火炬式電點火系統點火能量的正交試驗研究

郭田莉, 孫慧娟

?

火炬式電點火系統點火能量的正交試驗研究

郭田莉, 孫慧娟

（北京航天動力研究所, 北京，100076）

點火技術研究是實現低溫液體火箭發動機多次啟動的關鍵，而點火能量研究是確保點火可靠的前提。基于所設計的低壓式點火系統方案，給出點火系統所能釋放能量的計算過程；運用正交試驗法探究氧入口壓力、氧入口溫度、氫入口壓力、點火系統推進劑總流量以及點火室混合比等因素對點火能量的影響規律與影響趨勢。結果表明：點火室流量對點火能量的影響程度最大，氫入口壓力對點火能量的影響程度最小；隨著氧入口溫度、氫入口壓力和點火室推進劑流量的增大，點火能量均呈增大趨勢；隨著氧入口壓力和點火室混合比的增大，點火能量均呈減小趨勢。

液體火箭發動機；低壓式點火系統；點火能量；正交試驗法

0 引 言

縱觀氫氧發動機的研制進展，為了適應航天運載和載人航天飛行的要求，多次啟動成為研究的熱點，即火箭發動機如何滿足多次啟動的點火技術要求。

近年來，多種新型的點火方式不斷涌現，如爆震波點火、氣動諧振點火、催化點火、激光點火等。相對來說，新型的點火技術較常規的點火技術更加簡單、可靠，但是新型的點火技術對氣源、材料的要求極高，因而對于氫氧膨脹循環的火箭發動機而言，還須將目光瞄向價格低廉且點火高效的火炬式電點火技術。隨著國外膨脹循環發動機的發展，為了滿足多次啟動的要求發動機均采用電點火方式，而火炬式電點火系統因其點火能量高、便于維護等特點常用于推力室內氫氧流量較大的場合。如美國的RL-10系列、日本的LE系列、歐洲的Vinci發動機[1~2]。目前，中國大推力火箭發動機尚未正式使用電點火系統，也尚未建立完善的點火能量研究體系，技術研究落后于歐美發達國家，因此，開展火炬式電點火系統的研究勢在必行。

自身氣氫、自身液氧點火方案具有相對更為簡單、可靠、點火次數不限的特點，但是對于低壓點火方案的工作狀態則更依賴于發動機自身的工作過程，影響火炬點火系統點火性能的因素很多，如點火室推進劑的入口溫度、入口壓力、推進劑流量及混合比等，都不同程度地影響著點火系統的點火可靠性。如何合理設計點火系統，使得在保證推力室能正常可靠點火啟動的同時使各點火器組件的性能匹配最優化，成為點火系統設計研究的重點與難點。

1 點火系統

1.1 低壓式點火系統方案

低壓式點火系統的推進劑需要引自發動機自身，本文采用氣氫液氧作為介質，氣氫從氫主閥前引，這樣可以有效縮短管路，減少質量，然后由氫點火閥控制氣氫進入點火室；液氧從氧主閥前引，在氧點火閥前設置預冷泄出閥對液氧管路預冷；在氫點火閥和氧點火閥之后均設置吹除單向閥，便于啟動預冷前對氫、氧流路進行吹除置換。低壓式點火系統的膨脹循環發動機系統如圖1所示。液體火箭發動機點火系統應保證推力室正常可靠地點火，即需求點火系統有足夠的點火能量。因此，分析研究點火能量是點火系統設計的前提。

圖1 低壓式點火系統

1.2 點火能量

采用能量平衡法計算火炬點火器能提供的能量，即點火燃氣降溫到1 000 K所釋放的熱功率[5]。點火系統氫氧入口壓力和入口溫度對應的氫氧入口焓值分別為和，1 000 K的H2O的焓值為。

a）富氧點火室。

點火室的氫氧完全燃燒后有氧剩余，釋放的能量一部分用來把剩余氧加熱到1 000 K。這部分剩余的氧流量為

那么，點火能量為

b）富燃點火室。

點火室的氫氧完全燃燒后有氫剩余，釋放的能量一部分用來把剩余氫加熱到1 000 K。這部分剩余的氫流量為

因此，點火能量為

（5）

2 正交試驗法

正交試驗法是利用正交表安排試驗方案，使試驗次數盡可能少，通過對試驗數據的簡單分析，有助于在復雜的影響因素中抓住主要因素，找出較好的實驗方案。利用正交試驗法可以解決多因素、多水平及多指標的試驗問題。

2.1 確定實驗指標

點火能量對于點火系統是一個至關重要的指標，正交試驗選取點火能量為試驗指標。

2.2 各參數的選定以及范圍的確定

綜合考慮點火能量的影響因素，采用以下點火室參數及取值范圍：

a）氧入口壓力。

點火系統取液氧、氣氫為介質，考慮液體火箭發動機啟動階段的氧泵后壓力的范圍，取點火系統氧入口壓力4個水平值：0.25 MPa、0.3 MPa、0.35 MPa和0.4 MPa。

b）氧入口溫度。

點火系統的液氧引自氧泵后，溫度約為90 K，考慮管路以及壓力的影響，液氧的溫度會升高，可能存在氣液混合的狀態，對點火能量有一定的影響。而不同壓力的液氧汽化溫度不同，如表1所示。因此，為了覆蓋液氧和氣氧的狀態，取點火系統氧入口溫度4個水平值為90 K、95 K、100 K和105 K。

表1 不同壓力下液氧汽化溫度

c）氫入口壓力。

點火系統的氫引自氫主閥之前，溫度約為300 K，狀態均為氣氫，在計算能量過程中，點火系統氫入口溫度為300 K，而氫入口壓力的不同影響介質的狀態，且考慮發動機啟動階段氫主閥前的壓力范圍，取點火系統氫入口壓力4個水平值為0.25 MPa、0.3 MPa、0.35 MPa和0.4 MPa。

d）點火室推進劑流量。

即在能保證發動機正常啟動的前提下所能夠提供給點火系統的流量范圍，取點火室推進劑的流量4個水平值為：4.8 g/s、5 g/s、5.2 g/s和5.4 g/s。

點火室混合比的變化影響燃燒溫度，通過熱力計算得到不同點火室壓力下燃燒溫度隨混合比的變化，如圖2所示。從圖2中可以看出，富氧階段燃燒溫度較平穩，因此以富氧的點火系統開展能量研究。燃燒溫度高提高了對點火室冷卻性能的要求，混合比太大降低燃燒溫度，因此取點火室混合比4個水平值為20、25、30和35。

圖2 燃燒溫度隨混合比的變化

運用正交試驗法L16（45）研究氧入口壓力、氧入口溫度、氫入口壓力、點火室流量、混合比對點火系統能量的影響，具體試驗方法如表2所示，正交試驗方案如表3所示。依次按照各試驗方案設置氧入口壓力、氧入口溫度、氫入口壓力、總流量和混合比等參數條件，計算各種方案所釋放的能量。

表2 試驗因素水平

表3 正交試驗方案

續表3

試驗號氧入口壓力A/MPa氧入口溫度B/K氫入口壓力C/MP總流量D/(g·s-1)混合比能量Eij/kW 140.4950.354.83556.26 150.41000.35.42064.16 160.41050.255.22561.50

2.3 結果與分析

按照試驗方案依次改變點火系統參數：氧入口壓力、氧入口溫度、氫入口壓力、點火室流量、混合比等，并根據點火室能量公式計算各方案對應的點火系統釋放的能量。正交試驗結果如表4所示，利用極差分析法分析各因素選取的水平變動對點火能量影響的大小程度和規律趨勢。表4中值稱為極差，極差的大小可以反映相關因素波動對指標影響的大小程度，極差值大表示該因素的水平變動時指標波動大；反之，極差值小則表示該因素的水平變動時指標波動小。其中，K是因素在水平時的4次結果的和，而，，反映指標隨著水平變動的變化趨勢。

表4 試驗結果

由極差計算結果R值0.65、1.38、0.59、7.12和0.70，根據R的大小可以得到，對點火能量影響的主次順序為：點火室流量>氧入口溫度>點火室混合比>氧入口壓力>氫入口壓力，點火室流量對能量的影響程度最大，氫入口壓力對能量的影響程度最小。點火室釋放能量的多少取決于推進劑的量，點火室推進劑的總流量直接影響點火能量。因此，點火室推進劑總流量對點火能量的影響最大；液氧狀態不穩定，氧入口的溫度對點火能量的影響較大；點火室混合比決定氫氧完全燃燒的程度，完全燃燒的程度越大，點火室釋放的點火能量越大；物質的焓受壓力的影響較弱，所以氧和氫的入口壓力對能量的影響較小。

表4中，k值分別為60.80、60.50、60.52和60.15，最大值為k1，即氧入口壓力為0.25 MPa時對能量的貢獻最大；k值分別為60.03、60.11、60.42和61.42，最大值為k4，即氧入口溫度為105 K時對能量的貢獻最大；k值分別為60.14、60.52、60.73和60.60，最大值為k3，即氫入口壓力為0.35 MPa時對能量的貢獻最大；k值分別為57.00、59.32、61.55和64.12，最大值為k4，即總流量為5.4 g/s時對能量的貢獻最大；值分別為60.93、60.23、60.58和60.25，最大值為1，即點火室混合比為20時對能量的貢獻最大。

將表中的k，k，k，k和繪制曲線，觀察各影響因素對點火能量的影響趨勢，如圖3所示。

圖3 點火系統參數對能量的影響趨勢

隨著氧入口壓力的升高，氧入口壓力對點火能量的影響緩慢減小，在最低氧入口壓力時影響作用最大；隨著氧入口溫度的升高，氧入口溫度對點火能量的影響逐漸增大，在最高氧入口溫度時對能量的作用最大；隨著氫入口壓力的升高，氫入口壓力對點火能量的影響先增大后有所下降，影響幅度較為平緩；隨著點火室推進劑流量的增大，推進劑流量對點火能量的影響逐漸增大，影響幅度較為顯著；隨著點火室混合比的增大，混合比對點火能量的作用呈波動變化，在混合比20~30之間有對能量作用的最小值，在混合比25~35之間有對能量作用的最大值。在實際的點火室設計中，可以根據上述影響程度的主次順序、影響趨勢依次調配各點火室參數。

3 結 論

本文基于所設計的低壓式點火系統方案，給出了點火系統所能釋放的能量的計算過程。研究綜合考慮了低壓式點火系統依賴發動機的特點，結合實際發動機的性能，選取了影響點火系統的主要因素，運用正交試驗法探索氧入口壓力、氧入口溫度、氫入口壓力、點火系統推進劑總流量以及點火室混合比等因素對點火能量的影響規律與影響趨勢。研究結果如下：

a）點火系統參數對點火能量的影響程度從大到小依次為：點火室流量>氧入口溫度>點火室混合比>氧入口壓力>氫入口壓力，點火室流量對能量的影響程度最大，氫入口壓力對能量的影響程度最小；

b）隨著氧入口溫度、氫入口壓力和點火室推進劑流量的增大，點火能量均呈增大趨勢，其中點火室流量的影響幅度最大，氧入口溫度次之，氫入口壓力影響幅度較平緩；

c）隨著氧入口壓力和點火室混合比的增大，點火能量均呈減小趨勢，影響的幅度均較平緩。

上述研究結果對低壓式點火系統的點火室設計以及點火試驗方案的設計研究提供了理論基礎。

[1] 朱森元. 氫氧火箭發動機及其低溫技術[M]. 北京: 國防工業出版社, 1995.

[2] 孫慧娟. 國外氫氧膨脹循環發動機電點火及起動關機技術綜述[J]. 低溫工程, 2007, 11(2): 522-530.

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

[4] Niwa M, Santana Jr A, Kessaev K．Torch with oxidizer Augmentation for LOX/LH２engine ignition[R]．AIAA-2000-3169, 2000．

[5] Repas G A．Hydrogen-oxygen torch ignitor[R]．NASA-TM-106493, 1994．

[6] 陳國邦, 黃永華, 包銳. 低溫流體熱物理性質[M]. 北京: 國防工業出版社, 2006.

[7] Zurawski R L, Green J M. Catalytic ignition of hydrogen and oxygen propellants[R]. AIAA-88-3300, 1988.

[8] Fuller P N. Advanced ignition system final report[R]. NASA N71-35152, NASA-CR-119928, 1971.

[9] Oechslein W. Status of the Vinci combustion chamber vacuum ignition tests[R]. AIAA-2004-3531, 2004.

Orthogonal Testing Study on Ignition Energy of a Torch Ignition System

Guo Tian-li, Sun Hui-juan

(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)

Ignition technology is crucial to realize cryogenic liquid rocket engines’ multiple start-ups. So is ignition energy investigation to ignition reliability. On the basis of a self-designed low pressure ignition system, a calculation process of ignition energy release is proposed in this paper. Besides, the effect of oxygen inlet pressure, oxygen inlet temperature, hydrogen inlet pressure, propellant flow and mixture ratio on ignition energy is examined by use of orthogonal testing method. Study results indicate that the propellant flow is the most significant factor affecting the ignition power, and the hydrogen pressure exerts little influence. It is also found the ignition energy increases as the oxygen inlet temperature, hydrogen inlet pressure and propellant flow rise, while it decreased as the oxygen inlet pressure and mixture ration rise.

Liquid rocket engine; Low pressure ignition system; Power of igniter; Orthogonal experiment method

1004-7182(2016)02-0090-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20160220

V43

A

2015-03-15

郭田莉（1989-），女，助理工程師，主要工作方向為液體火箭發動機設計