本实用新型专利技术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。本实用新型专利技术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。
【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机点火装置及固体火箭发动机
[0001]本技术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。
技术介绍
[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。
技术实现思路
[0005]本技术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。
[0006]本技术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。
[0007]相较于现有技术，本技术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，本技术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。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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。
[0011]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。
[0012]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。
[0013]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。
[0014]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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]本技术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。
[0018]本技术的有益效果有两点：第一，本技术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，本技术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，具有广阔的应本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
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（2...
【专利技术属性】
技术研发人员：邓哲，杨文俊，杨威，王云飞，李海涛，安海军，
申请(专利权)人：西北工业大学宁波研究院，
类型：新型
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。