适用于头部喷注过氧化氢的固液火箭发动机环形点火器

摘要

本发明公开一种适用于头部喷注过氧化氢的固液火箭发动机环形点火器，安装在前燃烧室内，包括壳体、点火燃料与点火线。壳体为环形容腔；壳体内部填充点火燃料，通过点火线引燃；壳体内环侧壁上开有传火孔。由此，通电点火线引燃点火燃料，产生点火燃气由传火孔沿前燃烧室径向喷注；随后喷注器集液腔内供给氧化剂，氧化剂由喷注孔喷入前燃烧室被点火燃气加热气化，产生高温富氧燃气，对药柱表面加热，使药柱分解气化与高温富氧燃气混合燃烧，实现发动机的点火启动。本发明的优点为：可用于大流量液体氧化剂喷注，使发动机迅速启动；且结构紧凑、对发动机其他结构的影响小；解决了固液发动机点火启动过程中，对液体氧化剂和固体燃料加热气化的需求。

说明书

技术领域

本发明涉及火箭发动机的点火启动技术领域，具体来说，是一种固液火箭发动机的点火 器，尤其适用于从发动机头部喷注的高浓度过氧化氢，如90%浓度过氧化氢作为液体氧化剂 的固液火箭发动机的单次点火。

背景技术

固液火箭发动机作为一种化学火箭发动机，相较于发展比较成熟的液体火箭发动机和固 体火箭发动机，有安全性好但点火启动相对困难的特点。液体火箭发动机通常有多次启动的 要求，除自燃点火外，常见的方式有采用多个烟火点火器或者设有额外的可多次启动的点火 系统；前者通常是柱状结构，安装于发动机的燃烧室外，通过导焰管把点火器产生的火焰引 入燃烧室；而后者结构复杂。固体火箭发动机一般不能实现多次点火启动，常用的都是采用 点火药包或者点火发动机的方式进行点火，通常安装于发动机燃烧室内，多数采用柱状或圆 环等可烧毁结构，点火器产生的燃气对准固体推进剂药柱表面喷射。由于固液火箭发动机有 与固体发动机相似的固体燃料药柱，有与液体火箭发动机相似的液体氧化剂喷注，在发动机 的点火启动过程中，既要使液体氧化剂喷注后气化，又要使固体燃料药柱加热分解气化，对 点火能量的输入有空间及时间上的要求，因此其点火器设计及使用需满足位置与时机的条件。

对于非自燃推进剂组合，固液火箭发动机的点火启动技术，借鉴了固体或液体火箭发动 机的思路，多数采用单独的点火器，因为氧化剂通常在发动机前部进入发动机，所以点火器 的能量输入位置通常在发动机的前部，即前燃烧室的空间内。而又因发动机采用不同的氧化 剂/固体燃料组合，点火器在形式和作用对象上有所不同。对于气体氧化剂，如气氧，或者极 易气化的液体氧化剂如氧化亚氮，可采用瞬时（≤50ms）能量释放装置，如球形或圆柱形 的火药包进行点火启动，这种方式在小型试验发动机中被广泛采用。另外，可利用单独的点 火燃料供应系统，如酒精、甲烷、氢气等与单独的或者发动机本身的氧化剂点火产生火炬， 对固液火箭发动机进行点火，这种点火方式类似于液体火箭发动机的火炬式点火系统，对发 动机的适应性更广，无论是气体氧化剂还是液体氧化剂都可以适用，因此更广泛地运用到各 类试验发动机中。但由于其结构复杂，通常不在产品级的发动机中所采用。

对使用过氧化氢为氧化剂的固液火箭发动机，其点火启动的过程中，燃烧室环境为常温 常压（低空）或者低温低压（高空）状态，而过氧化氢饱和蒸汽压低，常温或低温下不易气 化。但是，过氧化氢分解会产生大量热量，例如90%过氧化氢完全分解，产物温度为1028K， 分解产物为氧气和水，但这一能量不足以使发动机迅速点火启动。通常情况下，过氧化氢都 会进行催化使其分解，使其气态分解产物进入燃烧室与固体燃料燃烧。其通常的点火方式为 额外喷注或设置点火燃料与催化分解产物燃烧，产生更高的能量，使发动机点火启动。这种 方式不仅单次可用，还可以实现多次点火。但其点火启动延迟较大，通常在1s以上，并且其 结构由于催化床和点火燃料供应系统的存在而变得复杂，可靠性和安全性降低，并且发动机 关机时容易出现滞留氧化剂爆炸的危险，特别是对于仅单次启动的发动机，系统过于累赘。 这些因素，限制了催化点火方式在过氧化氢固液火箭发动机上的应用。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供一种点火启动迅速可靠，结构简单紧凑，结构安全性好， 适用于头部喷注过氧化氢的固液火箭发动机单次点火器，并提出其在固液火箭发动机中的使 用方法，实现发动机的迅速可靠的点火启动。

本发明适用于头部喷注过氧化氢的固液火箭发动机环形点火器，包括壳体、点火燃料与 点火线。其中，壳体为具有内、外环形侧壁的环形容腔结构；壳体内部填充有由发火材料与 燃料构成的点火燃料；壳体内环侧壁周向上开有传火孔；内环侧壁内表面还铺设有密封带， 通过密封带将传火孔密封；所述点火线一端为通电产生火花的点火头，埋设于位于壳体内部 的发火材料中；另一端为电导线，由传火孔处引出。

上述壳体顶面固定于发动机中的喷注器面板下表面上；点火线的导电端依次穿过发动机 的前燃烧室、药柱通道后，从发动机喷管中引出。

通过上述结构点火线通电从而启动点火器工作；点火线通电后，引燃点火燃料中的发火 材料，从而燃料被引燃而迅速燃烧，产生的点火燃气；点火燃气冲破密封带，由传火孔沿前 燃烧室径向喷注；间隔一定时间后，开始向喷注器集液腔内供给液体氧化剂，液体氧化剂在 喷注器集液腔内积聚，产生一定压力，进而通过喷注器面板上的喷注孔向前燃烧室喷入液体 氧化剂射流，液体氧化剂经过点火器内环通道时被点火燃气加热，实现液体氧化剂喷注进前 燃烧室后立即热解气化，实现发动机的迅速启动。加热后的液体氧化剂分解产生高温富氧燃 气，随后进入燃烧室内的药柱通道对药柱表面进行加热，使药柱分解气化与高温富氧燃气混 合燃烧，从而实现发动机的点火启动。

本发明的优点在于：

1、本发明点火器通过点火器壳体紧贴喷注器面板的安装形式，使得所有液体氧化剂喷注 进前燃烧室即热解气化，使发动机可迅速启动；

2、本发明点火器通过点火器径向传火孔使点火燃气在径向上喷射，点火燃气释放的能量 在平面上集中释放，可用于大流量液体氧化剂的喷注；

3、本发明点火器采用环形结构壳体，并安装于喷注器面板上，使点火器位于前燃烧室内 的低温区，同时避开了氧化剂对点火器结构的正面冲刷，使点火器壳体具有很好的热防护与 结构完整性，在发动机长时间工作中不威胁发动机的稳定工作；且使得点火器可采用普通低 成本材质；

4、本发明点火器通过螺栓安装于喷注器面板上，充分利用前燃烧室的空间，使整个点火 器结构紧凑、对发动机其他结构的影响小；

5、本发明点火器通过点火器壳体与发动机前燃烧室圆柱形结构在尺寸上的匹配设计，使 点火器可通过设计不同的内外径尺寸来适应不同发动机尺寸的优点；

6、本发明点火器释放的能量不直接作用于固体燃料药柱，而是通过加热液体氧化剂射流， 使其分解产生高温富氧燃气，通过高温富氧燃气加热固体燃料药柱表面，使固体燃料表面分 解气化，与高温富氧燃气混合燃烧，同时解决了固液发动机点火启动过程中，对液体氧化剂 和固体燃料加热气化的需求。

附图说明

图1点火器结构以及点火器在发动机中的安装方式示意图；

图2点火器工作以及发动机点火过程示意图。

图中：

1-发动机           2-点火器           3-安装螺钉          4-密封圈

5-点火燃气         6-液体氧化剂       7-高温富氧燃气      101-前燃烧室

102-喷注器集液腔   103-喷注器面板     104-药柱通道        105-药柱

106-发动机喷管     107-喷注孔         201-壳体            202-点火燃料

203-点火线         204-传火孔

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明。

本发明适用于头部喷注过氧化氢的固液火箭发动机的环形点火器2，应用于的过氧化氢 固液火箭发动机；安装于发动机1的前燃烧室内101，如图1所示，包括壳体201、点火燃 料202与点火线203。

所述壳体201为具有内、外环形侧壁的环形容腔结构，采用碳钢材料制成；整个容腔有 一定的结构强度，可承受点火器2工作时容腔内的压力。点火器2的壳体201内部填充有由 发火材料与燃料构成的点火燃料202；其中，发火材料为可实现瞬间发火的材料，如：黑火 药；而燃料可实现持续燃烧，如固体推进剂；点火燃料202的装填药量依发动机1的喷注器 集液腔102内的液体氧化剂流量大小而定，满足点火器持续工作时间t1和t2的要求；其中， t1为氧化剂喷注与点火器2启动工作的间隔时间，即是点火器2开始工作的时刻与液体氧化 剂射流进入前燃烧室101的时刻之差，t1值要大于0；t2是点火器2释放的燃气对氧化剂 射流的持续加热时间，即液体氧化剂射流进入前燃烧室101的时刻与点火器2停止工作的时 刻之差，t2视具体发动机1的氧化剂喷注射流的质量流量及点火器2释放的燃气射流质量流 量而定，一般在100ms以上。

在点火器2的壳体201内环侧壁周向上均匀开有传火孔204，用于喷射点火燃气；使点 火燃料202释放的能量在平面上集中释放，可用于发动机1的喷注器集液腔102内大流量 液体氧化剂的喷注。点火器2的内环侧壁内表面铺设有密封带，通过密封带将传火孔204密 封，防止在未进行点火时，壳体201内的点火燃料202由传火孔204处泄漏；而在点火器 2工作时，点火燃气202可冲破密封带喷入前燃烧室101；所述密封带采用锡箔纸。

上述发火材料通过点火线203引燃；所述点火线203一端为通电产生火花的点火头， 埋设于位于壳体201内部的发火材料中；另一端为电导线，由点火器上的传火孔204处引 出。

本发明点火器2通过安装螺栓3与密封圈4实现与发动机间的连接固定，具体为：将壳 体201顶面通过安装螺栓3固定于发动机1中的喷注器面板103下表面上，安装螺栓3由 喷注器面板103上表面穿过喷注器面板103与点火器2的壳体201顶面固连，壳体201上 表面紧贴喷注器面板103下表面；由此使点火器2位于前燃烧室101内的低温区，同时避 开了液体氧化剂对点火器2结构的正面冲刷，使点火器2的壳体201具有很好的热防护与结 构完整性；且在发动机1长时间工作中不会影响发动机1的稳定工作。点火线203的导电端 依次穿过发动机1的前燃烧室101、药柱通道104后，从发动机喷管106中引出。上述安 装螺栓3采用国标尺寸，碳钢材料制成，安装螺栓3与喷注器面板103间通过丁氰橡胶材质 的密封圈4密封，从而隔绝液体氧化剂通过安装孔进入发动机1的前燃烧室101内。由于在 喷注器集液腔102内注入液体氧化剂后，安装螺钉3会浸泡于液体氧化剂中，因此安装螺钉 3在安装前需进行去油去污处理。

根据本发明点火器2的安装位置，将点火器2的壳体201外径制成与前燃烧室101内 径相匹配，且将点火器2的壳体201内径与喷注器面板103上的喷注孔107覆盖区域的外 径相匹配(即发动机1喷注器面板103上的喷注孔107位于壳体201在喷注器面板103上 投影的内环内)，通过此种结构可充分利用前燃烧室101的空间，与不同发动机2的燃烧室 尺寸及喷注范围相匹配。

如图2所示，采用本发明点火器2的发动机1在点火启动时，点火器2由点火线203 通电而启动工作；点火线203通电后，引燃点火燃料202中的发火材料，从而燃料被引燃 而迅速燃烧，产生的点火燃气5；点火燃气5冲破密封带，由传火孔204沿前燃烧室101 径向喷注；间隔一定时间t1后，开始向喷注器集液腔102内供给液体氧化剂6，液体氧化 剂6在喷注器集液腔102内积聚，产生一定压力，进而通过喷注器面板103上的喷注孔107 向前燃烧室101喷入液体氧化剂6射流，液体氧化剂6经过点火器2内环通道时被点火燃 气5加热，实现液体氧化剂6喷注进前燃烧室101后立即热解气化，实现发动机1的迅速 启动。加热后的液体氧化剂分解产生高温富氧燃气7，随后进入燃烧室内的药柱通道104对 药柱105表面进行加热，使药柱105分解气化与高温富氧燃气7混合燃烧，从而实现发动 机1的点火启动。由此所有液体氧化剂6喷注进前燃烧室即热解气化，使发动机1迅速启动。 上述发动机1点火启动的过程，由于点火器2释放的能量不直接作用于固体燃料药柱105， 而是通过加热液体氧化剂6射流，使其分解产生高温富氧燃气7，通过高温富氧燃气7加热 固体燃料药柱105表面，使固体燃料表面分解气化，与高温富氧燃气7混合燃烧，同时解决 了固液发动机1点火启动过程中，对液体氧化剂6和固体燃料加热气化的需求。

通过上述结构的点火器2，以及点火器2的安装位置、喷火方式与氧化剂喷注配合时间 的设置，使的大流量液体过氧化氢固液火箭发动机1点火启动快速，点火延迟时间约 100ms~300ms，远短于过氧化氢催化点火的1s量级。