CN109386400A - 一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器 - Google Patents

一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，包括本体、芯体、激光火花塞、燃烧室、液氧入口套管和甲烷入口套管，芯体通过钎焊安装在本体的中心，激光火花塞通过螺纹安装在本体上部，燃烧室通过螺钉安装在本体下部，液氧入口套管通过真空钎焊安装在本体的液氧入口通道内，甲烷入口套管通过真空钎焊安装在本体的甲烷入口通道内。本发明的激光火炬点火器具有结构简单、工作可靠和使用寿命长的优点，能够满足液氧/甲烷等低温双组元非自燃推进剂组合的火箭发动机多次点火启动的使用要求。

Description

一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器
技术领域
本发明涉及液体火箭发动机技术领域，特别涉及一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器。
背景技术
高性能、无毒的低温化学推进技术已经成为液体火箭发动机的主流发展方向，基于液氧/甲烷推进剂组合的火箭发动机及其推进系统，因具有最高的综合性能(比冲性能、可重复使用性能、操作维护性和空间长期贮存等)，在运载火箭、空间飞行器、星表基地建设等领域存在广泛的应用前景。针对液氧/甲烷等低温双组元非自燃推进剂组合，点火器作为保障发动机可靠工作的关键部件之一，具有至关重要的地位。
随着轻质小型化固体激光器的飞速发展，采用激光点火技术能够显著降低液体火箭发动机点火系统的复杂度与结构质量，降低电磁辐射干扰对航天器电性件的影响。同时，激光点火技术还便于组织大型发动机的多位置点火以保障发动机的平稳启动，也可用于分散布置的空间轨/姿控发动机系统以实现点火系统的轻质化。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，所述点火器具有结构简单、工作可靠和使用寿命长的优点，能够满足液氧/甲烷等低温双组元发动机多次点火启动的使用要求。
本发明提供的用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，包括本体、芯体、激光火花塞、燃烧室、液氧入口套管和甲烷入口套管，所述的芯体通过钎焊安装在所述的本体中心，所述的激光火花塞通过螺纹安装在所述的本体上部，所述的燃烧室通过螺钉安装在所述的本体下部，所述的液氧入口套管通过真空钎焊安装在所述本体的液氧入口通道内，所述的甲烷入口套管通过真空钎焊安装在所述本体的甲烷入口通道内。
进一步，所述的本体在所述的液氧入口通道末端与所述的芯体构成液氧集液环，所述的本体在所述的甲烷入口通道末端与所述的芯体构成甲烷集液环。
进一步，所述的激光火花塞的中心管深入所述的本体和芯体的内部，并与所述的本体和芯体构成液氧蒸发环，所述的火花塞中心管的内部通道为激光光路通道。
进一步，所述的燃烧室与所述的芯体构成火炬室。
进一步，所述的液氧入口套管和甲烷入口套管分别与所述的本体构成液氧通道真空环腔和甲烷通道真空环腔。
进一步，所述的芯体上开设有液氧喷注孔、核心甲烷喷注孔和冷却甲烷喷注孔，所述的液氧喷注孔位于所述的液氧集液环区域，所述的核心甲烷喷注孔和冷却甲烷喷注孔位于所述的甲烷集液环区域，其中，所述的冷却甲烷喷注孔位于所述的核心甲烷喷注孔的下游。
进一步，所述的火花塞中心管上开设有气氧喷注孔，所述的气氧喷注孔位于所述的液氧蒸发环上部。
本发明提供的用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，具有如下优点：
(1)相比固体火药点火器仅能一次性工作，激光火花塞的工作次数不受限制，能够满足火箭发动机多次点火启动的使用要求。
(2)相比电火花点火器复杂的电源—电缆—高压变频装置—火花塞系统，采用轻质小型化一体封装的激光火花塞，显著降低了点火器的结构复杂度及结构质量，同时避免了高压电缆等产生的电磁辐射干扰。
(3)液氧/甲烷入口通道采用真空夹套结构设计，有效降低了点火器工作过程中传递给入口通道内低温推进剂的热量，减小了推进剂入口条件的波动变化，提高了点火器工作的可靠性。
(4)通过采用液氧蒸发环结构设计，液氧经喷注孔雾化后，再充分蒸发汽化完全变成气氧，然后进入点火核心区，有效提高了点火可靠性。
(5)通过采用核心甲烷喷注孔和冷却甲烷喷注孔相结合的结构设计，不仅能有效控制点火核心区的混合比，还能有效组织火炬室的液膜冷却，进一步提高了点火可靠性及点火器使用寿命。
本发明适用于液氧/甲烷火箭发动机，同样适用于液氧/液氢或液氧/煤油等低温双组元非自燃推进剂组合的火箭发动机。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的具体实施方式，下面将对具体实施方式描述中所使用的附图作简单介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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它的附图。
图1为本发明实施例一提供的用于液氧甲烷发动机的激光火炬点火器的结构示意图。
图2为本发明实施例一提供的用于液氧甲烷发动机的激光火炬点火器的工作原理图。
图3为本发明实施例一提供的液氧喷注孔结构示意图。
图4为本发明实施例一提供的气氧喷注孔结构示意图。
图5为本发明实施例一提供的核心甲烷喷注孔结构示意图。
图6为本发明实施例一提供的冷却甲烷喷注孔结构示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是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前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
图中，附图标记：1-本体；2-芯体；3-激光火花塞；4-燃烧室；5-液氧入口套管；6-甲烷入口套管；7-火花塞中心管；11-液氧入口通道；12-甲烷入口通道；13-液氧通道真空环腔；14-甲烷通道真空环腔；15-液氧集液环；16-甲烷集液环；17-液氧蒸发环；18-激光光路通道；19-火炬室；21-液氧喷注孔；22-气氧喷注孔；23-核心甲烷喷注孔；24-冷却甲烷喷注孔。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上部”、“下部”、“内部”、“下游”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发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的零部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发明的限制。
实施例一：
图1和图2分别为本发明实施例一提供的用于液氧甲烷发动机的激光火炬点火器的结构示意图和工作原理图，图3～图6分别为本发明实施例一提供的激光火炬点火器中各喷注孔的结构示意图。如图1～图6所示，本发明提供的用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，包括本体1、芯体2、激光火花塞3、燃烧室4、液氧入口套管5和甲烷入口套管6，所述的芯体2通过钎焊安装在所述的本体1中心，所述的激光火花塞3通过螺纹安装在所述的本体1上部，所述的燃烧室4通过螺钉安装在所述的本体1下部，所述的液氧入口套管5通过真空钎焊安装在所述本体1的液氧入口通道11内，所述的甲烷入口套管6通过真空钎焊安装在所述本体1的甲烷入口通道12内。
优选地，所述的本体1在所述的液氧入口通道11末端与所述的芯体2构成液氧集液环15，所述的本体1在所述的甲烷入口通道12末端与所述的芯体2构成甲烷集液环16。
优选地，所述的激光火花塞3的火花塞中心管7深入所述的本体1和芯体2的内部，并与所述的本体1和芯体2构成液氧蒸发环17，所述的火花塞中心管7的内部通道为激光光路通道18。
优选地，所述的燃烧室3与所述的芯体2构成火炬室19。
优选地，所述的液氧入口套管5和甲烷入口套管6分别与所述的本体1构成液氧通道真空环腔13和甲烷通道真空环腔14。
优选地，所述的芯体2上开设有液氧喷注孔21、核心甲烷喷注孔23和冷却甲烷喷注孔24，所述的液氧喷注孔21位于所述的液氧集液环15区域，所述的核心甲烷喷注孔23和冷却甲烷喷注孔24位于所述的甲烷集液环16区域，其中，所述的冷却甲烷喷注孔24位于所述的核心甲烷喷注孔23的下游。
优选地，所述的火花塞中心管7上开设有气氧喷注孔22，所述的气氧喷注孔22位于所述的液氧蒸发环17上部。
优选地，所述的液氧喷注孔21在所述的芯体2上的分布形式如图3所示，两个或三个液氧喷注孔21构成一个液氧自击对，m个液氧自击对均匀分布在所述的芯体2横截面上(m为≥1的整数)。
优选地，所述的气氧喷注孔22在所述的火花塞中心管7上的分布形式如图4所示，n个气氧喷注孔22沿火花塞中心管7内圆的切向均匀分布在所述的火花塞中心管7横截面上(n为≥1的整数)。
优选地，所述的核心甲烷喷注孔23在所述的芯体2上的分布形式如图5所示，p个核心甲烷喷注孔23沿芯体2内圆的径向均匀分布在所述的芯体2横截面上(p为≥1的整数)。
优选地，所述的冷却甲烷喷注孔24在所述的芯体2上的分布形式如图6所示，q个冷却甲烷喷注孔24沿芯体2内圆的切向均匀分布在所述的芯体2横截面上(q为≥1的整数)。
本发明提供的用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器的工作原理如下：
液氧和甲烷分别经所述的液氧入口通道11和甲烷入口通道12汇聚在所述的液氧集液环15和甲烷集液环16中，所述的液氧入口通道11和甲烷入口通道12分别被所述的液氧通道真空环腔13和甲烷通道真空环腔14与所述的本体1隔离，能够有效的减少点火器工作过程中传递给所述的液氧入口通道11内液氧和甲烷入口通道12内液甲烷的热流量。
所述的液氧集液环15中的液氧经所述的液氧喷注孔21进入所述的液氧蒸发环17中并雾化成小液滴。在所述的液氧蒸发环17中，质量较大的液氧液滴下沉，并不断的蒸发汽化变成气氧，密度较小的气氧上升到达所述的液氧蒸发环17上部，然后经所述的气氧喷注孔22切向喷注进入所述的激光光路通道18中，并贴着所述的激光光路通道18的壁面旋转向下，最终进入所述的火炬室19中。同时，所述的激光火花塞3产生的激光通过所述的激光光路通道18的中心区域聚焦在所述的火花塞中心管7的下端面下游，形成高温点火热源。上述结构设计，能够有效的避免气氧在所述的激光光路通道18内的流动污染激光光路，提高点火器的工作可靠性。
所述的甲烷集液环16中的液甲烷，一部分经所述的核心甲烷喷注孔23径向喷注进入所述的火炬室19中，在所述的火花塞中心管7下端面的下游与所述的激光光路通道18中流出的气氧掺混后，被激光聚焦的高温热源点燃，形成核心火炬并向下游传播。另一部分液甲烷经所述的冷却甲烷喷注孔24切向喷注进入所述的火炬室19中，形成液膜贴着所述的火炬室19的壁面旋转向下游流动，同时不断蒸发进入核心火炬参与燃烧。
本实施例一提供的用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，具有如下优点：
(1)相比固体火药点火器仅能一次性工作，所述的激光火花塞3工作次数不受限制，能够满足火箭发动机多次点火启动的使用要求。
(2)相比电火花点火器复杂的电源—电缆—高压变频装置—火花塞系统，采用所述的激光火花塞3，具有轻质小型化一体封装的特点，显著降低了点火器的结构复杂度及结构质量，同时避免了高压电缆等产生的电磁辐射干扰。
(3)所述的液氧入口通道11和甲烷入口通道12采用真空夹套结构设计，有效降低了点火器工作过程中传递给入口通道内低温推进剂的热量，减小了推进剂入口条件的波动变化，提高了点火器工作的可靠性。
(4)通过采用所述的液氧蒸发环17，液氧经喷注孔雾化后，再充分蒸发汽化完全变成气氧，然后进入点火核心区，有效提高了点火可靠性。
(5)通过采用所述的核心甲烷喷注孔23和冷却甲烷喷注孔24相结合的结构设计，不仅能有效控制点火核心区的混合比，还能有效组织所述的火炬室19的液膜冷却，进一步提高了点火可靠性及点火器使用寿命。
本发明适用于液氧/甲烷火箭发动机，同样适用于液氧/液氢或液氧/煤油等低温双组元非自燃推进剂组合的火箭发动机。

Claims (7)

1.一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，其特征在于，包括本体、芯体、激光火花塞、燃烧室、液氧入口套管和甲烷入口套管；
所述芯体通过钎焊安装在所述的本体中心；
所述激光火花塞通过螺纹安装在所述的本体上部；
所述燃烧室通过螺钉安装在所述的本体下部；
所述液氧入口套管通过真空钎焊安装在所述本体的液氧入口通道内；
所述甲烷入口套管通过真空钎焊安装在所述本体的甲烷入口通道内。
2.根据权利要求1所述的用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，其特征在于，所述的本体在所述的液氧入口通道末端与所述的芯体构成液氧集液环，所述的本体在所述的甲烷入口通道末端与所述的芯体构成甲烷集液环。
3.根据权利要求2所述的用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，其特征在于，所述的激光火花塞的中心管深入所述的本体和芯体的内部，并与所述的本体和芯体构成液氧蒸发环，所述的火花塞中心管的内部通道为激光光路通道。
4.根据权利要求1所述的用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，其特征在于，所述的燃烧室与所述的芯体构成火炬室。
5.根据权利要求1所述的用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，其特征在于，所述的液氧入口套管和甲烷入口套管分别与所述的本体构成液氧通道真空环腔和甲烷通道真空环腔。
6.根据权利要求2所述的用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，其特征在于，所述的芯体上开设有液氧喷注孔、核心甲烷喷注孔和冷却甲烷喷注孔，所述的液氧喷注孔位于所述的液氧集液环区域，所述的核心甲烷喷注孔和冷却甲烷喷注孔位于所述的甲烷集液环区域，其中，所述的冷却甲烷喷注孔位于所述的核心甲烷喷注孔的下游。
7.根据权利要求1所述的用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，其特征在于，所述的火花塞中心管上开设有气氧喷注孔，所述的气氧喷注孔位于所述的液氧蒸发环上部。
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Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110242439A (zh) * 2019-05-06 2019-09-17 上海空间推进研究所 基于层板扩散焊的发动机喷注器、制造方法以及发动机
CN110513719A (zh) * 2019-08-12 2019-11-29 西安航天动力研究所 一种气氧/气甲烷火炬点火器
CN110552815A (zh) * 2019-08-20 2019-12-10 西安航天动力研究所 一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器
CN110716590A (zh) * 2019-10-18 2020-01-21 中国运载火箭技术研究院 一种基于低温泵信号反馈的液氢贮箱压力控制系统
CN111765017A (zh) * 2020-06-11 2020-10-13 安徽九州云箭航天技术有限公司 一种液体火箭发动机用火炬电点火室
CN111963339A (zh) * 2020-08-19 2020-11-20 西安航天动力研究所 一种液膜冷却轨姿控发动机推力室
CN112628023A (zh) * 2020-12-29 2021-04-09 上海空间推进研究所 一种火箭发动机点火系统及使用方法
CN114151234A (zh) * 2022-01-07 2022-03-08 航天科工火箭技术有限公司 一种再生冷却液氧甲烷火炬点火器
CN114483380A (zh) * 2021-12-23 2022-05-13 北京航天动力研究所 一种可多次起动的小型化燃气发生装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2006126397A1 (ja) * 2005-05-26 2006-11-30 National University Corporation Kyushu Institute Of Technology 二液式液体推進薬、飛行体推進方法および推進機
RU2326263C1 (ru) * 2007-05-14 2008-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша") Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты)
CN102175041A (zh) * 2010-12-23 2011-09-07 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 间壁式再生冷却气氧酒精火炬式点火器
CN106134397B (zh) * 2010-05-14 2013-12-18 上海空间推进研究所 一种一氧化二氮/烃燃料火箭发动机的火炬点火装置
CN107178437A (zh) * 2017-06-05 2017-09-19 上海空间推进研究所 微型气和气双组元推进剂的燃烧器

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2006126397A1 (ja) * 2005-05-26 2006-11-30 National University Corporation Kyushu Institute Of Technology 二液式液体推進薬、飛行体推進方法および推進機
RU2326263C1 (ru) * 2007-05-14 2008-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша") Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты)
CN106134397B (zh) * 2010-05-14 2013-12-18 上海空间推进研究所 一种一氧化二氮/烃燃料火箭发动机的火炬点火装置
CN102175041A (zh) * 2010-12-23 2011-09-07 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 间壁式再生冷却气氧酒精火炬式点火器
CN107178437A (zh) * 2017-06-05 2017-09-19 上海空间推进研究所 微型气和气双组元推进剂的燃烧器

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110242439A (zh) * 2019-05-06 2019-09-17 上海空间推进研究所 基于层板扩散焊的发动机喷注器、制造方法以及发动机
CN110513719A (zh) * 2019-08-12 2019-11-29 西安航天动力研究所 一种气氧/气甲烷火炬点火器
CN110552815A (zh) * 2019-08-20 2019-12-10 西安航天动力研究所 一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器
CN110716590A (zh) * 2019-10-18 2020-01-21 中国运载火箭技术研究院 一种基于低温泵信号反馈的液氢贮箱压力控制系统
CN111765017A (zh) * 2020-06-11 2020-10-13 安徽九州云箭航天技术有限公司 一种液体火箭发动机用火炬电点火室
CN111765017B (zh) * 2020-06-11 2023-11-03 安徽九州云箭航天技术有限公司 一种液体火箭发动机用火炬电点火室
CN111963339A (zh) * 2020-08-19 2020-11-20 西安航天动力研究所 一种液膜冷却轨姿控发动机推力室
CN111963339B (zh) * 2020-08-19 2021-07-20 西安航天动力研究所 一种液膜冷却轨姿控发动机推力室
CN112628023A (zh) * 2020-12-29 2021-04-09 上海空间推进研究所 一种火箭发动机点火系统及使用方法
CN114483380A (zh) * 2021-12-23 2022-05-13 北京航天动力研究所 一种可多次起动的小型化燃气发生装置
CN114151234A (zh) * 2022-01-07 2022-03-08 航天科工火箭技术有限公司 一种再生冷却液氧甲烷火炬点火器
CN114151234B (zh) * 2022-01-07 2024-04-26 航天科工火箭技术有限公司 一种再生冷却液氧甲烷火炬点火器

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