[實用新型]一種寬工況液氫液氧火炬式電點火裝置

有效

• 申請號: 201821557695.3
• 申請日: 2018-09-21
• 公開（公告）號: CN209355300U
• 公開（公告）日: 2019-09-06
• 發明（設計）人: 楊進慧;王朝暉;左安軍;楊繼東;丁兆波;孫紀國;鄭孟偉;田原;王曉麗;王仙;劉鑫鵬;楊巖
• 申請（專利權）人: 北京航天動力研究所
• 主分類號: F23Q3/00
• 分類號: F23Q3/00
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張曉飛

一種寬工況液氫液氧火炬式電點火裝置，包括：點火室、氧噴嘴、氫腔外殼、火花塞；氫腔外殼的殼體壁上開有液氫進口；氧噴嘴上開有n個通孔，n個通孔的軸線相交于一點；點火室上端開有液氧進口，下端套有氫腔外殼，點火室下端的外壁和氫腔外殼之間的空腔作為液氫腔；點火室的內部安裝有氧噴嘴，氧噴嘴將點火室的內部分隔為液氧腔和第二內腔；第二內腔的內壁上開有多個通孔；點火室下端連接下級預燃室或推力室的頭部；火花塞插入點火室的第二內腔。本實用新型可拆卸、適應性強、方便電點火室與火花塞故障檢測與維修，節省生產周期和研制成本。

技術領域

本實用新型涉及一種寬工況液氫液氧火炬式電點火裝置，可用于航空航天、民用、點火和燃燒技術領域。

背景技術

氫氧補燃循環火箭發動機預燃室流量大，點火能量需求高，且燃氣需進入推力室進一步燃燒，燃燒產物潔凈度要求嚴格?；鹁媸诫婞c火裝置結構簡單、點火能量高、可多次啟動，且燃燒產物與預燃室、推力室完全相容，目前已廣泛應用于氫氧火箭發動機，如美國的RL-10系列、J2發動機、航天飛機主發動機，歐洲的Vinci，日本的LE系列發動機，俄羅斯的RD-0120等?；鹁媸诫婞c火器通過組織少量推進劑在點火室內燃燒，生成高溫燃氣引燃下游燃燒裝置，其工作可靠性及對復雜工況的適應能力直接決定發動機能否正常工作。

目前液氫液氧火炬電點火器按照冷卻方式可以分為兩種：膜冷卻和排放冷卻。膜冷卻式點火器通過燃料切向進入電點火室形成液膜，隔絕燃氣保護火花塞和電點火室內壁不被燒蝕，如SSME、J2點火器等；排放冷卻點火器僅少部分燃料參與燃燒，大部分燃料用于冷卻火花塞和內壁，如RD0120點火器等。排放冷卻點火器結構復雜，一般點火室內為富氧工況，火花塞附近無冷卻劑，火花塞易燒蝕；現有SSME膜冷卻方案點火器適應最高氫氧混合比1.42，地面試驗中混合比到2.5時點火器發生燒蝕，有效膜冷卻距離約238mm，工況范圍難以滿足我國氫氧補燃循環火箭發動機的設計要求，且SSME膜冷卻方案點火器為非獨立結構，氫噴孔位于下游燃燒裝置導火管，不能單獨試驗，難以故障檢測與維修。

實用新型內容

本實用新型的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提出了一種寬工況液氫液氧火炬式電點火裝置，從點火器結構設計上提高點火可靠性，保證點火器長時間高可靠工作，解決了點火器在復雜點火工況下點火可靠性低、火花塞及點火器易燒蝕、多次點火的問題。

本實用新型的技術方案是：

一種寬工況液氫液氧火炬式電點火裝置，包括：點火室、氧噴嘴、氫腔外殼、火花塞；所述氫腔外殼的殼體壁上開有液氫進口；所述氧噴嘴上開有n個通孔，所述n個通孔的軸線相交于一點；所述點火室上端開有液氧進口，所述下端套有所述氫腔外殼，所述點火室下端的外壁和氫腔外殼之間的空腔作為液氫腔；點火室的內部安裝有氧噴嘴，氧噴嘴將所述點火室的內部分隔為液氧腔和第二內腔；所述第二內腔的內壁上開有多個通孔；所述點火室下端的端面連接下級預燃室或推力室的頭部；所述火花塞插入所述點火室的第二內腔。

所述氧噴嘴上n個通孔軸線的交點位于所述第二內腔。

所述氧噴嘴為圓柱體，所述n個通孔開在所述氧噴嘴的端面上。

氧噴嘴的端面上開有通孔的數量為2，所述氧噴嘴的軸線和火花塞的軸線相交，且所述氧噴嘴的2個通孔的軸線關于所述氧噴嘴的軸線和火花塞的軸線構成的平面對稱。

所述點火室的上端為錐形體，下端為階梯軸段。

所述點火室的內部開有通孔，所述通孔被氧噴嘴分隔為液氧腔和第二內腔，所述第二內腔的內壁上的通孔為切向孔。

所述切向孔的孔壁與所述第二內腔的內壁相切。

所述多個切向孔在所述第二內腔的軸線方向上排布為兩排，兩排切向孔交錯排布，每排切向孔在第二內腔的周向上均布。