CN106438158A - 基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室 - Google Patents

Abstract

一种基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，包括燃烧室外壳体、火焰筒和等离子体射流点火器。火焰筒位于燃烧室外壳体内，等离子体射流点火器位于该火焰筒上端，其中射流出口伸入火焰筒约三分之一，等离子体射流点火器通过外侧螺纹连接在燃烧室的入口端。所述燃烧室外壳体、火焰筒和等离子体射流点火器三者同轴。本发明基于等离子体射流点火燃烧的极小型航空发动机，主燃烧室是一种新型的航空发动机点火和燃烧组织方式，采用等离子体射流点火技术，将点火器与喷嘴一体化，从而减小点火器和燃烧室的重量与体积，提高航空发动机燃烧室的点火可靠性，进而提升航空发动机的性能。

Description

基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体是一种基于等离子体射流点火燃烧的极小型航空发动机主燃烧室结构。

背景技术

目前，在飞行器上使用的航空涡轮发动机的主燃烧室包括主燃烧室空气进口通道1、火花塞点火器2、火焰筒3、燃烧室出口4、燃料喷嘴5、燃烧室外壳体6和火焰筒扩散段7，基本都采用带旋流器的燃烧室头部，同时采用电火花进行点火，此种点火方式的燃烧室存在诸多缺点，且因原理限制，改进余地不大。基于旋流器和电火花点火的燃烧室主要存在着以下缺点：

1.传统航空发动机的主燃烧室头部的旋流器促使进入的空气旋转，降低流速，使进入燃烧室气流的流动损失很大；

2.旋流器产生的燃烧区体积较大,从燃烧室后侧面主燃孔进入的气流多，使得燃烧室的长度加大，从而导致燃烧室的体积和重量大幅增加；

3.火花塞点火能量较小，很多条件下无法顺利点燃混合气，尤其是在高空条件下，点火边界小,点火成功率低；

4.由于火焰传播速度较小，而气流传播速度较快，点火燃烧时依靠回流边界稳定火焰，气流损失进一步增大。

由此看来，目前在航空发动机上使用的各种燃烧室都存在着明显的缺点。因此，设计一种结构简单可靠，重量轻，体积小，效率高的燃烧室对航空发动机而言具有重要的应用前景。

近年来，利用等离子体强化燃烧，已经引起了全世界各国科研人员的极大兴趣。等离子体是物质存在的第四态，是由部分电子被剥夺后的带电正离子、负离子、自由基和各种活性基团组成的集合体，也被成为“电浆体”。等离子体强化燃烧是利用气体放电形成局部高温区域，并激发大量活性粒子，实现快速点燃可燃混合气或者强化燃烧进程的一种燃烧方式。

在等离子体强化燃烧研究领域，等离子体射流点火是其中的一个重要研究方向。等离子体射流点火技术的工作原理是：利用气体放电产生高温高速的等离子体射流，可以快速可靠地点燃可燃混合气。研究表明，等离子体射流点火能够增加点火可靠性，具有更宽的点火范围、降低燃烧室壁温等优点。基于等离子体射流点火和航空发动机燃烧室的燃烧组织特点，发明了一种极小型航空发动机的主燃烧室结构。

在ZL201320339282.9的发明专利中，中国人民解放军空军工程大学公开了一种用于内燃机燃烧室的瞬态等离子体点火器。在ZL201310084697.0的发明专利中，中国人民解放军空军工程大学公开了一种航空发动机空气旋流等离子体点火器。但在上述发明创造中，仅仅只是一个单独的点火器，并没有将点火器、喷油嘴和燃烧室一体化。

美国GE公司、西门子发动机精密系统公司、航空等离子技术公司在1992年以后以航空发动机主燃烧室或加力燃烧室为应用对象申请了多项专利，但是他们申请的基本上都是等离子射流点火，也没有将点火器、喷油嘴和燃烧室一体化。

发明内容

为克服现有技术中存在的气流的流动损失大、燃烧室的体积和重量大幅增加和点火成功率低的不足，本发明提出了一种基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室。

本发明包括燃烧室外壳体、火焰筒和等离子体射流点火器。所述火焰筒位于燃烧室外壳体内，等离子体射流点火器位于该火焰筒上端，其中射流出口伸入火焰筒约三分之一，等离子体射流点火器通过外侧螺纹连接在燃烧室的入口端。所述燃烧室外壳体、火焰筒和等离子体射流点火器三者同轴。

所述等离子体射流点火器包括头部、导电铜管、空气入口、阴极、旋流器、燃油入口、射流出口、外管和绝缘内管。所述阴极位于导电铜管内，并与导电铜管通过螺纹连接；导电铜管位于绝缘内管内，导电铜管顶端的直径与绝缘内管的直径比例为5：4；所述绝缘内管装在外管内；旋流器位于外管和绝缘内管之间，且距离头部的底端为头部的三分之一，绝缘内管、旋流器和外管通过螺纹连接；头部和射流出口通过螺纹连接。所述阴极、导电铜管、绝缘内管、旋流器、外管和射流出口均同轴。

所述射流出口作为阳极。该射流出口呈漏斗状，其内部上段为漏斗状的电离区，下段为扩散型喷口，两段之间有燃油入口。该射流出口的外径略大于外管的外径。该射流出口的内表面为弧面，并且该射流出口中部的内径最小，两端的内孔呈喇叭状外扩，为扩散型喷口。

所述射流出口的上端喇叭口表面切线与该射流出口的中心线成60°，下端喇叭口表面切线与该射流出口的中心线成45°；该射流出口的最小内径约为该射流出口的内径的三分之一；最小内径与上端喇叭口的比例为1：3，最小内径与下端喇叭口的比例为2：3。

所述外管的内径与旋流器的外径相同，通过螺纹连接。所述外管上端的管内径最小，形成了阶梯差，并且该阶梯的内端面为绝缘内管上端的定位面。

绝缘内管的内径与导电铜管的外径相同，导电铜管插入到绝缘内管中，并且二者之间为间隙配合。该绝缘内管外圆周表面上端的外径与所述外管的上端最小内径相同，二者通过螺纹连接。该绝缘内管自所述与外管配合面以下的外径最小，并使该绝缘内管的最大外径与最小外径之间斜面过渡。所述绝缘内管距下端有用于固定绝缘内管的下端部分和旋流器的凸台，并且该凸台的外径略大于旋流器的内径。当所述绝缘内管装在外管内后，二者之间的上端封闭，该绝缘内管的外表面部分与外管内表面之间形成间隙，用于将空气入口进来的空气输送到旋流器，形成稳定的气流。

所述旋流器的旋流孔与该旋流器的中心线成60°，该旋流器的外径略小于外管的内径，当该旋流器装入外管内后，二者之间间隙配合。

本发明是基于等离子体射流点火燃烧的极小型航空发动机主燃烧室的航空发动机点火和燃烧组织方式，采用等离子体射流点火技术，将点火器与喷嘴一体化，从而减小点火器和燃烧室的重量与体积，提高航空发动机燃烧室的点火可靠性，进而提升航空发动机的性能。

本发明中，阴极通过导电铜管上的凹槽过紧配合连于导电铜管底部，并与导电铜管一同置于绝缘内管内，导电铜管顶端用于连接电源接口。绝缘内管底部套有旋流器，旋流器内环直径与绝缘内管外径相同，两者同时套入外管内，外管与旋流器外环通过底部螺纹相连。外管上端焊接有空气入口，空气入口下方有便于固定的螺纹和凸台。外管底部与射流出口通过螺纹相连。射流出口作为阳极，其内部上段为漏斗状的电离区，下段为扩散型喷口，两段之间开有燃油入口。点火器通过外侧螺纹连接在燃烧室的入口端。

本发明的阴极和阳极采用耐高温、导电能力强的金属或合金加工而成。工作时在电极输入高压脉冲，阳极接地，高压脉冲击穿并电离阴、阳极之间的空气形成等离子体，快速点燃可燃混合气。通过改变阴极的长度大小调节阴极与阳极之间的距离，或改变预燃式等离子体点火器的输入电压和电流，可以控制击穿强度和工作气体的电离度，从而达到调节点火器点火强度的目的。

本等离子体射流点火燃烧室发明在工作时，通过电源给导电铜管通入高压脉冲3kv，同时通过空气入口从高压压气机引气进入电离区，空气在电离区中被高压电极电离形成等离子体，之后降低通入电压至27V,即可保持空气电离状态，形成稳定等离子体，等离子体与从燃油入口流入的燃油混合。从而燃油被加热、部分预燃，随后加速喷出喷嘴，与喷嘴外部的空气进一步混合燃烧，形成稳定的火焰。

与现有技术相比，本发明的有益效果为：

1.将点火器、燃油喷嘴一体化，兼具喷油、点火和火焰稳定的功能，极大缩小了燃烧室点火装置的重量与体积，同时缩小了燃烧室的燃烧区。与传统燃烧室相比，该结构的点火器、燃油喷嘴头部仅有传统点火器的喷油嘴大小相当。以某型涡喷发动机为例，火焰筒的长度可以缩短40％，因此火焰筒的体积和重量可以减小20％。

2.利用电极电离空气与燃气的混合气，形成等离子体来点火，整个过程响应迅速，缩短了点火延迟时间，且通过控制电流和电压或阴极的相对位置可以灵活地控制点火强度，根据相似的实验室对比实验表明，点火延迟时间可以缩短40％以上。

3.取消了燃烧室进口端的旋流器，从而很大程度上减少了流进空气的流动损失；点火功率大，并可以在很高的气流速度下工作，从而增强燃烧室的工作能力。

4.相比于电嘴点火，等离子体射流点火燃烧过程中火焰直接由等离子体点火器头部延伸到燃烧室内，相当于等离子体点火器在持续不断的点火，因此产生的火焰稳定，不易熄灭，点火可靠性较高，可以适应极端条件下的点火燃烧，高空点火性能更好，使发动机的稳定性和可靠性得到了提升，可以提高飞机的高空性能。

5.以某型涡喷发动机为例，将原有燃烧室中的的7个喷油嘴、7个旋流器和2个点火器，简化为7个射流点火器，减少了零件个数，燃烧室结构紧凑，增加了安全可靠性，降低了维护成本；由于体积小，重量轻，能间接提高发动机推重比。

附图说明

图1是现有的采用电嘴点火的航空发动机燃烧室结构剖视图。

图2是本发明的结构示意图。

图3是等离子体射流点火器的结构示意图；

图4是头部的外管和绝缘内管的结构示意图；

图5是绝缘内管的的结构示意图；

图6是导电铜管的结构示意图；

图7是阴极剖视图；

图8是旋流器的结构示意图，其中8a是俯视图，8b是轴测图；

图9是射流出口的剖视图。图中：

1.主燃烧室空气进口通道；2.火花塞点火器；3.火焰筒；4.燃烧室出口；5.燃料喷嘴；6.燃烧室外壳体；7.火焰筒扩散段；9.等离子体射流点火器；10.头部；11.导电铜管；12.空气入口；13.阴极；14.旋流器；15.燃油入口；16.射流出口；17.外管；18.绝缘内管；19.绝缘内管的凸台；

具体实施方式

本实施例是一种基于等离子体射流点火的航空发动机主燃烧室，由燃烧室外壳体6、火焰筒3、等离子体射流点火器9三大部分组成。所述火焰筒3位于燃烧室外壳体6内，等离子体射流点火器9位于该火焰筒上端，其中射流出口伸入火焰筒约三分之一，等离子体射流点火器通过外侧螺纹连接在燃烧室的入口端。所述燃烧室外壳体、火焰筒和等离子体射流点火器三者同轴。

所述等离子体射流点火器9包括头部10、导电铜管11、空气入口12、阴极13、旋流器14、燃油入口15、射流出口16、外管17、绝缘内管18。所述阴极13位于导电铜管11内，阴极13与导电铜管11通过螺纹连接；导电铜管11位于绝缘内管18内，导电铜管11顶端的直径略大于绝缘内管18的直径，直径比约为5：4，间隙配合；所述绝缘内管18装在外管17内；旋流器14位于外管17和绝缘内管18之间，且距离头部10的底端约为头部10的三分之一，绝缘内管18、旋流器14和外管17通过螺纹连接；头部10和射流出口16通过螺纹连接。所述阴极13、导电铜管11、绝缘内管18、旋流器14、外管17和射流出口16均同轴。

所述射流出口作为阳极。该射流出口16为中空回转体，呈漏斗状，其内部上段为漏斗状的电离区，下段为扩散型喷口，两段之间开有燃油入口15。该射流出口16的外径略大于外管17的外径，过度配合。该射流出口16的内表面为弧面，并且该射流出口16的中部内径最小，两端的内孔呈喇叭状外扩，为扩散型喷口。其中，该射流出口16的上端喇叭口表面切线与该射流出口16的中心线成60°，下端喇叭口表面切线与该射流出口16的中心线成45°；该射流出口16的最小内径约为该射流出口16的内径的三分之一；最小内径与上端喇叭口的比例为1：3，最小内径与下端喇叭口的比例为2：3。

所述外管17的内径与旋流器14的外径相同，通过螺纹连接。所述外管17上端的管内径最小，形成了阶梯差，并且该阶梯的内端面为绝缘内管18上端的定位面。

绝缘内管18为中空回转体。该绝缘内管18的内径与导电铜管11的外径相同，导电铜管11直接插入到绝缘内管18中，为间隙配合。。该绝缘内管18外圆周表面上端的外径与所述外管17的上端最小内径相同，二者通过螺纹连接。该绝缘内管18自所述与外管17配合面以下的外径最小，并使该绝缘内管18的最大外径与最小外径之间斜面过渡。所述绝缘内管18距下端六分之一的外圆周表面焊有径向凸出的绝缘内管的凸台19，用于固定绝缘内管18的下端部分和旋流器14；并且该径向凸出的绝缘内管的凸台19的外径略大于旋流器14的内径，以使旋流器14将绝缘内管18卡住，进一步稳固绝缘内管18。当所述绝缘内管18装在外管17内后，二者之间的上端便封闭，该绝缘内管18的外表面部分与外管内表面之间形成间隙，中空回转，用于将空气入口12进来的空气输送到旋流器14，形成稳定的气流。

所述导电铜管11为薄壁壳体。该导电铜管11的外径与绝缘内管18的内径相同，当导电铜管11装入绝缘内管18的内孔后，二者之间形成间隙配合。

所述旋流器14为带有旋流孔的回转体。旋流孔与该旋流器的中心线成60°，该旋流器的外径略小于外管17的内径，当该旋流器装入所述外管内后，二者之间间隙配合。

本实施例中，所述燃烧室外壳体6、火焰筒3采用现有技术。该火焰筒3的筒体由等径段与变径段组成。所述变径段处于火焰筒3的上端，并且该变径段一端的筒口的内径与所述等离子体射流点火器10中外管的外径相同，通过螺纹连接，形成间隙配合。所述火焰筒3的筒体上均匀分布有6个大孔、8个中孔、60个小孔，并且所述各孔的孔径与排布方式均采用现有技术。另外，在火焰筒3的筒体上端有旋流孔8个，在变径段有通气斜孔18个，以使从主燃烧室空气进口通道1进来的空气充分进入到火焰筒3中。

Claims (7)

1.一种基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，包括燃烧室外壳体、火焰筒和等离子体射流点火器；所述火焰筒位于燃烧室外壳体内，等离子体射流点火器位于该火焰筒上端，其中射流出口伸入火焰筒约三分之一，等离子体射流点火器通过外侧螺纹连接在燃烧室的入口端；所述燃烧室外壳体、火焰筒和等离子体射流点火器三者同轴。

2.如权利要求1所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，所述等离子体射流点火器包括头部、导电铜管、空气入口、阴极、旋流器、燃油入口、射流出口、外管和绝缘内管；所述阴极位于导电铜管内，并与导电铜管通过螺纹连接；导电铜管位于绝缘内管内，导电铜管顶端的直径与绝缘内管的直径比例为5：4；所述绝缘内管装在外管内；旋流器位于外管和绝缘内管之间，且距离头部的底端为头部的三分之一，绝缘内管、旋流器和外管通过螺纹连接；头部和射流出口通过螺纹连接；所述阴极、导电铜管、绝缘内管、旋流器、外管和射流出口均同轴。

3.如权利要求1所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，所述射流出口作为阳极；该射流出口呈漏斗状，其内部上段为漏斗状的电离区，下段为扩散型喷口，两段之间有燃油入口；该射流出口的外径略大于外管的外径；该射流出口的内表面为弧面，并且该射流出口中部的内径最小，两端的内孔呈喇叭状外扩，为扩散型喷口。

4.如权利要求3所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，所述射流出口的上端喇叭口表面切线与该射流出口的中心线成60°，下端喇叭口表面切线与该射流出口的中心线成45°；该射流出口的最小内径约为该射流出口的内径的三分之一；最小内径与上端喇叭口的比例为1：3，最小内径与下端喇叭口的比例为2：3。

5.如权利要求1所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，所述外管的内径与旋流器的外径相同，通过螺纹连接；所述外管上端的管内径最小，形成了阶梯差，并且该阶梯的内端面为绝缘内管上端的定位面。

6.如权利要求1所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，绝缘内管的内径与导电铜管的外径相同，导电铜管插入到绝缘内管中，并且二者之间为间隙配合；该绝缘内管外圆周表面上端的外径与所述外管的上端最小内径相同，二者通过螺纹连接；该绝缘内管自所述与外管配合面以下的外径最小，并使该绝缘内管的最大外径与最小外径之间斜面过渡；所述绝缘内管距下端有用于固定绝缘内管的下端部分和旋流器的凸台，并且该凸台的外径略大于旋流器的内径；当所述绝缘内管装在外管内后，二者之间的上端封闭，该绝缘内管的外表面部分与外管内表面之间形成间隙，用于将空气入口进来的空气输送到旋流器，形成稳定的气流。

7.如权利要求1所述基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室，其特征在于，所述旋流器的旋流孔与该旋流器的中心线成60°，该旋流器的外径略小于外管的内径，当该旋流器装入外管内后，二者之间间隙配合。