CN111765017B - 一种液体火箭发动机用火炬电点火室 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种液体火箭发动机用火炬电点火室，液体火箭发动机用火炬电点火室包括点火室本体；点火室本体内开设有点火腔，点火腔的入口能够与电嘴导通连接，点火腔的出口能够与推力室或者燃气发生器导通连接；点火室本体上设置有至少两个燃料喷嘴，燃料喷嘴与点火腔导通，且燃料喷嘴为自击式喷嘴；点火室本体上还开设有与点火腔的侧壁相内切的氧气喷嘴，氧气能够贴着点火腔的内壁形成氧气气膜，使得点火腔的内壁处于低温环境下，因此，火炬电点火室不需采用高温合金，降低了成本。氧气喷嘴与点火腔导通，且燃料喷嘴喷出的燃料能够穿过氧气喷嘴喷出的氧气层，雾化的燃料能够与氧气混合，提高了燃料和氧气混合均匀性，及点火室的点火可靠性。

Description

一种液体火箭发动机用火炬电点火室

技术领域

本发明涉及航空航天、石油化工等推进剂点火装置技术领域，尤其是涉及一种液体火箭发动机用火炬电点火室。

背景技术

点火室是火炬式电点火器重要组成部分，主要用于组织点火推进剂燃烧，产生高温火炬，点燃主推进剂，工作环境处在高温高压下。因此，点火室的内壁需要采用高温合金制成，成本高。

此外，燃料和氧气在点火室内混合不均匀常常导致点火不可靠。

因此，如何降低点火室的成本及提高点火室的点火可靠性是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是提供一种液体火箭发动机用火炬电点火室，能够降低点火室的成本及提高点火室的点火可靠性。

为了实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种液体火箭发动机用火炬电点火室，包括点火室本体；

所述点火室本体内开设有点火腔，所述点火腔的入口能够与电嘴导通连接，所述点火腔的出口能够与推力室或者燃气发生器导通连接；

所述点火室本体上设置有至少两个燃料喷嘴，所述燃料喷嘴与所述点火腔导通，且所述燃料喷嘴为自击式喷嘴；

所述点火室本体上还开设有与所述点火腔的侧壁相内切的氧气喷嘴，所述氧气喷嘴与所述点火腔导通，且所述燃料喷嘴喷出的燃料能够穿过所述氧气喷嘴喷出的氧气层。

在一个具体实施方案中，所述液体火箭发动机用火炬电点火室还包括燃料顶盖；

所述燃料顶盖密封连接在所述点火室本体的外壁，且与所述点火室本体的外壁围设成盛放燃料的燃料腔；

所述燃料腔与所述燃料喷嘴导通连接。

在另一个具体实施方案中，所述点火室本体上开设有环绕所述点火腔的入口的凹槽；

所述燃料顶盖卡在所述凹槽内，且所述燃料顶盖与所述点火室本体的连接处焊接。

在另一个具体实施方案中，所述液体火箭发动机用火炬电点火室还包括燃料进口管嘴和燃料进口孔板；

所述燃料进口管嘴密封安装在所述燃料顶盖上；

所述燃料进口管嘴的一端与所述燃料腔导通，所述燃料进口管嘴的另一端用于与燃料管路密封连接；

所述燃料进口孔板安装在所述燃料进口管嘴内，用于控制所述燃料流量。

在另一个具体实施方案中，所述液体火箭发动机用火炬电点火室还包括氧腔盖板；

所述氧腔盖板密封连接在所述点火室本体的外壁上，且与所述点火室本体的外壁围设成盛放氧气的氧气腔；

所述氧气腔环绕所述氧气喷嘴，且与所述氧气喷嘴导通。

在另一个具体实施方案中，所述液体火箭发动机用火炬电点火室还包括氧气进口管嘴和氧气进口孔板；

所述氧气进口管嘴密封安装在所述氧腔盖板上；

所述氧气进口管嘴的一端与所述氧气腔导通，所述氧气进口管嘴的另一端用于与氧管路密封连接；

所述氧气进口孔板安装在所述氧气进口管嘴内，用于控制所述氧气流量。

在另一个具体实施方案中，所述液体火箭发动机用火炬电点火室还包括点火室下盖；

所述点火室下盖密封安装在所述点火室本体的外壁上，且所述点火室下盖内开设有出口孔，所述出口孔的入口与所述点火腔的出口导通连接，所述出口孔的出口为等径口，且用于与所述推力室或者所述燃气发生器导通连接。

在另一个具体实施方案中，所述点火室本体与所述电嘴连接，并通过密封圈平面密封；

和/或

所述燃料喷嘴的自击角大于或者等于60°，且小于或者等于90°；

和/或

所述燃料为甲烷或者氢气；当所述燃料为甲烷时，甲烷和氧气的混合比大于或者等于12，且小于或者等于18，所述燃料进口孔板的通气孔与所述氧气进口孔板的通气孔的比值大于或者等于1/3，且小于或者等于1/2；当所述燃料为氢气时，氢气和氧气的混合比大于或者等于25，且小于或者等于40，所述燃料进口孔板的通径与所述氧气进口孔板的通径的比值大于或者等于1/2.5，且小于或者等于1/1.8；

和/或

所述燃料喷嘴的等效流通面积与所述燃料进口孔板的等效流通面积的比值大于或者等于2，且小于或者等于4；

和/或

所述氧气喷嘴的等效流通面积与所述氧气进口孔板的等效流通面积的比值大于或者等于2，且小于或者等于4；

和/或

所述电嘴的出口端面高于所述氧气喷嘴的出口面的距离大于或者等于2mm，且小于或者等于4mm；

和/或

所述点火室的室压大于或者等于1.5MPa，且小于或者等于3MPa；

和/或

所述点火室采用304不锈钢制成。

根据本发明的各个实施方案可以根据需要任意组合，这些组合之后所得的实施方案也在本发明范围内，是本发明具体实施方式的一部分。

不限于任何理论，从以上公开内容可以看出，本发明公开的液体火箭发动机用火炬电点火室，使用时，将电嘴安装到点火室本体上，使得电嘴能够与点火腔的入口导通，将推力室或者燃气发生器安装到点火室本体上，使得推力室或者燃气发生器能够与点火腔的出口导通连接；通过氧气喷嘴向点火腔喷氧气，由于氧气喷嘴与点火腔的侧壁相内切，因此，氧气能够贴着点火腔的内壁形成氧气气膜，使得点火腔的内壁处于低温环境下，因此，液体火箭发动机用火炬电点火室不需采用高温合金，降低了成本。此外，通过燃料喷嘴向点火腔内喷燃料，由于燃料喷嘴为自击式喷嘴，且氧气喷嘴喷出的燃料能够穿过氧气喷嘴喷出的氧气层，因此，燃料能够雾化并在穿过氧气层时，与氧气混合，提高了燃料和氧气混合的均匀性，提高了点火室的点火可靠性。

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获得其他的附图。

图1为本发明提供的液体火箭发动机用火炬电点火室的剖视结构示意图；

图2为本发明提供的点火室本体的剖视结构示意图。

其中，图1-2中：

液体火箭发动机用火炬电点火室1000、点火室本体100、点火腔101、燃料喷嘴102、氧气喷嘴103、燃料顶盖200、燃料腔201、燃料进口管嘴300、燃料进口孔板400、氧腔盖板500、氧气腔501、氧气进口管嘴600、氧气进口孔板700、点火室下盖800、出口孔801。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图1-2，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。本发明可以以多种不同的形式来实现，并不限于本实施例所描述的实施方式。提供以下具体实施方式的目的是便于对本发明公开内容更清楚透彻的理解，其中下方等指示方位的字词仅是针对所示结构在对应附图中位置而言。

可以理解，这里所用的术语仅是为了描述特定实施例，并非要限制本发明。在这里使用时，除非上下文另有明确表述，否则单数形式“一”和“”也旨在包括复数形式。进一步地，当在本说明书中使用时，术语“包括”和/或“包含”表明特征、整体、步骤、元件和/或组件的存在，但不排除一个或多个其他特征、整体、步骤、元件、组件和/或其组合的存在或增加。说明书后续描述为实施本发明的较佳实施方式，然描述乃以说明本发明的一般原则为目的，并非用以限定本发明的范围。本发明的保护范围当视所附权利要求所界定者为准。

如图1和2所示，本发明公开了一种液体火箭发动机用火炬电点火室1000，其中，液体火箭发动机用火炬电点火室1000包括点火室本体100。

点火室本体100内开设有点火腔101，点火腔101的入口能够与电嘴导通连接。

具体地，点火腔101的入口包括等径孔和锥形孔，锥形孔和等径孔同轴线，锥形孔沿着锥形孔的顶端到底端的方向直径逐渐变大，且锥形孔的顶端与等径孔的底端导通连接，等径孔的顶端设置有螺纹，电嘴螺纹连接等径孔，便于电嘴拆装。

点火腔101的出口能够与推力室或者燃气发生器导通连接，具体地，点火腔101的出口与推力室或者燃气发生器螺纹连接，便于拆装。

点火室本体100上开设有至少两个等径孔，作为燃料喷嘴102。燃料喷嘴102与点火腔101导通，便于将燃料从燃料喷嘴102喷向点火腔101。

燃料喷嘴102为自击式喷嘴，便于将燃料雾化后与氧气混合，提高了燃料和氧气混合的均匀性。

以燃料喷嘴102为4个等径小孔，采用4股自击方案为例，如图1和2所示，自击角α＝60°～90°。

氧气喷嘴103采用4个切向孔方案，氧气进入燃烧室后形成贴壁漩涡气流，对壁面形成有效保护。

点火室本体100上还开设有氧气喷嘴103，氧气喷嘴103与点火腔101的侧壁相内切，氧气喷嘴103与点火腔101导通。

氧气喷嘴103喷出的氧气能够在点火腔101的内侧壁壁面上形成氧气气膜，在氧气气膜冷却下，点火室内侧壁壁面处在低温环境下，因此，液体火箭发动机用火炬电点火室1000各零件不需采用高温合金，可以采用304不锈钢等，成本较低。

燃料喷嘴102喷出的燃料能够穿过氧气喷嘴103喷出的氧气层，实现燃料自击雾化，在穿过氧气层的过程中与氧气混合。

使用时，将电嘴安装到点火室本体100上，使得电嘴能够与点火腔101的入口导通，将推力室或者燃气发生器安装到点火室本体100上，使得推力室或者燃气发生器能够与点火腔101的出口导通连接；通过氧气喷嘴103向点火腔101喷氧气，由于氧气喷嘴103与点火腔101的侧壁相内切，因此，氧气能够贴着点火腔101的内壁形成氧气气膜，使得点火腔101的内壁处于低温环境下，因此，液体火箭发动机用火炬电点火室1000不需采用高温合金，降低了成本。

此外，通过燃料喷嘴102向点火腔101内喷燃料，由于燃料喷嘴102为自击式喷嘴，且氧气喷嘴103喷出的燃料能够穿过氧气喷嘴103喷出的氧气层，因此，燃料能够雾化并在穿过氧气层时，与氧气混合，提高了燃料和氧气混合的均匀性，提高了点火室的点火可靠性。

在一个具体实施方案中，本发明具体公开了液体火箭发动机用火炬电点火室1000还包括燃料顶盖200，燃料顶盖200密封连接在点火室本体100的外壁，且与点火室本体100的外壁围设成盛放燃料的燃料腔201，燃料腔201与燃料喷嘴102导通连接。

燃料腔201的设置，便于实现燃料的缓冲存储，使得燃料进入各个燃料喷嘴102的速度相同。

在一个具体实施方案中，本发明具体公开了点火室本体100上开设有环绕点火腔101的入口的凹槽，燃料顶盖200卡在凹槽内，使得凹槽能够对燃料顶盖200进行限位。

燃料顶盖200与点火室本体100的连接处焊接，具体地，点火室本体100和氧腔盖板500采用激光焊。

在一个具体实施方案中，本发明具体公开了液体火箭发动机用火炬电点火室1000还包括燃料进口管嘴300和燃料进口孔板400。

燃料进口管嘴300密封安装在燃料顶盖200上，燃料进口管嘴300的一端与燃料腔201导通，燃料进口管嘴300的另一端用于与燃料管路密封连接。具体地，燃料进口管嘴300与燃料管路采用采用球头和60°喇叭口密封，螺纹连接，螺纹规格是M12*1.25。

在燃料进口管嘴300入口处加工内螺纹，用于安装燃料进口孔板400。燃料进口孔板400加工外螺纹，用于与燃料进口管嘴300连接固定。燃料进口孔板400的中心加工有内孔，用于控制燃料流量。燃料进入通过燃料顶盖200和点火室本体100形成的燃料腔201，通过点火室本体100的燃料喷嘴102小孔进入点火腔101。

为了便于燃料进口孔板400的安装，在燃料进口孔板400的入口一侧端面加工一字槽，安装时可用于一字改锥拧紧。需要说明的是，燃料进口孔板400上也可以加工十字槽，采用十字改锥拧紧等。

在一个具体实施方案中，本发明具体公开了液体火箭发动机用火炬电点火室1000还包括氧腔盖板500，氧腔盖板500密封连接在点火室本体100的外壁上，具体地，点火室本体100和氧腔盖板500采用激光焊。

氧腔盖板500与点火室本体100的外壁围设成盛放氧气的氧气腔501，具体地，可以在氧腔盖板500上开设槽，以便于与点火室本体100围成氧气腔501；也可以是在点火室本体100的外壁上开设槽，以便于与氧腔盖板围成氧气腔501；还可以同时在点火室本体100的外壁和氧腔盖板500上开槽，点火室本体100和氧腔盖板500的槽共同组成氧气腔501。

氧气腔501环绕氧气喷嘴103，且与氧气喷嘴103导通。具体地，氧气喷嘴103的个数不限，可以是一个，也可以是多个。

在一个具体实施方案中，本发明具体公开了液体火箭发动机用火炬电点火室1000还包括氧气进口管嘴600和氧气进口孔板700，氧气进口管嘴600密封安装在氧腔盖板500上，氧气进口管嘴600的一端与氧气腔501导通，氧气进口管嘴600的另一端用于与氧管路密封连接。

具体地，氧气进口管嘴600与氧管路的连接处采用球头和60°喇叭口密封，螺纹连接，螺纹规格是M14*1.5。

氧气进口孔板700安装在氧气进口管嘴600内，用于控制氧气流量。具体地，在氧气进口管嘴600入口处加工内螺纹，氧气进口孔板700加工外螺纹，氧气进口孔板700与氧气进口管嘴600螺纹连接固定，氧气进口孔板700的中心加工有内孔，用于控制氧流量。

氧气进入通过氧腔盖板500和点火室本体100形成的氧气腔501，通过点火室本体100的氧气喷嘴103进入点火腔101。

为了便于氧气进口孔板700的安装，在氧气进口孔板700的入口一侧端面加工一字槽，安装时可用于一字改锥拧紧。

需要说明的是，氧气进口孔板700上也可以加工十字槽，采用十字改锥拧紧等。

在一个具体实施方案中，本发明公开了液体火箭发动机用火炬电点火室1000还包括点火室下盖800，点火室下盖800密封安装在点火室本体100的外壁上。

具体地，各零件采用焊接连接和密封，其中，点火室本体100与点火室下盖800采用扩散焊，其余采用氩弧焊。

点火室下盖800内开设有出口孔801，出口孔801的入口与点火腔101的出口导通连接，出口孔801的出口为等径口，用于与推力室或者燃气发生器导通连接。

具体地，点火室下盖800的底端端面与推力室或燃气发生器对接，采用焊接连接，可以采用氩弧焊、激光焊或者电子束焊接。

为保证点火腔101燃气出口温度不降低，因此，出口孔801不采用扩张出口，采用直线出口。

在一个具体实施方案中，本发明公开了点火室本体100与电嘴连接，并通过密封圈平面密封。

具体地，点火室本体100顶端端面开设内螺纹，与电嘴螺纹连接，点火室本体100与电嘴采用平面密封，密封圈可以采用铝铜垫圈、铜垫圈或者膨胀石墨密封圈等。

在一个具体实施方案中，本发明公开了燃料喷嘴102的自击角大于或者等于60°，且小于或者等于90°，发明人经过创造性的多次试验，得到，当自击角在此角度范围内，燃料和氧气混合的最充分。

在一个具体实施方案中，本发明公开了燃料为甲烷或者氢气等。

当燃料为甲烷时，甲烷和氧气的混合比大于或者等于12，且小于或者等于18，燃料进口孔板400的通气孔与氧气进口孔板700的通气孔的通径比值大于或者等于1/3，且小于或者等于1/2；当燃料为氢气时，氢气和氧气的混合比大于或者等于25，且小于或者等于40，燃料进口孔板400的通径与氧气进口孔板700的通径的比值大于或者等于1/2.5，且小于或者等于1/1.8。发明人经过创造性的多次试验，得到，当燃料和氧气的比值，及燃料进口孔板400的通径与氧气进口孔板700的通径的比值在上述范围值内，燃料和氧气能够满足使用需求。

在一个具体实施方案中，本发明公开了燃料喷嘴102的等效流通面积与燃料进口孔板400的等效流通面积的比值大于或者等于2，且小于或者等于4，发明人经过创造性的多次试验，得到，当燃料喷嘴102的等效流通面积与燃料进口孔板400的等效流通面积的比值在上述范围值内，才能精确控制燃料流量。

在一个具体实施方案中，本发明公开了氧气喷嘴103的等效流通面积与氧气进口孔板700的等效流通面积的比值大于或者等于2，且小于或者等于4，发明人经过创造性的多次试验，得到，当氧气喷嘴103的等效流通面积与氧气进口孔板700的等效流通面积的比值在上述范围值内，才能精确控制氧气流量。

在一个具体实施方案中，本发明公开了当电嘴安装到点火室本体100上时，电嘴的出口端面高于氧气喷嘴103的出口面的距离L1大于或者等于2mm，且小于或者等于4mm。点火室本体100中电嘴密封面和氧气喷嘴103面距离L1值主要由电嘴确定，L1值太小，则电嘴端面深入到点火室高温火焰中，L1值太大，则远离推进剂交接面，不利于点火。发明人经过创造性的多次试验，得到，上述范围值，燃气为富燃状态，燃气温度较低，有效保护电嘴，避免烧蚀。

在一个具体实施方案中，本发明公开了点火室的室压大于或者等于1.5MPa，且小于或者等于3Mpa。点火室下盖800的出口孔801直径(即喉部直径φD)是重要的设计参数，在燃料和氧气进口条件确定的情况下，该值决定了点火室的室压。发明人经过创造性的多次试验，得到：点火室的室压大于或者等于1.5MPa，且小于或者等于3Mpa时，能够保证点火室有充足的点火能量用于点燃推力室或者燃气发生器。

在一个具体实施方案中，本发明公开了点火室采用不锈钢制成，需要说明的是，点火室也可以采用其它材料制成，成本较低。

本发明具有如下优点：

(1)采用燃料喷嘴102四股自击，且氧气喷嘴103为切向孔，保证可靠点火；

(2)采用可更换氧气进口孔板700和燃料进口孔板400，适应了大范围工况和多种推进剂组合；

(3)氧气能够在点火腔101形成气膜来冷却点火腔101的内壁，保证点火室可靠工作，保护电嘴；

(4)本发明加工和装配简单，成本较低。

需要说明的是，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的实施例，而是要符合与本文所公开的原理和创造特点相一致的最宽的范围。

以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种液体火箭发动机用火炬电点火室，其特征在于，包括点火室本体；

所述点火室本体内开设有点火腔，所述点火腔的入口能够与电嘴导通连接，所述点火腔的入口包括等径孔和锥形孔，所述锥形孔和所述等径孔同轴线，所述锥形孔沿着所述锥形孔的顶端到底端的方向直径逐渐变大，且所述锥形孔的顶端与所述等径孔的底端导通连接，所述等径孔的顶端设置有螺纹，所述电嘴螺纹连接所述等径孔，所述点火腔的出口能够与推力室或者燃气发生器导通连接；

所述点火室本体上设置有至少两个燃料喷嘴，所述燃料喷嘴与所述点火腔导通，且所述燃料喷嘴为自击式喷嘴，所述燃料喷嘴的自击角大于或者等于60°，且小于或者等于90°；

所述点火室本体上还开设有与所述点火腔的侧壁相内切的氧气喷嘴，所述氧气喷嘴与所述点火腔导通，且各个所述燃料喷嘴的轴线的交点位于所述氧气喷嘴喷出的氧气层的下方，所述燃料喷嘴喷出的燃料能够穿过所述氧气层；

所述液体火箭发动机用火炬电点火室还包括燃料顶盖；所述燃料顶盖密封连接在所述点火室本体的外壁，且与所述点火室本体的外壁围设成盛放燃料的燃料腔；所述燃料腔与所述燃料喷嘴导通连接；所述点火室本体上开设有环绕所述点火腔的入口的凹槽；所述燃料顶盖卡在所述凹槽内，且所述燃料顶盖与所述点火室本体的连接处焊接；

所述液体火箭发动机用火炬电点火室还包括氧腔盖板，所述氧腔盖板密封连接在所述点火室本体的外壁上，且与所述点火室本体的外壁围设成盛放氧气的氧气腔，所述氧气腔环绕所述氧气喷嘴，且与所述氧气喷嘴导通；

所述液体火箭发动机用火炬电点火室还包括点火室下盖，所述点火室下盖密封安装在所述点火室本体的外壁上，且所述点火室下盖内开设有出口孔，所述出口孔的入口与所述点火腔的出口导通连接，所述出口孔的出口为等径口，且用于与所述推力室或者所述燃气发生器导通连接。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用火炬电点火室，其特征在于，还包括燃料进口管嘴和燃料进口孔板；

所述燃料进口管嘴密封安装在所述燃料顶盖上；

所述燃料进口管嘴的一端与所述燃料腔导通，所述燃料进口管嘴的另一端用于与燃料管路密封连接；

所述燃料进口孔板安装在所述燃料进口管嘴内，用于控制燃料流量。

3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用火炬电点火室，其特征在于，还包括氧气进口管嘴和氧气进口孔板；

所述氧气进口管嘴密封安装在所述氧腔盖板上；

所述氧气进口管嘴的一端与所述氧气腔导通，所述氧气进口管嘴的另一端用于与氧管路密封连接；

所述氧气进口孔板安装在所述氧气进口管嘴内，用于控制氧气流量。