本。近年来，随着社会的不断进步和航天技术的不断发展，对环境保护和人员健康的要求更为严格，发展无毒单组元推进技术以代替肼类单组元推进技术势在必行[1-3]。HAN基推进剂主要由HAN、相容的燃料、添加剂和适量的水组成[4]。HAN基推进剂无毒无污染，饱和蒸汽压高，冰点低，在常压常温下不敏感，存贮安全，无着火与爆炸危险，与无水肼相比，可显著减少运输和贮存的安全性管理要求，简化操作，降低发射和使用维护成本，且HAN基推进剂有更高的比冲和密度比冲，这有助于减少推进剂与贮箱重量，进而减少推进系统所占体积，延长航天器的使用寿命。

美国从20世纪90年代开始HAN基推进剂的研究。2012年8月，NASA 启动了绿色推进剂飞行演示任务(GPIM)[5-9]。NASA为该项目提供4 500万美元资金支持，用猎鹰9号重型运载火箭发射，使用Ball公司的BCP100卫星平台，主要演示美国空军研究实验室(AFRL)的AF-M315E推进剂和Aerojet公司的HAN基1 N发动机的点火情况，目前研制已完成并交付于总体，预计将于2016年飞行。日本也进行了HAN基单元推进剂的相关研究。2012年，宫崎大学和九州岛技术研究所报道了HAN基推进剂等离子辅助燃烧试验研究进展情况。试验用的推进剂为日本空间研究机构(JAXA)开发的绿色高性能HAN基推进剂SHP163(由HAN/AN/H2O/Methanol组成，比例为(95/5)/8/21，理论比冲27 048 m/s，密度1.4 g/cm3)，推力器推力为1 N级，推进剂利用高压氮气采用同轴雾化方式进行雾化，氮气作为电弧放电等离子体的工作流体[10-11]。2013年，三菱重工报道了HAN基发动机最新研究进展，使用SHP163推进剂进行了1 N发动机热试车，采用S405催化剂。发动机在预热温度210 ℃起动，最长连续工作200 s，累计工作2 002 s[12]。虽然HAN基推进技术有诸多优点，但世界各航天强国经10多年的研究和发展，仍未使其达到型号任务可靠性要求。究其原因主要是HAN基单组元推进剂的催化反应活性远低于肼类单组元推进剂。研究表明：HAN基单组元推进剂的催化反应速率较肼类单组元推进剂低1～2 量级，因此需对头部的喷注方式及催化床结构进行重新设计以提高催化反应速率和寿命；同时因HAN基推进剂燃温较肼高得多，理论燃温约1 200 ℃，局部温度甚至达到1 400 ℃，故对发动机的结构材料等提出了更高的要求。国内对HAN基推进技术也进行了研究，上海空间推进研究所联合多家科研单位对新型无毒单组元推进剂及发动机工程应用的可行性进行了研究，在无毒空间单组元发动机技术方面获得了较大的成果，发动机与推进剂、催化剂的匹配性得到进一步提升，发动机寿命也有显著增加，目前研制的推力有1，5，60，250，400 N等多种[13]。本文对无毒单组元1 N发动机的总体设计、关键技术和热试车情况进行了介绍。

1 总体设计

HAN基无毒单组元1 N发动机主要为快响卫星推进分系统研制，具有多次起动、精确控制卫星姿态和提供变轨冲量等功能，可实现卫星快速部署或星座组网任务。卫星方对发动机主要技术指标要求是：工作压力2.3～0.4 MPa；额定稳态真空比冲≥1 600 m/s；累计工作时间≥10 000 s；最长工作时间≥600 s；累计脉冲工作≥10 000次；温起动≥500次；最小冲量≤0.07 N·s。

HAN基无毒单元1 N发动机研制中，设计要点有：

a)单根毛细管与喷注芯体结合的喷注方式，以获得均匀的分配方式和高响应特性。

b)催化床结构采用分隔床和燃烧室结合方式，使推进剂在催化床中进行充分分解与燃烧，提高催化床的可靠性和燃烧效率。

c)支架采用错位打孔的“鸟笼”结构，在保证强度前提下，可减少身部高温向法兰盘的热返浸。

d)身部采用高温合金材料(GH3128)，催化床内部的挡板和分隔板采用铂铑合金材料。

e)推进剂控制阀采用简单、可靠的电磁阀，整体采用双阀座的密封结构，提高了阀门的密封性能。发动机工作时，控制推进剂的电磁阀打开，推进剂通过头部结构中的毛细管高速进入催化床进行催化分解燃烧，产生高温高压气体经喷管排出产生推力。

图1 无毒单组元1 N发动机Fig.1 Green 1 N monopropellant thruster

研制的HAN基无毒单组元1 N发动机如图1所示。主要组件设计如下。

a)喷注器

常规单组元发动机的喷注器一般分为莲蓬式、多孔材料和埋入式三种。莲蓬式喷注器是在喷注器面上钻一定数量且排列规则的直流孔，此喷注方式加工简单，成本低；多孔材料喷注方式是用多孔材料代替喷孔，推进剂以发汗状态渗出，此喷注方式不易发生催化剂粉末堵塞喷孔，但室压粗糙度大且工艺性控制难度大；埋入式喷注器的喷嘴穿入到催化剂床内，此喷注方式流速低，覆盖面积大且推进剂分布均匀。

由于肼极易分解，常规单组元1 N发动机采用单根毛细管的莲蓬喷注方式，但HAN推进剂较肼类更稳定，将相同质量的推进剂完全分解，HAN基推进剂所需的在催化床内停留时间长于肼推进剂。为此，在设计HAN基单组元1 N发动机喷注器时，应增大推进剂与催化剂的初始接触面积，使推进剂在催化床内均匀分配，防止推进剂在某部分过于集中而“淹死”催化剂。在保证毛细管流速不变的前提下，在毛细管后增加喷注芯体结构，这样将单股推进剂变为多股，增加了推进剂的分散区域，可达到改善发动机响应时间的作用。设计的喷注器结构如图2所示。

图2 喷注器结构Fig.2 Injector structure

b)催化床

在催化床结构研究初始阶段，催化床采用单床结构，试车后催化剂出现大量破碎，且性能快速出现恶化，导致发动机的寿命很快终止。分析后发现： HAN基推进剂由氧化剂、燃料和水组成，推进剂在反应时一般先通过催化分解放出氧化性气体，并释放热量，然后再与推进剂中的燃料发生类似“补燃”的过程，通过燃烧再次产生能量，因此HAN基推进剂的反应机理不同于肼，且能量密度高于肼推进剂。为适应推进剂的反应过程，将催化床结构设计为双床结构，由前床和后床两部分构成，其中前床装填高活性的催化剂实现推进剂中的硝酸羟胺快速催化分解，同时放出大量的热量，热量达到一定程度后，燃料开始燃烧，这就需要后床中装填耐高温的催化剂忍受推进剂释放的热量，同时后床也进一步对未发生催化分解的硝酸羟胺进行催化分解。因前后床中的催化剂成分基本相同，故推进剂的催化分解反应在前后床中交叉发生。另外，在催化床结构中增加燃烧室结构，使分解产生的氧化性气体进行二次燃烧。由试验数据可知：采用双床结构后，发动机的比冲和燃烧效率均有提高。

c)电磁阀

由于系统对响应特性、流阻和重量等有要求，采用了成熟型号中广泛采用的电磁阀。电磁阀采用菌装结构中的平面软密封(阀芯为软质，阀座为硬质)形式，阀门整体采用双阀座的密封结构，提高了阀门内漏密封性能。下阀座与线圈组件间、转接管嘴与线圈组件间、测试螺钉孔与线圈组件间均采用焊接方式，这样确保了电磁阀外漏率的可靠性。此阀门应用于常规无水肼单组元1 N发动机中，并经过飞行验证，响应特性好，流阻低且可多次重复起动，满足卫星环境与可靠性试验要求。

2 关键技术

2.1 流量分配

图3 两种方案小孔分布Fig.3 Spray pattern of injector

在发动机研制初期采用了单孔喷注器方案，催化剂快速破碎，发动机寿命较短，温起动次数仅200次。为增大推进剂与催化剂的初始接触面积，减少催化剂破碎程度，使推进剂分解更均匀，设计了三孔喷注器方案：喷注器由3个与中心线夹角30°的均布小孔组成。两种方案的小孔分布如图3所示。由图可知：后一种方案可避免推进剂在中心区域过于集中，使局部流强变小，孔径变小水力冲刷也会相应减小，液滴直径也大幅减小，使催化剂和推进剂反应速度加快，避免推进剂在催化剂表面积存，相应推进剂的催化分解反应更迅速充分。对两个喷注器方案进行液流试验，观察喷雾情况，单孔喷注器推进剂喷出为连续液柱，水力冲击大，三孔喷注器喷出时，液体呈明显分布现象且雾化较好，试验测得液体速度7.23 m/s。后续试车结果表明采用新喷注器结构后的温起动次数从200次提高到约500次，且发动机的开机响应时间缩短至0.6 s内，达到了设计效果。

2.2 催化床分隔

发动机在初期设计时采用单床结构，试车后期室压粗糙度较大，且性能和寿命未达到试车要求。对试车后的催化床进行CT扫描发现，催化床中空腔较大。分析认为：为保证发动机快速分解采用了24～30目细颗粒催化剂，由于颗粒较小导致催化剂易破碎而形成粉末，催化剂粉末进入喷管吹走或孔隙合并，使催化床出现大的空腔，推进剂和催化剂分解不均匀，产生暂时性积液现象，导致发动机的室压粗糙度较大，并出现喘式压力振荡。当催化剂破碎严重时，催化床催化能力会下降，同时也会引起催化剂粉末烧结而使流阻增大，导致室压严重下降，使发动机寿命缩短。

为提高发动机的寿命，对催化床结构设计进行改进：将催化床一分为二，形成前床和后床，前床仍采用24～30目的催化剂，后床采用直径1.3 mm的催化剂，催化床结构如图4所示。因后床催化剂颗粒较大，抗压强度增强，催化剂破碎大幅减少，同时催化床分为两床，催化剂的破碎叠加效应降低，使催化床空腔变小。

图4 催化床结构Fig.4 Thruster structure

对有前后床结构的发动机进行了高空模拟热试车考核。结果表明：发动机开关机正常，工作稳定，寿命明显增加，温起动次数从500次提高到1 000次。由如图5所示的试车后推力器可知：采用分隔后的催化床中空腔明显变小，后床破碎程度很低，无明显空腔，达到了减小催化床空腔和提高性能寿命的目的。

图5 推力器Fig.5 Thruster

2.3 结构可靠性

HAN基推进剂有更高的比冲和密度比冲，导致催化床内部工作温度远高于单元肼，小推力发动机催化床内部温度约1 200 ℃，常规高温合金网点焊在高温合金挡板结构上的方案已无法满足长期工作在此温度下的需求，因此需采用新型耐高温材料的结构，以提高发动机结构可靠性。

HAN基推进剂分解燃烧温度高且催化床内的挡板结构处于高速氧化冲刷氛围中，这些都对催化床内的分隔板、挡板和高温合金网等材料的抗高温、抗氧化和抗冲刷能力提出了更高的要求。HAN基单组元发动机在设计初期，采用在高温合金材料挡板上点焊高温合金网的方案，但经长时间试车考核后，高温合金网出现了烧蚀现象，且高温合金材料的挡板也出现变形，如图6(a)所示，表明目前挡板采用高温合金材料已不能满足HAN基单组元1 N发动机的使用要求。

因难熔金属涂层长时间高温下工作游离出的硅化物附着催化剂表面会导致催化剂活性下降，故难熔金属也不适宜使用。由于催化剂中主要活性金属为铂、铱、铑等VIII族元素，铂铑合金中游离的金属不会引起催化剂活性下降，且铂铑合金耐温可达1 500 ℃以上，因此隔板等材料选用铂铑合金。在铂铑合金板上加工出小孔，避免使用网，提高了隔板组件的耐温能力。

图6 不同材料试车后结构Fig.6 Material structure after test

对采用耐高温铂铑合金材料的挡板和分隔板结构的发动机进行了热试车考核。结果发现：发动机稳态和脉冲工作均正常，工作时间达到累计稳态10 000 s以上和累计脉冲10 000次以上，试车后挡板结构完好，无烧蚀现象(如图6(b)所示)，说明采用耐高温铂铑合金材料，能大幅提高发动机的性能和寿命，实现发动机的可靠工作。

3 发动机热试车

对研制的HAN基单组元1 N发动机进行高空模拟热试车考核(如图7所示)，考核了发动机的稳态、脉冲、落压工况和温起动次数。结果表明：发动机性能和寿命均满足技术指标，初步达到工程应用要求。

图7 发动机高空模拟热试车Fig.7 High altitude simulation test

另外，对发动机不同稳态工作时间、落压工况以及长程稳态寿命等进行了考核，共进行温起动1 008次，稳态累计工作时间21 290 s，单次最长稳态工作时间1 000 s，最短稳态工作时间10 s，燃烧效率达到0.96，发动机全程工作中室压和推力曲线平稳，无起动压力峰；发动机响应特性pct80为0.1～0.6 s，pct20为0.2～1.0 s，满足小卫星姿控快速响应的要求；催化床最高温度出现在燃烧室处，在1 000～1 100 ℃；阀门温度约50 ℃，在阀门正常工作的温度区间内。发动机典型稳态性能如图8(a)所示，主要性能数据为：入口压力piv=2.2～0.4 MPa；推力Fcv=1.24～0.23 N；室压pc=1.41～0.28 MPa；额定稳态真空比冲2 009.0～2 107.0 m/s；起动加速性t80=0.1～0.6 s；关机减速性t20=0.2～1.0 s；累计工作时间21 290 s；最长工作时间1 000 s；累计脉冲工作10 100次；温起动1 008次；最小冲量为0.018 N·s(0.02/0.5)；流量qm=0.64～0.16 g/s。

图8 典型稳态和脉冲工作曲线Fig.8 Performance of steady state and pulse operation

对发动机的不同点火时间、不同占空比下的脉冲工作能力进行了考核。结果表现：发动机连续脉冲达1 000次，累计脉冲次数超过10 000次，脉冲宽度20～500 ms；脉冲冲量与脉冲宽度成线性关系，脉冲一致性较好。发动机典型稳态性能如图8(b)所示。

4 结束语

HAN基单组元推进技术是继肼类有毒推进技术后的第二代单组元推进技术，符合空间推进无毒化发展的方向。HAN基推进剂具有无毒、环境保护性好的特点，能较显著地节省推进剂处理和加注费用，同时具有更长航天器服务寿命。本文通过对HAN基无毒单组元1 N发动机的头部喷注器设计、分隔床结构设计和耐高温的铂铑合金材料应用的研究，突破了流量分配、催化床结构和耐高温材料结构等关键技术，获取了发动机的稳态及脉冲工作性能，但催化床中催化剂仍存在破碎的现象。后续需继续研究推进剂、催化剂与发动机三者间的匹配性，以进一步减小催化剂的破碎。目前该发动机完成模样阶段的总结和评审，并转入初样阶段的研制，同时已被国内快响小卫星所采用，实现卫星姿轨控推进系统的无毒化。

[1] SACKHEIM R L, MASSE R K. Green propulsion advancement: challenging the maturity[J]. Journal of Propulsion and Power, 2014, 30(2): 265-276.

[2] 杭观荣， 洪鑫， 康小录. 国外空间推进技术现状和发展趋势[J]. 火箭推进， 2013， 39(5)： 7-15.

[3] 韩泉东， 洪鑫， 周海清. 空间推进技术需求与发展分析[J]. 火箭推进， 2012， 38(2)： 9-15.

[4] MENG Hua, KHARE P, RISHA G A, et al. Decomposition and ignition of HAN-based monopropellants by electrolysis[R]. AIAA, 2009-451, 2009.

[5] McLEAN C H, HALE M J, DEININGER W D. Green propellant infusion mission program overview[R]. AIAA, 2013-3847, 2013.

[6] DEININGER W D, ATTEBERRY J, BYGOTT K, et al. Implementation of the green propellant infusion mission (GPIM) on a ball aerospace BCP-100 spacecraft bus[R]. AIAA, 2013-3848, 2013.

[7] SPORES R A, MASSE R, KIMBREL S. GPIM AF-M315E propulsion system[R]. AIAA, 2013-3849, 2013.

[8] McLEAN C H, DEININGER W D, JONIATIS J. Green propellant infusion mission program development and technology maturation[R]. AIAA, 2014-348, 2014.

[9] YIM J T, REED B D. Green propellant infusion mission plume impingement analysis[R]. AIAA, 2013-3850, 2013.

[10] ONODAKA S. Ignition characteristics of HAN liquid for gas-hybrid rockets[R]. AIAA, 2013-4051, 2013.

[11] KAKAMI A. One newton thruster by plasma-assisted combustion of HAN-based monopropellant[R]. AIAA, 2012-3756, 2012.

[12] TANAKA N. The “greening” of spacecraft reaction control systems[J]. Mitsubishi Heavy Industries Technical Review, 2011, 48(4): 44-50.

[13] LIN Qing-guo, LIU Chuan, LIU Jun. Development on HAN-based monopropellant thruster: Space Propulsion[C]// Cologne: 2014.

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

国家863项目资助(2015AA7023023)

刘 川(1986-)，男，硕士，主要研究方向为液体火箭发动机设计。

V43

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.04.006