过氧化氢推进技术的复苏

  

过氧化氢推进技术的复苏

张宝炯

上海航天技术研究院第八0一研究所

      主题词：液体火箭推进技术 过氧化氢

  摘要：本文首先讨论了过氧化氢的特性，接着综述了过氧化氢推进技术的历史，指出了正是由于其独特的性能，在环保要求日益提高下过氧化氢推进技术又得到复苏，最后论述最近的研究和应用方向。

  1.引言

  液体火箭发动机的点火过程是火箭设计最为重要的问题之一。诸如液氧和煤油这样的推进剂为了开始燃烧需要外部的点火源，这往往要求有一单独的点火系统，如小的固体装药、点火火炬，或像三乙基铝、三乙基硼那样的化学点火系统。但是，固体装药只能使用一次，因此在单个装药上不可能进行发动机再次点火，而火炬和化学点火系统增加了发动机的重量和复杂性，而且化学自燃流体的处理是有很大危险性的。

  推进剂的自燃特性是存在氧化剂的情况下而不需要外部点火源。燃料能自发着火的能力。在双组元推进剂发动机中，自燃的特性是相当有利的，可以大大简化发动机设计，从而提高可靠性，并且易于实现多次起动。此外大多数自燃推进剂在常温下以液态存在，这样推进剂可长期贮存而无低温推进剂的蒸发问题。

  因此，地球可贮存自燃推进剂得到广泛使用，如美国的大力神运载火箭、我国的长征运载火箭、欧洲的阿里安IV运载火箭以及俄罗斯的质子号运载火箭等，而且航天飞机和大多数卫星都将自燃推进剂用于轨道机动和位置保持。常用的自燃推进剂采用肼、偏二甲肼或一甲基肼作燃料，以及采用N2O4或硝酸作氧化剂。

  尽管这些推进剂具有良好的性能(ISP约300S)和长期使用的经历，但它们全有一严重缺点，就是通过皮肤接触和吸入有很高的毒性。这些化合物的制造、运输和处理是一复杂和极昂贵的工艺过程。因此最希望研制出有几乎与传统自燃燃料同样性能但无毒性的自燃推进剂。

  在这种背景下，过氧化氢推进剂最近又得到重视。本文首先讨论过氧化氢推进剂的特性，接着综述过氧化氢推进技术的历史，并论述最近的研究和应用动向，最后提出进一步研究的途径和内容。

  2.过氧化氢的特性

  过氧化氢是一种高密度的氧化剂，具有能放热分解成水蒸汽和氧的独特的特性。表1 给出过氧化氢的一些物理性质，为了便于比较还列出四氧化二氮和液氧的相应性质。表2给出包括过氧化氢/煤油在内的若干地球可贮存和低温推进剂性能的比较。

表1 各种浓度过氧化氢的物理性质

表2 某些双组元推进剂性能的比较

推进剂	混合比	Isp,v*S	推进剂密度kg/m3	密度比冲KN-S/m3
90％H2O2/煤油	7.70	301.3	1.2780	385.6
96％H2O2/煤油	7.10	312.6	1.3016	407.4
NTO/MMH	1.65	316.7	1.1277	369.8
LOX/乙醇	1.8	329.9	1.0155	335.0
LOX/煤油	2.6	341.2	1.0449	356.5
LOX/甲烷	3.3	351.4	0.8107	284.9

  *基于0.95的理论性能和喷管面积比50。

  过氧化氢作为单组元推进剂和液体氧化剂，由于它具有某些特有的性能，在60年代前曾被广泛使用。这些性能有：

  — 高的密度 它有与硝酸和四氧化二氮相当的密度，比液氧要高，同时与燃料有较高的混合比，因而有较高的密度比冲，如表2所示。

  — 可贮存推进剂 与LOX相比过氧化氢在室温下为液体，且有较宽的液态温度范围，如表1所示。

  — 无毒 这里“毒性”的定义是指致癌的、对人类以小量中毒的或易于暴露对人致命效应的。过氧化氢认为无毒是因其对人的影响较其他推进剂小得多，且在合理工作条件下很难进入人体。

  — 与大气无反应 肼与二氧化碳有化学反应形成其它化合物对推力室材料有腐蚀作用，而过氧化氢则无。

  — 低的蒸汽压 如表1所示与N2O4 和LOX比较，蒸汽压要低1～2数量级，大大减少了吸入中毒的危险性，且可使泵在较低进口压力下工作，降低氧化剂贮箱质量。

  — 一体化的推进和动力考虑 例如H2O2可作为主发动机、轨控和姿控的氧化剂，还可用作单组元推进剂的RCS，气体发生器，推力向量控制的喷射液体等。

  上述这些特点仍是今天使 H2O2推进技术又得到关注的重要原因。

  3 过氧化氢推进技术的历史

  (1) 德国在第二次世界大战中首先应用H2O2作推进剂

  1993年Hellmuth Walter 提出了用H2O2作可能的潜艇推进剂。1933-1936年德国

  研制出80-82%安全使用浓度的H2O2。在这种情况下Walter于1935年开始了他过氧化氢燃烧装置的研制工作。他第一个产品是Heinkel He 176的ATO，它在1938年第一次飞行，该装置使用了液体喷射高锰酸盐催化的80%H2O2。为了提高ATO和其它正在研制火箭发动机的性能，Walter研制了由水合肼和甲醇以及铜化合物盐组成的液体自燃燃料(C-stoff),该燃料在Walter105-509发动机上使用，用于推动Mel63B Komet火箭飞机。

  上述技术另一重要应用是18-X型300吨级潜艇，使用了喷射液体高锰酸盐催化

  分解H2O2并与煤油燃烧，用来驱动400hp的涡轮。

  德国H2O2最重要的历史应用之一是V-2驱动轮泵的燃气发生器，这种技术在二次大战后在苏联和美国的火箭推进系统中得到普遍使用。

  (2) 二次大战后前苏联受德国V-2火箭的影响，其早期的火箭均采用H2O2分解产物作为

  驱动涡轮工质的，如P-1，P-2，P-5M火箭上的RD-100，AD-101，RD-103以及至今仍在使用的联盟运载火箭的RD-107，RD-108发动机。苏联联盟飞船返回舱的姿控发动机也采用单组元推进剂H2O2作工质的。

  (3) 英国明显受德国的影响，从50年代至70年代初重点开发过氧化氢推进技术。英国开始使用直接来自德国的80%浓度H2O2，后来英国研制出85%浓度H2O2。首先从德国发动机作为初始设计点研制U.K.Sprite(一种单组元推进剂RATO)，接着研制Super Sprite以煤油作燃料的双组元推进剂RATO。这些发动机的性能参数见表3。

表3 U.K.Super Sprite的性能参数

发动机参数	Sptite	Super Sprite
方式	单组元推进剂	双组元推进剂
过氧化氢浓度，％	80-85	82-86
过氧化氢流量，Ibm/s	33.0	20.0
燃料	无	煤油
燃料流量，Ibm/s	无	1.0
干质，Ibm	350	620
湿质，Ibm	925	1460
最大推力，Ibf	8000	4200
工作时间，S	16	40

  英国1952年开始研制Spectre H2O2/煤油飞机火箭发动机，用于SR53飞机，同时还进行代号为Gamma2备用发动机的研制，后者后来演变为Gamma 201发动机，在1957年用于“黑骑士”运载火箭。Gamma 201发动机的研制共进行了2089次热试与354次整机试验。“黑骑士”是应用H2O2最成功的计划。它为一级火箭，起飞质量13700lb。其主发动机为四台Gamma201发动机，起飞总推力约16000lb,为泵压再生冷却燃气发生器循环发动机。Gamma 201的改进型为Gamma 301，推力从16000lb提高到21600lb,而且用一组涡轮泵将推进剂供入四个燃烧室，并改进喷管使其有更好的寿命和性能。“黑骑士”从1958-1965年共发射22次。接着英国研制了更大的“黑箭”运载火箭，其一级发动机为Gamma8(BS606)差不多是由二台Gamma301组成，二级发动机为Gamma2,BS625。这两种发动机性能见表4。该火箭在1971.10.28唯一一次发射英国卫星就停止使用。

	Gamma8, BS606	Gamma2, BS625
地面推力，KN	222	－
真空推力，KN	256	69.4
混合比	8.2	8.2
结构质量，kg	52.1	148
室压，MPa	4.8	－
地面比冲，m/s	2131	－
真空比冲，m/s	2457	2600
工作时间，S	~130	～125
推质比，KN/kg	0.426	0.469
喷管压力膨胀比	80	350

  (4)美国在50年代末开始研制高性能H2O2双组元推进剂液体火箭发动机，但与英国不同，美国需要一种飞机火箭助推系统用于提高军用飞机性能。于是在美国空军支持下由Rocketdyne公司研制AR系列飞机火箭发动机，其中最为著名的是AR2-3发动机，值得注意的是该发动机真正设计成能重复使用，并有操作容易、长寿命和多次使用的令人难忘的记录。

  差不多同时、在美国海军支持下由反作用发动机公司(RMI)研制代号为LR40类似的发动机，也用于飞机。但它采用更先进的闭式循环，可以说是美国研制的第一个分级燃烧循环发动机。AR2-3最后用在试验飞机上，而LR—40从末进行生产。随着飞机涡轮发动机的改进以及空一空导弹能力的提高,取消了这类发动机的应用。在美国从此中止了这类发动机的发展，直至最近出现了新的用途。

  然而在单组元肼发动机问世之前，美国早期的航天器和高空X飞行器的反作用控制系统的推力器大多数采用H2O2单组元推进剂，如X-1，半人马座RCS和推进剂沉底，X-15、水星、侦察兵滚动控制、宇航员机动装置，单人火箭腾越器等。

  此外美国早期的火箭，如Redstone, Jupiter, Viking等均使用H2O2分解产物作驱动涡轮的工质。

  (5)我国50年代-60年代初研制的DF-1和DF-2导弹发动机采用80%浓度H2O2经高锰酸钾催化分解成高温气体用作驱动涡轮的工质。在70年代初用H2O2分解产物作模拟工质研究截短塞式喷管的性能，在60年代中也曾用H2O2研究单人火箭腾越器。

  4 国外H2O2推进技术当前的发展和应用

  虽然在20世纪70-80年代过氧化氢推进技术几乎处于停顿状态，但是近年来由于

  环境保护要求的日益严格，同时过氧化氢的某些特性重又被人所重视，尤其是过氧化氢可通

  过非均相催化和均相催化技术达到与某些无毒燃料自燃的特性，推动了作为无毒、可贮存推进剂过氧化氢推进技术的复苏。下面介绍最近各国在这个领域的研究工作。

  1)非均相催化技术的研究和应用

  (1)上面级飞行实验(USFE)计划

  美国轨道科学公司(OSC)承担NASA投资的上面级飞行实验计划，其中由Kaise Marquardt公司研制10，000lb推力的85%过氧化氢/JP-8(一种煤油)发动机，发动机性能指标见表5，能持续工作200S，并有二倍的寿命裕度，为降低成本采用成熟的技术。如催化剂床采用银网，床载选0.4lbm/in/s。为消除再生冷却，燃烧室/喷管采用烧蚀材料。为降低计划费用和进度的风险，首先进行缩尺件(50lb单组元推进剂推力室和1000lb双组元推进剂发动机)试验，其目的如下：

  I. 验证安全和可靠的发动机起动和关机过程

  II. 确定催化剂床性能和压降特性

  III. 进行喷射器筛选试验以评定喷注器几何对发动机性能和室壁热载荷的影响

  IV. 得到燃烧室烧蚀特性，即炭化深度、炭化速率和喉部烧蚀速率。

  V. 建立燃料液膜冷却要求以减少烧蚀燃烧室烧蚀。

  在缩比试验基础上进行了全尺寸推力室的设计和试验，试验证明该发动机设计满足任务要求，C*效率达到97%，真空比冲在275-298s范围，烧蚀推力室性能很好，喉部烧蚀很小。

表5 USFE 发动机性能

参数	数值（AIAA98－3679）	数值（AIAA2000－3558）
推进剂	85％H2O2/JP-8	90％H2O2/JP-8
真空推力，lbf	10000	10000
室压，psia	500	500
混合比	依最佳性能待定（7.0额定）	4.7
喷管膨胀比	40	40（地面试车为5）
燃烧室收缩比	7	7.1
比冲，S	294（根据0.95推力效率）	275真空
流量，lb/s	34	36.0
供应压力，psia	650	－
燃烧室寿命，S	200	200
发动机外廓尺寸	长60in，直径40in 。	长60in，直径40in

  (2)重复使用上面级-Future-X空间机动飞行器

  这是一项新的NASA/波音共同投资的计划。Future-X是以可重复使用H2O2/煤油上面级为基础的计划，它采用单组元推进剂H2O2的RCS和H2O2/煤油双组元推进剂主发动机。NASA/波音决定启用Rcoketdyne公司60年代末研制的AR2-3发动机。该发动机性能见表6。

  Rcoketdyne公司已从库房获得一些AR2-3发动机和发动机组件，并进行整修和重新装配。为适应当前的操作重新编写过氧化氢组件的清洗技术条件。分解和检查发动机组件的磨损和损坏，燃烧室用水进行液流试验等。最近还进行燃气发生器24次热试，试验时间达3192秒，用了230加仑90%浓度H2O2 ，试验均获得成功。在2000年5月前进行了16次发动机热试，总试验时间385.5S，最后一次试验是在50%工况与6.8混合比下工作达60S，验证了X-37的使用条件。试验表明AR2-3发动机是演示可操作和可重复使用的低价和低风险的途径。

表6 AR2-3发动机主要性能

推进剂	90％H2O2/JP
推力（真空），lbf	6600
ISP, vac,S	246
室压（psia）	560
混合比	6.5
面积比	12:1
长度,in	32
宽度，in	20
重量，lbm	225
发动机寿命，S	>9000
起动次数	多次起动

  (3)商业运载火箭BA-2

  Beal Aerospace(一家美国私人企业公司)决定研制采用H2O2和煤油的Atlas级运载火箭，该火箭为三级，全都采用挤压供应系统，并使用复合材料结构和烧蚀燃烧室。

  一级、二级和三级的推力分别为3200klb，800klb和30klb。已进行了第三级的全尺寸研制试验。该应用为迄今最大的H2O2系统，Beal准备在2002年进行首次发射，目标是商业载荷。

  (4)俄罗斯在1993年开始研制RD-161P过氧化氢/煤油发动机用于联盟运载火箭。该发动机是从液氧/煤油RD-161改进的。真空推力为2.5-1.5吨，采用分级燃烧循环，是一种双工况发动机，在2.5吨推力下真空比冲达319S。

  (5)以上计划绝大多数是采用银网催化剂，但对H2O2浓度大于90%时，存在银网烧结问题，为此美国开展了98%H2O2新颖催化剂的研究，最近成功进行了超过5000S热试验证了催化剂寿命。这项技术对提高发动机性能是很重要的。

  2) 均相催化技术的研究

  (1)美国海军空战中心(NAWC)的自燃燃料配方的研究和发展

  与上述几项计划的途径不同，美国海军空战中心正在研究能与过氧化氢自燃的一类燃料。这类燃料与过氧化氢构成的推进剂具有无毒、无污染的性质，且有接近传统的有毒自燃推进剂的理想性能。该项研究的重点是寻找在常规无毒燃料(例如煤油、醇)中加入能与H2O2自燃的添加剂。NAWC已研制出能与H2O2自燃的命名为NHMF(无毒自燃混合燃料)的燃料。

  NAWC的Block 0 系列所选择的混合燃料为甲醇与锰基催化剂组合。其中催化剂占20-50%。普渡大学研制的新颖测定点火装置，能区别类似推进剂配方变化引起的点火延迟期差别。该装置测定的Block O系列燃料与98%浓度过氧化氢的平均点火延迟期为15.54ms。试验表明，在燃料加入可溶的张力环化合物(SSR)，可以较大幅度提高比冲13-15s，同时还可能缩短点火延迟期，他们将对SSR做进一步研究，以在点火延迟期和比冲之间得到最好的折衷。NAWC还正在研究高性能丁醇基Block 1的混合燃料。

  接着进行H2O2与Block O燃料的火箭发动机试验，利用ARC的NTO/MMH22N火箭发动机。可惜的是进行任何试验均未点燃。这是由于该燃烧室容积较小和过高的喷射速度。为使之能工作必须增加燃烧室容积或(和)降低喷射速度。最近对该推进剂研制了试验发动机，发动机基本参数：推力265N，室压1.03Mpa，L*=0.6m，采用针拴式喷注器。由氧化剂提前来确保起动时高的混合比，从而降低压力峰。热试表明在20ms内达到90%推力，但热试时间仅1.5S，且燃烧效率为89%，这是由于混合比偏高，也可能L*较低引起的，这些问题将有待进一步研究。

  (2)Kasiser Marquardt 公司也研究用于双组元推进剂ACS/RCS的均相催化剂技术。催化剂的选择基于可贮存，比肼毒性小，并与液体烃类燃烧可溶的考虑。用85%和95%过氧化氢在开杯试验中研究各种化合物，并用高速彩色摄像仪记录点火过程。初步结果表明11ms的点火延迟。为了评定发动机点火特性、发动机性能和燃烧稳定性计划将进行发动机热试。已进行初步可贮存性评定，在贮存5个月以后试验同样的催化剂，观测到同样的点火延迟特性，表明研制的燃料5个月期间没有退化。

  最近报导，美国桑迪亚(Sandia)国家试验室也正在研究与过氧化氢自燃的无毒燃料，在大量研究中发现乙醇胺和1%氯化铜与90%过氧化氢迅速自燃，但其比冲较低，且乙醇胺冰点较高(10.3℃)，粘性较大。为此，他们利用糠醇来降低冰点和粘性，得到了能与70%浓度过氧化氢自燃的糠醇(47.5%)、乙醇胺(47.5%)和氯化铜(5%)的混合燃料，并在小发动机上与90%和99%过氧化氢成功地进行热试。

  进一步的工作包括各种燃料的小发动机热试，确定自燃的最小过氧化氢浓度和最小催化剂浓度，研究混合剂对点火延迟期的影响。

  (3) 俄罗斯在90年代就开展了类似上述的研究，莫斯科航空学院二系进行了过氧化氢(93-94%浓度)与加入添加剂煤油的自燃性能研究，测定的点火延迟期在17-24ms范围。圣彼得堡应用化学研究中心正在研究一种能与过氧化氢自燃的低毒混合燃料TΓ-07A，与90%浓度过氧化氢自燃点火延迟期小于15ms。

  3)过氧化氢推进技术的其它应用

  (1)微推进上的应用

  Lawrence Livermore国家实验室正从事独特地带有较高性能热气增压系统的微推进系统。这种微推进系统用H2O2已进行了5年的研究。该航天器试验台采用16个61bf的单组元推进剂的推力器和一个用于H2O2热燃气增压的小的燃气发生器。推力器和燃气发生器两者均使用85%浓度H2O2。在这种方案，液体贮箱作为主要结构而不需要气瓶。

  (2)化学激光真空抽吸系统

  H2O2用作化学激光真空抽吸系统工质的研究日益受到重视。美国空军和陆军分别研制两种化学激光武器系统：Air born Laser(ABL)和Tactical High Energy Laser(THEL),这两个系统将是美国在不远的将来首先部署用H2O2作推进剂型工质的武器系统TRW正在建造这些激光系统的H2O2分系统。

  5国内过氧化氢推进技术的发展

  在863-2空间战技术专家组支持下，“九·五”期间开展了过氧化氢基无毒、可贮存推进剂姿、轨控推进系统主要关键技术研究，取得的成果如下：(I)突破了过氧化氢/煤油基混合燃料自燃点火的关键技术，筛选出2000-C煤油基混合燃料的配方，用96%浓度过氧化氢实验室测定的平均点火延迟期为30ms;(Ⅱ)研制了新型的点火延迟期测定装置，能区别同类推进剂配方变化引起的点火延迟期的变化，成为进一步研究推进剂配方的有用工具;(Ⅲ)研制了30N和200N推力室;(Ⅳ)进行了两种推力200N和30N推力室的热试，起动平稳，无爆音和起动压力峰;(Ⅴ)实现了50ms脉冲工作和100s的稳态试验，在200N上达到93-94%的稳态燃烧效率(见表7和8)。上述结果表明用该推进剂替代传统的自燃可贮存推进剂是可能的。然而在技术上还存在一些问题：(Ⅰ)喷注器有沉积物，有时堵塞喷注器孔，影响再点火性能;(Ⅱ)30N推力室冷起动不可靠;(Ⅲ)燃料配方中煤油仅占50%，影响能量特性;(Ⅳ)推力室冷却不可靠，经常烧坏试件，100s的稳态热试指标是在混合比15.45下完成的，与设计混合比相差很大。这些问题有待在“十·五”解决。

  最近，还开展了90%浓度过氧化氢/乙醇推进剂姿、轨控推进系统自燃的关键技术研究，对于两种乙醇配方测定的点火延迟期为20ms 和15ms，在200N推力室上的热试结果表明其自燃性能优于过氧化氢/煤油基混合燃料，而且实现了40ms的短脉冲工作，稳态燃烧效率高达0.98，见表9。

表7 30N发动机热试结果

序号	试车代号	试验时间（S）	室压PC（MPa）	混合比γm	燃烧效率ηc
1	Fc56S-202	10	0.644	11.589	0.796
2	Fc56S-204	15	0.785	16.625	0.876
3	Fc56S-207	15	0.684	10.09	0.679
4	Fc56S-209	100	0.703	18.724	----
5	Fc56S-210	15	0.736	12.93	0.849

表8 200N发动机热试结果

序号	试车代号	试验时间（S）	室压PC（MPa）	混合比γm	燃烧效率ηc
1	Fc56S-102	10	0.578	10.686	0.93
2	Fc56S-103	10	0.578	8.610	0.93
3	Fc56S-104	15	0.604	7.985	0.94
4	Fc56S-106	15	0.728	6.302	0.99
5	Fc56S-110	15	0.657	13.303	0.922
6	Fc56S-111	100	0.630	15.450	----

表9 90% H2O2/乙醇的热试结果

试车代号	D2001*		D2002*		D2003**
燃料代号	AL－1	AL－2	AL－2	AL－2A	AL－2	AL－2A
室压（MPa）	0.923	0.921	0.935	0.950	0.62	0.867	0.64
氧化剂流量（g/s）	66.447	66.926	69.436	69.74	（72.17）	（75.24）	（74.72）
燃料流量（g/s）	18.748	17.881	17.78	16.75	（29.97）	（30.50）	（27.44）
混合比	3.54	3.743	3.91	4.16	2.41	2.467	2.72
燃烧效率	0.986	0.982	0.982	0.99	0.623	0.806	0.621

  * 为直流式喷注器

  ** 为离心缝隙式喷注器

  虽然过氧化氢基无毒自燃推进剂系统的研究已取得突破性进展，但从工程应用角度，还有很多研究工作要做，如提高推进剂比冲和缩短点火延迟期的燃料配方研究;推进剂安全性、长期贮存性、材料相容性研究;推力室燃烧性能和冷却技术研究;脉冲点火、高空点火性能研究以及其它组件的研制和系统集成与试验演示验证等。

  对于推力较大的轨控发动机还应开展非均相催化技术和燃烧技术的研究。尽管采用多层银网和颗粒状催化剂已做了许多研究，但还存在催化剂寿命和分解效率不高的问题。在用银网分解技术与喷入煤油的燃烧研究中发现过氧化氢浓度和混合比对能否燃烧着火有着至关重要的影响，还必须进行深入研究。