CN116906933A - 一种小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部 - Google Patents
一种小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116906933A CN116906933A CN202310867333.3A CN202310867333A CN116906933A CN 116906933 A CN116906933 A CN 116906933A CN 202310867333 A CN202310867333 A CN 202310867333A CN 116906933 A CN116906933 A CN 116906933A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- mounting seat
- insulating mounting
- swirl
- face
- sleeve
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 63
- 239000000295 fuel oil Substances 0.000 claims description 8
- 230000001502 supplementing effect Effects 0.000 claims description 8
- 230000004323 axial length Effects 0.000 claims description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 3
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 claims 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 claims 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 83
- 239000002245 particle Substances 0.000 abstract description 20
- 230000007547 defect Effects 0.000 abstract description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 abstract description 4
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 abstract description 2
- 210000002381 plasma Anatomy 0.000 description 58
- 238000010891 electric arc Methods 0.000 description 12
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 11
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 10
- 238000000889 atomisation Methods 0.000 description 9
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 9
- 239000000306 component Substances 0.000 description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 6
- 230000001965 increasing effect Effects 0.000 description 6
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 description 4
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 3
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 3
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 3
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 3
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 3
- 150000002500 ions Chemical class 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical group [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 2
- 238000009616 inductively coupled plasma Methods 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 239000003595 mist Substances 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000002860 competitive effect Effects 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000008358 core component Substances 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 1
- 238000010892 electric spark Methods 0.000 description 1
- 230000002708 enhancing effect Effects 0.000 description 1
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 239000013067 intermediate product Substances 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 238000003672 processing method Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/26—Starting; Ignition
- F02C7/264—Ignition
- F02C7/266—Electric
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/38—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising rotary fuel injection means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Plasma Technology (AREA)
Abstract
一种小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部，放电套筒放电端端面与该燃油雾化喷嘴的出口端端面之间保持有保护距离d1。绝缘安装座以干涉配合的方式套装在该放电套筒的外圆周上。旋流组件连接板的前端面与绝缘安装座限位台的内端面贴合。轴向限位器内端面与所述绝缘安装座的前端面贴合，连接套与旋流组件连接板前端面边缘固定连接。电极环嵌装在该绝缘安装座内锥段的圆周表面，并位于绝缘安装座进口端端面上的一级旋流孔与二级旋流孔之间。本发明克服了现有技术中不能很好地作用于燃烧过程，等离子体放电产生活性粒子少、利用率低、分布不均匀以及装置复杂等不足，提出了一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体点火助燃头部。
Description
技术领域
本发明涉及航空动力领域的等离子体点火助燃技术和等离子体调控燃烧技术，具体是一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体点火助燃头部。
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。
现役航空发动机多采用电火花点火，飞行器在常规环境启动时，燃烧室的进口空气温度和压力适宜，容易点火成功。但是在高原和高空等特殊环境启动时，低温、低压环境导致燃烧室油气环境恶化，使点火的可靠性大大降低。随着飞行器工作范围的不断拓展，传统的点火方式已不能满足未来先进航空发动机的需求。迫切需要创新思路，从燃烧专业的角度突破技术瓶颈，增强燃烧室点火能力，提高燃烧稳定性。等离子体点火助燃技术作为一种新型主动调控燃烧技术，得到航空航天燃烧领域高度关注。
等离子体是一种部分或全部电离的物质，是固态、液态、气态之外物质的第四态。它由电子、正/负离子、自由基和活性基团等组成，其中电子、负离子和正离子的电荷量大致相等，整体呈现电中性，因而称之为等离子体。等离子体中携带有大量的高能电子，可以使原子和分子被激发、离解和电离，产生许多活性反应组分，降低燃料燃烧化学反应活化能，并产生有利于燃烧的中间产物，引入新的反应链改变燃烧反应路径，从而提高燃烧化学反应速率和效率，增大火焰传播速度，增强火焰稳定性。
美国的“综合高性能涡轮发动机技术计划”中，已经将航空发动机燃烧室的等离子体点火技术列入该计划第二发展阶段的重点研制项目之一；美国空军推进系统研究实验室也将等离子体点火助燃技术列为未来先进发动机技术之一；俄罗斯已在某型第五代战斗机采用了等离子体点火系统。综上所述，发展等离子体点火助燃技术并将该技术应用到航空发动机燃烧室以提高燃烧室的工作性能具有充分的现实意义。
由于等离子体点火助燃具有巨大的优势和前景，所以国内外都已经开展了相关方面的研究工作，与本发明存在一定相似的装置有如下几种：
空军工程大学于2017年在ZL201710204625.3中公开了一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器(如图1所示)，于2019年在公开号为CN110107406A的发明创造中公开了一种阳极自冷却式等离子体点火器(如图2所示)。此两种点火器均安装在燃烧室壁面位置，工作方式为在点火器内放电，再将产生的等离子体吹入燃烧室，因为活性粒子存在时间较短，所以该种方式的等离子体利用效率较低；且活性粒子在燃烧室内分布不均匀。本发明的放电位置在燃烧室主燃区附近，且电弧在初次雾化后燃油的必经之路上，大大提高了活性粒子的利用率。
北京动力机械研究所ZL202110053884.7中公开了一种冲压发动机等离子体点火器(如图3所示)，该装置针对超燃冲压发动机，工作时将部分油气混合气引入点火器，使用等离子体放电将混合气点燃后喷入燃烧室，并不适用于燃气涡轮发动机的环形燃烧室。
2022年，美国actronic涡轮机公司在公开号为US2022333531A1的发明创造中公开了一种燃气涡轮发动机的等离子体点火和辅助燃烧系统(如图4所示)，该装置需要使用额外的供气设备作为气源将电弧向外拉长，增加了发动机重量。而本发明使用航空发动机燃烧室进口空气作为气源驱动电弧运动，不需要外部供气。
2021年，沈阳航空航天大学在公开号为CN113915005A的发明创造中公开了一种用于产生滑动弧的结构及具有该结构的等离子体点火器(如图5所示)，该装置通过气流和涡轮带动多个电极旋转，达到产生滑动弧的效果。该装置需要额外的供气设备作为气源，多个电极均需单独供电，结构复杂不适用于航空发动机燃烧室；且该装置的放电位置距离点火区域较远，放电电弧不易与燃料接触。
2022年，北京屹唐半导体科技有限公司在公开号为US2022310359A1的发明创造中公开了一种用于工件加工的电感耦合等离子体增强点火装置(如图6所示)，该装置结构复杂，使用条件苛刻，不适合用在航空发动机燃烧室中。
2022年，日本东京电子公司在国际公开号为WO2022168642A1的发明创造中公开了一种等离子体处理装置及等离子体处理方法(如图7所示)，该装置体积较大，且需要设置供气设备及多组电源等额外装备，不适合用在航空发动机燃烧室中。
上述装置中的多种点火器均只作用于燃烧室点火阶段，而不能作用在燃烧过程中，起不到拓宽稳定燃烧范围，提高燃烧效率等作用。
中国人民解放军空军工程大学在ZL201711344497.9中公开了一种航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部(如图8所示)，在ZL202111216787.1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9所示)，这两种装置均可以完全匹配替换原装的燃烧室头部，且不改变原有燃烧室的结构特征。但是前者放电区域受流场影响较大，适应不同来流能力弱，且只有在燃油雾化锥角较大的条件下，才能保证有一定的燃油经过，导致燃油裂解效果不理想；后者电弧的发展是由阳极文氏管的近端到远端，轴向运动范围较大，减弱了将电弧向燃油喷雾中心拉伸的能力。本发明的电极环限制了电弧的轴向运动，提高了电弧径向拉长的能力，使电弧更加靠近燃油雾锥的中心，使放电产生的等离子体与燃油反应更充分。
2022年，空军工程大学在公开号为CN115218221A的发明创造中公开了一种旋转滑动弧等离子体调控燃烧装置(如图10所示)，该装置的使用燃油喷嘴与文氏管裸露部分在强电场的激励下进行等离子体放电，易造成燃油喷嘴的蚀损；且该装置基体采用耐高温合金制成，通过在绝大部分金属表面覆盖陶瓷实现绝缘，加工工艺复杂，个别零件损坏便需要更换整个装置，大大降低了实用性。
需要说明的是气体放电是产生等离子体的重要手段之一，常见的等离子体放电方式有辉光放电、微波放电、介质阻挡放电、射流放电、二维滑动弧放电和三维旋转滑动弧放电。其中三维旋转滑动弧等离子体放电是持续稳定地产生非平衡态低温等离子体的典型形式之一，具有结构简单、激励参数易调节、电极寿命长和活性粒子激发效率高等优点，且能很好地适应航空发动机燃烧室结构，成为了近年的研究热点之一。
发明内容
为克服现有技术中存在的不能很好地作用于燃烧过程，等离子体放电产生活性粒子少、利用率低、分布不均匀以及装置复杂的不足，提出了一种小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部。
本发明包括燃油雾化喷嘴、放电套筒、绝缘安装座、旋流组件、轴向限位器和电极环。其中，所述燃油雾化喷嘴接地。所述放电套筒以干涉配合的方式套装在该燃油雾化喷嘴的外圆周上，并使该放电套筒的放电端端面与该燃油雾化喷嘴的出口端端面之间保持有距离d1，形成了对燃油雾化喷嘴的保护距离，d1＝1mm～2mm。所述绝缘安装座以干涉配合的方式套装在该放电套筒的外圆周上。所述旋流组件包括固定座、旋流叶片和连接板，以间隙配合的方式套装在该绝缘安装座的外圆周上，该连接板位于所述绝缘安装座出口端一侧，并使该连接板的内端面与该绝缘安装座的限位台之间有0.5mm的间隙，使该连接板与限位台之间能够产生滑动。
所述轴向限位器包括连接套和限位环；所述限位环位于该连接套一端的端面，该限位环的内端面与该限位台外端面配合，并保留0.5mm的间隙，使二者之间能够径向滑动。该轴向限位器的连接套与所述旋流组件的连接板前端面边缘固定连接。所述电极环嵌装在该绝缘安装座内锥段的圆周表面，并位于该绝缘安装座进口端端面上的一级旋流孔与二级旋流孔之间。所述连接套的内径比所述限位台的外径大2mm～4mm。所述限位环位于该连接套一端的端面，使该限位环的内端面与该限位台外端面配合，并保留0.5mm的间隙，使二者之间能够径向滑动；装配后，连接套另一端的端面与所述连接板的端面紧密贴合，用于限制所述绝缘安装座轴向位置。
所述一级旋流孔的数量为8～12，并呈周向均匀排在所述绝缘安装座上；各所述一级旋流孔的进口位于绝缘安装座的进口端端面；该一级旋流孔的直径Φ3＝1mm～2mm；该一级旋流孔的周向旋流角α3＝10°～20°，其径向角α4＝8°～15°。所述二级旋流孔的数量为10～14，并呈周向均匀排列在所述绝缘安装座上；各所述二级旋流孔的出口位于所述锥段处；该二级旋流孔的直径Φ4＝1mm～2mm，周向旋流角α5＝10°～20°。
所述一级旋流孔和二级旋流孔中，该一级旋流孔位于内环，二级旋流孔位于外环。
所述燃油雾化喷嘴、放电套筒、绝缘安装座、旋流组件、轴向限位器和电极环均同轴。
所述绝缘安装座的内圆周面由直筒段和锥段组成；所述直筒段的直径Φ2为5～6mm；所述锥段的锥度α2＝30°～50°。
所述绝缘安装座的外径Φ1＝42mm～48mm。在该绝缘安装座进口端的端面有径向凸出的限位台，该限位台的轴向长度d2＝4mm～6mm，径向长度H＝8mm～10mm。该限位台与绝缘安装座外圆周表相邻之间通过弧面过渡；该弧面的半径r＝2mm～4mm。
在所述绝缘安装座内锥段的锥面上有环状的安装槽，并使该安装槽位于所述一级旋流孔出口与该二级旋流孔出口之间；电极环嵌装在该安装槽内。
各所述二级旋流孔的进口与出口距该绝缘安装座轴线的距离均为R3，R3＝17mm～18mm；所述一级旋流孔出口方向与二级旋流孔的出口方向相同，并位于该绝缘安装座直筒段与锥段交界处；该一级旋流孔进口处的中心与该绝缘安装座中心的垂直距离R2＝9mm～11mm；
所述一级旋流孔的出口方向和二级旋流孔的出口方向均为顺时针偏转。各所述一级旋流孔和二级旋流孔均沿轴向贯通该绝缘安装座。
在所述二级旋流孔的外侧沿圆周均布有补气孔。该补气孔轴向贯通所述绝缘安装座的两端端面。所述补气孔的数量为14～22个，直径Φ5＝1mm～2mm；各所述补气孔中心与该绝缘安装座中心的距离R4＝20mm～21mm。
所述放电套筒的内径与燃油雾化喷嘴的外径相同，并使二者之间紧密配合；该放电套筒的壁厚D1＝1mm～2mm；该放电套筒的放电端设置有锥面，该锥面的锥度α1＝30°～45°。
所述固定座由套筒和旋流叶片安装板组成。该固定座位于该绝缘安装座出口端一侧。该套筒一端为锥面，该锥面的锥度α6＝30°～50°，旋流叶片安装板位于该套筒的另一端，其外径与连接板的外径相同。在所述旋流叶片安装板端面与连接板端面之间均布有8～16个旋流叶片；各所述旋流叶片形成的旋流进口方向与出口方向的夹角α7＝15°～25°。所述旋流叶片形成的旋流出口方向与所述一级旋流孔形成的旋流出口方向相反。所述固定座的内圆周面与所述绝缘安装座的外圆周面之间的空间形成导流环腔，从而将径向旋流变为轴向旋流。
所述电极环采用高温金属制成，该电极环为锥形中空回转体，其锥度与所述绝缘安装座内圆周表面锥段的锥度相同，为α2＝30°～50°。该电极环在径向的投影长度为d3＝2mm～3mm，轴向的投影长度为D2＝0.8mm～1.2mm。
为满足先进航空发动机对宽高海拔工况点火范围、高燃烧效率以及良好出口温度场分布的迫切需求，本发明克服了现有技术中不能很好地作用于燃烧过程，等离子体放电产生活性粒子少、利用率低、分布不均匀以及装置复杂等不足，提出了一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体点火助燃头部。
本发明中，所述一级旋流孔、二级旋流孔、补气孔及旋流组件的气体来源均为燃烧室进口气体，不需要外部引气。一级旋流孔和二级旋流孔产生旋流的方向相同，以强化放电位置的旋流；旋流组件产生旋流的方向与一级旋流孔和二级旋流空相反，能够促进燃油雾化，使雾化、裂解后的燃油、空气和等离子体放电产生的活性粒子充分混合。图17是电源输入功率为800W时，不同空气流量条件下平均放电功率图，其中20为本发明平均放电功率随空气流量的变化曲线，21为现有技术平均放电功率随空气流量的变化曲线。数据显示在空气流量为100～700SLM范围中，一级旋流孔和二级旋流孔的方向与旋流组件方向相反时的滑动弧平均放电功率始终大于旋流方向相同的情况。这是由于反向旋流滑动弧放电时，等离子体强化燃烧头部出口的两股相反的旋流方向的“竞争性”诱导作用，引起局部涡流的增加，使电弧旋转速度降低，增大了与环境的物质与热量的交换作用，消耗的功率也会增加，注入能量越多对等离子体点火与助燃过程具有积极作用。
本发明的等离子体放电部位距离燃油喷嘴较近，相比于多数点火器在燃烧室壁面位置放电，更加有利于点火。如图18为不同高度条件下的点火边界，其中22为本发明点火边界，23为现有技术点火边界。从图中可以看出，在0～6km高度的工况下，随着高度增大，点火边界的余气系数越来越小，因为随着海拔升高，空气压力减小，燃油雾化质量降低，导致点火困难。数据显示，本发明的点火边界显著大于现有技术，其中在4km高度条件下效果最为明显，现有技术点火边界余气系数为1.23，本发明点火边界余气系数为1.55，与现有技术相比，点火边界拓宽26.02％。从点火位置上看，本发明的点火位置位于主燃区附近，此处燃料浓度远大于燃烧室壁面位置，更加有利于点火成功；从点火机制方面分析，本发明可以持续放电产生大量活性粒子，改善燃油雾化质量，降低燃料燃烧反应活化能，促进点火成功。如图19为入口空气流量为20m3/h时不同供油量和输入电压条件下的油滴粒径，其中24为，供油量为0.023L/min时燃油喷雾的平均粒径，25为供油量为0.043L/min时燃油喷雾的平均粒径，26为供油量为0.057L/min时燃油喷雾的平均粒径。由图可知，本发明在不同供油量条件下均可使燃油雾滴直径显著降低，达到改善燃油雾化质量的效果，并且随着输入电压的增大，效果进一步增强。
本发明使用的旋转滑动弧等离子体放电方式，是持续稳定地产生非平衡态低温等离子体的典型形式之一，具有结构简单、激励参数易调节、电极寿命长和活性粒子激发效率高等优点。滑动弧放电模式分为A-G模式(稳定电弧滑动模式)和B-G模式(伴随击穿滑动模式)，图20为不同空气流量和输入电压条件下A-G放电模式占比，其中27表示空气流量为10m3/h条件下，滑动弧放电A-G模式占比随输入电压变化曲线，28表示空气流量为20m3/h条件下，滑动弧放电A-G模式占比随输入电压变化曲线，29表示空气流量为30m3/h条件下，滑动弧放电A-G模式占比随输入电压变化曲线。由图中数据可知，相同来流条件下，A-G模式占比随着输入电压的增大而增加，相同输入电压下，A-G模式占比随着空气流量的增大而大幅减小。在空气流量为10m3/h，输入电压为240V时A-G模式占比最大，为57％；在空气流量增加到为20m3/h后，A-G模式占比降为9％；在小电压(小于140V)以及大流量(大于30m3/h)工况下，均不会出现A-G模式。现有研究表明，相比于A-G模式，B-G模式下产生的活性粒子数目较多。结合图17和图20，相比于现有技术，本发明的平均放电功率更大，B-G模式占比更高，所以本发明进行等离子体放电产生的活性粒子更多，更有利于燃烧室的点火和助燃。
本发明直接在燃烧室内进行等离子体放电，产生的大量活性粒子直接进入主燃区，极大地提高了其利用率，且放电位置在燃油的必经之路上，初次雾化后的燃油大部分都经过放电区域，在等离子体的激励下燃油的雾化特性得到极大改善，燃油的SMD值降低，反应活化能减小，作用于燃烧过程中时，可以有效提高燃油燃烧效率。图21为不同余气系数条件下的燃烧效率图，其中30为未使用本发明时燃烧效率，31为使用本发明时燃烧效率。数据显示，在余气系数从0.4增大到4的过程中(从富油到贫油)，燃烧效率均逐步提升，且在相同余气系数条件下，使用本发明时的燃烧效率均有提高。
本发明放电在燃烧头部附近放电，在进口空气的驱动下形成旋转滑动弧放电，生成的活性粒子随进口空气均匀的分布在燃烧室中，且可以将大碳链分子的液态燃料裂解成小碳链分子的气态燃料，改善燃油雾化性能，从而改善燃烧室出口温度场。部分现有技术在燃烧室壁面位置放电产生等离子体，通过气流泵入燃烧室，从壁面进入的气体会将燃油喷雾吹离壁面位置使得出口温度分布不均匀。图22为不同余气系数条件下的出口温度分布系数，其中，32表示未使用本发明时的出口温度分布系数，33表示使用本发明时的出口温度分布系数。由图可知，在余气系数0.4～4范围内，使用本发明后的出口温度分布系数均明显减小，表明本发明使得燃烧室出口温度场分布更加均匀。
本发明的一级旋流孔不仅具有周向旋流角，而且存在径向角度，产生的旋流驱动电弧旋转的同时，将电弧向燃油雾锥的中心拉长，极大的增大电弧与燃料接触的概率，提高活性粒子利用率。
本发明的放电部位(电极环)拆卸简便、加工简单，方便在其蚀损后及时更换，而不用更换整个装置。
本发明结构简单，且可完全匹配替换航空发动机原装的燃烧室头部，不改变原有燃烧室的结构特征。
附图说明
图1是空军工程大学研制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2是空军工程大学研制的一种阳极自冷却式等离子体点火器；
图3是北京动力机械研究所研制的一种冲压发动机等离子体点火器；
图4是美国actronic涡轮机公司研制的一种燃气涡轮发动机的等离子体点火和辅助燃烧系统；
图5是沈阳航空航天大学研制的一种用于产生滑动弧的结构及具有该结构的等离子体点火器；
图6是北京屹唐半导体科技有限公司研制的一种用于工件加工的电感耦合等离子体增强点火装置；
图7是日本东京电子公司研制的一种等离子体处理装置；
图8是空军工程大学研制的一种航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部；
图9是空军工程大学研制的一种航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体值班火焰头部；
图10是空军工程大学研制的一种旋转滑动弧等离子体调控燃烧装置；
图11是本发明的结构示意图；
图12是放电套筒和燃油雾化喷嘴的结构示意图；
图13是绝缘安装座的结构示意图；其中，图13a是绝缘安装座进口端面示意图，图13b是图13a的左视剖面图，图13c是图13b的左视图；
图14是旋流组件的结构示意图；其中，图14b是旋流组件结构示意图，图14a是图14b的右视剖面图；
图15是轴向限位器的结构示意图；
图16是电极环的结构示意图；
图17是不同空气流量条件下平均放电功率；
图18是不同高度条件下点火边界；
图19是不同供油量和输入电压条件下油滴粒径；
图20是不同空气流量和输入电压条件下A-G放电模式占比；
图21是不同余气系数条件下的燃烧效率；
图22是不同余气系数条件下的出口温度分布系数。
图中：1.燃油雾化喷嘴；2.放电套筒；3.绝缘安装座；4.旋流组件；5.轴向限位器；6.电极环；7.高压电缆；8.安装槽；9.电缆孔；10.限位台；11.一级旋流孔；12.二级旋流孔；13.补气孔；14.固定座；15.旋流叶片；16.连接板；17.螺纹面；18.连接套；19.限位环；20.本发明平均放电功率随空气流量变化曲线；21.现有技术平均放电功率随空气流量的变化曲线；22.本发明点火边界；23.现有技术点火边界；24.供油量为0.023L/min时燃油喷雾的平均粒径；25.供油量为0.043L/min时燃油喷雾的平均粒径；26.供油量为0.057L/min时燃油喷雾的平均粒径；27.空气流量为10m3/h条件下A-G模式占比；28.空气流量为20m3/h条件下A-G模式占比；29.空气流量为30m3/h条件下A-G模式占比；30.未使用本发明时燃烧效率；31.使用本发明时的燃烧效率；32.未使用本发明时的出口温度分布系数；33.使用本发明时的出口温度分布系数。
具体实施方式
本实施例是一种小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部，包括燃油雾化喷嘴1、放电套筒2、绝缘安装座3、旋流组件4、轴向限位器5、电极环6和高压电缆7。其中，所述燃油雾化喷嘴1接地。所述放电套筒2以干涉配合的方式套装在该燃油雾化喷嘴1的外圆周上，并使该放电套筒的放电端端面与该燃油雾化喷嘴的出口端端面之间保持有距离d1，形成了对燃油雾化喷嘴的保护距离，d1＝1mm～2mm。所述绝缘安装座3以干涉配合的方式套装在该放电套筒2的外圆周上。所述旋流组件4以间隙配合的方式套装在该绝缘安装座的外圆周上，并使该旋流组件的连接板16的前端面与所述绝缘安装座的限位台10的内端面接触。所述轴向限位器5位于该绝缘安装座的进口，并使该轴向限位器的内端面与所述绝缘安装座3的前端面接触。；该轴向限位器的连接套18与所述旋流组件的连接板16前端面边缘固定连接。所述电极环6嵌装在该绝缘安装座3内锥段的圆周表面，并未与该绝缘安装座上的一级旋流孔11与二级旋流孔12之间。
所述燃油雾化喷嘴1、放电套筒2、绝缘安装座3、旋流组件4、轴向限位器5和电极环6均为同轴。
所述绝缘安装座3采用高温陶瓷加工而成，为中空回转体。该绝缘安装座的外径Φ1＝42mm～48mm。在该绝缘安装座进口端的端面有径向凸出的限位台10，该限位台的轴向长度d2＝4mm～6mm，径向长度H＝8mm～10mm。该限位台与绝缘安装座外圆周表相邻之间通过弧面过渡；该弧面的半径r＝2mm～4mm。
所述绝缘安装座3的内圆周面由直筒段和内锥段组成；所述直筒段的直径Φ2为5～6mm；所述内锥段的锥度α2＝30°～50°。在该绝缘安装座的进口端端面分布有环状排列的一级旋流孔11和二级旋流孔12，并使该一级旋流孔11位于内环，二级旋流孔12位于外环。
所述一级旋流孔进口处的中心与该绝缘安装座轴心的垂直距离R2＝9mm～11mm，该一级旋流孔出口处的中心位于绝缘安装座内圆周面的直筒段和内锥段的交界处，并且该一级旋流孔的周向旋流角α3＝10°～20°，其径向角α4＝8°～15°；所述周向旋流角是该一级旋流孔进口与出口之间的周向夹角。由于该周向旋流角，使该一级旋流孔进口在该绝缘安装座圆周上的位置与出口在该绝缘安装座圆周上的位置顺时针偏移，所产生的旋流为周向与径向的复合旋流。所述一级旋流孔的数量为8～12，并呈周向均匀排列在所述绝缘安装座上；该一级旋流孔的直径Φ3＝1mm～2mm。
所述二级旋流孔的数量为10～14，并呈周向均匀排列在所述绝缘安装座上；各所述二级旋流孔的进口与出口距该绝缘安装座轴线的距离均为R3，R3＝17mm～18mm；所述二级旋流孔12的出口位于所述内锥段处，其直径Φ4＝1mm～2mm，周向旋流角α5＝10°～20°。所述一级旋流孔出口方向与二级旋流孔的出口方向相同。
本实施例中，所述一级旋流孔的二级旋流孔的出口方向均为顺时针偏转。各所述一级旋流孔11和二级旋流孔12均沿轴向贯通该绝缘安装座3。
在所述二级旋流孔的外侧沿圆周均布有补气孔13。该补气孔轴向贯通所述绝缘安装座的两端端面。所述补气孔的数量为14～22个，直径Φ5＝1mm～1.5mm；各所述补气孔中心与该绝缘安装座中心的距离R4＝20mm～21mm。
在所述绝缘安装座内锥段的锥面上有环状的安装槽8，并使该安装槽位于所述一级旋流孔出口与该二级旋流孔出口之间；电极环6嵌装在该安装槽内。
在所述绝缘安装座的进口端端面有轴向贯通的电缆孔9，使该高压电缆7的一端穿过绝缘安装座与电极环6导通；该高压电缆的另一端与高压电源联通。
所述燃油雾化喷嘴1采用现有技术。
所述放电套筒2采用高温合金材料制成，其内径与燃油雾化喷嘴的外径相同，并使二者之间紧密配合；该放电套筒的壁厚D1＝1mm～2mm；该放电套筒的放电端设置有锥面，该锥面的锥度α1＝30°～45°。
所述旋流组件4呈圆环状，采用高温合金材料制成。该旋流组件包括固定座14、旋流叶片15和连接板16。该连接板位于所述绝缘安装座3出口端一侧，并使该连接板的内端面与该绝缘安装座的限位台10之间有0.5mm的间隙，使该连接板与限位台之间能够产生滑动。
所述固定座14由套筒和旋流叶片安装板组成，其外形为圆形。该固定座位于该绝缘安装座3出口端一侧。在该套筒的外圆周上有螺纹面17，通过该螺纹面与航空发动机燃烧室连接；该套筒的一端有锥面，该锥面的锥度α6＝30°～50°。所述旋流叶片安装板位于该套筒的另一端，其外径与连接板16的外径相同。在所述旋流叶片安装板端面与连接板端面之间均布有8～16个旋流叶片；各所述旋流叶片形成的旋流进口方向与出口方向的夹角α7＝15°～25°。所述旋流叶片形成的旋流出口方向与所述一级旋流孔11形成的旋流出口方向相反。本实施例中，所述旋流叶片形成的旋流出口为逆时针偏转。
本实施例中，所述固定座14的内圆周面与所述绝缘安装座3的外圆周面之间的空间形成导流环腔，从而将径向旋流变为轴向旋流。
所述轴向限位器5采用高温合金制成，包括连接套18和限位环19；所述连接套的内径比所述限位台10的外径大2mm～4mm。所述限位环19位于该连接套一端的端面，使该限位环的内端面与该限位台10外端面配合，并保留0.5mm的间隙，使二者之间能够径向滑动；装配后，连接套另一端的端面与所述连接板16的端面紧密贴合，用于限制所述绝缘安装座3轴向位置。
所述电极环6采用高温金属制成，该电极环为锥形中空回转体，其锥度与所述绝缘安装座内圆周表面锥段的锥度相同，为α2＝30°～50°。该电极环在径向的投影长度为d3＝2mm～3mm，轴向的投影长度为D2＝0.8mm～1.2mm。
Claims (9)
1.一种小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部，其特征在于，包括燃油雾化喷嘴(1)、放电套筒(2)、绝缘安装座(3)、旋流组件(4)、轴向限位器(5)和电极环(6)；其中，所述燃油雾化喷嘴接地；所述放电套筒以干涉配合的方式套装在该燃油雾化喷嘴(1)的外圆周上，并使该放电套筒的放电端端面与该燃油雾化喷嘴的出口端端面之间保持有距离d1，形成了对燃油雾化喷嘴的保护距离，d1＝1mm～2mm；所述绝缘安装座(3)以干涉配合的方式套装在该放电套筒(2)的外圆周上；所述旋流组件(4)以间隙配合的方式套装在该绝缘安装座的外圆周上，并使该旋流组件的连接板(16)前端面与所述绝缘安装座的限位台(10)的内端面贴合；所述轴向限位器(5)位于该绝缘安装座的进口，并使该轴向限位器的内端面与所述绝缘安装座的前端面贴合；该轴向限位器的连接套(18)与所述旋流组件的连接板(16)前端面边缘固定连接；所述电极环(6)嵌装在该绝缘安装座内锥段的圆周表面，并位于该绝缘安装座进口端端面上的一级旋流孔(11)与二级旋流孔(12)之间；
所述一级旋流孔的数量为8～12，并呈周向均匀排在所述绝缘安装座上；各所述一级旋流孔(11)的进口位于绝缘安装座的进口端端面；该一级旋流孔的直径Φ3＝1mm～2mm；该一级旋流孔的周向旋流角α3＝10°～20°，其径向角α4＝8°～15°；所述二级旋流孔的数量为10～14，并呈周向均匀排列在所述绝缘安装座上；各所述二级旋流孔(12)的出口位于所述锥段处；该二级旋流孔的直径Φ4＝1mm～2mm，周向旋流角α5＝10°～20°；
所述一级旋流孔(11)和二级旋流孔(12)中，该一级旋流孔位于内环，二级旋流孔位于外环；
所述燃油雾化喷嘴、放电套筒、绝缘安装座、旋流组件、轴向限位器和电极环均同轴。
2.如权利要求1所述小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述绝缘安装座(3)的内圆周面由直筒段和锥段组成；所述直筒段的直径Φ2为5～6mm；所述锥段的锥度α2＝30°～50°；
所述绝缘安装座的外径Φ1＝42mm～48mm；在该绝缘安装座进口端的端面有径向凸出的限位台(10)，该限位台的轴向长度d2＝4mm～6mm，径向长度H＝8mm～10mm；该限位台与绝缘安装座外圆周表相邻之间通过弧面过渡；该弧面的半径r＝2mm～4mm；
在所述绝缘安装座内锥段的锥面上有环状的安装槽(8)，并使该安装槽位于所述一级旋流孔出口与该二级旋流孔出口之间；电极环(6)嵌装在该安装槽内；
在所述绝缘安装座的进口端端面有轴向贯通的电缆孔(9)，使该高压电缆(7)的一端穿过绝缘安装座与电极环导通；该高压电缆的另一端与高压电源联通。
3.如权利要求1所述小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部，其特征在于，各所述二级旋流孔的进口与出口距该绝缘安装座轴线的距离均为R3，R3＝17mm～18mm；所述一级旋流孔出口方向与二级旋流孔的出口方向相同，并位于该绝缘安装座直筒段与锥段交界处；该一级旋流孔(11)进口处的中心与该绝缘安装座中心的垂直距离R2＝9mm～11mm；
所述一级旋流孔的二级旋流孔的出口方向均为顺时针偏转；各所述一级旋流孔和二级旋流孔均沿轴向贯通该绝缘安装座(3)。
4.如权利要求1所述小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部，其特征在于，在所述二级旋流孔的外侧沿圆周均布有补气孔(13)；该补气孔轴向贯通所述绝缘安装座的两端端面；所述补气孔的数量为14～22个，直径Φ5＝1mm～2mm；各所述补气孔中心与该绝缘安装座中心的距离R4＝22mm～23mm。
5.如权利要求1所述小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述放电套筒(2)的内径与燃油雾化喷嘴的外径相同，并使二者之间紧密配合；该放电套筒的壁厚D1＝1mm～2mm；该放电套筒的放电端设置有锥面，该锥面的锥度
α1＝30°～45°。
6.如权利要求1所述小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述旋流组件(4)包括固定座(14)、旋流叶片(15)和连接板(16)；该连接板位于所述绝缘安装座(3)出口端一侧，并使该连接板的内端面与该绝缘安装座的限位台(10)之间有0.5mm的间隙，使该连接板与限位台之间能够产生滑动。
7.如权利要求6所述小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述固定座(14)由套筒和旋流叶片安装板组成；该固定座位于该绝缘安装座(3)出口端一侧；该套筒一端为锥面，该锥面的锥度α6＝30°～50°，旋流叶片安装板位于该套筒的另一端，其外径与连接板(16)的外径相同；在所述旋流叶片安装板端面与连接板端面之间均布有8～16个旋流叶片；各所述旋流叶片形成的旋流进口方向与出口方向的夹角α7＝15°～25°；所述旋流叶片形成的旋流出口方向与所述一级旋流孔(11)形成的旋流出口方向相反；所述固定座的内圆周面与所述绝缘安装座(3)的外圆周面之间的空间形成导流环腔，从而将径向旋流变为轴向旋流。
8.如权利要求1所述小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述轴向限位器(5)包括连接套(18)和限位环(19)；所述连接套的内径比所述限位台(10)的外径大2mm～4mm；所述限位环位于该连接套一端的端面，使该限位环的内端面与该限位台外端面配合，并保留0.5mm的间隙，使二者之间能够径向滑动；装配后，连接套另一端的端面与所述连接板(16)的端面紧密贴合，用于限制所述绝缘安装座(3)轴向位置。
9.如权利要求1所述小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部，其特征在于，所述电极环(6)采用高温金属制成，该电极环为锥形中空回转体，其锥度与所述绝缘安装座内圆周表面锥段的锥度相同，为α2＝30°～50°；该电极环在径向的投影长度为d3＝2mm～3mm，轴向的投影长度为D2＝0.8mm～1.2mm。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310867333.3A CN116906933A (zh) | 2023-07-14 | 2023-07-14 | 一种小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310867333.3A CN116906933A (zh) | 2023-07-14 | 2023-07-14 | 一种小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116906933A true CN116906933A (zh) | 2023-10-20 |
Family
ID=88362338
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310867333.3A Pending CN116906933A (zh) | 2023-07-14 | 2023-07-14 | 一种小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116906933A (zh) |
-
2023
- 2023-07-14 CN CN202310867333.3A patent/CN116906933A/zh active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108005790B (zh) | 基于自引气的航空发动机等离子体射流点火器 | |
| CN106438158B (zh) | 基于等离子体射流点火燃烧的航空发动机主燃烧室 | |
| CN113898974B (zh) | 一种航空发动机燃烧室滑动弧等离子体值班火焰头部 | |
| CN104879780B (zh) | 一种多通道等离子体区域点火燃烧装置 | |
| US8082725B2 (en) | Electro-dynamic swirler, combustion apparatus and methods using the same | |
| CN103925116B (zh) | 滑动弧点火装置 | |
| CN107420199B (zh) | 航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器 | |
| CN108180075B (zh) | 航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部 | |
| CN109668169B (zh) | 一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴 | |
| CN102980209B (zh) | 等离子催化点火一体化喷嘴 | |
| CN112761820B (zh) | 一种冲压发动机等离子体点火器 | |
| Matveev et al. | Non-equilibrium plasma igniters and pilots for aerospace application | |
| CN111734532A (zh) | 一种基于旋流孔的丝状电弧等离子体激励器 | |
| CN116951473A (zh) | 中心滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部 | |
| CN113153539B (zh) | 一种单双路结合的三维旋转滑动弧等离子体激励器 | |
| CN112555829B (zh) | 一种产生超音速气流的喷枪 | |
| WO1992020913A1 (en) | Plasma ignition apparatus and method for enhanced combustion and flameholding in engine combustion chambers | |
| CN110700947B (zh) | 不依赖燃烧室外部供气的滑动弧等离子体助燃激励器 | |
| CN116906933A (zh) | 一种小型航空发动机滑动弧等离子体点火助燃头部 | |
| CN115218221B (zh) | 一种旋转滑动弧等离子体调控燃烧装置 | |
| CN113669757B (zh) | 一种航空发动机燃烧室头部dbd等离子体叶片式轴向旋流器 | |
| US11280270B2 (en) | Igniter assembly for a gas turbine combustor | |
| CN113776089B (zh) | 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 | |
| CN114687864B (zh) | 基于三维旋转滑动弧放电的预燃式等离子体射流点火器 | |
| CN116804390A (zh) | 一种环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |