氢氧火炬点火器低压燃烧流动仿真研究

王艳; 方杰; 杨进慧; 蔡国飙

doi:10.13224/j.cnki.jasp.20200552

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氢氧火炬点火器低压燃烧流动仿真研究

燃烧、传热、传质 | 更新时间：2025-04-07

- 氢氧火炬点火器低压燃烧流动仿真研究
- Simulation study on combustion flow in low⁃pressure condition of hydrogen⁃oxygen torch ignitor
- 航空动力学报 2021年36卷第11期页码：2344-2352
- 作者机构：
  
  1.北京航空航天大学宇航学院，北京 100191
  2.中国航天科技集团有限公司北京航天动力研究所，北京 100076
- 作者简介：
  
  王艳（1993-），女，博士生，研究方向为液体火箭发动机技术。
- 基金信息：
- DOI：10.13224/j.cnki.jasp.20200552
  中图分类号：
- 稿件说明：
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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.

Yan WANG, Jie FANG, Jinhui YANG, 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.
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. DOI： 10.13224/j.cnki.jasp.20200552.

Yan WANG, Jie FANG, Jinhui YANG, 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. DOI： 10.13224/j.cnki.jasp.20200552.

摘要

为研究低压条件下氢氧喷注间距及液滴粒径对氢氧火炬式电点火器燃烧流动的影响规律，结合DPM离散相模型，采用6组分16步氢氧反应机理，选取考虑湍流燃烧效应的涡耗散概念燃烧模型进行仿真计算，并将结果与试验结果进行比对，温度结果符合得较好，压强计算偏差在5%以内，验证了仿真模型的准确性。仿真结果表明：低压条件下，氢氧喷注间距增加时，点火器头部内壁温度升高，室压降低，燃烧长度缩短；液氢液滴直径增大时，点火器头部内壁温度升高，室压降低，燃烧长度变长；改变液氧液滴直径对点火器燃烧流动影响较小。

Abstract

The effects of hydrogen⁃oxygen injection interval and droplet mean diameter on the combustion flow of the low⁃temperature liquid hydrogen and liquid oxygen torch electric ignitor in low⁃pressure condition were investigated by numerical simulation.Discrete phase model（DPM） and 16⁃step，6 species hydrogen⁃oxygen chemical reaction mechanism were applied for the analysis.Considering the turbulent combustion effect，the eddy dissipation concept combustion model was utilized for simulation calculation.The temperature results obtained by simulation were in good agreement with those obtained by experiment，and the deviations of pressure were within 5%，thereby verifying the accuracy of the numerical models.As the results shown，under low⁃pressure condition，when the hydrogen⁃oxygen injection interval increased，the ignitor head inner wall temperature increased，the chamber pressure decreased，and the combustion length decreased.The larger liquid hydrogen droplets diameter resulted in the longer combustion length and higher head inner wall temperature，besides，the pressure in the ignitor chamber was slightly reduced.The diameter of liquid oxygen droplets had little effect on combustion flow of the ignitor.

关键词

Keywords

references

REPAS G A . Hydrogen‑oxygen torch ignitor [R]. NASA TM‑106493 , 1994 .

LIANG P Y . Modeling of SSME fuel preburner ASI [R].NASA N92 ‑32259 , 1992 .

OECHSLEIN W . Status of the Vinci combustion chamber vacuum ignition tests [R]. AIAA⁃2004⁃3531 , 2004 .

HENSEL C , WIEDMANN D , OECHSLEIN W , et al . Ignition aspects of the Vinci thrust chamber [R]. AIAA⁃2002⁃4008 , 2002 .

HENDERSON J , FOUST R . RL10⁃Three decades of H 2 /O 2 space engine evolution,capabilities for the future [R]. AIAA 91⁃3622 , 1991 .

吴宏斌 . 国外氢氧火箭发动机的火药点火器和电点火器 [J]. 导弹与航天运载技术 , 1994 （ 5 ）: 32 ⁃ 42，76 .

WU Hongbin . Pyrotechnic igniters and electrical spark igniters for LOx/LH 2 rocket engines [J]. Missiles and Space Vehicles , 1994 （ 5 ）: 32 ⁃ 42，76 . （in Chinese）

朱森元 . 氢氧火箭发动机及其低温技术 [M]. 北京 : 国防工业出版社 , 1995 .

ANOOP A , ASSIZ M P , MANU M J . Optimization of length of mixing zone in GH 2 ⁃GO 2 based torch igniter,applying numerical techniques [J]. Applied Mechanics and Materials , 2014 ,592/ 593 / 594 : 1692 ⁃ 1696 .

孙纪国 , 王剑虹 . 低温富燃火炬点火器研究 [J]. 导弹与航天运载技术 , 1999 （ 6 ）: 3 ⁃ 5 .

SUN Jiguo , WANG Jianhong . Study on cryogenic fuel⁃rich spark igniter [J]. Missiles and Space Vehicles , 1999 （ 6 ）: 3 ⁃ 5 . （in Chinese）

孙纪国 , 王珏 . 高混合比火炬式电点火器试验研究 [J]. 推进技术 , 2000 ， 21 （ 1 ）: 34 ⁃ 36 .

SUN Jiguo , WANG Jue . Experimental study on high mixture ratio torch ignitor [J]. Journal of Propulsion Tecnology , 2000 ， 21 （ 1 ）: 34 ⁃ 36 . （in Chinese）

俞南嘉 , 蔡国飙 , 张国舟 , 等 . 富氧预燃室初步试验研究 [J]. 宇航学报 , 2006 , 27 （ 5 ）: 834 ⁃ 838 .

YU Nanjia , CAI Guobiao , ZHANG Guozhou , et al . Initial experiment research of oxidizer⁃rich preburner [J]. Journal of Astronautics , 2006 , 27 （ 5 ）: 834 ⁃ 838 . （in Chinese）

郭田莉 , 孙慧娟 . 氢氧火炬式电点火系统研究 [J]. 战术导弹技术 , 2015 （ 3 ）: 55 ⁃ 59 .

GUO Tianli , SUN Huijuan . Research on torch ignition system of LOx/LH 2 engine [J]. Tactical Missile Technology , 2015 （ 3 ）: 55 ⁃ 59 . （in Chinese）

郭田莉 , 孙慧娟 . 火炬式电点火系统点火能量的正交试验研究 [J]. 导弹与航天运载技术 , 2016 （ 2 ）: 90 ⁃ 93，96 .

GUO Tianli , SUN Huijuan . Orthogonal testing study on ignition energy of a torch ignition system [J]. Missiles and Space Vehicles , 2016 （ 2 ）: 90 ⁃ 93，96 . （in Chinese）

杨进慧 , 王朝晖 , 左安军 , 等 . 氢氧火炬式电点火器燃烧流动分析 [J]. 导弹与航天运载技术 , 2019 , 368 （ 3 ）: 45 ⁃ 48 .

YANG Jinhui , WANG Zhaohui , ZUO Anjun , et al . Combustion flow analysis of the hydrogen⁃oxygen torch igniter [J]. Missiles and Space Vehicles , 2019 , 368 （ 3 ）: 45 ⁃ 48 . （in Chinese）

王振国 . 液体火箭发动机燃烧过程建模与数值仿真 [M]. 北京 : 国防工业出版社 , 2012 .

蔡国飙 . 液体火箭发动机气气燃烧及气气喷注器技术 [M]. 北京 : 国防工业出版社 , 2012 .

聂万胜 , 丰松江 . 液体火箭发动机燃烧动力学模型与数值计算 [M]. 北京 : 国防工业出版社 , 2011 .

庄逢辰 . 液体火箭发动机喷雾燃烧的理论、模型及应用 [M]. 长沙 : 国防科技大学出版社 , 1995 .

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