[发明专利]一种固体火箭发动机用温度激励型自启动安全泄压装置

说明书

本发明涉及一种固体火箭发动机用温度激励型自启动安全泄压装置，包括温度触发单元、点火单元以及切割索。所述温度触发单元由带翅片的壳体、溶液和做动活塞构成，在环境温度到达某一温度后，溶液气化，产生自发火的启动能量；所述点火单元连接在温度触发单元后端，由腔体、锁紧片和针刺雷管构成，用于在合适的针刺感度下输出点火能量；所述切割索与点火单元针刺雷管端相连，通过针刺雷管产生冲击波引爆切割索，切割发动机壳体形成泄压通道。本发明可以在一定的环境温度条件下实现火工驱动型泄压装置的无源自启动。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机安全技术领域，涉及一种固体火箭发动机用温度激励型自启动安全泄压装置。

背景技术

对于固体火箭发动机而言，当周边发生大型火灾时，发动机内部推进剂/受热分解产生燃烧反应甚至发生爆炸现象。通过在发动机表面设置火工驱动型泄压装置，可在发动机发生爆炸前切割发动机壳体，释放发动机内部压力，避免发动机发生爆炸反应，将显著降低发动机在大型火灾条件下对周边环境与装备的损伤程度。

基于火工驱动的泄压装置特性及工作可靠性的设计要求，同时根据大型火灾环境特点，泄压装置受一定环境温度激励后触发工作是非常关键的。目前采用的大多是通过外设判断温度传感器采集的环境温度信号，通过外部逻辑判断和控制系统判断，并采用电点火的方式启动火工驱动型泄压装置工作。因为固体火箭发动机在勤务过程中不允许长时间连续通电，故导致采用电点火方式的火工驱动型泄压装置使用条件受限。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有火工启动温控技术的不足，提出一种固体火箭发动机用温度激励型自启动安全泄压装置，可以在一定的环境温度条件下实现火工驱动型泄压装置的无源自启动。

本发明解决技术的方案是：

一种固体火箭发动机用温度激励型自启动安全泄压装置，包括温度触发单元、点火单元以及切割索；

所述温度触发单元包括带翅片的壳体、溶液和活塞撞针，带翅片的壳体内部安装有活塞撞针，活塞撞针和带翅片的壳体形成的内部空腔中装有溶液，活塞撞针后端为针状结构；在环境温度到达溶液气化的临界温度后，溶液气化，产生自发火的启动能量；

所述点火单元包括腔体、锁紧片和针刺雷管；锁紧片位于带翅片的壳体内部，初始时用于实现活塞撞针的限位锁定和密封；腔体通过激光焊接方式套装在带翅片的壳体后部，腔体后部从前到后依次装有针刺雷管和切割索，且针刺雷管与切割索相连接；

点火单元用于在合适的针刺感度下输出点火能量，通过针刺雷管产生冲击波引爆切割索，切割发动机壳体形成泄压通道。

所述溶液为水、乙醇和乙二醇的配比溶液，通过调整各项的组分控制触发温度。

所述活塞撞针为硬质金属，通过调节活塞撞针与针刺雷管的距离控制撞击能量，实现安全可靠发火。

锁紧片的材料为铝。

所述针刺雷管与切割索通过环氧树脂胶粘接在腔体后部。

切割索射流面为切割方向。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明通过温度触发单元中的溶液发生气化，可以完成在指定温度条件下的火工驱动型安全泄压装置的自启动；

(2)本发明通过调整温度触发单元中的溶液的组分配比，可以调整火工驱动型安全泄压装置的启动温度；

(3)本发明通过自启动安全泄压装置，提高了火工安全泄压装置的环境适应性及勤务便利性。

附图说明

图1为本发明自启动安全泄压装置示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步阐述。