CN107420199A - 航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，轴流旋流器位于阳极壳体内中段。阴极锥体电极位于圆孔式轴流旋流器的下方；阴极电极杆的下端穿过圆孔式轴流旋流器的中心孔，并装入阴极锥体电极上端面的中心盲孔内。阴极电极杆的上端装入电极安装隔离座的中心孔内。电极安装隔离座固定在阳极壳体内孔大直径段端头处。在阳极壳体大直径段外圆周表面安装有与发动机供气装置密封连接的进气嘴。本发明提高了航空发动机燃烧室的燃烧效率、改善燃烧室出口均匀性以及扩宽燃烧室的稳定燃烧范围，克服了现有等离子体助燃技术不适于在航空发动机燃烧室的高温高压环境中使用的不足，具有能产生大量的活性粒子、尺寸小、结构简单以及通用性强等特点。

Description

航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器

技术领域

本发明涉及航空动力领域的等离子体燃烧强化技术，具体是一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器。

背景技术

随着战斗机性能的不断提高，对航空发动机的性能提出了更高要求，美国国防部提出了“综合高性能涡轮发动机技术计划”，目标为，到21世纪初使航空发动机的推重比提高一倍，即达到15～20。而提高推重比的最有效途径之一是提高发动机的单位推力，提高单位推力的有效办法则是提高燃烧室出口的温度即涡轮前燃气温度。另一方面，先进的航空发动机还应具有更高的可靠性。对于燃烧室部件来说，可靠性体现在燃烧室的熄火特性即稳定燃烧边界。对于先进的航空发动机，无论在飞行高度变化、飞行速度变化以及发动机转速变化等条件下均具有较为宽广的熄火边界。目前，国内外提高航空发动机燃烧室性能的主要技术包括，多级旋流头部技术、多环腔火焰筒技术、新型燃油喷嘴技术等。这些新技术主要基于现有燃烧室的结构的改进和优化，难以满足对航空发动机性能日益提高的要求，同时航空发动机燃烧室的结构越来越复杂也为加工带来了难度。

等离子体助燃技术是提高航空发动机燃烧室性能的新概念技术，它可以提高航空发动机燃烧室的燃烧效率、改善燃烧室出口均匀性，同时也可以扩宽燃烧室的稳定燃烧范围，早在20世纪70年代就引起了各国专家的广泛关注。国内外都已经开展了等离子体助燃激励器的研制，但主要采用介质阻挡放电的方式产生等离子体。介质阻挡放电等离子体助燃激励器受结构复杂、高电压屏蔽困难、高气压下放电困难或不均匀、寿命有限等因素的影响，工程应用范围不广，尤其在航空发动机燃烧室上高气压环境还没有得到应用。

滑动弧放电作为一种产生等离子体的方法，已经在环境治理、能源转化和生物医学等方面有广泛应用，而它在强化燃烧反应方面的独特优势也是显而易见的。滑动弧放电等离子体助燃在强化燃烧领域的应用不仅是因为其电极结构简单，更重要是在放电过程中能产生加速燃烧化学反应的大量的活性粒子、自由基团等，提高化学反应速率，增强燃烧稳定性，提高燃烧效率。

我国对滑动弧放电等离子体助燃的研究较晚，并主要集中在滑动弧等离子体用于污染物降解及污水处理等领域。浙江大学在公开号为CN101863536A的发明创造中提出了一种磁驱动螺旋滑动弧非平衡等离子体废水处理装置，如图1所示。实验证明该装置能够有效降解有机污染物，提高废水处理效率。之后，该装置被用于甲烷的干重整，取得了较好的效果并投入了工程实践应用。展示了滑动弧放电等离子体广阔的应用前景。赣南师范学院在公开号为CN106028616A的发明创造中提出了一种滑动弧放电等离子体射流发生装置及方法，如图2所示。该装置被用于水体消毒杀菌及微生物的灭活处理，具有结构简单、使用灵活方便等优点，被认为具有潜在医学应用价值。但是，由于以上两种滑动弧放电等离子体发生装置的结构复杂且尺寸较大，加之航空发动机燃烧室工作环境恶劣，导致以上两种装置无法应用在航空发动机燃烧室上。

发明内容

为克服现有技术中存在的结构复杂且尺寸较大，不能适应航空发动机燃烧室恶劣的工作环境的不足，本发明提出了一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器。

本发明包括阳极壳体、进气嘴、电极安装隔离座、阴极电极杆、轴流旋流器和阴极锥体电极。其中，所述轴流旋流器位于阳极壳体内孔的中段。所述阴极锥体电极位于该圆孔式轴流旋流器的下方；阴极电极杆的下端穿过所述圆孔式轴流旋流器的中心孔，并装入所述阴极锥体电极上端面的中心盲孔内；该阴极电极杆的上端装入电极安装隔离座的中心孔内，并使该阴极电极杆的上端端头伸出该电极安装隔离座的上表面。所述电极安装隔离座固定安装在阳极壳体内孔大直径段端头处。所述阳极壳体、电极安装隔离座、阴极电极杆、轴流旋流器和阴极锥体电极同轴。在所述阳极壳体大直径段外圆周表面安装有进气嘴，该进气嘴的另一端与发动机供气装置密封连接。

所述的旋流器为圆孔式轴流旋流器或叶片式轴流旋流器。

所述的圆孔式轴流旋流器，的外径与所述阳极壳体的内径相同。在该圆孔式轴流旋流器的中心有安装所述阴极电极杆的内螺纹通孔。在所述圆孔式轴流旋流器上均布有3～8个轴向贯通的倾斜圆孔，该圆孔的倾斜角α为20°～80°，圆孔的直径为3～5mm。

所述的叶片式轴流旋流器包括筒体、多个导向叶片和中心有通孔的中心轴。所述多个导向叶片周向分布在所述的叶片式轴流旋流器的筒体上。所述中心轴通孔的内表面为与所述阴极电极杆配合的螺纹面。所述导向叶片的数量为3～16个。导向叶片的导向气流出口角为20°～80°。

所述阳极壳体1外表面为二级的阶梯状。在该阳极壳体一端的大直径段一侧的外表面上有进气嘴安装孔，该进气嘴安装孔的轴线垂直于阳极壳体的轴线。在该阳极壳体另一端的小直径段的外表面为与燃烧室的安装孔连接的螺纹面。所述阳极壳体的内径D为12mm～30mm。

所述电极安装隔离座的中心有与阴极电极杆配合的螺纹通孔；在该电极安装隔离座两端端面的中心分别有凹槽。所述电极安装隔离座的外表面为阶梯面，其中的小外径段的外径与所述阳极壳体的内径相同；该电极安装隔离座上端的外圆周表面有径向凸出的凸台，该凸台的外径与所述阳极壳体的外径相同，当电极安装隔离座与阳极壳体配合安装时，通过该凸台实现对电极安装隔离座的定位。

所述阴极锥体电极中部的直径d最大，为10mm～20mm；当所述阴极锥体电极装入阳极壳体内后，该阴极锥体电极最大直径处的外表面与该阳极壳体的内表面之间的间距为1mm～10mm。所述阴极锥体电极以该直径d最大处为分界，使该阴极锥体电极的外圆周表面成为分别向两端收敛缩小的锥面，并且两端的锥面的半锥角θ为5°～50°。所述阴极锥体电极下端端头处为锥角；所述阴极锥体电极上端的端头处为平面；在所述平面的中心有安装阴极电极杆的螺纹孔。

所述阴极电极杆的长度为10mm～20mm。

本发明提高了航空发动机燃烧室的燃烧效率、改善燃烧室出口均匀性以及扩宽燃烧室的稳定燃烧范围，克服了现有等离子体助燃技术不适于在航空发动机燃烧室的高温高压环境中使用的不足，具有能产生大量的活性粒子、尺寸小、结构简单以及通用性强等特点。

本发明涉及航空动力领域的等离子体燃烧强化技术，旋转滑动弧等离子体助燃激励器以气体为工作介质，在放电区域的上游通过旋流器形成旋转气流，在助燃激励器的阳极和阴极最小间距处经高压击穿形成电弧放电，并在旋转气流的吹动下，电弧旋转着向助燃激励器的出口运动，形成三维空间放电等离子体区域。利用气体在助燃激励器放电中的热电离、光电离、裂解等过程，形成具有化学活性的组分如氧原子、臭氧、离子和活性基团等，以提高燃烧的化学反应速率。试验表明实施旋转滑动弧等离子体助燃提高了航空发动机燃烧室的燃烧效率，增强燃烧的稳定性，同时扩宽了稳定燃烧范围。

本发明中，滑动弧放电产生的等离子体属于非平衡等离子体，放电过程中的发热量并不十分显著，加之有气体经过阳极壳体、阴极电极杆、旋流器和阴极锥体电极表面，起到了散热的作用，减小了金属表面的烧蚀和氧化，所以阳极壳体、阴极电极杆和阴极锥体电极均采用不锈钢材料，而旋流器则采用绝缘性好的聚四氟乙烯，有利于减小加工难度和降低旋转滑动弧等离子体助燃激励器的加工成本。

旋转滑动弧等离子体助燃激励器采用侧面进气方式，有利于控制助燃激励器的竖直方向的长度。旋流器采用轴流式旋流器有利于控制激励器的直径，使得本发明的结构简单且加工方便。

本发明的工作介质为空气，气源为发动机上可利用的供气系统，可方便的为旋转滑动弧等离子体助燃激励器供气，不需要额外的供气装置。

本发明不改变发动机燃烧室原有的结构和尺寸，只需要在现有发动机外壳上加工安装座，并在燃烧室的外壳和火焰筒壁上加工可以插入助燃激励器的圆孔。这样在不改变燃烧室几何结构和动力学特性的同时简化制作和安装工艺，而且外涵气流可以对滑动弧等离子体助燃激励器进行冷却。

由于本发明的结构简单，尺寸小，通用性强，不仅是针对航空发动机燃烧室，对于其他类型热机的燃烧室同样适用。

附图说明

图1是浙江大学研制的磁驱动螺旋滑动弧非平衡等离子体废水处理装置；

图2是赣南师范学院研制的滑动弧放电等离子体射流发生装置；

图3是本发明的结构示意图；

图4是阳极壳体的结构示意图；

图5是进气嘴的结构示意图；

图6是电极安装隔离座的结构示意图；

图7是阴极电极杆的示意图；

图8是圆孔式轴流旋流器示意图；

图9是图8的剖视图；

图10是叶片式轴流旋流器示意图；

图11是阴极锥体电极的示意图。图中：

1.阳极壳体；2.进气嘴；3.电极安装隔离座；4.阴极电极杆；5.旋流器；6.阴极锥体电极；7.圆孔式轴流旋流器；8.叶片式轴流旋流器。

具体实施方式

实施例1

本实施例是一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，包括阳极壳体1、进气嘴2、电极安装隔离座3、阴极电极杆4、旋流器5和阴极锥体电极6。其中，所述旋流器5位于阳极壳体1内孔的中段。所述阴极锥体电极6位于该圆孔式轴流旋流器的下方；阴极电极杆4的下端穿过所述圆孔式轴流旋流器5的中心孔，并装入所述阴极锥体电极上端面的中心盲孔内；该阴极电极杆的上端装入电极安装隔离座3的中心孔内，并使该阴极电极杆的上端端头伸出该电极安装隔离座的上表面。所述电极安装隔离座3固定安装在阳极壳体1内孔大直径段端头处。所述阳极壳体1、电极安装隔离座3、阴极电极杆4、圆孔式轴流旋流器5和阴极锥体电极6同轴。

所述进气嘴2的一端安装在所述阳极壳体1一侧的进气嘴安装孔上，另一端与发动机供气装置连接，并保持密封。

所述阳极壳体1为锈钢管制成的中空回转体，外表面为二级的阶梯状。在该阳极壳体一端的大直径段一侧的外表面上加工有带螺纹的进气嘴安装孔，该进气嘴安装孔的轴线垂直于阳极壳体1的轴线。在该阳极壳体另一端的小直径段的外表面为与燃烧室的安装孔连接的螺纹面。所述阳极壳体的内径D为12mm～30mm。本实施例中，阳极壳体1的内径D为20mm。

所述电极安装隔离座3由绝缘性好的聚四氟乙烯加工而成。该电极安装隔离座的中心有与阴极电极杆4配合的螺纹通孔；在该电极安装隔离座两端端面的中心分别有凹槽。所述电极安装隔离座的外表面为阶梯面，其中的小外径段的外径与所述阳极壳体1的内径相同；该电极安装隔离座上端的外圆周表面有径向凸出的凸台，该凸台的外径与所述阳极壳体的外径相同，当电极安装隔离座与阳极壳体配合安装时，通过该凸台实现对电极安装隔离座的定位。

所述旋流器5为圆孔式轴流旋流器，采用聚四氟乙烯加工而成。该圆孔式轴流旋流器的外径与所述阳极壳体1的内径相同。在该圆孔式轴流旋流器的中心有安装所述阴极电极杆4的内螺纹通孔。在所述圆孔式轴流旋流器上均布有3～8个轴向贯通的倾斜圆孔，该圆孔的倾斜角α为20°～80°，圆孔的直径为3～5mm。本实施例中，所述圆孔式轴流旋流器上倾斜圆孔的数量为6个；各圆孔的倾斜角α为60°。

所述阴极电极杆4为M2～M6的公制螺纹杆，长度为10mm～20mm。本实施例中，阴极电极杆4为M3的公制螺纹杆，长度为15mm。

所述阴极锥体电极6采用不锈钢制成的圆形杆件，并且接近该阴极锥体电极中部处的直径d最大，为10mm～20mm，；当所述阴极锥体电极装入阳极壳体1内后，该阴极锥体电极最大直径处的外表面与该阳极壳体的内表面之间的间距为1mm～10mm。所述阴极锥体电极以该直径d最大处为分界，使该阴极锥体电极的外圆周表面成为分别向两端收敛缩小的锥面，并且两端的锥面的半锥角θ为5°～50°。所述阴极锥体电极下端端头处为锥角；所述阴极锥体电极上端的端头处为平面；在所述平面的中心有安装阴极电极杆4的螺纹孔。本实施例中，所述阴极锥体电极锥面的半锥角θ为9°，阴极锥体电极6最大直径d为15mm，阴极锥体电极6外表面与阳极壳体1内表面之间的最小间距为3mm。

所述阴极锥体电极6采用不锈钢制成的圆形杆件，并且接近该阴极锥体电极中部处的直径d最大，为10mm～20mm，；当所述阴极锥体电极装入阳极壳体1内后，该阴极锥体电极最大直径处的外表面与该阳极壳体的内表面之间的间距为1mm～10mm。所述阴极锥体电极以该直径d最大处为分界，使该阴极锥体电极两端均为收敛缩小的锥面。所述阴极锥体电极下端端头处为锥角，另一端的端头处为平面；在所述平面的中心有安装阴极电极杆4的螺纹孔。本实施例中，所述阴极锥体电极的尖头端的半锥角θ为9°，阴极锥体电极6最大直径d为15mm，阴极锥体电极6跟阳极壳体1之间最窄处的距离为3mm。

实施例2

本实施例是一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，包括阳极壳体1、进气嘴2、电极安装隔离座3、阴极电极杆4、旋流器5和阴极锥体电极6。

本实施例是一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，包括阳极壳体1、进气嘴2、电极安装隔离座3、阴极电极杆4、旋流器5和阴极锥体电极6。其中，所述旋流器5位于阳极壳体1内孔的中段。所述阴极锥体电极6位于该叶片式轴流旋流器的下方；阴极电极杆4的下端穿过所述旋流器5的中心孔，并装入所述阴极锥体电极上端面的中心盲孔内；该阴极电极杆的上端装入电极安装隔离座3的中心孔内，并使该阴极电极杆的上端端头伸出该电极安装隔离座的上表面。所述电极安装隔离座3固定安装在阳极壳体1内孔大直径段端头处。所述阳极壳体1、电极安装隔离座3、阴极电极杆4、叶片式轴流旋流器5和阴极锥体电极6同轴。

所述进气嘴2的一端安装在所述阳极壳体1一侧的进气嘴安装孔上，另一端与发动机供气装置连接，并保持密封。

所述阳极壳体1为锈钢管制成的中空回转体，外表面为二级的阶梯状。在该阳极壳体一端的大直径段一侧的外表面上加工有带螺纹的进气嘴安装孔，该进气嘴安装孔的轴线垂直于阳极壳体1的轴线。在该阳极壳体另一端的小直径段的外表面为与燃烧室的安装孔连接的螺纹面。所述阳极壳体的内径D为12mm～30mm。本实施例中，阳极壳体1的内径D为18mm。

所述电极安装隔离座3由绝缘性好的聚四氟乙烯加工而成。该电极安装隔离座的中心有与阴极电极杆4配合的螺纹通孔；在该电极安装隔离座两端端面的中心分别有凹槽。所述电极安装隔离座的外表面为阶梯面，其中的小外径段的外径与所述阳极壳体1的内径相同；该电极安装隔离座上端的外圆周表面有径向凸出的凸台，该凸台的外径与所述阳极壳体的外径相同，当电极安装隔离座与阳极壳体配合安装时，通过该凸台实现对电极安装隔离座的定位。

所述旋流器5为叶片式轴流旋流器，是采用聚四氟乙烯加工而成，包括筒体、多个导向叶片和中心有通孔的中心轴。所述多个导向叶片周向分布在所述的叶片式轴流旋流器的筒体上。所述中心轴通孔的内表面为与所述阴极电极杆4配合的螺纹面。所述导向叶片的数量为3～16个，采用导向叶片结构。导向叶片的导向气流出口角为20°～80°。本实施例中，所述叶片式轴流旋流器有8个导向叶片，各叶片的导向气流出口角均为45°。

所述阴极电极杆4为M2～M6的公制螺纹杆，长度为10mm～20mm。本实施例中，阴极电极杆4为M4的公制螺纹杆，长度为16mm。

所述阴极锥体电极6采用不锈钢制成的圆形杆件，并且接近该阴极锥体电极中部处的直径d最大，为10mm～20mm，；当所述阴极锥体电极装入阳极壳体1内后，该阴极锥体电极最大直径处的外表面与该阳极壳体的内表面之间的间距为1mm～10mm。所述阴极锥体电极以该直径d最大处为分界，使该阴极锥体电极的外圆周表面成为分别向两端收敛缩小的锥面，并且两端的锥面的半锥角θ为5°～50°。所述阴极锥体电极下端端头处为锥角；所述阴极锥体电极上端的端头处为平面；在所述平面的中心有安装阴极电极杆4的螺纹孔。本实施例中，所述阴极锥体电极的锥面的半锥角θ为12°，阴极锥体电极6最大直径d为20mm，阴极锥体电极6外表面与阳极壳体1内表面之间的最小间距为2mm。

Claims (8)

1.一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，包括阳极壳体、进气嘴、电极安装隔离座、阴极电极杆、轴流旋流器和阴极锥体电极；其中，所述轴流旋流器位于阳极壳体内孔的中段；所述阴极锥体电极位于该圆孔式轴流旋流器的下方；阴极电极杆的下端穿过所述圆孔式轴流旋流器的中心孔，并装入所述阴极锥体电极上端面的中心盲孔内；该阴极电极杆的上端装入电极安装隔离座的中心孔内，并使该阴极电极杆的上端端头伸出该电极安装隔离座的上表面；所述电极安装隔离座固定安装在阳极壳体内孔大直径段端头处；所述阳极壳体、电极安装隔离座、阴极电极杆、轴流旋流器和阴极锥体电极同轴；在所述阳极壳体大直径段外圆周表面安装有进气嘴，该进气嘴的另一端与发动机供气装置密封连接。

2.如权利要求1所述航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述的旋流器为圆孔式轴流旋流器或叶片式轴流旋流器。

3.如权利要求2所述航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述的圆孔式轴流旋流器，的外径与所述阳极壳体的内径相同；在该圆孔式轴流旋流器的中心有安装所述阴极电极杆的内螺纹通孔；在所述圆孔式轴流旋流器上均布有3～8个轴向贯通的倾斜圆孔，该圆孔的倾斜角α为20°～80°，圆孔的直径为3～5mm。

4.如权利要求2所述航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述的叶片式轴流旋流器包括筒体、多个导向叶片和中心有通孔的中心轴；所述多个导向叶片周向分布在所述的叶片式轴流旋流器的筒体上；所述中心轴通孔的内表面为与所述阴极电极杆配合的螺纹面；所述导向叶片的数量为3～16个；导向叶片的导向气流出口角为20°～80°。

5.如权利要求1所述航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述阳极壳体1外表面为二级的阶梯状；在该阳极壳体一端的大直径段一侧的外表面上有进气嘴安装孔，该进气嘴安装孔的轴线垂直于阳极壳体的轴线；在该阳极壳体另一端的小直径段的外表面为与燃烧室的安装孔连接的螺纹面；所述阳极壳体的内径D为12mm～30mm。

6.如权利要求1所述航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述电极安装隔离座的中心有与阴极电极杆配合的螺纹通孔；在该电极安装隔离座两端端面的中心分别有凹槽；所述电极安装隔离座的外表面为阶梯面，其中的小外径段的外径与所述阳极壳体的内径相同；该电极安装隔离座上端的外圆周表面有径向凸出的凸台，该凸台的外径与所述阳极壳体的外径相同，当电极安装隔离座与阳极壳体配合安装时，通过该凸台实现对电极安装隔离座的定位。

7.如权利要求1所述航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述阴极锥体电极中部的直径d为10mm～20mm；当所述阴极锥体电极装入阳极壳体内后，该阴极锥体电极最大直径处的外表面与该阳极壳体的内表面之间的间距为1mm～10mm；所述阴极锥体电极以该直径d处为分界，使该阴极锥体电极的外圆周表面成为分别向两端收敛缩小的锥面，并且两端的锥面的半锥角θ为5°～50°；所述阴极锥体电极下端端头处为锥角；所述阴极锥体电极上端的端头处为平面；在所述平面的中心有安装阴极电极杆的螺纹孔。

8.如权利要求1所述航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，其特征在于，所述阴极电极杆的长度为10mm～20mm。