[发明专利]一种利用喷嘴间隙放电点火的小推力发动机头部喷注器

说明书

技术领域

本发明属于液体火箭发动机推进技术领域，具体涉及一种利用喷嘴间隙放电点火的小推力液体火箭发动机头部喷注器。

背景技术

小推力液体火箭发动机是重要的航天器辅助动力系统，主要用于航天器变轨控制、轨道转移、轨道保持、交汇对接和姿态控制等，通常满足多次启动和脉冲工作的要求。其中，双组元小发动机由分开储存的氧化剂和燃料作为推进剂，应用最为广泛。

采用自燃推进剂的双组元发动机不需要额外的点火装置，发动机启动迅速点火可靠、结构简单、可多次启动，但其缺点在于自燃燃料具有毒性，且易燃、易爆、不易贮存。采用非自燃推进剂的双组元发动机需要提供初始的点火热源使其点火燃烧，随后依靠自身燃烧释放的能量维持燃烧过程，因此需要额外的点火装置。常用的点火装置有自燃液体点火器、固体火药点火器和火花塞点火器等。自燃液体点火器和固体火药点火器的优点在于点火可靠、结构简单，缺点在于不能多次启动。火花塞点火装置有两种实现方式：对于大推力发动机，由预点火室、喷嘴和火花塞组成火炬式点火器，火花塞点燃进入预点火室的推进剂，形成的火炬进入燃烧室，再点燃进入燃烧室的推进剂；对于小推力发动机，由于推进剂流量小，经常直接使用火花塞点燃燃烧室的推进剂。火花塞点火器能实现多次点火，得到了广泛的运用，如参考文献《氢氧火箭发动机》中记载了美国航天飞机主发动机采用的火花塞点火室的喷注器、燃烧室及电火花塞结构等见；使用氢/氧、烃/氧作为推进剂的小推力发动机大多采用具有火花塞点火室的喷注器结构形式与点火方案。但是，火花塞点火器同样存在一定的缺点。首先，发动机头部喷注器需预留火花塞和点火系统的安装空间，从而带来结构尺寸和重量的增加，如参考文献(Rollbuhler R.J.《Experiment performance of a water electrolysis rocket》，编号NASA TM X-1737，1968.)中记载了航天飞机主发动机为了保证点火可靠性，通常每个点火室头部需要采用两个火花放电点火器作为安全备用，使发动机结构和重量增加。其次电火花塞是通过正极和负极的两个尖端点之间释放电火花，放电面积小，可能会因燃烧产物的覆盖、沉积而被污染，导致放电点火故障等。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种利用喷嘴间隙放电点火的小推力发动机头部喷注器，本发明合理利用小推力发动机头部结构而不使用火花塞，可实现重复多次起动。本发明提供的一种利用喷嘴间隙放电点火的小推力发动机头部喷注器，实现了小推力发动机头部喷注器尺寸的小型化，并由于其自身喷嘴环缝放电面积大且间距可调整，可有效的避免火花塞单点放电因污染产生的故障。

本发明提供的一种利用喷嘴间隙放电点火的小推力发动机头部喷注器，包括高压正极铜棒、正极接线螺母、正极绝缘垫片、密封锁紧螺母、密封挤压环、密封垫、壳体、密封圈、氧化剂涡流器、正极绝缘套、放电环缝调整垫块、氧化剂喷嘴出口端盖和燃料离心喷嘴。

所述的高压正极铜棒的底部连接有燃料离心喷嘴，高压正极铜棒的顶端依次连接有正极接线螺母和正极绝缘垫片。高压正极铜棒从正极绝缘垫片向下的外表面套连着正极绝缘套10，且所述的正极绝缘套位于壳体的内部，在正极绝缘套与壳体之间从上至下依次配合套接着的密封锁紧螺母、密封挤压环、密封垫、密封圈、氧化剂涡流器和放电环缝调整垫块。所述的正极接线螺母连接高压正极，所述的壳体连接高压负极。

所述的氧化剂喷嘴出口端盖连接于壳体底部，所述的氧化剂涡流器、壳体和放电环缝调整垫块形成了氧化剂流通通道，所述的氧化剂喷嘴出口端盖与离心喷嘴之间环缝间隙形成负极氧化剂喷嘴。

处于密封垫和密封圈之间的壳体的一侧具有通孔A，该通孔A与燃料供应管路相连通，且正极绝缘套10的轴侧具有一个与通孔A15平行的通孔C17，由于密封垫和密封圈的密封作用，燃料液体顺次通过通孔A和通孔C流入，沿着高压正极铜棒与正极绝缘套之间的间隙流动后从燃料离心喷嘴喷出，优选以45°扩散半角喷出。

处于密封圈以下壳体的一侧具有通孔B，该通孔B与氧化剂供应管路相连通，使氧化剂通过通孔B充入到壳体内部，通过氧化剂涡流器产生离心旋转后，由负极氧化剂喷嘴以一定的角度喷出。为方便与推进剂输送管路连接，所述的通孔B与通孔A的通孔轴线夹角为180°。