点火炬是液体火箭发动机重要的一部分，本文阐述研发过程中的一些理论研究。点火炬的参考资料很少，作者在设计中感到点火炬似乎没有公开成型的设计思路，所以将本团队在研发过程中积累的一些经验分享。文章中错误的地方请指正。本文中数据采用气氧气甲烷，设计参数为3t级别液氧甲烷发动机，点火炬喷出气体应是富燃气体，本文中采用氧燃比在4:1到3:1之间，本文中仿真不考虑壁面热交换，加有气甲烷再生冷却的点火炬已经仿真设计完成，但是没有整理数据。设计完成之后该点火炬设计方案将静置一周进行“第十人理论”的验证，然后进行加工点火验证

通常火炬式点火炬不进行冷却，但因为某些原因笔者选用了气甲烷来做再生冷却

第一版经典构型：180度直喷对撞

结果：仿真显示由于气氧压强高于气甲烷，且气氧质量较重，直接对撞导致气甲烷被“撞回”直喷管中，在气氧喷管附近掺混燃烧，导致该出口处温度压强比较高，与预设差异过大，放弃该方案。（注：图一仿真与下表数据不同，仅作直观对照）

改进构型版本：气氧路与甲烷路斜撞，仍然出现此类问题，后更改为不对称对撞，掺混效果比较良好，但发现斜撞会在一截面出现非常高的温度，经仿真验证，即使采用气甲烷进行再生冷却仍然无法将温度降至许用范围内。经咨询，行业级通常在此处通一路气体形成气膜冷却，但是对加工精度要求较高，故完全放弃优化两路直喷对撞的方案，改用气膜冷却+再生冷却。

下图1为某文章中对于带有排放冷却气膜的火炬点火器设计简图，图二为不对称对撞仿真结果

气膜冷却版采用6个成某一角度的斜切甲烷喷注器与中心气氧喷注器，获得了比较好的冷却效果，但在初期迭代中发现喷注器区域压力异常升高，经过多次仿真之后分析是外圈甲烷喷注器气流撞击底部倾斜收敛段，导致甲烷回流与气氧出口掺混燃烧，造成压力异常升高

上图为仿真甲烷流动迹线，可见有相当一部分甲烷回流

在此版本基础上优化了甲烷喷注器角度，全部向内倾斜某一角度，得到了理论上较好的气膜冷却设计

关于计算理论我认为不用再从资料上抄下来放帖子里了

总结:如果您要设计点火炬而不采用180°对撞时，建议您采用上述构型

上述仿真由4位同学连续仿真调试一周得到，共计进行改动设计，仿真交叉验证流程50余次，数据记录略有混乱，上图中可能会存在文字与图片存在差异的地方，请指出改正多多包涵。

本团队共有10余名志于商业航天的爱好者，线下办公地点位于哈尔滨某高校院内实验室，共计300余平研发空间，实验室部分区域为半开放，欢迎爱好者前来交流讨论。目前正在进行3t小型电泵循环液氧甲烷发动机的电泵-箭载燃气发电涡轮系统设计迭代及整套发动机的设计，拟在下半年通过某些资源融资创业。本团队均为科班出身，理论根基深厚而实践能力不足，欢迎各位爱好者前来讨论，斧正，合作，甚至加入，为我们注入新鲜的，实践至上思路与血液。联系方式qq3973179779