一種氣氧/氣甲烷火炬式電點火器方案研究

蔡震宇，王鐵巖，曹紅娟

(北京航天動力研究所，北京 100076)

?

一種氣氧/氣甲烷火炬式電點火器方案研究

蔡震宇，王鐵巖，曹紅娟

(北京航天動力研究所，北京 100076)

摘要:針對液氧/甲烷發動機多次啟動時推力室點火，對一種氣氧/氣甲烷火炬式電點火器開展了研究，進行了方案設計，確定了點火室壓力、點火器混合比以及冷卻方式，開展了多次點火試驗，驗證了氣氧/氣甲烷的點火混合比范圍，獲得了點火特性，并同時驗證了多次點火能力及點火重復性，證明方案基本可行。在試驗件分解后發現火花塞端面和引火管存在局部高溫過熱區域，對點火器點火過程以及燃燒傳熱過程開展仿真，確定了高溫燒蝕出現的機理，并明確了結構改進優化的方向。

關鍵詞:點火器；火炬；甲烷；點火；燃燒仿真

1引言

隨著航天技術的不斷發展以及環保要求的提高，航天推進系統采用無毒無污染推進劑已成為今后的趨勢。特別是在載人小行星任務中，出于對航天員安全的考慮，將會采用無毒的推進劑?？捎玫耐七M劑中就包括液氧/甲烷推進劑組合。此前，液氧/甲烷發動機的研究曾一度出現停滯，但近幾年隨著“綠色推進”概念被廣泛認同以及甲烷易于制備等優點，美國重返月球計劃擬采用液氧/甲烷推進劑，世界各國都在積極研制自己的大推力液氧/甲烷發動機[1]。

在國內，載人登月的呼聲不斷提高，如有可能在未來實施，那么在任務周期內，作為月面著陸器登月階段唯一的動力來源，采用液氧/甲烷推進劑組合的下降級發動機[2]就很有可能需要為著陸器的地月轉移中途修正、近月制動、環月飛行降軌以及月面著陸動力下降提供動力。源于這一潛在的應用需求，國內開展了多次起動變推力液氧/甲烷發動機技術研究。其中，根據可能的任務需求，發動機啟動次數將會不小于10次，這對于發動機點火系統及結構設計都提出了更高的要求。

液氧/甲烷屬于非自燃雙組元低溫推進劑組合，需要設置點火裝置才能夠實現發動機點火啟動。液體火箭發動機常用的點火裝置主要為傳統的自燃液體點火器、固體火藥點火器以及火炬式點火器[3]，而新概念的點火器，如激光等離體點火器等目前國內和國外正在開展研究[4-5]。按照發動機多次啟動的要求，結合國內外點火器的應用現狀，計劃采用火炬式點火器。

先進的火炬式電點火器在國外早已得到了廣泛的應用。如美國的RL-10、J-2、SSME、日本的LE-5、LE-7、俄羅斯的РД-0120等氫/氧火箭發動機都是采用火炬式電點火裝置[6]；而國內的相關研究則相對較少，尤其是以氧與甲烷為點火工質的研究還未見報導。

在上世紀70年代后期，NASA李維斯研究中心設計出氫/氧火炬式電點火器，用于作為開展火箭發動機研究試驗時的點火源。點火器采用了所有可能的氣態、液態的氫氧組合并按照常規混合比進行工作。它還用于點燃其它推進劑組合，例如RP-1/液氧，一氧化碳/氣氧，以及甲烷/氣氧等[7]。

2007年左右，NASA格倫研究中心燃燒研究試驗室開始試驗多用途液氧/液甲烷火炬式電點火器。這些測試的開展是為了支撐推進與低溫預先研究項目(PCAD)中用于月球表面登陸模塊的上升發動機動力系統中主發動機以及反作用控制發動機的研發任務。點火器為格倫研究中心內部方案，用于研究液氧/液甲烷的燃燒過程。開展的點火器試驗方案用于檢驗液氧/液甲烷在一定混合比范圍內的可燃性。此外，試驗還通過累計脈沖點火檢驗了試驗件的耐久性。在試驗中總共進行了1402次脈沖點火，成功獲得了點火器點火混合比范圍。在點火器火花塞的陶瓷結構失效后試驗才最終停止[8-9]。

我國在液氫/液氧補燃循環演示驗證發動機研制期間曾先后研制了低溫膜冷型火炬式電點火器、低溫排放冷卻型火炬式電點火器[6, 10]。

目前的發動機設計方案中確定采用以氣氧/氣甲烷為點火工質的火炬式電點火器。由于國內對于以液氧/甲烷為推進劑的發動機研究尚處于起步階段，此前也從未對采用該種推進劑組合的發動機點火器開展過研究，因此國內該項技術仍處于空白，需要開展氣氧/氣甲烷火炬式電點火器研究。

2設計方案

2.1氣氧/氣甲烷理論燃燒溫度考查

在開展設計之前，需要提前對氣氧/氣甲烷理論燃燒溫度開展研究，考查理論燃燒溫度隨室壓以及混合比的變化規律。室壓范圍暫定在0.5～2 MPa之間，混合比范圍暫定在0.1～50之間，氣氧及氣甲烷的初溫均按照298.15 K。

通過采用NASA李維斯研究中心開發的化學平衡及應用程序CEA[11-12]進行的熱力性能計算(結果如圖1)可知，混合比達到3.7，不同室壓下的氣氧/氣甲烷理論燃燒溫度均達到最大值，并且室壓越高，理論燃燒溫度最大值越高。0.5 MPa下理論燃燒溫度最大值為3261.25 K，而2 MPa下理論燃燒溫度最大值為3452.97 K。在混合比3.7之前，混合比變化對理論燃燒溫度影響極為明顯，在混合比3.7之后，混合比變化對理論燃燒溫度影響相對較小。當混合比達到20后，理論燃燒溫度基本上與室壓無關。

圖1　不同室壓下氣氧/氣甲烷理論燃燒溫度隨混合比變化曲線圖Fig.1　GOX/GCH4 theoretical combustion temperature VS mixture ration at different chamber pressure

2.2室壓

點火室壓力主要決定了后續點火系統設計中的壓力及結構，點火室壓力越高，則相應的點火系統壓力就越高，結構質量也越大；此外，如果再進一步考慮到后期點火系統與發動機系統集成，為點火方案預留改進的空間，則點火室壓力也不應設計過高。因此，將點火室室壓初步設定在1 MPa，通過地面試驗加以驗證其可行性，在可行的基礎上進一步開展更多的摸底試驗以對更低或更高室壓下點火的可行性進行驗證。

2.3混合比

國外點火器的混合比一般選擇為富燃[5-6]，這里僅指平均混合比或者說整體混合比。而點火區的混合比一般都不能太低，否則難以點燃。就點火室內點火而言，設定為高混合比，即處于富氧狀態，更容易點燃以及維持燃燒。此外，混合比直接決定了點火溫度(理論燃燒溫度)的高低，這與推進劑組合的燃點特性以及材料高溫適應性是密切相關的。因此，目前的方案是，將點火器的平均混合比設定在2.5，相應的點火器出口理論燃燒溫度約為3140 K；點火室混合比設定在30，相應的點火室理論燃燒溫度約為1680 K。

2.4冷卻方式

目前廣泛應用于火炬式電點火器的冷卻方式主要有兩種：排放冷卻和膜冷卻。排放冷卻的優點是有效地進行熱防護，并能通過冷卻通道結構參數的變化而強化傳熱。但應用排放冷卻將導致結構尺寸和重量都有所增加。與排放冷卻相比，膜冷卻可使得結構尺寸減小，重量減輕。但膜冷卻效果不是很穩定，因為膜冷卻介質沿壁面流過一段距離后將完全蒸發并參與燃燒。此外，長距離的冷卻路徑將會使得冷卻膜無法維持，從而消失。因此，相比排放冷卻，膜冷卻從技術上難度更大。

考慮到排放冷卻方式相對簡單易行，因此最終選此作為設計方案。

2.5結構方案

火炬式點火器試驗件內部結構如圖 2，氣氧噴嘴與甲烷噴嘴為同軸對撞形式，火花塞端面位于兩噴嘴的上方，以點燃點火工質；而在甲烷噴嘴入口處，有一部分甲烷被分流，用于對點火器引火管進行排放冷卻。

圖2　火炬式電點火器內部結構示意圖Fig.2　The inner schematic diagram of spark torch igniter

3點火試驗

開展了該種氣氧/氣甲烷火炬式電點火器方案的點火試驗，總共進行了26次點火，分別在兩套結構和狀態完全一致的產品上進行，結果如圖3。在這些點火當中，有11次點火及燃燒的全部過程完全正常；有5次點火過程正常，只是在燃燒過程中偶爾出現1、2次火焰瞬間間斷；有5次點火過程正常，但是在燃燒過程中有連續多次的爆震現象；有4次是完全爆震現象，根本沒有實現燃燒；只有1次連爆震現象都沒有，根本沒有點火發生。通過26次點火獲得了相應的點火器混合比及室壓與點火成功與否的分布關系圖。經過本次點火試驗驗證的氣氧/氣甲烷點火混合比范圍為14～38。

圖3　點火器混合比及室壓與點火成敗的關系分布圖Fig.3　The distribution diagram of spark torch igniter mixture ratio with chamber pressure VS ignition failure-success

這26次點火中，除1次完全沒有點火跡象外，其余25次，當甲烷進入點火室時就已經實現了點火，這可以從點火室室壓的顯著升高得以證明。說明在大部分工況下，氣氧和氣甲烷均能夠實現迅速點火。雖然不同的工況下，點火器入口壓力有所不同，但點火都是在瞬間產生的。如果以氣甲烷進入點火室與氣氧開始相遇計時，至點火后室壓第一次達到平穩燃燒時室壓的90%的時間間隔，稱為點火延遲時間，也即t90。則通過統計，t90數值范圍大部分集中在60～90 ms內，平均為70 ms。

圖4　點火器點火階段t90曲線圖Fig.4　Igniter t90 time history during the ignition session

在額定工況試驗中，在點火階段，各壓力參數迅速上升，點火器出口顯現出鮮艷的紅色火焰，如圖5；正常點火后，點火器室壓及入口壓力迅速趨于平穩，點火器出口溫度穩步升高，點火室內部以及排放冷卻甲烷氣溫度均沒有超出設計值，此時，點火器出口呈現出透明、藍色、粉色及黃色的分層火焰色彩，如圖6。

圖5　點火器點火階段火焰Fig.5　Igniter flame during the ignition session

圖6　點火器穩定燃燒階段火焰Fig.6　Igniter flame during continuous combustion session

在試驗中，通過調整點火器的入口壓力，從而改變點火器內部的流量與混合比，以此獲得了點火器在不同的入口條件下的點火能力和工作性能。

此外，還進行了額定工況下點火器多次重復點火的能力驗證。在同一工況重復點火的10次試驗中，全部試驗均能正常點火，其中8次試驗性能數據曲線完全重合。試驗結果表明，該方案點火器重復性較好，性能數據基本保持一致。

試驗后對兩件點火器產品均進行了分解，發現點火室內發火電嘴存在局部燒蝕(見圖7)，另外引火管也出現了局部高溫過熱的跡象(見圖8)。

圖7　點火器火花塞局部過熱點Fig.7　Over-heat spot of the igniter spark plug

圖8　點火器引火管局部過熱點Fig.8　Over-heat spot of the igniter flame tube

4仿真分析

4.1點火過程仿真

按照點火試驗中的試驗條件對點火器點火過程進行了仿真，圖9為仿真試驗開始階段不同時刻點火室內氣氧和氣甲烷的充填過程。可以看出，點火室內氣氧與氣甲烷出現了混合不均勻的情況。這主要是由于點火室內部噴嘴結構布局設計不合理造成，同時還由于點火室混合設定為30，使得點火室內部氣氧和氣甲烷噴射動量相差懸殊。在噴射過程中，甲烷氣流被氧氣流迎面抬起，并在點火室頂部電嘴端面附近聚集，使得這一區域局部混合比降低并趨向理論混合比，從而出現局部高溫。這就很好解釋了試驗過程中火花塞電嘴端面出現了局部過熱點。

圖9　點火器點火過程仿真Fig.9　Ignition session simulation of the igniter

4.2燃燒傳熱仿真

OH-為甲烷與氧氣燃燒過程中的重要中間產物，其濃度分布可以反映出燃燒反應的劇烈程度。圖10為仿真獲得的點火器穩態燃燒過程中產生的OH-濃度分布圖。從圖中可以看出，點火器內有兩處區域OH-濃度相對較高，一處為點火室頂部區域，另一處為引火管入口區域。點火室頂部燃燒反應劇烈產生高溫區域這在前面已經提到過。而引火管入口區域OH-濃度較高則恰恰解釋了引火管出現局部高溫過熱點的原因。圖 11為穩態燃燒過程中點火器內部溫度分布圖。引火管入口一側反應后的燃燒溫度已經接近2800 K，使得材料明顯處于高溫區域。這與試驗結果是吻合的。造成這一現象的原因主要還是在于點火室內部噴嘴結構布局設計不合理，以及點火室內部氣氧和氣甲烷噴射動量相差懸殊，致使一部分中間產物在引火管入口一側聚集，最終導致高溫出現。

圖10　點火器燃燒過程中OH-分布圖Fig.10　The OH- content profile of the igniter during combustion

圖11　點火器溫度分布圖Fig.11　Temperature profile of the igniter during combustion

基于試驗及仿真結果，對目前的點火器方案提出以下改進建議：

1) 調整點火室內部噴嘴結構布局設計，使得點火室內部兩種點火工質摻混更加均勻，避免出現局部高溫過熱區域；

2) 考慮采用利用點火工質并配合噴嘴結構布局改進對火花塞電嘴發火端面進行有效介質保護，同時調整點火室氣氧和氣甲烷噴射動量比，避免火花塞端面出現趨向理論混合比的高溫區域；

3) 對引火管及其排放冷卻結構進行改進和優化，避免中間產物在入口側聚集而出現高溫，同時強化排放冷卻的能力和效果，對引火管實施更有效的保護。

5結論

本文介紹了一種氣氧/氣甲烷火炬式電點火器方案研究，論述了該點火器的設計方案，并開展了點火試驗；通過試驗驗證了該點火器具備多次點火的能力，并獲得了點火性能數據。通過試驗表明該點火器方案基本可行，但仍然存在不足和缺陷，后續需要在點火室內部噴嘴結構布局設計以及氣氧和氣甲烷噴射動量配比等方面開展更深入的優化和改進。

參考文獻(References)

[1]李志海, 張柏楠, 楊宏, 等. 載人小行星探測推進技術初步方案設想[J]. 國際太空, 2013(7):32-37.

Li Zhihai, Zhang Bonan, Yang Hong, et al. Prime design of the propulsion technology for manned asteroidal landing exploration[J]. Space International, 2013(7):32-37.(in Chinese)

[2]劉登豐, 黃仕啟, 周偉. 登月艙用深度變推下降級發動機系統方案研究[J]. 火箭推進, 2014, 40(4): 22-28.

Liu Deng-feng, Huang Shi-qi, Zhou Wei. System study of deep throttling descent rocket engine for lunar lander[J]. Journal of Rocket Propulsion,2014, 40(4): 22-28.(in Chinese)

[3]Huzel D K,Huang D H.液體火箭發動機現代工程設計[M]. 朱寧昌, 譯. 北京: 中國宇航出版社, 2004:149-154.

Huzel D K, Huang D H. Modern Engineering For Design of Liquid-Propellant Rocket Engines[M].ZHU Ningchang, translate.Beijing: China Astronautic Publishing House, 2004: 149-154.(in Chinese)

[4]Wintner E, Kofler H, Srivastava D K, et al. Laser plasma ignition: status, perspectives, solutions[C]//Fundamentals of Laser Assisted Micro-and Nanotechnologies 2013. International Society for Optics and Photonics, 2013: 90650B-90650B-12.

[5]Manfletti C. Laser ignition of an experimental cryogenic reaction and control thruster: pre-ignition conditions[J]. Journal of Propulsion and Power, 2014, 30(4): 925-933.

[6]孫紀國, 王劍虹. 低溫富燃火炬點火器研究[J]. 導彈與航天運載技術, 1996(6): 17-22.

Sun Jiguo, Wang Jianhong. Study on cryogenic fuel-rich spark igniter[J]. Missiles and Space Vehicles, 1996(6): 17-22.(in Chinese)

[7]Repas G A. Hydrogen-oxygen Torch Ignitor[R]. NASA-TM-106493, 1994.

[8]Schneider S J, John J W, Zoeckler J G. Design, fabrication, and test of a LOX/LCH4 RCS igniter at NASA[R]. AIAA-2007-5442, 2007.

[9]Breisacher K, Ajmani K.LOX/methane main engine igniter tests and modeling[R]. AIAA-2008-4757, 2008.

[10]孫紀國, 王玨. 高混合比火炬點火器試驗研究[J]. 推進技術, 2000, 21(1):33-35.

Sun Ji-guo, Wang Jue. Experimental study on high mixture ratio torch ignitor[J]. Journal of Propulsion Technology, 2000, 21(1):33-35.(in Chinese)

[11]Gordon S, Mcbride B. Computer program for calculation of complex chemical equilibrium compositions and applications. Part I: Analysis [R]. NASA-RP-1131, 1994.

[12]Gordon S, Mcbride B. Computer program for calculation of complex chemical equilibrium compositions and applications. Part II: Users Manual and Program Description[R]. NASA-RP-1131, 1996.

Research on a GOX/GCH4 spark torch igniter

CAI Zhenyu, WANG Tieyan, CAO Hongjuan

(Beijing Aerospace Propulsion Institute，Beijing 100076，China)

Abstract:For the combustion chamber ignition in multi-startup of LOX/methane rocket engine, the development of a GOX/GCH4 spark torch igniter is required. The conceptual design was conducted and the igniter chamber pressure, igniter mixture ratio, and cooling type were determined. Ignition tests were carried out to check the ignition boundary, to obtain the performance, and to verify the continuous ignition capacity and consistency. The results showed that the design was feasible. However it was found that over-heats spot existed in the spark plug surface and the flame tube after the analysis of the test parts. So simulations on the ignition and combustion process were conducted and the mechanisms of the over-heat zone were determined. The directions of improvement and optimization were thus proposed.

Key words:igniter; torch; methane; ignition; combustion simulation

收稿日期：2015-08-10；修回日期：2016-02-22

基金項目：載人航天預先研究項目(060302)

作者簡介：蔡震宇(1980-)，男，碩士，高級工程師，研究方向為液體火箭發動機總體結構。E-mail：wenjawenja@139.com

中圖分類號：V434

文獻標識碼：A

文章編號：1674-5825(2016)03-0338-05