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CN112628023B - 一种火箭发动机点火系统及使用方法 - Google Patents

一种火箭发动机点火系统及使用方法 Download PDF

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CN112628023B CN202011605207.3A CN202011605207A CN112628023B CN 112628023 B CN112628023 B CN 112628023B CN 202011605207 A CN202011605207 A CN 202011605207A CN 112628023 B CN112628023 B CN 112628023B
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程诚
周海清
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Abstract

本发明提供了一种火箭发动机点火系统及使用方法，包括推力室和火炬点火器，推力室与火炬点火器连通，推力室连通有主氧路和主燃路，主氧路上设置有用于控制其流通或关闭的主氧阀，主燃路上设置有用于控制其流通或关闭的主燃阀；火炬点火器连通有副氧路和副燃路，副氧路上设置有用于控制其流通或关闭的副氧阀，副燃路上设置有用于控制其流通或关闭的副燃阀，且火炬点火器内还设置有火花塞；主氧路和副氧路内流通的均为液态氧化剂，主燃路和副燃路二者流通的均为液态燃料。实现了火炬点火器和推力室二者的推进剂供应的统一，消除了点火次数限制，简化了推进剂供应系统，有助于降低发动机系统的重量，进而有助于提高发动机系统的工作能力。

Description

一种火箭发动机点火系统及使用方法
技术领域
本发明涉及火箭驱动设备领域，具体地，涉及一种液液火箭发动机点火系统及使用方法。
背景技术
液体火箭发动机是航天运载火箭的主动力装置，具有推力大、比冲高、系统结构复杂等特点。液液非自燃推进剂一般采用火炬点火的方式，通过火炬点燃主发动机，实现发动机的可靠工作。目前，常用的火炬点火方式为气气火炬点火，通过气瓶供应气态氧化剂和气态燃料点火燃烧，为主发动机提供点火源。
现有公开号为CN111765017A公开的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。
发明人认为，现有技术中的点火装置使用气瓶提供气态氧化剂，且主发动机供应系统与火炬供应系统为非统一供应系统，点火次数受限，且增大了发动机系统的重量，降低了发动机系统的工作能力，存在待改进之处。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种液液火箭发动机点火系统及使用方法。
根据本发明提供的一种液液火箭发动机点火系统,包括推力室和火炬点火器，所述推力室与火炬点火器连通，所述推力室连通有主氧路和主燃路，所述主氧路上设置有用于控制其流通或关闭的主氧阀，所述主燃路上设置有用于控制其流通或关闭的主燃阀；所述火炬点火器连通有副氧路和副燃路，所述副氧路上设置有用于控制其流通或关闭的副氧阀，所述副燃路上设置有用于控制其流通或关闭的副燃阀，且所述火炬点火器内还设置有火花塞；所述主氧路和副氧路内流通的均为液态氧化剂，所述主燃路和副燃路内流通的均为液态燃料。
优选地，所述主氧路和副氧路二者的上游连通。
优选地，所述主燃路和副燃路二者的上游连通。
优选地，所述主氧阀、主燃阀、副氧阀和副燃阀均包括电磁阀。
优选地，所述主氧路和副氧路内流通的液态氧化剂包括液氧。
优选地，所述主燃路和副燃路内流通的液态燃料包括液甲烷。
根据本发明提供的一种液液火箭发动机点火系统的使用方法，包括如下步骤：S1、将液态氧化剂填充到所述主氧阀和副氧阀二者的阀前，并将液态燃料填充到所述主燃阀和副燃阀二者的阀前；S2、打开所述副氧阀和副燃阀，少量的液态氧化剂和少量的液态燃料进入所述火炬点火器，所述火炬点火器内的液态氧化剂和液态燃料经雾化掺混后，再通过所述火花塞点火燃烧；S3、打开所述主氧阀和主燃阀，大量的液态氧化剂和大量的液态燃料进入所述推力室，所述推力室内的液态氧化剂和液态燃料经雾化掺混后，再通过所述火炬点火器点火燃烧。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明通过对火炬点火器和推力室二者均供应液态氧化剂和液态燃料，实现了火炬点火器和推力室二者的氧化剂和燃料供应的统一，简化了推进剂供应系统，有助于降低发动机系统的重量，进而有助于提高发动机系统的工作能力。
2、本发明通过将火炬点火器采用液态氧化剂和液态燃料进行点火，点火可靠性高，实现了发动机的多次稳定点火，有助于提高发动机点火工作的稳定性。
3、本发明通过将主燃阀、副燃阀、主氧阀和副氧阀四者均采用电磁阀，提高了点火系统使用的便捷性和稳定性。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明主要体现点火系统整体流程的示意图。
附图标记：1、推力室；2、火炬点火器；21、火花塞；3、主氧路；31、主氧阀；4、主燃路；41、主燃阀；5、副氧路；51、副氧阀；6、副燃路；61、副燃阀。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1所示，根据本发明提供的一种液液火箭发动机点火系统，包括推力室1和火炬点火器2，推力室1与火炬点火器2连通。
推力室1连通有主氧路3和主燃路4，火炬点火器2连通有副氧路5和副燃路6，且主氧路3和副氧路5二者的上游连通，液态燃料从液态燃料储罐内经主氧路3流入推力室1、经副氧路5流入火炬点火器2内。主燃路4和副燃路6二者的上游连通，液态燃料从液态燃料储罐内经主燃路4流入推力室1、经副燃路6流入火炬点火器2内。
进一步的，液态氧化剂为液氧，液态燃料为液甲烷。
为了控制主氧路3、副氧路5、主燃路4和副燃路6四者的开启和关闭，主氧路3上安装有主氧阀31；副氧路5上安装有副氧阀51；主燃路4上安装有主燃阀41；副燃路6上安装有副燃阀61。副氧阀51打开时，副氧路5开启，且副氧阀51控制副氧路5的打开程度，从而使少量的液氧进入火炬点火器2内。副燃阀61打开时，副燃路6开启，且副燃阀61控制副燃路6的打开程度，从而使少量的液甲烷进入火炬点火器2。火炬点火器2内还安装有火花塞21，火花塞21点火将火炬点火器2内的经雾化掺混后的液氧和液甲烷点燃。
主氧阀31打开时，主氧路3完全开启，从而使大量的液氧进入推力室1内。主燃阀41打开时，主燃路4完全开启，从而使大量的液甲烷进入推力室1，推力室1内经雾化掺混后的液氧和液甲烷由火炬点火器2点燃，为火箭提供足够的动力。
进一步的，主氧阀31、副氧阀51、主燃阀41以及副燃阀61均为电磁阀，提高了氧路和燃路控制的便捷性以及灵敏性。
根据本发明提供的一种液液火箭发动机点火系统的使用方法，包括如下步骤：
S1、将液态氧化剂填充到主氧阀31和副氧阀51二者的阀前，并将液态燃料填充到主燃阀41和副燃阀61二者的阀前；
S2、打开副氧阀51和副燃阀61，少量的液态氧化剂和少量的液态燃料进入火炬点火器2，火炬点火器2内的液态氧化剂和液态燃料经雾化掺混后，再通过火花塞21点火燃烧；
S3、打开主氧阀31和主燃阀41，大量的液态氧化剂和大量的液态燃料进入推力室1，推力室1内的液态氧化剂和液态燃料经雾化掺混后，再通过火炬点火器2点火燃烧。
工作原理
工作中，先将液氧填充到主氧阀31和副氧阀51的阀前，将液甲烷填充到主燃阀41和副燃阀61的阀前；之后再打开副氧阀51和副燃阀61，从而使少量的液氧和少量的液甲烷进入火炬点火器2内，打开主氧阀31和主燃阀41，从而使大量的液氧和大量的液甲烷进入推力室1；火花塞21将火炬点火器2内的经雾化掺混后的液氧和液甲烷点燃，再通过火炬点火器2与推力室1的连通口将推力室1内的经雾化掺混后的液氧和液甲烷点燃，为火箭提供足够的动力。由主燃路4和副燃路6的统一、主氧路3和副氧路5的统一，简化了推进剂供应系统有助于降低发动机系统的重量，进而有助于提高发动机系统的工作能力。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (5)

1.一种火箭发动机点火系统，其特征在于，包括推力室(1)和火炬点火器(2)，所述推力室(1)与火炬点火器(2)连通，所述推力室(1)连通有主氧路(3)和主燃路(4)，所述主氧路(3)上设置有用于控制其流通或关闭的主氧阀(31)，所述主燃路(4)上设置有用于控制其流通或关闭的主燃阀(41)；
所述火炬点火器(2)连通有副氧路(5)和副燃路(6)，所述副氧路(5)上设置有用于控制其流通或关闭的副氧阀(51)，所述副燃路(6)上设置有用于控制其流通或关闭的副燃阀(61)，且所述火炬点火器(2)内还设置有火花塞(21)；
所述主氧路(3)和副氧路(5)内流通的均为液态氧化剂，所述主燃路(4)和副燃路(6)内流通的均为液态燃料；
所述主氧路(3)和副氧路(5)二者的上游连通；
所述主燃路(4)和副燃路(6)二者的上游连通。
2.如权利要求1所述的一种火箭发动机点火系统，其特征在于，所述主氧阀(31)、主燃阀(41)、副氧阀(51)和副燃阀(61)均包括电磁阀。
3.如权利要求1所述的一种火箭发动机点火系统，其特征在于，所述主氧路(3)和副氧路(5)内流通的液态氧化剂包括液氧。
4.如权利要求1所述的一种火箭发动机点火系统，其特征在于，所述主燃路(4)和副燃路(6)内流通的液态燃料包括液甲烷。
5.一种火箭发动机点火系统的使用方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、将液态氧化剂填充到主氧阀(31)和副氧阀(51)二者的阀前，并将液态燃料填充到主燃阀(41)和副燃阀(61)二者的阀前；
S2、打开所述副氧阀(51)和副燃阀(61)，少量的液态氧化剂和少量的液态燃料进入火炬点火器(2)，所述火炬点火器(2)内的液态氧化剂和液态燃料经雾化掺混后，再通过火花塞(21)点火燃烧；
S3、打开所述主氧阀(31)和主燃阀(41)，大量的液态氧化剂和大量的液态燃料进入推力室(1)，所述推力室(1)内的液态氧化剂和液态燃料经雾化掺混后，再通过所述火炬点火器(2)点火燃烧。
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