CN110552815B - 一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器 - Google Patents

一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器。旨在解决现有技术中存在的火炬式点火器工作时间较短、易发生点火花塞烧蚀、自身点火和冷却可靠性较低的问题。本发明包括由左至右依次连接的电火花塞、燃烧室头部壳体、燃烧室身部壳体、燃烧室喉部壳体、燃气导管以及外套螺母，燃烧室身部壳体内为燃烧室；还包括气氧集气腔外壳体、气氧入口导管、煤油集液腔外壳体以及煤油入口导管；燃烧室身部壳体上部设置有气氧直流喷注孔和气膜冷却喷注孔，燃烧室头部壳体的上部设置有煤油直流喷注孔，气氧直流喷注孔所喷的气氧与煤油直流喷注孔所喷的煤油交汇于燃烧室内撞击燃烧，气膜冷却喷注孔所喷氧气用于冷却燃烧室喉部和燃气导管，并可形成二次燃烧。

Description

一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器
技术领域
本发明涉及火炬式点火器装置，具体涉及一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器。
背景技术
液氧/煤油推进剂作为一种非自燃双组元推进剂组合，必须设置点火装置才能实现火箭发动机的点火启动。目前，非自燃推进剂液体火箭发动机常用的点火器主要包括固体火药点火器、电火花点火器、化学点火器及火炬式电点火器等。
其中，固体火药点火器的重复使用性较差，每次使用后须重新装填，因此，要满足发动机的多次点火需安装多个固体火药点火器；电火花点火器使用简单、方便，但是点火能量较小，无法用于质量流量较大的液氧/煤油火箭发动机的点火启动；目前，国内的液氧/煤油火箭发动机普遍使用化学点火器(点火剂为三乙基铝和三乙基硼等)进行点火启动，结构较为简单，但是该类点火剂遇氧气自燃，安全性较低，使用维护不便；火炬式电点火器具有点火能量大、可重复使用和使用维护方便等优点，是多次启动液氧/煤油火箭发动机较为理想的点火方式。
然而，目前国内的火炬式点火器普遍存在工作时间较短，长时间工作易发生点火花塞烧蚀的问题，并且自身点火和冷却可靠性较低。
发明内容
本发明为了解决现有技术中存在的火炬式点火器工作时间较短、易发生点火花塞烧蚀、自身点火和冷却可靠性较低的问题，而提供了一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器。
该点火器是一种使用氧气和煤油作为推进剂的低氧燃混合比的富燃火炬式电点火器，可用作液氧/煤油火箭发动机推力室或发生器启动的点火单元。
为达到上述目的，本发明所采用的技术方案为：
本发明的一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器，包括燃烧室组件、电火花塞、燃气导管、外套螺母、气氧集气腔外壳体、气氧入口导管、煤油集液腔外壳体以及煤油入口导管；
所述燃烧室组件为从左至右依次连接的燃烧室头部壳体、燃烧室身部壳体以及燃烧室喉部壳体；所述燃烧室身部壳体内为燃烧室；
所述电火花塞插装于燃烧室头部壳体内，电火花塞的点火端面与燃烧室的左端面间的距离为3mm至7mm；
所述燃气导管一端与燃烧室喉部壳体右端连接，另一端连接所述外套螺母；
所述气氧集气腔外壳体套装于燃烧室身部壳体上，且与燃烧室身部壳体之间形成环状的气氧集气腔，所述气氧入口导管设置于气氧集气腔外壳体的外侧，并与气氧集气腔相通，所述燃烧室身部壳体上设置有多个气氧直流喷注孔和多个气膜冷却喷注孔，所述气氧直流喷注孔和气膜冷却喷注孔的一端均与气氧集气腔相通，另一端均与燃烧室相通；
所述煤油集液腔外壳体套装于燃烧室头部壳体上，且与燃烧室头部壳体之间形成环状的煤油集液腔，所述煤油入口导管设置于煤油集液腔外壳体的外侧，并与煤油集液腔相通，所述燃烧室头部壳体上设置有与气氧直流喷注孔数量相同且相互对应的煤油直流喷注孔，所述煤油直流喷注孔的一端与煤油集液腔相通，另一端与燃烧室相通；
每个气氧直流喷注孔出射端的中心延长线与对应的煤油直流喷注孔出射端的中心延长线相交于燃烧室内，形成一个气氧/煤油直流互击式喷注对；
所述气膜冷却喷注孔出射端的中心延长线指向燃烧室喉部壳体内部。
进一步地，还包括测压导管；
所述测压导管设置于燃烧室喉部壳体的外侧；
所述燃烧室喉部壳体上设置有测压孔；
所述测压孔的一端与测压导管连通，另一端与燃烧室连通。
进一步地，所述煤油直流喷注孔的一端通过设置于燃烧室头部壳体上的连接通孔与煤油集液腔相通；
所述煤油直流喷注孔的中心轴线与燃烧室的中心轴线平行；
所述气氧直流喷注孔的中心轴线与燃烧室的中心轴线垂直；
所述气膜冷却喷注孔的中心轴线与燃烧室的中心轴线间夹角为45°。
进一步地，所述气氧/煤油直流互击式喷注对共有四对，且在燃烧室内周向均匀分布。
进一步地，所述气氧直流喷注孔的孔径为0.75mm；
所述煤油直流喷注孔的孔径为0.5mm；
所述连接通孔的孔径为4mm；
所述气氧冷却喷注孔的孔径为0.6mm。
进一步地，所述电火花塞的点火端面与燃烧室的左端面间的距离为5mm。
进一步地，所述电火花塞与燃烧室头部壳体螺纹连接；所述电火花塞与燃烧室头部壳体之间安装有密封垫片。
进一步地，所述气氧集气腔外壳体与燃烧室身部壳体间为焊接；
所述煤油集液腔外壳体与燃烧室头部壳体间为焊接；
所述测压导管与燃烧室喉部壳体间为焊接。
本发明的有益效果是：
1.本发明采用了气氧/煤油直流互击式喷注对的喷注方式，氧气和煤油分别经过气氧直流喷注孔和煤油直流喷注孔喷入燃烧室，有效实现了气液均匀掺混和雾化，避免了因局部混合不均导致的结构局部烧蚀，确保了点火器自身点火的可靠性，同时电火花塞采用了缩进式设计，避免燃烧火焰对电火花塞的直接冲刷，确保电火花塞在较长工作时间内不发生过热甚至烧蚀，延长其寿命。
2.本发明采用了分级燃烧结构，氧气和煤油经4对直流互击式喷注对进入燃烧室内进行第一次燃烧，形成高温富燃燃气，由气膜冷却喷注孔喷入的氧气与高温富燃燃气在燃烧室和燃气导管中形成第二次燃烧，既能保证形成稳定的火炬，又利用喷入的氧气作为气膜对燃烧室喉部和燃气导管进行了冷却，保证了火炬点火器能够在较长时间内稳定工作。
3.本发明还包括设置于燃烧室身部壳体外侧的测压导管，可实时对燃烧室的气压进行监测。
附图说明
图1是本发明一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器的结构示意图；
图2为本发明在典型试验工况下采集的燃烧室压力-时间曲线。
图中，1-电火花塞，2-密封垫片，3-燃烧室头部壳体，4-煤油集液腔外壳体，5-煤油入口导管，6-煤油集液腔，7-煤油直流喷注孔，8-测压导管，9-测压孔，10-燃烧室喉部壳体，11-燃气导管，12-外套螺母，13-燃烧室，14-燃烧室身部壳体，15-气氧集气腔外壳体，16-气氧入口导管，17-气氧直流喷注孔，18-气氧集气腔，19-气膜冷却喷注孔，20-连接通孔。
具体实施方式
为使本发明的目的、优点和特征更加清楚，以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器作进一步详细说明。根据下面具体实施方式，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是：附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的；其次，附图所展示的结构往往是实际结构的一部分。
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器，其工作原理如下：
氧气和煤油经多组直流互击式喷注对进入燃烧室13，在燃烧室13内撞击、雾化并点火燃烧，形成的高温富燃燃气，高温富燃燃气与由气膜冷却喷注孔19流入的氧气在燃烧室13内进行二次燃烧，后经燃烧室喉部和燃气导管11排出，形成稳定的火炬，燃烧室喉部壳体10和燃气导管11利用由气膜冷却喷注孔19流入的氧气形成的气膜进行冷却。
实施例1：
本实施例的气氧/煤油富燃火炬式电点火器的结构如下：
如图1所示，本实施例包括燃烧室组件、电火花塞1、燃气导管11、外套螺母12、气氧集气腔外壳体15、气氧入口导管16、煤油集液腔外壳体4以及煤油入口导管5；
燃烧室组件为从左至右依次连接的燃烧室头部壳体3、燃烧室身部壳体14以及燃烧室喉部壳体10；燃烧室身部壳体14内为燃烧室13；电火花塞1插装于燃烧室头部壳体3内，并与其螺纹连接并通过密封垫片2密封，电火花塞1的点火端面与燃烧室13的左端面间的距离为5mm；电火花塞1采用缩进设计，其点火端面相对于燃烧室左端面的缩进了5mm，以避免燃烧火焰对电火花塞1冲蚀；燃气导管11一端与燃烧室喉部壳体右端连接，另一端连接外套螺母12；
气氧集气腔外壳体15套装并焊接于燃烧室身部壳体14上，且与燃烧室身部壳体14之间形成环状的气氧集气腔18，气氧入口导管16设置于气氧集气腔外壳体15的外侧，并与气氧集气腔18相通，燃烧室身部壳体14上沿燃烧室13内壁周向均匀分布有4个孔径为0.75mm的气氧直流喷注孔17和8个孔径为0.6mm的气膜冷却喷注孔19，气氧直流喷注孔17和气膜冷却喷注孔19的一端均与气氧集气腔18相通，另一端均与燃烧室13相通；实现火炬式电点火器的气氧稳定供应，同时有气膜冷却喷注孔19喷入的氧气对燃烧室喉部和燃气导管11进行冷却；其中，所述气氧直流喷注孔17的中心轴线与燃烧室13的中心轴线垂直。
煤油集液腔外壳体4套装并焊接于燃烧室头部壳体3上，且与燃烧室头部壳体3之间形成环状的煤油集液腔6，所述煤油入口导管5设置于煤油集液腔外壳体4的外侧，并与煤油集液腔6相通，所述燃烧室头部壳体3上设置有4个与气氧直流喷注孔17对应的孔径为0.5mm的煤油直流喷注孔7，煤油直流喷注孔7的一端通过设置于燃烧室头部壳体3上的连接通孔20与煤油集液腔6相通，另一端与燃烧室13相通；实现火炬式电点火器的煤油稳定供应；其中，煤油直流喷注孔7的中心轴线与燃烧室13的中心轴线平行，连接通孔20的孔径为4mm；
每个气氧直流喷注孔17出射端的中心延长线与对应的煤油直流喷注孔7出射端的中心延长线垂直相交于燃烧室13内，形成一个气氧/煤油直流互击式喷注对；气膜冷却喷注孔19出射端中心的延长线指向燃烧室喉部壳体10内部，并与燃烧室13的轴线间夹角为45°。
本实施例的气氧/煤油富燃火炬式电点火器中主要部件的作用分别如下：
气氧集气腔外壳体：主要用于与燃烧室身部壳体14之间形成环状的气氧集气腔18，该气氧集气腔18主要用于缓存气氧，使得气氧稳定不间断的供应；
煤油集液腔外壳体；主要用于与燃烧室头部壳体3之间形成环状的煤油集液腔6，该煤油集液腔6主要缓存煤油，使得煤油稳定不间断的供应；
气氧直流喷注孔17与煤油直流喷注孔7：二者的出射端中心延长线相交于燃烧室13内，形成气氧/煤油直流互击式喷注对，保证燃烧所需的燃料与氧气的供应；
气膜冷却喷注孔19：主要用于喷入氧气作为气膜对燃烧室喉部和燃气导管进行冷却，同时所喷入的氧气还能与高温富燃燃气形成二次燃烧，进一步保证形成稳定火炬。
实施例2：
本实施例的气氧/煤油富燃火炬式电点火器的结构基本同实施例1，其不同之处在于：本实施例还包括测压导管8，测压导管8设置于燃烧室身部壳体14的外侧；燃烧室身部壳体14上相应设置有测压孔9；测压孔9的一端与测压导管8连通，另一端与燃烧室13连通；以便于采集燃烧室13内压力信号。
燃气导管11长度选为25mm，与燃烧室喉部壳体10通过焊接方式连接，火炬式电点火器通过外套螺母12与火箭发动机推力室或发生器连接，实现火箭发动机的点火启动。
本实施例的各个零件均采用高温合金GH4202，以提高结构的耐高温能力，有效保证了点火器长时间工作的可靠性。
本发明气氧/煤油富燃火炬式电点火器已经完成了原理样机研制以及多次地面热试考核试验。如图2所示，考核试验表明本发明气氧/煤油富燃火炬式电点火器在设计工况下点火可靠，工作稳定，并且在连续4s长时间考核试验后检查结构完好。

Claims (7)

1.一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器，其特征在于：包括燃烧室组件、电火花塞(1)、燃气导管(11)、外套螺母(12)、气氧集气腔外壳体(15)、气氧入口导管(16)、煤油集液腔外壳体(4)以及煤油入口导管(5)；
所述燃烧室组件为从左至右依次连接的燃烧室头部壳体(3)、燃烧室身部壳体(14)以及燃烧室喉部壳体(10)；所述燃烧室身部壳体(14)内为燃烧室(13)；
所述电火花塞(1)插装于燃烧室头部壳体(3)内，电火花塞(1)的点火端面与燃烧室(13)的左端面间的距离为3mm至7mm；
所述燃气导管(11)一端与燃烧室喉部壳体(10)右端连接，另一端连接所述外套螺母(12)；
所述气氧集气腔外壳体(15)套装于燃烧室身部壳体(14)上，且与燃烧室身部壳体(14)之间形成环状的气氧集气腔(18)，所述气氧入口导管(16)设置于气氧集气腔外壳体(15)的外侧，并与气氧集气腔(18)相通，所述燃烧室身部壳体(14)上设置有多个气氧直流喷注孔(17)和多个气膜冷却喷注孔(19)，所述气氧直流喷注孔(17)和气膜冷却喷注孔(19)的一端均与气氧集气腔(18)相通，另一端均与燃烧室(13)相通；
所述煤油集液腔外壳体(4)套装于燃烧室头部壳体(3)上，且与燃烧室头部壳体(3)之间形成环状的煤油集液腔(6)，所述煤油入口导管(5)设置于煤油集液腔外壳体(4)的外侧，并与煤油集液腔(6)相通，所述燃烧室头部壳体(3)上设置有与气氧直流喷注孔(17)数量相同且相互对应的煤油直流喷注孔(7)，所述煤油直流喷注孔(7)的一端与煤油集液腔(6)相通，另一端与燃烧室(13)相通；
每个气氧直流喷注孔(17)出射端的中心延长线与对应的煤油直流喷注孔(7)出射端的中心延长线相交于燃烧室(13)内，形成一个气氧/煤油直流互击式喷注对；
所述气膜冷却喷注孔(19)出射端的中心延长线指向燃烧室喉部壳体(10)内部；
所述煤油直流喷注孔(7)的一端通过设置于燃烧室头部壳体(3)上的连接通孔(20)与煤油集液腔(6)相通；
所述煤油直流喷注孔(7)的中心轴线与燃烧室(13)的中心轴线平行；
所述气氧直流喷注孔(17)的中心轴线与燃烧室(13)的中心轴线垂直；
所述气膜冷却喷注孔(19)的中心轴线与燃烧室(13)的中心轴线间夹角为45°。
2.根据权利要求1所述的一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器，其特征在于：还包括测压导管(8)；
所述测压导管(8)设置于燃烧室喉部壳体(10)的外侧；
所述燃烧室喉部壳体(10)上设置有测压孔(9)；
所述测压孔(9)的一端与测压导管(8)连通，另一端与燃烧室(13)连通。
3.根据权利要求1或2所述的一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器，其特征在于：所述气氧/煤油直流互击式喷注对共有四对，且在燃烧室(13)内周向均匀分布。
4.根据权利要求3所述的一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器，其特征在于：所述气氧直流喷注孔(17)的孔径为0.75mm；
所述煤油直流喷注孔(7)的孔径为0.5mm；
所述连接通孔(20)的孔径为4mm；
所述气氧冷却喷注孔(19)的孔径为0.6mm。
5.根据权利要求4所述的一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器，其特征在于：所述电火花塞(1)的点火端面与燃烧室的左端面间的距离为5mm。
6.根据权利要求5所述的一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器，其特征在于：所述电火花塞(1)与燃烧室头部壳体(3)螺纹连接；所述电火花塞(1)与燃烧室头部壳体(3)之间安装有密封垫片(2)。
7.根据权利要求2所述的一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器，其特征在于：所述气氧集气腔外壳体(15)与燃烧室身部壳体(14)间为焊接；
所述煤油集液腔外壳体(4)与燃烧室头部壳体(3)间为焊接；
所述测压导管(8)与燃烧室喉部壳体(10)间为焊接。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11840988B1 (en) 2023-03-03 2023-12-12 Venus Aerospace Corp. Film cooling with rotating detonation engine to secondary combustion

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110513719B (zh) * 2019-08-12 2021-01-12 西安航天动力研究所 一种气氧/气甲烷火炬点火器
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
CN112240570B (zh) * 2020-10-20 2021-12-03 西安航天动力研究所 一种基于3d打印成型的旋流火炬点火器
CN112502857B (zh) * 2020-12-02 2022-02-22 中国人民解放军国防科技大学 针栓喷注器及液体火箭发动机
CN113309635B (zh) * 2021-07-03 2023-08-01 西北工业大学 固液混合发动机多次启动点火器及方法
CN114483380B (zh) * 2021-12-23 2023-07-14 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
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

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0814561A (ja) * 1994-06-29 1996-01-19 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 点火トーチ
DE10211141A1 (de) * 2002-03-14 2003-09-25 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zum Zünden der Brennkammer einer Gasturbinenanlage sowie Zündvorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
KR100668804B1 (ko) * 2005-12-22 2007-01-12 한국항공우주연구원 로켓엔진용 점화기
CN101852146A (zh) * 2009-04-01 2010-10-06 北京航空航天大学 新型氢氧小发动机头部
CN101699053A (zh) * 2009-10-26 2010-04-28 北京航空航天大学 补氧式气氢/气氧气动谐振热表面点火器
CN103644044B (zh) * 2013-11-26 2015-10-28 北京航空航天大学 应用于真空羽流效应实验研究的多组元模拟发动机及其点火方案
RU2561796C1 (ru) * 2014-10-16 2015-09-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Камера сгорания жрд с электроплазменным зажиганием
CN109386400B (zh) * 2018-12-07 2021-01-12 上海空间推进研究所 一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11840988B1 (en) 2023-03-03 2023-12-12 Venus Aerospace Corp. Film cooling with rotating detonation engine to secondary combustion

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Publication number Publication date
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