CN113776089B - 一种组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部 - Google Patents

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Abstract

一种组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部，二级文氏管套在一级文氏管的外圆周上。在二级文氏管的环形槽上固定有平板高压电极和圆环高压电极。平板高压电极和圆环高压电极通过连接导线连通并接入等离子体单高压电源的高压端；组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部的接地电极通过导线直接与地线相连中，使平板型DBD等离子体放电结构与圆管型DBD等离子体放电结构结合并能够进行两次电离，对进入燃烧室的气流以及燃油施加介质阻挡放电等离子体后，能够使燃烧更加充分，扩宽燃烧的熄火边界，且结构简单、制作和安装方便、通用性强，同样适用于其他具有类似结构的燃烧室。

Description

一种组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部
技术领域
本发明涉及航空发动机领域的等离子体强化燃烧技术，具体是一种组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部。
背景技术
燃烧室是航空发动机的核心部件之一，其功用是将燃料中的化学能经过燃烧释放转化为热能。燃烧室燃烧产生的高温燃气在涡轮和喷管中膨胀做功，从而产生推力。因此，燃烧室的性能将直接影响发动机推力和性能、工作稳定性以及可靠性。1987年美国启动“综合高性能涡轮发动机技术计划”(IHPTET)，以保证下一代的航空动力系统在全工作包线下的高效可靠运行。航空发动机燃烧室的主要由扩压器、机匣、燃油喷嘴、旋流器和火焰筒等组成。目前，航空发动机燃烧室在新型燃油喷嘴技术、贫油预混预蒸发技术、富油-快速掺混-贫油技术、多级旋流头部技术等方面取得了许多研究进展。这些技术的研究大多集中在已有燃烧室结构上的改进和优化。然而这些研究仍难以满足快速增长的航空发动机性能需求。随着航空发动机性能的不断提高，航空发动机燃烧室的结构也变得越来越复杂。
为满足未来先进航空飞行器推进系统的需求，必须突破制约航空发动机燃烧室高效稳定、可靠安全工作的诸多技术瓶颈。等离子体强化燃烧技术作为一种极具前景的新型燃烧室技术，与其他传统强化燃烧技术相比，在提高全工况下燃烧室的燃烧效率，拓宽在极端恶劣条件下燃烧室的熄火边界，增强高空再点火的能力，以及改善燃烧室出口温度场品质等方面具有巨大的优势。近年来，等离子体强化燃烧技术已成为国内外燃烧领域的研究热点。2009～2013年,北大西洋公约组织实施了等离子体提升军用飞行器性能的研究计划。2009～2014年,美国国防部实施了等离子体辅助燃烧多学科大学研究计划项目。国外对等离子体助燃放电开展了大量研究，主要集中在介质阻挡放电等离子体点火助燃的验证性实验研究。航空发动机燃烧室等离子体点火助燃的研究较晚，仍处于原理性验证和关键技术攻关阶段。介质阻挡放电应用于等离子体点火助燃的研究相对缓慢。由于介质阻挡等离子体放电存在大间隙条件下放电困难、高电压屏蔽困难、长时间稳定放电困难等问题，加上航空发动机燃烧室的结构和工作条件复杂，导致该项技术在航空发动机燃烧室上的应用受到了限制，有关成熟应用的文献报道较少。
中国科学院工程热物理研究所在公告号为CN102162644B的专利中公开了一种介质阻挡放电等离子体旋流器结构。该结构通过将多对电极交错布置在燃烧器扩张段或者喷嘴出口段两侧，组成多对沿面介质阻挡放电等离子体助燃激励器，从而电离气体、增强空气的旋流效应以辅助燃烧。但是该种结构雾化燃油大部分未经过放电区域，点火困难；其次该种结构的绝缘介质不能耐受较高温度，因此激励效果较为有限。
俄罗斯莫斯科物理技术学院的Anokhin E M等在《Ignition of hydrocarbon:airmixtures by a nanosecond surface dielectric barrier discharge》(Plasma SourcesScience and Technology,2015,24(4):045014.)公开了一种圆管型介质阻挡放电等离子体激励器，一种采用圆柱形的中心高压电极，另外一种采用锯齿形的中心高压电极，组成沿面型介质阻挡放电。通过将绝缘介质层布置在高压电极和接地电极之间，从而实现对经过放电区域的混合气体点火。这种点火方式与传统的火花点火类似，主要是在主燃区的单点区域进行点火，其激励效果也较为有限。
空军工程大学在公开号为CN108412616A的发明创造中公开了一种平板型航空发动机燃烧室介质阻挡放电等离子体助燃激励器，平板电极安装在绝缘板相邻表面实现对进气道的来流进行等离子体放电。这种放电形式由于平板电极距燃烧室有一定距离，大部分的来流并未经过等离子体放电区域，同时也无法进行点火，因此作用效果有待提高。
中国科学院工程热物理研究所、俄罗斯莫斯科物理技术学院以及空军工程大学研制的介质阻挡等离子体放电结构，其放电作用区域有限，为了解决介质阻挡放电等离子体助燃激励器布置位置难，放电区域有限的问题，提高点火助燃的能力，因此本发明研制了一种组合型DBD等离子体航空发动机燃烧室头部。
发明内容
为克服现有技术中存在的航空发动机燃烧室施加介质阻挡放电等离子体助燃困难不足，本发明提出了一种组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部。
本发明包括二级文氏管、二级径向旋流器叶片、二级径向旋流器上平板、一级文氏管、一级斜切孔旋流器、二级径向旋流器下平板、平板高压电极和圆环高压电极工成型。一级文氏管、一级斜切孔旋流器和二级径向旋流器下平板由金属材料整体加工成型。该二级文氏管、二级径向旋流器叶片和二级径向旋流器上平板与一级文氏管、一级斜切孔旋流器和二级径向旋流器下平板通过耐高温胶进行粘接紧固。该二级文氏管套在一级文氏管的外圆周上，并安放在所述二级径向旋流器下平板的上表面。在该二级文氏管的环形槽一侧的内底表面上固定有平板高压电极，在该二级文氏管的环形槽内侧槽壁的内表面固定有圆环高压电极。所述平板高压电极和圆环高压电极通过连接导线连通并接入等离子体单高压电源的高压端；组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部的接地电极通过导线直接与地线相连。该一级斜切孔旋流器位于一级文氏管的中部。
所述二级旋流器上平板上表面外圆周的环形外壁高度h1为5～10mm，环形外壁的外径D1为50～55mm，环形外壁的厚度δ3为0.5～2mm。所述二级文氏管顶端到二级径向旋流器上平板的上表面高度h2为6～12mm，二级文氏管出口外径D2为30～35mm，出口厚度δ4为0.2～0.8mm。二级文氏管的环形槽内径D3为20～25mm，厚度δ2为1～3mm。
所述二级径向旋流器下平板的外径D4为40～50mm，厚度δ5为1～3mm。一级文氏管到二级径向旋流器下平板的上表面高度h3为5～10mm，一级文氏管的外径D5为18～23mm，一级文氏管的内侧圆弧半径R1为3～4mm，一级文氏管的喉部内径D6为13～15mm。喷嘴接口的内径D7为15～20mm，厚度δ6为1～4mm。
所述平板高压电极的外径D9为30～50mm，厚度d1为0.1～3mm，宽度d4为10～40mm。
所述圆环高压电极的外径D8为10～30mm，高度d2为0.1～5mm，厚度d3为0.1～3mm。
一级文氏管和二级文氏管的环形槽之间间隙的宽度为所述圆管型DBD等离子体放电结构的放电间隙，该放电间隙为B2为1～10mm；二级旋流器上平板作为平板型DBD放电结构的绝缘介质层，其厚度δ1为0.5～3mm。
所述一级斜切孔式旋流器的斜切孔数为3～20个，斜切孔的中心线与出口所在圆表面的切线的夹角θ4为40～80°。
所述二级径向旋流器叶片的个数为3～20个，旋流器叶片为直叶片式或是曲叶片式，叶片厚度δ为0.4～1.2mm，二级径向旋流器叶片的高度B2为1～10mm，叶片安装角θ3为40°～80°，两叶片间出口处通道宽度B3为1mm～20mm。
所述一级文氏管的张角θ1为30°～80°，二级文氏管的张角θ2为30°～80°。
本发明以某型航空发动机燃烧室头部为原型，设计了适用于航空发动机的一种组合型DBD等离子体航空发动机燃烧室头部。通过采用3D陶瓷打印技术和3D金属打印技术，不仅将介质阻挡放电等离子体装置与航空发动机燃烧室旋流器结合，实现了一体化设计，而且根据航空发动机燃烧室头部的结构特点，同时将平板型介质阻挡等离子体放电结构和圆管型介质阻挡等离子体放电结构集成到单个燃烧室头部，形成组合结构的DBD等离子体航空发动机燃烧室头部，从而大大提高介质阻挡放电等离子体助燃激励器的工程应用能力。所述DBD是介质阻挡放电的缩写。
本发明包括二级文氏管、二级径向旋流器叶片、二级径向旋流器上平板、一级文氏管、一级斜切孔旋流器、二级径向旋流器下平板、平板高压电极、圆环高压电极和连接导线组成。
其中二级文氏管、二级径向旋流器叶片和二级径向旋流器上平板由陶瓷绝缘材料整体加工成型，如图4所示；一级文氏管、一级斜切孔旋流器和二级径向旋流器下平板由金属材料整体加工成型，如图5所示。本发明采用由一级斜切孔式旋流器和二级径向旋流器叶片组合而成的两级旋流器。其中二级文氏管套在一级文氏管的外圆周上，安装在二级径向旋流器下平板的上表面。组合型DBD等离子体航空发动机燃烧室头部的助燃激励包括平板型介质阻挡等离子体放电结构和同轴圆管型介质阻挡等离子体放电结构。平板型介质阻挡等离子体放电结构的平板高压电极布置在二级旋流器上平板的上表面的环形槽上，为圆环形金属箔片电极，二级旋流器上平板为绝缘介质层。二级旋流器上平板上表面外圆周的环形外壁可以防止平板高压电极与二级径向旋流器下平板发生爬电现象。在等离子体单高压电源的驱动下，对平板高压电极与二级径向旋流器下平板的金属之间施加电压，在二级径向旋流器上平板和二级径向旋流器下平板之间的二级径向旋流器叶片的气流通道内会形成DBD等离子体放电区域；同轴圆管型DBD等离子体放电结构的圆环高压电极布置在二级文氏管的环形槽内侧槽壁的内表面上，为圆柱形金属箔片电极，二级文氏管作为绝缘介质层。在等离子体单高压电源的驱动下，对圆环高压电极与二级径向旋流器下平板的金属之间施加电压，二级文氏管与一级文氏管之间会形成DBD等离子体放电区域。平板高压电极与圆环高压电极通过连接导线连接，共同接入等离子体单高压电源的高压端，二级径向旋流器下平板接入地线。一个等离子体单高压电源同时驱动平板型DBD等离子体放电结构和同轴圆管型DBD等离子体放电结构，成为组合型DBD等离子体航空发动机燃烧室头部。所述上方向是指从组合型DBD等离子体航空发动机燃烧室头部中心轴的下端喷嘴进口指向二级文氏管的出口方向。所述顺时钟方向是指从组合型DBD等离子体航空发动机燃烧室头部的中心轴的下端喷嘴进口向上端看时的顺时钟方向。
本发明基于航空发动机燃烧室头部的两级旋流器中，使平板型DBD等离子体放电结构与圆管型DBD等离子体放电结构结合并同时放电，提出了组合型DBD等离子体航空发动机燃烧室头部。在发动机中，从压气机来的空气会经过扩压器进行扩压，使之减速，减速后的一部分空气经过安装在燃烧室头部的旋流器进入火焰筒。两级旋流器不仅可以对流场进行组织以稳定火焰，同时可以促进燃油与空气混合，此外该位置距离主燃区也相对较近。因此在该位置进行DBD等离子体放电，一方面平板型DBD等离子体放电结构对流入燃烧室内的空气进行一次电离，二级径向旋流器上平板和二级径向旋流器下平板之间的二级径向旋流器叶片内气流通道的DBD等离子体放电区域，有利于形成较大空间体积的等离子体放电，可以弥补一级文氏管位置的DBD等离子体放电间隙小、等离子体区域体积小的不足；另一方面圆管型DBD等离子体放电结构可以对空气进行二次电离，还可以对喷嘴喷入的燃油进行电离。同时文氏管位置的DBD等离子体放电区域，距离燃烧室火焰锋面较近。在此位置产生的介质阻挡放电等离子体更加快速的进入燃烧室，参与燃烧过程。组合型DBD等离子体航空发动机燃烧室头部的工作介质作为气体，平板型DBD等离子体放电结构的平板高压电极采用圆环结构，二级文氏管、二级径向旋流器叶片和二级径向旋流器上平板由陶瓷绝缘材料整体加工成型，高压交流电源施加在电极的两端并在二级径向旋流器上平板和二级径向旋流器下平板之间的二级径向旋流器叶片的气流通道内会形成DBD等离子体放电区域，对流经的空气进行等离子体放电。利用一级文氏管的特点，根据燃烧室头部旋流器的出口形状，同轴圆管型DBD等离子体放电结构的圆环高压电极采用圆柱结构，在径向旋流器出口位置进行DBD放电，进一步提高等离子体中的作用效果，同时还可以对该区域的燃油进行电离。该位置的二级文氏管、二级径向旋流器叶片和二级径向旋流器上平板采用整体加工成型，能够有效的保证绝缘介质层的均匀性以避免放电过程中的击穿现象并维持稳定的DBD等离子体放电。因此经过组合型DBD等离子体航空发动机燃烧室头部的作用，空气和燃油进入燃烧室的主燃区，可以促进燃烧的化学反应进行，提高燃烧的化学反应速率。本发明是对现有的航空发动机燃烧室头部进行的改造，不改变原有的燃烧室头部结构，具有很高的应用价值，同时其采用两种形式的DBD助燃激励结构，其激励效果更好。
图12为燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下燃烧效率和燃烧效率增量示意图，由正常状态下燃烧室燃烧效率24、实施等离子体助燃状态下燃烧室效率23和燃烧室燃烧效率增量25可以看出，将本发明安装到航空发动机燃烧室头部后，由于DBD等离子体的作用，燃烧过程更加充分，在余气系数为0.8时，燃烧效率增量可提高到3.23％；图13为燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下燃烧室熄火边界曲线，由正常状态下燃烧室熄火边界曲线26、实施等离子体助燃状态下燃烧室熄火边界曲线27组成。该曲线反映了在不同的燃烧室进口速度条件下，熄火时的余气系数。实验结果表明，燃烧室熄火边界扩宽达到7.1％。
本发明与航空发动机燃烧室头部相结合，其结构尺寸与燃烧室完全匹配，不改变原有燃烧室的尺寸和结构，能够直接安装在燃烧室中进行使用。根据专著《燃气涡轮发动机燃烧》中P201页这记载，燃烧室头部的两股旋流“能够加强燃油和雾化空气之间的剪切作用，对于燃油的雾化和油气掺混有利”，该位置油气条件较好。同时在燃烧室头部的位置，油气条件较好有利于介质阻挡放电等离子体助燃的进行；且燃烧室头部利用旋流器的气流自给，不需要外部供气。本发明将平板型介质阻挡放电结构和同轴圆管型介质阻挡放电结构组合起来，能够进行两次电离，对进入燃烧室的气流以及燃油施加介质阻挡放电等离子体后，能够使燃烧更加充分，扩宽燃烧的熄火边界，且结构简单、制作和安装方便、通用性强，同样适用于其他具有类似结构的燃烧室。
附图说明
图1是图1是中国科学院工程热物理研究所研制的一种沿面介质阻挡放等离子体轴向旋流结构；
图2是俄罗斯莫斯科物理技术学院研制的一种圆管型沿面介质阻挡放电等离子体结构；
图3是空军工程大学研制的一种航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励结构；
图4是陶瓷材质的二级文氏管、二级径向旋流器叶片和二级径向旋流器上平板结构示意图，其中图4a是主视图；图4b是图4a的俯视图；
图5是图4a中A-A截面视图；
图6是图4a中B-B截面视图；
图7是金属材质的一级文氏管、一级斜切孔旋流器和二级径向旋流器下平板的结构示意图，其中图7a是主视图；图7b是图7a的俯视图；
图8是平板高压电极和圆环高压电极的连接示意图；
图9是平板高压电极的结构示意图；
图10是圆环高压电极的结构示意图；
图11是组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部的结构示意图；
图12是斜切孔式旋流器进气通道的结构的示意图；其中12a是斜切孔式旋流器进气通道的正视图；12b是斜切孔式旋流器进气通道的俯视图；
图13是本发明在环形燃烧室中的安装位置；
图14是本发明在回流型燃烧室中的安装位置；
图15是燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下燃烧效率及增量示意图；
图16是燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下熄火边界曲线。
图中：1.电源；2.高压接口；3.地线接口；4.高压电极；5.接地电极；6.绝缘介质层；7.二级文氏管；8.二级径向旋流器叶片；9.二级径向旋流器上平板；10.进气方向；11.平板高压电极；12.圆环高压电极；13.连接导线；14.一级文氏管；15.一级斜切孔旋流器；16.二级径向旋流器下平板；17.喷嘴接口；18.点火器；19.环形燃烧室头部安装位置；20.环形燃烧室进口扩张段；21.回流型燃烧室头部安装位置；22.回流型燃烧室进口扩张段；23.实施等离子体助燃状态下燃烧室效率；24.正常状态下燃烧室燃烧效率；25.燃烧室燃烧效率增量；26.正常状态下燃烧室熄火边界；27.实施等离子体助燃状态下燃烧室熄火边界。
具体实施方式
本实施例是一种组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部。为描述方便，定义本发明的下端的金属接地电极喷嘴接口17为进口，上端的陶瓷绝缘体的二级文氏管7的管口为出口。
本实施例包括二级文氏管7、二级径向旋流器叶片8、二级径向旋流器上平板9、一级文氏管14、一级斜切孔旋流器15、二级径向旋流器下平板16、喷嘴接口17、平板高压电极11、圆环高压电极12和连接导线13。二级文氏管、二级径向旋流器叶片和二级径向旋流器上平板由陶瓷绝缘材料整体加工成型。一级文氏管、一级斜切孔旋流器和二级径向旋流器下平板由金属材料整体加工成型。其中：
所述二级旋流器上平板9上表面外圆周的环形外壁高度h1为5～10mm，环形外壁的外径D1为50～55mm，环形外壁的厚度δ3为0.5～2mm。二级文氏管7顶端到二级径向旋流器上平板9的上表面高度h2为6～12mm，二级文氏管出口外径D2为30～35mm，出口厚度δ4为0.2～0.8mm。二级文氏管7的环形槽内径D3为20～25mm，厚度δ2为1～3mm。本实施例中二级旋流器上平板9上表面外圆周的环形外壁高度h1为8mm，环形外壁的外径D1为52mm，环形外壁的厚度δ3为1mm。二级文氏管7顶端到二级径向旋流器上平板9的上表面高度h2为8.5mm，二级文氏管出口外径D2为33mm，出口厚度δ4为0.5mm。二级文氏管7的环形槽内径D3为23mm，厚度δ2为1.5mm。
所述二级径向旋流器下平板16的外径D4为40～50mm，厚度δ5为1～3mm。一级文氏管14到二级径向旋流器下平板16的上表面高度h3为5～10mm，一级文氏管14的外径D5为18～23mm，一级文氏管14的内侧圆弧半径R1为3～4mm，一级文氏管的喉部内径D6为13～15mm。喷嘴接口17的内径D7为15～20mm，厚度δ6为1～4mm。本实施例中，二级径向旋流器下平板16的外径D4为44mm，厚度δ5为1.5mm。一级文氏管14到二级径向旋流器下平板16的上表面高度h3为5mm，一级文氏管14的外径D5为20mm，一级文氏管14的内侧圆弧半径R1为3.3mm，一级文氏管14的喉部内径D6为14mm。喷嘴接口17的内径D7为16mm，厚度δ6为2.5mm。
所述平板高压电极11为导电性和延展性好的金属箔片。平板型DBD等离子体放电结构的平板高压电极11为圆环型，其外径D9为30～50mm，厚度d1为0.1～3mm，宽度d4为10～40mm。本实施例中，平板型DBD等离子体放电结构的平板高压电极11为圆环型，其外径D9为42mm，厚度d1为0.5mm，宽度d4为16mm。
所述圆环高压电极12的材料为导电性和延展性好的金属箔片。同轴圆管型DBD等离子体放电结构的圆环高压电极12为圆柱形状，其外径D8为10～30mm，高度d2为0.1～5mm，厚度d3为0.1～3mm。本实施例中，同轴圆管型DBD等离子体放电结构的圆环高压电极12的外径D8为26mm，高度d2为3.4mm，厚度d3为0.5mm。
所述二级文氏管7套在一级文氏管14的外圆周上，并安放在所述二级径向旋流器下平板16的上表面。在该二级文氏管的环形槽一侧的内底表面上固定有平板高压电极11，在该二级文氏管的环形槽内侧槽壁的内表面固定有圆环高压电极12。
所述平板高压电极11和圆环高压电极12通过连接导线13连通并接入等离子体单高压电源的高压端；组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部的接地电极5通过导线直接与地线相连。
所述平板型DBD等离子体放电结构的放电间隙为B2为1～10mm，其厚度δ1为0.5～3mm；一级文氏管14和二级文氏管7的环形槽之间的间隙宽度即为圆管型DBD等离子体放电结构的放电间隙B1为1～10mm。本实施例中，平板型DBD等离子体放电结构的放电间隙为B2为4.3mm，其厚度δ1为1.5mm；一级文氏管14和二级文氏管7的环形槽之间的间隙宽度即为圆管型DBD等离子体放电结构的放电间隙B1为1.5mm。
所述一级斜切孔式旋流器15的斜切孔数为3～20个，斜切孔与图7中对称轴所在方向的夹角θ5为40°～80°，斜切孔的中心线与出口所在的圆的交点切线的夹角为40～80°。本实施例中，一级斜切孔式旋流器15的斜切孔数为8个，斜切孔与图7中对称轴所在方向的夹角θ5为70°，斜切孔的中心线与出口所在的圆的交点切线的夹角为45°。
所述二级径向旋流器叶片8的个数为3～20个，旋流器叶片可以为直叶片式或是曲叶片式，叶片厚度δ为0.4～1.2mm，二级径向旋流器叶片8的高度B2为1～10mm，叶片安装角θ3为40°～80°，两叶片间出口处通道宽度B3为1mm～20mm。本实施例中，二级径向旋流器叶片8的个数为8个，旋流器叶片是曲叶片式，叶片厚度δ为1mm，二级径向旋流器叶片8的高度B2为4.3mm，叶片安装角θ3为70°，两叶片间出口处通道宽度B3为3.745mm。
所述一级文氏管的张角θ1为30°～80°，二级文氏管的张角θ2为30°～80°。本实施例中，一级文氏管的张角θ1为45°，二级文氏管的张角θ2为50°。
所述二级文氏管、二级径向旋流器叶片和二级径向旋流器上平板采用耐高温和绝缘性良好的陶瓷绝缘材料制成。本实施例中，所述陶瓷绝缘材料采用99氧化铝陶瓷，介电常数为11，具体形状通过光固化3D陶瓷打印或机械加工或模具铸造整体加工制成。
本实施例中的二级文氏管、二级径向旋流器叶片和二级径向旋流器上平板通过陶瓷绝缘材料整体加工成型与金属材料整体加工成型的一级文氏管、一级斜切孔旋流器和二级径向旋流器下平板通过耐高温胶进行粘接紧固。本实施例安装实验时，安装在某型轴流航空发动机燃烧室中。进入燃烧室头部的空气，一部分气流进入一级斜切孔式旋流器的斜切孔形成旋流气流，经过一级文氏管和二级文氏管时对喷嘴喷出的燃油进行进一步的雾化，并与雾化燃油进行混合，再进入燃烧室的主燃区参与燃烧过程；另一部分气流进入二级径向旋流器，经过二级径向旋流器的进气通道位置的等离子体放电区域，进行一次电离，再进入二级文氏管7的圆管部分与一级文氏管14之间的等离子体放电区，经历第二次等离子体电离，与同样经过电离的燃油进行混合，然后进入燃烧室的主燃区参与燃烧过程。
实验表明，本实施应用到燃烧室实验平台上后，油气混合气在主燃区燃烧更加充分，燃烧效率提高3.23％，燃烧室熄火边界扩宽达到7.1％。

Claims (9)

1.一种组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部，其特征在于，包括二级文氏管、二级径向旋流器叶片、二级径向旋流器上平板、一级文氏管、一级斜切孔旋流器、二级径向旋流器下平板、平板高压电极和圆环高压电极；一级文氏管、一级斜切孔旋流器和二级径向旋流器下平板由金属材料整体加工成型；该二级文氏管、二级径向旋流器叶片和二级径向旋流器上平板与一级文氏管、一级斜切孔旋流器和二级径向旋流器下平板通过耐高温胶进行粘接紧固；该二级文氏管套在一级文氏管的外圆周上，并安放在所述二级径向旋流器下平板的上表面；在该二级文氏管的环形槽一侧的内底表面上固定有平板高压电极，在该二级文氏管的环形槽内侧槽壁的内表面固定有圆环高压电极；所述平板高压电极和圆环高压电极通过连接导线连通并接入等离子体单高压电源的高压端；组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部的接地电极通过导线直接与地线相连；该一级斜切孔旋流器位于一级文氏管的中部。
2.如权利要求1所述组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部，其特征在于，所述二级径向旋流器上平板上表面外圆周的环形外壁高度h1为5～10mm，环形外壁的外径D1为50～55mm，环形外壁的厚度δ3为0.5～2mm；所述二级文氏管顶端到二级径向旋流器上平板的上表面高度h2为6～12mm，二级文氏管出口外径D2为30～35mm，出口厚度δ4为0.2～0.8mm；二级文氏管的环形槽内径D3为20～25mm，厚度δ2为1～3mm。
3.如权利要求1所述组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部，其特征在于，所述二级径向旋流器下平板的外径D4为40～50mm，厚度δ5为1～3mm；一级文氏管到二级径向旋流器下平板的上表面高度h3为5～10mm，一级文氏管的外径D5为18～23mm，一级文氏管的内侧圆弧半径R1为3～4mm，一级文氏管的喉部内径D6为13～15mm；喷嘴接口的内径D7为15～20mm，厚度δ6为1～4mm。
4.如权利要求1所述组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部，其特征在于，所述平板高压电极的外径D9为30～50mm，厚度d1为0.1～3mm，宽度d4为10～40mm。
5.如权利要求1所述组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部，其特征在于，所述圆环高压电极的外径D8为10～30mm，高度d2为0.1～5mm，厚度d3为0.1～3mm。
6.如权利要求1所述组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部，其特征在于，一级文氏管和二级文氏管的环形槽之间间隙的宽度为圆管型DBD等离子体放电结构的放电间隙；该放电间隙为B1为1～10mm；二级径向旋流器上平板作为平板型DBD放电结构的绝缘介质层，其厚度δ1为0.5～3mm。
7.如权利要求1所述组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部，其特征在于，所述一级斜切孔式旋流器的斜切孔数为3～20个，斜切孔的中心线与出口所在圆表面的切线的夹角θ4为40～80°。
8.如权利要求1所述组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部，其特征在于，所述二级径向旋流器叶片的个数为3～20个，旋流器叶片为直叶片式或是曲叶片式，叶片厚度δ为0.4～1.2mm，二级径向旋流器叶片的高度B2为1～10mm，叶片安装角θ3为40°～80°，两叶片间出口处通道宽度B3为1mm～20mm。
9.如权利要求1所述组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部，其特征在于，所述一级文氏管的张角θ1为30°～80°，二级文氏管的张角θ2为30°～80°。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05231645A (ja) * 1991-12-25 1993-09-07 Toyota Motor Corp ガスタービンエンジンの燃焼器
CN104406197A (zh) * 2014-11-24 2015-03-11 中国科学院工程热物理研究所 一种采用径向旋流进气燃油分级方案的低排放回流燃烧室
CN111734532A (zh) * 2020-06-21 2020-10-02 中国人民解放军空军工程大学 一种基于旋流孔的丝状电弧等离子体激励器
CN113153539A (zh) * 2021-03-19 2021-07-23 中国人民解放军空军工程大学 一种单双路结合的三维旋转滑动弧等离子体激励器

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3529535B1 (en) * 2016-10-21 2022-01-12 FGC Plasma Solutions Apparatus for using plasma to assist with the combustion of fuel

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05231645A (ja) * 1991-12-25 1993-09-07 Toyota Motor Corp ガスタービンエンジンの燃焼器
CN104406197A (zh) * 2014-11-24 2015-03-11 中国科学院工程热物理研究所 一种采用径向旋流进气燃油分级方案的低排放回流燃烧室
CN111734532A (zh) * 2020-06-21 2020-10-02 中国人民解放军空军工程大学 一种基于旋流孔的丝状电弧等离子体激励器
CN113153539A (zh) * 2021-03-19 2021-07-23 中国人民解放军空军工程大学 一种单双路结合的三维旋转滑动弧等离子体激励器

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
传统燃烧与等离子体助燃的燃烧室数值仿真;刘兴建等;《燃烧科学与技术》;20150415(第02期);第135-140页 *

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