CN107842427B - 一种预燃式等离子体点火器及点火方法 - Google Patents
一种预燃式等离子体点火器及点火方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107842427B CN107842427B CN201711041275.XA CN201711041275A CN107842427B CN 107842427 B CN107842427 B CN 107842427B CN 201711041275 A CN201711041275 A CN 201711041275A CN 107842427 B CN107842427 B CN 107842427B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- shell
- cyclone
- fuel oil
- wall
- chamber
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 11
- 239000000295 fuel oil Substances 0.000 claims abstract description 79
- NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N novaluron Chemical compound C1=C(Cl)C(OC(F)(F)C(OC(F)(F)F)F)=CC=C1NC(=O)NC(=O)C1=C(F)C=CC=C1F NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 52
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 23
- 239000003921 oil Substances 0.000 claims abstract description 21
- 239000003208 petroleum Substances 0.000 claims abstract description 19
- 238000000889 atomisation Methods 0.000 claims abstract description 11
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims abstract description 7
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 16
- 238000010891 electric arc Methods 0.000 claims description 8
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 6
- 230000005611 electricity Effects 0.000 claims description 4
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 claims description 4
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims description 4
- 238000009826 distribution Methods 0.000 claims description 3
- 239000003595 mist Substances 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 5
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 2
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 2
- 239000007772 electrode material Substances 0.000 description 2
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 2
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 2
- 229910052574 oxide ceramic Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011224 oxide ceramic Substances 0.000 description 2
- TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Al]O[Al]=O TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052582 BN Inorganic materials 0.000 description 1
- PZNSFCLAULLKQX-UHFFFAOYSA-N Boron nitride Chemical compound N#B PZNSFCLAULLKQX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N Molybdenum Chemical compound [Mo] ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- NKRHXEKCTWWDLS-UHFFFAOYSA-N [W].[Cr].[Co] Chemical compound [W].[Cr].[Co] NKRHXEKCTWWDLS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000012141 concentrate Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 230000001535 kindling effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 1
- 229910052750 molybdenum Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011733 molybdenum Substances 0.000 description 1
- 230000008450 motivation Effects 0.000 description 1
- 230000001706 oxygenating effect Effects 0.000 description 1
- 229910052573 porcelain Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000004080 punching Methods 0.000 description 1
- WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N tungsten Chemical compound [W] WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052721 tungsten Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010937 tungsten Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/26—Starting; Ignition
- F02C7/264—Ignition
- F02C7/266—Electric
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/22—Fuel supply systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Spark Plugs (AREA)
Abstract
本发明公开一种预燃式等离子体点火器及点火方法，包括外壳、输油管、旋流器、火花塞和气路底座，外壳上端具有喷射口，旋流器设置在外壳内与外壳连接，旋流器将外壳内腔分为预燃室和整流室；火花塞设置在外壳的内腔，穿过旋流器，与旋流器连接，其高压电极处于预燃室内；外壳在预燃室对应的部位壳壁内部具有输油腔，输油管与输油腔联通，外壳的内壁在预燃室对应的位置上开设有雾化孔，雾化孔与输油腔联通，雾化孔用于将燃料雾化后喷向预燃室；气路底座设置在外壳的下端并与外壳连接，用于向整流室提供助燃气体，火花塞的高压引线穿过气路底座延伸至外壳外部。该点火器能够引燃航空发动机预燃室内主流燃油，提高航空发动机二次点火高度。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机预燃室设计领域，涉及一种用于航空发动机高空点火的预燃式等离子体点火器及点火方法，用于航空发动机燃烧室内燃油的成功点火。
背景技术
航空发动机在高空飞行时可能会出现发动机熄火的情况，需要通过二次点火实现航空发动机再次起动。对于高空飞行器而言，高空二次点火高度是一个重要的性能指标，直接影响飞行器的安全性。高空二次点火本质上是极端条件下的化学反应。高空低温低气压环境下燃油的理化性质与常温常压环境存在明显差异，导致化学反应速率显著降低，火焰传播速度明显减小，着火困难，进而难以实现高空的二次点火。
现有航空发动机点火器的点火高度为8～9km，采用补氧等措施后可达12～13km，对于高空飞行器而言，该点火高度仍旧无法满足飞行器的需求。通过物理和化学方法提高化学反应速率是提高航空发动机二次点火高度的重要途径。等离子体作为物质的第四态，其热效应与化学活性效应可显著提高化学反应速率，进而提高点火能力，拓宽点火边界。预燃式等离子体点火器通过点燃少量燃油形成稳定火焰后进而引燃主燃烧室大量燃油，是一种解决高空低温低气压条件下点火困难和点火高度低的新途径，是高空长航时无人机发动机、近空间高速飞行器组合动力燃烧室研发的创新技术，对于拓展发动机使用边界、提高发动机推力具有重要作用。因此，亟需一种用于航空发动机高空点火的预燃式等离子体点火器来解决现有点火技术中存在的问题。
发明内容
为解决现有技术中存在的问题，本发明的目的在于提供一种用于航空发动机高空点火的预燃式等离子体点火器及点火方法，该预燃式等离子体点火器能够稳定有效地进行自身燃油点火，进而能够引燃航空发动机预燃室内主流燃油，提高航空发动机二次点火高度。
本发明的目的通过如下技术方案实现：
一种预燃式等离子体点火器，包括外壳、输油管、旋流器、火花塞和气路底座，外壳上端具有喷射口，旋流器设置在外壳内与外壳内壁连接，旋流器将外壳内腔分为上下两个腔室，上部的腔室为预燃室，下部的腔室为整流室；
火花塞设置在外壳的内腔，穿过旋流器，与旋流器连接，火花塞的高压电极处于预燃室内，预燃室对应的外壳部位作为火花塞的低压电极；
预燃室对应的外壳部位的壳壁内部具有输油腔，输油管与外壳的外壁相连并与输油腔联通，外壳的内壁在预燃室对应的位置上开设有雾化孔，雾化孔与输油腔联通，雾化孔用于将燃料雾化后喷向预燃室；
气路底座设置在外壳的下端并与外壳连接，用于向整流室提供助燃气体，火花塞的高压引线穿过气路底座延伸至外壳外部。
所述外壳包括喷嘴、燃油薄壁管和套筒，喷射口开设于喷嘴的顶部，喷嘴的下端与燃油薄壁管的上端连接，燃油薄壁管的下端与套筒连接；旋流器与燃油薄壁管的下端连接，火花塞的高压电极处于燃油薄壁管的内腔，燃油薄壁管作为火花塞的低压电极；输油腔开设于燃油薄壁管的管壁内，雾化孔开设于燃油薄壁管的内壁，输油管与燃油薄壁管的外壁连接，雾化孔设置于燃油薄壁管上与输油管相对的一侧；气路底座与套筒的下端连接。
所述喷嘴呈三段式结构，上段和下段为圆柱形结构，中段为圆台形结构，上段的圆柱形结构为喷射口，下段为圆柱形结构为与燃油薄壁管连接的连接部，下段的圆柱形结构与燃油薄壁管的上端通过螺纹连接，中段的圆台形结构内腔为圆台形。
中段的圆台形结构内腔对应的轴截面的底角为53°～57°。
雾化孔的直径范围为0.1～0.3mm，雾化孔在燃油薄壁管的内壁上呈阵列分布，阵列的行向沿燃油薄壁管的周向，阵列的列向沿燃油薄壁管的轴向，雾化孔沿燃油薄壁管的轴向设置8～15个，沿燃油薄壁管周向分布张角范围60°～150°，最上部的雾化孔不高于火花塞的高压电极的上端，雾化孔之间的间距为0.5～1.5mm。
所述旋流器为轴向斜孔式结构，旋流器的斜孔在旋流器上均匀分布，斜孔贯穿旋流器，每个斜孔上端口的中心与旋流器轴线之间的距离和该斜孔下端口的中心与旋流器轴线之间的距离相等，每个斜孔的轴线与旋流器轴线之间的夹角为28°～47°。
贯穿气路底座在中心开设有中心孔，气路底座通过中心孔套在火花塞的下端，火花塞的高压引线穿过中心孔穿出；气路底座在中心孔的外围还开设有2～6个气孔，气孔在沿气路底座8在圆周方向均匀分布，气孔与整流室联通，在气路底座的下端面，每个气孔对应连接一个气路管路。
一种点火方法，包括如下步骤：
将火花塞的高压引线和与交流电弧电源的输出端相连接，预燃室对应的外壳部位接地，开启电源后，火花塞的高压电极与预燃室对应的外壳部位的内壁面之间进行电弧放电，形成交流电弧；
气路底座向整流室输送助燃气体，助燃气体经整流室稳流后通过旋流器形成旋流气体进入预燃室，旋流气体吹动预燃室内的交流电弧，使交流电弧形成滑动弧；
燃料经输油管进入到输油腔，燃料在压力作用下由雾化孔雾化喷出进入预燃室，雾化后的燃料与旋流气体充分掺混整流并共同与滑动弧作用，滑动弧在预燃室内引燃燃料，燃料燃烧后形成火焰，火焰经喷射口喷出。
本发明具有如下有益效果：
本发明的预燃式等离子体点火器通过旋流器将外壳内腔分为上下两个腔室，部的腔室为预燃室，下部的腔室为整流室，火花塞的高压电极处于预燃室内，预燃室对应的外壳部位作为火花塞的低压电极，外壳在预燃室对应的部位壳壁内部具有输油腔，雾化孔与输油腔联通，雾化孔用于将燃料雾化后喷向预燃室，气路底座设置在外壳的下端并与外壳连接，用于向整流室提供助燃气体。点火器在点火时，将火花塞的高压引线和与交流电弧电源的输出端相连接，预燃室对应的外壳部位接地，开启电源后，火花塞的高压电极与预燃室对应的外壳部位的内壁面之间进行电弧放电，形成交流电弧，该交流电弧能量集中，化学性质活泼，对点火可以起到良好的促进作用；气路底座向整流室输送助燃气体，助燃气体经整流室稳流后通过旋流器形成旋流气体进入预燃室，旋流气体吹动预燃室内的交流电弧形成滑动弧等离子体，使得空间内等离子体的区域体积增大，可以有效提高点火的成功概率；燃料经输油管进入到输油腔，燃料在压力作用下由雾化孔雾化喷出进入预燃室，雾化后的燃料与旋流气体充分掺混整流并共同与滑动弧等离子体作用，滑动弧等离子体在预燃室内引燃燃料，燃料燃烧后形成火焰，火焰经喷射口喷出；由于具有预燃室，雾化的燃料和助燃气体在预燃室内混合并燃烧，燃烧的火焰再经喷射口喷出，因此本发明的点火器的火源不受外界环境的影响，不易熄灭；由于采用火花塞对壁面放电形成滑动弧等离子体的形式，该形式可以免于地极布局对放电的影响，同时滑动弧等离子体具有平衡等离子体和非平衡等离子体的特性，因而可以在功率较小的情况下对混合物的燃烧产生较为明显的促进作用，使得燃烧反应更加迅速、稳定；由于具有整流室，从气路底座进入外壳内的助燃气体能够在外壳内壁与火花塞之间形成的环形腔内进行缓冲，稳定流量，因此保证了助燃气体能够与燃料混合均匀，保证了燃料的燃烧效果；因此本发明的预燃式等离子体点火器能够稳定有效地进行自身燃料点火，安装到航空发动机预燃室内，能够引燃航空发动机预燃室内主流燃油，提高航空发动机二次点火高度。
进一步的，外壳包括喷嘴、燃油薄壁管和套筒，喷嘴的下端与燃油薄壁管的上端连接，燃油薄壁管的下端与套筒连接，旋流器与燃油薄壁管的下端连接，气路底座与套筒的下端连接；因此，本发明的点火器组装方便，便于产业化生产和加工。
进一步的，中段的圆台形结构内腔对应的轴截面的底角为53°～57°，在喷嘴高度保持不变的情况下，首先保证了混合物具有足够的空间进行燃烧反应，释放更多的热量；其次可以保证其能够代替航空发动机燃烧室的点火电咀，为其应用于航空发动机燃烧室奠定基础。
进一步的，每个斜孔上端口的中心与旋流器轴线之间的距离和该斜孔下端口的中心与旋流器轴线之间的距离相等，旋流器的每个斜孔的轴线与旋流器轴线之间的夹角为28°～47°，保证了旋流空气的刚性，确保其可以稳定地吹动交流电弧形成滑动弧等离子体；同时可以提高空气的紊流度，进而提高混合物的掺混程度，促使燃烧反应更加充分。
附图说明
图1是本发明预燃式等离子体点火器的结构示意图；
图2是本发明预燃式等离子体点火器的剖面图；
图3是本发明预燃式等离子体点火器的正视图；
图4是本发明预燃式等离子体点火器的右侧视图；
图5是本发明预燃式等离子体点火器的俯视图；图6是本发明燃油薄壁管的轴截面示意图；
图7是本发明旋流器的俯视图；
图8是本发明旋流器的三维示意图；
图9是本发明旋流器的轴截面示意图；
图10是本发明气路底座的俯视图；
图11是本发明气路底座与气路管路连接后的三维示意图；
图12是本发明气路底座与气路管路连接后的轴截面示意图。
附图标记：1-喷嘴，1-1喷射口，2-预燃室，3-燃油薄壁管，31-输油管，32-薄壁壳体，33-雾化孔，34-输油腔，4-旋流器，4-1-斜孔，5-火花塞，6-套筒，7-整流室，8-气路底座，81-气孔，82-气路管路，83-中心孔。
具体实施方式
现结合附图对本发明作进一步描述。
如图1至图12所示，本发明的预燃式等离子体点火器包括喷嘴1、预燃室2、燃油薄壁管3、旋流器4、火花塞5、套筒6、整流室7和气路8底座。预燃式等离子体点火器内部为空腔结构，被旋流器4分为上下两部分：上部分为预燃室2，下部分为整流室7。预燃室2对应的部分由燃油薄壁管3和喷嘴1组成，燃油经输油管31流入燃油薄壁管3在管壁内开设的环形空腔输油腔34，在压力的作用下经雾化孔33喷出到预燃室2；整流室7对应的部分由套筒6和气路底座8组成，空气经气路底座8上的4个气体管路81进入到整流室7，经整流室7稳定气流后，空气再通过旋流器4，然后形成旋流空气流入到预燃室2。旋流器4与燃油薄壁管3通过螺纹联接，火花塞5与旋流器4的中心孔通过螺纹联接，安装在旋流器中心；火花塞5的高压电极通过引线穿过气路主体82的中心孔83并与交流电弧电源的输出端相连接，燃油薄壁管3的外壁面与地通过引线相连接，通电后，火花塞5的高压电极与燃油薄壁管3的内壁面形成电弧放电，随后通过旋流空气形成滑动电弧。之后预燃室2内雾化的燃油、旋流空气和滑动电弧三者共同作用发生燃烧反应，形成火焰经喷嘴1的喷射口1-1喷出。
预燃式等离子体点火器中为了避免火花塞5的高压电极与自身外壁放电，旋流器4需要采取绝缘材料制作，绝缘材料要求熔点高、绝缘性能好、耐热冲击能力以及耐电击穿能力强。旋流器4的材料为陶瓷材料，包括但不限于三氧化二铝陶瓷、可加工陶瓷和氮化硼陶瓷；
预燃式等离子体点火器的火花塞5要求高压电极材料具有高熔点以及良好的导电性，因此火花塞5的高压电极选用的金属材料包括但不限于铜、钨、钼、铱金和钨铬钴；
例如，在本发明实例中，旋流器4的材料为三氧化二铝陶瓷，其熔点为2300K左右，击穿电压20kV/mm左右，能够满足上述要求；火花塞5的高压电极材料为铱金，铱金的熔点为2454℃，电阻率为5.3uΩ.cm，直径为1mm；上述两方面的因素使得本发明的预燃式等离子体点火器能够较好地满足耐电弧烧蚀的性能要求，可高效稳定地实现燃油的点火。。
如图2所示，本发明的喷嘴1外部整体呈现三段式结构，上段和下段为圆柱形结构，中段为圆台形结构，从上段到下段其直径逐渐增大；喷嘴1内部和外部类似，区别在于内部上段圆柱形结构要长于外部，内部下段具有内螺纹；与燃油薄壁管3的上部通过螺纹联接。
喷嘴1中段的外部圆台形结构的轴截面的底角角度范围53～63°，喷嘴1中段的内部圆台形结构的轴截面的底角角度范围53～57°。
如图6所示，结合图2，本发明的燃油薄壁管3为双壁环式结构，燃油薄壁管3的薄壁壳体32内沿薄壁壳体32周向具有同于输油的输油腔34。输油管31焊接在薄壁壳体32外端，与输油腔34联通，雾化孔33位于薄壁壳体32内端远离输油管31的一侧。同时燃油薄壁管3外部上下两端具有外螺纹，上端外螺纹与喷嘴1经该螺纹联接，下端外螺纹与套筒6的上端通过螺纹联接。燃油薄壁管3内部下端还具有内螺纹，燃油薄壁管3通过该处的内螺纹与旋流器4通过螺纹联接。
如图6，雾化孔33的直径范围为0.1～0.3mm，雾化孔33在燃油薄壁管3的内壁上呈阵列分布，阵列的行向沿燃油薄壁管3的周向，阵列的列向沿燃油薄壁管3的轴向，雾化孔33沿燃油薄壁管3的轴向设置8～15个，沿燃油薄壁管3周向分布张角范围60°～150°，最上部的雾化孔不高于火花塞5的高压电极的上端，雾化孔之间的间距为0.5～1.5mm。
如图7～图9所示，结合图2，本发明的旋流器4为轴向斜孔式结构，斜孔4-1在旋流器4内外侧中间均匀分布，斜孔4-1贯穿旋流器4，每个斜孔上端口的中心与旋流器4轴线之间的距离和该斜孔下端口的中心与旋流器4轴线之间的距离相等，每个斜孔的轴线与旋流器4轴线之间的夹角为28°～47°；旋流器4的中心孔具有内螺纹，旋流器4通过该内螺纹与火花塞5螺纹联接；旋流器4的外侧具有外螺纹，旋流器4通过该外螺纹与燃油薄壁3螺纹联接。
如图10～图12，结合图2，本发明的气路底座8为近似圆柱式结构，贯穿气路底座8在中心开设有中心孔83，气路底座8通过中心孔83套在火花塞5的下端，火花塞5的高压引线穿过中心孔83穿出；气路底座8在中心孔83的外围还开设有2～6个气孔81，气孔81在沿气路底座8在圆周方向均匀分布，气孔81与整流室7联通，在气路底座8的下端面，每个气孔81对应焊接一个气路管路81，气路管路81的内腔与气孔相同。
如图2所示，套筒6为中空圆柱式结构，内部上下两端具有内螺纹，上端内螺纹与燃油薄壁下端经该螺纹联接，下端内螺纹与气路底座8通过螺纹联接。
本发明的预燃式等离子体点火器的工作方法，包括下列步骤：
(a)火花塞5的高压电极通过引线穿过气路底座8的中心孔3，并与交流电弧电源的输出端相连接，燃油薄壁管3的外壁面与地通过引线相连接。通电后，火花塞5的高压电极与燃油薄壁管3的内壁面形成电弧放电；
(b)空气由气体管路81经气路底座8上的气孔81后进入整流室7，空气经整流室7缓冲和稳流后再经过旋流器4形成旋流空气进入预燃室2，旋流空气吹动交流电弧形成滑动弧；
(c)燃油经输油管31进入到环形的输油腔34内，在压力作用下由雾化孔33雾化喷出，与旋流空气充分掺混后共同与滑动弧作用，在预燃室2内充分燃烧后形成火焰经喷射口1-1喷出；
(d)预燃室2形成的火焰引燃航空发动机主燃烧室内的燃油。
在本发明的实施例中，优选地是，
喷嘴1中段的外部圆台形结构的轴截面的底角角度为58°，喷嘴1中段的内部圆台形结构的轴截面的底角角度范围为55°，雾化孔33直径为0.1mm，雾化孔33沿燃油薄壁管3的轴向设置12个，沿燃油薄壁管3周向分布张角为120°，最上端的雾化孔33距燃油薄壁管3上端的距离为20.2mm；输油管31外径为6mm，内径为4mm；旋流器4斜孔直径为3mm，斜孔个数为12个，的轴线与旋流器4轴线之间的夹角为为38°；气体管路82为4个，气体管路82外径为6mm，内径为4mm。
本发明的预燃式等离子体点火器采用滑动弧的放电形式既具有热效应又具有较高的化学活性，还可以有效地减小对点火电嘴的烧蚀，具备良好的工作可靠性和稳定性，提高点火的成功概率，拓宽点火边界。本发明的预燃式等离子体点火器可稳定有效地进行自身燃油点火，引燃航空发动机预燃室内主流燃油，提高航空发动机二次点火高度。
Claims (7)
1.一种预燃式等离子体点火器，其特征在于，包括外壳、输油管(31)、旋流器(4)、火花塞(5)和气路底座(8)，外壳上端具有喷射口(1-1)，旋流器(4)设置在外壳内与外壳内壁连接，旋流器(4)将外壳内腔分为上下两个腔室，上部的腔室为预燃室(2)，下部的腔室为整流室(7)；
火花塞(5)设置在外壳的内腔，穿过旋流器(4)，与旋流器(4)连接，火花塞(5)的高压电极处于预燃室(2)内，预燃室(2)对应的外壳部位作为火花塞(5)的低压电极；
预燃室(2)对应的外壳部位的壳壁内部具有输油腔(34)，输油管(31)与外壳的外壁相连并与输油腔(34)联通，外壳的内壁在预燃室(2)对应的位置上开设有雾化孔(33)，雾化孔(33)与输油腔(34)联通，雾化孔(33)用于将燃料雾化后喷向预燃室(2)；
气路底座(8)设置在外壳的下端并与外壳连接，用于向整流室(7)提供助燃气体，火花塞(5)的高压引线穿过气路底座(8)延伸至外壳外部；
所述外壳包括喷嘴(1)、燃油薄壁管(3)和套筒(6)，喷射口(1-1)开设于喷嘴(1)的顶部，喷嘴(1)的下端与燃油薄壁管(3)的上端连接，燃油薄壁管(3)的下端与套筒(6)连接；旋流器(4)与燃油薄壁管(3)的下端连接，火花塞(5)的高压电极处于燃油薄壁管(3)的内腔，燃油薄壁管(3)作为火花塞(5)的低压电极；输油腔(34)开设于燃油薄壁管(3)的管壁内，雾化孔(33)开设于燃油薄壁管(3)的内壁，输油管(31)与燃油薄壁管(3)的外壁连接，雾化孔(33)设置于燃油薄壁管(3)上与输油管(31)相对的一侧；气路底座(8)与套筒(6)的下端连接。
2.根据权利要求1所述的点火器，其特征在于，所述喷嘴(1)呈三段式结构，上段和下段为圆柱形结构，中段为圆台形结构，上段的圆柱形结构为喷射口(1-1)，下段为圆柱形结构为与燃油薄壁管(3)连接的连接部，下段的圆柱形结构与燃油薄壁管(3)的上端通过螺纹连接，中段的圆台形结构内腔为圆台形。
3.根据权利要求2所述的点火器，其特征在于，中段的圆台形结构内腔对应的轴截面的底角为53°～57°。
4.根据权利要求1所述的点火器，其特征在于，雾化孔(33)的直径范围为0.1～0.3mm，雾化孔(33)在燃油薄壁管(3)的内壁上呈阵列分布，阵列的行向沿燃油薄壁管(3)的周向，阵列的列向沿燃油薄壁管(3)的轴向，雾化孔(33)沿燃油薄壁管(3)的轴向设置8～15个，沿燃油薄壁管(3)周向分布张角范围60°～150°，最上部的雾化孔不高于火花塞(5)的高压电极的上端，雾化孔之间的间距为0.5～1.5mm。
5.根据权利要求1所述的点火器，其特征在于，所述旋流器(4)为轴向斜孔式结构，旋流器(4)的斜孔(4-1)在旋流器(4)上均匀分布，斜孔(4-1)贯穿旋流器(4)，每个斜孔上端口的中心与旋流器(4)轴线之间的距离和该斜孔下端口的中心与旋流器(4)轴线之间的距离相等，每个斜孔的轴线与旋流器(4)轴线之间的夹角为28°～47°。
6.根据权利要求1所述的点火器，其特征在于，贯穿气路底座(8)在中心开设有中心孔(83)，气路底座(8)通过中心孔(83)套在火花塞(5)的下端，火花塞(5)的高压引线穿过中心孔(83)穿出；气路底座(8)在中心孔(83)的外围还开设有2～6个气孔(81)，气孔(81)在沿气路底座(8)在圆周方向均匀分布，气孔(81)与整流室(7)联通，在气路底座(8)的下端面，每个气孔(81)对应连接一个气路管路(82)。
7.一种基于权利要求1-6任意一项所述的点火器的点火方法，其特征在于，包括如下步骤：
将火花塞(5)的高压引线和与交流电弧电源的输出端相连接，预燃室(2)对应的外壳部位接地，开启电源后，火花塞(5)的高压电极与预燃室(2)对应的外壳部位的内壁面之间进行电弧放电，形成交流电弧；
气路底座(8)向整流室(7)输送助燃气体，助燃气体经整流室(7)稳流后通过旋流器(4)形成旋流气体进入预燃室(2)，旋流气体吹动预燃室(2)内的交流电弧，使交流电弧形成滑动弧；
燃料经输油管(31)进入到输油腔(34)，燃料在压力作用下由雾化孔(33)雾化喷出进入预燃室(2)，雾化后的燃料与旋流气体充分掺混整流并共同与滑动弧作用，滑动弧在预燃室(2)内引燃燃料，燃料燃烧后形成火焰，火焰经喷射口(1-1)喷出。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201711041275.XA CN107842427B (zh) | 2017-10-30 | 2017-10-30 | 一种预燃式等离子体点火器及点火方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201711041275.XA CN107842427B (zh) | 2017-10-30 | 2017-10-30 | 一种预燃式等离子体点火器及点火方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107842427A CN107842427A (zh) | 2018-03-27 |
| CN107842427B true CN107842427B (zh) | 2019-07-23 |
Family
ID=61681999
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201711041275.XA Expired - Fee Related CN107842427B (zh) | 2017-10-30 | 2017-10-30 | 一种预燃式等离子体点火器及点火方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN107842427B (zh) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109361154B (zh) * | 2018-10-30 | 2020-04-24 | 中国人民解放军空军工程大学 | 一种自激型射流火花点火器 |
| CN109630279A (zh) * | 2019-01-17 | 2019-04-16 | 中国人民解放军空军工程大学 | 多孔雾化等离子体燃油喷嘴 |
| CN112096554B (zh) * | 2020-08-19 | 2022-03-18 | 清华大学 | 一种发动机低温等离子体点火方法及系统 |
| CN112483259B (zh) * | 2020-11-04 | 2023-11-07 | 北京动力机械研究所 | 一种随高度变化的涡扇发动机预燃室点火起动方法 |
| CN112555051B (zh) * | 2020-12-04 | 2021-11-02 | 华中科技大学 | 一种基于雷电电弧放电点火技术的超燃冲压发动机 |
| CN113217196B (zh) * | 2021-03-03 | 2022-09-20 | 中国人民解放军空军工程大学 | 凹腔火焰稳定器自引气滑动弧等离子体射流点火器及点火方法 |
| CN112963273B (zh) * | 2021-03-03 | 2022-07-01 | 中国人民解放军空军工程大学 | 凹腔火焰稳定器自引气煤油预燃裂解活化装置及方法 |
| CN113006928B (zh) * | 2021-03-22 | 2022-09-23 | 西安交通大学 | 具有预燃室的发动机及其工作方式 |
| CN113982759A (zh) * | 2021-10-18 | 2022-01-28 | 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 | 一种可独立工作一体化设计供油点火装置 |
| CN116272755A (zh) * | 2021-12-20 | 2023-06-23 | 中国石油化工股份有限公司 | 滑动弧等离子体反应器和等离子体定向转化甲烷生成烯烃的方法 |
| CN114687864B (zh) * | 2022-02-16 | 2024-01-26 | 中国人民解放军空军工程大学 | 基于三维旋转滑动弧放电的预燃式等离子体射流点火器 |
| CN114877368B (zh) * | 2022-03-30 | 2024-05-31 | 华能伊敏煤电有限责任公司汇流河热电分公司 | 一种高水分低热量的伊敏煤等离子体点火方法及装置 |
| CN115342387B (zh) * | 2022-08-08 | 2024-06-25 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 采用旋转滑动弧点火结构的燃烧室及航空发动机 |
| CN115789701B (zh) * | 2023-02-06 | 2023-06-02 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 放电等离子体增强掺混喷嘴 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102980204A (zh) * | 2012-11-27 | 2013-03-20 | 哈尔滨工程大学 | 一种燃油雾化一体化点火器 |
| CN103062798A (zh) * | 2011-10-18 | 2013-04-24 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 一种燃烧室燃油喷射和混合装置 |
| CN104114944A (zh) * | 2012-02-15 | 2014-10-22 | 西门子公司 | 将燃料以倾斜的燃料喷射方式喷入旋流器槽缝 |
| CN104879780A (zh) * | 2014-02-28 | 2015-09-02 | 北京大学 | 一种多通道等离子体区域点火燃烧装置 |
-
2017
- 2017-10-30 CN CN201711041275.XA patent/CN107842427B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103062798A (zh) * | 2011-10-18 | 2013-04-24 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 一种燃烧室燃油喷射和混合装置 |
| CN104114944A (zh) * | 2012-02-15 | 2014-10-22 | 西门子公司 | 将燃料以倾斜的燃料喷射方式喷入旋流器槽缝 |
| CN102980204A (zh) * | 2012-11-27 | 2013-03-20 | 哈尔滨工程大学 | 一种燃油雾化一体化点火器 |
| CN104879780A (zh) * | 2014-02-28 | 2015-09-02 | 北京大学 | 一种多通道等离子体区域点火燃烧装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107842427A (zh) | 2018-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107842427B (zh) | 一种预燃式等离子体点火器及点火方法 | |
| CN106438158B (zh) | 基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室 | |
| CN104454290B (zh) | 一种拉长电弧等离子体射流点火器 | |
| CN109057972B (zh) | 一种预燃式航空发动机等离子体点火器 | |
| CN103277231A (zh) | 一种航空发动机空气旋流等离子体点火器 | |
| CN104612879B (zh) | 一种高背压等离子体点火器 | |
| CN109668171A (zh) | 一种径向分级分区高温升燃烧室头部 | |
| CN104767123B (zh) | 一种火花塞 | |
| CN107366928A (zh) | 一种发动机燃烧室的等离子体助燃方法 | |
| CN112761820B (zh) | 一种冲压发动机等离子体点火器 | |
| EP4019838B1 (en) | Torch ignitor sytem for a combustor of a gas turbine engine and method of operating the same | |
| CN109361154A (zh) | 一种自激型射流火花点火器 | |
| CN107741030A (zh) | 一种具有冷却结构的叶片喷射低排放燃烧室头部 | |
| CN115823744B (zh) | 一种等离子体激励的宽温域燃烧型空气加热装置及方法 | |
| CN107420937B (zh) | 一种以乙醇为燃料的多点喷射燃气发生器 | |
| CN106050471A (zh) | 一种用于液体冲压发动机的预先雾化点火装置 | |
| CN107100740A (zh) | 气流压缩定向聚能等离子弧点火喷嘴 | |
| CN108119240A (zh) | 一种航空发动机主燃烧室高空点火性能设计方法 | |
| CN109057993B (zh) | 一种带电极冷却功能的等离子体喷雾燃烧装置 | |
| CN102074897B (zh) | 阶梯式火花塞 | |
| CN107676784A (zh) | 一种灶具燃烧器 | |
| CN104654360B (zh) | 一种燃气轮机燃烧室中心体供油双燃料喷嘴 | |
| CN110486172A (zh) | 一种基于等离子体的轨道式滑动弧激励器 | |
| CN108291501A (zh) | 气体燃料喷射器 | |
| CN110439691A (zh) | 基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20190723 |