一种预燃式航空发动机等离子体点火器的制作方法

本发明属于航空发动机技术领域，具体是涉及一种预燃式航空发动机等离子体点火器。

背景技术

燃烧室是航空发动机的一个核心部件，连续的、高速气流在其中进行燃烧。在这样的高速流动的气流中燃烧火焰很容易被吹灭，所以，在发动机启动中，实现燃烧室可靠点火至关重要。点火的成功率直接关系到整个动力装置的安全可靠运行，这对点火装置的性能提出了较高要求。目前，航空涡轮发动机主燃烧室的点火装置使用的点火方式为电嘴点火；加力燃烧室的点火装置使用的点火方式主要有电嘴点火、预燃室点火、热射流点火和催化点火，各种点火方式都存在一定的局限性。

主燃烧室和加力燃烧室的点火装置主要存在的问题为：(1)电嘴点火是用高能电嘴产生电火花点火，点火核心区面积较小，能够点燃的区域有限；尤其是发动机在高空工作时，空中点火包线小，点火成功率低，不利于高空二次点火；(2)电嘴点火形成的点火核心区离火焰筒壁面近，火团无法深入燃烧室中心回流区，点火效果有限；(3)电嘴点火对混合气的雾化条件要求苛刻，点火效率和燃烧效率受液雾状态影响较大；(4)在高空点火时，需要高空补氧装置才能实现电火花点火，增加了结构的复杂性和重量；(5)预燃室点火方式中预燃室占据空间大，重量大，影响了发动机的减重设计；(6)热射流点火时，“火舌”穿过涡轮时温度很高，对涡轮的热强度和性能提出了要求。

由此看来，目前在航空发动机上常见的点火方式存在诸多缺点，制约了航空发动机性能的进一步提升。因此，设计一种结构简单、点火可靠、点火效率高的点火器对于先进航空发动机而言十分重要。

近年来，等离子体点火技术是航空技术领域中的一项新课题，从问世以来就以其独有的点火功能和独具的优点跻身于先进的点火技术行列。等离子体是物质存在的第四态，是由部分电子被剥夺后的带电正离子、负离子、自由基和各种活性基团组成的集合体，也被称为“电浆体”。等离子体点火是利用气体放电形成局部高温区域，并激发大量活性粒子，实现快速点燃可燃混合气或者强化燃烧进程的一种燃烧方式。

在等离子体点火研究领域，等离子体射流点火是其中的一个重要研究方向，利用等离子体射流点火主要有这些优点：(1)由于等离子流高温核团是以高速射流方式喷射而出的，所以有利于点火介质内的定向移动，射流的扩散有利于火焰面的拓展，从而能够实现大范围点火；(2)等离子体射流点火能够缩短点火延迟时间；(3)等离子体射流点火能够拓宽点火边界。

在专利号为201410568885的中国发明专利中，公开了一种拉长电弧等离子体射流点火器，但该发明专利中存在以下几个比较严重的问题：(1)该点火器点火时电弧集中于阴极尖端某处，由于电弧温度极高，所以很容易烧蚀阴极；(2)该点火器没有很好的解决燃料通道的绝缘问题，燃料通用性差。

在现有的研究中公开了一种预燃室等离子体射流点火器，如图1所示，但是其存在以下几个比较严重的问题：(1)该预燃室等离子体射流点火器发生反应在阳极附近，采用阳极侧进燃料方式，该类型点火器使电极附近温度大幅升高，从而很容易损坏电极，使点火器使用寿命变短，不利于实际当中的应用，也增加了发生安全问题的概率；(2)该点火器结构较为复杂，燃料入口位于前端不便于插入到各种腔室中，不便于实际过程中的应用；(3)该点火器钨针前端较尖锐，点火时电弧集中于阴极尖端某处，由于电弧温度极高，所以容易烧蚀阴极；(4)该点火器没有很好的解决燃料通道的绝缘问题，燃料通用性差。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服上述现有技术中的不足，提供一种预燃式航空发动机等离子体点火器，其通过在阴极部内加装陶瓷管燃料通道，使燃料从陶瓷管燃料通道出口射出后直接射出阳极，未经过阳极收敛段，尽可能地减少燃料在阳极内反应，主要在阳极出口外部掺混反应，起到保护阳极的作用；反应发生在外面使核心点火区面积变大，使可点火面积变大，从而使发动机可以更好的在高空高寒、高原地区工作；陶瓷管燃料通道有利于燃料更好的绝缘，从而不仅可以使用气体燃料也可以使用液体燃料，提高了装置的实用性，进而提升了航空发动机的性能。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种预燃式航空发动机等离子体点火器，其特征在于：包括外管、陶瓷管燃料通道、阴极部、阳极、绝缘套、衬套和顶盖，所述阴极部套装在陶瓷管燃料通道的中下部，所述陶瓷管燃料通道的前端设置有喷嘴，所述绝缘套套装在所述阴极部的中上部，所述绝缘套设置在外管内，所述外管的下部外壁上一周均匀开有多个进气孔，所述阳极设置在进气孔的下方，所述阳极的上部位于外管内且与外管螺纹连接，所述阳极为中空回转体；所述阴极部包括阴极座和阴极，所述阴极座的下部设置有内壁具有第一内螺纹的凹槽，所述阴极的上部设置有与所述第一内螺纹相配合的第一外螺纹，所述阴极的上部与所述凹槽螺纹连接，所述阴极的上部和阴极座均位于绝缘套内，所述阴极的下部位于阳极内，所述阳极的内壁中部设置有螺旋槽；所述衬套的下端与阴极座的上端固定连接，所述顶盖套装在衬套外且与衬套的上部固定连接，所述顶盖的下部与外管的上端固定连接，所述外管上设置有一端与阴极座连接的电极。

上述的一种预燃式航空发动机等离子体点火器，其特征在于：所述阴极由空心圆柱阴极主体和空心倒圆台形端头组成，所述空心圆柱阴极主体和空心倒圆台形端头一体成型。

上述的一种预燃式航空发动机等离子体点火器，其特征在于：所述阴极座的上部一周开有多个安装孔，其中一个所述安装孔上设置有一端与其连接的绝缘管，所述绝缘管的另一端穿出外管，所述电极穿过绝缘管，与所述绝缘管相对的安装孔内设置有堵盖。

上述的一种预燃式航空发动机等离子体点火器，其特征在于：所述陶瓷管燃料通道、阴极座、阴极、绝缘套、阳极、衬套和顶盖的中轴线相重合。

上述的一种预燃式航空发动机等离子体点火器，其特征在于：所述阳极的内部中空结构分为大圆柱腔室段、倒圆台腔室段和小圆柱腔室段，所述大圆柱腔室段、倒圆台腔室段和小圆柱腔室段从上至下依次设置且相连通，所述倒圆台腔室段和小圆柱腔室段共同构成电离区，所述螺旋槽设置在倒圆台腔室段的内壁上。

上述的一种预燃式航空发动机等离子体点火器，其特征在于：所述阴极座的上部和绝缘套的上部阶梯配合。

上述的一种预燃式航空发动机等离子体点火器，其特征在于：所述喷嘴为圆孔，所述喷嘴的孔径为0.1mm～0.5mm。

上述的一种预燃式航空发动机等离子体点火器，其特征在于：所述陶瓷管燃料通道的下端与阴极的下端相平齐。

上述的一种预燃式航空发动机等离子体点火器，其特征在于：所述衬套的下端设置有第二外螺纹，所述阴极座的上端内壁设置有与所述第二外螺纹相配合的第二内螺纹，所述衬套的下端与阴极座的上端螺纹连接；所述顶盖的上部内壁设置有第三内螺纹，所述衬套的上部设置有与所述第三内螺纹相配合的第三外螺纹，所述顶盖的上部与衬套的上部螺纹连接；所述顶盖的下部设置有第四外螺纹，所述外管的上端内壁设置有与所述第四外螺纹相配合的第四内螺纹，所述顶盖的下部与外管的上端螺纹连接。

上述的一种预燃式航空发动机等离子体点火器，其特征在于：所述阳极的一周均匀设置有多个呈竖直布设的阳极冷却孔。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、本发明从结构上来说，通过在阴极部内加装陶瓷管燃料通道使装置简化，使点火器头部可以均匀细长，对结构进行了优化，能够大大简化点火装置的进气结构。

2、本发明从阳极保护问题上来说，燃气在阳极外部预混，射出后在点火器外面与空气反应，可以更好地保护阳极，延长使用寿命，提高安全性和可靠性。

3、本发明从实际应用上来说，燃料更好的绝缘，从而不仅可以使用气体燃料也可以使用液体燃料，具有更好的实用性。

4、本发明从点火效能上来说，相比较现有的预燃室点火器来说，燃料射出后在点火器外面与空气反应，点火核心区面积大，可以点燃的面积更大，在高空高寒、高原地区发动机可以更好的工作。

5、本发明的阴极前端外形为倒圆台形，电弧可以在阴极前端旋转，电弧没有集中在一处，从而减小阳极烧蚀的程度，有利于阳极的保护。

6、本发明点火器头部周向尺寸均匀，利于将点火器做的细长，便于插入到各种腔室中，具有良好的通用性。

7、本发明燃料通道前端管路喷嘴直径很小，从而利于增加射流刚度，可以更好的深入核心区，提高点火成功率。

8、本发明通过在外管的下部外壁上一周均匀开有多个进气孔来进气，通过在阳极的内壁中部设置有螺旋槽使得气流旋转起来，起到旋流器的作用，结构更加精简，方便插入到各种腔室中，增强了实用性，便于实际当中的加工和生产，同时也降低了制造成本。

综上所述，该发明对现有的技术进行了改进，通过中间通油路的设置使结构得到调整优化；通过在阴极部内加装陶瓷管燃料通道，燃料从陶瓷管燃料通道出口射出后直接射出阳极，未经过阳极收敛段，尽可能地减少燃料在阳极内反应，主要在阳极出口外部掺混反应，起到保护阳极的作用，提高航空发动机燃烧室点火的可靠性和安全性，简化了点火装置的结构；在点火器外面与空气反应使点火核心区面积更大，使可点火面积变大，从而使发动机可以更好的在高空高寒、高原地区工作；阴极前端为环形柱状，电弧可以在阴极前端旋转，电弧没有集中在一处，从而减小阳极烧蚀的程度，有利于阳极的保护；陶瓷管燃料通道很好的解决了燃料绝缘的问题从而不仅可以使用气体燃料也可以使用液体燃料，提高了装置的实用性，燃料通道前端出口很小，从而射流刚度很大，可以更好的深入核心区，提高点火成功率，进而提升航空发动机的性能。

下面通过附图和实施例，对本发明做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明的剖视图。

图2为本发明的立体图。

图3为本发明阴极的结构示意图。

图4为本发明阴极的工作状态图。

图5为现有阴极的工作状态图。

图6为本发明安装在航空发动机主燃烧室上时的使用状态图。

图7为本发明阳极的结构示意图。

附图标记说明:

1—陶瓷管燃料通道；1-1—喷嘴；2—阴极座；

2-1—安装孔；3—阴极；3-1—空心圆柱阴极主体；

3-2—空心倒圆台形端头；4—绝缘套；5—阳极；

5-1—大圆柱腔室段；5-2—倒圆台腔室段；5-3—小圆柱腔室段；

6—旋流槽；7—顶盖；8—进气孔；

9—衬套；10—绝缘管；11—堵盖；

12—外管；13—电极；14—航空发动机主燃烧室。

15—阳极冷却孔。

具体实施方式

如图1和图2所示，本发明包括外管12、陶瓷管燃料通道1、阴极部、阳极5、绝缘套4、衬套9和顶盖7，所述阴极部套装在陶瓷管燃料通道1的中下部，所述陶瓷管燃料通道1的前端设置有喷嘴1-1，所述绝缘套4套装在所述阴极部的中上部，所述绝缘套4设置在外管12内，所述外管12的下部外壁上一周均匀开有多个进气孔8，所述阳极5设置在进气孔8的下方，所述阳极5的上部位于外管12内且与外管12螺纹连接，所述阳极5为中空回转体；所述阴极部包括阴极座2和阴极3，所述阴极座2的下部设置有内壁具有第一内螺纹的凹槽，所述阴极3的上部设置有与所述第一内螺纹相配合的第一外螺纹，所述阴极3的上部与所述凹槽螺纹连接，所述阴极3的上部和阴极座2均位于绝缘套4内，所述阴极3的下部位于阳极5内，所述阳极5的内壁中部设置有螺旋槽6；所述衬套9的下端与阴极座2的上端固定连接，所述顶盖7套装在衬套9外且与衬套9的上部固定连接，所述顶盖7的下部与外管12的上端固定连接，所述外管12上设置有一端与阴极座2连接的电极13。

本发明通过在阴极部内加装陶瓷管燃料通道1使整个等离子体射流点火器简化，使等离子体射流点火器更长更细，对结构进行了优化。本发明燃料通过陶瓷管燃料通道1前端的喷嘴1-1直接射出点火器，和空气在点火器外面发生反应，可以更好的保护阳极5，延长使用寿命，提高了安全性和可靠性；且本发明燃料射出后和空气在点火器外面进行反应，点火核心区面积大，可以点燃的面积更大，在高空高寒、高原地区发动机可以更好的工作。另外，通过加装陶瓷管燃料通道1还有利于燃料的绝缘。

本发明的航空发动机等离子体射流点火器结构较为简单且较长，便于插入到各种航空发动机燃烧腔室中，具有良好的通用性；该点火器不仅可以使用气体燃料也可以使用液体燃料，提高了装置的实用性；本发明陶瓷管燃料通道1前端的喷嘴1-1出口很小，从而射流强度很大，可以更好的深入核心区。

本发明通过在外管的下部外壁上一周均匀开有多个进气孔8来进气，通过在阳极5的内壁中部设置有螺旋槽6使得气流旋转起来，起到旋流器的作用，结构更加精简，方便插入到各种腔室中，增强了实用性，便于实际当中的加工和生产，同时也降低了制造成本。

如图3所示，所述阴极3由空心圆柱阴极主体3-1和空心倒圆台形端头3-2组成，所述空心圆柱阴极主体3-1和空心倒圆台形端头3-2一体成型。

本发明的阴极3前端为外形为倒圆台形，这样工作时电弧不仅可以在阳极5(即点火器)外面旋转，还可以在阴极3的前端旋转，如图4所示，电弧没有集中在一处，从而减小阳极5烧蚀的程度，有利于阳极5的保护。现有阴极前端为针状，工作时电弧只在阳极5(即点火器)外面旋转，在阳极5前端电弧集中在某处，如图5所示，容易烧蚀阳极5。

如图1所示，为了方便安装，在所述阴极座2的上部一周开有多个安装孔2-1，其中一个所述安装孔2-1上设置有一端与其连接的绝缘管10，所述绝缘管10的另一端穿出外管12，所述电极13穿过绝缘管10；与所述绝缘管10相对的安装孔2-1内设置有堵盖11，堵盖11是把与绝缘管10相对的安装孔2-1堵上，防止阴极部与空气接触。

本实施例中，所述陶瓷管燃料通道1、阴极座2、阴极3、绝缘套4、阳极5、衬套9和顶盖7的中轴线相重合。

如图1所示，所述阳极5的内部中空结构分为大圆柱腔室段5-1、倒圆台腔室段5-2和小圆柱腔室段5-3，所述大圆柱腔室段5-1、倒圆台腔室段5-2和小圆柱腔室段5-3从上至下依次设置且相连通，所述倒圆台腔室段5-2和小圆柱腔室段5-3共同构成电离区，所述螺旋槽6设置在倒圆台腔室段5-2的内壁上。

本实施例中，绝缘套4的内径与阴极3、阴极座2的内径相同，所述阴极座2的上部和绝缘套4的上部阶梯配合，很好的固定了阴极座2和阴极3的位置。

本实施例中，所述喷嘴1-1为圆孔，所述喷嘴1-1的孔径为0.1mm～0.5mm，可以通过对陶瓷管燃料通道1前端的喷嘴1-1的直径进行调节，从而调节射流强度。

本实施例中，所述陶瓷管燃料通道1的下端与阴极3的下端相平齐。

本实施例中，所述衬套9的下端设置有第二外螺纹，所述阴极座2的上端内壁设置有与所述第二外螺纹相配合的第二内螺纹，所述衬套9的下端与阴极座2的上端螺纹连接；所述顶盖7的上部内壁设置有第三内螺纹，所述衬套9的上部设置有与所述第三内螺纹相配合的第三外螺纹，所述顶盖7的上部与衬套9的上部螺纹连接；所述顶盖7的下部设置有第四外螺纹，所述外管12的上端内壁设置有与所述第四外螺纹相配合的第四内螺纹，所述顶盖7的下部与外管12的上端螺纹连接。

如图7所示，所述阳极5的一周均匀设置有多个呈竖直布设的阳极冷却孔15。

本发明的工作原理为：工作时，将本发明安装在航空发动机主燃烧室14上，如图6所示。空气从进气孔8通入进到外管12内，然后经过旋流槽6的旋流作用之后进入到阳极5内的电离区；燃料通过陶瓷管燃料通道1直接进入到阳极5内的电离区并与其中的空气混合。电极13处通电，阴极3和阴极座2连在一起形成负电势，阳极5为零电势，从而在阴极3与阳极5之间形成一个高压，燃料与空气混合之后在电离区经过电离、加热产生高温高速的等离子体射流，等离子体射流喷射到阳极5外面形成一个点火区，快速可靠的点燃航空发动机燃烧室中的油气混合物，拓宽了可以点燃的区域，实现更大范围的点火，提高点火的成功率，提高发动机高空二次点火的可靠性和点火效率，同时也简化了点火器的结构。

由于阴极3的上部与阴极座2的下部是螺纹连接，因此，可以通过旋转阴极3调整阴极3与阳极5之间的相对位置，从而改变点火强度。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变换，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。