液氧大流量深度過冷方案對比分析

任建華 雷 剛 謝福壽 * 徐元元 王天祥 厲彥忠

（1 航天低溫推進劑技術國家重點實驗室 北京 100028）

（2 西安交通大學能源與動力工程學院 西安 710049）

1 引言

目前,低溫推進劑應用時的熱力學狀態大部分都處于沸點溫度附近,其熱物理性能具有明顯不足,尤其是液氫,其突出缺點是:密度和單位體積顯冷量小。為了提高低溫推進劑熱力學性能,研究者采用過冷的手段,來改善低溫推進劑自身的不足,效果非常顯著,如液氫推進劑從標準沸點（20.39 K）過冷至三相點溫度（13.8 K）,其密度會增加8.8%,單位體積顯冷量將會增加20%,從三相點處繼續降溫,直到出現60%的固氫（俗稱漿氫）,密度將增加16.8%,單位體積顯冷量增加34%,而液氫密度增加8%,液氧密度增加10%,運載火箭總的起飛重量將減少20%。然而,雖然低溫推進劑過冷度越大越好,但是會對地面冷卻系統與加注系統提出更高的要求。

國外對于以液氧、液氫和液甲烷為代表的低溫推進劑致密化研究已有半個多世紀的歷史。從過冷低溫推進劑熱力學角度出發,可看出其熱力學性能優勢非常顯著,但是從實際應用角度來看,效果其實并不理想。目前,除美國獵鷹九號運載火箭采用全過冷液氧（66 K）和過冷RP-1（-7 ℃）,且從2016 年才開始使用的；曾經,美國X-33 航天器采用全過冷液氫（15 K）和液氧（66.68 K）,蘇聯能源-暴風雪號航天飛機采用全過冷液氫（17 K）和液氧（57 K）外,各國低溫運載火箭仍然使用沸點狀態的低溫推進劑作為燃料。

中國相關研究起步較晚,且基本上還停留在理論分析階段[1-11]。……