孫海云,蔣榕培,李春紅,徐浩海,方 濤,劉朝陽
(1.北京航天試驗技術(shù)研究所航天綠色推進劑研究與應(yīng)用北京市重點實驗室,北京100074;2.西安航天動力技術(shù)研究所,西安710100)
高能合成煤油GN-1理化性能及應(yīng)用分析
孫海云1,蔣榕培1,李春紅2,徐浩海2,方 濤1,劉朝陽1
(1.北京航天試驗技術(shù)研究所航天綠色推進劑研究與應(yīng)用北京市重點實驗室,北京100074;2.西安航天動力技術(shù)研究所,西安710100)
研究了高能合成煤油GN-1的密度、黏度等理化性質(zhì)及熱穩(wěn)定性和能量特性,并與火箭煤油進行了對比分析。實驗結(jié)果表明:GN-1煤油與現(xiàn)役火箭煤油相比,密度提高2.2%(20℃),黏度下降41.9%(20℃);導(dǎo)熱系數(shù)和定壓比熱值均高于火箭煤油;熱穩(wěn)定溫度達到394℃,滿足火箭發(fā)動機工作要求;比沖比現(xiàn)用火箭煤油高7 s以上;綜合性能優(yōu)異。此研究成果有助于我國載人登月用下降級變推力液氧煤油發(fā)動機技術(shù)攻關(guān)及新一代運載火箭性能提升。
高能合成煤油;理化性能;應(yīng)用分析
火箭煤油因具有密度高、常溫可貯存、來源廣泛、綠色低毒和安全等諸多優(yōu)點得到了廣泛應(yīng)用,美國的宇宙神-5,德爾塔-4、獵鷹-9、安塔瑞斯和俄羅斯的聯(lián)盟號、安加拉系列運載火箭的芯級和助推級動力,以及我國新一代運載火箭長征五號助推級、長征六號和長征七號芯級均采用了液氧/煤油組合推進劑[1]。
火箭煤油在大型運載火箭的起飛質(zhì)量中占到70%~90%,因此其性能和成本對于運載火箭具有重要的意義[2]。美國在上世紀50年代開發(fā)了烯烴和硫含量較低的RP-1火箭煤油,支撐了美國載人登月用F-1發(fā)動機的順利研制[2-3]。后續(xù)美國對火箭煤油性能進行了持續(xù)改進,進一步開發(fā)了低冰點(-51℃)、高閃點(60℃)和低結(jié)焦特性(膠質(zhì)含量從7 mg/100 mL降低至1 mg/100 mL)的火箭煤油,保障了SpaceX公司的“灰背隼”等諸多新型發(fā)動機的順利研制。蘇聯(lián)/俄羅斯在液氧煤油發(fā)動機領(lǐng)域處于世界領(lǐng)先地位,相繼開發(fā)出T-1、RG-1、Syntin等煤油,支撐了RD-170/RD-180/RD-191等代表世界先進水平的大推力發(fā)動機和RD-0124/RD-58系列高性能上面級的研制和工程應(yīng)用[3-5]。
Syntin煤油是俄羅斯研制的一種高能煤油[1,6],其燃燒熱值和比沖比現(xiàn)用火箭煤油分別提高了2%和7~10 s,具有比沖大、密度高、黏度小、綠色無毒和常溫可貯存等優(yōu)點,曾應(yīng)用于蘇聯(lián)/俄羅斯聯(lián)盟號U2運載火箭的助推級和第一級、質(zhì)子號運載火箭的上面級以及“暴風雪”航天飛機芯級。高能合成煤油支撐了聯(lián)盟U2運載火箭的性能提升,前后共執(zhí)行了70次發(fā)射任務(wù),全部取得成功。高能煤油也曾用于質(zhì)子號運載火箭的上面級(發(fā)動機RD-58S),實際飛行次數(shù)超過40次,采用高能煤油后發(fā)動機比沖達到361 s,比采用普通煤油的發(fā)動機比沖提高7~10 s,具有明顯的能量優(yōu)勢。
綜上可見,高能煤油是提高液氧/煤油發(fā)動機比沖性能的有效途徑。為滿足我國載人登月下降級變推力發(fā)動機對高比沖煤油的需求,北京航天試驗技術(shù)研究所在國內(nèi)率先研制出高能合成煤油GN-1。本文將結(jié)合發(fā)動機應(yīng)用要求,對GN-1煤油的密度、黏度等理化性質(zhì)及熱穩(wěn)定性和能量特性進行系統(tǒng)研究,并與火箭煤油的理化性質(zhì)進行對比分析,相關(guān)研究將對后續(xù)開展GN-1煤油的工程研制及應(yīng)用提供技術(shù)支撐。
2.1 試樣
火箭煤油:液體火箭發(fā)動機用煤油(克拉瑪依石化分公司生產(chǎn))。
高能合成煤油:GN-1煤油(北京航天試驗技術(shù)研究所研制)。
2.2 儀器與系統(tǒng)
SVM3000自動密度黏度儀;MiniVAP VPXpert全自動蒸汽壓測試儀;HC2000流動型比熱計;TC 3020L熱線法導(dǎo)熱系數(shù)儀;Parr 6200氧彈量熱儀;HSC-1差示掃描量熱儀。自行設(shè)計的單噴嘴點火試驗系統(tǒng)。
2.3 實驗過程
2.3.1 理化性能研究
1)密度和黏度
根據(jù)NB/SH/T 0870標準方法[4],采用SVM3000自動密度黏度儀進行了-40~105℃范圍內(nèi)不同溫度下密度和黏度的測定。
2)飽和蒸氣壓
根據(jù)ASTM D6378[5]方法,選擇全自動蒸氣壓測試儀進行飽和蒸氣壓的測試。加樣溫度20℃,測試溫度范圍為20~110℃。
3)定壓比熱
采用HC2000流動型比熱計進行定壓比熱測試,測試溫度范圍為-40~120℃。
4)導(dǎo)熱系數(shù)
采用TC 3020L熱線法導(dǎo)熱系數(shù)儀進行導(dǎo)熱系數(shù)的測試,測試溫度范圍-40~200℃。
2.3.2 GN-1煤油熱穩(wěn)定性能
將試樣置于差示掃描儀內(nèi),在惰性氣氛中從室溫開始加熱到550℃,以10℃/min的掃描速度,測定試樣在室溫至550℃范圍內(nèi)的熱量變化。
2.3.3 GN-1煤油能量比沖
采用Parr6200氧彈量熱儀對GN-1煤油和火箭煤油進行了燃燒熱值測定;同時,為了驗證GN-1煤油與現(xiàn)役火箭煤油的比沖性能差異,利用同一試驗件分別進行了氧氣+GN-1煤油和氧氣+火箭煤油的點火試驗。
3.1 理化性能
3.1.1 密度
對于液體推進劑來說,密度越大,貯箱容積有限的航天器所能儲存的推進劑越多,密度性能是液體推進劑的重要基礎(chǔ)性質(zhì)之一。
本文研究了GN-1煤油和火箭煤油密度隨溫度的變化規(guī)律,實驗結(jié)果如圖1所示。需要指出的是,GN-1煤油的冰點低于-70℃,但由于實驗儀器的測試限制,本文只研究了-40~105℃范圍內(nèi)煤油的密度和黏度。
圖1 不同溫度下GN-1煤油和火箭煤油的密度Fig.1 The density of GN-1 kerosene and rocket kerosene at different temperature
在20℃條件下,GN-1煤油的密度為0.851 g/cm3,密度比相同條件下火箭煤油(0.833 g/cm3)提高0.018 g/cm3,提高幅度為2.2%。由于煤油受熱膨脹,GN-1煤油和火箭煤油的密度隨溫度的升高都呈下降趨勢,在高溫條件下GN-1煤油的密度逐漸與火箭煤油相近。當溫度上升至105℃時,GN-1煤油的密度僅比火箭煤油高0.007 g/cm3。這主要是由于GN-1煤油在溫度上升過程中其體積的膨脹系數(shù)高于火箭煤油。GN-1煤油和火箭煤油密度隨溫度的變化關(guān)系式用式(1)表示,相關(guān)參數(shù)見表1。
表1 煤油密度隨溫度的變化線性擬合結(jié)果Table 1 Results of linear fitting of kerosene density with temperature change
3.1.2 黏度
液體推進劑黏度的大小直接影響推進劑在火箭發(fā)動機燃燒過程中的輸送、霧化和混合。
圖2對比了GN-1煤油和火箭煤油在-20~105℃下運動黏度的變化規(guī)律。GN-1煤油在-15℃時的運動黏度為2.77 mm2/s,遠低于火箭煤油的運動黏度6.98 mm2/s。在20℃時GN-1煤油運動黏度為1.44 mm2/s,比相同溫度條件下火箭煤油的運動黏度(2.48 mm2/s)降低41.9%??梢奊N-1煤油的流動性能優(yōu)于火箭煤油,有利于煤油在發(fā)動機工作過程中的輸送、霧化、混合以及燃燒。
圖2 不同溫度下GN-1煤油和火箭煤油的運動黏度Fig.2 The viscosity of GN-1 kerosene and rocket kerosene at different temperature
如圖2所示,火箭煤油的黏度隨著溫度的升高而迅速下降,最終黏度與GN-1煤油接近。這主要是由于GN-1煤油和火箭煤油的組成不同導(dǎo)致的。相比于GN-1煤油,火箭煤油除了含有大量的環(huán)烷烴以外,還有大量的異構(gòu)烷烴。這些異構(gòu)烷烴之間會在范德華力的作用下發(fā)生交聯(lián)從而導(dǎo)致體系黏度的升高。隨著溫度的升高,這些鏈狀烷烴會發(fā)生蜷曲,交聯(lián)程度迅速下降,體系的黏度也會迅速下降。
3.1.3 飽和蒸汽壓
液體推進劑的飽和蒸氣壓是發(fā)動機設(shè)計的重要參數(shù)。在溫度20℃時,GN-1煤油和火箭煤油的飽和蒸汽壓分別為3.1 kPa和1.0 kPa。圖3是GN-1煤油和火箭煤油飽和蒸汽壓隨溫度的變化關(guān)系。隨著溫度的升高,GN-1煤油的飽和蒸氣壓上升明顯。GN-1煤油的沸點為158℃,本次進行飽和蒸氣壓測定的火箭煤油的沸程為200~235℃。
3.1.4 定壓比熱
液體推進劑的比熱容越大,其溫度升高需要吸收的熱量越大,作為冷卻介質(zhì)時的冷卻性能就越好。本文選用流動型比熱計測得-40~120℃條件下GN-1煤油和火箭煤油的定壓熱容,實驗結(jié)果見圖4。從圖4中可看出,GN-1煤油的定壓比熱略大于火箭煤油。25℃條件下GN-1煤油和火箭煤油的定壓比熱分別是2.08 J/(g·℃)和1.96 J/(g·℃)。這表明GN-1煤油的冷卻性能略優(yōu)于火箭煤油。
圖3 不同溫度下GN-1煤油和火箭煤油的飽和蒸氣壓Fig.3 The saturation vapor pressure of GN-1 kerosene and rocket kerosene at different temperature
圖4 不同溫度下的GN-1煤油和火箭煤油的定壓熱容Fig.4 Comparison of the heat capacity between GN-1 kerosene and rocket kerosene
3.1.5 導(dǎo)熱系數(shù)
除了定壓比熱以外,導(dǎo)熱系數(shù)也是衡量液體推進劑冷卻能力的重要參數(shù),導(dǎo)熱系數(shù)越大,冷卻效果更佳。本文研究了GN-1煤油和火箭煤油在不同溫度下的導(dǎo)熱系數(shù),如圖5所示。GN-1煤油和火箭煤油的導(dǎo)熱系數(shù)都隨溫度的升高有所下降。對比GN-1煤油和火箭煤油的導(dǎo)熱系數(shù)可以發(fā)現(xiàn),在-50~200℃,GN-1煤油的導(dǎo)熱系數(shù)都高于火箭煤油。綜合GN-1煤油和火箭煤油的定壓比熱及導(dǎo)熱系數(shù)性質(zhì),表明GN-1煤油的冷卻能力優(yōu)于火箭煤油。
3.2 熱穩(wěn)定性能研究
熱穩(wěn)定性能的高低直接影響燃料的傳熱、安全和貯存性能。為了獲得高能合成煤油的熱穩(wěn)定性能,采用高壓DSC研究了GN-1煤油隨溫度變化的吸放熱效應(yīng),獲得了起始分解溫度、最大分解溫度以及相應(yīng)的熱穩(wěn)定區(qū)間。圖6表示的是GN-1煤油在10℃/min升溫速率條件下隨溫度變化的吸放熱變化圖。從圖中可以看出,高能合成煤油的起始分解溫度在394℃,最大分解溫度在414℃。由于液氧/煤油發(fā)動機工作條件下煤油的使用溫度低于200℃,因此GN-1煤油的熱穩(wěn)定性能能夠滿足火箭發(fā)動機工作要求。
圖5 不同溫度下GN-1煤油和火箭煤油的導(dǎo)熱系數(shù)Fig.5 The thermal conductivity of GN-1 kerosene and rocket kerosene at different temperature
圖6 GN-1煤油高壓DSC圖(升溫速率10°C/min)Fig.6 The DSC spectrogram of GN-1 kerosene
需要指出的是,GN-1煤油的分解過程是放熱過程,這是因為高能煤油包含多個張力環(huán)結(jié)構(gòu),一旦發(fā)生分解反應(yīng),大量積蓄在分子內(nèi)的能量釋放出發(fā),導(dǎo)致了放熱現(xiàn)象的發(fā)生。
3.3 GN-1煤油的能量特性
采用氧彈量熱儀測得GN-1煤油高熱值為46.597 MJ/kg,與文獻報道值46.599 MJ/kg(順式結(jié)構(gòu))和46.583 MJ/kg(反式結(jié)構(gòu))[7]接近。根據(jù)GN-1煤油分子式,由燃燒熱值進一步推導(dǎo)出GN-1煤油的生成焓為984 kJ/kg,遠高于我國現(xiàn)用火箭煤油的-1810 kJ/kg,說明GN-1煤油具有高生成焓的特點。根據(jù)GN-1煤油和火箭煤油的生成焓,采用Rocket Propulsion Analysis(精簡版)雙組元理論比沖軟件進行了熱力計算,計算條件為室壓8 MPa,面積比227,混合比2.6,該條件下GN-1煤油理論真空比沖達到391 s,比我國現(xiàn)役火箭煤油高近9.5 s??梢?,GN-1煤油在提升液氧/煤油發(fā)動機比沖性能方面效果明顯。
為進一步驗證GN-1煤油的比沖性能,進行了發(fā)動機單噴嘴試驗,主要試驗工況參數(shù)見表2,實驗室壓力曲線圖7所示。結(jié)果表明GN-1煤油點火啟動性能良好,燃燒穩(wěn)定,燃燒效率達到98%以上,特征速度比火箭煤油提高2.2%。按照我國現(xiàn)有液氧煤油發(fā)動機的設(shè)計水平,GN-1煤油的比沖比火箭煤油提高約7~8 s,具有明顯的比沖優(yōu)勢。
表2 各工況試驗參數(shù)Table 2 Test parameters
圖7 GN-1煤油的單噴嘴點火試驗參數(shù)Fig.7 Experimental data of single nozzle ignition of GN-1 kerosene
1)GN-1煤油具有密度大、黏度低、冰點低的特點,是一種理想的火箭發(fā)動機用推進劑;
2)GN-1煤油定壓比熱和導(dǎo)熱系數(shù)均優(yōu)于火箭煤油,其熱穩(wěn)定性溫度達到394℃,GN-1煤油冷卻能力優(yōu)于火箭煤油,能夠用于液體火箭發(fā)動機的主動冷卻;
3)GN-1煤油具有較高的生成焓,通過理論計算和單噴嘴點火驗證了其高比沖性能,在發(fā)動機結(jié)構(gòu)不變的情況下,可提高比沖7 s以上。
(References)
[1]Edwards T.Liquid fuels and propellants for aerospace propulsion:1903-2003[J].Journal of Propulsion and Power,2003,19(6):1905-1104.
[2]李亞裕.液體推進劑[M].北京:中國宇航出版社,2011:479.Li Yayu.Liquid propellant[M].Beijing:China Aerospace Press,2011:479.(in Chinese)
[3]Sutton G P.History of liquid propellant rocket engines in the United States[J].Journal of Propulsion and Power,2003,19(6):978-1007.
[4]謝平平,談嘯,劉紅輝,等.NB/SH/T 0870石油產(chǎn)品動力黏度和密度的測定及運動黏度的計算斯塔賓格黏度計法[S].國家能源局,2013.Xie Pingping,Tan Xiao,Liu Honghui.NB/SH/T 0870 The Calculation and Determination of Viscosity Starr Accusative Kinematic Viscosity of Petroleum products viscosity and Density Meter Method Starr Accusative Viscometer Method[S].National Energy Administration,2013.(in Chinese)
[5]ASTM D6378-10 Standard Test Method for Determination of Vapor Pressure(VPX)of Petroleum Products,Hydrocarbons,and Hydrocarbon-Oxygenate Mixtures(Triple Expansion Method)[S].
[6]Sutton G P.History of liquid-propellant rocket engines in Russia,formerly the Soviet Union[J].Journal of Propulsion and Power,2003,19(6):1008-1037.
[7]Pimenova S M,Kozina M P,Kolesov V P.The enthalpies of combustion and formation of cis-and trans-1-methyl-1,2-dicyclopropylcyclopropane[J].Thermochimica acta,1993,221(1):139-141.
Physicochemical Properties and Application Analysis of High-energy Synthetic Kerosene GN-1
SUN Haiyun1,JIANG Rongpei1,LI Chunhong2,XU Haohai2,F(xiàn)ANG Tao1,LIU Zhaoyang1
(1.Beijing Institute of Aerospace Testing Technology,Beijing Key Laboratory of Research and Application for Aerospace Green Propellants,Beijing 100074,China;2.Xi'an Aerospace Propulsion Institute,Xi'an 710100,China)
The physicochemical properties,such as the density and viscosity,the thermostability and energy property of high-energy synthetic kerosene GN-1 were detailedly studied in this paper.The experimental results suggested that the density of high-energy synthetic kerosene increased by 2.2%(20℃)and the viscosity of high-energy synthetic kerosene decreased by 41.9%(20℃)as compared with those of the petroleum rocket kerosene,respectively.The heat conductivity coefficient and specific heat value at constant pressure of high-energy synthetic kerosene were both higher than those of petroleum rocket kerosene.Meanwhile,the specific impulse of high-energy synthetic kerosene was 7s higher than that of the petroleum rocket kerosene and the thermostability of high-energy synthetic kerosene(394℃)could meet the operation demands of the rocket engine,which demonstrated its excellent comprehensive performance.This study may provide a technical support for the key technological breakthrough of Chinese descent propulsion liquid oxygen/kerosene engine system for manned lunar landing and lay a foundation for the performance improvement of the new generation launch vehicle.
high-energy synthetic kerosene;physicochemical properties;applications analysis
V511
A
1674-5825(2016)05-0619-05
2015-11-12;
2016-08-21
孫海云(1979-),女,碩士,高級工程師,研究方向為航天液體推進劑化學與技術(shù)。E-mail:shyseagull@126.com