一種氣氧/氣甲烷火炬式電點(diǎn)火器方案研究

蔡震宇，王鐵巖，曹紅娟

(北京航天動(dòng)力研究所，北京 100076)

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一種氣氧/氣甲烷火炬式電點(diǎn)火器方案研究

蔡震宇，王鐵巖，曹紅娟

(北京航天動(dòng)力研究所，北京 100076)

摘要:針對(duì)液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)多次啟動(dòng)時(shí)推力室點(diǎn)火，對(duì)一種氣氧/氣甲烷火炬式電點(diǎn)火器開展了研究，進(jìn)行了方案設(shè)計(jì)，確定了點(diǎn)火室壓力、點(diǎn)火器混合比以及冷卻方式，開展了多次點(diǎn)火試驗(yàn)，驗(yàn)證了氣氧/氣甲烷的點(diǎn)火混合比范圍，獲得了點(diǎn)火特性，并同時(shí)驗(yàn)證了多次點(diǎn)火能力及點(diǎn)火重復(fù)性，證明方案基本可行。在試驗(yàn)件分解后發(fā)現(xiàn)火花塞端面和引火管存在局部高溫過熱區(qū)域，對(duì)點(diǎn)火器點(diǎn)火過程以及燃燒傳熱過程開展仿真，確定了高溫?zé)g出現(xiàn)的機(jī)理，并明確了結(jié)構(gòu)改進(jìn)優(yōu)化的方向。

關(guān)鍵詞:點(diǎn)火器；火炬；甲烷；點(diǎn)火；燃燒仿真

1引言

隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展以及環(huán)保要求的提高，航天推進(jìn)系統(tǒng)采用無(wú)毒無(wú)污染推進(jìn)劑已成為今后的趨勢(shì)。特別是在載人小行星任務(wù)中，出于對(duì)航天員安全的考慮，將會(huì)采用無(wú)毒的推進(jìn)劑?？捎玫耐七M(jìn)劑中就包括液氧/甲烷推進(jìn)劑組合。此前，液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)的研究曾一度出現(xiàn)停滯，但近幾年隨著“綠色推進(jìn)”概念被廣泛認(rèn)同以及甲烷易于制備等優(yōu)點(diǎn)，美國(guó)重返月球計(jì)劃擬采用液氧/甲烷推進(jìn)劑，世界各國(guó)都在積極研制自己的大推力液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)[1]。

在國(guó)內(nèi)，載人登月的呼聲不斷提高，如有可能在未來(lái)實(shí)施，那么在任務(wù)周期內(nèi)，作為月面著陸器登月階段唯一的動(dòng)力來(lái)源，采用液氧/甲烷推進(jìn)劑組合的下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)[2]就很有可能需要為著陸器的地月轉(zhuǎn)移中途修正、近月制動(dòng)、環(huán)月飛行降軌以及月面著陸動(dòng)力下降提供動(dòng)力。源于這一潛在的應(yīng)用需求，國(guó)內(nèi)開展了多次起動(dòng)變推力液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究。其中，根據(jù)可能的任務(wù)需求，發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)次數(shù)將會(huì)不小于10次，這對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火系統(tǒng)及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(jìn)劑組合，需要設(shè)置點(diǎn)火裝置才能夠?qū)崿F(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)。液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)常用的點(diǎn)火裝置主要為傳統(tǒng)的自燃液體點(diǎn)火器、固體火藥點(diǎn)火器以及火炬式點(diǎn)火器[3]，而新概念的點(diǎn)火器，如激光等離體點(diǎn)火器等目前國(guó)內(nèi)和國(guó)外正在開展研究[4-5]。按照發(fā)動(dòng)機(jī)多次啟動(dòng)的要求，結(jié)合國(guó)內(nèi)外點(diǎn)火器的應(yīng)用現(xiàn)狀，計(jì)劃采用火炬式點(diǎn)火器。

先進(jìn)的火炬式電點(diǎn)火器在國(guó)外早已得到了廣泛的應(yīng)用。如美國(guó)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(fā)動(dòng)機(jī)都是采用火炬式電點(diǎn)火裝置[6]；而國(guó)內(nèi)的相關(guān)研究則相對(duì)較少，尤其是以氧與甲烷為點(diǎn)火工質(zhì)的研究還未見報(bào)導(dǎo)。

在上世紀(jì)70年代后期，NASA李維斯研究中心設(shè)計(jì)出氫/氧火炬式電點(diǎn)火器，用于作為開展火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研究試驗(yàn)時(shí)的點(diǎn)火源。點(diǎn)火器采用了所有可能的氣態(tài)、液態(tài)的氫氧組合并按照常規(guī)混合比進(jìn)行工作。它還用于點(diǎn)燃其它推進(jìn)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(yàn)室開始試驗(yàn)多用途液氧/液甲烷火炬式電點(diǎn)火器。這些測(cè)試的開展是為了支撐推進(jìn)與低溫預(yù)先研究項(xiàng)目(PCAD)中用于月球表面登陸模塊的上升發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)中主發(fā)動(dòng)機(jī)以及反作用控制發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)任務(wù)。點(diǎn)火器為格倫研究中心內(nèi)部方案，用于研究液氧/液甲烷的燃燒過程。開展的點(diǎn)火器試驗(yàn)方案用于檢驗(yàn)液氧/液甲烷在一定混合比范圍內(nèi)的可燃性。此外，試驗(yàn)還通過累計(jì)脈沖點(diǎn)火檢驗(yàn)了試驗(yàn)件的耐久性。在試驗(yàn)中總共進(jìn)行了1402次脈沖點(diǎn)火，成功獲得了點(diǎn)火器點(diǎn)火混合比范圍。在點(diǎn)火器火花塞的陶瓷結(jié)構(gòu)失效后試驗(yàn)才最終停止[8-9]。

我國(guó)在液氫/液氧補(bǔ)燃循環(huán)演示驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)研制期間曾先后研制了低溫膜冷型火炬式電點(diǎn)火器、低溫排放冷卻型火炬式電點(diǎn)火器[6, 10]。

目前的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方案中確定采用以氣氧/氣甲烷為點(diǎn)火工質(zhì)的火炬式電點(diǎn)火器。由于國(guó)內(nèi)對(duì)于以液氧/甲烷為推進(jìn)劑的發(fā)動(dòng)機(jī)研究尚處于起步階段，此前也從未對(duì)采用該種推進(jìn)劑組合的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火器開展過研究，因此國(guó)內(nèi)該項(xiàng)技術(shù)仍處于空白，需要開展氣氧/氣甲烷火炬式電點(diǎn)火器研究。

2設(shè)計(jì)方案

2.1氣氧/氣甲烷理論燃燒溫度考查

在開展設(shè)計(jì)之前，需要提前對(duì)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(guī)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(fā)的化學(xué)平衡及應(yīng)用程序CEA[11-12]進(jìn)行的熱力性能計(jì)算(結(jié)果如圖1)可知，混合比達(dá)到3.7，不同室壓下的氣氧/氣甲烷理論燃燒溫度均達(dá)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(duì)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(duì)理論燃燒溫度影響相對(duì)較小。當(dāng)混合比達(dá)到20后，理論燃燒溫度基本上與室壓無(wú)關(guān)。

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(diǎn)火室壓力主要決定了后續(xù)點(diǎn)火系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的壓力及結(jié)構(gòu)，點(diǎn)火室壓力越高，則相應(yīng)的點(diǎn)火系統(tǒng)壓力就越高，結(jié)構(gòu)質(zhì)量也越大；此外，如果再進(jìn)一步考慮到后期點(diǎn)火系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)集成，為點(diǎn)火方案預(yù)留改進(jìn)的空間，則點(diǎn)火室壓力也不應(yīng)設(shè)計(jì)過高。因此，將點(diǎn)火室室壓初步設(shè)定在1 MPa，通過地面試驗(yàn)加以驗(yàn)證其可行性，在可行的基礎(chǔ)上進(jìn)一步開展更多的摸底試驗(yàn)以對(duì)更低或更高室壓下點(diǎn)火的可行性進(jìn)行驗(yàn)證。

2.3混合比

國(guó)外點(diǎn)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(diǎn)火區(qū)的混合比一般都不能太低，否則難以點(diǎn)燃。就點(diǎn)火室內(nèi)點(diǎn)火而言，設(shè)定為高混合比，即處于富氧狀態(tài)，更容易點(diǎn)燃以及維持燃燒。此外，混合比直接決定了點(diǎn)火溫度(理論燃燒溫度)的高低，這與推進(jìn)劑組合的燃點(diǎn)特性以及材料高溫適應(yīng)性是密切相關(guān)的。因此，目前的方案是，將點(diǎn)火器的平均混合比設(shè)定在2.5，相應(yīng)的點(diǎn)火器出口理論燃燒溫度約為3140 K；點(diǎn)火室混合比設(shè)定在30，相應(yīng)的點(diǎn)火室理論燃燒溫度約為1680 K。

2.4冷卻方式

目前廣泛應(yīng)用于火炬式電點(diǎn)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(yōu)點(diǎn)是有效地進(jìn)行熱防護(hù)，并能通過冷卻通道結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化而強(qiáng)化傳熱。但應(yīng)用排放冷卻將導(dǎo)致結(jié)構(gòu)尺寸和重量都有所增加。與排放冷卻相比，膜冷卻可使得結(jié)構(gòu)尺寸減小，重量減輕。但膜冷卻效果不是很穩(wěn)定，因?yàn)槟だ鋮s介質(zhì)沿壁面流過一段距離后將完全蒸發(fā)并參與燃燒。此外，長(zhǎng)距離的冷卻路徑將會(huì)使得冷卻膜無(wú)法維持，從而消失。因此，相比排放冷卻，膜冷卻從技術(shù)上難度更大。

考慮到排放冷卻方式相對(duì)簡(jiǎn)單易行，因此最終選此作為設(shè)計(jì)方案。

2.5結(jié)構(gòu)方案

火炬式點(diǎn)火器試驗(yàn)件內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖 2，氣氧噴嘴與甲烷噴嘴為同軸對(duì)撞形式，火花塞端面位于兩噴嘴的上方，以點(diǎn)燃點(diǎn)火工質(zhì)；而在甲烷噴嘴入口處，有一部分甲烷被分流，用于對(duì)點(diǎn)火器引火管進(jìn)行排放冷卻。

圖2　火炬式電點(diǎn)火器內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2　The inner schematic diagram of spark torch igniter

3點(diǎn)火試驗(yàn)

開展了該種氣氧/氣甲烷火炬式電點(diǎn)火器方案的點(diǎn)火試驗(yàn)，總共進(jìn)行了26次點(diǎn)火，分別在兩套結(jié)構(gòu)和狀態(tài)完全一致的產(chǎn)品上進(jìn)行，結(jié)果如圖3。在這些點(diǎn)火當(dāng)中，有11次點(diǎn)火及燃燒的全部過程完全正常；有5次點(diǎn)火過程正常，只是在燃燒過程中偶爾出現(xiàn)1、2次火焰瞬間間斷；有5次點(diǎn)火過程正常，但是在燃燒過程中有連續(xù)多次的爆震現(xiàn)象；有4次是完全爆震現(xiàn)象，根本沒有實(shí)現(xiàn)燃燒；只有1次連爆震現(xiàn)象都沒有，根本沒有點(diǎn)火發(fā)生。通過26次點(diǎn)火獲得了相應(yīng)的點(diǎn)火器混合比及室壓與點(diǎn)火成功與否的分布關(guān)系圖。經(jīng)過本次點(diǎn)火試驗(yàn)驗(yàn)證的氣氧/氣甲烷點(diǎn)火混合比范圍為14～38。

圖3　點(diǎn)火器混合比及室壓與點(diǎn)火成敗的關(guān)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(diǎn)火中，除1次完全沒有點(diǎn)火跡象外，其余25次，當(dāng)甲烷進(jìn)入點(diǎn)火室時(shí)就已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了點(diǎn)火，這可以從點(diǎn)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?qū)崿F(xiàn)迅速點(diǎn)火。雖然不同的工況下，點(diǎn)火器入口壓力有所不同，但點(diǎn)火都是在瞬間產(chǎn)生的。如果以氣甲烷進(jìn)入點(diǎn)火室與氣氧開始相遇計(jì)時(shí)，至點(diǎn)火后室壓第一次達(dá)到平穩(wěn)燃燒時(shí)室壓的90%的時(shí)間間隔，稱為點(diǎn)火延遲時(shí)間，也即t90。則通過統(tǒng)計(jì)，t90數(shù)值范圍大部分集中在60～90 ms內(nèi)，平均為70 ms。

圖4　點(diǎn)火器點(diǎn)火階段t90曲線圖Fig.4　Igniter t90 time history during the ignition session

在額定工況試驗(yàn)中，在點(diǎn)火階段，各壓力參數(shù)迅速上升，點(diǎn)火器出口顯現(xiàn)出鮮艷的紅色火焰，如圖5；正常點(diǎn)火后，點(diǎn)火器室壓及入口壓力迅速趨于平穩(wěn)，點(diǎn)火器出口溫度穩(wěn)步升高，點(diǎn)火室內(nèi)部以及排放冷卻甲烷氣溫度均沒有超出設(shè)計(jì)值，此時(shí)，點(diǎn)火器出口呈現(xiàn)出透明、藍(lán)色、粉色及黃色的分層火焰色彩，如圖6。

圖5　點(diǎn)火器點(diǎn)火階段火焰Fig.5　Igniter flame during the ignition session

圖6　點(diǎn)火器穩(wěn)定燃燒階段火焰Fig.6　Igniter flame during continuous combustion session

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

此外，還進(jìn)行了額定工況下點(diǎn)火器多次重復(fù)點(diǎn)火的能力驗(yàn)證。在同一工況重復(fù)點(diǎn)火的10次試驗(yàn)中，全部試驗(yàn)均能正常點(diǎn)火，其中8次試驗(yàn)性能數(shù)據(jù)曲線完全重合。試驗(yàn)結(jié)果表明，該方案點(diǎn)火器重復(fù)性較好，性能數(shù)據(jù)基本保持一致。

試驗(yàn)后對(duì)兩件點(diǎn)火器產(chǎn)品均進(jìn)行了分解，發(fā)現(xiàn)點(diǎn)火室內(nèi)發(fā)火電嘴存在局部燒蝕(見圖7)，另外引火管也出現(xiàn)了局部高溫過熱的跡象(見圖8)。

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

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

4仿真分析

4.1點(diǎn)火過程仿真

按照點(diǎn)火試驗(yàn)中的試驗(yàn)條件對(duì)點(diǎn)火器點(diǎn)火過程進(jìn)行了仿真，圖9為仿真試驗(yàn)開始階段不同時(shí)刻點(diǎn)火室內(nèi)氣氧和氣甲烷的充填過程?？梢钥闯?，點(diǎn)火室內(nèi)氣氧與氣甲烷出現(xiàn)了混合不均勻的情況。這主要是由于點(diǎn)火室內(nèi)部噴嘴結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)不合理造成，同時(shí)還由于點(diǎn)火室混合設(shè)定為30，使得點(diǎn)火室內(nèi)部氣氧和氣甲烷噴射動(dòng)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(diǎn)火室頂部電嘴端面附近聚集，使得這一區(qū)域局部混合比降低并趨向理論混合比，從而出現(xiàn)局部高溫。這就很好解釋了試驗(yàn)過程中火花塞電嘴端面出現(xiàn)了局部過熱點(diǎn)。

圖9　點(diǎn)火器點(diǎn)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(chǎn)物，其濃度分布可以反映出燃燒反應(yīng)的劇烈程度。圖10為仿真獲得的點(diǎn)火器穩(wěn)態(tài)燃燒過程中產(chǎn)生的OH-濃度分布圖。從圖中可以看出，點(diǎn)火器內(nèi)有兩處區(qū)域OH-濃度相對(duì)較高，一處為點(diǎn)火室頂部區(qū)域，另一處為引火管入口區(qū)域。點(diǎn)火室頂部燃燒反應(yīng)劇烈產(chǎn)生高溫區(qū)域這在前面已經(jīng)提到過。而引火管入口區(qū)域OH-濃度較高則恰恰解釋了引火管出現(xiàn)局部高溫過熱點(diǎn)的原因。圖 11為穩(wěn)態(tài)燃燒過程中點(diǎn)火器內(nèi)部溫度分布圖。引火管入口一側(cè)反應(yīng)后的燃燒溫度已經(jīng)接近2800 K，使得材料明顯處于高溫區(qū)域。這與試驗(yàn)結(jié)果是吻合的。造成這一現(xiàn)象的原因主要還是在于點(diǎn)火室內(nèi)部噴嘴結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)不合理，以及點(diǎn)火室內(nèi)部氣氧和氣甲烷噴射動(dòng)量相差懸殊，致使一部分中間產(chǎn)物在引火管入口一側(cè)聚集，最終導(dǎo)致高溫出現(xiàn)。

圖10　點(diǎn)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(diǎn)火器溫度分布圖Fig.11　Temperature profile of the igniter during combustion

基于試驗(yàn)及仿真結(jié)果，對(duì)目前的點(diǎn)火器方案提出以下改進(jìn)建議：

1) 調(diào)整點(diǎn)火室內(nèi)部噴嘴結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)，使得點(diǎn)火室內(nèi)部?jī)煞N點(diǎn)火工質(zhì)摻混更加均勻，避免出現(xiàn)局部高溫過熱區(qū)域；

2) 考慮采用利用點(diǎn)火工質(zhì)并配合噴嘴結(jié)構(gòu)布局改進(jìn)對(duì)火花塞電嘴發(fā)火端面進(jìn)行有效介質(zhì)保護(hù)，同時(shí)調(diào)整點(diǎn)火室氣氧和氣甲烷噴射動(dòng)量比，避免火花塞端面出現(xiàn)趨向理論混合比的高溫區(qū)域；

3) 對(duì)引火管及其排放冷卻結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)和優(yōu)化，避免中間產(chǎn)物在入口側(cè)聚集而出現(xiàn)高溫，同時(shí)強(qiáng)化排放冷卻的能力和效果，對(duì)引火管實(shí)施更有效的保護(hù)。

5結(jié)論

本文介紹了一種氣氧/氣甲烷火炬式電點(diǎn)火器方案研究，論述了該點(diǎn)火器的設(shè)計(jì)方案，并開展了點(diǎn)火試驗(yàn)；通過試驗(yàn)驗(yàn)證了該點(diǎn)火器具備多次點(diǎn)火的能力，并獲得了點(diǎn)火性能數(shù)據(jù)。通過試驗(yàn)表明該點(diǎn)火器方案基本可行，但仍然存在不足和缺陷，后續(xù)需要在點(diǎn)火室內(nèi)部噴嘴結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)以及氣氧和氣甲烷噴射動(dòng)量配比等方面開展更深入的優(yōu)化和改進(jìn)。

參考文獻(xiàn)(References)

[1]李志海, 張柏楠, 楊宏, 等. 載人小行星探測(cè)推進(jìn)技術(shù)初步方案設(shè)想[J]. 國(guó)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(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案研究[J]. 火箭推進(jìn), 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(fā)動(dòng)機(jī)現(xiàn)代工程設(shè)計(jì)[M]. 朱寧昌, 譯. 北京: 中國(guó)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(jì)國(guó), 王劍虹. 低溫富燃火炬點(diǎn)火器研究[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 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(jì)國(guó), 王玨. 高混合比火炬點(diǎn)火器試驗(yàn)研究[J]. 推進(jìn)技術(shù), 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(xiàng)目：載人航天預(yù)先研究項(xiàng)目(060302)

作者簡(jiǎn)介：蔡震宇(1980-)，男，碩士，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)總體結(jié)構(gòu)。E-mail：wenjawenja@139.com

中圖分類號(hào)：V434

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1674-5825(2016)03-0338-05