王鐵巖，鄭孟偉，蔡振宇

（北京航天動力研究所，北京，100076）

氣氧甲烷火炬式點火器穩(wěn)態(tài)仿真分析

王鐵巖，鄭孟偉，蔡振宇

（北京航天動力研究所，北京，100076）

為了對一種氣氧甲烷點火器內(nèi)部燃燒情況進行評估，針對該點火器的燃燒反應、流動及工作特點，應用CFD計算方法進行了穩(wěn)態(tài)仿真分析。該點火器為保證其重復使用可靠性，采用電火花起火點燃高混合比燃氣后補燃的設(shè)計，此種設(shè)計點火器內(nèi)燃燒環(huán)境特殊，流場較為復雜，中國缺乏相應的設(shè)計經(jīng)驗。通過數(shù)值仿真很好地預測出了點火器的出口溫度及燒蝕位置，并為該點火器的改進提供了參考。

液體推進劑火箭發(fā)動機；氣氧甲烷；點火器

0 引 言

液氧甲烷以其清潔、廉價、空間可貯存及僅次于氫氧的高比沖特性，成為液體火箭發(fā)動機理想的燃料組合[1]。隨著航天技術(shù)的發(fā)展，發(fā)射任務及成本控制對火箭發(fā)動機的重復使用和多次點火能力提出越來越高的要求，甲烷火炬式點火已成為液氧甲烷類發(fā)動機不可或缺的關(guān)鍵技術(shù)。國外在火炬式點火器的研究上起步較早，可靠性已得到充分驗證[2]，而中國還處于起步階段，存在較多需要研究的問題。對于氣氧甲烷火炬式點火器，由于甲烷燃燒仿真的詳細燃燒模型過于復雜難以工程應用；簡化模型雖數(shù)量多，但在與湍流計算耦合的過程中，所得計算結(jié)果不理想。本文通過優(yōu)選甲烷燃燒模型，利用有限速率反應模型對點火器燃燒傳熱過程進行了穩(wěn)態(tài)仿真計算，分析了點火器內(nèi)流場及換熱情況對點火器可靠性的影響，并通過實驗驗證了仿真結(jié)果的準確性。

1 燃燒過程物理模型

1.1 控制方程

點火器的氣體湍流流動和氣相燃燒過程的控制方程采用包括多組分帶化學反應的雷諾平均N-S方程進行描述：

式中 Q為當?shù)亓髁浚?E - Ev)，(F - Fv)，(G - Gv)分別為當?shù)馗鞣较蛄魉俚淖兓?；S為方程的源項。

1.2 湍流模型

點火器內(nèi)部流體在燃燒過程中處于劇烈的湍流狀態(tài)，綜合考慮網(wǎng)格數(shù)量、計算效率及壁面情況，選用k-ε湍流模型[3]，模型的方程為

式中 cε1，cε2，σk，σε分別為湍流模型常數(shù)；f2為近壁衰減函數(shù)；φk和φε分別為壁面項。

1.3 燃燒模型

模擬化學反應的化學動力學模型可分為詳細反應機理、簡化反應機理和總反應機理[4,5]3種。國外對甲烷燃燒機理研究較多，已有較為詳細的反應模型GRI-mech[6]。然而，詳細燃燒模型由于計算量大，無法滿足工程上的需要，因此多種簡化方法的簡化反應機理在工程上更具實際意義。簡化模型的計算結(jié)果由于簡化過程本身的近似及具體燃燒環(huán)境的變化，相對于詳細機理產(chǎn)生了不同程度的偏差。本文經(jīng)過計算驗證在眾多簡化反應模型中，選取了基于骨架理論的41步甲烷簡化反應模型[7]。

各個組分的化學反應速率用有限反應速率模型來描述，忽略湍流對化學反應速率的影響，化學反應速率用Arrihenius形式表示。

1.4 物性模型

仿真模擬中涉及到的物質(zhì)有甲烷、氧氣、水蒸汽、二氧化碳、一氧化碳等。比熱容由分段多項式擬合：

式中 cp為定壓比熱；a1，a2，a3，a4，a5分別為多項式擬合常數(shù)；T為當?shù)販囟取?/p>

混合氣體的導熱系數(shù)和動力黏度按理想氣體混合定律計算，各氣體物質(zhì)的導熱系數(shù)按分子動力學理論計算[8]，動力黏度計算如下：

式中 μ 為當?shù)貏恿︷ざ认禂?shù)；μ0為理論動力黏度系數(shù)；T0為理論溫度；n為溫度指數(shù)。

1.5 點火器模型

點火器中心對稱面流場示意如圖1所示。

圖1 點火器對稱面流場示意

由圖1可知，氧氣從上側(cè)流入點火室，甲烷從下側(cè)進入分為2路，一路進入點火室進行燃燒；另一路進入冷卻支路對引火管進行冷卻而后進行補燃，火花塞位于點火室頂端，點火端面與點火室上頂面齊平。

點火器關(guān)于中心面對稱且為對撞式的摻混方式，為提高計算效率只計算一半流域（見圖2）。采用四面體和六面體相結(jié)合的方式構(gòu)建網(wǎng)格，點火室和集合環(huán)為四面體網(wǎng)格，其余部分采用六面體網(wǎng)格，對于換熱面進行了加密處理，共計616 377個體網(wǎng)格。

圖2 點火器計算模型

1.6 邊界條件

燃燒過程中的邊界條件如表1所示。

表1 邊界條件

2 數(shù)值流場模擬與對比分析

2.1 仿真結(jié)果分析

對于點火室內(nèi)部，點火器設(shè)計為大富氧環(huán)境下進行對撞燃燒，從點火器對稱面的溫度分布（見圖3）可得到如下特點。a）對撞高溫區(qū)，出現(xiàn)不規(guī)則、不對稱的狀態(tài)；b）近氧氣入口處，出現(xiàn)了一個明顯的低溫區(qū)；c）近甲烷路入口處，出現(xiàn)一個較大的高溫區(qū)。對撞高溫區(qū)呈現(xiàn)出不規(guī)則、不對稱的狀態(tài)可以推斷甲烷與氣氧在對撞過程中出現(xiàn)偏心。這種偏心情況的出現(xiàn)源于點火器內(nèi)氣氧流量遠高于甲烷流量，兩路氣流動量差異懸殊，在對撞過程中氣氧的流動方向為主流方向，并向出口側(cè)偏心，如圖4所示。

偏心撞擊過程使氣氧在甲烷入口附近大量聚集，阻礙了在甲烷入口壁面附近反應的進行，使一部分氣氧直接進入引火管內(nèi)，在近甲烷路一側(cè)形成了一個低溫氧氣膜，使近甲烷路一側(cè)的引火管傳熱壁面相對于近氧路一側(cè)的不容易發(fā)生燒蝕。

圖3 對稱面溫度分布

圖4 對稱面氧氣質(zhì)量分數(shù)分布

OH為甲烷燃燒中的中間產(chǎn)物，其濃度分布可以反映出燃燒反應的劇烈程度（見圖5）。

圖5 對稱面OH質(zhì)量分數(shù)分布

由圖5可知，在點火室內(nèi)部有2個區(qū)域OH的濃度相對較高，一個是氣氧與甲烷的對撞區(qū)域，另一個是氧入口一側(cè)的壁面區(qū)域。對撞區(qū)域摻混的效果最為理想，反應最為劇烈。而氧氣入口一側(cè)的壁面區(qū)域反應中間產(chǎn)物的富集，成為溫度云圖中近氣氧入口處的高溫區(qū)域形成的原因，即由于對撞偏心的影響一部分燃燒的中間產(chǎn)物向氣氧入口方向流動，在近氣氧入口處富集，使燃燒反應繼續(xù)進行導致升溫，一部分中間產(chǎn)物從近氧路一側(cè)進入引火管內(nèi)部，使這一側(cè)的引火管溫度更高。

引火管出口速度分布如圖6所示。由圖6可知，對于引火管部分，在氧路一側(cè)的冷卻夾套內(nèi)的冷卻劑流速遠遠高于在甲烷路一側(cè)的冷卻劑流速。這種速度的差異主要源于冷卻劑入口處集合器的窄縫型設(shè)計。

圖6 引火管出口速度分布

冷卻路入口處的氣流速度很高，進入薄壁型集合器后，在近轉(zhuǎn)角側(cè)受轉(zhuǎn)角的影響形成一個超聲速的半圓環(huán)區(qū)域（見圖7），氣流經(jīng)過激波的速度降低，造成壅塞，致使近甲烷路一側(cè)的冷卻夾套內(nèi)的流速降低。但在遠轉(zhuǎn)角區(qū)域，并沒有形成超聲速區(qū)，如圖8所示。

圖7 薄壁集合器仰視馬赫數(shù)云圖

圖8 薄壁集合器仰視速度矢量

由圖8可知，在錐形薄壁集合器的下端形成一股穩(wěn)定向氧路側(cè)流動的冷卻氣流，致使近氧路側(cè)的冷卻夾套流速較高，造成速度分布差異，出現(xiàn)冷卻不均的情況。氧路側(cè)的引火管換熱能力強，壁面可以得到較好的冷卻，甲烷路側(cè)的冷卻能力較差，易被燒蝕。

圖9為引火管對稱面上沿軸線方向甲烷側(cè)與氣氧側(cè)的內(nèi)外壁溫分布。由圖9可知，近氧路一側(cè)的引火管的內(nèi)外壁溫在引火管初段遠遠高于近甲烷路一側(cè)的溫度。由此可知，在近氧路側(cè)的引火管夾套冷卻能力雖然比較強，但由于這一側(cè)引火管內(nèi)部有中間產(chǎn)物進入，使引火管壁面溫度遠高于近甲烷路一側(cè)的引火管溫度。由于引火管初段在氧氣膜的保護下，這一側(cè)引火管溫度始終維持在一個比較低的狀態(tài)下，直到燃氣在引火管內(nèi)充分混合。

圖9 引火管軸線燃氣溫度分布

從以上分析可以看出，主路的燃燒場分布情況和冷卻路的流場分布情況相對于火炬點火器的工作可靠性都有著顯著影響。

2.2 仿真結(jié)果與實驗結(jié)果對比

仿真計算所得數(shù)據(jù)與實驗數(shù)據(jù)的比較如表2所示。

表2 仿真結(jié)果與實驗測量結(jié)果對比

由表2中的對比結(jié)果可以看出，仿真結(jié)果與實際測量結(jié)果誤差率不超過8%。

點火器火花塞的直徑為10 mm，火花塞發(fā)火端面與點火室頂部齊平（凸出或凹進不大于0.2 mm），點火室溫度云圖與火花塞端面的尺寸對比如圖10所示。

圖10 點火室溫度云圖

點火器頂部火花塞的燒蝕情況如圖11所示。由圖11可以看出，火花塞在氧路一側(cè)的燒蝕情況較為嚴重，導致部分試驗工況中點火失敗，與仿真預測結(jié)果相符。

圖11 火花塞的燒蝕情況

點火器氧路一側(cè)的引火管實驗件的拆解情況如圖12所示，點火器甲烷路一側(cè)的引火管實驗件的拆解情況如圖13所示。

圖12 近氧路側(cè)實驗件拆解情況

圖13 近甲烷路側(cè)實驗件 拆解情況

從圖12、圖13中可以看出，氧路一側(cè)的燒蝕程度遠遠大于甲烷路一側(cè)的燒蝕，部分試驗工況下甚至導致引火管燒穿，與仿真預測結(jié)果相符。

3 結(jié) 論

a）氣氧甲烷點火器在試驗過程中主要存在如下問題：

1）點火器引火管內(nèi)氧路側(cè)燒蝕過于嚴重，可能在多次點火過程中出現(xiàn)破損；

2）火花塞在靠近氧路一側(cè)的燒蝕過于嚴重，導致火花塞失效，致使點火失??；

3）點火器冷卻夾套內(nèi)的流動分布不均，甲烷路一側(cè)的流動過于緩慢，冷卻能力較低，導致在引火管內(nèi)壁溫度相同的情況下，甲烷路一側(cè)的引火管由于冷卻性能不足出現(xiàn)燒蝕現(xiàn)象。

b）基于仿真計算出的流場情況，推論出上述問題的產(chǎn)生原因：

1）近氧路一側(cè)的燒蝕，主要是因為甲烷與氧氣的摻混情況不佳，甲烷與氧氣完全燃燒反應速度較慢，使一部分中間產(chǎn)物進入引火管內(nèi)，燃燒反應在引火管內(nèi)部繼續(xù)進行，過熱的氣體致使引火管的燒蝕；2）火花塞的燒蝕，主要是由于氣氧與甲烷對撞過程中出現(xiàn)偏心，導致一部分反應中間產(chǎn)物在氣流的帶動下，在近氧路一側(cè)點火室壁面附近富集，出現(xiàn)明顯的高溫區(qū)域，致使火花塞燒蝕；3）點火器冷卻夾套內(nèi)的流動分布不均，主要是由于夾套前的集合器設(shè)計不合理，導致氣流在進入夾套前沒有均勻地填充好集合器內(nèi)部，致使夾套內(nèi)部的流動不均勻。

c）對該點火器建議改進措施如下：1）改進設(shè)計點火室內(nèi)部的流場結(jié)構(gòu)，采用旋流流場，并以甲烷氣加強對火花塞的保護，這樣可以兼顧加強成功引燃點火室內(nèi)部氣體的可靠性；2）改進冷卻夾套內(nèi)的流場分布，避免夾套內(nèi)的冷卻劑分布不均的情況出現(xiàn)，建議放棄扁平形的集合腔，采用圓柱狀具有一定厚度的集合器。

[1] 孫宏明. 液氧/甲烷發(fā)動機評述[J]. 火箭推進, 2006,32(2): 23-31.

[2] Breisacher K, Ajmani K. LOX/methane main engine igniter testsand modeling[R]. AIAA-2008-4757, 2008.

[3] Menter F R. Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications [J]. AIAA Journal,1994,32(8): 1598-1605.

[4] Tomlin A S, Turanyi T, Pilling M J. Comprehensive chemical kinetics[M]. Elsevier: Amsterdam, 1997.

[5] Vajada S, Valko P, Turanyi T. Principal component analysis of kinetic models[J]. Int. J. Chem. Kinet., 1985,17: 55-81.

[6] Smith G P, Golden D M, Frenklach M, Moriarty N W, Eiteneer B, Goldenberg M, Bowman C T, Hanson R K, Song S, Gardiner W C, Lissianski V V, Qin Z. GRI-MechHomePage[EB/OL]. (2009-11-25). [2009-11-25]. http://www.me. berkeley.edu/grimech, 2009.

[7] James S, Zhu J. Anand M S. LES/FDF of turbulent flames using complex chemical kinetics: 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Sacramento, 2006[C]. 2006.

[8] Hirschfelder J O, Curtiss C F, Bird R B. Molecular theory of gases and liquids[M]. New York : John Wiley & Sons, 1954.

Steady-state Simulation of GOX/Methane Spark Torch Igniter

Wang Tie-yan, Zheng Meng-wei, Cai Zhen-yu
(Beijing Aerospace Propulstion Institute, Beijing, 100076)

Aiming at combustion reaction, flow field and work characteristics of the GOX/Methane spark torch igniter, steady-state simulation is conducted in CFD software to evaluate the internal combustion of the igniter. To ensure the reliability of the igniter, secondary combustion is used after firing the high mixing ratio gas by spark ignition. This design is lack of experience in China, the igniter combustion environment is special and flow field is complex. The numerical simulation results can predict the outlet temperature and the ablation location of the igniter, which provides reference for the improvement of the igniter.

Liquid propellant rocket engine; GOX/Methane; Ignition

V43

A

1004-7182(2016)04-0063-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20160416

2015-04-20

王鐵巖（1989-），男，助理工程師，主要研究方向為液體火箭發(fā)動機設(shè)計