CN110410233A - 多组元封装式点火器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种多组元封装式点火器。解决了现有低温燃料挤压点火剂时会造成点火剂结冰的问题。该点火器包括点火管、隔离阀以及加注器；点火管一端设置与外部燃料供应单元连接的点火管入口，另一端设置有与外部发动机燃烧装置连接的点火管出口；点火管内包括从入口至出口方向依次串联设置的N级过渡推进剂容腔以及一个点火剂容腔；N≥1；点火管入口、每级过渡推进剂容腔之间以及点火管出口均设有隔离阀；每级过渡推进剂容腔以及点火剂容腔上均设有加注器。

Description

多组元封装式点火器
技术领域
本发明属于火箭发动机的点火技术，具体涉及一种多组元封装式点火器。
背景技术
火箭发动机采用化学点火时，需在发动机***中设置点火器贮存点火剂，以便在发动机起动时提供推力室和发生器初始燃烧的点火剂，点火剂为易燃易爆的危险化学品，遇氧自燃、遇水爆轰。
为确保安全性，应在发动机不需要运输或移动时安装点火导管，目前点火器(ZL201020251921.2)既作为点火剂的贮存容器又作为燃料的输运管路。发动机工作时通过燃料将点火剂挤入燃烧组件完成点火，此点火方案在液氧煤油发动机上应用已日趋成熟。
目前国内外双低温液体火箭发动机点火均采用火药点火或火炬式电点火，低温燃料挤压点火剂时会造成点火剂结冰，从而冻住管路，因此没法直接采用点火剂完成点火。
因此，目前急需设计一种可直接用于双低温发动机的点火方案，已解决采用低温燃料挤压点火剂时会造成点火剂结冰，从而造成点火管路堵塞无法点火的问题。
发明内容
本发明目的在于提供了一种多组元封装式点火器，解决了现有低温燃料挤压点火剂时会造成点火剂结冰的问题。
本发明的具体技术方案如下：
一种多组元封装点火器，包括点火管、隔离阀以及加注器；
点火管一端设置与外部燃料供应单元连接的点火管入口，另一端设置有与外部发动机燃烧装置连接的点火管出口；
点火管内包括从入口至出口方向依次串联设置的N级过渡推进剂容腔以及一个点火剂容腔；N≥1；
点火管入口、每级过渡推进剂容腔之间以及点火管出口均设有隔离阀；
每级过渡推进剂容腔以及点火剂容腔上均设有加注器。
进一步地，当N＝1时，过渡推进剂容腔内的过渡推进剂需满足以下条件：
A：过渡推进剂的冰点大于外部燃料供应单元中燃料的沸点，且过渡推进剂的沸点大于点火剂的冰点；
B：过渡推进剂遇氧后可燃烧，且不含大量固体颗粒。
进一步地，当N≥2时，每级过渡推进剂容腔内的过渡推进剂需满足以下条件：
A：第一级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点大于外部燃料供应单元中燃料的沸点，第一级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于第二级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点，第二级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于第三级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点，第三级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于第四级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点，依次类推直至第N级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于点火剂容腔中点火剂的冰点；
B：过渡推进剂遇氧后可燃烧，且不含大量固体颗粒。
进一步地，上述隔离阀为电爆阀或气爆阀或膜片式隔离阀。
进一步地，为了防止外部燃料供应单元的来流杂质进入点火器，上述点火管入口的隔离阀上集成设有过滤器或过滤网。
进一步地，为了防止点火器工作过程中杂质进入外部发动机燃烧装置，上述点火管出口的隔离阀上集成设有过滤器或过滤网。
本发明的有益效果是：
1、本发明在点火管内设计过渡推进剂容腔，将低温燃料和点火剂相隔，并利用过渡推进剂的冰点、沸点的特殊性，避免了点火过程不会结冰堵塞点火管，同时也利用过渡推进剂挤压点火剂实现后续的点火燃料。
2、本发明在点火管内设计两级以上过渡推进剂容腔，采用两级以上不同介质作为过渡推进剂，从而适用于各种不同的低温燃料和点火剂进行发动机点火工况。
3、本发明在点火管入口、点火管出口的隔离阀上集成了过滤器或过滤网使得整个点火作业不受杂质影响，点火效率进一步的得到了保证。
附图说明
图1为本发明的结构原理图。
图2为两级以上过渡推进剂容腔时，每级过渡推进剂容腔内过渡推进剂需满足的条件框图。
图3为采用膜片式隔离阀的点火器结构图。
图4为采用气爆隔离阀的点火器结构图。
附图标记如下：
1-点火管、2-隔离阀、3-加注器、4-点火管入口、5-点火管出口、6-过渡推进剂容腔、7-点火剂容腔、8-入口膜片式隔离阀、9-中间膜片式隔离阀、10-出口膜片式隔离阀、11-入口气爆阀、12-中间气爆阀、13-出口气爆阀、14-控制口。
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多组元封装点火器作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，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；再次，各附图需要展示的侧重点不同，有时会采用不同的比例。
多组元封装点火器的基本结构如图1所示，主要包括点火管1、隔离阀2以及加注器3；点火管1一端设置与外部燃料供应单元连接的点火管入口4，另一端设置有与外部发动机燃烧装置连接的点火管出口5；点火管1内包括从入口至出口方向依次串联设置的N级过渡推进剂容腔6以及一个点火剂容腔7；N≥1；点火管入口2、每级过渡推进剂容腔之间6以及点火管出口5均设有隔离阀2；每级过渡推进剂容腔6以及点火剂容腔7上均设有加注器3。
基于上述基本结构，本发明还提供了几处优化设计：
1、隔离阀2为电爆阀或气爆阀或膜片式隔离阀。
2、为了防止外部燃料供应单元的来流杂质进入点火器，点火管入口4的隔离阀上集成设有过滤器或过滤网。为了防止点火器工作过程中杂质进入外部发动机燃烧装置，点火管出口5的隔离阀上集成设有过滤器或过滤网。
需要说明的是：
一、当N＝1时(仅选用一种过渡推进剂时)，过渡推进剂容腔内的过渡推进剂需满足以下条件：
A：过渡推进剂的冰点大于外部燃料供应单元中燃料的沸点，且过渡推进剂的沸点大于点火剂的冰点；
B：过渡推进剂遇氧后可燃烧，且不含大量固体颗粒。
二、当N≥2时(选用两种过渡推进剂时)，每级过渡推进剂容腔内的过渡推进剂需满足以下条件，如图2所示：
A：第一级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点大于外部燃料供应单元中燃料的沸点，第一级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于第二级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点，第二级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于第三级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点，第三级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于第四级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点，依次类推直至第N级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于点火剂容腔中点火剂的冰点；
B：过渡推进剂遇氧后可燃烧，且不含大量固体颗粒。
基于上述条件，针对液氧甲烷发动机，燃料供应单元的燃料为甲烷(CH4)，甲烷预冷温度一般为-161.5℃(沸点-161.5℃)，点火剂由85％的三乙基硼((C2H5)3B)和15％的三乙基铝((C2H5)3Al)组成，三乙基硼冰点(熔点)-93℃，三乙基铝冰点(熔点)-52.5℃。因此认为化学点火剂冰点为-52.5℃。因此具备满足上述条件的推进剂有如表1的三中物质。
表1
根据上述要求，本申请给出两种点火器的具体实现方案：
实施例1
采用膜片式隔离阀设计的点火器
如图3所示，膜片式点火导管有以下几部分组成，包括点火管1、点火管入口4、入口膜片式隔离阀8、过渡推进剂容腔6、中间膜片式隔离阀9、点火剂容腔7、出口膜片式隔离阀10、点火管出口5以及加注器3。具体连接结构详见基本结构的描述，此处不再赘述，需要说明的一点是：
入口膜片式隔离阀8、中间膜片式隔离阀9、出口膜片式隔离阀10均可采用脱落式膜片(具体结构见《高压补燃液氧煤油发动机》张贵田著)，也可采用刻痕膜片。
实施例2
气爆阀式双组元点火器
如图4所示，气爆阀式双组元点火器包括点火管1、点火管入口4、入口气爆阀11、过渡推进剂容腔6、中间气爆阀12、点火剂容腔7、出口气爆阀13、点火管出口5以及加注器3。具体连接结构详见基本结构的描述，此处不再赘述。
工作时，控制口14通气切破入口气爆阀11、出口气爆阀13以及中间气爆阀12，进口燃料推动过渡推进剂从而挤压点火剂从出口进入发动机燃烧室。

Claims (6)

1.一种多组元封装点火器，其特征在于：
包括点火管、隔离阀以及加注器；
点火管一端设置与外部燃料供应单元连接的点火管入口，另一端设置有与外部发动机燃烧装置连接的点火管出口；
点火管内包括从入口至出口方向依次串联设置的N级过渡推进剂容腔以及一个点火剂容腔；N≥1；
点火管入口、每级过渡推进剂容腔之间以及点火管出口均设有隔离阀；
每级过渡推进剂容腔以及点火剂容腔上均设有加注器。
2.根据权利要求1所述的多组元封装点火器，其特征在于：当N＝1时，过渡推进剂容腔内的过渡推进剂需满足以下条件：
A：过渡推进剂的冰点大于外部燃料供应单元中燃料的沸点，且过渡推进剂的沸点大于点火剂的冰点；
B：过渡推进剂遇氧后可燃烧，且不含大量固体颗粒。
3.根据权利要求1所述的多组元封装点火器，其特征在于：当N≥2时，每级过渡推进剂容腔内的过渡推进剂需满足以下条件：
A：第一级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点大于外部燃料供应单元中燃料的沸点，第一级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于第二级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点，第二级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于第三级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点，第三级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于第四级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的冰点，依次类推直至第N级过渡推进剂容腔中过渡推进剂的沸点大于点火剂容腔中点火剂的冰点；
B：过渡推进剂遇氧后可燃烧，且不含大量固体颗粒。
4.根据权利要求1所述的多组元封装点火器，其特征在于：所述隔离阀为电爆阀或气爆阀或膜片式隔离阀。
5.根据权利要求1所述的多组元封装点火器，其特征在于：所述点火管入口的隔离阀上集成设有过滤器或过滤网。
6.根据权利要求1所述的多组元封装点火器，其特征在于：所述点火管出口的隔离阀上集成设有过滤器或过滤网。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112240570A (zh) * 2020-10-20 2021-01-19 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
CN112594094A (zh) * 2020-12-18 2021-04-02 西安航天动力研究所 基于预装中间介质的发动机起动点火装置及点火方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20040044637A (ko) * 2002-11-21 2004-05-31 한국항공우주연구원 액체 로켓 엔진 점화장치
CN1653254A (zh) * 2002-03-14 2005-08-10 阿尔斯托姆科技有限公司 点燃燃气轮机设备燃烧室的方法及实施该方法的点燃装置
CN106134396B (zh) * 2009-09-01 2014-06-04 西安航天动力研究所 液氧煤油补燃循环发动机的点火装置
CN109113896A (zh) * 2018-08-31 2019-01-01 西安航天动力研究所 一种小型插接式化学点火器
CN110030116A (zh) * 2018-12-13 2019-07-19 西安航天动力研究所 一种可单次或多次点火抽吸挤压半膜式点火模块及工作方法和点火剂加注方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1653254A (zh) * 2002-03-14 2005-08-10 阿尔斯托姆科技有限公司 点燃燃气轮机设备燃烧室的方法及实施该方法的点燃装置
KR20040044637A (ko) * 2002-11-21 2004-05-31 한국항공우주연구원 액체 로켓 엔진 점화장치
CN106134396B (zh) * 2009-09-01 2014-06-04 西安航天动力研究所 液氧煤油补燃循环发动机的点火装置
CN109113896A (zh) * 2018-08-31 2019-01-01 西安航天动力研究所 一种小型插接式化学点火器
CN110030116A (zh) * 2018-12-13 2019-07-19 西安航天动力研究所 一种可单次或多次点火抽吸挤压半膜式点火模块及工作方法和点火剂加注方法

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112240570A (zh) * 2020-10-20 2021-01-19 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
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
CN112594094A (zh) * 2020-12-18 2021-04-02 西安航天动力研究所 基于预装中间介质的发动机起动点火装置及点火方法

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