CN116804390A - 一种环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部 - Google Patents
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Abstract
一种环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，导流支撑位于旋流安装座的外环上。绝缘件位于旋流安装座出气端的锥形端面。燃烧室点火助燃头部在高压电极环与旋流安装座出气端之间产生滑动弧，与喷出的燃油喷雾充分耦合，实现点火助燃。绝缘件收敛段位于该航空发动机燃烧室进气端，绝缘件扩张段位于该航空发动机燃烧室出气端。本发明在高压电极环与旋流安装座间产生滑动弧，有效避免了电极烧蚀，防止了因带电导致燃油喷嘴性能下降。通过绝缘件与旋流安装座之间的位置关系来保证放电位置与放电距离，从而控制电弧强度。能够直接安装在燃烧室中使用，并使燃烧室出口的平均温度有所提升且温度分布更加均匀，提升了燃烧效率，使燃料燃烧更加充分。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机领域的等离子体点火助燃技术，具体是一种航空发动机三维旋转滑动弧等离子体燃烧室头部。
背景技术
为满足新一代航空发动机的要求，亟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。等离子体点火助燃技术是一种新型技术，可用于解决航空发动机在高空低压环境下所面临的点火困难、燃烧不稳定问题，目前已成为国内外学者的研究热点。2009～2014年，美国开展了等离子体辅助燃烧多学科研究计划项目，旨在促进等离子体技术在工程中的应用水平。国内空军工程大学也在航空发动机燃烧室等离子点火器方面开展了大量研究，为等离子体技术在航空发动机燃烧室中的应用打下了坚实的基础。
从目前的研究结果来看，在航空发动机燃烧室施加等离子体助燃能够促进燃烧速率和燃料燃烧程度，提高火焰稳定性与点火可靠性，缩短点火延迟时间同时也可以改善燃烧室出口温度场分布，减少污染物排放等。国内西安交通大学、北京航空航天大学等机构也开展了滑动弧等离子体在航空发动机中的研究，发现滑动弧与其他产生等离子体的方式相比具有更加明显的优势，三维旋转滑动弧放电能产生更大的放电区域，大幅度提升燃油与电弧的接触面积，另外滑动弧等离子体具有很高的能量利用率，能够将放电功率的80％用于促进燃料化学反应，可以产生大量活性粒子，如氧原子、OH、CH基等，而且滑动弧等离子体能够通过燃烧室内的旋转气流产生旋转滑动弧，另外滑动弧等离子体放电结构能很好适应燃烧室原有结构。
2014年中国人民解放军空军工程大学在公开号为CN104454290A的发明创造中提出了一种拉长电弧等离子等离子体点火器(如图1所示)，其在阴极与阳极收缩段之间放电，能够提高火焰传播速度、产生较多活性粒子。但该装置在阴极尖端附近产生高温电弧，由于阴极前端较为尖锐，高温电弧容易烧蚀阴极，同时该装置需要外部引气装置，增加了整体的复杂程度。
2017年，空军工程大学在公开号为CN107420199A的发明创造中公布了一种等离子体助燃激励器(如图2所示)，该激励器在阴极锥体电极与阳极壳体之间放电产生滑动弧等离子体，并且结构简单，有利于提升火焰传播速度、增大电弧与燃油接触面积，但也需要外部补气装置，另外所采用的放电方案易使整个点火器外缘带电，存在一定的安全隐患。
2018年，空军工程大学在公开号为CN109057972A的发明创造中公布了一种预燃式航空发动机等离子体点火器(如图3所示)，该装置在阴极部内加装陶瓷管燃料通道使反应发生在阳极外面从而保护了电极，也增加了安全性，同时设有多个进气孔并通过螺旋槽产生旋转气流，在外管的下部外壁上一周均匀开有多个进气孔来进气，并通过螺旋槽使得气流旋转起来，起到旋流器的作用，结构简单，易于加工，但该装置虽然设有绝缘层，但仍有部分电极裸露于空气中，另外采用射流点火的方式也在一定程度上降低了助燃效果。
2021年，沈阳航空航天大学在公开号为CN113915005A的发明创造中公布了一种能够产生滑动弧的等离子体点火器(如图4所示)，该装置采用多电极放电方式，通过环形电极自身旋转产生滑动弧，能产生稳定的滑动弧但放电结构复杂，同时多电极结构加大了电源的输出功率，也产生了一些不必要的能量损耗，降低助燃效果。
2021年，中国航发沈阳发动机研究所在公开号为CN114427497A的发明创造中公布了一种能用于轴流式发动机的等离子体点火系统(如图5所示)，该系统能产生高温、火焰稳定的等离子体火炬，但由于整体为圆管结构，需要安装在燃烧室火焰筒上端，所以需要先预先生成活性粒子，然后再喷入燃烧室的预定区域，活性粒子的驻留时间较长，增加了活性粒子发生复合的概率，从而降低了助燃效果。
由于常规的点火、激励器与点火系统往往需要外部补气装置，同时存在雾化燃油与电弧耦合不充分的问题，因此有大量学者开展了燃烧室头部研究，本发明也设计了一种无需补气装置的燃烧室头部。
2018年中国人民解放军空军工程大学在公开号CN108180075A的发明创造中公开了一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部(如图6所示)，该装置在阳极文氏管与阴极喇叭口之间放电，利用自引气方式驱动滑动弧，结构简单，并且能适应航空发动机燃烧室原有结构。但该装置的放电区域与水平面的夹角太大，不利于电弧与燃油的耦合，一定程度上降低了助燃效果。
2021年，中国解放军空军工程大学在公开号为CN113776089A的发明创造中公开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(如图7所示)，该方案在高压电极与接地电极之间放电，燃油与电弧接触面积大，能够使燃烧更加充分，同时也适用于其他具有类似结构的燃烧室，但进气效果不佳，影响燃烧室内气体流量导致放电面积较小，仍存在缺陷。
2021年，中国人民解放军空军工程大学在公开号为CN113898974A的发明创造中公开了一种航空发动机燃烧室滑动弧等离子体值班火焰头部(如图8所示)，该方案通过两级旋流器产生正向与反向两股旋流，不需要外部补气装置，旋流能促进燃油与空气的掺混，并且该方案在阴极套筒与阳极文氏管之间放电，放电区域有利于燃油与电弧的耦合。但该方案虽然设有燃油喷嘴保护距离但由于阴极套筒与喷嘴接触仍难以解决喷嘴烧蚀问题，并且电缆的安装方式可能导致电缆松脱，存在一定的安全隐患。
2022年，哈尔滨工业大学在公开号为CN115342383A的发明创造中公开了一种采用混合旋流器的燃气轮机低污染燃烧室头部结构(如图9所示)，通过预燃级提供稳定火源，并采用多级旋流器，能抑制燃烧不稳定现象，降低污染物排放，同时保证了主燃级出口气流的稳定性，但结构较为复杂，另外主燃级出口未采用收敛扩张结构，不利于电弧的拉长，电弧与燃油的耦合程度较低，燃油裂解效果差。
2022年，北京航空航天大学在公开号为CN115307178A的发明创造中公开了一种具有级间段强化冷却的低排放燃烧室头部方案(如图10所示)，该方案可改善燃烧室内的冷却条件，该燃烧室头部含有多个引气孔且存在多冷却结构能，显著提高冷却效果同时有效避免级间段出现烧蚀损坏现象，但该结构燃油喷嘴与级联段之间的轴向距离太小，容易导致雾化燃油撞击级联段壁面，造成油滴聚集现象，不利于燃油雾化裂解，同时影响了气流稳定性。
上述各发明创造中所提出的等离子体点火器与激励器，对提升航空发动机燃烧室点火性能、燃烧效率、燃烧稳定性与燃油雾化效果等方面做出一定的贡献，但均存在一定的缺陷，例如：装置复杂不适于航空发动机燃烧室、燃油与电弧耦合程度低导致燃油裂解效果差、产生的电弧稳定性差，易受到来流干扰等。综上所述发明均不能满足新一代航空发动机燃烧室的拓宽点火边界和稳定燃烧范围的要求。
发明内容
为克服滑动弧等离子体助燃技术在航空发动机燃烧室应用困难，提高航空发动机燃烧室点火可靠性，拓宽点火边界，本发明提出了一种环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部。
本发明包括燃油喷嘴、旋流安装座、导流支撑座、绝缘件、电缆和高压电极环。所述燃油喷嘴位于旋流安装座内。所述导流支撑座套装在旋流安装座中的外环上，并使该导流支撑座的内筒内壁面与旋流安装座外环圆柱面紧密贴合。所述绝缘件套装在所述旋流安装座出气端的锥形端面，该绝缘件扩张段外表面与导流支撑座外筒锥面紧密接触，并使绝缘件收敛段内表面与旋流安装座出气端的锥形端面保持紧密接触；绝缘件上的电缆套筒伸入导流支撑座的电缆套筒安装孔中。所述高压电极环嵌入绝缘件扩张段上的电极槽中。所述电缆位于绝缘件中的电缆孔内；该燃烧室点火助燃头部在高压电极环和旋流安装座出气端的锥形端面之间产生滑动弧，该滑动弧的轴向距离为h7，放电距离S2＝15～17mm；该滑动弧与从燃油喷嘴喷出的燃油喷雾充分耦合，从而达到点火助燃的效果。旋流安装座出气端的锥形端面与绝缘件收敛段内表面相互接触。
所述外环的内表面为锥面，锥度α2＝7～9°，且该外环进气端内表面端面圆直径D2＝73～76mm；所述外环的外表面由圆柱面和锥面组成；其中，该圆柱段的直径D3＝88～92mm、轴向长度h1＝52～58mm；该锥段与水平面的夹角为α3，α3＝42～47°，且锥段在水平面上的轴向投影长度为h2，h2＝24～26mm。
所述导流支撑座包括相互嵌套的内筒和外筒，并使该内筒外圆周表面上均布的导流条表面与外筒的内表面贴合。在所述内筒外圆周表面上各相邻的导流条之间的空隙形成了直流进气通道。
所述导流支撑座的抗拉强度σb≥390Mpa，屈服强度σs≥320Mpa，熔点≥1800℃。
在所述内筒的外圆周表面沿轴向均布有9～15个导流条11；所述导流条径向高度d3＝4.5～4.8mm，宽度L1＝11～16mm。该导流支撑座外筒最大轴向长度h3＝75～80mm，外筒外径D4＝126～134mm,外筒壁厚d4＝7～9mm。
在所述导流支撑座的内筒上加工有直径D5＝6～8mm电缆套筒安装孔，该电缆套筒安装孔的中心轴线距该导流支撑座中心的距离S1＝50～52mm。
所述旋流安装座包括内环、多个旋流叶片和外环；其中所述旋流叶片被固定在该旋流安装座的内环与外环之间，并使旋流叶片的进气端与出气端之间有安装角，由该安装角形成了旋流安装座的旋流角α1，α1＝20～35°，且旋流叶片厚度δ1＝1.4～1.6mm；各旋流叶片之间形成了旋流进气通道，来流空气从各所述旋流进气通道进入燃油-空气预混区；旋流安装座内环内径D1＝8～10mm，内环壁厚d1＝4.2～4.4mm。
所述绝缘件分为收敛段和扩张段，通过该收敛段与扩张段形成了先收敛后扩张的回转体；所述绝缘件收敛段位于该航空发动机燃烧室的进气端，绝缘件扩张段位于该航空发动机燃烧室的出气端。其中：
所述绝缘件收敛段与水平面的夹角与旋流安装座外环上圆柱面与锥面之间的夹角相同，为42～47°；该收敛段壁厚δ2＝6.8～8.0mm，在水平面的投影长度与旋流安装座锥环段的水平面投影长度相同，为24～26mm；绝缘件扩张段与水平面的夹角α4＝72～80°，且该夹角和导流支撑座外筒锥面与水平面之间的夹角相同；该扩张段厚度δ3＝10～12mm，扩张段在水平面上投影长度h4＝20～22mm。
在绝缘件扩张段上有两圈沿圆周分均布有同径的旋流孔，各所述旋流孔均为向绝缘件中心倾斜的斜孔，使各旋流孔的进气口与出气口不在同一圆周上，且各旋流孔中心轴线与水平面具有相同的夹角。所述内圈的旋流孔数量为12～14个，外圈旋流孔数量为20～24个；旋流孔的直径D6＝3.5～5.2mm。各所述内圈旋流孔进气口端的中心与该绝缘件中心的距离为40～42mm，出气口端的中心与该绝缘件中心的距离为33～35mm；所述外圈旋流孔进气口端的中心与该绝缘件中心的距离为45～47mm，出气口端的中心与该绝缘件中心的距离为38～40mm；
所述电极槽位于绝缘件扩张段内表面。该电极槽槽顶表面与扩张段表面平行，高压电极环与电极槽之间间隙配合，电极槽槽底中间到绝缘件进气端的轴向距离h5＝35～38mm。
所述电缆套筒位于绝缘件扩张段上，并使该电缆套筒沿绝缘件的轴向向所述导流支撑座的进气端延伸。
所述高压电极环的外表面为锥面，外形尺寸与所述电极槽的尺寸相适应，高压电极环厚度δ4＝3.2～3.5mm，长度L2＝22～24mm，内径D8＝45～47mm，外径D9＝54～57mm。
所述高压电极环的电阻率ρ＝1.59*10-8～1.62*10-8Ω·m，延展率δ＝6.5％～7％。
本发明所采用的绝缘件上含有较大壁厚的电缆套筒，能有效避免电缆因电压过高导致漏电现象，同时高压电极环距非放电金属部件保持一定距离，易于控制放电区域。
本发明采用在高压电极环与旋流安装座间产生滑动弧的放电方案，与传统在燃油喷嘴与电极间放电方式不同，从而有效避免了电极烧蚀问题，防止了因带电导致燃油喷嘴性能下降。高压电极环嵌在绝缘件上的电极槽中，通过绝缘件与旋流安装座之间的位置关系来保证放电位置与放电距离，从而控制电弧强度。
本发明通过旋流进气通道和直流进气通道形成了两种进气方式，无需补气装置。第一种为来流空气从旋流安装座的旋流叶片进入燃油-空气预混区，该进气道为旋流进气通道27，气流通过具有一定锥度的旋流安装座外环内表面逐渐向回转体中心方向靠拢，并在旋流叶片作用下形成逆时针方向转动的旋流气体；第二种为来流空气从导流支撑座上导流条间隙进入，该进气道为直流进气通道28，气流再从绝缘件上的旋流孔流入预混区，这部分气流从导流条间隙进入的气流从绝缘陶瓷件扩张段上的旋流孔中流出，形成旋流气，并且该部分旋流气能促使电弧拉长，使其成为三维旋转滑动弧，并向回转中心延展，能扩大电弧与燃油的接触面积。两股气流进入预混区后与燃油充分掺混，形成均匀的燃油-空气混合物，混合气与三维旋转滑动弧充分耦合，进而实现改善燃烧室出口温度场，提升燃烧效率的目的。
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。
本发明能够使燃烧更加充分，改善燃烧室的综合性能，并且结构简单、制作和安装方便、通用性强，并且该结构也可以适用于其他具有类似结构的燃烧室，为新一代航空发动机燃烧室点火助燃提供一定的思路。本发明涉及航空发动机领域的等离子体点火助燃技术，具体研制了一种新型航空发动机三维旋转滑动弧等离子体燃烧室头部，可用于改善新一代发动机燃烧室的点火性能，能够改善燃烧室出口温度场分布从而提升燃烧稳定性。在油气比为1的条件下，施加200v等离子体激励时燃烧室出口温度场分布和常规燃烧下燃烧室出口温度场分别如图19与图20所示。对比图19与图20可以看出，施加等离子体激励后，燃烧室出口的平均温度有所提升且温度分布更加均匀，这是因为施加等离子体助燃能促进燃料的裂解，提升燃料的雾化效果，进而改善燃烧稳定性。
交流高压等离子体电源施加在与高压电极环相导通的电缆上，在旋流安装座与高压电极环之间形成击穿电弧。本发明将空气作为工作介质，来流空气驱动电弧在喷嘴出口位置空间内运动，形成大体积等离子体激励区域并在该区域进行燃料的裂解与燃烧，加速化学反应历程，改善燃烧室燃烧性能。在不同余气系数下，常规燃烧的燃烧效率25与等离子体电源输入功率为800w时的燃料燃烧效率26如图21所示。对比二者，得到在不同余气系数下，施加滑动弧等离子体激励能够不同程度地提升燃烧效率，在余气系数等于1.6时，常规燃烧的燃烧效率与等离子体电源输入功率为800w时的燃料燃烧效率分别为47％与59％，此时施加等离子体激励相比于常规燃烧，提升了25.5％的燃烧效率，使燃料燃烧更加充分。
附图说明
图1是中国解放军空军工程大学研制的一种拉长电弧等离子等离子体点火器。
图2是空军工程大学发明的一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器。
图3是空军工程大学发明的一种预燃式航空发动机等离子体点火器。
图4是沈阳航空航天大学研制的一种滑动弧的等离子体点火器。
图5是沈阳发动机研究所发明的一种能用于轴流式发动机的等离子体点火系统。
图6为空军工程大学发明的一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部。
图7为空军工程大学发明的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。
图8为空军工程大学发明的一种航空发动机燃烧室滑动弧等离子体值班火焰头部。
图9为哈尔滨工业大学发明的一种采用混合旋流器的燃气轮机低污染燃烧室头部结构。
图10为北京航空航天大学发明的一种具有级间段强化冷却的低排放燃烧室头部方案。
图11是本发明的结构示意图。
图12为燃油喷嘴结构示意图。
图13为旋流安装座的结构示意图；其中，图13a是主视图，图13b是图13a的左视图，图13c是图13b从A-A截面的剖视图。
图14是导流支撑座的结构示意图；其中，图14a是主视图，图14b是图14a的左视图。
图15是绝缘件的结构示意图；其中，图15a是主视图，图15b是图15a的左视图；图15c是图15a的后视图。
图16是电缆结构示意图；其中，图16a是主视图，图16b是图16a的左视图。
图17是高压电极环结构示意图；其中，图17a是主视图，图17b是图17a的左视图。
图18是旋流安装座与高压电极环之间的放电距离示意图。
图19是油气比为1时，施加200v等离子体激励时燃烧室出口温度场分布图。
图20是油气比为1时，常规燃烧下燃烧室出口温度场分布。
图21是不同余气系数下，常规燃烧的燃烧效率与等离子体电源输入功率为800w时的燃料燃烧效率。
图中：1.燃油喷嘴；2.旋流安装座；3.导流支撑座；4.绝缘件；5.电缆；6.高压电极环；7.内环；8.旋流叶片；9.外环；10.内筒；11.导流条；12.外筒；13.电缆套筒安装孔；14.旋流孔；15.电缆套筒；16.电缆孔；17.电极槽；18.滑动弧；19.燃油喷雾；20.旋流安装座外环圆柱面；21.旋流安装座出气端的锥形端面；22.导流支撑座外筒锥面；23.绝缘件进气端；24.绝缘件扩张段内表面；25.常规燃烧的燃烧效率；26.等离子体电源输入功率为800w时的燃料燃烧效率；27.旋流进气通道；28.直流进气通道。
具体实施方式
本实施例是一种环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，包括燃油喷嘴1、旋流安装座2、导流支撑座3、绝缘件4、电缆5、高压电极环6。所述燃油喷嘴1位于旋流安装座2内，并使燃油喷嘴进口端与油箱相连。所述导流支撑座3套装在旋流安装座外环圆柱面20上，并使该导流支撑座的内筒内壁面与旋流安装座外环圆柱面紧密贴合。所述绝缘件4由出气端向进气端缓慢套装在旋流安装座出气端的锥形端面21，直至绝缘件进气端23与导流支撑座内筒出气侧端面保持平行，绝缘件扩张段外表面与导流支撑座外筒锥面22紧密接触，并使绝缘件收敛段内表面与旋流安装座出气端的锥形端面21保持紧密接触，此时绝缘件上的电缆套筒15伸入导流支撑座的电缆套筒安装孔13中，并与电缆套筒安装孔保持间隙配合，即电缆套筒外表面与电缆套筒安装孔表面为配合面。所述高压电极环6嵌入绝缘件扩张段加工的电极槽17中，电极槽与高压电极环之间的间隙采用耐高温密封胶填充。所述电缆5位于绝缘件4中的电缆孔16内，且电缆一端与外部电源设备连接，另一端与嵌入电极槽17的高压电极环6接触并使其带电；该燃烧室点火助燃头部在高压电极环和旋流安装座出气端的锥形端面之间产生滑动弧18，滑动弧所产生的位置与放电距离通过旋流安装座与绝缘件之间的位置关系来确定，并且产生的滑动弧轴向距离为h7，放电距离S2＝15～17mm，其中旋流安装座出气端的锥形端面21与绝缘件收敛段内表面相互接触。所产生的滑动弧18与从燃油喷嘴1喷出的燃油喷雾19充分耦合，从而达到点火助燃的效果。
所述旋流安装座2的材料为耐高温的塑性金属合金，通过3D打印或机械加工或铸造的方式制成，其结构为回转体；本实施例中采用铁碳合金材料经3D打印制成。该旋流安装座包括内环7、多个旋流叶片8和外环9；其中所述旋流叶片呈梯形，材料为不锈钢301，通过热压成型并焊接在旋流安装座内环与外环之间，并使旋流叶片的进气端与出气端之间有安装角，由该安装角形成了旋流安装座的旋流角α1，α1＝20～35°，且旋流叶片厚度δ1＝1.4～1.6mm。各旋流叶片之间形成了旋流进气通道27，来流空气从各所述旋流进气通道进入燃油-空气预混区。旋流安装座内环内径D1＝8～10mm，内环壁厚d1＝4.2～4.4mm。
所述外环8的内表面为锥面，锥度α2＝7～9°，且该外环进气端内表面端面圆直径D2＝73～76mm；所述外环的外表面由圆柱面和锥面组成；其中，该圆柱段的直径D3＝88～92mm、轴向长度h1＝52～58mm；该锥段与水平面的夹角为α3，α3＝42～47°，且锥段在水平面上的轴向投影长度为h2，h2＝24～26mm。
所述导流支撑座3采用耐高温合金材料，通过机械加工或3D打印技术一体化成型，最后对其进行表面硬化处理，其抗拉强度σb≥390Mpa，屈服强度σs≥320Mpa，熔点≥1800℃。所述导流支撑座包括内筒10和外筒12，其中所述外筒12套装在该内筒10上，并使该内筒外圆周表面上均布的导流条11表面与该外筒内表面贴合。在所述内筒外圆周表面上各相邻的导流条之间的空隙形成了直流进气通道28。
所述内筒10的内径与旋流安装座2的外径相同，且内筒壁厚d2＝15～20mm；在该内筒的外圆周表面沿轴向均布有9～15个条形的凸台；各凸台为导流条11；所述导流条径向高度d3＝4.5～4.8mm，宽度L1＝11～16mm。该内筒在各导流条处的外径与所述外筒的内径相同。该导流支撑座外筒最大轴向长度h3＝75～80mm，外筒外径D4＝126～134mm,外筒壁厚d4＝7～9mm。并且导流条的轴向长度、导流支撑座内筒轴向长度、旋流安装座内环轴向长度均相等，长度等于56～64mm。
在所述导流支撑座的内筒上加工有直径D5＝6～8mm电缆套筒安装孔13，该电缆套筒安装孔的中心轴线距该导流支撑座中心的距离S1＝50～52mm。所述导流支撑座外筒锥面22与绝缘件扩张段外表面紧密贴合。
所述绝缘件4为中空回转体，采用耐高温和绝缘性良好的陶瓷材料经陶瓷整体加工成型或机械加工或3D打印技术一体化方式制成。所述绝缘件包括旋流孔、电缆套筒、电极槽、电缆孔。所述绝缘件的纵截面整体上呈V字形，分别是收敛段和扩张段，通过收敛段与扩张段形成了先收敛后扩张的回转体；所述绝缘件收敛段位于该航空发动机燃烧室的进气端，绝缘件扩张段位于该航空发动机燃烧室的出气端。
所述绝缘件收敛段与水平面的夹角与旋流安装座外环上圆柱面与锥面之间的夹角相同，等于42～47°；该收敛段壁厚δ2＝6.8～8.0mm，且绝缘件收敛段在水平面的投影长度与旋流安装座锥环段的水平面投影长度相同，长度为24～26mm；绝缘件扩张段与水平面的夹角α4＝72～80°，且该夹角和导流支撑座外筒锥面与水平面之间的夹角相同；该扩张段厚度δ3＝10～12mm，扩张段在水平面上投影长度h4＝20～22mm。
在绝缘件扩张段上加工两圈沿圆周分均布有同径的旋流孔14，各所述旋流孔均为向绝缘件中心倾斜的斜孔，使各旋流孔的进气口与出气口不在同一圆周上，且各旋流孔中心轴线与水平面具有相同的夹角。其中，内圈的旋流孔数量为12～14个，外圈旋流孔数量为20～24个；旋流孔的直径D6＝3.5～5.2mm。各所述内圈旋流孔进气口端的中心与该绝缘件中心的距离为40～42mm，出气口端的中心与该绝缘件中心的距离为33～35mm；所述外圈旋流孔进气口端的中心与该绝缘件中心的距离为45～47mm，出气口端的中心与该绝缘件中心的距离为38～40mm；本实施例中，内圈旋流孔数量为12，外圈旋流孔数量为20。
绝缘件扩张段内表面24加工有用于安装高压电极环的电极槽17；该电极槽的槽底表面与扩张段表面保持平行，上槽壁表面与扩张段表面平行。所述高压电极环与该电极槽配合的表面均为锥面，高压电极环与电极槽采用间隙配合，电极槽的深度与长度随高压电机环尺寸的变化而改变。且在同一竖直平面内，电极槽槽底中间距绝缘件进气端的水平距离h5＝35～38mm。所述电缆套筒15位于绝缘件扩张段上，并使该电缆套筒沿绝缘件的轴向向所述导流支撑座3的进气端延伸，沿电缆套筒中心轴线加工一直径与其内径相同的电缆孔16，并贯穿整个绝缘件，用于安装电缆；当该绝缘件与导流支撑座装配时，使该电缆套筒装入所述导流支撑座上的电缆套筒安装孔13内，并使二者之间间隙配合。
装配时，所述绝缘件收敛段的内表面与旋流安装座出气端的锥形端面紧密贴合，绝缘件扩张段的外表面与导流支撑座外筒锥面紧密贴合，与此同时，绝缘件上的电缆套筒与导流支撑座上的电缆套筒安装孔保持间隙配合，并且电缆套筒的进气端面与导流支撑座进气端面处于同一垂直面。
所述高压电极环6呈圆环状，采用导电性和延展性较好的金属箔片制成，其电阻率ρ＝1.59*10-8～1.62*10-8Ω·m，延展率δ＝6.5％～7％。该高压电极环的外表面为锥面，外形尺寸与所述电极槽17的尺寸相适应，高压电极环厚度δ4＝3.2～3.5mm，长度L2＝22～24mm，内径D8＝45～47mm，外径D9＝54～57mm。
所述高压电极环嵌装在所述绝缘件上的电极槽中，并使该高压电极环的锥面与该电极槽槽壁表面贴合，并采用ZS-1071耐高温无机胶粘剂填充在高压电极环与电极槽表面之间的微小间隙，从而固定高压电极环在绝缘件上的位置，并防止高压圆环脱落。嵌装在所述电极槽17内的高压电极环外表面与该电极槽槽底表面贴合。嵌入电极槽后的高压电极环内表面与绝缘件扩张段内表面24保持平齐。
高压电极环由出气端向进气端，嵌入绝缘件上的电极槽中，并使该高压电极环大端朝向出气端。在该高压电极环与电极槽之间的间隙填充耐高温胶粘剂，从而固定高压电极环在绝缘件上的位置，并防止高压圆环脱落，且嵌入电极槽后的高压电极环内表面与绝缘件扩张段外表面保持平齐。
所述燃油喷嘴1、旋流安装座2、导流支撑座3、绝缘件4、电缆5和高压电极环6同轴；所述旋流安装座的进气端与导流支撑座的进气端处于同一垂直面。所述燃油喷嘴1材料为耐腐蚀性、耐高温性能较好的镍基合金，采用离心喷嘴。该燃油喷嘴的雾化锥角为98～123°，并使燃油喷嘴外表面与旋流安装座内环内表面紧密贴合。
所述电缆采用现有技术制成，外部绝缘层材料为绝缘性、耐磨性良好的聚氯乙烯、聚乙烯等，内部导体材料为导电性优良的铜、锡包铜线等有色金属材料，并安装在绝缘件上的电缆孔中，直径D7＝3.0～3.3mm，长度为h6＝80～90mm。
在不同余气系数下，常规燃烧的燃烧效率25与等离子体电源输入功率为800w时的燃料燃烧效率26如图21所示。通过两者之间的对比可知，施加滑动弧等离子体激励能在不同程度下提升燃烧效率，在余气系数等于1.6时，常规燃烧的燃烧效率与等离子体电源输入功率为800w时的燃料燃烧效率分别为47％与59％，此时施加等离子体激励相比于常规燃烧，提升了25.5％的燃烧效率，使燃料燃烧更加充分。
本发明通过三个具体实施例具体说明其技术方案。各实施例的结构相同，仅技术参数不同，详见表1。
表1
Claims (10)
1.一种环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，其特征在于，包括燃油喷嘴(1)、旋流安装座(2)、导流支撑座(3)、绝缘件(4)、电缆(5)和高压电极环(6)；所述燃油喷嘴位于旋流安装座内；所述导流支撑座套装在旋流安装座中的外环上，并使该导流支撑座的内筒内壁面与旋流安装座外环圆柱面紧密贴合；所述绝缘件套装在所述旋流安装座出气端的锥形端面，该绝缘件扩张段外表面与导流支撑座外筒锥面(22)紧密接触，并使绝缘件收敛段内表面与旋流安装座出气端的锥形端面(21)保持紧密接触；绝缘件上的电缆套筒(15)伸入导流支撑座的电缆套筒安装孔(13)中；所述高压电极环(6)嵌入绝缘件扩张段上的电极槽(17)中；所述电缆(5)位于绝缘件(4)中的电缆孔(16)内；该燃烧室点火助燃头部在高压电极环和旋流安装座出气端的锥形端面之间产生滑动弧(18)，该滑动弧的轴向距离为h7，放电距离S2＝15～17mm；该滑动弧与从燃油喷嘴(1)喷出的燃油喷雾(19)充分耦合，从而达到点火助燃的效果；旋流安装座出气端的锥形端面(21)与绝缘件收敛段内表面相互接触。
2.如权利要求1所述环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述外环(9)的内表面为锥面，锥度α2＝7～9°，且该外环进气端内表面端面圆直径D2＝73～76mm；所述外环的外表面由圆柱面和锥面组成；其中，该圆柱段的直径D3＝88～92mm、轴向长度h1＝52～58mm；该锥段与水平面的夹角为α3，α3＝42～47°，且锥段在水平面上的轴向投影长度为h2，h2＝24～26mm。
3.如权利要求1所述环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述导流支撑座包括相互嵌套的内筒(10)和外筒(12)，并使该内筒外圆周表面上均布的导流条(11)表面与该外筒内表面贴合；在所述内筒外圆周表面上各相邻的导流条之间的空隙形成了直流进气通道(28)；所述导流支撑座(3)的抗拉强度σb≥390Mpa，屈服强度σs≥320Mpa，熔点≥1800℃。
4.如权利要求1所述环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述旋流安装座包括内环(7)、多个旋流叶片(8)和外环(9)；其中所述旋流叶片被固定在该旋流安装座的内环与外环之间，并使旋流叶片的进气端与出气端之间有安装角，由该安装角形成了旋流安装座的旋流角α1，α1＝20～35°，且旋流叶片厚度δ1＝1.4～1.6mm；各旋流叶片之间形成了旋流进气通道(27)，来流空气从各所述旋流进气通道进入燃油-空气预混区；旋流安装座内环内径D1＝8～10mm，内环壁厚
d1＝4.2～4.4mm。
5.如权利要求1所述环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，其特征在于，在所述内筒的外圆周表面沿轴向均布有9～15个导流条11；所述导流条径向高度d3＝4.5～4.8mm，宽度L1＝11～16mm；该导流支撑座外筒最大轴向长度h3＝75～80mm，外筒外径D4＝126～134mm,外筒壁厚d4＝7～9mm。
6.如权利要求1所述环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，其特征在于，在所述导流支撑座的内筒上加工有直径D5＝6～8mm电缆套筒安装孔(13)，该电缆套筒安装孔的中心轴线距该导流支撑座中心的距离S1＝50～52mm。
7.如权利要求1所述环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述绝缘件(4)分为收敛段和扩张段，通过该收敛段与扩张段形成了先收敛后扩张的回转体；所述绝缘件收敛段位于该航空发动机燃烧室的进气端，绝缘件扩张段位于该航空发动机燃烧室的出气端；其中：
所述绝缘件收敛段与水平面的夹角与旋流安装座外环上圆柱面与锥面之间的夹角相同，等于42～47°；该收敛段壁厚δ2＝6.8～8.0mm，且绝缘件收敛段在水平面的投影长度与旋流安装座锥环段的水平面投影长度相同，长度为24～26mm；绝缘件扩张段与水平面的夹角α4＝72～80°，且该夹角和导流支撑座外筒锥面与水平面之间的夹角相同；该扩张段厚度δ3＝10～12mm，扩张段在水平面上投影长度
h4＝20～22mm；
在绝缘件扩张段上有两圈沿圆周分均布有同径的旋流孔(14)，各所述旋流孔均为向绝缘件中心倾斜的斜孔，使各旋流孔的进气口与出气口不在同一圆周上，且各旋流孔中心轴线与水平面具有相同的夹角；其中，内圈的旋流孔数量为12～14个，外圈旋流孔数量为20～24个；旋流孔的直径D6＝3.5～5.2mm；各所述内圈旋流孔进气口端的中心与该绝缘件中心的距离为40～42mm，出气口端的中心与该绝缘件中心的距离为33～35mm；所述外圈旋流孔进气口端的中心与该绝缘件中心的距离为45～47mm，出气口端的中心与该绝缘件中心的距离为38～40mm。
8.如权利要求7所述环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述电极槽(17)位于绝缘件扩张段内表面；该电极槽槽顶表面与扩张段表面平行，高压电极环与电极槽之间间隙配合，电极槽槽底中间到绝缘件进气端的轴向距离
h5＝35～38mm。
9.如权利要求1所述环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述电缆套筒位于绝缘件扩张段上，并使该电缆套筒沿绝缘件的轴向向所述导流支撑座(3)的进气端延伸。
10.如权利要求1所述环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述高压电极环(6)的外表面为锥面，外形尺寸与所述电极槽17的尺寸相适应，高压电极环厚度δ4＝3.2～3.5mm，长度L2＝22～24mm，内径D8＝45～47mm，外径D9＝54～57mm；所述高压电极环的电阻率ρ＝1.59×10-8～1.62×10-8Ω·m，延展率δ＝6.5％～7％。
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