CN216922308U - 双室双推力固体火箭发动机二次点火装置及火箭 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供了一种双室双推力固体火箭发动机二次点火装置及火箭,包括一级发动机、二级发动机、中间底、发火插接件以及发火电缆，中间底位于第一发动机和第二发动机之间；一级发动机的燃烧室内设置有用于瞬时发火的一级点火具；二级发动机的燃烧室内设置有用于延时点火的二级点火具；发火插接件和发火电缆二者配合将一级点火具和二级点火具并联，发火电缆的一端引出至发动机外与发射架接口连接。通过发火插接件和发火电缆二者配合将一级点火具和二级点火具并联，一级点火具和二级点火具均由发射装置提供点火电源，有助于同时对两级发动机提供点火电流信号，发射前无需进行时间装订，且结构简单。
Description
技术领域
本实用新型涉及固体火箭发动机点火技术领域，尤其是，涉及一种延期点火技术，具体地，涉及一种双室双推力固体火箭发动机二次点火装置及火箭。
背景技术
传统火箭武器的动力装置采用一次工作的固体火箭发动机，发动机工作结束后依靠惯性飞行到达目标位置。由于推力作用下的火箭飞行加速度在空气阻力大的低空中消耗很大，推进效率较低。所以将发动机分为二次进行工作，一次点火发动机把火箭助推到空气阻力较低的高空，二次点火发动机在高空中进行推力加速，可以有效提高推进效率，达到增程目的。
目前，固体火箭发动机二次点火方式主要有电子延时点火和火工延时点火两种，其中电子延时点火时间精度高，受环境因素影响小，但是，电子延时点火方式往往将时间控制电路与点火具分布于两个舱室，点火线不仅需要穿过发动机前封头，增加设计难度，特别是端面燃烧的浇注装药结构，需要设计专门的通道供点火线通过，给装药的设计带来很大的麻烦。
现有公开号为CN107269424A的中国专利，其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。
发明人认为：目前急需一种更为简便的固体火箭发动机二次点火方式，由常规火箭发射装置同时对两级发动机提供点火电流信号，无需发射前进行时间装订。
实用新型内容
针对现有技术中的缺陷，本实用新型的目的是提供一种双室双推力固体火箭发动机二次点火装置及火箭。
根据本实用新型提供的一种双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，包括一级发动机、二级发动机、中间底、发火插接件以及发火电缆，所述中间底位于第一发动机和第二发动机之间；所述一级发动机的燃烧室内设置有用于瞬时发火的一级点火具，所述一级点火具紧固安装在中间底靠近一级发动机的一侧；所述二级发动机的燃烧室内设置有用于延时点火的二级点火具，所述二级点火具紧固安装在中间底靠近二级发动机的一侧；所述发火插接件和发火电缆二者配合将一级点火具和二级点火具并联，且所述发火电缆的一端引出至发动机外与发射架接口连接。
优选地，所述一级点火具包括第一点火器、盖板以及第一主装药腔，所述第一点火器位于第一主装药腔内，所述盖板用于封闭或打开第一主装药腔。
优选地，所述二级点火具包括第二点火器、延期体以及第二主装药腔，所述第二点火器与延期体连接，所述延期体与第二主装药腔紧口连接,并涂胶密封。
优选地，所述发火插接件包括发火插座和发火插头；所述发火插座包括插针组件和第一安装座，所述第一安装座与中间底紧固连接；所述发火插头包括插孔和第二安装座，所述第二安装座与中间底紧固连接，所述插孔与插针组件对应并插接配合；所述发火插头的引线与第一点火具的引线连接，所述发火插座的引线与发火电缆连接。
优选地，所述发火电缆包括两条线芯，任一所述线芯均分别与发火插座的引线和二级点火具的引线连接。
优选地，所述插针组件包括两根镀金铜针，所述发火电缆的两条线芯分别与插针组件的两根镀金铜针连接。
优选地，所述第一安装座螺纹安装在中间底上，所述第一安装座与中间底之间设置有密封垫，且所述第一安装座与中间底的连接处填充有密封胶。
优选地，所述一级点火具的点火线通过发火插接件从二级发动机内引入。
优选地，所述二级点火具通过压环与中间底紧固连接，所述压环的外侧设置有护盖。
根据本实用新型提供的一种火箭，包括火箭本体，所述双室双推力固体火箭发动机二次点火装置安装在火箭本体内并与火箭本体内的点火电缆连接。
与现有技术相比，本实用新型具有如下的有益效果：
1、本实用新型通过发火插接件和发火电缆二者配合将一级点火具和二级点火具并联，一级点火具为瞬时点火，二级点火具为延迟点火，一级点火具和二级点火具均由发射装置提供点火电源，有助于同时对两级发动机提供点火电流信号，发射前无需进行时间装订，且结构简单；
2、本实用新型通过一级点火具和二级点火具分别对一级发动机和二级发动机进行点火作业，相比电子延时点火，无需复杂的控制电路和舱室穿线，且发射前无需进行时间装订，因此该装置结构简单，安装方便，适用于贴壁浇注型或者自由装填型装药结构的双室发动机点火；
3、本实用新型通过发火插接件和发火电缆二者配合同时对两级发动机提供点火电流信号，二级发动机点火输入信号不依靠环境力，直接由发射装置提供点火电源，有助于减少工作环节，从而有助于提高工作可靠性；
4、本实用新型适合于并联式双室双推力发动机的点火，可实现发动机二次点火工作，提高火箭射程的目的。
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，本实用新型的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本实用新型主要体现固体火箭发动机二次点火装置的整体结构示意图；
图2为本实用新型主要体现一级点火具整体结构的示意图；
图3为本实用新型主要体现二级点火具整体结构的示意图；
图4为本实用新型主要体现发火插座整体结构的示意图；
图5为本实用新型主要体现发火插头整体结构的示意图。
附图标记：
一级点火具1 护盖5
第一点火器11 发火插座6
盖板12 插针组件61
第一主装药腔13 第一安装座62
中间底2 密封垫7
二级点火具3 发火插头8
第二点火器31 插孔81
延期体32 第二安装座82
第二主装药腔33 发火电缆9
压环4
具体实施方式
下面结合具体实施例对本实用新型进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本实用新型，但不以任何形式限制本实用新型。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本实用新型的保护范围。
如图1所示，根据本实用新型提供的一种双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，包括一级发动机、二级发动机、中间底2、发火插接件以及发火电缆9，中间底2位于第一发动机和第二发动机之间。一级发动机的燃烧室内安装有用于瞬时发火的一级点火具1，二级发动机的燃烧室内安装有用于延时点火的二级点火具3。发火插接件和发火电缆9二者配合将一级点火具1和二级点火具3并联，且发火电缆9的一端引出至发动机外与发射架接口连接。
通过与发射架接口连接的发火电缆9向双室双推力固体火箭发动机发送点火指令，一级点火具1和第二点火具同时接收到点火指令进行点火。一级点火具1瞬时将一级发动机燃烧室内的固体燃料点燃，一级发动机工作将火箭推送到空气阻力较低的高空，此时，二级点火具3经延时后将二级发动机燃烧室内的固体燃料点燃，二次点火发动机工作在高空中进行推力加速，从而提高了推进效率，达到增程的目的。且发明人认为二级点火具3的延时时间可以根据火箭发射的实际需要进行设置。
如图1和图2所示，一级点火具1通过螺钉固定于中间底2靠近一级发动机燃烧室的一侧，一级点火具1包括第一点火器11、盖板12以及第一主装药腔13，第一点火器 11位于第一主装药腔13内，盖板12用于封闭或打开第一主装药腔13。第一主装药腔 13为铝合金壳体制作而成的扇形腔体，内含高能点火药剂，第一点火器11能够将第一主装药腔13内的高能点火药剂瞬时点燃。
如图1和图3所示，二级点火具3通过压环4和螺钉配合固定于中间底2靠近二级发动机燃烧室的一侧，压环4的外侧安装有护盖5，护盖5为环氧酚醛玻璃布材质，能够保护压环4在药柱高温燃烧时不被烧蚀掉。二级点火具3包括第二点火器31、延期体 32以及第二主装药腔33，第二点火器31与延期体32紧固连接，延期体32与第二主装药腔33紧口连接,并涂胶密封。
具体的，第二主装药腔33为铝合金壳体制作而成的圆柱形腔体，内含高能点火药剂。延期体32为兵器领域常用的延时点火管器件，延期体32通过螺纹与第二主装药腔 33开口处的侧壁螺纹连接，并将第二主装药腔33的开口封闭，第二点火器31位于延期体32远离第二主装药腔33的一端。
进一步地，为了提高点火的可靠性，采用并联的双点火器结构，且一级点火具1的点火线通过发火插接件从二级发动机内引入，发火线缆的一端穿过长尾喷管引入至二级发动机内。
如图1、图4和图5所示，发火插接件包括发火插座6和发火插头8，发火插座6 包括插针组件61和第一安装座62，插针组件61包括两根镀金铜针和环氧酚醛玻璃布材质的针盖，第一安装座62的材质为30CrMnSiA合金钢，插针组件61和第一安装座62 采用618环氧树脂粘接而成，且第一安装座62的外侧攻有螺纹。第一安装座62螺纹安装在中间底2上，第一安装座62与中间底2之间安装有密封垫7，且第一安装座62与中间底2的连接处填充有密封胶。
第一安装座62装入中间底2时，先放入密封垫7，并在连接螺纹处均匀涂上RTV(D03)密封胶，以防发动机工作时燃气泄漏。
发火插头8包括插孔81和第二安装座82，第二安装座82与中间底2紧固连接，插孔81与插针组件61对应并插接配合。具体地，插孔81选用通用件JS-12晶体管延时继电器插座，其由陶瓷底座和插孔81烧结而成。第二安装座82由环氧酚醛玻璃布材质加工而成。插孔81和第二安装座82由618环氧树脂粘接而成，且两者都起到绝缘和耐高温耐烧蚀的作用。
发火插座6安装到位后，连接发火插头8，随后发火插头8的引线与第一点火具的引线连接，从而使发火插头8的引线与第一点火器11连接。发火电缆9包括两条线芯，任一条线芯均分别与发火插座6的引线和二级点火具3的引线连接，从而实现了通过发火插接件和发火电缆9二者配合将一级点火具1和二级点火具3并联。且将中间底2分别与一级发动机的燃烧室和二级发动机的燃烧室进行对接。
点火过程：发射装置收到点火指令后，由发火电缆9输入点火电流信号，同时对一级点火具1和二级点火具3进行点火，一级点火具1立即工作点燃一级发动机燃烧室内的燃料使其开始工作；同时二级点火具3的延时点火管点火工作并延时至一定时间点燃第二主装药腔33内的高能点火药剂，高能点火药剂燃烧产生燃气对二级发动机推进剂装药进行点火，至此，二级发动机开始工作。
相比电子延时点火，本申请的点火装置无需复杂的控制电路和舱室穿线，且发射前无需进行时间装订，因此该装置结构简单，安装方便，适用于贴壁浇注型或者自由装填型装药结构的双室发动机点火。
相比其他火工延时的发动机点火方式，本申请的方案中二级发动机点火输入信号不依靠环境力，直接由发射装置提供点火电源，减少了工作环节，提高了工作可靠性。
根据本实用新型提供的一种火箭，采用上述的双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，包括火箭本体，所述双室双推力固体火箭发动机二次点火装置安装在火箭本体内并与火箭本体内的点火电缆连接。
工作原理
点火过程：发射装置收到点火指令后，由发火电缆9输入点火电流信号，同时对一级点火具1和二级点火具3进行点火，一级点火具1和第二点火具同时接收到点火指令进行点火；一级点火具1瞬时将一级发动机燃烧室内的固体燃料点燃，一级发动机工作将火箭推送到空气阻力较低的高空，此时，二级点火具3经延时后点燃第二主装药腔33 内的高能点火药剂，高能点火药剂燃烧产生燃气对二级发动机推进剂装药进行点火，至此，二次点火发动机工作在高空中进行推力加速，从而提高了推进效率，达到增程的目的。
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。
以上对本实用新型的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本实用新型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，这并不影响本实用新型的实质内容。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 (10)
1.一种双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，其特征在于，包括一级发动机、二级发动机、中间底(2)、发火插接件以及发火电缆(9)，所述中间底(2)位于第一发动机和第二发动机之间；
所述一级发动机的燃烧室内设置有用于瞬时发火的一级点火具(1)，所述一级点火具(1)紧固安装在中间底(2)靠近一级发动机的一侧；
所述二级发动机的燃烧室内设置有用于延时点火的二级点火具(3)，所述二级点火具(3)紧固安装在中间底(2)靠近二级发动机的一侧；
所述发火插接件和发火电缆(9)二者配合将一级点火具(1)和二级点火具(3)并联，且所述发火电缆(9)的一端引出至发动机外与发射架接口连接。
2.如权利要求1所述的双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，其特征在于，所述一级点火具(1)包括第一点火器(11)、盖板(12)以及第一主装药腔(13)，所述第一点火器(11)位于第一主装药腔(13)内，所述盖板(12)用于封闭或打开第一主装药腔(13)。
3.如权利要求1所述的双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，其特征在于，所述二级点火具(3)包括第二点火器(31)、延期体(32)以及第二主装药腔(33)，所述第二点火器(31)与延期体(32)连接，所述延期体(32)与第二主装药腔(33)紧口连接,并涂胶密封。
4.如权利要求1所述的双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，其特征在于，所述发火插接件包括发火插座(6)和发火插头(8)；
所述发火插座(6)包括插针组件(61)和第一安装座(62)，所述第一安装座(62)与中间底(2)紧固连接；
所述发火插头(8)包括插孔(81)和第二安装座(82)，所述第二安装座(82)与中间底(2)紧固连接，所述插孔(81)与插针组件(61)对应并插接配合；
所述发火插头(8)的引线与第一点火具的引线连接，所述发火插座(6)的引线与发火电缆(9)连接。
5.如权利要求4所述的双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，其特征在于，所述发火电缆(9)包括两条线芯，任一所述线芯均分别与发火插座(6)的引线和二级点火具(3)的引线连接。
6.如权利要求5所述的双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，其特征在于，所述插针组件(61)包括两根镀金铜针，所述发火电缆(9)的两条线芯分别与插针组件(61)的两根镀金铜针连接。
7.如权利要求4所述的双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，其特征在于，所述第一安装座(62)螺纹安装在中间底(2)上，所述第一安装座(62)与中间底(2)之间设置有密封垫(7)，且所述第一安装座(62)与中间底(2)的连接处填充有密封胶。
8.如权利要求1所述的双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，其特征在于，所述一级点火具(1)的点火线通过发火插接件从二级发动机内引入。
9.如权利要求1所述的双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，其特征在于，所述二级点火具(3)通过压环(4)与中间底(2)紧固连接，所述压环(4)的外侧设置有护盖(5)。
10.一种火箭，其特征在于，采用权利要求1-9任一项所述的双室双推力固体火箭发动机二次点火装置，包括火箭本体，所述双室双推力固体火箭发动机二次点火装置安装在火箭本体内并与火箭本体内的点火电缆连接。
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Cited By (1)
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| CN115653791A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-01-31 | 北京中科宇航技术有限公司 | 一种固体火箭发动机及其穿舱式点火装置 |
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- 2021-11-29 CN CN202122952822.8U patent/CN216922308U/zh active Active
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|---|---|---|---|---|
| CN115653791A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-01-31 | 北京中科宇航技术有限公司 | 一种固体火箭发动机及其穿舱式点火装置 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CP03 | Change of name, title or address | ||
| CP03 | Change of name, title or address |
Address after: 201108, No. 5200 Jin Du Road, Shanghai, Minhang District Patentee after: Shanghai Shipbuilding Electronic Equipment Research Institute (726 Research Institute of China Shipbuilding Corp.) Address before: 5200 Jindu Road, Minhang District, Shanghai 201100 Patentee before: Shanghai Institute of Ship Electronic Equipment (726 Institute of China Ship Heavy Industry Corp.) |
|
| TR01 | Transfer of patent right | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20231226 Address after: 200025, Bottom Floor, No. 19, Lane 345, Danshui Road, Huangpu District, Shanghai Patentee after: SHANGHAI ZHONGYUAN ELECTRON & ENGINEERING Co.,Ltd. Address before: 201108, No. 5200 Jin Du Road, Shanghai, Minhang District Patentee before: Shanghai Shipbuilding Electronic Equipment Research Institute (726 Research Institute of China Shipbuilding Corp.) |