CN117869126B - 一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构，涉及火箭发动机技术领域，以解决传统的燃烧室内燃料的不能充分点燃的问题。所述火箭发动机燃烧室的直流式点火结构包括点火剂喷嘴和集液环，燃烧室设置一个或多个沿周向均匀分布的点火喷嘴，燃烧室的壁面和点火喷嘴的外壁密封固定连接；集液环与燃烧室的壁面外侧固定连接，集液环内设置有环形腔，每个点火喷嘴均与环形腔连通，环形腔用于与点火剂供应管路连通。本发明提供的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构用于实现液体火箭发动机稳定地点火，保证燃料充分点燃，并使发动机推力室结构的简单紧凑。

Description

一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其涉及一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构。

背景技术

燃烧室点火喷嘴是采用非自燃推进剂的液体火箭发动机推力室组织燃烧的重要组件。点火喷嘴的点火性能是发动机能否稳定启动的关键，其性能的优劣会直接影响到后续燃烧的稳定性。

常用的点火结构为火炬点火结构、火药点火结构、电点火结构或等离子点火结构，但火炬点火系统存在着构成复杂、在大流量推力室内点火能量有限等问题，对于非多次启动的发动机而言增大了系统、结构的冗余；而火药点火、电点火、等离子点火等点火结构均存在着点火能量有限的问题，针对大推力、大流量的液体火箭发动机，其燃烧室直径较大，无法实现燃料的充分点燃。

发明内容

本发明的目的在于提供一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构，用于实现液体火箭发动机稳定地点火，保证燃料充分点燃，并使发动机推力室结构的简单紧凑。

为了实现上述目的，本发明提供了一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构，包括：

一个或多个沿周向均匀布置的点火喷嘴，燃烧室设置一个或多个沿周向均匀分布的点火喷嘴，燃烧室的壁面与点火喷嘴的外壁密封固定连接；

集液环，集液环与燃烧室的壁面固定连接，集液环内设置有环形腔，每个点火喷嘴均与环形腔连通，环形腔用于与点火剂供应管路连通，点火喷嘴用于将点火剂喷射入燃烧室。

相对现有技术，本发明实施例提供的一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构包括一个或多个点火喷嘴和集液环，燃烧室设置一个或多个沿周向均匀分布的点火喷嘴，即点火喷嘴沿燃烧室周向均匀设置于燃烧室周侧，每个点火喷嘴均与集液环的环形腔连通，点火剂从点火剂供应管路流入环形腔后，最终流至点火喷嘴，通过不同的点火喷嘴沿不同的方向喷射入燃烧室内，使得点火剂能够与燃烧室内的来流推进剂充分混合并发生自燃，实现燃料的点燃。基于此，本发明实施例提供的一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构通过均匀设置于燃烧室周侧的点火喷嘴将点火剂喷射入燃烧室，在燃烧室的直径较大的情况下，也能够使点火剂充分分布至燃烧室内，进而实现燃料的充分点燃，相较于火炬点火结构，无需单独的火炬点火室等结构，使发动机推力室的结构简单紧凑，相较于火药点火、电点火、等离子点火等点火结构，通过一个或多个沿周向均匀布置的点火喷嘴沿不同方向喷射点火剂，进而保证燃烧室内的燃料充分点燃，实现液体火箭发动机稳定点火，该结构也更适用于大直径燃烧室内。

可选地，上述的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构中，火箭发动机燃烧室的直流式点火结构还包括：

点火剂入口管嘴，点火剂入口管嘴固定设置于燃烧室外壁上，在点火喷嘴之间设置，点火喷嘴在点火剂入口管嘴两侧均匀分布，点火剂入口管嘴的出口与环形腔连通，点火剂入口管嘴的入口用于与点火剂供应管路连通。

可选地，上述的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构中，点火喷嘴上设置有引流孔和喷注孔，引流孔与环形腔连通，喷注孔与引流孔连通。

可选地，上述的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构中，喷注孔的轴线与燃烧室内壁具有一定的夹角。

可选地，上述的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构中，燃烧室的壁面与点火喷嘴的外壁密封焊接；

和/或，集液环与燃烧室的壁面密封焊接。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例提供的一种火箭发动机燃烧室的直流式点火喷嘴结构的横截面图。

附图标记：

1-点火喷嘴；11-引流孔；12-喷注孔；2-燃烧室；3-集液环；31-环形腔；4-点火剂入口管嘴。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

需要说明的是，当零件被称为“固定于”或“设置于”另一个零件，它可以直接在另一个零件上或者间接在该另一个零件上。当一个零件被称为是“连接于”另一个零件，它可以是直接连接到另一个零件或间接连接至该另一个零件上。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”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发明和简化描述，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发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

燃烧室点火喷嘴是采用非自燃推进剂的液体火箭发动机推力室组织燃烧的重要组件。点火喷嘴的点火性能是发动机能否稳定启动的关键，其性能的优劣会直接影响到后续燃烧的稳定性。常用的点火结构为火炬点火结构、火药点火结构、电点火结构或等离子点火结构，但火炬点火结构存在着构成复杂、在大流量推力室内点火能量有限等问题，对于非多次启动的发动机而言也增大了系统、结构的冗余；而火药点火、电点火、等离子点火等点火结构均存在着点火能量有限的问题，针对大推力、大流量的液体火箭发动机，其燃烧室直径较大，无法实现燃料的充分点燃。

为了解决上述问题，如图1所示，本发明实施例提供了一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构，包括一个或多个点火喷嘴1和集液环3，燃烧室2沿周向均匀设置有一个或多个点火喷嘴1，燃烧室2与点火喷嘴1的外壁密封固定连接；集液环3与燃烧室2固定连接，集液环3内设置有环形腔31，每个点火喷嘴1均与环形腔31连通，环形腔31用于与点火剂供应管路连通，点火喷嘴1用于将点火剂喷射入燃烧室2。其中，点火喷嘴1的数目根据燃烧室直径的大小进行选择。

在具体工作过程中，点火剂供应管路中的点火剂通入集液环3的环形腔31内，通过环形腔31流至各点火喷嘴1内，最终通过点火喷嘴1喷射入燃烧室2中，在燃烧室2内与来流氧化剂混合后发生自燃，为来流燃料提供点燃条件，将来流燃料点燃。

通过上述的直流式点火结构和具体加工过程可知，本发明实施例提供的一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构包括一个或多个点火喷嘴1和集液环3，燃烧室2设置一个或多个沿周向均匀布置的点火喷嘴1，即点火喷嘴1沿燃烧室2周向均匀设置于燃烧室2周侧，每个点火喷嘴1均与集液环3的环形腔31连通，点火剂从点火剂供应管路流入环形腔31后，最终流至点火喷嘴1，通过一个或多个点火喷嘴1沿不同的方向喷射入燃烧室2内，使得点火剂能够与燃烧室2内的来流推进剂接触发生自燃，实现燃料的点燃。相对现有技术，本发明实施例提供的一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构通过均匀设置于燃烧室2周侧的一个或多个点火喷嘴1将点火剂喷射入燃烧室2，当燃烧室2的直径较小时，可设置一个点火喷嘴1，保证燃料的稳定点燃，且结构简单；当燃烧室2的直径较大时，可设置多个点火喷嘴1，能够使多处点火剂火焰分布至燃烧室2内，进而实现燃料的稳定点燃，相较于火炬点火结构，无需单独的火炬电点火室等结构，使发动机推力室结构的简单紧凑，相较于火药点火、电点火、等离子点火等点火结构，通过一个或多个点火喷嘴1沿不同方向喷射点火剂，进而保证大直径的燃烧室2内的燃料充分点燃，实现液体火箭发动机稳定点火。

作为一种可能的实现方式，上述的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构中，火箭发动机燃烧室的直流式点火结构还包括点火剂入口管嘴4，点火剂入口管嘴4固定设置于燃烧室2上，点火剂入口管嘴4的出口与环形腔31连通，点火剂入口管嘴4的入口用于与点火剂供应管路连通。通过点火剂入口管嘴4将点火剂供应管路与集液环3的环形腔31连通，实现点火剂的流通。

在一种可选方式中，上述的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构中，点火喷嘴1上设置有引流孔11和喷注孔12，引流孔11与环形腔31连通，喷注孔12与引流孔11连通。点火剂经过环形腔31、引流孔11进入喷注孔12，最终通过喷注孔12喷射入燃烧室2内，实现点火剂的通畅流通。

作为一种可能的实现方式，上述的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构中，喷注孔12的轴线与燃烧室2的内壁面存在一定夹角；示例性地，如图1所示，喷注孔12的轴线垂直于燃烧室2的内壁面。如此设置，保证点火剂的喷射深度和均匀分布，保证燃烧室2的稳定点火。

在一些实施例中，上述的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构中，燃烧室2与点火喷嘴1的外壁焊接；和/或，集液环3与燃烧室2的外壁焊接。示例性地，燃烧室2与点火喷嘴1的外壁焊接，或者，集液环3与燃烧室2的外壁面焊接，或者，燃烧室2与点火喷嘴1的外壁焊接且集液环3与燃烧室2的外壁焊接。焊接的方式简单可靠，能够保证点火喷嘴1与燃烧室2、集液环3与燃烧室2的连接可靠性。

在上述实施方式的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构，其特征在于，应用于大推力、大流量的液体火箭发动机，所述直流式点火结构包括：

多个沿周向均匀分布的点火喷嘴，燃烧室的周侧上设置多个沿周向均匀分布的点火喷嘴，所述燃烧室的壁面与所述点火喷嘴的外壁密封固定连接；

集液环，所述集液环与所述燃烧室的壁面外侧固定连接，集液环内设置有环形腔，每个所述点火喷嘴均与所述环形腔连通，所述环形腔用于与点火剂供应管路连通，所述点火喷嘴用于将点火剂喷射入所述燃烧室，以使所述点火剂与来流氧化剂接触后发生自燃，使多处点火剂火焰均匀分布至燃烧室内，实现燃料的稳定点燃，进而实现液体火箭发动机稳定点火；

所述点火喷嘴上设置有引流孔和喷注孔，所述引流孔与所述环形腔连通，所述喷注孔与所述引流孔连通，所述引流孔的直径大于所述喷注孔的直径。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构，其特征在于，所述火箭发动机燃烧室的直流式点火结构还包括：

点火剂入口管嘴，所述点火剂入口管嘴固定设置于所述集液环上，所述点火剂入口管嘴的出口与所述环形腔连通，所述点火剂入口管嘴的入口用于与所述点火剂供应管路连通。

3.根据权利要求1所述的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构，其特征在于，所述喷注孔的轴线垂直于所述燃烧室的内壁面。

4.根据权利要求1所述的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构，其特征在于，所述燃烧室的壁面和所述点火喷嘴的外壁密封焊接；

和/或，所述集液环与所述燃烧室的壁面密封焊接。