CN107269424A - 一种固体火箭发动机二次点火结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机二次点火结构，包括发动机壳体、尾喷管，挡药板，一级燃烧室，一级点火药盒，二级燃烧室，二级点火药盒和气压阀；尾喷管固接于发动机壳体的尾部，挡药板、一级燃烧室，一级点火药盒，二级燃烧室，二级点火药盒和气压阀均位于发动机壳体内部；发动机壳体的末端设有一级燃烧室，一级燃烧室填充有发射药柱；一级点火盒设置在发射药柱后端的凹槽内；气压阀位于一级燃烧室和二级燃烧室之间；二级燃烧室内填充有二级增程药柱，二级点火盒设置在二级增程药柱后端的凹槽内；挡药板固接在尾喷管前端内，且挡药板轴向上均匀设有出气孔；本发明二次点火结构提高了固体火箭发动机的工作效率，增加火箭弹射程。

Description

一种固体火箭发动机二次点火结构

技术领域

本发明属于固体火箭发动机技术领域，特别是一种固体火箭发动机二次点火结构。

背景技术

当今，由于固体火箭发动机具有结构简单，推进剂密度大且易储存等优点，部分科研工作者已经将固体火箭技术实际应用于森林灭火，研制出用于森林灭火的森林灭火火箭弹。

现有的森林灭火弹采用一次性点火的固体火箭发动机，火箭在发动机工作结束后，凭借自身惯性飞行到达目标区域；由于火箭发射阶段处于低空区域，空气阻力很大，对火箭造成的动力损失很大，极大降低了发动机的工作效率，减小火箭射程，这对于大面积的森林火灾就显得难以应对。

发明内容

本发明所解决的技术问题在于提供一种固体火箭发动机二次点火结构，以解决现有森林灭火弹采用一次性点火的固体火箭发动机，应对大面积森林火灾时难以触及火灾纵深腹地的问题。

实现本发明目的的技术解决方案为：

一种固体火箭发动机二次点火结构，包括发动机壳体、尾喷管，挡药板、一级燃烧室，一级点火药盒，还包括二级燃烧室，二级点火药盒和气压阀；

所述尾喷管固接于发动机壳体的尾部，所述挡药板、一级燃烧室，一级点火药盒，二级燃烧室，二级点火药盒和气压阀均位于发动机壳体内部；所述发动机壳体的末端设有一级燃烧室，一级燃烧室填充有发射药柱；所述一级点火盒设置在发射药柱后端的的凹槽内；所述气压阀位于一级燃烧室和二级燃烧室之间，将一级燃烧室和二级燃烧室隔开；所述二级燃烧室内填充有二级增程药柱，所述二级点火盒设置在二级增程药柱后端的凹槽内；所述挡药板固接在尾喷管前端内，尾喷管对一级燃烧室的发射药柱进行固定，且挡药板轴向上均匀设有出气孔。

本发明与现有技术相比，其显著优点：

(1)本发明的体火箭发动机二次点火结构增加了二次点火方式，使发动机具有二次工作能力，利用高空空气阻力较小的特点，在火箭进入高空区域后进行二次点火，为火箭飞行提供二次推力，极大地提高了固体火箭发动机的工作效率，增加火箭弹射程。

(2)本发明仅在现有固体火箭发动机结构基础上增加了一个点火药盒和一道气压阀装置，结构简单，成本低，易加工装配。

(3)本发明的二次点火结构利用火箭自身引信携带的电源进行二次点火，无需增加额外电源。

(4)本发明的二次点火结构利用增程药柱自身燃烧产生的高压燃气打开气压阀进行二次工作，无需增加额外动力源，容易实施，工作可靠性好。

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

附图说明

图1是本发明用于固体火箭发动机二次点火结构的总体结构示意图。

图2是本发明用于固体火箭发动机二次点火结构的局部放大示意图。

图3是本发明用于固体火箭发动机二次点火结构的隔板结构示意图。

图4是本发明用于固体火箭发动机二次点火结构的气压阀壳体结构示意图。

具体实施方式

为了说明本发明的技术方案及技术目的，下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的介绍。

本发明的一种固体火箭发动机二次点火结构，包括发动机壳体1、尾喷管2，挡药板6、一级燃烧室，一级点火药盒，二级燃烧室，二级点火药盒和气压阀；

所述尾喷管2固接于发动机壳体1的尾部，所述挡药板6、一级燃烧室，一级点火药盒，二级燃烧室，二级点火药盒和气压阀均位于发动机壳体1内部；所述发动机壳体1的末端设有一级燃烧室，一级燃烧室填充有发射药柱3；所述一级点火盒设置在发射药柱3后端的的凹槽内；所述气压阀位于一级燃烧室和二级燃烧室之间，将一级燃烧室和二级燃烧室隔开，同时二级燃烧室工作时，从发动机壳体1内向后脱离；所述二级燃烧室内填充有二级增程药柱12，所述二级点火盒设置在二级增程药柱12后端的凹槽内；所述挡药板6固接在尾喷管2前端内，尾喷管2前端面与挡药板6前端面齐平，对一级燃烧室的发射药柱3起固定作用；所述挡药板6轴向上均匀设有出气孔，用于将燃气流均匀导入喷孔。

进一步的，所述发动机壳体1的内壁上涂有隔热层5，防止发动机工作时的产生的高温高压燃气对发动机壳体1造成冲刷侵蚀破坏。

进一步的，所述挡药板6上出气孔的数量为10-15个，优选的，出气孔的数量为13个。

进一步的，所述发射药柱3为实心圆柱形装药，其圆周面和前端面分别包覆有包覆层4，而后端面无包覆层4，以保证发射药柱3只从后端面向前均匀燃烧。

进一步的，所述一级点火药盒包括第一点火药7、第一点火头8、第一正极点火线10、第一负极点火线9；所述一点火头8埋入第一点火药内，点第一火头8上设有第一正极点火线10和第一负极点火线9，并且第一正极点火线10和第一负极点火线9从挡药板6和尾喷管2延伸出去，这在将来发动机工作前分别连接在发动机喷管堵盖上的正极和负极上，用于电子点火点燃第一点火药7进而点燃发射药柱3使发动机工作。

进一步的，所述二级增程药柱为实心圆柱形装药，其圆周面和前端面由包覆层包覆4，而后端面无包覆4，以保证二级程药柱12只从后端面向前均匀燃烧。

进一步的，所述二级点火药盒包括第二点火药13、第二点火头14、第二正极点火线15和第二负极点火线16；所述第二点火头14埋入第二点火药13内，第二点火头14上设有第二正极点火线15和第二负极点火线16；并且第二正极点火线15和第二负极点火线16均从二级燃烧室内部的包覆层和隔热层之间向前延伸，通过火箭的发动机与火箭头部连接处一直延伸到战斗部前端的火箭引信上；并且在点火线所过之处加装隔热层，做好隔热和密封措施，防止点火线过热或漏电时对火箭头部造成安全隐患。两极点火线通过一个控制开关连接在火箭引信内部携带的直流电源上，由此为二级点火药盒提供电源并控制二级点火药盒在设定的点火时间进行电子点火，启动二级火箭发动机进行二次点火。

进一步的，所述气压阀包括前盖17、后盖18、圆柱销19、弹簧20；位于一级燃烧室和二级燃烧室之间，发动机壳体1内设有隔板1-1，隔板中心设有圆孔1-2；所述后盖19前端的圆环经圆孔1-2从一级燃烧室伸入二级燃烧室；圆环外径与圆孔1-2直径相同；所述前盖17通过螺纹固接在圆环内，且前盖17后端设有凹槽，使得前盖17与后盖18之间形成一个气室；且前盖17后端面与圆环后端面之间留有间隙；所述前盖17的中心设有通气孔17-1，二级燃烧室内燃烧产生的气体经通气孔17-1进入前盖17和后盖18之间的气室；所述圆环的径向上对称设有通孔18-2，通孔18-2内设有圆柱销19；所述隔板1-1径向上上对称的设有沉孔1-3，沉孔1-3与通孔18-2同轴，沉孔1-3内设有弹簧20；所述圆柱销19的长度大于通孔18-2的深度，以保证二级发动机不工作时弹簧20将圆柱销19顶起，使气压阀后盖18卡在圆孔1-2内；且圆柱销19的长度小于沉孔1-3的深度，以保证发动机二次点火时，气压阀气室内的高压燃气能将弹簧20压缩，使圆柱销19完全被压入沉孔1-3内，以解锁气压阀。在二级燃烧室不工作时，两个弹簧20将两个圆柱销19顶起使圆柱销19与前盖(17)接触，起到闭锁气压阀的作用，使气压阀不向后脱落。

进一步的，所述后盖18后端的圆盘18-1径向上设有一环形垫圈11，环形垫圈11的厚度与圆盘18-1的厚度相同，对发射药柱3起轴向支撑作用，防止发生药柱3与后盖18产生挤压作用。

进一步的，所述前盖17、后盖18均采用耐高温的脆性非金属材料，如陶瓷；以便气压阀从隔板1-1脱离后，在一级燃烧室内撞击破碎形成细小碎片后从喷管2排出。

本发明的固体火箭发动机二次点火结构的工作过程为：当一级固体火箭发动机工作结束后，将火箭推送至高空区域，此时空气阻力相对较小，二级点火药盒点火，点燃二级增程药柱12，二级增程药柱12燃烧产生高温高压燃气，在极短的时间内通过气压阀前盖17前端面上的小圆孔(17-1)进入气压阀气室，高压气体在气压阀气室中压力逐渐增大，当气体压力达到一定程度，将圆柱销19下面的弹簧20压缩，使圆柱销19完全弹出，气压阀闭锁打开，二级燃烧室内的高温高压燃气迅速将气压阀整体冲出到一级燃烧室内，在一级燃烧室内撞击破碎形成细小碎片后从喷管2排出，发动机壳体1隔板1-1上的圆形通孔1-2打开，二级燃烧室内的高温高压燃气通过圆孔1-2进入一级燃烧室，再通过挡药板6上均匀布置的出气孔由尾喷管2喷出，使固体火箭发动机二次点火成功，为火箭飞行提供二次动力，增加火箭射程。

Claims (10)

1.一种固体火箭发动机二次点火结构，包括发动机壳体(1)、尾喷管(2)，挡药板(6)、一级燃烧室，一级点火药盒，其特征在于，还包括二级燃烧室，二级点火药盒和气压阀；

所述尾喷管(2)固接于发动机壳体(1)的尾部，所述挡药板(6)、一级燃烧室，一级点火药盒，二级燃烧室，二级点火药盒和气压阀均位于发动机壳体(1)内部；所述发动机壳体(1)的末端设有一级燃烧室，一级燃烧室填充有发射药柱(3)；所述一级点火盒设置在发射药柱(3)后端的的凹槽内；所述气压阀位于一级燃烧室和二级燃烧室之间，将一级燃烧室和二级燃烧室隔开；所述二级燃烧室内填充有二级增程药柱(12)，所述二级点火盒设置在二级增程药柱(12)后端的凹槽内；所述挡药板(6)固接在尾喷管(2)前端内，尾喷管(2)对一级燃烧室的发射药柱(3)进行固定，且挡药板(6)轴向上均匀设有出气孔。

2.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机二次点火结构，其特征在于，所述发动机壳体(1)的内壁上涂有隔热层(5)。

3.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机二次点火结构，其特征在于，所述挡药板(6)上出气孔的数量为10-15个。

4.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机二次点火结构，其特征在于，所述发射药柱(3)为实心圆柱形装药，其圆周面和前端面分别包覆有包覆层(4)，而后端面无包覆层(4)。

5.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机二次点火结构，其特征在于，所述一级点火药盒包括第一点火药(7)、第一点火头(8)、第一正极点火线(10)、第一负极点火线(9)；所述一点火头(8)埋入第一点火药内，点第一火头(8)上设有第一正极点火线(10)和第一负极点火线(9)，并且第一正极点火线(10)和第一负极点火线(9)从挡药板(6)和尾喷管(2)延伸出去。

6.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机二次点火结构，其特征在于，所述二级增程药柱为实心圆柱形装药，其圆周面和前端面由包覆层包覆(4)，而后端面无包覆(4)。

7.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机二次点火结构，其特征在于，所述二级点火药盒包括第二点火药(13)、第二点火头(14)、第二正极点火线(15)和第二负极点火线(16)；所述第二点火头(14)埋入第二点火药(13)内，第二点火头(14)上设有第二正极点火线(15)和第二负极点火线(16)；并且第二正极点火线(15)和第二负极点火线(16)均从二级燃烧室内部的包覆层和隔热层之间向前延伸，通过火箭的发动机与火箭头部连接处一直延伸到战斗部前端的火箭引信上。

8.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机二次点火结构，其特征在于，所述气压阀包括前盖(17)、后盖(18)、圆柱销(19)、弹簧(20)；位于一级燃烧室和二级燃烧室之间，发动机壳体(1)内设有隔板(1-1)，隔板中心设有圆孔(1-2)；所述后盖(19)前端的圆环经圆孔(1-2)从一级燃烧室伸入二级燃烧室；所述前盖(17)固接在圆环内，且前盖(17)后端设有凹槽，使得前盖(17)与后盖(18)之间形成一个气室；且前盖(17)后端面与圆环后端面之间留有间隙；所述前盖(17)的中心设有通气孔(17-1)；所述圆环的径向上对称设有通孔(18-2)，通孔(18-2)内设有圆柱销(19)；所述隔板(1-1)径向上上对称的设有沉孔(1-3)，沉孔(1-3)与通孔(18-2)同轴，沉孔(1-3)内设有弹簧(20)；所述圆柱销(19)的长度大于通孔(18-2)的深度，且圆柱销(19)的长度小于沉孔(1-3)的深度。

9.如权利要求8所述的一种固体火箭发动机二次点火结构，其特征在于，所述后盖(18)后端的圆盘(18-1)径向上设有一环形垫圈(11)，环形垫圈(11)的厚度与圆盘(18-1)的厚度相同。

10.如权利要求8所述的一种固体火箭发动机二次点火结构，其特征在于，所述前盖(17)、后盖(18)均采用耐高温的脆性非金属材料。