一种用于固液火箭发动机的可重复点火器的制作方法

本发明实施例涉及火箭发动机的点火启动领域，尤其涉及一种用于固液混合火箭发动机的可重复点火器。

背景技术：

固液火箭发动机一般采用液体氧化剂和固体燃料，在结构上兼备了液体火箭发动机和固体火箭发动机的共同特点，具有可重复点火、推力可调、环境性好、安全且经济性好等优点，可广泛应用于商业或军事领域。

点火装置是火箭发动机的关键部件之一，其作用为准确可靠地点燃推进剂，使之建立并进行稳定的燃烧。由于固液火箭发动机结构特性的不同，既有固体燃料药柱，又有液体氧化剂的喷注，因此其点火过程中既要有氧化剂的雾化，又要有燃料柱的加热分解。一个设计合理的点火装置，尤其是对于长期工作的固液混合火箭发动机来说，必须保证主装药的全部燃烧面在各种可能的条件下都能够在较短时间内可靠的点燃，迅速进入正常燃烧的工作状态，建立起预定的燃烧室压力。点火装置既要防止由于点火药量不足而点火不着、点火延迟时间过长以及点火不正常引起的断续燃烧，又要防止由于点火药量过大而造成初始压力急升、结构重量加大以及爆炸事故等。

目前，可选择的点火方式主要有自点火、烟火剂点火、火炬式点火以及激光点火等，其中烟火剂点火方式与自点火方式经过多年的发展已相对成熟。烟火剂点火具有结构简单、燃烧产物温度高且工作简单等优点，特别适合作为固体火箭发动机的点火方式。但烟火剂点火方式并不适合某些固液混合火箭发动机型号需要多次启动的要求，且在发动机地面试验时会面临一些阻碍：每次实验都需要重新安装点火药、点火头，准备时间太长；点火瞬间的震动会对整个实验系统产生影响；为了获得可重复性，点火药一般设计成药柱，需要专门设计模具浇注点火药柱,并进行机械加工，材料成本和时间成本都很高。自点火方式具有结构简单，工作性能良好等优点，可以作为固液火箭发动机的点火方式，但许多自燃液体推进剂存在热值不高、化学性质不稳定、有毒等问题，危险性较高，可能对操作人员造成伤害。除此之外，对于非自燃的推进剂组合并不适用自点火方式。

技术实现要素：

本发明实施例提供了一种用于固液火箭发动机的可重复点火器，能够实现固液火箭发动机的重复启动和固液火箭发动机地面试验台实验测试。

第一方面，提供了一种用于固液火箭发动机的可重复点火器，所述点火器包括：壳体，所述壳体内设有容腔，所述容腔内设有连接管，所述连接管的第一接口连接有甲烷进气口，所述连接管的第二接口连接有喷管；

所述连接管为中空结构，所述连接管内设有燃烧腔，所述连接管上顺次设有旋流喷孔和火花塞孔，所述壳体的侧壁上还设有与所述容腔连通的氧气进气口。

在一个可能的实施方式中，所述燃烧腔上设置有四个旋流喷孔。

在一个可能的实施方式中，所述四个旋流喷孔周向错位分布在所述燃烧腔上，用于使容腔内氧气经过旋流喷孔进入燃烧腔后形成旋流。

在一个可能的实施方式中，所述容腔为环形腔室，位于所述连接管与所述壳体之间。

在一个可能的实施方式中，所述火花塞孔对称设置在所述连接管的两侧，且所述火花塞孔的电极区延伸至所述燃烧腔。

在一个可能的实施方式中，所述壳体的一端的还设置有安装螺纹，通过所述安装螺纹将所述点火器安装在固液火箭发动机的喷注面板上。

在一个可能的实施方式中，所述甲烷进气口通过螺纹安装在所述壳体一端，所述螺纹为锥形螺纹。

在一个可能的实施方式中，所述喷管为拉瓦尔喷管。

在一个可能的实施方式中，所述点火器的点火延迟时间小于0.5s。

在一个可能的实施方式中，所述点火器为不锈钢材料制成。

本发明提供的一种用于固液火箭发动机的可重复点火器，能够进行重复点火，且点火能量高，能量释放迅速。其中本发明将旋流喷管周向错位分布设计在燃烧腔的外壁上，目的是在容腔内的氧气经旋流喷孔进入燃烧腔后，在燃烧腔内产生旋流，同时使氧气旋流与甲烷充分混合，避免了甲烷与氧气混合不均匀，提高了后续火花塞放电点火的成功率及点火器的可靠性；另一方面，本发明通过将旋流喷孔与拉瓦尔喷管结合应用，提高了点火器出口火焰稳定性，并且有效减小出口火焰发散角。本发明的点火器点火延迟时间小于0.5s。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种用于固液火箭发动机的可重复点火器结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种用于固液火箭发动机的可重复点火器中旋流喷管的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的一种用于固液火箭发动机的可重复点火器安装示意图；

图4为本发明实施例提供的一种用于固液火箭发动机的可重复点火器重复点火测试结果图；

图5为本发明实施例提供的一种用于固液火箭发动机的可重复点火器发动机实验点火延迟时间图；

标号注释：1-甲烷进气口，2-旋流喷管，3-氧气进气口，4-火花塞孔，5-火花塞孔，6-点火器安装螺纹，7-喷管，8-燃烧腔，9-连接管，10-容腔。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方法进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例指示本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动成果前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。

需要说明，若本发明实施例中有涉及方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后等)，则该方向性指示仅用于解释在解释某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系，运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

图1为本发明实施例提供的一种用于固液火箭发动机的可重复点火器的结构示意图，本发明所提供的点火器用于固液火箭发动机的重复启动和固液火箭发动机地面试验台进行实验，如图1所示，点火器包括壳体，壳体内设有连接管9，连接管9的第一接口连接有甲烷进气口1，连接管9的第二接口连接有喷管7，连接管9上顺次设置有旋流喷孔2与火花塞孔。其中甲烷进气口通过螺纹安装在壳体一端，为了保证点火器的密封效果，甲烷进气口1的安装螺纹采用锥形螺纹，螺纹大小和锥度根据固液火箭的发动机结构尺寸确定。喷管7采用的是拉瓦尔喷管结构，目的是提高燃烧温度，并通过喷射高温燃气提高点火能量的利用率，另外，拉瓦尔喷管的喉部直径的尺寸根据固液火箭的发动机点火所需要的能量以及点火器上游和下游的工作压强确定的。

图2为本发明实施例提供的一种用于固液火箭发动机的可重复点火器中旋流喷管的结构示意图，如图2所示，连接管9为中空结构，连接管9内设有燃烧腔8，其中，四根旋流喷管2周向错位分布在燃烧腔8的外壁上，燃烧腔8通过四个旋流喷管2与用于氧气环流的容腔10连通，其中容腔10与点火器外壁连接处还设置有氧气进气口3。其中当四根旋流喷管2分别沿燃烧腔8的外圆周相切时，氧气与甲烷的混合效果达到最佳。采用周向错位方式设计的目的是，由氧气进气口3向容腔10内通入氧气，氧气在容腔10内进行环流后，氧气再经过四个旋流喷管2进入燃烧腔8，并在燃烧腔8内产生顺时针或逆时针的高速旋流，便于在燃烧腔8内与甲烷高效混合，由此避免了甲烷和氧气的混合不均匀，提高了后续火花塞放电点火的成功率及点火器的可靠性。另外，为了保证了点火器的强度和密封性，将氧气进气口3焊接在点火器的侧壁上。

壳体内还包括沿连接管9对称设置的用于装载火花塞的火花塞孔4和火花塞孔5，其中火花塞孔4和火花塞孔5的电极区与燃烧腔8相接触。在火花塞装配到对应的火花塞孔后，两个对置的火花塞在燃烧腔8内形成放电区。其中火花塞可以是特种耐高温火花塞，也可以是汽车、摩托车使用的普通火花塞。

图3为本发明实施例提供的一种用于固液火箭发动机的可重复点火器安装示意图，如图3所示，点火器通过点火器安装螺纹6安装在固液火箭的发动机面板上，并使喷管7对准药柱内壁，为了保证点火器的密封效果，点火器安装螺纹6同样采用锥形螺纹，螺纹大小和锥度由固液火箭的发动机结构尺寸确定。

另外，点火器的制作材料采用不锈钢，目的是满足强度和防热方面的需要。点火器的主体长度80～150mm，点火器的外径、内径均由所装备的固液火箭的发动机结构尺寸确定。

本发明中点火器接收到点火指令后，甲烷进气口与氧气进气口的阀门打开，点火电源接通，火花塞开始放电，氧气通过旋流喷管产生旋流后与甲烷充分混合，当混合后的气体经过火花塞的放电区域后迅速燃烧，同时产生高温高压燃气，最后通过喷管喷出。启动一段时间后，固液火箭发动机氧化剂开始喷注，在点火器作用下氧化剂来流充分雾化分解并接触药柱燃料开始正常燃烧，当到达点火时间后点火器停止工作，至此点火完成，发动机正常启动。

若再次接收到点火指令后，重复上述步骤，直至达到点火时间后，点火器停止工作，点火完成，发动机正常启动。如图4所示，本繁忙实施例提供的点火器重复点火测试结果。由于重复点火测试是手动控制，无法得出准确的点火延迟时间，所以进行了发动机实际点火实验，实验结果如图5所示，点火延迟时间小于0.5s。

以上对发明的具体实施方式进行了详细说明，但是作为范例，本发明并不限制与以上描述的具体实施方式。对于本领域的技术人员而言，任何对该发明进行的同等修改或替代也都在本发明的范畴之中，因此，在不脱离本发明的精神和原则范围下所作的均等变换和修改、改进等，都应涵盖在本发明的范围内。