CN111365145B - 一种用于火箭发动机的可重复使用的点火器 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种用于火箭发动机的可重复使用的点火器，包括：外电极和内电极，所述外电极和内电极之间设有用于容纳电控固体推进剂的燃烧腔；所述外电极环绕在所述燃烧腔的周围，所述内电极插装在所述电控固体推进剂内；导电组件，包括与所述外电极、内电极电联的外电极导电组件和内电极导电组件；所述外电极上设有与所述燃烧腔连通的喷口；所述燃烧腔近所述喷口端设有连通腔，所述连通腔内未填充所述电控固体推进剂，用于电控固体推进剂被点燃后产生的气体向喷口流动。本发明提供的点火器能实现多次点火，可重复使用，且点火强度可控。

Description

一种用于火箭发动机的可重复使用的点火器

技术领域

本发明涉及发动机的点火启动技术领域，尤其是一种用于火箭发动机的可重复使用的点火器。

背景技术

液体冲压火箭发动机采用液体燃料，具有速度快、高机动弹道、以及射程远等优点。电控固体推进剂一般采用高氧含量的氧化剂和粘合剂，具有可重复点火、燃速可控、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。

点火装置是液体冲压火箭发动机的关键部件之一，其作用为准确可靠地点燃燃料，使其建立并进行稳定燃烧。然而，在高速气流中组织稳定燃烧要求燃料的喷射、雾化、燃料空气混合和燃烧反应要在短时间完成，因此必须要有足够的点火能量才能点燃可燃混合物。对于以液体碳氢为燃料的液体冲压火箭发动机，需经历液滴破碎、雾化、蒸发、混合，造成燃料总着火延迟时间远高于其在燃烧室内的驻留时间，因此要实现在有限长度、高速气流下燃烧室燃料的点火、火焰传播、火焰维持及稳定燃烧十分困难。

目前，针对液体冲压火箭发动机比较常用的点火方式主要包括：射流点火，通过向燃烧室中注入高能气流实现点火，点火系统与燃烧室结构相对独立，点火能量的强弱、点火位置、作用方式等易于控制和调节，但是不能多次点火，且液体燃料流量大易使点火器淬熄，使燃烧不稳定。此外，较常用的点火方式还有烟火剂点火、自点火、火炬式点火以及激光点火等，其中烟火剂点火方式发展较为成熟，具有结构简单、燃烧产物温度高等优点，但其不能多次点火，点火危险性高、点火装置安装准备时间长等都会影响液体冲压火箭发动机点火可靠性和稳定性。

发明内容

本发明提供一种用于火箭发动机的可重复使用的点火器，用于克服现有技术中液体冲压火箭发动机点火、燃烧不稳定，且不能多次重复点火等缺陷。

为实现上述目的，本发明提出一种用于火箭发动机的可重复使用的点火器，包括：

外电极和内电极，所述外电极和内电极之间设有用于容纳电控固体推进剂的燃烧腔；

所述外电极环绕在所述燃烧腔的周围，所述内电极插装在所述电控固体推进剂内；

导电组件，包括与所述外电极、内电极电联的外电极导电组件和内电极导电组件；

所述外电极上设有与所述燃烧腔连通的喷口；

所述燃烧腔近所述喷口端设有连通腔，所述连通腔内未填充所述电控固体推进剂，用于电控固体推进剂被点燃后产生的气体向喷口流动。

与现有技术相比，本发明的有益效果有：

1、本发明提供的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，通过导电组件给外电极、内电极同时通电，实现对电控固体推进剂的点燃，从而实现火箭发动机点火，通电即可实现点火，点火所需时间短；而停止通电后点火器即停止工作。因此，本发明提供的点火器能实现多次点火，可重复使用。

2、本发明提供的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，通过在点火器内设置燃烧腔，并在燃烧腔内填充电控固体推进剂，可有效避免现有技术中液体燃料流量大易使点火器淬熄的现象。

3、本发明提供的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，可通过改变输入的电压大小，来调控电控固体推进剂燃速，从而控制点火强度。

4、本发明提供的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，结构简单，且与燃烧室结构相对独立，点火位置便于控制和调节。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为实施例1提供的用于火箭发动机的可重复使用的点火器结构图；

图2a为实施例1提供的用于火箭发动机的可重复使用的点火器中导电组件结构图；

图2b为实施例1提供的用于火箭发动机的可重复使用的点火器中导电组件截面图；

图3a为实施例1提供的用于火箭发动机的可重复使用的点火器中内电极结构图；

图3b为实施例1提供的用于火箭发动机的可重复使用的点火器中陶瓷绝缘件的截面图；

图4为实施例2中液体火箭发动机地面试验台结构图；

图5为实施例3中超燃冲压发动机地面试验台结构图。

附图标号说明：1-喷口，2-燃烧腔，3-外电极，4-内电极，5-陶瓷绝缘件，6-接线端子，7-电极柱，8-绝缘层，9-导电盘，10-导电杆，11-导电弹性插片，12-内环，13-外螺纹接口，14-弹性绝缘密封圈，15-供电单元，16-点火器，17-绝缘绝热保护套，18-尾部基座，19-发动机外螺纹接口，20-固定套筒，21-发动机凹腔内螺纹接口。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

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案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，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作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

本发明提出一种用于火箭发动机的可重复使用的点火器，包括：

外电极和内电极，所述外电极和内电极之间设有用于容纳电控固体推进剂的燃烧腔；

所述外电极环绕在所述燃烧腔的周围，所述内电极插装在所述电控固体推进剂内；

导电组件，包括与所述外电极、内电极电联的外电极导电组件和内电极导电组件；

所述外电极上设有与所述燃烧腔连通的喷口；

所述燃烧腔近所述喷口端设有连通腔，所述连通腔内未填充所述电控固体推进剂，用于电控固体推进剂被点燃后产生的气体向喷口流动。

外电极导电组件用于与所述外电极电联，使所述外电极带正电；

内电极导电组件用于与所述内电极电联，使所述内电极带负电。

优选地，所述电控固体推进剂为一种通电后能释放大量气体的新型含能材料。点火器通电后可立即点燃该电控固体推进剂，使该电控固体推进剂释放大量气体，从而实现点火。选择合适的电控固体推进剂以保证点火的稳定性。

优选地，所述导电组件包括接线端子，所述接线端子一端设置为同轴环形结构，包括内环和外环；

所述外电极导电组件为设置在所述外环上的外螺纹接口，用于与所述外电极螺纹连接；所述外环上的外螺纹接口为导电材质，其它部分为绝缘材质；

所述内电极导电组件为设置在所述内环内的导电弹性插片，用于与所述内电极插接；所述内环为绝缘材质。

接线端子内、外环的结构设计是为将电路的正、负极隔离，避免电路发生短路。

优选地，所述导电组件还包括供电单元，所述供电单元设置在所述接线端子的另一端；

所述供电单元包括两层供电层和两层分别用于包裹所述供电层的绝缘层；

所述供电单元与外部电源连接，所述外部电源通过两层所述供电层分别给所述外螺纹接口和所述导电弹性插片供电。

外部电源可以为直流、交流或是脉冲电，以快速点燃电控固体推进剂。

供电单元结构简单，且分布在导电组件一端可避免发动机外壁面布线，减小了发动机设计的复杂性，以增加发动机的安全性能。此外，供电单元的四层设计可有效避免两层供电层发生短路。

优选地，所述外螺纹接口与所述外电极的连接处设有弹性绝缘密封圈，以防止漏气，同时防止因通电使得外螺纹接口温度升高而破坏接线端子。

优选地，所述外电极与所述内电极通过陶瓷绝缘件固定连接；

所述陶瓷绝缘件位于所述燃烧腔内，两端分别嵌入所述外电极的内壁；

所述陶瓷绝缘件上开设至少一个通孔，所述内电极穿过所述通孔插装在所述电控固体推进剂内。

外电极与内电极通过陶瓷绝缘件隔离。优选地，所述陶瓷绝缘件由氧化铝耐高温陶瓷材料制成，以增强其耐高温性能。

优选地，所述内电极包括至少一根电极柱、导电盘和导电杆；

所述电极柱一端固定连接在所述导电盘的一侧，所述导电杆一端固定连接在所述导电盘的另一侧；

所述电极柱另一端穿过所述通孔插装在所述电控固体推进剂内；

所述导电杆另一端插入所述内环内，与所述导电弹性插片插接。

通电后，所述导电弹性插片将电传导到所述导电杆，所述导电杆再将电传导到所述导电盘，所述导电盘最终将电传导到所述电极柱。

电极柱的数量可根据实际点火需求进行设计，以增强点火器的适用范围。

电极柱、导电盘和导电杆均可导电，导电杆与内电极导电组件插接，导电杆通过内电极导电组件的电传导，可快速使整个内电极带负电。

优选地，所述电极柱侧边涂覆有绝缘层。当燃烧腔内电控固体推进剂填充量能将整个电极柱完全包覆时，所述电极柱侧边全部涂覆有绝缘层，电极柱远导电盘端与电控固体推进剂接触，可实现点火器首次点火；当燃烧腔内电控固体推进剂填充量仅将电极柱侧边完全包覆时，所述电极柱侧边近导电盘端涂覆有绝缘层，远导电盘端未涂覆绝缘层，该部分未涂覆绝缘层的电极柱与电控固体推进剂接触，可实现点火器首次点火。

优选地，所述绝缘层采用耐高温绝缘材料制成，覆盖在内电极侧边，目的在于隔离电控固体推进剂和内电极侧边，防止电控固体推进剂整体通电燃烧时脱离点火器装置，而绝缘层在多次点火过程中会从电控固体推进剂和内电极接触端逐渐烧蚀，以确保电控固体推进剂多次点火燃烧。

优选地，所述电极柱的数量与所述通孔数量一致；所述电极柱与所述通孔之间设有0.1～0.2mm的装配间隙。

装配间隙即所述通孔的直径比所述电极柱的直径大0.1～0.2mm。

电极柱与通孔之间留装配间隙以防止电极柱通电后发热膨胀而破坏点火器结构。

而装配间隙太大，可能导致漏气，太小，可能间隙不够，电极柱通电后发热膨胀还是会破坏点火器结构。

优选地，所述装配间隙通过陶瓷-金属粘结胶水密封，以防止漏气，又具有热胀冷缩的功能。

优选地，所述外电极和内电极由耐高温、导电能力强的金属或合金制成，以增加内、外电机的导电能力，从而能有效缩短点火时间。

本发明提供的点火器可用于液体火箭发动机、液体冲压发动机和超燃冲压发动机等火箭发动机，应用范围广。

实施例1

本实施例提供一种用于火箭发动机的可重复使用的点火器，如图1所示，包括：

外电极3和内电极4，所述外电极3和内电极4之间设有用于容纳电控固体推进剂的燃烧腔；本实施例中，电控固体推进剂的组分包括高氯酸锂、聚乙烯醇、金属铝粉、水以及增塑剂等。

所述外电极3环绕在所述燃烧腔的周围，所述内电极4插装在所述电控固体推进剂内；

导电组件，包括与所述外电极3、内电极4电联的外电极导电组件和内电极导电组件；

所述导电组件如图1、图2a和图2b所示，包括接线端子6，所述接线端子6一端设置为同轴环形结构，包括内环12和外环；其中，所述内环12和所述外环之间设有外部电源供电线路的焊接点。

所述外电极导电组件为设置在所述外环上的外螺纹接口13，用于与所述外电极3螺纹连接；所述外环上的外螺纹接口13为导电材质，其它部分为绝缘材质；

所述内电极导电组件为设置在所述内环12内的导电弹性插片11，用于与所述内电极4插接；所述内环12为绝缘材质。

所述导电组件还包括供电单元15，所述供电单元15设置在所述接线端子6的另一端；

所述供电单元15包括两层供电层和两层分别用于包裹所述供电层的绝缘层；

所述供电单元15与外部电源连接，所述外部电源通过两层所述供电层分别给所述外螺纹接口13和所述导电弹性插片11供电。

所述外螺纹接口13与所述外电极3的连接处设有弹性绝缘密封圈14。

所述外电极3与所述内电极4通过陶瓷绝缘件5固定连接；

所述陶瓷绝缘件5位于所述燃烧腔2内，两端分别嵌入所述外电极3的内壁；

所述陶瓷绝缘件5上开设三个通孔，所述内电极4穿过所述通孔插装在所述电控固体推进剂内。陶瓷绝缘件5的截面图如图3b所示。

所述内电极4如图3a所示，包括三根电极柱7、导电盘9和导电杆10；

所述电极柱7一端固定连接在所述导电盘9的一侧，所述导电杆10一端固定连接在所述导电盘9的另一侧；

所述电极柱7另一端穿过所述通孔插装在所述电控固体推进剂内；所述电极柱与所述通孔之间设有0.15mm的装配间隙，所述装配间隙通过陶瓷-金属粘结胶水密封；

所述导电杆10另一端插入所述内环12内，与所述导电弹性插片11插接；

通电后，所述导电弹性插片11将电传导到所述导电杆10，所述导电杆10再将电传导到所述导电盘9，所述导电盘9最终将电传导到所述电极柱7。

所述外电极3上设有与所述燃烧腔连通的喷口1；

所述燃烧腔近所述喷口1端设有连通腔，所述连通腔内未填充所述电控固体推进剂，用于电控固体推进剂被点燃后产生的气体向喷口流动。

本实施例中，如图1所示，连通腔设置在所述电极柱7另一端与所述喷口1之间；电控固体推进剂填充在燃烧腔内非连通腔部分，内电极4的三根电极柱7插装在电控固体推进剂内；三根电极柱7在近导电盘9端的侧边涂覆有绝缘层8，在远导电盘9端的侧边(长约1mm)未涂覆绝缘层8而直接与电控固体推进剂接触，以实现首次点火。

实施例2

本实施例将实施例1提供的点火器16应用于液体火箭发动机中，如图4所示，包括：点火器16，供电单元15，绝缘绝热保护套17，尾部基座18，发动机外螺纹接口19。

所述的尾部基座18采用不锈钢材料，为一端设有内螺纹敞口、另一端设有凹台圆孔的封口的圆筒。

所述点火器16的壳体与发动机均为圆柱体构型；其中，液体火箭发动机燃烧室处焊接不锈钢材质的外螺纹接口19，尾部基座18一端设有与发动机外螺纹接口19相互配合的内螺纹结构。点火器16的壳体被绝缘绝热保护套17包裹，并嵌套于尾部基座18。供电单元15与尾部基座18另一端配合定位，并在接触处以密封圈密封，实现点火器与液体火箭发动机的固定和密封。

本实施例中，利用点火器16通电点火，使点火器16内的电控固体推进剂迅速点火燃烧，产生用以引燃液体火箭发动机的高温火焰和能量。供电单元15一端与点火器内外电极相连，另一端连接液体火箭发动机控制系统，用来将液体火箭发动机控制系统的点火信号传递给内、外电极，通过电能将电控固体推进剂点燃并持续稳定燃速若干秒，产生高温的燃烧火焰，保证液体火箭发动机可以迅速可靠的引燃。同时在可能由于燃气混合不均匀时造成的熄火，可通过再次启动点火信号，点火器16可再次点火。此外，可根据液体火箭发动机的燃料流量的不同，通过调节电压大小控制点火能量大小。

实施例3

本实施例将实施例1提供的点火器16应用于液体冲压火箭发动机中，如图5所示，包括：2个点火器16，对称安装在液体冲压发动机两侧，供电单元15，绝缘绝热保护套17，固定套筒20，发动机凹腔内螺纹接口21。

固定套筒20采用不锈管制成，安装于液体冲压发动机凹腔口，固定套筒20一端设有与所述液体冲压发动机凹腔内螺纹接口21适配的外螺纹，该端还设有与点火器喷口1中心线重合、直径略大于喷口1直径的圆孔；另一端设有环形凹台，凹台处设有略大于供电单元15直径的圆孔，用于点火器密封。

本实施例中，点火器16整体包覆在一层绝缘绝热保护套17中，然后将其安装于固定套筒20中。固定套筒20一端与液体冲压发动机凹腔内螺纹接口21连接。供电单元15与固定套筒20另一端配合定位，在凹台加以密封圈密封，可实现点火器与液体冲压发动机的固定和密封。

本实施例中，利用点火器16通电点火，使点火器16内的电控固体推进剂迅速点火燃烧，产生用以引燃液体冲压发动机的高温火焰和能量。供电单元15一端与点火器内外电极相连，另一端连接液体冲压发动机控制系统，用来将液体冲压发动机控制系统的点火信号传递给内、外电极，通过电能将电控固体推进剂点燃并持续稳定燃速若干秒，产生高温的燃烧火焰，保证液体冲压发动机燃气和空气掺混时能迅速、可靠的燃烧。同时，在可能由于空燃比大时，点火困难造成的熄火，可通过再次启动点火信号，点火器可再次点火。此外，可根据液体冲压发动机的燃料流量的不同，通过调节电压大小控制点火能量大小。

实施例4

本实施例将实施例1提供的点火器16应用于超燃冲压发动机中，包括：点火器，供电单元，绝缘绝热保护套，点火器基座，绝缘法兰盘，发动机凹腔口。

本实施例中，利用点火器16通电点火，使点火器16内的电控固体推进剂迅速点火燃烧，产生用以引燃液体冲压发动机的高温火焰和能量。供电单元15一端与点火器内外电极相连，另一端连接超燃冲压发动机控制系统，用来将超燃冲压发动机控制系统的点火信号传递给内、外电极，通过电能将电控固体推进剂点燃并持续稳定燃速若干秒，产生高温的燃烧火焰，保证超燃冲压发动机可以迅速可靠的引燃。同时在可能由于超声速气流容易造成的熄火，可通过再次启动点火信号，点火器可再次点火。此外，可根据超燃冲压发动机的燃料流量的不同，通过调节电压大小控制点火能量大小。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (9)

1.一种用于火箭发动机的可重复使用的点火器，其特征在于，包括：

外电极和内电极，所述外电极和内电极之间设有用于容纳电控固体推进剂的燃烧腔；

所述外电极环绕在所述燃烧腔的周围，所述内电极插装在所述电控固体推进剂内；

导电组件，包括与所述外电极、内电极电联的外电极导电组件和内电极导电组件；所述导电组件包括接线端子，所述接线端子一端设置为同轴环形结构，包括内环和外环；

所述外电极导电组件为设置在所述外环上的外螺纹接口，用于与所述外电极螺纹连接；所述外环上的外螺纹接口为导电材质，其它部分为绝缘材质；

所述内电极导电组件为设置在所述内环内的导电弹性插片，用于与所述内电极插接；所述内环为绝缘材质；

所述外电极上设有与所述燃烧腔连通的喷口；

所述燃烧腔近所述喷口端设有连通腔，所述连通腔内未填充所述电控固体推进剂，用于电控固体推进剂被点燃后产生的气体向喷口流动。

2.如权利要求1所述的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，其特征在于，所述导电组件还包括供电单元，所述供电单元设置在所述接线端子的另一端；

所述供电单元包括两层供电层和两层分别用于包裹所述供电层的绝缘层；

所述供电单元与外部电源连接，所述外部电源通过两层所述供电层分别给所述外螺纹接口和所述导电弹性插片供电。

3.如权利要求1所述的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，其特征在于，所述外螺纹接口与所述外电极的连接处设有弹性绝缘密封圈。

4.如权利要求1所述的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，其特征在于，所述外电极与所述内电极通过陶瓷绝缘件固定连接；

所述陶瓷绝缘件位于所述燃烧腔内，两端分别嵌入所述外电极的内壁；

所述陶瓷绝缘件上开设至少一个通孔，所述内电极穿过所述通孔插装在所述电控固体推进剂内。

5.如权利要求4所述的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，其特征在于，所述内电极包括至少一根电极柱、导电盘和导电杆；

所述电极柱一端固定连接在所述导电盘的一侧，所述导电杆一端固定连接在所述导电盘的另一侧；

所述电极柱另一端穿过所述通孔插装在所述电控固体推进剂内；

所述导电杆另一端插入所述内环内，与所述导电弹性插片插接。

6.如权利要求5所述的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，其特征在于，所述电极柱侧边涂覆有绝缘层。

7.如权利要求5所述的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，其特征在于，所述电极柱的数量与所述通孔数量一致；所述电极柱与所述通孔之间设有0.1～0.2mm的装配间隙。

8.如权利要求7所述的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，其特征在于，所述装配间隙通过陶瓷-金属粘结胶水密封。

9.如权利要求1所述的用于火箭发动机的可重复使用的点火器，其特征在于，所述外电极和内电极由金属或合金制备而成。

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