CN218991743U - 一种低燃速固体火箭发动机点火装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种低燃速固体火箭发动机点火装置，包括壳体，其内腔分为燃烧室和喷管腔，喷管腔内设有堵盖；端燃推进剂，其安装在燃烧室内，端燃推进剂端面上固定设置有速燃药片，速燃药片用于引燃端燃推进剂；点火药盒，其安装在端燃推进剂与喷管腔之间的间隙中，用于提供点火燃气。本实用新型安装简单，通过速燃药片大幅提高端燃推进剂端面的引燃率，进而提高装置的点火可靠性，具有广泛的应用前景。

Description

一种低燃速固体火箭发动机点火装置

技术领域

本实用新型涉及一种低燃速固体火箭领域，特别是涉及到一种低燃速固体火箭发动机点火装置。

背景技术

对于长时间工作的小直径固体火箭发动机，其口径较小，装药空间十分有限，在满足推力、总冲及工作时间等技术指标的前提下，端燃装药方式具有装填密度最大(满装填)、结构简单、平衡段推力平稳等优点。

某些长时间飞行器需要采用低燃速端面燃烧推进剂形式的固体火箭发动机，但是，目前的低燃速推进剂点火设计存在如下问题：低燃速推进剂活性低不容易点燃，然而端面燃烧推进剂一般为后部点火，点火药盒产生的燃气可能向端面燃烧推进剂的燃面上喷洒，也有可能向喷管方向喷洒，点火燃气的流动传热存在随机性，这可能会导致发动机点火失败；即使点火燃气向端燃推进剂的燃面喷洒也可能会由于传热流动随机性较大，端燃推进剂的燃面无法同时点燃而导致点火延迟，点火延迟会导致导弹出筒速度变慢，也可能会导致点火失败，给发射载体造成了一定威胁。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是如何降低对点火药盒的传热方向要求，从而提高低燃速端燃推进剂的端面点燃成功率，使低燃速固体火箭发动机点火装置点火更可靠。

为解决上述技术问题，本实用新型提供一种低燃速固体火箭发动机点火装置，其特征在于，包括：

壳体，其内腔分为燃烧室和喷管腔，所述喷管腔内设有堵盖；

端燃推进剂，其安装在所述燃烧室内，所述端燃推进剂端面上固定设置有速燃药片，所述速燃药片用于引燃所述端燃推进剂；

点火药盒，其安装在所述端燃推进剂与所述喷管腔之间的间隙中，用于提供点火燃气。

相较于现有技术，本实用新型设计在端燃推进剂的端面安装速燃药片，使得点火药盒引爆后产生的火花和热量稍有接触速燃药片就可以引燃速燃药片，进而点燃端燃推进剂的端面，降低了对点火药盒传热方向的要求，速燃药片能确保有高速高温燃气接触端燃推进剂端面，大幅提高端燃推进剂端面的引燃率，从而提高点火装置的点火可靠性。

进一步地，所述速燃药片包括速燃药剂层和粘接层，所述速燃药片通过所述粘接层连接所述孔槽底面。速燃药片具有粘接层连接孔槽底面，使速燃药片不易脱离孔槽。

进一步地，所述速燃药剂层和所述粘接层的厚度比为(3-5)：1。控制速燃药剂层和粘接层的厚度比例可以确保粘接层能承受速燃药剂层的重力应力，保持粘接牢靠持久。

进一步地，点火药盒与端燃推进剂的体积比为1：(10-20)。

进一步地，所述端燃推进剂和所述燃烧室的体积比为1：(5-8)。

进一步地，所述端燃推进剂的端面与所述喷管腔之间的距离为10-70mm。

控制点火药盒和端燃推进剂的体积比在一定范围内可以确保点火药盒引爆后产生的点火燃气充足，足够提供端燃推进剂端面燃烧所需要的热量；端燃推进剂和燃烧室的体积比在合理范围内可以预留出充足空间填充点火药盒产生的点火燃气，确保点火效果，以及端燃推进剂的端面与喷管腔之间保持适当距离可以留出充足的空间安装点火药盒。

进一步地，所述壳体包括外壳体和壳体绝热层，所述壳体绝热层铺设在所述外壳体的内壁上。

进一步地，所述燃烧室内还设有桶状的阻燃层，其开口朝向所述喷管腔，所述阻燃层铺设在所述壳体绝热层的内壁上。

进一步地，所述阻燃层的材质为丁腈橡胶或三元乙丙橡胶。

设置壳体绝热层可以防止点火装置内部热能流失，阻燃层能使端燃推进剂保持端面燃烧，避免端燃推进剂的侧壁受热过高与端面同时燃烧导致点火延迟甚至点火失败。

进一步地，所述喷管腔包括依次连接的收敛段、喉段和扩大段，所述收敛段与所述燃烧室相连，沿远离所述燃烧室方向，所述收敛段的开口逐渐缩小，所述喉段的开口大小不变，所述扩大段的开口逐渐增大，所述堵盖设置在所述扩大段内。收敛段内径逐渐缩小以及喉段内径小能够增大气流流速，扩大段内径逐渐增大便于高速气流喷出，产生强大推力，增强了点火装置的推动效果。

附图说明

图1为本实用新型具体实施方式中低燃速固体火箭发动机点火装置的剖面图；

图2为本实用新型具体实施方式中速燃药片的剖面图；

图3为本实用新型具体实施方式中端燃推进剂的右视图。

附图标记说明：

1-壳体；2-端燃推进剂；3-点火药盒；4-速燃药片；11-燃烧室；12-喷管腔；13-外壳体；14-壳体绝热层；15-阻燃层；21-孔槽；41-速燃药剂层；42-粘接层；121-堵盖。

具体实施方式

为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本实用新型实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本实用新型的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本实用新型的范围，而是仅仅表示本实用新型的选定实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

应注意到：相似的标记和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

本实用新型的实施例公开一种低燃速固体火箭发动机点火装置，包括壳体1、端燃推进剂2、点火药盒3和速燃药片4；

壳体1，壳体1内腔分为燃烧室11和喷管腔12；壳体1包括外壳体13和壳体绝热层14，壳体绝热层14铺设在外壳体13的内壁上，燃烧室11和喷管腔12均形成于壳体绝热层14内；

燃烧室11的体积为15L，端燃推进剂2与燃烧室11的体积比为1：(5-8)；喷管腔12包括依次连接的收敛段、喉段和扩大段，收敛段与燃烧室11相连，沿远离燃烧室11方向，收敛段的内径逐渐缩小，喉段的内径不变，扩大段的内径逐渐增大，收敛段能够收敛喷射出的高温气体，内径逐渐缩小能够提高高温气体在收敛段的流速，扩大段内径逐渐增大，能够让高速高温气体快速喷射，从而提高点火装置的点火效果，产生巨大推力；喷管腔12的收敛段、喉段和扩大段均由壳体绝热层14形成，壳体绝热层14能有效减少点火装置热能损失，提高点火成功率。

结合图1、图2、图3所示，在本实施例中，先将端燃推进剂2倒入模具中进行定形，固化冷却后得到一端端面具有8个孔槽21的端燃推进剂2，孔槽21围成圆形均匀分布，速燃药片4包括厚度比为(3-5)：1的速燃药剂层41和粘接层42，粘接层42选用环氧胶或硅橡胶腻子，能够长期耐氧化，速燃药片4与孔槽21的连接更牢靠持久，速燃药剂层41的材料选自速燃推进剂、硼硝酸钾、双基药中的一种，高燃速速燃药剂能够快速引燃低燃速的端燃推进剂2，提高点火可靠性；

先在速燃药剂层41的任一底面涂覆粘接层42，速燃药片4通过粘接层42粘接孔槽21的底面，以图1所示的左右方向为孔槽21的深度方向，孔槽21的深度为速燃药剂层41和粘接层42的厚度之和，然后将安装好速燃药片4的端燃推进剂2粘接安装在燃烧室11内，端燃推进剂2具有的孔槽21的一端朝向喷管腔12；

燃烧室11内还设有桶状的阻燃层15，其材质为丁腈橡胶或三元乙丙橡胶，阻燃层15的开口朝向喷管腔12，且其铺设在壳体绝热层14的内壁上，可以进一步防止端燃推进剂2的热量流失降低腔体内部温度的同时，阻止端燃推进剂2的其他表面与端面同时发生燃烧，导致传热紊乱，影响点火效果；

端燃推进剂2为低燃速推进剂，其材质较难点燃，传统的固体火箭点火装置仅靠点火药盒3的点火燃气难以保证端燃推进剂2的点燃率；另外点火药盒3瞬间消耗产生的点火燃气传热存在随机性，如果流向端燃推进剂2的供热不足则会引起端燃推进剂2发生点火延迟甚至引燃失败；本实施例在端燃推进剂2的端面开设孔槽21用于安装速燃药片4，速燃药片4粘接固定在孔槽21中，速燃药片4属于易燃高燃速火药，能够在低要求热量条件下快速点燃并扫掠引燃端燃推进剂2的端面，大幅提高端燃推进剂2的点火确定性，进一步提高点火装置的点火成功率；另外，即使经过长期储存，粘接层42使得速燃药片4与端燃推进剂2的连接依然牢靠，避免速燃药片4因脱落端燃推进剂2被挤压碰撞从而误引燃导致爆炸，进一步提高固体火箭长期存储的安全性。

结合图1，本实施例的点火药盒3为圆柱形，其安装在燃烧室11内，具体地安装在端燃推进剂2和喷管腔12之间的间隙中；点火药盒3与端燃推进剂2的体积比为1：(10-20)，确保点火药盒3能提供充足的点火燃气；端燃推进剂2和喷管腔12之间的距离为10-70mm，点火药盒3的直径大于喷管腔12朝向燃烧室11端的开口，因此点火药盒3粘接在该开口上，点火开始，点火药盒3瞬间消耗，点火燃气朝四周喷射，部分喷向端燃推进剂2的端面，部分喷向喷管腔12，由于喷管腔12的扩大段粘接有堵盖121，堵盖121起几何约束封闭作用，将点火燃气的热量保持在收敛段、喉段和燃烧室11中，确保速燃药片4成功被引燃，进一步成功点燃端燃推进剂2的端面，点火成功率高达99.9％以上。

上述实施例的低燃速固体火箭发动机点火装置提高了端燃推进剂2的端面引燃率，将速燃药片4安装在端燃推进剂2端面的孔槽21内，可以降低点火装置对点火药盒3的传热方向要求，在堵盖121的封闭作用下，即使点火药盒3向端燃推进剂2方向的传热较少也能确保速燃药片4能够被引燃，速燃药片4产生的高温燃气高速扫掠端燃推进剂2端面的孔槽21，进而点燃端燃推进剂2的端面，本实用新型具有安装简单、点火可靠和点火成功极高率的优点。

最后应说明的是，以上各实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种低燃速固体火箭发动机点火装置，其特征在于，包括：

壳体(1)，其内腔分为燃烧室(11)和喷管腔(12)，所述喷管腔(12)内设有堵盖(121)；

端燃推进剂(2)，其安装在所述燃烧室(11)内，所述端燃推进剂(2)端面上固定设置有速燃药片(4)，所述速燃药片(4)用于引燃所述端燃推进剂(2)；

点火药盒(3)，其安装在所述端燃推进剂(2)与所述喷管腔(12)之间的间隙中，用于提供点火燃气。

2.根据权利要求1所述的低燃速固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述速燃药片(4)包括速燃药剂层(41)和粘接层(42)。

3.根据权利要求2所述的低燃速固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述速燃药剂层(41)和所述粘接层(42)的厚度比为(3-5)：1。

4.根据权利要求1所述的低燃速固体火箭发动机点火装置，其特征在于，点火药盒(3)与端燃推进剂(2)的体积比为1：(10-20)。

5.根据权利要求4所述的低燃速固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述端燃推进剂(2)和所述燃烧室(11)的体积比为1：(5-8)。

6.根据权利要求1所述的低燃速固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述端燃推进剂(2)的端面与所述喷管腔(12)之间的距离为10-70mm。

7.根据权利要求1所述的低燃速固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述壳体(1)包括外壳体(13)和壳体绝热层(14)，所述壳体绝热层(14)铺设在所述外壳体(13)的内壁上。

8.根据权利要求7所述的低燃速固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述燃烧室(11)内还设有桶状的阻燃层(15)，其开口朝向所述喷管腔(12)，所述阻燃层(15)铺设在所述壳体绝热层(14)的内壁上。

9.根据权利要求8所述的低燃速固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述阻燃层的材质为丁腈橡胶或三元乙丙橡胶。

10.根据权利要求1所述的低燃速固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述喷管腔(12)包括依次连接的收敛段、喉段和扩大段，所述收敛段与所述燃烧室(11)相连，沿远离所述燃烧室(11)方向，所述收敛段的开口逐渐缩小，所述喉段的开口大小不变，所述扩大段的开口逐渐增大，所述堵盖(121)设置在所述扩大段内。

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