（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jian发动机，但与英国不同，美国需要一种飞机火jian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jian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jian腾越器等。
此外美国早期的火jian，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jian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 ％ H 2 O 2 /JP-8
90 ％ H 2 O 2 /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 ％ H 2 O 2 /JP
推力（真空）， lbf
6600
I SP, 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jianBA－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jian，该火jian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jian。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jian发动机试验，利用ARC的NTO/MMH22N火jian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。 |
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发表于 2006-10-12 22:17
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