CN116221778A - 基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置及方法，该装置包括：预燃室、钝体稳定器、喷油支杆、多个滑动弧等离子体激励器和凹腔，其中：预燃室作为旁路通过凹腔与超声速燃烧室连通；多个所述滑动弧等离子体激励器一部分设置于所述预燃室，另一部分设置于凹腔；通过将进气道边界层抽吸与超声速燃烧室点火起动相结合，充分利用边界层的气流和能量，利用预燃室的高温燃气，进一步通过等离子体激励辅助超声速燃烧室的点火起动和稳定燃烧；可以实现超燃冲压发动机的可重复点火，具有快速响应的能力，有利于提高超燃冲压发动机在低马赫数飞行条件下的快速可靠点火起动性能与稳定工作裕度。

Description

基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置及方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，更具体的说是涉及一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置及方法。

背景技术

作为超燃冲压发动机的核心部件之一，超声速燃烧室通过恰当的组织方式，将燃料与来流空气进行有效的混合和分配，并将其化学能通过燃烧转化为燃气的热能。超声速燃烧室内的气流速度较快，燃料在燃烧室内的驻留时间一般为ms量级，在极短时间内实现燃烧室可靠点火极其困难，其困难程度如同在“飓风中点燃火柴”。

超燃冲压发动机的点火包含从初始火核形成，初始火焰传播、发展及火焰稳定到形成主流稳定火焰的全过程。相对气态燃料而言，采用液态煤油为燃料的超燃冲压发动机具有更长的点火延迟时间，通常采用凹腔等结构生成低速回流区，构造适宜的点火环境，并为主流火焰提供热量和活性自由基。但是，在某些极端条件下，凹腔火焰稳定器结构依然无法实现超声速燃烧室的快速可靠点火，导致超燃冲压发动机无法起动、高空熄火，无法完成遂行任务，严重危害飞行安全。

超燃冲压发动机的可重复点火和稳定燃烧将是高超声速飞行器成功飞行的重要前提。当前的高超声速飞行器主要采用一次性火药点火，其具有点火能量大的优点，但是点火持续时间较短(一般为1s左右)且不可重复使用，在超声速气流中点燃火焰后无法实现超声速燃烧调控。传统的火花塞点火虽然可重复使用，但是其点火边界较窄，无法实现宽范围下超燃冲压发动机的成功启动。

因此，如何能够实现超燃冲压发动机的可重复点火，同时，具有快速响应的能力，能够对高超声速飞行器高空飞行时的燃烧不稳定与熄火现象做出快速响应，及时对火焰进行稳定和调控；是本领域技术人员亟需解决的问题。

发明内容

鉴于上述技术问题，本发明提供至少解决上述部分技术问题的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置及方法，该装置中设置了预燃室和多个滑动弧等离子体激励器，使用等离子体结合边界层引气点火助燃，可以实现超燃冲压发动机的可重复点火，具有快速响应的能力，有利于提高超燃冲压发动机在低马赫数飞行条件下的快速可靠点火起动性能与稳定工作裕度。

为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：

第一方面，本发明实施例提供一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，

优选的，所述预燃室内设置3个所述滑动弧等离子体激励器，3个所述滑动弧等离子体激励器沿所述预燃室的周向分布，其中相邻的2个滑动弧等离子体激励器之间夹角为90°；所述预燃室内的3个滑动弧等离子体激励器位于钝体稳定器的尾缘位置。

优选的，所述凹腔上设置8个所述滑动弧等离子体激励器，其中：

凹腔底壁面上游并列设置2个所述滑动弧等离子体激励器，凹腔底壁面下游并列设置2个所述滑动弧等离子体激励器；凹腔底壁面上设置的激励器对于超声速燃烧室的中心截面呈对称分布；

凹腔顶壁面上游并列设置2个所述滑动弧等离子体激励器，凹腔顶壁面下游并列设置2个所述滑动弧等离子体激励器；凹腔顶壁面设置的激励器在同一展向位置。

优选的，所述滑动弧等离子体激励器包括：金属电极和陶瓷壳体，其中：所述金属电极位于所述陶瓷壳体内部，所述金属电极为圆柱状，采用钨铜合金材料，直径为1～4mm，所述陶瓷壳体采用A-95陶瓷绝缘材料。

优选的，所述滑动弧等离子体激励器的所述金属电极与所述陶瓷壳体的端面平齐，并与预燃室壁面或凹腔壁面平齐。

优选的，所述钝体稳定器为圆周V型稳定器，V型稳定器的夹角为60°。

优选的，所述喷油支杆为圆柱形喷油支杆，在喷油支杆的圆柱形壁面上开有2个直径为0.4～2.0mm的喷油孔，其中，1个喷油孔沿着与来流方向相反的方向逆向喷射燃油，另外1个喷油孔沿着来流方向顺向喷射燃油。

第二方面，本发明实施例提供一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火方法，应用上述的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，实现超声速燃烧室的快速可靠点火，该方法包括：

根据飞行马赫数对既定内流道发动机开展流场测试及数值仿真，确定进气道和预燃室的流场特性：

根据超声速燃烧室低马赫数点火与火焰稳定的需求，在预燃室和超声速燃烧室的凹腔内设置多个滑动弧等离子体激励器；

边界层引气将低能气体通过压差作用抽吸进预燃室中；喷油支杆喷射的燃油在预燃室中与气流混合后被预燃室内的滑动弧等离子体激励器点燃；

预燃室内的高温燃气进入超声速燃烧室中引燃超声速燃烧室内的燃气混合物，超声速燃烧室内的滑动弧等离子体激励器控制其稳定燃烧。

与现有技术相比，本发明至少具有如下有益效果：

本发明提供了一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置及方法，该装置结构紧凑，简单合理；其中设置了预燃室和多个滑动弧等离子体激励器，使用等离子体结合边界层引气点火助燃，可以实现超燃冲压发动机的可重复可靠点火，具有快速响应的能力，有利于提高超燃冲压发动机在低马赫数飞行条件下的快速可靠点火起动性能与稳定工作裕度。

本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在所写的说明书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。

图1为本发明实施例提供的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置结构示意图。

图2为本发明实施例提供的预燃室内激励器的布置示意图。

图3为本发明实施例提供的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火方法的流程示意图。

图4为本发明实施例提供的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火方法的原理示意图。

其中，1-预燃室：2-钝体稳定器；3-喷油支杆；401-411为滑动弧等离子体激励器；4a-金属电极；4b-陶瓷壳体；4c-滑动弧等离子体；5-凹腔；6-直射喷嘴。

具体实施方式

为使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。

在本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的描述的一些流程中，包含了按照特定顺序出现的多个操作，但是应该清楚了解，这些操作可以不按照其在本文中出现的顺序来执行或并行执行。

在发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”“前端”、“后端”、“两端”、“一端”、“另一端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

实施例1：

参照图1所示，本发明提供了一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，该装置包括：预燃室1、钝体稳定器2、喷油支杆3、11个滑动弧等离子体激励器和凹腔5，其中：预燃室1作为旁路通过凹腔5与超声速燃烧室连通；钝体稳定器2设置于预燃室1内部；喷油支杆3设置于预燃室1内部并位于钝体稳定器2的前端：11个滑动弧等离子体激励器一部分设置于预燃室1，另一部分设置于凹腔5。

具体实施方案如下：

如图1所示，在本实施例中，钝体稳定器2采用简单的圆周V型稳定器，适用于亚声速气流中的火焰稳定，V型稳定器2的夹角为60°。

结合图1和图2所示，在本实施例中，预燃室1内设置了3个滑动弧等离子体激励器(分别是滑动弧等离子体激励器401、滑动弧等离子体激励器402和滑动弧等离子体激励器403)，如图2所示，3个滑动弧等离子体激励器沿预燃室1的周向分布，其中相邻的2个滑动弧等离子体激励器之间夹角为90°(即激励器401和激励器402之间夹角为90°，激励器402和激励器403之间夹角为90°)，激励器401和激励器403之间夹角为180°；预燃室1内的3个滑动弧等离子体激励器的中心与钝体稳定器2尾缘的流向距离L₁为10mm。

如图1所示，在本实施例中，喷油支杆3为圆柱形喷油支杆，其内径为4mm，外径为6mm，在喷油支杆3的圆柱形壁面上优选的开有2个直径d为1.0mm的喷油孔。1个喷油孔沿着与来流方向相反的方向逆向喷射燃油，另外1个喷油孔沿着来流方向顺向喷射燃油；喷油支杆3与的钝体稳定器2的距离L2为20mm。

如图1所示，在本实施例中，每个滑动弧等离子体激励器包括：金属电极4a和陶瓷壳体4b，其中：金属电极4a位于陶瓷壳体4b的内部；金属电极4a和陶瓷壳体4b为圆柱状，金属电极4a优选的采用钨铜合金材料，直径为1～4mm，优选的为2mm；陶瓷壳体4b采用A-95陶瓷绝缘材料，直径为6～20mm，优选为10mm。工作时金属电极4a可激励产生滑动弧等离子体4c将喷油支杆3以及直射喷嘴6喷出的燃油分解和点燃。

如图1所示，在本实施例中，超声速燃烧室为典型的凹腔结构作为火焰稳定方式，凹腔5的长H和高L之比为8，凹腔5的结构为本领域技术人员熟知，在此不再赘述。

进一步地，如图1所示，在本实施例中，2个滑动弧等离子体激励器并列设置在凹腔5底壁面上游(图1是将装置一分为二的剖视结构图，因2个激励器并排列设置，所以图1中在凹腔5底壁面上游只示意出一个激励器405，另一激励器在另一部分结构上，以下同理)，凹腔5底壁面上游的激励器与凹腔前壁面之间的距离L3为6～20mm，优选为10mm。

凹腔5的底壁面下游也并列设置2个滑动弧等离子体激励器(这里由激励器407示意位置)；凹腔底壁面上游设置的激励器与底壁面下游设置的激励器对于凹腔5的中心截面呈对称分布，凹腔5的底壁面下游设置的激励器与凹腔5后壁面的距离L4为4～26mm，优选为8mm。

凹腔5的顶壁面上游并列设置2个滑动弧等离子体激励器(这里由激励激励器409示意位置)，凹腔5的顶壁面上游设置的激励器与凹腔5的前缘之间距离L5为5～15mm，优选为8mm。

凹腔5的顶壁面下游也并列设置2个滑动弧等离子体激励器(这里由激励器411示意位置)；凹腔5的顶壁面下游设置的激励器与凹腔5的后缘之间距离L6为4～12mm，优选为6mm。

如图1所示，在本实施例中，在滑动弧等离子体激励器的放电端，金属电极4a与陶瓷壳体4b的端面取齐，且与预燃室内壁面或凹腔5的底壁面保持平齐，尽可能保证激励器的引入不会影响燃烧室内部流场。

实施例2：

如图3所示，本发明实施例还提供一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火方法，应用实施例1的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，该方法包括以下步骤：

S1、根据飞行马赫数对既定内流道发动机开展流场测试及数值仿真，确定进气道和预燃室的流场特性：

S2、根据超声速燃烧室低马赫数点火与火焰稳定的需求，在预燃室和超声速燃烧室的凹腔内设置多个滑动弧等离子体激励器；

S3、边界层引气将低能气体通过压差作用抽吸进预燃室中；喷油支杆喷射的燃油在预燃室中与气流混合后被预燃室内的滑动弧等离子体激励器点燃产生高温燃气；

S4、预燃室内的高温燃气进入超声速燃烧室中引燃超声速燃烧室内的燃气混合物，超声速燃烧室凹腔上的滑动弧等离子体激励器控制其稳定燃烧。

下面结合附图4对上述方法原理进行介绍：

如图4所示，边界层引气位于进气道唇口下游边界层的分离泡(分离区)所在位置，分离泡位置的影响因素主要与来流马赫数和飞行器攻角等主要参数有关，为本领域技术人员熟知，在此不再累述。边界层引气的进气直径为45mm。边界层引气将分离泡内的低能气体通过压差作用抽吸进预燃室中，可以一直边界层分离，减小进气道出口的流场畸变。预燃室内为亚声速气流，选用钝体稳定器作为火焰稳定方式。预燃室采用3个滑动弧等离子体激励器产生滑动弧等离子体点火来点燃由喷油支杆喷射出的燃油喷雾，在凹腔上游布置激励器用来将直射喷嘴喷射出的燃油喷雾裂解活化，生成氢气、乙烯等化学活性较高的气态组分助燃。凹腔底壁面的激励器用来稳定凹腔内部火焰，凹腔下游的激励器用来助燃及稳定主流火焰。

基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火方法的具体原理为：首先，边界层引气通过抽吸作用将低能气流抽出，然后进入预燃室，一方面低能气流的抽出可以提高进气道的性能，另一方面，部分燃油在预燃室中与气流混合后被预燃室内的滑动弧等离子体点燃。其次，预燃室内的高温燃气进入超声速燃烧室中，引燃凹腔内的燃气混合物。

由上述实施例的描述，本领域技术人员可获知本发明提供了一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置及方法，该装置中设置了预燃室和多个滑动弧等离子体激励器，使用等离子体结合边界层引气点火助燃，可以实现超燃冲压发动机的可重复点火，具有快速响应的能力，有利于提高超燃冲压发动机在低马赫数飞行条件下的快速可靠点火起动性能与稳定工作裕度。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (9)

1.一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，其特征在于，该装置包括：预燃室、钝体稳定器、喷油支杆、多个滑动弧等离子体激励器和凹腔，其中：

所述预燃室作为旁路通过所述凹腔与超声速燃烧室连通；

所述钝体稳定器设置于所述预燃室内部；

所述喷油支杆设置于所述预燃室内部并位于所述钝体稳定器的前端：

多个所述滑动弧等离子体激励器一部分设置于所述预燃室，另一部分设置于所述凹腔。

2.根据权利要求1所述的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，其特征在于，所述预燃室内设置3个所述滑动弧等离子体激励器，3个所述滑动弧等离子体激励器沿所述预燃室的周向分布，其中：

相邻的2个滑动弧等离子体激励器之间夹角为90°，所述预燃室内的3个滑动弧等离子体激励器位于钝体稳定器的尾缘位置。

3.根据权利要求2所述的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，其特征在于，所述凹腔上设置8个所述滑动弧等离子体激励器，其中：

凹腔底壁面上游并列设置2个所述滑动弧等离子体激励器，凹腔底壁面下游并列设置2个所述滑动弧等离子体激励器；凹腔底壁面上设置的激励器对于超声速燃烧室的中心截面呈对称分布；

凹腔顶壁面上游并列设置2个所述滑动弧等离子体激励器，凹腔顶壁面下游并列设置2个所述滑动弧等离子体激励器；凹腔顶壁面设置的激励器在同一展向位置。

4.根据权利要求3所述的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，其特征在于，所述滑动弧等离子体激励器包括：金属电极和陶瓷壳体，其中：所述金属电极位于所述陶瓷壳体内部，所述金属电极为圆柱状，采用钨铜合金材料，直径为1～4mm，所述陶瓷壳体采用A-95陶瓷绝缘材料。

5.根据权利要求4所述的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，其特征在于，所述滑动弧等离子体激励器的所述金属电极与所述陶瓷壳体的端面平齐，并与预燃室壁面或凹腔壁面平齐。

6.根据权利要求1所述的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，其特征在于，所述钝体稳定器为圆周V型稳定器，V型稳定器的夹角为60°。

7.根据权利要求1所述的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，其特征在于，所述喷油支杆为圆柱形喷油支杆，在喷油支杆的圆柱形壁面上开有2个直径为0.4～2.0mm的喷油孔，其中，1个喷油孔沿着与来流方向相反的方向逆向喷射燃油，另外1个喷油孔沿着来流方向顺向喷射燃油。

8.一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火方法，其特征在于，应用如权利要求1至7中任一项所述的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火装置，实现超声速燃烧室的快速可靠点火。

9.根据权利要求8所述的一种基于边界层引气的超声速燃烧室等离子体点火方法，其特征在于，该方法包括：

根据飞行马赫数对既定内流道发动机开展流场测试及数值仿真，确定进气道和预燃室的流场特性：

根据超声速燃烧室低马赫数点火与火焰稳定的需求，在预燃室和超声速燃烧室的凹腔内设置多个滑动弧等离子体激励器；

边界层引气将低能气体通过压差作用抽吸进预燃室中；喷油支杆喷射的燃油在预燃室中与气流混合后被预燃室内的滑动弧等离子体激励器点燃；

预燃室内的高温燃气进入超声速燃烧室中引燃超声速燃烧室内的燃气混合物，超声速燃烧室内的滑动弧等离子体激励器控制其稳定燃烧。

Images