小推力气氧气甲烷火箭发动机点火过程观测

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28876

流体力学与飞行力学

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小推力气氧气甲烷火箭发动机点火过程观测

周奇遇, 张家奇()

国防科技大学空天科学学院高超声速技术实验室，长沙 410073

收稿日期:2023-04-15 修回日期:2023-05-01 接受日期:2023-05-17 出版日期:2024-04-25 发布日期:2023-05-24
通讯作者: 张家奇 E-mail:amatyer_a@hotmail.com
基金资助:
军队级项目

Observation on ignition process in small rocket thruster fueled by gaseous oxygen and gaseous methane

Qiyu ZHOU, Jiaqi ZHANG()

Hypersonic Technology Laboratory，College of Aerospace Science and Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 410073，China

Received:2023-04-15 Revised:2023-05-01 Accepted:2023-05-17 Online:2024-04-25 Published:2023-05-24
Contact: Jiaqi ZHANG E-mail:amatyer_a@hotmail.com
Supported by:
Military Level Foundation

摘要/Abstract

摘要：

采用高速摄影对姿控级小推力气氧气甲烷火箭发动机开展了点火过程观测研究，研究了火花塞类型、高压火花塞缩进及混合比对点火过程的影响。结果表明：发动机启动过程可分为点火过程与过渡过程2个阶段，其中点火过程则可进一步细分为火花产生、火核生成、火核生长、充满燃烧室、火焰往复波动、火焰稳定6个步骤；而过渡过程可细分为燃料流量增加、燃烧混合比下降、向稳态过渡。试验结果表明，在点火能量充足的条件下，起火熄火主要由混合比控制，试验验证的可靠混合比范围为2.01~18.3，此外点火的瞬时混合比还影响火花到火焰稳定的时间，通常低混合比对应该时间更长。总地来说，火花塞类型对点火特性影响不大；而长缩进通常意味着更长的火核传播时间和较短的生长时间。

关键词: 点火, 火焰回传, 火花塞, 缩进, 混合比

Abstract:

Ignition process in the reaction control thruster fueled by gaseous oxygen and gaseous methane is experimentally observed with high-speed photography. The effects of the spark plug type， recess of the high-voltage plug， and mixture ratio on the ignition process are studied. The results show that the start-up process of the engine includes two sections， ignition process and transition process. The ignition process involves six phases in turn： spark formation， fire core formation， fire core grow-up， filling， fluctuation， and stable flame. However， during the transition process， with the increase of the fuel flow rate， the mixture ratio decreases to the stable condition. Experimental studies show that with enough spark energy， the flame is primarily controlled by the mixture ratio， and the range of the mixed ratio 2.01-18.3 has been validated. On the other hand， the duration from spark to stable flame is determined by the instantaneous mixture ratio at the spark time. In conclusion， the effect of the spark plug type does not play a significant role， while long recess of the spark plug always produces long duration of fire core propagation and short grow-up duration.

Key words: ignition, flame propagation upstream, spark plug, recess, mixture ratio

中图分类号:

V434

周奇遇, 张家奇. 小推力气氧气甲烷火箭发动机点火过程观测[J]. 航空学报, 2024, 45(8): 128876-128876.

Qiyu ZHOU, Jiaqi ZHANG. Observation on ignition process in small rocket thruster fueled by gaseous oxygen and gaseous methane[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(8): 128876-128876.

图/表 18

图1

图2

表1

图3

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图9

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图11

图12

图13

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参考文献 22

1	HURLBERT E A， UENO H， ALEXANDER L， et al. International space exploration coordination group assessment of technology gaps for LOx/methane propulsion systems for the global exploration roadmap： AIAA-2016-5280 ［R］. Reston： AIAA， 2016.
2	KLEM M， SMITH T， WADEL M， et al. Liquid oxygen/liquid methane propulsion and cryogenic advanced development［C］∥ IAC，2011.
3	潘一力，周海清，吉林，等. 液氧/液甲烷姿控发动机点火技术研究［J］. 火箭推进， 2019， 45（4）： 16-25.
	PAN Y L， ZHOU H Q， JI L， et al. Study on ignition technology of LO_X/LCH₄ attitude control engine［J］. Journal of Rocket Propulsion， 2019， 45（4）： 16-25 （in Chinese）.
4	曹亚文，李斌，王飞，等. 高背压等离子点火器及其液体燃料点火特性实验研究［J］. 推进技术， 2021， 42（7）： 1570-1580.
	CAO Y W， LI B， WANG F， et al. Experiment researches of high back pressure plasma ignitor and liquid fuel ignition characteristics［J］. Journal of Propulsion Technology， 2021， 42（7）： 1570-1580 （in Chinese）.
5	ROCKETDYNE. Space shuttle main engine orientation ［M］.Washington，D.C.：NASA，1998.
6	PRATT & WHITNEY. RL10 ignition limits test for Shuttle Centaur：NASA-CR-183199［R］. Washington，D.C.：NASA， 1987.
7	中国航天工业总公司《世界导弹与航天发动机大全》编辑委员会. 世界导弹与航天发动机大全［M］. 北京：军事科学出版社， 1999.
	China Aerospace Industry Corporation， “World Missile and Space Engine” Editorial Committee. An encyclopedia of world missile and space engines［M］. Beijing： Military Science Publishing House， 1999 （in Chinese）.
8	SANCHEZ L E， CHAPARRO J， TORRES S， et al. Development and testing of a O2/CH4 torch igniter for propulsion systems： AIAA-2016-4975 ［R］.Reston：AIAA， 2016.
9	ZHANG J Q， LI Q L， SHEN C B. Ignition characteristics and combustion performances of a LO2/GCH₄ small thrust rocket engine［J］. Journal of Central South University， 2018， 25（3）： 646-652.
10	SCHNEIDER S， JOHN J， ZOECKLER J. Design， fabrication， and test of a LOX/LCH₄ RCS igniter at NASA： AIAA-2007-5442 ［R］. Reston：AIAA， 2007.
11	BREISACHER K， AJMANI K. LOX/methane main engine igniter tests and modeling： AIAA-2008-4757 ［R］. Reston：AIAA， 2008.
12	FRENKEN G， VERMEULEN E， BOUQUET F， et al. Development status of the ignition system for vinci： AIAA-2002-4330 ［R］. Reston：AIAA， 2002.
13	王艳，方杰，杨进慧，等. 氢氧火炬点火器低压燃烧流动仿真研究［J］. 航空动力学报， 2021， 36（11）： 2344-2352.
	WANG Y， FANG J， YANG J H， et al. Simulation study on combustion flow in low-pressure condition of hydrogen-oxygen torch ignitor［J］. Journal of Aerospace Power， 2021， 36（11）： 2344-2352 （in Chinese）.
14	张锋，于涵，尚帅，等. 气氧/气甲烷火炬式电点火器燃烧仿真与热试［J］. 火箭推进， 2022， 48（4）： 36-42.
	ZHANG F， YU H， SHANG S， et al. Combustion simulation and hot-fire test of GOX/GCH₄ spark torch igniter［J］. Journal of Rocket Propulsion， 2022， 48（4）： 36-42 （in Chinese）.
15	ROBINSON P J， VEITH E M， HURLBERT E A， et al. 445 N （100-lbf） LO₂/LCH₄ reaction control engine technology development for future space vehicles［J］. Acta Astronautica， 2010， 66（5-6）： 836-843.
16	MOREHEAD R L， ATWELL M J， MELCHER J C， et al. Cold helium pressurization for liquid oxygen/liquid methane propulsion systems： Fully-integrated initial hot-fire test results： AIAA-2016-4682 ［R］.Reston： AIAA， 2016.
17	MANFLETTI C. Low ambient pressure injection and consequences on ignition of liquid rocket engines： AIAA-2012-4131 ［R］. Reston： AIAA， 2012.
18	MANFLETTI C. Laser ignition of a research 200N RCS LO _x /GH2 and LO _x /GCH₄ engine： AIAA-2012-4132 ［R］.Reston：AIAA， 2012.
19	MANFLETTI C. Laser ignition of an experimental cryogenic reaction and control thruster： Ignition energies［J］. Journal of Propulsion and Power， 2014， 30（4）： 952-961.
20	BÖRNER M， MANFLETTI C， HARDI J， et al. Laser ignition of a multi-injector LOX/methane combustor［J］. CEAS Space Journal， 2018， 10（2）： 273-286.
21	CONTE D， BUDZYN D， BURGOYNE H， et al. Innovative Mars Global International Exploration （IMaGInE） mission： AIAA-2016-5596 ［R］. Reston： AIAA， 2016.
22	黄代民，覃欣欣，徐伟巍. 湍流状态下甲烷爆炸极限实验研究［J］. 电气防爆， 2020（3）： 39-42.
	HUANG D M， QIN X X， XU W W. Experimental study on methane explosion limit in turbulent state［J］. Electric Explosion Protection， 2020（3）： 39-42 （in Chinese）.

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

序号	参数	数值
1	燃烧室压力P_c/MPa	0.2
2	氧气喷前压力P_o/MPa	0.7
3	甲烷气喷前压力P_f/MPa	0.7
4	氧气流量 M_o/（g·s^-1）	3.9
5	甲烷气流量 M_f/（g·s^-1）	2.6
6	混合比 MR （M_o/M_f）	1.5
7	喉径D_t/mm	8
8	特征长度L^*/mm	190

序号	参数	数值
1	氧孔数目-孔径/mm	2-∅1.2
2	甲烷数目-孔径/mm	2-∅0.9
3	火花塞外径/mm	6
4	火花塞孔内径/mm	8

试验编号	M_f /（g·s^-1）	M_o /（g·s^-1）	R_s/mm	MR	火花塞	火焰
1	2.69	3.81	0.5	1.42	1	熄灭
2	1.78	3.59	0.5	2.02	1	正常
3	1.61	3.79	0.5	2.35	1	正常
4	2.65	4.02	8.0	1.52	2	熄灭
5	1.76	3.53	8.0	2.01	2	正常
6	1.66	4.03	0.5	2.43	2	正常
7	1.66	4.02	3.0	2.42	2	正常
8	1.66	4.02	5.5	2.42	2	正常
9	1.67	4.03	8.0	2.41	2	正常

编号	参数	火花	第1次回传	火焰稳定	燃烧稳定
1	试验6-t/ms	7 084.76	7 084.95	7 085.4	7 140
2	试验6-P_f/MPa		0.147		0.863
3	试验6-M_f/（g·s^-1）		0.24		1.51
4	试验6-MR		16.8		2.67
5	试验4-t/ms	7 080.95	7 081.21	7 081.9	7 132.2
6	试验4-P_f/MPa		0.157		1.31
7	试验4- M_f/（g·s^-1）		0.27		2.3
8	试验4-MR		14.9		1.75

[1]	白晓, 曹鹏进, 李清廉, 成鹏. 自激振荡过程中喷嘴内部扰动的产生及传递机制[J]. 航空学报, 2023, 44(4): 126523-126523.
[2]	吴建军, 胡泽君, 何志成, 张宇, 欧阳, 马正雪, 彭琴惠, 钟宇轩. 电控固体推进技术研究进展[J]. 航空学报, 2023, 44(15): 528716-528716.
[3]	孙明波, 朱家健, 罗天罡, 李沁远, 田轶夫, 万明罡, 孙永超. 非稳态超声速燃烧电激励调控技术研究进展[J]. 航空学报, 2023, 44(15): 528787-528787.
[4]	胡泽君, 冯运超, 何志成, 夏智勋, 李明泰. 微米级铝颗粒在水蒸气和氧气中的点火燃烧特性[J]. 航空学报, 2023, 44(15): 528866-528866.
[5]	曹鹏进, 白晓, 成鹏, 李清廉. 工作参数对气液同轴离心式喷嘴自激振荡特性的影响[J]. 航空学报, 2023, 44(15): 528770-528770.
[6]	赵明皓, 王可, 王致程, 朱亦圆, 于潇栋, 范玮. 点火方式对空桶型旋转爆震燃烧室起爆特性的影响[J]. 航空学报, 2022, 43(1): 124870-124870.
[7]	邓健, 卢天健, 尹乔之. 复合材料MMB试件I-II混合型层间裂纹扩展分析[J]. 航空学报, 2021, 42(2): 224241-224241.
[8]	田继超, 宋强, 洪刚, 张然. 常规运载火箭解决落区安全问题的方法[J]. 航空学报, 2018, 39(S1): 722302-722302.
[9]	李永洲, 孙迪, 张堃元, 郭世亮. 进口型线水平投影可控的变截面内收缩进气道设计[J]. 航空学报, 2017, 38(5): 120640-120640.
[10]	李映坤, 韩珺礼, 陈雄, 周长省, 巩伦昆. 基于多物理场耦合的双脉冲发动机点火过程数值模拟[J]. 航空学报, 2017, 38(4): 120409-120409.
[11]	汪秋笑, 黄东欣, 孟华. 甲烷-液氧超临界压力非预混湍流燃烧的数值模拟[J]. 航空学报, 2016, 37(7): 2132-2143.
[12]	李永洲, 张堃元, 孙迪. 抽吸对方转圆内收缩进气道性能的影响[J]. 航空学报, 2016, 37(12): 3625-3633.
[13]	李永洲, 张堃元, 孙迪. 马赫数可控的方转圆内收缩进气道非设计点工作特性[J]. 航空学报, 2016, 37(11): 3263-3272.
[14]	李永洲, 张堃元, 孙迪. 马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究[J]. 航空学报, 2016, 37(10): 2970-2979.
[15]	李林, 林宇震, 张弛. 弯曲通道模拟离心条件下的主燃级和预燃级联焰试验[J]. 航空学报, 2015, 36(2): 484-491.

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