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RP-1煤油

RP-1（又稱火箭推進劑-1或精鍊石油-1）是一種高度精煉的煤油，外觀類似噴射燃料，主要用作火箭燃料。與液氫相比，RP-1的比衝較低，但成本更低，可在室溫下穩定存放，且爆炸風險較小。 RP-1的密度遠高於液態氫，能量密度因此較高（儘管比能較低）。此外，RP-1的毒性與致癌風險遠低於另一種常見的室溫液體燃料——肼[1]。

歷史與發展

在第二次世界大戰期間及戰後初期，酒精（主要是乙醇，有時是甲醇）被廣泛應用於大型液體燃料火箭的推進。酒精的高汽化熱能有效防止再生冷卻（英語：Regenerative cooling (rocketry)）引擎過熱，尤其是酒精通常含有少量水分。然而，後來人們發現，碳氫化合物燃料能提升引擎效率，這是由於碳氫化合物的密度略高，且其燃料分子中不含氧原子，幾乎也不含水分。無論哪種碳氫化合物燃料被選用，它都需要取代酒精作為冷卻劑。

許多早期火箭採用煤油作為燃料，但隨著燃燒時間延長、燃燒效率提高以及燃燒室壓力增大，火箭引擎質量減輕，這導致引擎溫度難以控制。原始煤油作為冷卻劑時，容易發生解離和聚合作用，輕質產物會以氣泡形式產生，造成空穴現象；重質產物則會以蠟質沉積物形式堵塞引擎內狹窄的冷卻通道。冷卻劑供應不足進一步提升溫度，導致更多聚合反應，加速燃料分解。 這種現象會迅速惡化，最終引發引擎壁破裂或其他機械故障。即便冷卻劑完全由煤油構成，這個問題依然存在。至1950年代中期，火箭設計師向化學家尋求解決方案，結果開發出耐熱性更強的碳氫化合物燃料——RP-1。

1950年代，RP-1的氧化劑多採用液氧，儘管也有其他氧化劑的使用案例。[2]

組成與製備

首先，硫和硫化合物在高溫下會腐蝕金屬，微量的硫也會促進聚合反應。因此，RP-1燃料中的硫及硫化合物含量被降至最低。

不飽和化合物如烯烴、炔烴和芳香族化合物也保持在低水準，因為它們在高溫或長期儲存時容易聚合。當時認為，煤油燃料的飛彈可能需要儲存多年以待啟動。雖然後來這功能被轉移至固體燃料火箭，但飽和碳氫化合物的高溫穩定性仍被保留。由於烯烴和芳香族化合物含量較低，RP-1的毒性比噴射燃料和柴油低得多，且遠低於汽油。

更理想的異構物被選擇或合成，線性烷烴的比例減少，取而代之的是環狀和高度支鏈的烷烴。類似於這些分子能提升汽油的辛烷值，它們也能在高溫下顯著提升熱穩定性。其中，多環烷烴如梯烷是最理想的異構物。

相比之下，煤油的主要用途如航空、取暖和照明對熱分解的要求不高，因此不需要嚴格優化異構物。

生產過程中，這些燃料被精細處理以去除雜質和副產物。灰分可能堵塞燃料管路和引擎通道，並磨損依賴燃料潤滑的閥門和渦輪泵軸承。稍重或稍輕的分餾物會影響潤滑性能，並可能在儲存或負載時分離。剩餘的碳氫化合物質量接近或等於C12。由於缺少輕質碳氫化合物，RP-1的閃點較高，火災危險性低於汽油。

雖然任何石油都能經過充分精煉生產RP-1，但現實中，火箭級煤油通常來自少數高品質的原油油田，或者可以人工合成。由於火箭燃料需求相對小，這推高了RP-1的價格。軍用RP-1規範見於MIL-R-25576[3]，RP-1的化學與物理性質則見於NISTIR 6646[4]。

在俄羅斯及其他前蘇聯國家，T-1和RG-1是兩種主要的火箭煤油配方[5]。它們的密度略高，介於0.82至0.85 g/mL之間，相較之下，RP-1的密度為0.81 g/mL。蘇聯曾短暫地將煤油超低溫冷卻來提高密度，但這在一定程度上抵消了選用煤油而非其他超低溫燃料的好處。對於聯合系列和R-7飛彈來說，這種溫度的影響較小，因為已有設施可以處理低溫的液氧和液氮，這兩者的溫度都遠低於煤油。發射器中央的煤油箱被液氧箱圍繞，液氮箱位於底部附近。四個推進器的煤油箱相對較小，也位於液氧和液氮箱之間。因此，煤油一旦初步冷卻，能在發射準備期間保持足夠的低溫。最新的獵鷹9號——獵鷹9號全推力版，也具備將RP-1燃料冷卻至-7 °C的能力，從而提高2.5%至4%的密度。

應用案例

 
約兩公升RP-1
 
阿波羅8號任務，農神5號在火箭第一節中裝有 810,700 公升 RP-1 和 1,311,100 公升液氧[6]

RP-1被應用於電子號、聯合系列、天頂系列、三角洲系列、擎天神系列、獵鷹9號、Antares和Tronador II（英語：Tronador_(rocket)#Tronador_II）等火箭的第一節推進器。它也曾為能量號、泰坦1號、農神1號、農神1B號及農神5號的第一節提供動力。 印度太空研究組織（ISRO）也在開發使用RP-1燃料的引擎，作為未來火箭的動力來源。[7]

與其他燃料的比較

液氧/煤油[8]
海平面比衝 220–301.5 s
真空中比衝 292–340 s
氧化劑與燃料的比率 2.56
密度（克/毫升） 0.81–1.02
熱容量比 1.24
燃燒溫度 3670 K

在化學層面上，碳氫化合物推進劑的效率不如氫燃料。原因在於氫燃燒時，每單位質量所釋放的能量較高，能夠產生更高的排氣速度。這與碳原子的質量相對於氫原子較大有關。碳氫化合物引擎通常運行在富燃料狀態，導致產生部分一氧化碳而非二氧化碳，這是燃燒不完全的結果[9]。然而，氫燃料引擎也常處於富燃料狀態以達到最佳性能。俄羅斯的一些引擎的渦輪泵預燃器運行在富氧狀態，但其主燃燒室仍屬富燃料運行[10]。整體而言，煤油引擎的比衝約在270至360秒之間，而氫燃料引擎則可達到370至465秒。

當引擎關閉後，燃料流量迅速降至零，但引擎仍處於高溫狀態，剩餘或滯留的燃料可能在熱點或高溫部件上聚合甚至碳化。即便沒有明顯熱點，重質燃料也可能在引擎內部形成油性殘留物，類似於汽油、柴油或噴射燃料箱內長期形成的積碳[11]。火箭引擎的壽命通常以分鐘甚至秒來計算，因此較大規模的積碳沉積物不易形成，但火箭引擎對任何沉積物都十分敏感。煤油推進系統因此需要更頻繁的拆解和大修，這大幅增加了營運和維護成本。不論是一次性還是可重複使用的引擎，發射前都需進行多次地面點火測試，甚至冷流測試（未點燃推進劑），這些測試也可能殘留雜質[12]。

若燃燒室壓力低於約1,000 psi（7 MPa），煤油會在噴嘴和燃燒室內壁形成黑煙沉積物，這層沉積物起到絕緣作用，可減少近一半的熱量流入牆壁[9]。然而，現代大多數碳氫化合物引擎運行壓力遠超此值，因此這種效應並不顯著。

新型重碳氫化合物引擎已修改部分組件，並採用新循環技術來更好地管理剩餘燃料和逐步冷卻，儘管這無法完全解決石油殘留問題。某些新型引擎則選擇改用甲烷或丙烷等輕碳氫化合物以避開此問題[9]，這些燃料揮發性強，殘留物會自然蒸發。必要時，也可使用溶劑清洗。丙烷的短碳鏈難以分解，而甲烷只有一個碳原子，分解產物均為氣體，較少出現聚合或沉積問題。

煤油的低蒸氣壓為地面操作提供一定安全性，但在飛行中，煤油燃料箱需額外增壓系統來補充消耗的燃料體積，通常使用高壓惰性氣體（如氮氣或氦氣）獨立儲罐完成[13]，這增加了重量和成本。低溫或揮發性推進劑則不需獨立增壓系統，它們可利用引擎熱量膨脹為低密度氣體，回流燃料箱。部分揮發性推進劑甚至無需氣體循環系統，因液體自然蒸發填充燃料箱。某些火箭則使用渦輪泵廢氣來增壓燃料箱，減少獨立氣體系統的重量，惟需處理高溫反應氣體而非冷卻惰性氣體。

在供應層面，RP-1的供應量受限於發射載具行業相對於其他石油消費者規模過小。雖然RP-1材料成本仍低於多數火箭推進劑，但供應商數量有限。有些引擎嘗試使用更常見的石油產品，如噴射燃料或柴油。例如，ABL Space Systems（英語：ABL Space Systems）的E2引擎可使用RP-1或Jet-A[14]。某些引擎採用輔助冷卻技術，可承受這些次優配方。

碳氫化合物燃料燃燒排放較多的污染物，包括二氧化碳、一氧化碳及碳氫化合物，而氫燃料燃燒則主要生成水，僅釋放少量未燃燒的氫氣。無論使用何種燃料，若火箭排氣溫度超過1,600°C（2,900°F），大氣中的氮氣和氧氣會結合生成氮氧化物，進一步加劇污染[15]。

類似RP-1的燃料

  • 在開發RP-1規範的過程中，Rocketdyne（英語：Rocketdyne）曾嘗試使用二乙基環己烷。雖然其性能優於RP-1，但最終未被採用，因為當時這一配方尚未成熟，而擎天神系列和泰坦1號火箭的設計已經圍繞RP-1進行，導致RP-1成為碳氫化合物火箭燃料的標準。[16]
  • 蘇聯曾短暫使用合成燃料Syntin（英語：Syntin）（俄文：синтин），這是一種能量更高的配方，用於上節火箭。 Syntin的化學式為1-甲基-1,2-雙環丙基環丙烷（C
    10    H
    16    ）。目前，俄羅斯也正嘗試將聯盟2號運載火箭的燃料從RP-1改為「naftil」[17]或「naphthyl」[18] [19]。
  • RP-1標準之後，RP-2也隨之開發，主要區別在於硫含量更低[20]。然而，由於大部分使用者已經接受RP-1，缺乏生產和儲備RP-2這種更加稀有且昂貴配方的動力。
  • OTRAG集團（英語：OTRAG）在火箭測試中使用了較為常見的燃料混合物。至少有一次試驗中，火箭以柴油作為推進劑。然而，沒有任何OTRAG火箭（英語：OTRAG (rocket)）成功接近達到軌道。

參考資料

  1. ^ Using RP-1 As Rocket Fuel - Advantages & Disadvantages. Headed For Space. 
  2. ^ Sutton, George Paul. History of Liquid Propellant Rocket Engines. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2006: 42. ISBN 9781563476495. 
  3. ^ Basics of Space Flight: Rocket Propellants. Braeunig.us. 
  4. ^ Thermophysical Properties Measurements and Models for Rocket Propellant RP-1: Phase I (NISTIR 6646) (PDF). 
  5. ^ Lox/Kerosene. Encyclopedia Astronautica. 
  6. ^ Bilstein, Roger E. Appendix A—Schematic of Saturn V. The NASA History Series. NASA. 1996: 405. ISBN 0-16-048909-1.  Digitized copies are available from the Internet Archive: 1996 edition; first edition.
  7. ^ ISRO Annual Report 2013-14. isro.org. 2015-10-18. 
  8. ^ Basics of Space Flight: Rocket Propellants. Rocket and Space Technology. 
  9. ^ 9.0 9.1 9.2 Marco Fassina. Preliminary design of an on-board de-orbiting system for Block I (PDF). POLITECNICO DI MILANO. 2010. 
  10. ^ Keith Cowing. Russian Rocket Engines In Many Critical Paths. NASA Watch. 
  11. ^ B. Steigemeier; L. Meyer; R. Taghavi, A thermal stability and heat transfer investigation of five hydrocarbon fuels, Indianapolis, IN, United States: 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, 2002 
  12. ^ Mishra, D.P. Fundamentals of Rocket Propulsion (PDF). CRC Press. 2017. 
  13. ^ Roy Langton; Chuck Clark; Martin Hewitt; Lonnie Richards. Aircraft Fuel Systems (PDF). Wiley. 2009. 
  14. ^ RS1. ABL Space Systems. 
  15. ^ Limin Wang; Chunli Tang; Tao Zhu; Fan Fang; Xing Ning; Defu Che, Experimental Investigation on Combustion and NOx Formation Characteristics of Low-Ash-Melting-Point Coal in Cyclone Furnace, American Chemical Society, 2022 
  16. ^ Clark, J. D.; Asimov, Isaac. Ignition! an informal history of liquid rocket propellants. Rutgers University Press. 1972: 105. ISBN 978-0-8135-0725-5. 
  17. ^ Vostochny launches on schedule for 2017. Russian Space Web. 
  18. ^ When will Russia's 1st carrier rocket firing naphthyl blast off?. Russia Now. 2016-10-11. 
  19. ^ Russia completes engine tests of Soyuz rocket's second stage using new fuel. Russian Aviation. 2019-02-22. 
  20. ^ Bret C. Windom; Tara M. Lovestead; Jennifer R. Riggs; Christopher Nickel; Thomas J. Bruno, Assessment of the Compositional Variability of RP-1 and RP-2 with the Advanced Distillation Curve Approach, Boulder, CO, United States: National Institute of Standards and Technology, 2010 

外部連結

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