一种固体火箭发动机点火装置及固体火箭发动机

1.本实用新型涉及一种固体火箭发动机领域，特别是涉及到一种固体火箭发动机点火装置及固体火箭发动机。


背景技术：

2.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，随着推进剂技术水平的大幅度提升，端燃装药方式越来越受到设计师的青睐。
3.但是，采用端面燃烧形式的固体火箭发动机低燃速推进剂点火，存在如下问题：端面燃烧推进剂一般为后部点火，点火药盒中的燃气可能向固体推进剂燃面上喷洒，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，可能会导致发动机点火失败，即使点火燃气向燃面喷洒也可能由于传热流动随机性较大导致点火延迟，使用端面燃面开槽的形式在一定程度上改善了点火成功率，但是，减少推进剂药量仍有点火失败的可能，而且在低燃速端面推进剂上失败可能性更大。为了保证低燃速端面燃烧推进剂装药能够稳定点火，必须发展新的点火方式。
4.现有技术cn115142985a公开了一种固体火箭发动机点火装置，包括药盒壳体、烟火剂、堵片、双基推进剂、电点火头、药盒盖及接插件，其通过电点火头点燃烟火剂，再通过烟火剂引燃双击推进剂，但是烟火剂与双击推进剂只有一个接触面，烟火剂被点燃时燃气的喷洒方向可能是药盒壳体顶部、堵片或者电点火头，不一定流向双基推进剂，只有烟火剂与双基推进剂的连接处被点燃时才能确定双基推进剂被引燃，另外，装置内的燃气气流首先冲向药盒壳体的顶部，再分流至堵片处打开堵片，因气流分流时损失了一定的压力，使得双基推进剂的端面点火产生一定的点火延迟，有可能导致点火失败。


技术实现要素：

5.本实用新型的目的是提供一种固体火箭发动机点火装置及固体火箭发动机，改善传统点火装置的点火药盒高温燃气喷洒方向不确定、点火药盒燃气流动传热不可控、点火成功率低的问题。
6.本实用新型提供一种固体火箭发动机点火装置，包括壳体、端燃推进剂和点火药盒，所述壳体的内腔分为燃烧室和喷管腔，所述端燃推进剂和所述点火药盒安装在所述燃烧室内，所述端燃推进剂朝向所述喷管腔的一端设有凸台，所述点火药盒设置在所述燃烧室靠近所述喷管腔的一端，所述点火药盒中部设有连通孔，所述凸台部分进入所述连通孔中，所述燃烧室中未被所述端燃推进剂填满的空间构成换热腔，所述凸台的端面与所述喷管腔之间未被填满的空间构成换热狭缝，所述换热腔、所述换热狭缝和所述喷管腔连通。
7.相较于现有技术，本实用新型提供的固体火箭发动机点火装置开始点火时，高温燃气在燃烧室内的换热腔形成局部高压气流，并且端燃推进剂的凸台部分设置在燃烧室靠
近喷管腔的一端，点火药盒工作后点火燃气必然流经换热狭缝，使点火燃气和端燃推进剂表面的接触由传统的随机性低强度接触改善为确定性高强度接触，壳体还能防止热能损失，控制高压的高温燃气传热给端燃推进剂的凸台，而且换热狭缝缩小了点火燃气的流通截面积，使点火燃气的密度提高、流速加快，高压高温燃气在换热狭缝中与凸台完成确定性强对流换热，保证高效传热给端燃推进剂，使得端燃推进剂的端面能够被成功快速点燃，避免了推进剂表面缓慢加热导致的点火延迟现象，本实用新型提高了高温燃气传热方向的确定性，进一步提高了点火装置的点火成功率和固体火箭的可靠性。
8.优选的是，所述换热腔和所述燃烧室的体积比为1:(15-70)。控制换热腔和燃烧室的体积比在合理范围内，使得换热腔足以容纳点火药盒产生的高温燃气，并且能够形成高压气体，换热腔体积过大会导致无法形成高压高温燃气，体积过小会形成局部强高压，可能引起爆炸。
9.优选的是，所述点火药盒的内壁与所述凸台的外壁之间的距离为0.5-10cm，所述凸台的端面与所述喷管腔之间的距离与为3-8cm。点火药盒内壁与凸台外壁之间留出合适距离的缝隙，用于接通换热腔和换热狭缝，还便于点火药盒引燃后的高温燃气充分扩流，扩大高温燃气的扩散面积，更快形成高压高温燃气，通过控制凸台端面与喷管腔之间的距离来设置合适的换热狭缝宽度，能够确保高温燃气能保持高速扫掠凸台，形成强制对流，保证点火成功。
10.优选的是，其特征在于，所述点火药盒的内壁与外壁之间的厚度为0.8-1.5cm，所述凸台进入所述连通孔部分的长度为0.1-1.3cm。控制点火药盒的厚度在合理范围内能够为换热腔留出合适的体积，为点火提供充足的初始高温燃气的同时增强点火效果，设置凸台进入连通孔部分的长度能够保证换热狭缝的空间大小，从而控制高温高压燃气从换热狭缝中流出时能够与凸台强制接触引燃凸台，提高了点火成功率。
11.优选的是，所述端燃推进剂为端羟基聚丁二烯、端羧基聚丁二烯、双基推进剂、聚氯乙烯、硝酸铵、聚氨酯、聚丁二烯丙烯腈、丙烯酸丁二烯共聚物中的一种或多种。
12.优选的是，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。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。
13.优选的是，所述扩大段内设有堵盖。堵盖使得喷管腔与燃烧室之间形成封闭空间，有利于高温气流在此封闭空间中形成高温高压气体，当喷管腔内的气体达到一定压力，堵盖受力弹出喷管腔，高压喷气也随之喷出。
14.优选的是，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。
15.优选的是，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。
16.设置壳体绝热层和阻燃层能够有效防止燃烧室和喷管腔内的热能流失，确保点火装置内部温度保持在端燃推进剂的燃点温度以上，保证点火成功率，阻燃层能使端燃推进剂保持端面燃烧，防止端燃推进剂的外壁和端面同时发生燃烧，导致传热方向紊乱影响点火成功率。
17.本实用新型还提供一种安装有上述固体火箭发动机点火装置的固体火箭发动机。该固体火箭发动机的点火成功率达99.9％以上。
18.本实用新型的有益效果有两点：第一，本实用新型设计的端燃推进剂具有凸台结构，点火药盒位于凸台结构的上游，点火燃气只能通过换热狭缝流出到喷管腔，使燃气必然流动扫掠推进剂表面，增加了流动方向的确定性；第二，换热狭缝缩小了点火燃气的流动截面积，使点火燃气的压强提高，流速加快，进而提高了对端燃推进剂表面的的强制传热效果，增加了点火燃气对推进剂的加热强度，本实用新型通过确定高温燃气的传热方向来确保端燃推进剂的端面能被成功点燃，点火装置能够成功点火，进一步提高了固体火箭发动机的点火成功率和安全性能，具有广阔的应用前景。
附图说明
19.图1为本实用新型具体实施方式中实施例1使用的固体火箭发动机点火装置的剖面图；
20.图2是本实用新型具体实施方式中实施例1使用的端燃推进剂的剖面图。
21.附图标记说明：
22.1-壳体；2-端燃推进剂；3-阻燃层；4-燃烧室；5-喷管腔；6-换热腔；7-点火药盒；8-换热狭缝；9-喉段；10-堵盖；11-外壳体；12-壳体绝热层；21-凸台；22-推进剂主体。
具体实施方式
23.为使本实用新型的上述目的、特征和优点能够更为明显易懂，下面结合附图对本实用新型的具体实施例做详细的说明。
24.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。
25.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。
26.在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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实用新型和简化描述，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实用新型的限制。
27.实施例1
28.结合图1、图2所示，本实用新型具体实施例提供一种固体火箭发动机点火装置，包括：壳体1、点火药盒7和端燃推进剂2；
29.壳体1，壳体1内腔分为燃烧室4和喷管腔5；壳体1包括外壳体11和壳体绝热层12，壳体绝热层12铺设在外壳体11的内壁上，燃烧室4和喷管腔5均形成于壳体绝热层12内；燃烧室4的体积为15l，能够充分容纳大剂量的端燃推进剂2；喷管腔5包括依次连接的收敛段、喉段9和扩大段，收敛段与燃烧室4相连，沿远离燃烧室4方向，收敛段的内径逐渐缩小，喉段9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5的收敛段、喉段9和扩大段均由壳体绝热层12形成，壳体绝热层12能有效减少点火装置热能损失，保持装置内部的温度达到推进剂的燃点，提高点火成功率。
30.结合图2所示，端燃推进剂2包括凸台21和推进剂主体22，先将端燃推进剂2倒入模具中进行定形，固化冷却后得到具有凸台21的一体成形的端燃推进剂2；端燃推进剂2的材料选自端羟基聚丁二烯、端羧基聚丁二烯、双基推进剂、聚氯乙烯、硝酸铵、聚氨酯、聚丁二烯丙烯腈、丙烯酸丁二烯共聚物中的一种或多种；端燃推进剂2通过粘接固定设置在燃烧室4内，端燃推进剂2的凸台21靠近喷管腔5，凸台21未填满燃烧室4的空间构成换热腔6，换热腔6的体积为300ml，换热腔6和燃烧室4的体积比为1:50，高温燃气在换热腔6内膨胀升压，与端燃推进剂2接触传热进而点燃端燃推进剂2，燃烧室4内设有桶状的阻燃层3，其铺设在壳体绝热层12的内壁上，且阻燃层3的开口朝向喷管腔5，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，阻止推进剂主体22的外壁与端燃推进剂2的端面同时发生燃烧，导致传热紊乱，影响点火效果。
31.点火药盒7，其粘接在燃烧室4中靠近喷管腔5的一端，点火药盒7的中心开设有连通孔，端燃推进剂2的凸台21进入该连通孔中，以图1的左右方向为凸台21进入连通孔的长度方向，凸台21进入连通孔的长度为0.5cm，点火药盒7的厚度为1.5cm，点火药盒7的内壁与凸台21的外壁的距离为0.5cm，凸台21的端面与喷管腔5之间未被填满的空间构成换热狭缝8，凸台21的外壁与点火药盒7内壁之间的距离形成的空隙使得换热腔6与换热狭缝8接通，换热狭缝8连通喷管腔5，所以换热腔6、换热狭缝8和喷管腔5是连通的，便于点火药盒7被引燃后产生的高温燃气在换热腔6中形成高压高温燃气与端燃推进剂2接触点燃端燃推进剂2后从换热狭缝8高速流出喷管腔5，并且在换热狭缝8中高压高温燃气与凸台21形成强制对流接触，进一步点燃端燃推进剂2的凸台21，实现成功点火。
32.喷管腔5的扩大段还设有堵盖10，堵盖10粘接在扩大段的壳体绝热层12上，端燃推进剂2点燃产生的高温高压气流进入喷管腔5，受堵盖10的封闭作用，点火装置内压力上升，收敛段和喉段9进一步增大气流压强，最终达到一定的高压强后气流冲破扩大段的堵盖10喷出喷管腔5，点火装置成功点火并产生巨大推动力。
33.实施例2
34.本实施例使用安装有上述实施例1提供的固体火箭发动机点火装置的固体火箭发动机作进一步点火实验。
35.采用实施例1的固体火箭发动机点火装置，首先将端羟基聚丁二烯推进剂装入具有凸台21结构的模具中，其中凸台21为圆柱形，高度30mm，直径70mm；再将点火药盒7做成圆环形，点火药盒7内径75mm，外径95mm，药盒厚度20mm；使用7.5g硼硝酸钾药粉装填点火药盒7，采用棉花等易燃物将点火药盒7的多余空间填满；将具有凸台21结构的端燃推进剂2装填入点火装置中，端燃推进剂2的凸台21朝向喷管腔5端；准备10个安装有上述固体火箭发动机点火装置的固体火箭发动机，进行同步点火，点火成功率为100％。
36.实施例3
37.本实施例使用安装有上述实施例1提供的固体火箭发动机点火装置的固体火箭发动机作进一步点火实验。
38.采用实施例1的固体火箭发动机点火装置，首先将端羧基聚丁二烯推进剂装入具有凸台21结构的模具中，其中凸台21为圆柱形，高度30mm，直径70mm；再将点火药盒7做成圆环形，点火药盒7内径75mm，外径95mm，药盒厚度20mm；使用7.5g硼硝酸钾药粉装填点火药盒7，采用棉花等易燃物将点火药盒7的多余空间填满；将具有凸台21结构的端燃推进剂2装填入点火装置中，端燃推进剂2的凸台21朝向喷管腔5端；准备10个上述条件的固体火箭发动机点火装置，进行同步点火，点火成功率为100％。
39.对比例1
40.首先将端羟基聚丁二烯推进剂装入无凸台21结构且其余与实施例1相同的模具中，固化定形；再将点火药盒7做成圆柱形置于端燃推进剂2端面处，点火药盒7高度10mm，直径31mm，内装硼硝酸钾点火药粉7.5g，采用棉花等易燃物将点火药盒7的多余空间填满；装填完毕，端燃推进剂2的端面朝向喷管腔5端，端燃推进剂2的端面与喷管腔5之间放置点火药盒7；其余与实施例2条件相同，准备10个上述条件的固体火箭发动机点火装置，进行同步点火，点火成功率为70％。
41.对比例2
42.首先将端羧基聚丁二烯推进剂装入无凸台21结构且其余与实施例1相同的模具中，固化定形；再将点火药盒7做成圆柱形置于端燃推进剂2端面处，点火药盒7高度10mm，直径31mm，内装硼硝酸钾点火药粉7.5g，采用棉花等易燃物将点火药盒7的多余空间填满；装填完毕，端燃推进剂2端面朝向喷管腔5端，端燃推进剂2的端面与喷管腔5之间放置点火药盒7；其余与实施例3条件相同，准备10个上述条件的固体火箭发动机点火装置，进行同步点火，点火成功率为60％。
43.综上所述，利用本实用新型提供的图1所示的固体火箭发动机点火装置的固体火箭发动机可以完全确定点火药盒7点燃后高温燃气的喷洒方向，确保高温燃气与端燃推进剂2高速对流接触，极大提高了点火成功的可能性，而且换热狭缝8限制了高温高压燃气的喷流方向必定经过端燃推进剂2的凸台21，使得高温高压燃气能够高速扫掠凸台21，进一步点燃凸台21，确保端燃推进剂2点火成功，增强发动机点火的初始推动力，相较于现有技术有极高的点火成功率，从而提高了固体火箭发动装置的安全性能。
44.虽然本公开披露如上，但本公开的保护范围并非仅限于此。本领域技术人员，在不脱离本公开的精神和范围的前提下，可进行各种变更与修改，这些变更与修改均将落入本实用新型的保护范围。

技术特征：
1.一种固体火箭发动机点火装置，其特征在于，包括壳体（1）、端燃推进剂（2）和点火药盒（7），所述壳体（1）的内腔分为燃烧室（4）和喷管腔（5），所述端燃推进剂（2）和所述点火药盒（7）安装在所述燃烧室（4）内，所述端燃推进剂（2）朝向所述喷管腔（5）的一端设有凸台（21），所述点火药盒（7）设置在所述燃烧室（4）靠近所述喷管腔（5）的一端，所述点火药盒（7）中部设有连通孔，所述凸台（21）部分进入所述连通孔中，所述燃烧室（4）中未被所述端燃推进剂（2）填满的空间构成换热腔（6），所述凸台（21）的端面与所述喷管腔（5）之间未被填满的空间构成换热狭缝（8），所述换热腔（6）、所述换热狭缝（8）和所述喷管腔（5）连通。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述换热腔（6）和所述燃烧室（4）的体积比为1:（15-70）。3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述点火药盒（7）的内壁与所述凸台（21）的外壁之间的距离为0.5-10cm，所述凸台（21）的端面与所述喷管腔（5）之间的距离为3-8cm。4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述点火药盒（7）的内壁与外壁之间的厚度为0.8-1.5cm，所述凸台（21）进入所述连通孔部分的长度为0.1-1.3cm。5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述端燃推进剂（2）的材料选自端羟基聚丁二烯、端羧基聚丁二烯、双基推进剂、聚氯乙烯、硝酸铵、聚氨酯、聚丁二烯丙烯腈、丙烯酸丁二烯共聚物中的一种。6.根据权利要求1-5任一所述的固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述喷管腔（5）包括依次连接的收敛段、喉段（9）和扩大段，所述收敛段与所述燃烧室（4）相连，沿远离所述燃烧室（4）方向，所述收敛段的开口逐渐缩小，所述喉段（9）的开口大小不变，所述扩大段的开口逐渐增大。7.根据权利要求6所述的固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述扩大段内设有堵盖（10）。8.根据权利要求1-5任一所述的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（11）和壳体绝热层（12），所述壳体绝热层（12）铺设在所述外壳体（11）的内壁上。9.根据权利要求8所述的固体火箭发动机点火装置，其特征在于，所述燃烧室（4）内还设有桶状的阻燃层（3），其开口朝向所述喷管腔（5），所述阻燃层（3）铺设在所述壳体绝热层（12）的内壁上。10.一种固体火箭发动机，其特征在于，包括如权利要求1-9任一所述的固体火箭发动机点火装置。

技术总结
本实用新型提供一种固体火箭发动机点火装置及固体火箭发动机，固体火箭发动机点火装置包括壳体、端燃推进剂和点火药盒，壳体的内腔分为燃烧室和喷管腔，端燃推进剂和点火药盒安装在燃烧室内，端燃推进剂朝向喷管腔的一端设有凸台，点火药盒设置在燃烧室靠近喷管腔的一端，点火药盒中部设有连通孔，凸台部分进入连通孔中，燃烧室中未被端燃推进剂填满的空间构成换热腔，凸台的端面与喷管腔之间未被填满的空间构成换热狭缝，换热腔、换热狭缝和喷管腔连通。本实用新型的换热腔和换热狭缝的设计能够确定高温燃气的传热方向，确保端燃推进剂的端面能够被成功引燃，具有操作简单、安全高效以及点火成功率高等优点。效以及点火成功率高等优点。效以及点火成功率高等优点。


技术研发人员：邓哲 杨文俊 杨威 王云飞 李海涛 安海军
受保护的技术使用者：西北工业大学宁波研究院
技术研发日：2022.12.07
技术公布日：2023/7/4