CN106930838A - 一种使用航空煤油的航空发动机点火装置及点火方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种使用航空煤油的航空发动机点火装置及点火方法，包括设置在燃烧室上燃料输送本体及与燃料输送本体配合点火的火花塞，燃料输送本体包括加热棒和套管，加热棒的一端端部连接导线，套管套在加热棒外侧，套管与加热棒之间形成环形通道，套管一端与加热棒密封连接，套管另一端与加热棒之间形成喷气口；套管上远离喷气口的一端侧壁上设有与环形通道连通的进油孔。本发明提供的装置结构简单，可在不增加成本、降低可靠性的基础上通过航空煤油进行点火，无需额外使用启动燃料进行点火操作，节省了经济成本，降低发动机总体方案的复杂性，此外，本发明提供的点火方法，使发动机具有可靠、快速的点火能力，有利于航空发动机的维护和使用。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机点火技术领域，特别涉及一种使用航空煤油的航空发动机点火装置及点火方法。
背景技术
航空发动机(aero-engine)，是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机。作为飞机的心脏，被誉为"工业之花"，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。发动机研究和发展工作的特点是技术难度大、耗资多、周期长，发动机对飞机的性能以及飞机研制的成败和进度有着决定性的影响，而且发动机技术具有良好的军民两用特性，对国防和国民经济有重要意义。因此，世界上几个能独立研制先进航空发动机的国家无不将优先发展航空发动机作为国策，将发动机技术列为国家和国防关键技术，给予大量的投资，保证发动机相对独立地领先发展，并严格禁止关键技术出口。一些航空发动机后起工业国家也已制订了重大的技术发展计划，试图建立独立研制或参与国际合作研制先进航空发动机的能力。
航空发动机通常携带航空煤油作为主燃料，但是，对于蒸发式火焰筒而言，发动机需在工作最初的点火起动的短时间内进行预热(也可称之为点火)，达到一定温度后才转换为主燃料供油燃烧。目前的点火方式通常采用启动燃料(可燃气体)+火花塞方案，例如专利公开号为CN105822483A公开的一种超燃发动机自点火试验方法，该技术中通过启动燃料点火后，再转换为航空煤油燃烧，该技术虽然能够实现点火，但是启动燃料经独立管路喷入燃烧室，火花塞独立安装走线，需要为启动燃料单独配置储存容器，发动机需单独为启动燃料设置通道导致结构复杂化，在飞行器上容易受到空间、重量的限制，且需单独加注，不利于发动机的维护和使用，实用性差。
发明内容
为了解决现有的点火装置中通常采用启动燃料(可燃气体)+火花塞方案，启动燃料经独立管路喷入燃烧室，火花塞独立安装走线，需要为启动燃料单独配置储存容器，发动机需单独为启动燃料设置通道导致结构复杂化，在飞行器上容易受到空间、重量的限制，且需单独加注，不利于发动机的维护和使用，实用性差等问题，本发明提供了一种使用航空煤油的航空发动机点火装置及点火方法。
本发明具体技术方案如下：
本发明提供了一种使用航空煤油的航空发动机点火装置，包括设置在燃烧室上燃料输送本体及与所述燃料输送本体配合点火的火花塞，所述燃料输送本体包括加热棒和套管，所述加热棒的一端端部连接导线，所述套管套在所述加热棒外侧，所述套管与所述加热棒之间形成环形通道，所述套管一端与所述加热棒密封连接，所述套管另一端与所述加热棒之间形成喷气口；所述套管上远离所述喷气口的一端侧壁上设有与所述环形通道连通并用于输送航空煤油的进油孔。
进一步的，所述加热棒包括加热体、基座和过渡套，所述加热体一端端部与所述导线连接，所述基座和所述过渡套依次固定套在所述加热体上靠近所述导线的一端，所述过渡套与所述基座一侧固定连接，所述过渡套直径小于所述基座直径；
所述套管一端套在所述过渡套外侧，且其端部与所述基座密封连接；所述套管另一端与所述加热体形成喷气口。
进一步的，所述套管由锥形管和直管连接组成，所述锥形管套在所述过渡套外侧，所述锥形管上靠近所述基座的一端与所述基座密封连接；所述直管套在所述加热体外侧，且所述直管上远离所述锥形管的一端与所述加热体之间形成喷气口。
进一步的，所述锥形管远离所述过渡套的一端与所述加热体之间形成锥形环腔，所述直管与所述加热体之间形成与所述锥形环腔连通的环形腔，所述锥形环腔和所述环形腔组成环形通道；所述进油孔开设在所述锥形管侧壁上且与所述锥形环腔连通。
进一步的，所述基座外壁设有外螺纹，所述燃烧室侧壁上设有与所述外螺纹适配的螺纹孔，所述基座与所述燃烧室螺纹连接；所述套管端部与所述基座的密封连接方式为螺纹连接或焊接。
优选的，所述加热棒为圆柱形、长方形或螺旋形，所述套管为与所述加热棒适配的圆柱形、长方形或螺旋形。
优选的，所述加热棒和所述套管均由以下重量份数的成分混合制成：二硅化钼10-45份、氮化硅5-20份、氮化硼5-30份、铝粉3-25份、铁粉5-20份、镍粉5-20份、铜粉4-25份、钛粉5-15份。
本发明还提供了一种使用航空煤油的航空发动机的点火方法，所述点火方法包括以下步骤：
S1、将航空煤油通过权利要求1的所述进油孔输入至权利要求1所述燃料输送本体的所述环形通道内；
S2、通过所述导线给予所述加热棒供电即对所述加热体加热；
S3、所述环形通道内的航空煤油与所述加热体接触并被升温气化为煤油蒸汽；
S4、煤油蒸汽随着压强驱动其向所述喷气口的方向流动，并由所述喷气口喷出至所述燃烧室内；
S5、喷至所述燃烧室内的所述煤油蒸汽与外界的空气接触后，在所述火花塞的作用下在所述燃烧室内燃烧，即完成点火操作。
进一步的，步骤S5中，当所述燃烧室内部的燃烧稳定后，通过断电断油即可关闭点火操作。
进一步的，所述点火方法还包括以下步骤：
S6、当航空发动机出口温度达到90-140摄氏度时，控制航空发动机的转子加速转动，此时，将所述燃料输送本体的供油切换至主油路给予航空发动机供油。
本发明的有益效果如下：本发明提供的装置结构简单，可在不增加成本、降低可靠性的基础上通过航空煤油进行点火，无需额外使用启动燃料进行点火操作，节省了经济成本，降低发动机总体方案的复杂性，此外，本发明提供的点火方法，使发动机具有简单、可靠、快速的点火能力，有利于航空发动机的维护和使用。
附图说明
图1为实施例1所述的一种使用航空煤油的航空发动机点火装置的使用状态参考图；
图2为实施例1所述的一种使用航空煤油的航空发动机点火装置中燃料输送本体的结构示意图；
图3为实施例2所述的一种使用航空煤油的航空发动机点火装置中燃料输送本体的结构示意图；
图4为实施例7所述的一种使用航空煤油的航空发动机的点火方法的流程图。
其中：1、燃烧室；2、燃料输送本体；3、加热棒；4、套管；401、锥形管；402、直管；5、导线；6、环形通道；601、锥形环腔；602、环形腔；7、喷气口；8、进油孔；9、加热体；10、基座；11、过渡套。
具体实施方式
下面结合附图和以下实施例对本发明作进一步详细说明。
实施例1
如图1所示，本发明实施例1提供了一种使用航空煤油的航空发动机点火装置，包括设置在燃烧室1上燃料输送本体2(图中未标注)及与所述燃料输送本体2配合点火的火花塞(图中未示出)。燃料输送本体2用于输送高温气化的航空煤油蒸汽，煤油蒸汽与外界的空气接触后，在所述火花塞的作用下在所述燃烧室1内燃烧，即完成点火操作。该结构有效克服了通过启动燃料和火花塞的结构方案存在的：启动燃料(可燃气)经独立管路喷入燃烧室1，火花塞独立安装走线，需要为可燃气单独配置储存容器，发动机需单独为可燃气设置通道导致结构复杂化，在飞行器上容易受到空间、重量的限制，且需单独加注，不利于发动机的维护和使用等缺陷。
此外，本发明提供的装置还克服了通过另一种预先雾化燃油+火花塞或其它短时引燃方案存在的：预先雾化燃油需更高的供油压强及雾化喷嘴的配合，大大提高了发动机的复杂度，不利于发动机的可靠性和成本控制等问题，有效降低了航空发动机结构复杂度，降低了经济成本。
如图2所示，所述燃料输送本体2包括加热棒3和套管4，所述加热棒3的一端端部连接导线5，导线5通过外接电源给予加热棒3加热，加热棒3将电能转化为热能，为航空煤油加热，所述套管4套在所述加热棒3外侧，所述套管4与所述加热棒3之间形成环形通道6，所述套管4一端与所述加热棒3密封连接，所述套管4另一端与所述加热棒3之间形成喷气口7；所述套管4上远离所述喷气口7的一端侧壁上设有与所述环形通道6连通并用于输送航空煤油的进油孔8，进油孔8将航空煤油输送至环形通道6内，在加热棒3加热的基础上，环形通道6内航空煤油与高温加热棒3接触后被升温气化为煤油蒸汽，煤油蒸汽在压强的作用下，向所述喷气口7的方向流动，并由所述喷气口7喷出至所述燃烧室1内，在火花塞的作用下，在燃烧室1内点燃，实现了点火操作。
本发明通过航空主燃料航空煤油进行点火操作，其结构简单、可靠、成本较低，且降低发动机总体方案的复杂度，此外，本发明在具体使用时，对应的控制逻辑和软件经过优化，使发动机具有简单、可靠、快速的点火能力。
本发明提供的装置不局限于航空发动机的蒸发式燃烧室1的点火启动，也可用于航空发动机、内燃机、锅炉等燃烧装置的点火或燃烧。
进油孔8内的燃料可以为航空煤油、汽油、柴油、重油或其他液体或气体燃料。
实施例2
本发明实施例2在实施例1的基础上，进一步限定了加热棒3的结构。
如图3所示，进一步需要说明的是，所述加热棒3包括加热体9、基座10和过渡套11，所述加热体9一端端部与所述导线5连接，加热体9通过导线5给予其加热，能够快速升温，所述基座10和所述过渡套11依次固定套在所述加热体9上靠近所述导线5的一端，所述过渡套11与所述基座10一侧固定连接，所述过渡套11直径小于所述基座10直径；基座10起到连接作用，不仅用于连接套管4，而且能够将所述燃料输送本体2固定在燃烧室1侧壁上。
所述套管4一端套在所述过渡套11外侧，且其端部与所述基座10密封连接；所述套管4另一端与所述加热体9形成喷气口7。套管4与基座10密封连接，保证了环形通道6一端为密封设置，另一端为喷气口7，从而使封闭的一端压强较高，靠近喷气口7的一端压力相对较低，因此，能够将高温的煤油蒸汽在压强的作用下由喷气口7喷出，从而实现点火。
在实际操作时，靠近加热体9最近的煤油蒸汽温度最高，其首先与外接空气接触后首先燃烧，进而加热并引燃距离加热体9较远的煤油蒸汽。
进油孔8不断供煤油，即可在喷气口7外形成连续不断的燃烧，为发动机燃烧室1提供点火源。
如图3所示，需要进一步说明的是，本技术方案中限定了套管4的结构，所述套管4由锥形管401和直管402连接组成，所述锥形管401套在所述过渡套11外侧，所述锥形管401上靠近所述基座10的一端与所述基座10密封连接；所述直管402套在所述加热体9外侧，且所述直管402上远离所述锥形管401的一端与所述加热体9之间形成喷气口7。锥形管401与套在过渡套11上，能够使其连接更加牢固，此外，锥形管401与基座10的连接方式为螺纹连接或焊接或其他方式连接，只要实现密封连接即可，前提是必须保证其连接强度，确保连接后的安全性。
进一步的，所述锥形管401远离所述过渡套11的一端与所述加热体9之间形成锥形环腔601，所述直管402与所述加热体9之间形成与所述锥形环腔601连通的环形腔602，所述锥形环腔601和所述环形腔602组成环形通道6；所述进油孔8开设在所述锥形管401侧壁上且与所述锥形环腔601连通。
实施例3
进一步需要说明的是，所述基座10外壁设有外螺纹，所述燃烧室1侧壁上设有与所述外螺纹适配的螺纹孔，所述基座10与所述燃烧室1螺纹连接；基座10可以采用螺纹连接，也可以采用其他连接方式与航空发动机燃烧室1练级，实现了固定点火装置的空间位置。所述套管4端部与所述基座10的密封连接方式为螺纹连接或焊接。套管4还可以通过其他方式与基座10连接，只要连接密封，且连接牢固即可，再次不具体限定。
此外，套管4上进油孔8连接进油管道，其连接方式可以为螺纹连接、焊接或其他方式连接，只要其连接牢固，且确保密封即可，再次不具体限定。
需要说明的是，加热棒3作用是将电能转化为热能，实现对环形通道6内的燃料进行加热，优选的，所述加热棒3为圆柱形、长方形或螺旋形，当然，也不限于上述几种形状，还可以为其他形状或多种形状组合，只要可以实现加热即可。套管4的作用是与内部的加热棒3形成环形通道6，并开孔输入燃料，优选的，所述套管4为与所述加热棒3适配的圆柱形、长方形或螺旋形。套管4需要与所述加热棒3适配，具体形状再次不具体限定，只要能够实现一端密封另一端形成喷气口7即可。
此外，在喷气口7处的加热棒3端面相对于套管4端面的位置可以突出、凹陷或齐平。
实施例4
本实施例4提供的技术方案中优选的限定了，所述加热棒3和所述套管4均由以下重量份数的成分混合制成：二硅化钼20份、氮化硅10份、氮化硼10份、铝粉15份、铁粉10份、镍粉10份、铜粉12份、钛粉10份。
通过上述材质制成的加热棒3能够有效提高加热棒3的导热率，提高加热效率。
实施例5
本实施例5提供的技术方案中优选的限定了，所述加热棒3和所述套管4均由以下重量份数的成分混合制成：二硅化钼10份、氮化硅5份、氮化硼5份、铝粉18份、铁粉15份、镍粉15份、铜粉20份、钛粉12份。
实施例6
本实施例6提供的技术方案中优选的限定了，所述加热棒3和所述套管4均由以下重量份数的成分混合制成：二硅化钼30份、氮化硅20份、氮化硼25份、铝粉3份、铁粉5份、镍粉5份、铜粉5份、钛粉7份。
实施例7
如图4所示，本发明还提供了一种使用航空煤油的航空发动机的点火方法，所述点火方法包括以下步骤：
S1、将航空煤油通过权利要求1的所述进油孔8输入至权利要求1所述燃料输送本体2的所述环形通道6内；
S2、通过所述导线5给予所述加热棒3供电即对所述加热体9加热；
S3、所述环形通道6内的航空煤油与所述加热体9接触并被升温气化为煤油蒸汽；
S4、煤油蒸汽随着压强驱动其向所述喷气口7的方向流动，并由所述喷气口7喷出至所述燃烧室1内；
S5、喷至所述燃烧室1内的所述煤油蒸汽与外界的空气接触后，在所述火花塞的作用下在所述燃烧室1内燃烧，即完成点火操作。
上述方法中工作原理是：航空煤油等燃料、喷入环形通道6、被构成内壁的加热棒3加热、在出口附件与外界氧化性气体接触发生燃烧，保持供油、供电即可形成点火源。通过上述方法，能够使航空发动机具有简单、可靠且快速的点火能力。
实施例8
本发明实施例8在实施例7的基础上进一步限定了，步骤S5中，当所述燃烧室1内部的燃烧稳定后，通过断电断油即可关闭点火操作。
进一步的，所述点火方法还包括以下步骤：
S6、当航空发动机出口温度达到90-140摄氏度时，控制航空发动机的转子加速转动，此时，将所述燃料输送本体2的供油切换至主油路给予航空发动机供油。
在具体操作时，通过控制软件中，点火预热时间3-15s，并开启起动电机带转发动机转子；点火油路供油，经过燃烧预热，待发动机出口达到90-140度；启动电机带动发动机转子加速，并将供油切换到主油路；待发动机转速达到15000rpm时，关闭启动电机，发动机进入稳态调速阶段。
实验一：加热棒3加热速率的测试
选择本发明实施例5提供的加热棒3、现有技术中金属材料的加热棒3及现有技术中陶瓷材料的加热棒3，三种加热棒3同时加热，当达到相同温度时，检测三种加热棒3的加热速率。
| 产品 | 加热时间(秒) |
| 实施例5提供的加热棒3 | 3 |
| 现有技术中金属材料的加热棒3 | 45 |
| 现有技术中陶瓷材料的加热棒3 | 50 |
通过上述实验，可以得出，与现有的金属材料或陶瓷材料的加热棒3相比，本发明实施例5提供的加热棒3通过材质的改进能够有效缩短加热时间，提高了加热效率，为此缩短了航空发动机的点火时间。
本发明不局限于上述最佳实施方式，任何人在本发明的启示下都可得出其他各种形式的产品，但不论在其形状或结构上作任何变化，凡是具有与本申请相同或相近似的技术方案，均落在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种使用航空煤油的航空发动机点火装置，包括设置在燃烧室(1)上的燃料输送本体(2)及与所述燃料输送本体(2)配合点火的火花塞，其特征在于，所述燃料输送本体(2)包括加热棒(3)和套管(4)，所述加热棒(3)的一端端部连接导线(5)，所述套管(4)套在所述加热棒(3)外侧，所述套管(4)与所述加热棒(3)之间形成环形通道(6)，所述套管(4)一端与所述加热棒(3)密封连接，所述套管(4)另一端与所述加热棒(3)之间形成喷气口(7)；所述套管(4)上远离所述喷气口(7)的一端侧壁上设有与所述环形通道(6)连通并用于输送航空煤油的进油孔(8)。
2.如权利要求1所述的使用航空煤油的航空发动机点火装置，其特征在于，所述加热棒(3)包括加热体(9)、基座(10)和过渡套(11)，所述加热体(9)一端端部与所述导线(5)连接，所述基座(10)和所述过渡套(11)依次固定套在所述加热体(9)上靠近所述导线(5)的一端，所述过渡套(11)与所述基座(10)一侧固定连接，所述过渡套(11)直径小于所述基座(10)直径；
所述套管(4)一端套在所述过渡套(11)外侧，且其端部与所述基座(10)密封连接；所述套管(4)另一端与所述加热体(9)形成喷气口(7)。
3.如权利要求2所述的使用航空煤油的航空发动机点火装置，其特征在于，所述套管(4)由锥形管(401)和直管(402)连接组成，所述锥形管(401)套在所述过渡套(11)外侧，所述锥形管(401)上靠近所述基座(10)的一端与所述基座(10)密封连接；所述直管(402)套在所述加热体(9)外侧，且所述直管(402)上远离所述锥形管(401)的一端与所述加热体(9)之间形成喷气口(7)。
4.如权利要求3所述的使用航空煤油的航空发动机点火装置，其特征在于，所述锥形管(401)远离所述过渡套(11)的一端与所述加热体(9)之间形成锥形环腔(601)，所述直管(402)与所述加热体(9)之间形成与所述锥形环腔(601)连通的环形腔(602)，所述锥形环腔(601)和所述环形腔(602)组成环形通道(6)；所述进油孔(8)开设在所述锥形管(401)侧壁上且与所述锥形环腔(601)连通。
5.如权利要求2所述的使用航空煤油的航空发动机点火装置，其特征在于，所述基座(10)外壁设有外螺纹，所述燃烧室(1)侧壁上设有与所述外螺纹适配的螺纹孔，所述基座(10)与所述燃烧室(1)螺纹连接；所述套管(4)端部与所述基座(10)的密封连接方式为螺纹连接或焊接。
6.如权利要求1所述的使用航空煤油的航空发动机点火装置，其特征在于，所述加热棒(3)为圆柱形、长方形或螺旋形，所述套管(4)为与所述加热棒(3)适配的圆柱形、长方形或螺旋形。
7.如权利要求1所述的使用航空煤油的航空发动机点火装置，其特征在于，所述加热棒(3)和所述套管(4)均由以下重量份数的成分混合制成：二硅化钼10-45份、氮化硅5-20份、氮化硼5-30份、铝粉3-25份、铁粉5-20份、镍粉5-20份、铜粉4-25份、钛粉5-15份。
8.一种使用航空煤油的航空发动机的点火方法，其特征在于，所述点火方法包括以下步骤：
S1、将航空煤油通过权利要求1的所述进油孔(8)输入至权利要求1所述燃料输送本体(2)的所述环形通道(6)内；
S2、通过所述导线(5)给予所述加热棒(3)供电即对所述加热体(9)加热；
S3、所述环形通道(6)内的航空煤油与所述加热体(9)接触并被升温气化为煤油蒸汽；
S4、煤油蒸汽随着压强驱动其向所述喷气口(7)的方向流动，并由所述喷气口(7)喷出至所述燃烧室(1)内；
S5、喷至所述燃烧室(1)内的所述煤油蒸汽与外界的空气接触后，在所述火花塞的作用下在所述燃烧室(1)内燃烧，即完成点火操作。
9.如权利要求8所述的使用航空煤油的航空发动机的点火方法，其特征在于，步骤S5中，当所述燃烧室(1)内部的燃烧稳定后，通过断电断油即可关闭点火操作。
10.如权利要求8所述的使用航空煤油的航空发动机的点火方法，其特征在于，所述点火方法还包括以下步骤：
S6、当航空发动机出口温度达到90-140摄氏度时，控制航空发动机的转子加速转动，此时，将所述燃料输送本体(2)的供油切换至主油路给予航空发动机供油。
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- 2017-03-16 CN CN201710156592.XA patent/CN106930838B/zh active Active
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