孙海云，蒋榕培，李春红，徐浩海，方 涛，刘朝阳

（1.北京航天试验技术研究所航天绿色推进剂研究与应用北京市重点实验室，北京100074；2.西安航天动力技术研究所，西安710100）

高能合成煤油GN-1理化性能及应用分析

孙海云1，蒋榕培1，李春红2，徐浩海2，方 涛1，刘朝阳1

（1.北京航天试验技术研究所航天绿色推进剂研究与应用北京市重点实验室，北京100074；2.西安航天动力技术研究所，西安710100）

研究了高能合成煤油GN-1的密度、黏度等理化性质及热稳定性和能量特性，并与火箭煤油进行了对比分析。实验结果表明：GN-1煤油与现役火箭煤油相比，密度提高2.2%（20℃），黏度下降41.9%（20℃）；导热系数和定压比热值均高于火箭煤油；热稳定温度达到394℃，满足火箭发动机工作要求；比冲比现用火箭煤油高7 s以上；综合性能优异。此研究成果有助于我国载人登月用下降级变推力液氧煤油发动机技术攻关及新一代运载火箭性能提升。

高能合成煤油；理化性能；应用分析

1　引言

火箭煤油因具有密度高、常温可贮存、来源广泛、绿色低毒和安全等诸多优点得到了广泛应用，美国的宇宙神-5，德尔塔-4、猎鹰-9、安塔瑞斯和俄罗斯的联盟号、安加拉系列运载火箭的芯级和助推级动力，以及我国新一代运载火箭长征五号助推级、长征六号和长征七号芯级均采用了液氧/煤油组合推进剂［1］。

火箭煤油在大型运载火箭的起飞质量中占到70%～90%，因此其性能和成本对于运载火箭具有重要的意义［2］。美国在上世纪50年代开发了烯烃和硫含量较低的RP-1火箭煤油，支撑了美国载人登月用F-1发动机的顺利研制［2-3］。后续美国对火箭煤油性能进行了持续改进，进一步开发了低冰点（-51℃）、高闪点（60℃）和低结焦特性（胶质含量从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”等诸多新型发动机的顺利研制。苏联/俄罗斯在液氧煤油发动机领域处于世界领先地位，相继开发出T-1、RG-1、Syntin等煤油，支撑了RD-170/RD-180/RD-191等代表世界先进水平的大推力发动机和RD-0124/RD-58系列高性能上面级的研制和工程应用［3-5］。

Syntin煤油是俄罗斯研制的一种高能煤油［1，6］，其燃烧热值和比冲比现用火箭煤油分别提高了2%和7～10 s，具有比冲大、密度高、黏度小、绿色无毒和常温可贮存等优点，曾应用于苏联/俄罗斯联盟号U2运载火箭的助推级和第一级、质子号运载火箭的上面级以及“暴风雪”航天飞机芯级。高能合成煤油支撑了联盟U2运载火箭的性能提升，前后共执行了70次发射任务，全部取得成功。高能煤油也曾用于质子号运载火箭的上面级（发动机RD-58S），实际飞行次数超过40次，采用高能煤油后发动机比冲达到361 s，比采用普通煤油的发动机比冲提高7～10 s，具有明显的能量优势。

综上可见，高能煤油是提高液氧/煤油发动机比冲性能的有效途径。为满足我国载人登月下降级变推力发动机对高比冲煤油的需求，北京航天试验技术研究所在国内率先研制出高能合成煤油GN-1。本文将结合发动机应用要求，对GN-1煤油的密度、黏度等理化性质及热稳定性和能量特性进行系统研究，并与火箭煤油的理化性质进行对比分析，相关研究将对后续开展GN-1煤油的工程研制及应用提供技术支撑。

2　实验

2.1 试样

火箭煤油：液体火箭发动机用煤油（克拉玛依石化分公司生产）。

高能合成煤油：GN-1煤油（北京航天试验技术研究所研制）。

2.2 仪器与系统

SVM3000自动密度黏度仪；MiniVAP VPXpert全自动蒸汽压测试仪；HC2000流动型比热计；TC 3020L热线法导热系数仪；Parr 6200氧弹量热仪；HSC-1差示扫描量热仪。自行设计的单喷嘴点火试验系统。

2.3 实验过程

2.3.1 理化性能研究

1）密度和黏度

根据NB/SH/T 0870标准方法［4］，采用SVM3000自动密度黏度仪进行了-40～105℃范围内不同温度下密度和黏度的测定。

2）饱和蒸气压

根据ASTM D6378［5］方法，选择全自动蒸气压测试仪进行饱和蒸气压的测试。加样温度20℃，测试温度范围为20～110℃。

3）定压比热

采用HC2000流动型比热计进行定压比热测试，测试温度范围为-40～120℃。

4）导热系数

采用TC 3020L热线法导热系数仪进行导热系数的测试，测试温度范围-40～200℃。

2.3.2 GN-1煤油热稳定性能

将试样置于差示扫描仪内，在惰性气氛中从室温开始加热到550℃，以10℃/min的扫描速度，测定试样在室温至550℃范围内的热量变化。

2.3.3 GN-1煤油能量比冲

采用Parr6200氧弹量热仪对GN-1煤油和火箭煤油进行了燃烧热值测定；同时，为了验证GN-1煤油与现役火箭煤油的比冲性能差异，利用同一试验件分别进行了氧气+GN-1煤油和氧气+火箭煤油的点火试验。

3　结果和讨论

3.1 理化性能

3.1.1 密度

对于液体推进剂来说，密度越大，贮箱容积有限的航天器所能储存的推进剂越多，密度性能是液体推进剂的重要基础性质之一。

本文研究了GN-1煤油和火箭煤油密度随温度的变化规律，实验结果如图1所示。需要指出的是，GN-1煤油的冰点低于-70℃，但由于实验仪器的测试限制，本文只研究了-40～105℃范围内煤油的密度和黏度。

图1　不同温度下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℃条件下，GN-1煤油的密度为0.851 g/cm3，密度比相同条件下火箭煤油（0.833 g/cm3）提高0.018 g/cm3，提高幅度为2.2%。由于煤油受热膨胀，GN-1煤油和火箭煤油的密度随温度的升高都呈下降趋势，在高温条件下GN-1煤油的密度逐渐与火箭煤油相近。当温度上升至105℃时，GN-1煤油的密度仅比火箭煤油高0.007 g/cm3。这主要是由于GN-1煤油在温度上升过程中其体积的膨胀系数高于火箭煤油。GN-1煤油和火箭煤油密度随温度的变化关系式用式（1）表示，相关参数见表1。

表1　煤油密度随温度的变化线性拟合结果Table 1 Results of linear fitting of kerosene density with temperature change

3.1.2 黏度

液体推进剂黏度的大小直接影响推进剂在火箭发动机燃烧过程中的输送、雾化和混合。

图2对比了GN-1煤油和火箭煤油在-20～105℃下运动黏度的变化规律。GN-1煤油在-15℃时的运动黏度为2.77 mm2/s，远低于火箭煤油的运动黏度6.98 mm2/s。在20℃时GN-1煤油运动黏度为1.44 mm2/s，比相同温度条件下火箭煤油的运动黏度（2.48 mm2/s）降低41.9%。可见GN-1煤油的流动性能优于火箭煤油，有利于煤油在发动机工作过程中的输送、雾化、混合以及燃烧。

图2　不同温度下GN-1煤油和火箭煤油的运动黏度Fig.2 The viscosity of GN-1 kerosene and rocket kerosene at different temperature

如图2所示，火箭煤油的黏度随着温度的升高而迅速下降，最终黏度与GN-1煤油接近。这主要是由于GN-1煤油和火箭煤油的组成不同导致的。相比于GN-1煤油，火箭煤油除了含有大量的环烷烃以外，还有大量的异构烷烃。这些异构烷烃之间会在范德华力的作用下发生交联从而导致体系黏度的升高。随着温度的升高，这些链状烷烃会发生蜷曲，交联程度迅速下降，体系的黏度也会迅速下降。

3.1.3 饱和蒸汽压

液体推进剂的饱和蒸气压是发动机设计的重要参数。在温度20℃时，GN-1煤油和火箭煤油的饱和蒸汽压分别为3.1 kPa和1.0 kPa。图3是GN-1煤油和火箭煤油饱和蒸汽压随温度的变化关系。随着温度的升高，GN-1煤油的饱和蒸气压上升明显。GN-1煤油的沸点为158℃，本次进行饱和蒸气压测定的火箭煤油的沸程为200～235℃。

3.1.4 定压比热

液体推进剂的比热容越大，其温度升高需要吸收的热量越大，作为冷却介质时的冷却性能就越好。本文选用流动型比热计测得-40～120℃条件下GN-1煤油和火箭煤油的定压热容，实验结果见图4。从图4中可看出，GN-1煤油的定压比热略大于火箭煤油。25℃条件下GN-1煤油和火箭煤油的定压比热分别是2.08 J/（g·℃）和1.96 J/（g·℃）。这表明GN-1煤油的冷却性能略优于火箭煤油。

图3　不同温度下GN-1煤油和火箭煤油的饱和蒸气压Fig.3 The saturation vapor pressure of GN-1 kerosene and rocket kerosene at different temperature

图4　不同温度下的GN-1煤油和火箭煤油的定压热容Fig.4 Comparison of the heat capacity between GN-1 kerosene and rocket kerosene

3.1.5 导热系数

除了定压比热以外，导热系数也是衡量液体推进剂冷却能力的重要参数，导热系数越大，冷却效果更佳。本文研究了GN-1煤油和火箭煤油在不同温度下的导热系数，如图5所示。GN-1煤油和火箭煤油的导热系数都随温度的升高有所下降。对比GN-1煤油和火箭煤油的导热系数可以发现，在-50～200℃，GN-1煤油的导热系数都高于火箭煤油。综合GN-1煤油和火箭煤油的定压比热及导热系数性质，表明GN-1煤油的冷却能力优于火箭煤油。

3.2 热稳定性能研究

热稳定性能的高低直接影响燃料的传热、安全和贮存性能。为了获得高能合成煤油的热稳定性能，采用高压DSC研究了GN-1煤油随温度变化的吸放热效应，获得了起始分解温度、最大分解温度以及相应的热稳定区间。图6表示的是GN-1煤油在10℃/min升温速率条件下随温度变化的吸放热变化图。从图中可以看出，高能合成煤油的起始分解温度在394℃，最大分解温度在414℃。由于液氧/煤油发动机工作条件下煤油的使用温度低于200℃，因此GN-1煤油的热稳定性能能够满足火箭发动机工作要求。

图5　不同温度下GN-1煤油和火箭煤油的导热系数Fig.5 The thermal conductivity of GN-1 kerosene and rocket kerosene at different temperature

图6　GN-1煤油高压DSC图（升温速率10°C/min）Fig.6 The DSC spectrogram of GN-1 kerosene

需要指出的是，GN-1煤油的分解过程是放热过程，这是因为高能煤油包含多个张力环结构，一旦发生分解反应，大量积蓄在分子内的能量释放出发，导致了放热现象的发生。

3.3 GN-1煤油的能量特性

采用氧弹量热仪测得GN-1煤油高热值为46.597 MJ/kg，与文献报道值46.599 MJ/kg（顺式结构）和46.583 MJ/kg（反式结构）［7］接近。根据GN-1煤油分子式，由燃烧热值进一步推导出GN-1煤油的生成焓为984 kJ/kg，远高于我国现用火箭煤油的-1810 kJ/kg，说明GN-1煤油具有高生成焓的特点。根据GN-1煤油和火箭煤油的生成焓，采用Rocket Propulsion Analysis（精简版）双组元理论比冲软件进行了热力计算，计算条件为室压8 MPa，面积比227，混合比2.6，该条件下GN-1煤油理论真空比冲达到391 s，比我国现役火箭煤油高近9.5 s。可见，GN-1煤油在提升液氧/煤油发动机比冲性能方面效果明显。

为进一步验证GN-1煤油的比冲性能，进行了发动机单喷嘴试验，主要试验工况参数见表2，实验室压力曲线图7所示。结果表明GN-1煤油点火启动性能良好，燃烧稳定，燃烧效率达到98%以上，特征速度比火箭煤油提高2.2%。按照我国现有液氧煤油发动机的设计水平，GN-1煤油的比冲比火箭煤油提高约7～8 s，具有明显的比冲优势。

表2　各工况试验参数Table 2 Test parameters

图7　GN-1煤油的单喷嘴点火试验参数Fig.7 Experimental data of single nozzle ignition of GN-1 kerosene

4　结论

1）GN-1煤油具有密度大、黏度低、冰点低的特点，是一种理想的火箭发动机用推进剂；

2）GN-1煤油定压比热和导热系数均优于火箭煤油，其热稳定性温度达到394℃，GN-1煤油冷却能力优于火箭煤油，能够用于液体火箭发动机的主动冷却；

3）GN-1煤油具有较高的生成焓，通过理论计算和单喷嘴点火验证了其高比冲性能，在发动机结构不变的情况下，可提高比冲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］李亚裕.液体推进剂［M］.北京：中国宇航出版社，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］谢平平，谈啸，刘红辉，等.NB/SH/T 0870石油产品动力黏度和密度的测定及运动黏度的计算斯塔宾格黏度计法［S］.国家能源局，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，FANG 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

孙海云（1979-），女，硕士，高级工程师，研究方向为航天液体推进剂化学与技术。E-mail：shyseagull@126.com