潘一力,周海清,吉 林,許宏博

(上?？臻g推進(jìn)研究所 上?？臻g發(fā)動機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海 201112)

0 引言

低溫液氧/液甲烷推進(jìn)劑組合以其比沖高、空間易貯存、人員環(huán)境友好、資源現(xiàn)場利用及成本低廉等綜合優(yōu)勢，成為未來先進(jìn)化學(xué)空間推進(jìn)的重要發(fā)展方向之一。美國國家航空航天局(NASA)空間探索系統(tǒng)架構(gòu)研究(ESAS)于2005年確定了液氧/液甲烷(LOX/LCH4)推進(jìn)劑組合是人員探索飛行器服務(wù)艙(CEV SM)和月球著陸器(LSAM)上升級推進(jìn)的最佳候選方案[1]。為了降低技術(shù)風(fēng)險，提高液氧/液甲烷空間推進(jìn)技術(shù)成熟度，NASA于2005年正式啟動了推進(jìn)與低溫技術(shù)先期研究項目(PCAD)，重點是開展LOX/LCH4重大關(guān)鍵技術(shù)的先期研究并最終進(jìn)行系統(tǒng)級試驗。PCAD開展的重大關(guān)鍵技術(shù)主要是LOX/LCH4主發(fā)動機(jī)，反作用控制發(fā)動機(jī)，點火器，低溫流體管理與供應(yīng)系統(tǒng)等，目前已經(jīng)達(dá)到技術(shù)成熟度TRL5～6級[2-7]。2014年，NASA以LOX/LCH4作為軌姿控統(tǒng)一推進(jìn)系統(tǒng)的行星著陸器技術(shù)驗證機(jī)“夢神”(Morpheus)在肯尼迪航天中心成功進(jìn)行了多次自由飛行試驗，標(biāo)志著NASA LOX/LCH4空間推進(jìn)技術(shù)研究已經(jīng)達(dá)到了一個新的里程碑[8-9]。國內(nèi)已經(jīng)開展了低溫推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)論證，并開展了主發(fā)動機(jī)、軌姿控發(fā)動機(jī)以及點火器、低溫貯箱、低溫閥門等關(guān)鍵組件的研發(fā)[10-14]，取得了較大進(jìn)展，但仍處于關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)與組件研發(fā)階段，與國外存在一定的差距。

點火技術(shù)是LOX/LCH4空間推進(jìn)重大關(guān)鍵技術(shù)之一，關(guān)系到發(fā)動機(jī)能否可靠工作，決定LOX/LCH4推進(jìn)系統(tǒng)是否能夠在空間推進(jìn)領(lǐng)域得到應(yīng)用。為探索研究適應(yīng)LOX/LCH4發(fā)動機(jī)可靠可重復(fù)點火技術(shù)，對各種點火技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)分析，篩選出了電火花點火和激光誘導(dǎo)等離子點火兩種候選方案，設(shè)計裝配了相應(yīng)的試驗點火器，對兩種候選點火技術(shù)分別進(jìn)行了初步的地面點火試驗研究，試驗結(jié)果顯示，兩種候選點火技術(shù)都能夠?qū)崿F(xiàn)LOX/LCH4點火器可靠可重復(fù)點火，LOX/LCH4發(fā)動機(jī)可靠可重復(fù)點火原理可行。試驗得出可靠點火的火花能量邊界特性與混合比(氧化劑流量與燃料流量的比值)邊界特性，為后續(xù)液氧甲烷發(fā)動機(jī)設(shè)計提供依據(jù)。

1 液氧/液甲烷點火技術(shù)研究概況

針對液氧/液甲烷推進(jìn)劑點火技術(shù)研究的公開報道中涉及的點火技術(shù)主要有以下5種：電火花點火、激光誘導(dǎo)等離子點火、電熱點火、微波點火及惰性氣體等離子點火。

1.1 電火花點火

液氧/液甲烷電火花點火技術(shù)具有代表性的研究主要有：①NASA格林研究中心軌控發(fā)動機(jī)點火器；②Aerojet反作用控制發(fā)動機(jī)RCE(Reaction Control Engine)點火器。2008年，NASA格林研究中心開展LOX/LCH4軌控發(fā)動機(jī)電點火器研究。點火器實物及點火試驗情況如圖1所示。

圖1 格林研究中心LOX/LCH4點火器熱試車Fig.1 GRC hot-fire test of LOX/LCH4 igniter

圖1為該種點火器采用電嘴型火花塞火炬點火方案。格林研究中心共進(jìn)行750次點火試驗，分別研究了不同混合比、點火器壁溫、火花能量和頻率、推進(jìn)劑流速以及點火器結(jié)構(gòu)等邊界條件對于點火特性的影響。試驗結(jié)果表明：在相同點火器壁溫條件下，點火器放電間隙減小，點火成功率明顯提高；當(dāng)火花能量小于17 mJ，點火成功率下降較快；甲烷純度對于電點火沒有明顯影響[16]。

2005以來，Aerojet開展了LOX/LCH4點火技術(shù)研究，掌握了不同工作條件下點火器燃燒室溫度特征，穩(wěn)態(tài)工作特性，殼體冷卻及熱交換導(dǎo)致的混合比變化特征，點火器的脈沖工作性能等。Aerojet還初步確定了點火器在LOX/LCH4條件下的點火邊界特性(圖2)[12]。

圖2 Aerojet LOX/LCH4 點火混合比邊界特性 Fig.2 Boundary characteristics of mixing ratio of LOX/LCH4 igniter by Aerojet

2010年，Aerojet將以上LOX/LCH4點火器技術(shù)應(yīng)用于445 N LOX/LCH4RCE研制，重新設(shè)計的445 N LOX/LCH4RCE點火器噴注器和發(fā)動機(jī)噴注器是集成一體化設(shè)計，取消了單獨配置的點火器(圖3)，發(fā)動機(jī)完成了穩(wěn)態(tài)性能試驗、脈沖性能試驗和點火性能試驗。高空脈沖性能試驗表明：發(fā)動機(jī)真空比沖317 s，實現(xiàn)最小脈寬40 ms，且脈沖一致性良好[17]。

1.2 激光點火

激光點火一般有3種機(jī)制：光化學(xué)點火機(jī)制、光熱點火機(jī)制和激光誘導(dǎo)等離子點火機(jī)制，在液體火箭發(fā)動機(jī)點火研究中常用的是激光誘導(dǎo)等離子點火機(jī)制。激光點火可以通過調(diào)整激光焦距，把焦點調(diào)整在發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)最適合點火的位置，提高點火可靠性，容易實現(xiàn)多通道分布式點火，簡化復(fù)雜姿控發(fā)動機(jī)布置形式下的點火系統(tǒng)；激光點火具有較低的電磁輻射水平；飛速發(fā)展的現(xiàn)代固體激光技術(shù)，如緊湊型激光器技術(shù)，輕質(zhì)光纖技術(shù)等，能夠顯著降低點火系統(tǒng)的復(fù)雜性和重量。

圖3 445 N LOX/LCH4反作用控制發(fā)動機(jī)高空性能試驗Fig.3 Attitude testing of 445 N LOX/LCH4 reaction control engine

1994年，NASA劉易斯研究中心進(jìn)行了多種推進(jìn)劑組合激光點火試驗，其中包括GOX/GCH4、氣氧/煤油等。試驗裝置如圖4所示，通過透鏡將激光聚焦于點火目標(biāo)，誘導(dǎo)出等離子火花進(jìn)而啟動點火。試驗研究了點火混合比邊界特性、點火延遲特性，并且測量了激光點火裝置的電磁干擾。對于GOX/GCH4，核心混合比極限為20，主混合比極限范圍是1.8～2.2；在混合比2～18范圍內(nèi)，點火延遲小于4 ms[18]。

圖4 NASA劉易斯研究中心GOX/GCH4 激光直接點火試驗裝置Fig.4 GOX/GCH4 direct laser ignition test facility of NASA LRC

2004年，日本JAXA GOX/GCH4進(jìn)行了激光熔蝕點火技術(shù)研究，通過透鏡將激光聚焦于固體目標(biāo)靶板上，瞬間局部高溫使靶板材料發(fā)生熔蝕進(jìn)而引燃混合氣體。試驗研究了不同混合比、室壓以及目標(biāo)材料對于激光熔蝕點火的影響。GOX/GCH4在激光能量小于230 μJ條件下成功實現(xiàn)點火；發(fā)動機(jī)共進(jìn)行10 000次脈沖試驗，脈沖一致性較好，且靶板材料損耗很小[19]。

液體火箭發(fā)動機(jī)的激光點火技術(shù)目前仍處于原理驗證研究階段，尚未研制出工程應(yīng)用樣機(jī)或飛行樣機(jī)。

1.3 電熱點火

電熱點火器利用電熱塞的熱端對推進(jìn)劑加熱達(dá)到點火目的，2008—2009年，NASA格林研究中心曾進(jìn)行過LOX/LCH4電熱點火試驗研究，在適當(dāng)?shù)臈l件下曾實現(xiàn)成功點火[20]。

1.4 微波點火

NASA馬歇爾飛行中心(MSFC)將微波點火技術(shù)應(yīng)用于液體火箭發(fā)動機(jī)點火試驗研究，進(jìn)行過LOX/LCH4發(fā)動機(jī)的微波點火試驗，試驗結(jié)果顯示微波點火可以實現(xiàn)火箭發(fā)動機(jī)的可重復(fù)點火，但其功耗比電火花點火高。

1.5 惰性等離子體點火

惰性氣體等離子點火器概念由日本JAXA提出，JAXA曾開展GO2/GCH4的He氣等離子點火試驗，試驗表明當(dāng)?shù)入x子點火器頻率為60 Hz，開路電壓為1.5～2 kV，在一定混合比條件下可以實現(xiàn)重復(fù)點火。該點火方案試圖利用惰性氣體容易被擊穿的特性，降低點火電壓和功率消耗。

2 液氧/液甲烷點火技術(shù)方案選擇

適用于LOX/LCH4發(fā)動機(jī)的主要點火技術(shù)及其優(yōu)缺點總結(jié)如圖5所示，惰性氣體等離子點火技術(shù)成熟度低，且需要惰性氣體輔助系統(tǒng)，導(dǎo)致系統(tǒng)構(gòu)成與控制復(fù)雜化；微波點火技術(shù)成熟度低，功耗大，已經(jīng)被MSFC放棄；電熱點火預(yù)熱時間長(11 s)，不適應(yīng)姿控發(fā)動機(jī)工作模式；激光點火潛在優(yōu)勢比較大，尤其是其較低的EMI水平，電磁相容性更容易控制，這一優(yōu)勢早在1994年就已被NASA/LeRC的測試數(shù)據(jù)所證實；電火花點火是5種點火技術(shù)中技術(shù)成熟度最高的技術(shù)方案，已經(jīng)飛行應(yīng)用，雖然存在電磁輻射(EMI)水平較高的問題，但通過具體的設(shè)計可以達(dá)到電磁相容允許水平。

同時，國內(nèi)航天科技集團(tuán)、國防科技大學(xué)及哈爾濱工業(yè)大學(xué)等單位也陸續(xù)開展了電點火和激光點火技術(shù)研究，具備較好的技術(shù)基礎(chǔ)，也能夠為本研究提供借鑒和參考?；谝陨戏治觯す恻c火和電火花點火將作為LOX/LCH4發(fā)動機(jī)的主要點火技術(shù)方案并進(jìn)行試驗驗證研究。

圖5 各種點火技術(shù)優(yōu)劣勢總結(jié)Fig.5 Summary of different ignition technologies

3 液氧/液甲烷點火技術(shù)試驗

為了驗證液氧/液甲烷發(fā)動機(jī)采用電火花點火和激光點火的技術(shù)可行性，設(shè)計加工了相應(yīng)的液氧/液甲烷試驗點火器，通過地面熱點火試驗進(jìn)行兩種點火方案的驗證研究。

3.1 試驗產(chǎn)品

試驗產(chǎn)品主要包括液氧/液甲烷試驗點火器、電火花點火裝置及激光點火裝置等。

試驗點火器結(jié)構(gòu)原理如圖6所示，該點火器設(shè)計室壓1 MPa，設(shè)計流量47 g/s，噴注器采用分級混合比設(shè)計，設(shè)計的總混合比3，核心混合比6。該點火器采用特殊的頭部設(shè)計結(jié)構(gòu)，可以同時滿足電點火試驗和激光點火試驗要求，其區(qū)別在于電點火試驗采用激勵源、電火花塞以及點火導(dǎo)線組成的點火系統(tǒng)，而激光點火試驗則采用激光發(fā)生器、光束放大器、分光器以及其他光學(xué)元件構(gòu)成的點火系統(tǒng)。

圖6 試驗點火器Fig.6 Igniter in hot-fire test

固定能量的電火花點火裝置的激勵源貯能1 J，火花能量約300 mJ，火花頻率20 Hz，功耗小于48 W；可變能量電火花激勵源，火花頻率200 Hz，火花能量調(diào)節(jié)范圍20～100 mJ；激光點火裝置脈沖能量為177 mJ，脈沖頻率10 Hz，平均功耗小于5 W。

3.2 試驗系統(tǒng)

試驗系統(tǒng)基于圖7搭建，液氧和液甲烷容器均為購買的商業(yè)低溫瓶，液氧為高壓低溫瓶，最高工作壓力2.8 MPa，容積200 L，液甲烷為中壓低溫瓶，最高工作壓力只能達(dá)到1.37 MPa，容積175 L。

圖7 試驗系統(tǒng)Fig.7 Test systems

液氧和液甲烷低溫瓶均帶有自增壓系統(tǒng)，本次試驗利用了其自增壓系統(tǒng)供應(yīng)推進(jìn)劑。試驗系統(tǒng)先通過液氮進(jìn)行初步的預(yù)冷，然后切換到推進(jìn)劑放液冷卻。激光點火由于需要安裝布置各種光學(xué)器件，試驗臺專門安裝了標(biāo)準(zhǔn)鐵磁不銹鋼板。圖8為電火花點火和激光點火的試驗裝置安裝布置。

圖8 點火器試驗臺布置示意圖Fig.8 Cayout of igniter test bed

3.3 試驗入口條件及時序

點火試驗在不同的點火器入口壓力、入口溫度、混合比以及點火時序條件下進(jìn)行。兩種點火器入口的推進(jìn)劑溫區(qū)如圖9所示。

圖9 兩種不同點火器入口的推進(jìn)劑溫區(qū)Fig.9 Inlet propellant temperatue range of two different igniers

電點火試驗中，氧化劑入口壓力為0.6～0.95 MPa，入口溫度為100～160 K；燃料入口壓力為0.5～1.2 MPa，入口溫度為130～180 K；相態(tài)經(jīng)歷了由氣液兩相反復(fù)交替過程，總混合比變化范圍是1.5～3.2。激光點火試驗中，氧化劑入口壓力為0.8～1.5 MPa，入口溫度為100～170 K；燃料入口壓力為0.9～1.3 MPa，入口溫度為140～180 K；相態(tài)經(jīng)歷了氣相到液相又回歸為氣相的過程，總混合比變化范圍是2.0～2.9，核心區(qū)混合比范圍4～40。

電火花點火和激光點火的時序如圖10所示，為保證試驗安全進(jìn)行，試驗增加了產(chǎn)品吹除時序。

圖10 液氧/液甲烷點火時序圖Fig.10 Timing sequence of igniter hot-fire test

3.4 試驗結(jié)果與討論

3.4.1 推進(jìn)劑相態(tài)研究

試驗首先進(jìn)行電火花點火10次，全部點火成功，隨后進(jìn)行激光點火10次，全部點火成功，圖11分別為兩種點火試驗照片和試驗曲線。主要試驗結(jié)果總結(jié)見表1和表2。

在試驗中，存在激光點火推進(jìn)劑入口壓力相對電點火高的況下，推進(jìn)劑流量卻低于電點火工況的現(xiàn)象，該現(xiàn)象與點火方式無關(guān)，可能是由于該工況下，電點火推進(jìn)劑的溫度相比激光點火器更低，此時推進(jìn)劑屬于液態(tài)，而激光點火器的推進(jìn)劑已經(jīng)處于氣相所導(dǎo)致的。此外，還存在激光點火室壓相較電點火更平穩(wěn)的現(xiàn)象，這是由于該工況下，激光點火器屬于單一氣相供應(yīng)，故室壓穩(wěn)定，而電點火器在入口推進(jìn)劑為液態(tài)，發(fā)動機(jī)點火過程導(dǎo)致頭部溫度升高，使得入口的推進(jìn)劑發(fā)生一定程度的氣化，從而導(dǎo)致室壓出現(xiàn)了波動。

圖11 液氧/液甲烷點火試驗Fig.11 Hot-fire test of LOX/LCH4

氧化劑入口壓力/MPa燃料入口壓力/MPa氧化劑入口溫度/K燃料入口溫度/K入口相態(tài)氧化劑流量/(g·s-1)燃料流量/(g·s-1)混合比核心混合比點火0.9330.871116139液相22.837.153.195.67Y0.9220.863116139液相22.136.913.25.69Y0.9011.133117140液相20.7411.691.773.15Y0.8981.172117153液相————Y0.8110.898154177氣相11.513.543.545.77Y0.8390.910158182氣相12.063.593.595.96Y0.7950.803123164氣相11.183.053.666.50Y0.6180.529101133液相16.106.352.534.50Y0.6110.515101136液相15.465.912.624.65Y0.650.535124153氣相8.882.563.466.39Y

表2 液氧/液甲烷激光點火試驗總結(jié)

3.4.2 混合比邊界特性研究

后續(xù)點火器又進(jìn)行了混合比邊界特性電點火試驗，共進(jìn)行了429次點火，經(jīng)過計算統(tǒng)計，初步得到了熄火參數(shù)與點火器核心混合比的分布關(guān)系，試驗核心混合比在4～40區(qū)間范圍，熄火參數(shù)(熄火參數(shù)的定義為：冷流室壓與燃燒室直徑的乘積，該文研究的是氣氧酒精點火特性，但該研究方法可以推廣到液氧/烴類)[21]在10～45之間，進(jìn)而得到可靠點火的邊界(如圖12所示)。本試驗產(chǎn)品的設(shè)計核心混合比為20，熄火參數(shù)為43，在邊界曲線之上，具有較高的可靠裕度，進(jìn)而保證了429次點火試驗的全部成功。該混合比邊界特性圖包含了3個點火器核心設(shè)計參數(shù)之間的關(guān)系，為類似點火器的設(shè)計提供基本參考依據(jù)。

圖12 熄火參數(shù)與核心混合比變化關(guān)系圖Fig.12 Relationship of quenching parameter and mixing ratio

3.4.3 火花能量邊界特性

后續(xù)試驗過程中，采用可調(diào)火花能量的激勵源進(jìn)行試驗，火花能量變化范圍40～100 mJ，未發(fā)生不點火現(xiàn)象，結(jié)合Aerojet公司的試驗研究情況[16]，合理的火花能量建議為55～65 mJ。

3.4.4 點火器脈沖與響應(yīng)特性

試驗進(jìn)行了點火器的脈沖特性考核(圖13)，進(jìn)行了10 s穩(wěn)態(tài)+80 ms脈寬×20個脈沖序列的點火試驗，可見脈沖一致性較好，但存在室壓偏低的問題，這可能是因為進(jìn)入點火器頭部內(nèi)的推進(jìn)劑經(jīng)過了氣化，使得推進(jìn)劑流量低于設(shè)計要求。后續(xù)將進(jìn)一步改進(jìn)頭部預(yù)冷措施，并保證推進(jìn)劑頭部相態(tài)的可調(diào)節(jié)。

圖13 液氧/液甲烷點火器典型脈沖序列曲線Fig.13 Impulse performance curve of LOx/LCH4 igniter

圖14為液氧/液甲烷點火器典型的起動響應(yīng)曲線。起動響應(yīng)時間為48 ms左右，基本滿足姿控發(fā)動機(jī)的使用要求。但是試驗燃燒室壓力相對較低，故該啟動加速性作為初步參考。

圖14 液氧/液甲烷點火器典型響應(yīng)特性曲線Fig.14 Response performance curve of LOx/LCH4 igniter

3.4.5 試驗結(jié)論

根據(jù)上述試驗分析，得到如下結(jié)論:

1) 對于液氧/液甲烷，電點火和激光點火兩種方案均能實現(xiàn)成功點火。

2) 電點火和激光點火試驗中，推進(jìn)劑入口相態(tài)均經(jīng)歷了氣相到液相的反復(fù)改變，但均實現(xiàn)可靠、重復(fù)點火。

3) 初始試驗中當(dāng)電點火火花能量恒定為300 mJ,激光點火火花能量恒定為177 mJ，說明在特定入口條件下，以上兩種能量能夠保證可靠、重復(fù)點火；后續(xù)采用可調(diào)火花能量的激勵源進(jìn)行試驗，得到可靠的點火能量40～100 mJ，根據(jù)國外經(jīng)驗，建議合理火花能量范圍55～65 mJ。

4) 本試驗中電點火激勵源功耗約48 W，激光點火激勵源平均功耗約5 W，可以得出在相同點火器設(shè)計與相近入口條件下，激光點火的電功耗相比電點火要低。但有必要進(jìn)一步開展可變功率激勵源的點火試驗研究，得出可靠、重復(fù)點火的最小激勵源功耗，從而減小激勵源尺寸，并同時測量不同激勵源的電磁干擾，以評估不同點火方式對推進(jìn)系統(tǒng)的影響。

5) 本試驗中得到可靠點火的混合比邊界特性，試驗核心混合比在4～40區(qū)間范圍，熄火參數(shù)在10～45之間，構(gòu)成了邊界特性曲線，在曲線上方為點火區(qū)，能夠保證點火可靠，未來設(shè)計值也應(yīng)落在該區(qū)間內(nèi)。

6) 本試驗中，液氧/液甲烷點火器的脈沖一致性與響應(yīng)特性良好，后續(xù)需要進(jìn)一步改進(jìn)設(shè)計，來實現(xiàn)頭部推進(jìn)劑相態(tài)控制。

7) 該液氧/液甲烷點火器可推廣應(yīng)用到液氧甲烷姿軌控發(fā)動機(jī)上，而液氧甲烷姿軌控發(fā)動機(jī)可以廣泛應(yīng)用在可重復(fù)使用天地往返飛行器、深空探測器、低成本上面級等領(lǐng)域。

4 總結(jié)與展望

本文針對液氧/甲烷電點火與激光點火方案進(jìn)行試驗研究，試驗表明在入口條件從氣態(tài)到液態(tài)的寬廣范圍內(nèi)兩種方案均能實現(xiàn)可靠、可重復(fù)點火；電火花點火和激光點火技術(shù)對液氧/液甲烷點火在原理上均可行。本試驗中采用了可調(diào)節(jié)火花能量激勵源進(jìn)行電點火試驗，初步得到了合理的點火能量邊界特性為55～65 mJ；此外還開展了可靠點火的混合比邊界特性試驗，得到可靠點火的核心混合比與熄火參數(shù)之間的關(guān)系，得到了可靠點火區(qū)間。以后進(jìn)行液氧甲烷發(fā)動機(jī)設(shè)計時，只需確保點火器工作參數(shù)落在邊界特性區(qū)域以內(nèi)，可實現(xiàn)液氧/甲烷可靠重復(fù)點火；液氧甲烷點火器的脈沖一致性與響應(yīng)特性良好。后續(xù)在電點火方面要繼續(xù)改進(jìn)設(shè)計，將電點火器集成到液氧甲烷姿軌控發(fā)動機(jī)頭部上，進(jìn)行發(fā)動機(jī)的性能試驗。此外，激光點火方面需加快研制集成式的激光火花塞，將激光器、光路、聚焦器等裝置集成于一體，進(jìn)一步簡化激光點火裝置，最終實現(xiàn)激光點火技術(shù)在發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用。