氣氧/氣甲烷火炬點火器設計及試驗

王煜錕，王 玫，張 鋒，馮建暢

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

隨著航天事業的不斷發展，可重復使用運載器逐漸成為未來航天運載器的重要發展方向。液氧/甲烷發動機以低成本、高性能、易使用、無毒、無污染的優勢，成為可重復使用運載器的首選推進系統，因此受到各航天大國的競相關注。

液氧/甲烷屬于非自燃的雙組元低溫推進劑組合，要實現發動機的點火啟動，就必須設置點火裝置。目前液體火箭發動機常用的點火裝置主要為固體火藥點火器、化學點火器以及火炬式點火器。其中，火炬式點火器具有點火能量大、可重復使用、工作時間便于調節和使用維護方便等優點，是可重復使用液氧甲烷發動機理想的點火方式。火炬式點火器一般由推進劑供應系統、燃燒室、火花塞點火系統以及噴管(或燃氣導管)等部件組成。

國內外學者針對火炬式點火器的工作狀態均做出了一定的研究。NASA格林研究中心設計了一種由頭部、艙室和燃料冷卻套筒組成的液氧/甲烷火炬式點火器，并在此點火器模型上進行了750多次試驗。試驗對混合比、器件溫度、火花塞能量、燃料純度、點火器幾何構型等因素對點火器燃燒溫度及工作狀況影響做了分析，結果表明，混合比越大，燃氣溫度越高；且火花塞能量低于200 MJ時，點火失敗。Aerojet公司開展了液氧/甲烷點火技術研究，掌握了不同工作條件下點火器燃燒室溫度特征、穩態工作特性、殼體冷卻及熱交換導致的混合比變化特征、點火器的脈沖工作性能等，初步確定了點火器的點火邊界特性。國內劉巍等設計了旋轉液膜冷卻的氣氧/酒精火炬式點火器，氧化劑為氣態，使用液體燃料對燃燒室壁面進行再生冷卻，加強了熱防護效果。試驗結果顯示：當余氧系數一定時，若液體燃料沸點較高，則燃燒室下游燃燒產物核心部分為氣態，周圍為液態；若液體燃料沸點較低，則燃燒室下游燃燒產物為氣態。且最長工作時間達到20 s。

綜上可知，針對火炬點火器的工作狀態、工作性能、工作邊界等已經有了較為全面和深入的研究，但主要集中在液氧/液氫或者液氧/煤油領域，而針對氣氧/氣甲烷火炬點火器的工作特性等還鮮有研究。鑒于此，本文設計了一種氣氧/氣甲烷火炬點火器，并采用試驗手段對其工作特性開展了研究，為工程設計提供指導。

1 試驗裝置設計與試驗方法

1.1 試驗裝置設計

根據已有火炬點火器設計方案，結合所需設計要求，確定燃燒室采用普通圓筒結構設計。氣氧/氣甲烷火炬式點火器的噴注器采用直流撞擊式噴注器。氧噴嘴和甲烷噴嘴的撞擊角度為180°。

試驗時，氧氣和甲烷經過孔板以一定的速度和流量進入燃燒室中同軸碰撞、摻混。點火器出口結構分別為直流出口和收縮出口。

表1為點火器設計主要參數。點火器采用氣氣推進劑組織燃燒，設計壓強為1 MPa，設計流量為8 g/s。點火器頭部配置單獨火花塞，全部氧氣(流量5 g/s)由點火器燃燒室接入一個直流噴嘴噴入燃燒室。甲烷分兩路，一小部分甲烷(流量0.25 g/s，占甲烷總流量的8.3%)由燃燒室一個直流噴嘴噴入燃燒室，并與氧氣的噴射方向同軸對撞；其余甲烷(流量2.75 g/s，占甲烷總流量的91.7%)通過設置在導火管組件的直流噴嘴進入，并在導火管外部加入冷卻甲烷管路組件。整個點火器各部件由螺栓連接。

表1 點火器設計輸入參數Tab.1 Input parameters of igniter design

點火器結構A、B、C剖面圖分別如圖1和圖2所示，本文共設計了3種結構的點火器，3種結構點火器其燃燒室直徑、氧氣入口噴嘴內徑、點火甲烷入口噴嘴內徑、點火導管長度、排放甲烷環縫寬度均相同。其主要區別是：A結構出口為直流出口，B、C結構出口為收縮出口。結構A和B點火導管直徑相同，結構C點火導管直徑為結構B直徑的1.5倍。3種結構差異主要是點火導管直徑大小與有無出口收縮段(如圖2所示紅框位置為收縮出口)，直徑大小影響出口富氧燃氣流速，而出口收縮段影響出口富氧燃氣與排放路甲烷的摻混，從而影響出口補燃情況。氣氧/氣甲烷點火器實物如圖3所示。

圖1 A結構點火器剖視圖Fig.1 Sectional view of structure A igniter

圖2 B、C結構點火器剖視圖Fig.2 Sectional view of structure B and C igniter

圖3 氣氧/氣甲烷點火器實物圖Fig.3 Prototype of gas oxygen/gas methane igniter

1.2 試驗方法

試驗系統原理圖如圖4所示。氧氣和甲烷分別經減壓閥、電磁閥和孔板進入火炬點火器進行點火燃燒，通過調節氧化劑入口與燃料入口壓強保證試驗所需的流量。

圖4 點火器試驗原理圖Fig.4 Schematic diagram of ignition test

點火裝置電火花塞采用高可靠組件，且具備重復使用能力。該火花塞點火能量約為300 MJ，點火頻率為30 Hz，對應高壓包的輸入電壓為24 V。

點火3 s時序如圖5所示，先打開氧氣閥門，0.5 s后打開甲烷閥門，工作3 s后關閉所有閥門，其中火花塞在初始階段工作1 s后停止工作。2 s及5 s工作時序與3 s時序基本相同，即：0.5 s后打開甲烷閥門，工作2 s/5 s后關閉所有閥門，火花塞在初始階段工作1 s后停止工作。

圖5 點火器3 s點火時序圖Fig.5 3 s time sequence of ignitor

2 試驗結果與分析

根據不同的排放冷卻甲烷外管出口結構形式，火炬點火器共有結構A、結構B和結構C等9種不同狀態，另外，3種結構的外管出口均可通過調節墊片個數，調節外管出口的縮進長度。

試驗主要針對不同結構狀態下、不同縮進長度以及不同核心混合比進行展開，主要試驗結果如表2所示。

表2 氣氧/氣甲烷點火器點火試驗Tab.2 Summary of ignition test for gas oxygen/gas methane igniter

2.1 混合比變化試驗

本文通過保持氧氣流量一定，改變點火路甲烷與排放路甲烷流量大小，對點火器進行時長為2 s的點火試驗研究。得到了直流式的結構A不同混合比情況下燃燒室壓力變化情況，并觀察了出口補燃火焰穩定性的變化情況。

采用結構A的火炬點火器，開展如表2所示的狀態A1～A3工況的點火試驗，以獲得兩路甲烷流量分配對點火器工作特性的影響，3種工況下燃燒室壓強分布如圖6所示。

圖6 結構A1、A2、A3燃燒室壓力Fig.6 Chamber pressure of structure A1,A2 and A3

圖中3條壓力曲線代表3個工況，隨著點火甲烷流量的增加，3個工況下的燃燒室壓力分別為0.90 MPa、1.02 MPa、1.09 MPa，燃燒室壓力不斷升高，燃燒室燃氣溫度也不斷升高。分析其原因主要是隨著燃燒室燃料流量的增大，燃燒室內混合比逐漸接近當量混合比，因而燃燒室壓力和溫度升高。而試驗曲線在打開氧閥后產生了約為0.4 MPa的壓力“平臺”，這是由于先打開氧閥，氣氧進入燃燒室從而建壓產生壓力“平臺”。試驗中未觀察到排放甲烷與出口燃氣發生補燃，只是在點火初期有火花閃過，分析原因認為是點火初期燃燒室壓強還很低、直流式出口不利于排放甲烷與富氧燃氣的摻混、出口富氧燃氣速度較高不易產生補燃火焰等造成的。

2.2 變縮進長度試驗

采用結構B的點火器，開展如表2所示的狀態B1～B3工況的點火試驗，分析點火導管出口縮進長度對點火器工作特性的影響，3種工況下燃燒室壓強分布如圖7所示。

圖7 結構B1、B2、B3點火室壓力Fig.7 Chamber pressure of structure B1,B2 and B3

3種縮進長度下，燃燒室壓力均為1.35 MPa，且比結構A這3種工況下的壓力高，這是由于結構B狀態下出口為收縮結構，相較于結構A的直流式出口，出口的燃氣質量流量降低，燃燒室壓力升高。對比結構B不同縮進長度的燃燒室壓強曲線可知，燃燒室壓力并未發生變化，說明縮進長度對燃燒室壓力并不產生影響。壓力拖尾段持續時間隨著縮進長度的減小而減小，這是由于關閉氧閥和甲烷閥后剩余燃氣流出時間會由于縮進長度的縮短而降低。

觀察3次點火試驗的燃氣出口補燃情況，發現在初始階段有火花閃過但火焰并未產生。分析其原因是加入收縮出口以后有利于燃氣與排放甲烷的摻混，但由于收縮出口會使富燃燃氣流速增大，對補燃產生較大影響，從而導致燃燒失敗。因而加大摻混的同時需降低富燃燃氣速度。

2.3 變結構試驗

對收縮結構C進行如表2所示的狀態C1～C3的2 s點火試驗，燃燒室壓強如圖8所示。不同混合比下燃燒室壓強分別為0.98 MPa、1.05 MPa、1.18 MPa,壓力值和燃燒室溫度不斷升高。

圖8 結構C1、C2、C3點火室壓力Fig.8 Chamber pressure of structure C1,C2 and C3

由于結構C的導火管直徑為結構B的1.5倍，此時燃燒室點火導管直徑增大，燃燒室喉部直徑增大，燃燒室壓力相較于結構B降低，如圖9所示，B3狀態壓力為1.35 MPa，C3狀態壓力為1.18 MPa。燃燒室收縮直徑及點火導管直徑變大也會增大閥門關閉時的剩余燃氣的質量流量，從而使得壓力“拖尾段”時間變短。點火導管直徑變大，富燃燃氣出口流速降低，此時3次試驗出口都產生了相當穩定的羽流火焰，如圖10所示。

圖9 結構B3、C3點火室壓力Fig.9 Chamber pressure of structure B3 and C3

圖10 點火器出口火焰補燃圖Fig.10 Flame afterburning at igniter outlet

2.4 長程試驗及過熱情況評估

為驗證點火器的耐熱狀況，本文進行了5 s的單次點火試驗,試驗得到的壓強分布如圖11所示。

圖11 5 s長程試車壓力Fig.11 Chamber pressure of 5 s ignition test

在本文所設計的點火器進行的超過30次點火試驗中，整個結構完好，火花塞工作正常。如圖12所示，燃燒室、導火管、點火器頭部過熱區都主要發生在靠點火甲烷入口處。這是由于點火室在點火過程中處于富氧狀態，而靠近甲烷噴嘴的區域，混合比較為接近化學當量混合比，所以燃燒溫度相比平均混合比對應的燃燒溫度高，出現了過熱的痕跡，但對整個結構并未產生影響。

圖12 點火器過熱部位Fig.12 Overheating part of igniter

3 結論

本文針對液體火箭發動機多次點火問題設計了氣氧/氣甲烷火炬式點火器，通過試驗對點火器方案進行了驗證，研究分析了點火導管內徑和出口形狀等關鍵因素對點火器出口補燃的影響，得出的結論如下。

1)點火器采用直流互擊式噴注、富氧燃氣與排放甲烷在出口補燃、點火導管收縮出口的結構方案，補燃火焰穩定，燃燒室壓力達到設計值，并進行多次點火和長程試驗，滿足點火路多次工作要求。

2)甲烷流量與氧氣流量的比值會影響點火器燃燒室壓強的大小，在富氧情況下，比值越大，壓強越大。合理選擇點火器結構促進排放甲烷與中心燃氣的摻混，能有效地促使出口補燃的發生。

3)增大點火導管直徑能有效地降低富氧燃氣的出口速度，使用點火導管收縮出口能有效地促使排放甲烷與富氧燃氣的摻混。兩種因素共同促使出口補燃的發生。出口速度降低能有效地促使排放路甲烷與中心燃氣摻混，同時也可避免對出口補燃火焰穩定性產生負面影響。