CN108005790A - 基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，包括外管、绝缘内管、导电铜管、阴极和阳极，外管的下端与阳极的上端固连，绝缘内管套装在外管内，导电铜管套装在绝缘内管内，阴极的上部与导电铜管的下部凹槽螺纹连接；阳极的上部内中空结构为电离区，阳极的下部内中空结构为射流区，电离区的外侧壁上设置有将主燃烧室内的空气或加力燃烧室内的混合气流旋流引入电离区内的点火器进气口；阴极的上部位于导电铜管内，阴极的下部位于电离区内。本发明无需外接引气装置，它通过将主燃烧室二股通道中的气流或加力燃烧室通道中的气流直接引入到等离子体射流点火器中，简化了点火装置的结构，减小了点火装置的重量与体积。

Description

基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，具体是涉及一种基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器。

背景技术

目前，在航空涡轮发动机主燃烧室和加力燃烧室都有点火装置，主燃烧室使用的点火方式为电嘴点火；加力燃烧室使用的点火方式主要有电嘴点火、预燃室点火、热射流点火和催化点火，各种点火方式都存在着一定的局限性。主燃烧室和加力燃烧室的点火装置分别存在如下主要问题：

主燃烧室的点火装置存在的问题为：(1)电嘴点火是用高能电嘴产生的电火花直接点火，能量较小，点火核心区较小；尤其是在高空条件下，点火包线小，点火成功率低，不利于高空二次点火；(2)电嘴点火形成的点火火团离火焰筒壁面太近，火团无法进入油气比高、小液滴多的中心回流区，影响点火效果；(3)电嘴点火对混合气的雾化质量要求高、条件苛刻，液雾太粗会严重影响点火效率和燃烧效率；(4)在高空点火时，利用电火花点火需要高空补氧装置，使点火装置的结构复杂、重量增加。

加力燃烧室的点火装置存在的问题为：(1)电嘴点火是用高能电嘴产生的电火花直接点火，能量较小，点火核心区较小；(2)预燃室式点火方式由于预燃室体积较大，重量大，增加了流动损失，不利于发动机的减重设计；(3)热射流点火时，由于点火的“火舌”要瞬时穿过涡轮，因而对涡轮的热强度有很高的要求，增加了涡轮的负担；(4)催化点火在长期使用后，铂-铑丝表面会被油垢污染覆盖，混合气被阻隔，将会影响点火的可靠性，而且铂-铑金属价格高。

由此看来，目前在航空发动机上常见的点火方式存在诸多缺点，制约了航空发动机性能的进一步提升。因此，设计一种结构简单、点火可靠、点火效率高的点火器对于航空发动机而言十分重要。

近年来，等离子体点火技术成为国际上应用基础研究领域中颇受关注的一个研究方向。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，也被称为“电浆体”。等离子体点火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。

在等离子体点火研究领域，等离子体射流点火是其中的一个重要研究方向，利用等离子体射流点火主要有以下优点：(1)等离子体射流点火能够实现大范围点火；(2)等离子体射流点火能够缩短点火延迟时间；(3)等离子体射流点火能够拓宽可燃极限。

在专利号为ZL201510965043.8的中国发明专利中，公开了一种小型非冷却等离子体射流点火器；在专利号为ZL201410568885.5的中国发明专利中，公开了一种拉长电弧等离子体射流点火器。但是，在上述两个中国发明专利中，等离子体射流点火器均需外接引气装置，结构较为复杂，体积大，重量大。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术中的不足，提供一种基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其无需外接引气装置，它通过将主燃烧室二股通道中的气流或加力燃烧室通道中的气流直接引入到等离子体射流点火器中，简化了点火装置的结构，减小了点火装置的重量与体积；该点火器能够在大范围内快速点燃可燃混合气，提高航空发动机燃烧室点火的可靠性和高效性，进而提升航空发动机的性能。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：包括外管、绝缘内管、导电铜管、阴极和阳极，所述外管设置在阳极的上方，所述外管的下端与阳极的上端固定连接，所述绝缘内管套装在外管内，所述绝缘内管为中空回转体，所述导电铜管套装在绝缘内管内，所述导电铜管的头部和绝缘内管的头部形成阶梯状配合结构，所述外管、绝缘内管和导电铜管的顶端共同形成电源连接接口，所述导电铜管的下部设置有内壁具有内螺纹的凹槽，所述阴极的上部与凹槽螺纹连接，所述外管、绝缘内管、导电铜管和阴极共同形成等离子体射流点火器头部；所述阳极为中空回转体，所述阳极的上部内中空结构为电离区，所述阳极的下部内中空结构为射流区，所述电离区的外侧壁上设置有将主燃烧室内的空气或加力燃烧室内的混合气流旋流引入电离区内的点火器进气口；所述外管、绝缘内管、导电铜管、阴极和阳极的中轴线相重合，所述阴极的上部位于导电铜管内，所述阴极的下部位于电离区内。

上述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述点火器进气口为斜槽结构，所述点火器进气口的形状为圆端形。

上述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述点火器进气口为斜槽结构，所述点火器进气口的形状为叶片形。

上述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述点火器进气口的中轴线与水平面之间的夹角α为30°～45°。

上述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述点火器进气口由多个呈矩形阵列布设的网孔构成。

上述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述电离区为圆形漏斗状结构，所述射流区为截面是圆形的竖直通孔结构，所述电离区的下端与射流区的上端相接。

上述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述电离区的内表面切线与阳极的中轴线之间的夹角为30°～40°。

上述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述射流区的内径与电离区的最大内径之比为1/4～1/3。

上述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述外管的外侧固定有外六角固定座，所述外管的外侧设置有燃烧室连接螺纹，所述燃烧室连接螺纹位于外六角固定座的下方。

上述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述阳极的一周均匀设置有多个下端向内倾斜的阳极冷却孔。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、本发明从结构上来说，与现有等离子体射流点火器相比，自引气式等离子体射流点火器加装在主燃烧室或加力燃烧室时，可以直接从主燃烧室二股通道或加力燃烧室的通气道中引气，能够大大简化点火装置的进气结构，从而减小点火装置的重量和体积。

2、本发明从点火效能上来说，与传统电嘴点火、预燃室点火、热射流点火和催化点火相比，自引气式等离子体射流点火器加装在主燃烧室或加力燃烧室时，直接从主燃烧室二股通道或加力燃烧室的通气道中引气，并形成高温等离子体射流，可以快速点燃可燃混合气，整个过程响应迅速，缩短点火延迟的时间，且通过控制电流和电压或阴极与导电铜管的相对位置可以灵活地控制点火强度。

3、本发明从结构上来说，与电嘴点火、预燃室点火、热射流点火和催化点火相比，自引气式等离子体射流点火器由于点火能量大，无需补氧装置，从而简化了点火器的结构，减轻了重量。

综上所述，本发明基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，可应用于航空发动机主燃烧室或加力燃烧室，该点火器采用了自引气结构，无需外部引气。自引气式等离子体射流点火器是一种新型的航空发动机点火器结构，它通过将燃烧室二股通道中的气流或加力燃烧室通道中的气流直接引入到等离子体射流点火器中，简化了点火装置的结构，减小了点火装置的重量与体积。该点火器能够在大范围内快速点燃可燃混合气，提高航空发动机燃烧室点火的可靠性和高效性，进而提升航空发动机的性能。

下面通过附图和实施例，对本发明做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明实施例1的主视图。

图2为本发明实施例1的后视图。

图3为本发明实施例1的剖视图。

图4为本发明实施例1的俯视图。

图5为本发明实施例1的立体图。

图6为本发明实施例2的主视图。

图7为本发明实施例2的后视图。

图8为本发明实施例2的剖视图。

图9为本发明实施例3的主视图。

图10为本发明实施例3的后视图。

图11为本发明实施例3的剖视图。

图12为本发明实施例1安装在主燃烧室上时的使用状态图。

附图标记说明:

1—燃烧室连接螺纹； 2—自引气式等离子体射流点火器；

3—火焰筒； 4—外管； 5—绝缘内管；

6—导电铜管； 7—阴极； 8—阳极；

9—外六角固定座； 10—点火器进气口； 11—阳极冷却孔；

12—主燃烧室； 13—扩压器； 14—射流区；

15—电离区； 16—凹槽； 17—电源连接接口。

具体实施方式

实施例1

如图1至图5所示的一种基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，包括外管4、绝缘内管5、导电铜管6、阴极7和阳极8，所述外管4设置在阳极8的上方，所述外管4的下端与阳极8的上端固定连接，所述绝缘内管5套装在外管4内，所述绝缘内管5为中空回转体，所述导电铜管6套装在绝缘内管5内，所述导电铜管6的头部和绝缘内管5的头部形成阶梯状配合结构，所述外管4、绝缘内管5和导电铜管6的顶端共同形成电源连接接口17，所述导电铜管6的下部设置有内壁具有内螺纹的凹槽16，所述阴极7的上部与凹槽16螺纹连接，所述外管4、绝缘内管5、导电铜管6和阴极7共同形成等离子体射流点火器头部；所述阳极8为中空回转体，所述阳极8的上部内中空结构为电离区15，所述阳极8的下部内中空结构为射流区14，所述电离区15的外侧壁上设置有将主燃烧室内的空气或加力燃烧室内的混合气流旋流引入电离区15内的点火器进气口10；所述外管4、绝缘内管5、导电铜管6、阴极7和阳极8的中轴线相重合，所述阴极7的上部位于导电铜管6内，所述阴极7的下部位于电离区15内。

由于阴极7的上部与导电铜管6的下部螺纹连接，因此，可以通过旋转阴极7，调整阴极7与阳极8之间的相对位置，从而改变点火强度。绝缘内管5的下部内径与导电铜管6的下部外径相同，导电铜管6直接插入到绝缘内管5内，导电铜管6和绝缘内管5间隙配合，绝缘内管5与外管4过紧配合；导电铜管6顶端的直径略大于绝缘内管5下段的内径，两者之间的比值约为5：4。导电铜管6的头部和绝缘内管5的头部形成阶梯状配合结构，便于在轴向固定导电铜管6。

本发明在工作时，通过电源连接导电铜管6，进而给阴极7通入3kv高压脉冲，阳极8接地，同时通过点火器进气口10将主燃烧室二股通道中的气流或加力燃烧室通道中的气流引入到点火器的电离区，高压脉冲击穿并电离阴、阳极之间的空气形成等离子体，之后降低电压至110V，即可保持空气电离状态，形成稳定的等离子体；随后高速通过射流区14喷射到主燃烧室头部或加力燃烧室内，从而快速点燃可燃混合气。通过改变阴极7与导电铜管6的相对位置，可以调节阴极7与阳极8之间的距离，或调节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，从而达到调节控制点火器点火强度的目的。

如图1和图5所示，本实施例中，所述点火器进气口10为斜槽结构，所述点火器进气口10的形状为圆端形。

如图1所示，所述点火器进气口10的中轴线与水平面之间的夹角α为30°～45°。

如图3所示，所述电离区15为圆形漏斗状结构，所述射流区14为截面是圆形的竖直通孔结构，所述电离区15的下端与射流区14的上端相接。电离区15的内经最大，内表面为弧面，呈圆形漏斗状结构；射流区14的内径最小，呈直筒状。

本实施例中，所述电离区15的内表面切线与阳极8的中轴线之间的夹角为30°～40°。

本实施例中，所述射流区14的内径与电离区15的最大内径之比为1/4～1/3。

如图1至图5所示，所述外管4的外侧固定有外六角固定座9，所述外管4的外侧设置有燃烧室连接螺纹1，所述燃烧室连接螺纹1位于外六角固定座9的下方。实际制作时，也可以将外六角固定座9设置在距外管4上端面约为等离子体射流点火器头部的三分之一处，外六角固定座9的设置便于拆装等离子体射流点火器。

如图1、图2、图3和图5所示，所述阳极8的一周均匀设置有多个下端向内倾斜的阳极冷却孔11，将燃烧室内的横向气流引入来冷却点火器工作时阳极8下段产生的高温气体。

本实施例中，所述外管4的下端与阳极8的上端螺纹连接，所述外管4的下端设置有内螺纹，所述阳极8的上端设置有与所述内螺纹配合的外螺纹。

本实施例中，外管4和外六角固定座9均采用不锈钢加工，绝缘内管5采用陶瓷加工，导电铜管6采用铜加工。阴极7和阳极8均采用耐高温、导电能力强的金属加工而成，具体的，阴极7采用钨加工，阳极8采用钨铜合金加工。

本实施例中，阳极8的最大内经大于绝缘内管5的最小内径，且阳极8的最大内径小于绝缘内管5的外径，以将绝缘内管5卡住。

本实施例的工作原理为：本实施例基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器(自引气式等离子体射流点火器2)，自引气式等离子体射流点火器2和主燃烧室火焰筒的位置关系与传统的电嘴点火器与主燃烧室火焰筒的位置关系相同；自引气式等离子体射流点火器2通过燃烧室连接螺纹1连接在主燃烧室12的入口端。自引气式等离子体射流点火器2在加力燃烧室的位置与传统点火器的位置相同。

本实施例的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器可应用在主燃烧室和加力燃烧室上。

当基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器应用在主燃烧室时(如图12所示)，其工作原理是：气流流经主燃烧室12的扩压器13时气流分股产生两股气流，第一股气流由火焰筒头部和前半段的进气孔流入到火焰筒3内；第二股气流则通过火焰筒侧壁面的掺混孔和冷却孔流入到火焰筒内的掺混区，其中有小股气流通过自引气式等离子体射流点火器2的点火器进气口10流入到点火器的阳极8中，经过电离、加热产生高温高速的等离子体射流，从而快速可靠地点燃主燃烧室12中的混合气，以此来拓宽发动机的高空点火包线，提高发动机高空二次点火的可靠性和点火效率，同时也简化了点火器的结构。

当基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器应用在应用在加力燃烧室时，其工作原理是：加力燃烧室中的混合气通过自引气式等离子体射流点火器2的点火器进气口10流入到点火器的阳极8中，混合气中的空气经过电离、加热产生的高温高速的等离子体，从而快速可靠地点燃加力燃烧室中的混合气，以此来提高发动机开加力时的成功率以及缩短点火延迟时间，同时简化了点火器结构。

实施例2

如图6至图8所示，本实施例与实施例1不同的是：所述点火器进气口10为斜槽结构，所述点火器进气口10的形状为叶片形。本实施例中，其余部分的结构、连接关系和工作原理均与实施例1相同。

实施例3

如图9至图11所示，本实施例与实施例1不同的是：所述点火器进气口10由多个呈矩形阵列布设的网孔构成；网孔与与水平面之间的夹角为0°。

本实施例中，其余部分的结构、连接关系和工作原理均与实施例1相同。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变换，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (10)

1.一种基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：包括外管(4)、绝缘内管(5)、导电铜管(6)、阴极(7)和阳极(8)，所述外管(4)设置在阳极(8)的上方，所述外管(4)的下端与阳极(8)的上端固定连接，所述绝缘内管(5)套装在外管(4)内，所述绝缘内管(5)为中空回转体，所述导电铜管(6)套装在绝缘内管(5)内，所述导电铜管(6)的头部和绝缘内管(5)的头部形成阶梯状配合结构，所述外管(4)、绝缘内管(5)和导电铜管(6)的顶端共同形成电源连接接口(17)，所述导电铜管(6)的下部设置有内壁具有内螺纹的凹槽(16)，所述阴极(7)的上部与凹槽(16)螺纹连接，所述外管(4)、绝缘内管(5)、导电铜管(6)和阴极(7)共同形成等离子体射流点火器头部；所述阳极(8)为中空回转体，所述阳极(8)的上部内中空结构为电离区(15)，所述阳极(8)的下部内中空结构为射流区(14)，所述电离区(15)的外侧壁上设置有将主燃烧室内的空气或加力燃烧室内的混合气流旋流引入电离区(15)内的点火器进气口(10)；所述外管(4)、绝缘内管(5)、导电铜管(6)、阴极(7)和阳极(8)的中轴线相重合，所述阴极(7)的上部位于导电铜管(6)内，所述阴极(7)的下部位于电离区(15)内。

2.按照权利要求1所述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述点火器进气口(10)为斜槽结构，所述点火器进气口(10)的形状为圆端形。

3.按照权利要求1所述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述点火器进气口(10)为斜槽结构，所述点火器进气口(10)的形状为叶片形。

4.按照权利要求2或3所述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述点火器进气口(10)的中轴线与水平面之间的夹角α为30°～45°。

5.按照权利要求1所述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述点火器进气口(10)由多个呈矩形阵列布设的网孔构成。

6.按照权利要求1、2、3或5所述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述电离区(15)为圆形漏斗状结构，所述射流区(14)为截面是圆形的竖直通孔结构，所述电离区(15)的下端与射流区(14)的上端相接。

7.按照权利要求6所述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述电离区(15)的内表面切线与阳极(8)的中轴线之间的夹角为30°～40°。

8.按照权利要求6所述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述射流区(14)的内径与电离区(15)的最大内径之比为1/4～1/3。

9.按照权利要求1、2、3或5所述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述外管(4)的外侧固定有外六角固定座(9)，所述外管(4)的外侧设置有燃烧室连接螺纹(1)，所述燃烧室连接螺纹(1)位于外六角固定座(9)的下方。

10.按照权利要求1、2、3或5所述的基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器，其特征在于：所述阳极(8)的一周均匀设置有多个下端向内倾斜的阳极冷却孔(11)。