CN110821681B - 一种航空发动机双放电管点火电路限流电阻的定值方法 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及一种航空发动机双放电管点火电路限流电阻的定值方法，包括：步骤S1、获取所述主储能模块中电容器C1的储能；步骤S2、确定所述辅助储能模块的储能W，并计算所述辅助储能模块电容器C2的电容值C；步骤S3、根据给定放电频率f换算出放电周期T，确定辅助储能模块的充电时间t；步骤S4、确定所述主储能模块与所述辅助储能模块之间的限流电阻的阻值。本申请通过计算分析，确定限流电阻的阻值，以满足对放电管V1的击穿电压和放电管V2的击穿电压的设计需求，保证了点火系统的稳定性。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机起动点火技术领域，特别涉及一种航空发动机双放电管点火电路限流电阻的定值方法。
背景技术
航空发动机起动点火系统由点火装置、点火电缆及点火电嘴组成。
航空发动机起动点火系统的工作原理：点火装置将发动机供电电源提供的低压电能变换为高压脉冲电能，通过点火电缆向点火电嘴传输，在点火电嘴放电端瞬间释放，产生高功率的放电火花，用于点燃发动机燃烧室内的燃油、空气混合气，进而起动发动机。
图1所示的双放电管高压放电电路是国内现有的航空发动机起动点火系统点火装置在用电路形式之一，电路结构仿照国外某航空发动机用点火电路采用了双放电管。
电路工作原理：由点火电源提供的直流电源经过二极管VD向主贮能电容器C1充电，与此同时以电容器C1为电源经过限流电阻R1、R2向辅助贮能电容器C2充电。电容器C1用来贮存点火电嘴DZ工作所需的能量(本电路的点火电嘴为高压沿面电嘴)，电容器C2用来贮存变压器T升压所需的能量。放电管V1的作用是担任放电触发开关，放电管V2的作用是在放电管V1击穿放电前阻断电容器C1与后面电路的关联，所以选择放电管V1的击穿电压要低于放电管V2的击穿电压才能实现电路功能，否则出现电路不能形成火花放电或者放电不连续。
随着充电过程的进行，当电容器C2两端的电压达到放电管V1的击穿电压Uv1时，放电管V1击穿导通，于是在由电容器C2、放电管V1、变压器T的初级绕组N1以及限流电阻R2组成的辅助放电回路Ⅰ中，电容器C2经过放电管V1、限流电阻R2对变压器T的初级绕组N1放电，由于电磁感应作用，在变压器T的次级绕组N2感应出点火电嘴所需的高压Un2。
在由电容器C1、放电管V2、变压器T的次级绕组N2以及点火电嘴DZ组成的主放电回路Ⅱ中，电容器C1和变压器T的次级绕组N2提供高压电源，放电管V2为开关，点火电嘴DZ为负载。如图1所示，变压器T的初级绕组N2感应出的高压Un2与电容器C1上的电压Uc1是同极性的，主放电回路中的高压电源总电压就是这两电压之和，所以当这个总电压大于放电管V2和点火电嘴DZ的击穿电压之和时，主放电回路导通放电，部分电能在点火电嘴DZ的放电端释放形成放电火花。
由上述工作原理可知，放电管V1的击穿电压和放电管V2的击穿电压是不同的，差值如何设计是整个点火电路能否实现预期功能以及能否在寿命周期内可靠工作的重要环节。使用这种电路的现有点火装置产品在研发时是参照国外电路的参数用试验的方法来确定参数，也就是说这部分器件的参数是试出来的，而不是计算得出的，这不利于产品的精准设计和产品在使用过程中的可靠性。
随着国家航空技术的快速发展，需要进一步提高发动机的点火成功率，以拓宽点火包线范围，从而提高战术性能指标。因此，航空发动机对点火系统的要求也越来越高，要求精确稳定的工作性能就是其中之一。
影响发动机点火性能的因素有许多，如燃烧室进口气流参数、油气混合比、电嘴安装位置、放电火花能量、火花频率等，其中放电火花能量、火花频率属于点火系统中的影响发动机点火性能的关键因素。有研究表明，点火系统输出参数对发动机点火成功率影响较大，为了在不同的条件下保证发动机可靠点火起动，需要点火系统提供稳定的放电火花能量和稳定的放电火花频率输出，因此点火系统在使用过程中不能形成火花放电或者放电不连续是不允许的。
参考图1，可以理解的是，限流电阻能够影响电容器C2的充电时间，为了保证放电管V1的击穿电压和放电管V2的击穿电压的差值能够被指定设计，需要给出相应的限流电阻的阻值，从而保证点火系统提供稳定的放电火花能量和稳定的放电火花频率输出，目前尚无双放电管高压放电电路的计算方法。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机双放电管点火电路限流电阻的定值方法，通过计算限流电阻的阻值，来保证放电管V1的击穿电压和放电管V2的击穿电压满足设计需求，保证点火系统的稳定性。
本申请航空发动机双放电管点火电路限流电阻的定值方法，所述航空发动机双放电管点火电路包括主储能模块与辅助储能模块，所述主储能模块包括电容器C1及放电管V2，直流电源向电容器C1充电，所述辅助储能模块包括电容器C2及放电管V1，以电容器C1为电源经过限流电阻向电容器C2充电，所述放电管V1的击穿电压低于放电管V2的击穿电压，其中，所述方法包括：
步骤S1、获取所述主储能模块中电容器C1的储能；
步骤S2、确定所述辅助储能模块的储能W，并计算所述辅助储能模块电容器C2的电容值C；
步骤S3、根据给定放电频率f换算出放电周期T，确定辅助储能模块的充电时间t；
步骤S4、根据公式确定所述主储能模块与所述辅助储能模块之间的限流电阻的阻值：
其中，Uc2为放电管V1的击穿电压，Uc1为放电管V2的击穿电压。
优选的是，所述放电管V1的击穿电压为2kV～3kV。
优选的是，所述放电管V2的击穿电压比放电管V1的击穿电压高100V。
优选的是，所述辅助储能模块的充电时间t为放电周期T的1/10～1/20。
优选的是，所述辅助储能模块的储能W为主储能模块中电容器C1储能的1/20～1/30，且不小于0.1J。
本申请通过计算分析，确定限流电阻的阻值，以满足对放电管V1的击穿电压和放电管V2的击穿电压的设计需求，保证了点火系统的稳定性。
附图说明
图1是现有的双放电管高压放电电路工作原理图。
图2是电容器充电回路简图。
图3是本申请航空发动机双放电管点火电路限流电阻的定值方法的一优选实施例的流程图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
参考图1，为本申请航空发动机双放电管点火电路限流电阻的定值方法所涉及的电路原理图，所述航空发动机双放电管点火电路包括主储能模块与辅助储能模块，所述主储能模块包括电容器C1及放电管V2，直流电源向电容器C1充电，所述辅助储能模块包括电容器C2及放电管V1，以电容器C1为电源经过限流电阻向电容器C2充电，所述放电管V1的击穿电压低于放电管V2的击穿电压。
由图1的电路原理可知，欲使电路正常工作，放电管V1必须先于放电管V2导通。点火电源提供的直流电源经过二极管VD向主贮能电容器C1充电，与此同时以电容器C1为电源经过限流电阻R1、R2向辅助贮能电容器C2充电，则电容器C1和电容器C2在同一时刻必然存在电位差，由于电阻R1的电阻值远大于R2的电阻值，计算时仅考虑电阻R1的电阻值即可。为了计算方便，整理电容器充电回路简图见图2。
参考图3，本申请的航空发动机双放电管点火电路限流电阻的定值方法包括：
步骤S1、获取所述主储能模块中电容器C1的储能；
步骤S2、确定所述辅助储能模块的储能W，并计算所述辅助储能模块电容器C2的电容值C；
步骤S3、根据给定放电频率f换算出放电周期T，确定辅助储能模块的充电时间t；
步骤S4、根据公式确定所述主储能模块与所述辅助储能模块之间的限流电阻的阻值：
其中，Uc2为放电管V1的击穿电压，Uc1为放电管V2的击穿电压。
参考图2，本申请中，步骤S4的公式是根据RC充电回路的微分方程推导的，即
在一些可选实施方式中，所述放电管V1的击穿电压为2kV～3kV。
在一些可选实施方式中，所述放电管V2的击穿电压比放电管V1的击穿电压高100V。
在一些可选实施方式中，所述辅助储能模块的充电时间t为放电周期T的1/10～1/20。
在一些可选实施方式中，所述辅助储能模块的储能W为主储能模块中电容器C1储能的1/20～1/30，且不小于0.1J。
为了验证本发明的效果，利用本发明的方法设计了一款双放电管点火电路，电路图见图1，并按此图制作了一台原理样机用来进行功能验证。原理样机与点火电缆、点火电嘴配套组成点火系统，通电测试功能正常，长时间试验频率稳定，无放电断续问题出现，功能验证结果证明本发明达到了发明的目的。本发明在全输入电压(18～30)VDC范围内，电路能够可靠工作，功能和性能参数满足给定要求。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (3)
1.一种航空发动机双放电管点火电路限流电阻的定值方法，所述航空发动机双放电管点火电路包括主储能模块与辅助储能模块，所述主储能模块包括电容器C1及放电管V2，直流电源向电容器C1充电，所述辅助储能模块包括电容器C2及放电管V1，以电容器C1为电源经过限流电阻向电容器C2充电，所述放电管V1的击穿电压低于放电管V2的击穿电压，其特征在于，所述方法包括：
步骤S1、获取所述主储能模块中电容器C1的储能；
步骤S2、确定所述辅助储能模块的储能W，并计算所述辅助储能模块电容器C2的电容值C，所述辅助储能模块的储能W为主储能模块中电容器C1储能的1/20～1/30，且不小于0.1J；
步骤S3、根据给定放电频率f换算出放电周期T，确定辅助储能模块的充电时间t，所述辅助储能模块的充电时间t为放电周期T的1/10～1/20；
步骤S4、根据公式确定所述主储能模块与所述辅助储能模块之间的限流电阻的阻值：
其中，Uc2为放电管V1的击穿电压，Uc1为放电管V2的击穿电压。
2.如权利要求1所述的航空发动机双放电管点火电路限流电阻的定值方法，其特征在于，所述放电管V1的击穿电压为2kV～3kV。
3.如权利要求1所述的航空发动机双放电管点火电路限流电阻的定值方法，其特征在于，所述放电管V2的击穿电压比放电管V1的击穿电压高100V。
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