专利名称：发动机等离子体凹腔稳燃器的制作方法
技术领域：
本发明属于航空航天动力系统应用技术领域，涉及一种基于凹腔火焰稳定器的发动机燃烧室等离子体稳燃技术。
背景技术：
航空航天领域的迅猛发展，需要飞行器能以更经济的代价飞得更快、更远，这对飞行器的推进装置提出了更高的要求，尤其是对于超燃冲压发动机、组合发动机来说，燃烧室中的气流速度往往可达每秒上千米，而燃烧室的长度受重量、尺寸、防热等因素的影响又不可能很长，导致燃料在超声速燃烧室中的驻留时间很短，因此如何在超声速燃烧室中实现高效混合和稳定燃烧是研制超燃冲压发动机、组合发动机最重要关键技术之一。[1]一般火焰稳定可通过提高火焰传播速度和降低来流气流速度两种方式来实现。前者可以由引入激光、高温物质/壁面和催化物质/壁面等途径来实现，但这些途径大都需要巨大的外部能量而实际应用价值不高。目前高速气流中普遍应用的稳定火焰措施是利用主动或被动的方式，在流场中形成环流和低速流区，常见方法有利用气流绕流在钝体(不良流线体)后形成环流和低速流区、利用引燃火焰形成的速度剪切层、利用旋转气流、逆向喷流等等。[2]其中，凹腔火焰稳定是目前研究和应用较多的一种超声速燃烧室火焰稳定装置，在航空发动机、冲压发动机和组合发动机上均有应用[3]。凹腔火焰稳定器在结构上包括有上游ab、凹腔体bcde和下游ef，图I给出了常规凹腔火焰稳定器的结构示意图，常规凹腔火焰稳定器由ab-bc-cd的后向台阶和cd-de_ef的前向台阶组成,前壁be、底壁cd和后壁de构成凹腔体bede，后壁de与底壁cd下游方向的夹角为后壁倾角0，L为凹腔体长度，D为凹腔体深度。气流流过凹腔会在凹腔内形成回流区，能够使火焰始终驻留在其中，并作为新的火源持续点燃上游来的燃料，从而实现火焰稳定。根据凹腔的长深比L/D，可将凹腔流动分为3类基本的流动形式开式凹腔、过渡型凹腔、闭式凹腔。现阶段尽管已经取得了许多有价值的研究成果，但还不是一种成熟技术，还存在下述不足。由于是一种不良流线体，凹腔不可避免的产生阻力，主要为凹腔前后壁压力差造成的压差阻力，该阻力与凹腔的深度呈正比关系，在同一凹腔深度下该阻力随着长深比的增大而增大，且与来流条件和燃烧条件密切相关，剪切层的发展变化是影响凹腔阻力的主要因素，凹腔自激振荡会严重增大凹腔阻力。使凹腔后壁倾斜是一种常用的减阻方法，但凹腔后壁的最佳倾角随来流条件和燃烧条件发生变化。[4]凹腔的稳焰性能与凹腔深度、长深比以及来流条件有密切关系，凹腔太长会产生脱落涡从而引起火焰不稳定，凹腔太短又不能带入足够的空气以稳住火焰。更关键的是，由于实际燃烧室入口条件随飞行速度、攻角、转向角等因素变化很大，对于固定结构的凹腔而言，它仅能对来流条件下的燃烧进行控制，非流条件下则难以发挥稳焰作用；[5]凹腔超声速可压缩剪切层增长率低，使得超声速流场中的混合比较困难，剪切层撞击在凹腔后壁诱发自激振荡，造成凹腔内质量脉动，并增大阻力、产生噪声。使凹腔后壁倾斜是一种常用的自激振荡被动控制方法，但是现有研究得到了一些矛盾甚至完全相反的结论，有人认为后壁倾角作用不大，有人认为后壁倾角对超燃流场结构影响较大；有研究认为随着凹腔后壁倾角的减小，流场变得更加稳定，凹腔阻力系数变大，凹腔内流动的驻留时间缩短，但有的研究认为减小凹腔后壁倾角会导致凹腔内流动驻留时间增加。出现上述情况的原因在于，凹腔后壁的最佳倾角随来流速度、温度、边界层厚度等条件变化，倾角结构抑制自激振荡的能力发生变化甚至产生反作用，自适应能力差[5]。引用文献[I],超声速燃烧室中凹腔上游横向喷注燃料的流动、混合与燃烧特性研究，国防科技大学博士学位论文，2007，耿辉；[2],基于凹腔的超声速燃烧火焰稳定技术研 究，国防科技大学博士学位论文，2005，丁猛；[3],带凹腔支板的数值模拟，燃气涡轮试验与研究，2010年11月，刘雯佳，金捷，
季鹤鸣；[4].超燃冲压发动机凹腔火焰稳定器阻力分析，推进技术，2009年10月，潘余，丁猛，梁剑寒，刘卫东，王振国；[5],超声速来流稳焰凹腔的流动及火焰稳定机制研究，国防科技大学博士学位论文，2008，孙明波；
发明内容
本发明的目的是解决常规凹腔火焰稳定器存在自激振荡、凹腔阻力大、适应应用范围窄的问题，提出一种新型的发动机等离子体凹腔稳燃器。本发明在常规凹腔火焰稳定器光滑安装等离子体激励器，等离子体激励器通过空气放电产生非平衡等离子体，非平衡等离子体诱导产生的电场力和释放的热量对凹腔流场产生控制作用，减小凹腔阻力，抑制凹腔自激振荡，增强燃料与空气的混合，同时对喷注燃料产生激发、离解、电离等活化作用，进一步提高燃烧效率。本发明组成部分主要包括常规凹腔、非平衡等离子体激励器系统、激励电源系统、控制系统等部分①.常规凹腔或所述的常规凹腔火焰稳定器包括有上游ab、凹腔体bcde和下游ef (见图1)，图I给出了常规凹腔火焰稳定器的结构示意图，常规凹腔火焰稳定器由ab-bc-cd的后向台阶和cd-de_ef的前向台阶组成,前壁be、底壁cd和后壁de构成凹腔体bede，后壁de与底壁Cd下游方向的夹角为后壁倾角0 ；。②.非平衡等离子体激励器指通过空气放电产生非平衡等离子体的设备，包括介质阻挡放电等离子体激励器、局部电弧放电等离子体激励器，它们光滑安装在凹腔的上游、前壁、底壁、后壁、下游以及燃料喷口处。③.激励电源系统是为非平衡等离子体激励器提供放电能量的电源系统，所包含的激励电源类型有用于介质阻挡放电等离子体激励器的或高压交流电源、或高压交流-直流组合电源、或高压重复频率纳秒脉冲电源，用于电弧放电等离子体激励器的高压重复频率纳秒脉冲电源。④.控制系统是实时感知并根据飞行器飞行条件和发动机燃烧室燃烧条件对激励电源系统进行实时、准确地开关、参数调整，使其能够实时、准确、快速激励非平衡等离子体激励器系统而发生放电的系统，主要包含传感器、微处理器、作动器。本发明等离子体凹腔稳燃器是一个具有自适应能力、火焰稳定性能更高的火焰稳定器，其各种来流条件下其凹腔剪切层的发展受到自主控制，凹腔自激振荡现象得到抑制，阻力得到明显降低，凹腔前、后壁倾角可以实现气动虚拟控制，凹腔有效长深比能够进行一定幅度的变化，喷注燃料活性增强，实现了对飞行器飞行条件和发动机燃烧室燃烧状态的自主、实时、快速地响应和控制，且等离子体激励器不工作时其电极不会对凹腔造成不利影响，能够以最小代价实现高效稳燃。
图I常规凹腔火焰稳定器结构示意图；图2本发明发动机等离子体凹腔稳燃器组成示意图；图3a介质阻挡放电等离子体对称激励器结构示意图； 图3b介质阻挡放电等离子体非对称激励器结构示意图；图4电弧放电等离子体激励器结构示意图；图5a介质阻挡放电等离子体分立阴极激励器阵列示意图；图5b介质阻挡放电等离子体共阴极激励器阵列示意图；图6a电弧放电等离子体激励器纵向阵列示意图；图6b电弧放电等离子体激励器展向阵列示意图；图6c电弧放电等离子体激励器交错阵列示意图。
具体实施例方式下面结合附图和实施例对本发明发动机等离子体凹腔稳燃器作详细描述。图2给出了本发明发动机等离子体凹腔稳燃器结构示意图。本发明发动机等离子体凹腔稳燃器包括有常规凹腔火焰稳定器，所述的常规凹腔火焰稳定器包括有上游ab、凹腔体bcde和下游ef (见图I)，图I给出了常规凹腔火焰稳定器的结构示意图，上游ab、凹腔前壁be和凹腔底Cd形成后向台阶，凹腔底Cd、后壁de和下游ef形成前向台阶，前壁be、底壁Cd和后壁de构成凹腔体bede，后壁de与底壁Cd下游方向的夹角为后壁倾角0 ;本发明发动机等离子体凹腔稳燃器还包括等离子体激励器、等离子体激励器电源、等离子体激励器控制系统；所述的等离子体激励器为等离子体激励器元、或等离子体激励器元组成的等离子激励器阵列，等离子体激励器元、或等离子激励器阵列布设在等离子体凹腔稳燃器凹腔上游、燃料喷孔周围、凹腔上游来流边界、凹腔前壁、凹腔底、凹腔后壁、凹腔下游表面；所述的等离子体激励器元形式或为介质阻挡放电式等离子体激励器元、或为电弧放电式等离子体激励器元；所述的介质阻挡放电等离子体激励器元或为对称介质阻挡放电等离子体激励器元(见图3a)，或为非对称介质阻挡放电等离子体激励器元(见图3b)，所述的对称介质阻挡放电等离子体激励器兀由第一暴露电极15、第一植入电极16和第一介质阻挡层17组成，第一植入电极16植入第一介质阻挡层17下面内部，所述的非对称介质阻挡放电等离子体激励器由第二暴露电极18、第二植入电极19和第二介质阻挡层20组成，第二植入电极19植入第二介质阻挡层20下面内部；
所述的电弧放电等离子体激励器元(见图4)由第一圆柱状电极(阳极)21、第二圆柱状电极(阴极)22以及安装基底组成，圆柱状电极21和22与安装基底垂直布放，圆柱状电极21和22的下表面一端与电源相接，电极穿过壁面上的孔后暴露于空气，上端面与壁面光滑齐平；所述的激励器阵列取I 40个等离子体激励器元，采取阵列的目的是强化等离子体的控制能力和效果；下面给出三个阵元组成的或为介质阻挡放电等离子体分立阴极激励器阵列，或为介质阻挡放电等离子体共阴极激励器阵列，根据具体场合，阵元数量可增加，图5a为由第一介质阻挡放电等离子体激励器元23、第二介质阻挡放电等离子体激励器元24、第三介质阻挡放电等离子体激励器元25三对等离子体激励器元组成的介质阻挡放电等离子体分立阴极激励器阵列，图5b为由第三暴露电极26、第四暴露电极27、第五暴露电极28和一个植入电极29组成的介质阻挡放电等离子体共阴极激励器阵列，根据具体场合，阵元数量可增加，增加情况此处不再赘述；电弧放电等离子体激励器阵列包括纵向阵列、展向阵列、交错阵列，所述的纵向阵列为激励器阳极-阴极连线与来流方向平行的激励器阵列(见图6a)，展向阵列为阳极-阴极连线与来流方向垂直的激励器阵列(见图6b)，交错 阵列为阳极-阴极连线部分与来流方向或平行，部分与来流方向垂直的激励器阵列(见图6c);如图2所示，根据等离子体激励器的安装位置将等离子体凹腔稳燃器的等离子体激励器系统分为凹腔上游等离子体激波弱化和流向涡诱导激励器阵列I、燃料喷注等离子体控制激励器阵列2、凹腔来流边界层厚度等离子体控制激励器阵列3、凹腔前壁等离子体消涡激励器阵列4、凹腔后壁倾角气动虚拟控制激励器阵列5、凹腔自激振荡抑制激励器阵列6、凹腔下游流动控制激励器阵列7，具体实施时可根据凹腔稳燃器特性选择其中一个或多个阵列；所述的等离子体激励器电极均采用耐高温材料制作，或金属钨及其合金、或金属钥及其合金、或非金属导电石墨；介质阻挡放电等离子体激励器或采用集成加工方式安装到凹腔基体8上，该方式加工凹腔基体时激励器植入电极直接嵌入到凹腔基体8内部，同时外表面采用耐高温绝缘材料密封，凹腔基体8和激励器的介质阻挡层、植入电极集成为一体，然后在介质阻挡层上表面敷设暴露电极；或采用模块化加工方式，该方式在等离子体激励器加工后，将其整体嵌入或贴附到凹腔基体8上；对于电弧放电等离子体激励器，首先在凹腔基体8上打出满足电极安装的孔，然后直接将柱状电极插入并进行密封；所述的等离子体激励电源系统10是为上述等离子体激励器提供激励能源的电源系统，介质阻挡放电等离子体激励器或选用高压交流电源、或选用高压交流-直流组合电源、或选用高压重复频率纳秒脉冲电源，电弧放电等离子体激励器选用高压重复频率纳秒脉冲电源，电源电压均为IkV-IOOkV 所述的控制系统14包括传感器13、微处理器12、作动器11 ；所述的传感器13包括压力传感器、温度传感器、飞行速度传感器、飞行姿态传感器，压力传感器用于实时测量来流静压、总压以及凹腔前后壁压力脉动；温度传感器用于实时测量发动机燃烧室内部温度和凹腔内部温度；飞行速度传感器用于实时测量飞行器的飞行速度；飞行姿态传感器用于实时测量飞行器的俯仰、偏航与滚转角；所述的微处理器12用于根据接收到的传感器信息，实时处理，制定布设在等离子体凹腔稳燃器凹腔上游、燃料喷咀周围、凹腔上游来流边界、凹腔前壁、凹腔底、凹腔后壁、凹腔下游表面等离子体激励器的启闭控制方案；所述的作动器11用于驱动激励等离子体激励器所需功率、频率。下面以具体实施例进一步描述本发明发动机等离子体凹腔稳燃器的工作过程和原理。以罗世彬设计的高超声速飞行器(见罗世彬《高超声速飞行器机体/发动机一体化及总体多学科设计优化方法研究》，国防科技大学博士论文，2004)所使用的超燃冲压发动机为例进行说明，高超声速飞行器设计飞行高度为25km，飞行攻角为2。，偏航和滚转角为0°，飞行速度为6马赫；超燃冲压发动机燃烧室内空气流速为2. 01马赫，燃烧室最高温度2500K ;凹腔深度为8. 0mm，长深比为4. 0，后壁倾角为45°，燃料喷孔内径为2. 0mm，距凹腔前缘34. Omm(见吴海燕《超燃冲压发动机燃烧室两相流混合燃烧过程仿真及实验研究》，国防科技大学博士论文，2009)；·控制系统14的传感器13实时测量高超声速飞行器的飞行状态和超燃冲压发动机燃烧室工作状态，并将飞行器飞行高度、速度、姿态角，燃烧室空气流速、温度以及凹腔压力脉动等参数发送给微处理器12 ；当高超声速飞行器的飞行高度、飞行攻角与飞行速度与设计状态不符合时，微处理器12首先判断高超声速飞行器偏离设计飞行状态，有可能影响超燃冲压发动机的正常工作，然后微处理器12进一步根据接收到的燃烧室温度参数判断发动机是否正常工作，若燃烧室温度低于1000K即认为发动机未正常工作，需要开启等离子体激励器以增强凹腔稳燃性能，同时根据凹腔压力传感器得到的压力脉动情况判断是否发生凹腔自激振荡，若压力脉动平均振幅超过IOkPa即认为发生自激振荡，最后微处理器根据来流静压、总压以及凹腔压力脉动频率(本实施例中凹腔前缘压力脉动频率主要为8. 9kHz和20kHz，后缘压力脉动频率主要为8. 9kHz、18kHz和25kHz)确定等离子体凹腔稳燃器的电源激励参数，产生相应的控制信号并通过控制系统控制线路传递给作动器11 ；作动器接受指令后对等离子体激励器电源系统10开关、调压、调频；等离子体激励器电源系统10产生的激励电压通过电导线施加到等离子体激励器阵列1-7，等离子体激励器阵列1-7贴覆在凹腔基体8表面，在高电压激励下发生空气放电、产生非平衡等离子体。凹腔上游等离子体激波弱化和流向涡诱导激励器阵列I采用10对电弧放电等离子体激励器元组成的纵向阵列(见图6a)，阵列后缘距燃料喷孔5. Omm,电极采用钨制作，电极直径为I. Omm,间隔为0. 5mm，激励电源采用高压重复频率纳秒脉冲电源，脉冲电压峰值为8kV，频率为2kHz，脉冲半高宽度为70ns ;放电产生的等离子体对来流产生抬升作用，形成类似物理斜坡的气动斜坡，气动斜坡诱发斜激波，一方面使后面燃料喷孔9喷注燃料造成的斜激波强度降低，达到减阻目的，另一方面它会在下游产生流向涡，流向涡促进凹腔剪切层的发展，增强下游燃料与空气的混合。燃料喷注等离子体控制激励器阵列2采用I组非对称介质阻挡放电等离子体激励器元，电极采用鹤制作，电极宽度为2. Omm,厚度为0. Olmm,介质层采用陶瓷制作,厚度为
2.0mm，宽度为15. 0mm，激励电源采用高压交流电源，电压振幅为3kV，频率为20kHz，波形为正弦波；激励器产生的放电直接穿越燃料喷孔9喷出的燃料柱，产生的等离子体将燃料中的有机大分子部分或全部裂解成小分子，因小分子燃料可燃性更好，所以燃烧效率更高；等离子体中高能电子碰撞引起可燃混合气分子发生离解、激发甚至电离，形成大量活性原子、基团、离子，从而加速形成燃料的氧化连锁反应，在不引起燃料燃烧的条件下实现燃料的“活化”进而加速随后的点火、燃烧过程。凹腔来流边界层厚度等离子体控制激励器阵列3采用2对介质阻挡放电等离子体激励器元组成的分立阴极阵列形式(见图5a)与一列共10对展向电弧放电等离子体激励器阵列(见图6b，图中绘出4对)，介质阻挡放电等离子体阵列位于电弧放电等离子体激励器阵列之前，总阵列后缘距凹腔前缘5. Om m ;介质阻挡放电等离子体激励器采用整体阴极阵列形式，电极采用鹤制作，暴露电极宽度为2. Omm,植入电极宽度为4. Omm,厚度均为0. Olmm,介质层采用陶瓷制作，厚度为2. Omm,宽度为10. Omm,激励电源采用高压交流一直流组合电源，其中交流电压振幅为10kV，频率为8kHz，波形为正弦波，直流电压为+0. 5kV ；电弧放电等离子体激励器电极采用钨制作，电极直径为I. Omm,间隔为0. 5_，激励电源采用高压重复频率纳秒脉冲电源，脉冲电压峰值为5kV，频率为2kHz，脉冲半高宽度为70ns ；介质阻挡放电等离子体激励器阵列产生的等离子体通过加速、吹除边界层中的空气来减小边界层厚度，电弧放电等离子体激励器阵列产生的等离子体加热边界层内的空气使其膨胀，从而增加边界层厚度；当微处理器判断需要减小凹腔上游厚度时启动介质阻挡放电等离子体激励器阵列，当微处理器判断需要增加凹腔上游厚度时启动电弧放电等离子体激励器阵列，因此等离子体凹腔稳燃器能够随来流条件的不同而实时改变边界层厚度，抑制凹腔自激振荡，减小阻力。凹腔前壁等离子体消涡激励器阵列4采用20对电弧放电等离子体激励器交错阵列(见图6c)，阵列距凹腔前缘5. 0mm，激励器电极采用钨制作，电极直径为I. Omm,间隔为0. 5mm，激励电源采用高压重复频率纳秒脉冲电源，脉冲电压峰值为5kV，频率为2kHz，脉冲半高宽度为70ns ;等离子体诱导的微爆炸波干扰、打断下游上传压强波撞击前壁产生的小涡与剪切层流场涡之间的耦合，抑制小涡的发展，抑制凹腔自激振荡，减小阻力。凹腔后壁倾角气动虚拟控制激励器阵列5采用20对交错电弧放电等离子体激励器元(见图6c，图中绘出4对)，阵列后缘距底壁后缘2. 0_，激励器电极采用钨制作，电极直径为I. Omm，间隔为I. Omm，激励电源采用高压重复频率纳秒脉冲电源，脉冲电压峰值为
l-8kV，频率为5kHz，脉冲半高宽度为70ns ;产生的等离子体在凹腔底壁与后壁结合处诱导出一气动凸起，流经此处的流体受其阻碍，等效改变后壁倾角以及凹腔长度、长深比。凹腔自激振荡抑制激励器阵列6采用30对电弧放电等离子体激励器交错阵列，阵列上缘与凹腔下游表面齐平，电弧放电等离子体激励器元电极采用钨制作，阳极-阴极直径为I. Omm,间隔为0. 5mm，激励电源采用高压重复频率纳秒脉冲电源，电压峰值为5kV，频率为2kHz，脉冲半宽度为70ns ;等离子体诱导的微爆炸波抵消上游剪切层涡，释放的热量在后壁上产生一层柔性热层，增强后壁将凹腔剪切层、前缘脱落涡向主流反射的能力，达到抑制自激振荡、减小阻力的目的。凹腔下游流动控制激励器阵列7采用2列共20对电弧放电等离子体激励器纵向阵列，阵列前缘距凹腔后缘10. Omm,电弧放电等离子体激励器元电极采用钨制作，电极直径为I. Omm,间隔为0. 5mm，激励电源采用高压重复频率纳秒脉冲电源，电压峰值为3kV，频率为2kHz，脉冲半高宽度为70ns ;产生的等离子体对凹腔下游流动中的涡进行控制。本发明的发动机等离子体凹腔稳燃器具有很强的自适应能力，可以对各种飞行条件下的发动机燃烧室火焰稳定与保持进行有效控制，且结构简单，可靠性高，可广泛应用于航空发动机、冲压发动机以及 组合发动机。
权利要求
1.一种发动机等离子体凹腔稳燃器，它包括有常规凹腔火焰稳定器，所述的常规凹腔火焰稳定器包括有上游ab、凹腔体bcde和下游ef，上游ab、凹腔前壁be和凹腔底cd形成后向台阶，凹腔底Cd、后壁de和下游ef形成前向台阶，前壁be、底壁cd和后壁de构成凹腔体bede，后壁de与底壁Cd下游方向的夹角为后壁倾角0 ;其特征是 它还包括等离子体激励器、等离子体激励器电源、等离子体激励器控制系统；所述的等离子体激励器或为等离子体激励器元、或为等离子体激励器元组成的等离子激励器阵列，所述的等离子体激励器元组成的等离子激励器阵列取I 40个等离子体激励器元，等离子激励器阵列布设在等离子体凹腔稳燃器凹腔上游、燃料喷咀周围、凹腔上游来流边界、凹腔前壁、凹腔底、凹腔后壁、凹腔下游表面；所述的等离子体激励器电极采用耐高温或金属钨、或金属钨合金、或金属钥、或金属钥合金、或非金属导电石墨； 所述的等离子体激励电源系统(10)是为等离子体激励器提供激励能源的电源系统，或选用高压交流电源、或选用高压交流-直流组合电源、或选用高压重复频率纳秒脉冲电源，电源电压为IkV-IOOkV ； 所述的控制系统(14)包括传感器(13)、微处理器(12)、作动器(11)； 所述的传感器(13)包括压カ传感器、温度传感器、飞行速度传感器、飞行姿态传感器，压カ传感器用于实时測量来流静压、总压以及凹腔前后壁压カ脉动；温度传感器用于实时測量发动机燃烧室内部温度和凹腔内部温度；飞行速度传感器用于实时测量飞行器的飞行速度；飞行姿态传感器用于实时测量飞行器的俯仰、偏航与滚转角； 所述的微处理器(12)用于根据接收到的传感器信息，实时处理，制定布设在等离子体凹腔稳燃器凹腔上游、燃料喷咀周围、凹腔上游来流边界、凹腔前壁、凹腔底、凹腔后壁、凹腔下游表面等离子体激励器的启闭控制方案； 所述的作动器(11)用于输出驱动激励等离子体激励器所需功率、频率。
2.根据权利要求I所述的发动机等离子体凹腔稳燃器，其特征是 所述的等离子体激励器元或为介质阻挡放电式等离子体激励器元、或为电弧放电式等离子体激励器元； 所述的介质阻挡放电等离子体激励器元或为对称介质阻挡放电等离子体激励器元，或为非对称介质阻挡放电等离子体激励器元，所述的对称介质阻挡放电等离子体激励器元由第一暴露电极(15)、第一植入电极(16)和第一介质阻挡层(17)组成,第一植入电极(16)植入第一介质阻挡层(17)下面内部，所述的非対称介质阻挡放电等离子体激励器由第二暴露电极(18)、第二植入电极(19)和第二介质阻挡层(20)组成，第二植入电极(19)植入第二介质阻挡层(20)下面内部； 所述的电弧放电等离子体激励器元由第一圆柱状电极(21)、第二圆柱状电极(22)以及安装基底组成，第一圆柱状电极(21)和第二圆柱状电极(22)与安装基底垂直布放，第一圆柱状电极(21)和第二圆柱状电极(22)的下表面一端与电源相接，电极穿过壁面上的孔后暴露于空气，上端面与壁面光滑齐平； 所述的等离子体激励器元组成的等离子激励器阵列由3个等离子体激励器元组成，该阵列或为第一介质阻挡放电等离子体激励器元23、第二介质阻挡放电等离子体激励器元24、第三介质阻挡放电等离子体激励器元25三对等离子体激励器元组成的介质阻挡放电等离子体分立阳极、分立阴极激励器阵列；该阵列或为第三暴露电极26、第四暴露电极27、第五暴露电极28和ー个植入电极29组成的介质阻挡放电等离子体分立阳极、共阴极激励器阵列；电弧放电等离子体激励器阵列包括纵向阵列、展向阵列、交错阵列，所述的纵向阵 列为激励器阳极-阴极连线与来流方向平行的激励器阵列，展向阵列为阳极-阴极连线与来流方向垂直的激励器阵列，交错阵列为阳极-阴极连线部分与来流方向或平行，部分与来流方向垂直的激励器阵列。
全文摘要
本发明属于航空航天动力系统应用技术领域，涉及一种基于凹腔火焰稳定器的发动机燃烧室火焰稳定技术。目的是解决常规凹腔火焰稳定器存在自激振荡问题。在常规凹腔火焰稳定器的上游、前壁、底壁、后壁、下游以及燃料喷口处安装等离子体激励器，等离子体激励器通过空气放电产生非平衡等离子体，非平衡等离子体诱导产生的电场力和释放的热量对凹腔流场产生控制作用，减小凹腔阻力，抑制凹腔自激振荡，对喷注燃料产生激发、离解、电离等活化作用，进一步提高燃烧效率。
文档编号F23R3/22GK102798149SQ20121025942
公开日2012年11月28日 申请日期2012年7月26日 优先权日2012年7月26日
发明者聂万胜, 车学科, 田希晖, 何浩波, 冯伟, 苏凌宇, 侯志勇, 程钰锋, 丰松江, 冯必鸣, 周思引 申请人:中国人民解放军装备学院