蔡震宇，王铁岩，曹红娟

(北京航天动力研究所，北京 100076)



一种气氧/气甲烷火炬式电点火器方案研究

蔡震宇，王铁岩，曹红娟

(北京航天动力研究所，北京 100076)

摘要:针对液氧/甲烷发动机多次启动时推力室点火，对一种气氧/气甲烷火炬式电点火器开展了研究，进行了方案设计，确定了点火室压力、点火器混合比以及冷却方式，开展了多次点火试验，验证了气氧/气甲烷的点火混合比范围，获得了点火特性，并同时验证了多次点火能力及点火重复性，证明方案基本可行。在试验件分解后发现火花塞端面和引火管存在局部高温过热区域，对点火器点火过程以及燃烧传热过程开展仿真，确定了高温烧蚀出现的机理，并明确了结构改进优化的方向。

关键词:点火器；火炬；甲烷；点火；燃烧仿真

1引言

随着航天技术的不断发展以及环保要求的提高，航天推进系统采用无毒无污染推进剂已成为今后的趋势。特别是在载人小行星任务中，出于对航天员安全的考虑，将会采用无毒的推进剂。可用的推进剂中就包括液氧/甲烷推进剂组合。此前，液氧/甲烷发动机的研究曾一度出现停滞，但近几年随着“绿色推进”概念被广泛认同以及甲烷易于制备等优点，美国重返月球计划拟采用液氧/甲烷推进剂，世界各国都在积极研制自己的大推力液氧/甲烷发动机[1]。

在国内，载人登月的呼声不断提高，如有可能在未来实施，那么在任务周期内，作为月面着陆器登月阶段唯一的动力来源，采用液氧/甲烷推进剂组合的下降级发动机[2]就很有可能需要为着陆器的地月转移中途修正、近月制动、环月飞行降轨以及月面着陆动力下降提供动力。源于这一潜在的应用需求，国内开展了多次起动变推力液氧/甲烷发动机技术研究。其中，根据可能的任务需求，发动机启动次数将会不小于10次，这对于发动机点火系统及结构设计都提出了更高的要求。

液氧/甲烷属于非自燃双组元低温推进剂组合，需要设置点火装置才能够实现发动机点火启动。液体火箭发动机常用的点火装置主要为传统的自燃液体点火器、固体火药点火器以及火炬式点火器[3]，而新概念的点火器，如激光等离体点火器等目前国内和国外正在开展研究[4-5]。按照发动机多次启动的要求，结合国内外点火器的应用现状，计划采用火炬式点火器。

先进的火炬式电点火器在国外早已得到了广泛的应用。如美国的RL-10、J-2、SSME、日本的LE-5、LE-7、俄罗斯的РД-0120等氢/氧火箭发动机都是采用火炬式电点火装置[6]；而国内的相关研究则相对较少，尤其是以氧与甲烷为点火工质的研究还未见报导。

在上世纪70年代后期，NASA李维斯研究中心设计出氢/氧火炬式电点火器，用于作为开展火箭发动机研究试验时的点火源。点火器采用了所有可能的气态、液态的氢氧组合并按照常规混合比进行工作。它还用于点燃其它推进剂组合，例如RP-1/液氧，一氧化碳/气氧，以及甲烷/气氧等[7]。

2007年左右，NASA格伦研究中心燃烧研究试验室开始试验多用途液氧/液甲烷火炬式电点火器。这些测试的开展是为了支撑推进与低温预先研究项目(PCAD)中用于月球表面登陆模块的上升发动机动力系统中主发动机以及反作用控制发动机的研发任务。点火器为格伦研究中心内部方案，用于研究液氧/液甲烷的燃烧过程。开展的点火器试验方案用于检验液氧/液甲烷在一定混合比范围内的可燃性。此外，试验还通过累计脉冲点火检验了试验件的耐久性。在试验中总共进行了1402次脉冲点火，成功获得了点火器点火混合比范围。在点火器火花塞的陶瓷结构失效后试验才最终停止[8-9]。

我国在液氢/液氧补燃循环演示验证发动机研制期间曾先后研制了低温膜冷型火炬式电点火器、低温排放冷却型火炬式电点火器[6, 10]。

目前的发动机设计方案中确定采用以气氧/气甲烷为点火工质的火炬式电点火器。由于国内对于以液氧/甲烷为推进剂的发动机研究尚处于起步阶段，此前也从未对采用该种推进剂组合的发动机点火器开展过研究，因此国内该项技术仍处于空白，需要开展气氧/气甲烷火炬式电点火器研究。

2设计方案

2.1气氧/气甲烷理论燃烧温度考查

在开展设计之前，需要提前对气氧/气甲烷理论燃烧温度开展研究，考查理论燃烧温度随室压以及混合比的变化规律。室压范围暂定在0.5～2 MPa之间，混合比范围暂定在0.1～50之间，气氧及气甲烷的初温均按照298.15 K。

通过采用NASA李维斯研究中心开发的化学平衡及应用程序CEA[11-12]进行的热力性能计算(结果如图1)可知，混合比达到3.7，不同室压下的气氧/气甲烷理论燃烧温度均达到最大值，并且室压越高，理论燃烧温度最大值越高。0.5 MPa下理论燃烧温度最大值为3261.25 K，而2 MPa下理论燃烧温度最大值为3452.97 K。在混合比3.7之前，混合比变化对理论燃烧温度影响极为明显，在混合比3.7之后，混合比变化对理论燃烧温度影响相对较小。当混合比达到20后，理论燃烧温度基本上与室压无关。

图1　不同室压下气氧/气甲烷理论燃烧温度随混合比变化曲线图Fig.1　GOX/GCH4 theoretical combustion temperature VS mixture ration at different chamber pressure

2.2室压

点火室压力主要决定了后续点火系统设计中的压力及结构，点火室压力越高，则相应的点火系统压力就越高，结构质量也越大；此外，如果再进一步考虑到后期点火系统与发动机系统集成，为点火方案预留改进的空间，则点火室压力也不应设计过高。因此，将点火室室压初步设定在1 MPa，通过地面试验加以验证其可行性，在可行的基础上进一步开展更多的摸底试验以对更低或更高室压下点火的可行性进行验证。

2.3混合比

国外点火器的混合比一般选择为富燃[5-6]，这里仅指平均混合比或者说整体混合比。而点火区的混合比一般都不能太低，否则难以点燃。就点火室内点火而言，设定为高混合比，即处于富氧状态，更容易点燃以及维持燃烧。此外，混合比直接决定了点火温度(理论燃烧温度)的高低，这与推进剂组合的燃点特性以及材料高温适应性是密切相关的。因此，目前的方案是，将点火器的平均混合比设定在2.5，相应的点火器出口理论燃烧温度约为3140 K；点火室混合比设定在30，相应的点火室理论燃烧温度约为1680 K。

2.4冷却方式

目前广泛应用于火炬式电点火器的冷却方式主要有两种：排放冷却和膜冷却。排放冷却的优点是有效地进行热防护，并能通过冷却通道结构参数的变化而强化传热。但应用排放冷却将导致结构尺寸和重量都有所增加。与排放冷却相比，膜冷却可使得结构尺寸减小，重量减轻。但膜冷却效果不是很稳定，因为膜冷却介质沿壁面流过一段距离后将完全蒸发并参与燃烧。此外，长距离的冷却路径将会使得冷却膜无法维持，从而消失。因此，相比排放冷却，膜冷却从技术上难度更大。

考虑到排放冷却方式相对简单易行，因此最终选此作为设计方案。

2.5结构方案

火炬式点火器试验件内部结构如图 2，气氧喷嘴与甲烷喷嘴为同轴对撞形式，火花塞端面位于两喷嘴的上方，以点燃点火工质；而在甲烷喷嘴入口处，有一部分甲烷被分流，用于对点火器引火管进行排放冷却。

图2　火炬式电点火器内部结构示意图Fig.2　The inner schematic diagram of spark torch igniter

3点火试验

开展了该种气氧/气甲烷火炬式电点火器方案的点火试验，总共进行了26次点火，分别在两套结构和状态完全一致的产品上进行，结果如图3。在这些点火当中，有11次点火及燃烧的全部过程完全正常；有5次点火过程正常，只是在燃烧过程中偶尔出现1、2次火焰瞬间间断；有5次点火过程正常，但是在燃烧过程中有连续多次的爆震现象；有4次是完全爆震现象，根本没有实现燃烧；只有1次连爆震现象都没有，根本没有点火发生。通过26次点火获得了相应的点火器混合比及室压与点火成功与否的分布关系图。经过本次点火试验验证的气氧/气甲烷点火混合比范围为14～38。

图3　点火器混合比及室压与点火成败的关系分布图Fig.3　The distribution diagram of spark torch igniter mixture ratio with chamber pressure VS ignition failure-success

这26次点火中，除1次完全没有点火迹象外，其余25次，当甲烷进入点火室时就已经实现了点火，这可以从点火室室压的显著升高得以证明。说明在大部分工况下，气氧和气甲烷均能够实现迅速点火。虽然不同的工况下，点火器入口压力有所不同，但点火都是在瞬间产生的。如果以气甲烷进入点火室与气氧开始相遇计时，至点火后室压第一次达到平稳燃烧时室压的90%的时间间隔，称为点火延迟时间，也即t90。则通过统计，t90数值范围大部分集中在60～90 ms内，平均为70 ms。

图4　点火器点火阶段t90曲线图Fig.4　Igniter t90 time history during the ignition session

在额定工况试验中，在点火阶段，各压力参数迅速上升，点火器出口显现出鲜艳的红色火焰，如图5；正常点火后，点火器室压及入口压力迅速趋于平稳，点火器出口温度稳步升高，点火室内部以及排放冷却甲烷气温度均没有超出设计值，此时，点火器出口呈现出透明、蓝色、粉色及黄色的分层火焰色彩，如图6。

图5　点火器点火阶段火焰Fig.5　Igniter flame during the ignition session

图6　点火器稳定燃烧阶段火焰Fig.6　Igniter flame during continuous combustion session

在试验中，通过调整点火器的入口压力，从而改变点火器内部的流量与混合比，以此获得了点火器在不同的入口条件下的点火能力和工作性能。

此外，还进行了额定工况下点火器多次重复点火的能力验证。在同一工况重复点火的10次试验中，全部试验均能正常点火，其中8次试验性能数据曲线完全重合。试验结果表明，该方案点火器重复性较好，性能数据基本保持一致。

试验后对两件点火器产品均进行了分解，发现点火室内发火电嘴存在局部烧蚀(见图7)，另外引火管也出现了局部高温过热的迹象(见图8)。

图7　点火器火花塞局部过热点Fig.7　Over-heat spot of the igniter spark plug

图8　点火器引火管局部过热点Fig.8　Over-heat spot of the igniter flame tube

4仿真分析

4.1点火过程仿真

按照点火试验中的试验条件对点火器点火过程进行了仿真，图9为仿真试验开始阶段不同时刻点火室内气氧和气甲烷的充填过程。可以看出，点火室内气氧与气甲烷出现了混合不均匀的情况。这主要是由于点火室内部喷嘴结构布局设计不合理造成，同时还由于点火室混合设定为30，使得点火室内部气氧和气甲烷喷射动量相差悬殊。在喷射过程中，甲烷气流被氧气流迎面抬起，并在点火室顶部电嘴端面附近聚集，使得这一区域局部混合比降低并趋向理论混合比，从而出现局部高温。这就很好解释了试验过程中火花塞电嘴端面出现了局部过热点。

图9　点火器点火过程仿真Fig.9　Ignition session simulation of the igniter

4.2燃烧传热仿真

OH-为甲烷与氧气燃烧过程中的重要中间产物，其浓度分布可以反映出燃烧反应的剧烈程度。图10为仿真获得的点火器稳态燃烧过程中产生的OH-浓度分布图。从图中可以看出，点火器内有两处区域OH-浓度相对较高，一处为点火室顶部区域，另一处为引火管入口区域。点火室顶部燃烧反应剧烈产生高温区域这在前面已经提到过。而引火管入口区域OH-浓度较高则恰恰解释了引火管出现局部高温过热点的原因。图 11为稳态燃烧过程中点火器内部温度分布图。引火管入口一侧反应后的燃烧温度已经接近2800 K，使得材料明显处于高温区域。这与试验结果是吻合的。造成这一现象的原因主要还是在于点火室内部喷嘴结构布局设计不合理，以及点火室内部气氧和气甲烷喷射动量相差悬殊，致使一部分中间产物在引火管入口一侧聚集，最终导致高温出现。

图10　点火器燃烧过程中OH-分布图Fig.10　The OH- content profile of the igniter during combustion

图11　点火器温度分布图Fig.11　Temperature profile of the igniter during combustion

基于试验及仿真结果，对目前的点火器方案提出以下改进建议：

1) 调整点火室内部喷嘴结构布局设计，使得点火室内部两种点火工质掺混更加均匀，避免出现局部高温过热区域；

2) 考虑采用利用点火工质并配合喷嘴结构布局改进对火花塞电嘴发火端面进行有效介质保护，同时调整点火室气氧和气甲烷喷射动量比，避免火花塞端面出现趋向理论混合比的高温区域；

3) 对引火管及其排放冷却结构进行改进和优化，避免中间产物在入口侧聚集而出现高温，同时强化排放冷却的能力和效果，对引火管实施更有效的保护。

5结论

本文介绍了一种气氧/气甲烷火炬式电点火器方案研究，论述了该点火器的设计方案，并开展了点火试验；通过试验验证了该点火器具备多次点火的能力，并获得了点火性能数据。通过试验表明该点火器方案基本可行，但仍然存在不足和缺陷，后续需要在点火室内部喷嘴结构布局设计以及气氧和气甲烷喷射动量配比等方面开展更深入的优化和改进。

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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

基金项目：载人航天预先研究项目(060302)

作者简介：蔡震宇(1980-)，男，硕士，高级工程师，研究方向为液体火箭发动机总体结构。E-mail：wenjawenja@139.com

中图分类号：V434

文献标识码：A

文章编号：1674-5825(2016)03-0338-05