专利摘要

专利摘要

本发明公开了一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，包括电极安装座、旋流器、阴极雾化锥、阳极文氏管和电缆，旋流器安装在电极安装座前部内，旋流器和电极安装座共同构成带旋流器的电极安装座，阳极文氏管由等径段和收敛扩散段组成，带旋流器的电极安装座安装在燃烧室火焰筒内头部处，收敛扩散段位于燃烧室火焰筒内，燃烧室火焰筒、阳极文氏管、带旋流器的电极安装座和阴极雾化锥均同轴设置，电缆的上端安装在燃烧室火焰筒上，电缆下端依次穿过燃烧室火焰筒和电极安装座后与等径段的外壁连接。本发明能满足先进航空发动机燃烧室对短点火延迟时间、宽点熄火边界、高燃烧效率、良好出口温度场分布以及低污染物排放的需求。

权利要求

1.一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：包括电极安装座(2)、旋流器(3)、阴极雾化锥(1)、阳极文氏管(6)和电缆(4)，所述旋流器(3)安装在电极安装座(2)的前部内，所述旋流器(3)和电极安装座(2)共同构成带旋流器的电极安装座，所述阴极雾化锥(1)的锥体端安装在旋流器(3)上，所述阴极雾化锥(1)的锥体部分位于电极安装座(2)内，所述阳极文氏管(6)由等径段(6-1)和收敛扩散段(6-2)组成，所述收敛扩散段(6-2)的大端设置在等径段(6-1)的一端，所述等径段(6-1)安装在电极安装座(2)的后端内，所述等径段(6-1)的内表面和电极安装座(2)的内表面均为圆弧面，所述等径段(6-1)与电极安装座(2)连接处的内表面光滑衔接，所述带旋流器的电极安装座安装在航空发动机的燃烧室火焰筒(5)内头部处，所述收敛扩散段(6-2)位于燃烧室火焰筒(5)内，所述燃烧室火焰筒(5)、阳极文氏管(6)、带旋流器的电极安装座和阴极雾化锥(1)均同轴设置，所述电缆(4)的上端安装在燃烧室火焰筒(5)上，所述电缆(4)的下端依次穿过燃烧室火焰筒(5)和电极安装座(2)后与等径段(6-1)的外壁连接；

所述阴极雾化锥(1)包括高温合金外壳锥体段(8)、高温合金外壳连接段(7)、油滤(9)和引流顶块(10)，所述高温合金外壳锥体段(8)的头部为锥形端部，所述锥形端部沿圆周方向均匀设置有三个喷口(8-1)，所述高温合金外壳连接段(7)的一端伸入远离所述锥形端部的高温合金外壳锥体段(8)的一端内且与高温合金外壳锥体段(8)螺纹连接，所述油滤(9)安装在高温合金外壳连接段(7)的中部内，所述锥形端部内沿圆周方向均匀设置有三个的安装孔，三个所述安装孔与三个喷口(8-1)对应设置且对应相通，每个所述安装孔内均设置有带旋流槽顶块(11)和喷嘴(12)，所述喷嘴(12)设置在靠近喷口(8-1)处且与所述安装孔的一端相配合，所述带旋流槽顶块(11)设置在所述安装孔的另一端，所述带旋流槽顶块(11)靠近喷嘴(12)的一端与喷嘴(12)的上部内锥面配合，所述引流顶块(10)螺纹连接在高温合金外壳锥体段(8)的内部且靠近所述锥形端部处以将带旋流槽顶块(11)和喷嘴(12)压紧。

2.按照权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述带旋流槽顶块(11)包括圆台头部(11-1)和圆柱尾部(11-2)，所述圆台头部(11-1)的大端设置在圆柱尾部(11-2)的一端，所述圆台头部(11-1)沿圆周方向均匀设置有三条斜槽(13)。

3.按照权利要求2所述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述锥形端部的半锥角为30°～60°，所述斜槽(13)的中心线与圆台头部(11-1)的母线之间的夹角α3，所述α3的角度为60°～65°。

4.按照权利要求2或3所述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述喷嘴(12)包括大圆柱部分(12-1)和小圆柱部分(12-2)，所述小圆柱部分(12-2)的一端设置在大圆柱部分(12-1)的另一端中部，所述喷嘴(12)上设置有一个与圆台头部(11-1)相配合的倒锥形槽(12-11)，所述倒锥形槽(12-11)的顶尖部伸入小圆柱部分(12-2)内，所述小圆柱部分(12-2)的中部设置有与倒锥形槽(12-11)相连通的贯穿小孔(12-21)，所述小圆柱部分(12-2)设置在靠近喷口(8-1)处。

5.按照权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述电极安装座(2)为空心圆柱体结构，所述电极安装座(2)的后部外表面为火焰筒头部安装配合面(16)，所述电极安装座(2)的后部内表面为阳极文氏管内配合面(17)，所述电极安装座(2)的中部一侧设置有贯穿的电缆安装孔(15)，所述电极安装座(2)的外侧设置有与电缆安装孔(15)同轴线的电极安装座凸台(14)，所述电极安装座凸台(14)位于电缆安装孔(15)的外端。

6.按照权利要求5所述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述旋流器(3)包括外环壁(3-1)、内环壁(3-2)和旋流叶片(3-3)，所述内环壁(3-2)设置在外环壁(3-1)内，所述旋流叶片(3-3)倾斜安装在外环壁(3-1)与内环壁(3-2)之间且能够使得旋流叶片(3-3)的气流出气角α2为20°～30°，所述旋流叶片(3-3)的数量为8～12个且均匀布设在外环壁(3-1)与内环壁(3-2)之间，所述外环壁(3-1)安装在电极安装座(2)的前部内，所述高温合金外壳锥体段(8)靠近所述锥形端部的圆柱段安装在内环壁(3-2)的中心处。

7.按照权利要求5或6所述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述电缆(4)包括铜棒内层(19)、绝缘外层(18)和绝缘凸台(20)，所述绝缘外层(18)套设在铜棒内层(19)的中上部，所述绝缘凸台(20)套设在绝缘外层(18)的上端。

8.按照权利要求7所述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述燃烧室火焰筒(5)的外层罩帽上设置有电缆固定孔(21)，所述燃烧室火焰筒(5)的后端内表面为用于固定电极安装座(2)的火焰筒头部支承面(22)，所述火焰筒头部支承面(22)与火焰筒头部安装配合面(16)相配合；所述电缆(4)依次穿过电缆固定孔(21)和电缆安装孔(15)，所述铜棒内层(19)下端与等径段(6-1)的外壁连接，所述绝缘外层(18)的下端面与电极安装座凸台(14)配合，所述绝缘凸台(20)安装在电缆固定孔(21)处。

9.按照权利要求5或6所述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述等径段(6-1)的外表面为阳极文氏管外配合面(23)，所述阳极文氏管外配合面(23)与阳极文氏管内配合面(17)紧密贴合，所述收敛扩散段(6-2)后端端口内表面的出气角α1为45°～55°。

说明书

技术领域

本发明涉及航空动力等离子体点火与助燃技术和等离子体液体燃料裂解技术领域，尤其是涉及一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴。

背景技术

燃烧室作为航空发动机的一个核心部件，随着装备不断的更新换代，军民用领域对航空发动机燃烧室的性能提出了更高的要求，对于常规的点火燃烧方式来说，其无法在大范围内满足燃烧室的高性能要求。等离子体点火与助燃技术作为近年来兴起的一项新型技术，因为其独有的优势而得到相关领域人员普遍认可，在航空发动机中实施等离子体点火与助燃的优势有：提高点火速率、减小点火延迟时间、提高燃烧效率、扩宽稳定燃烧范围、改善出口温度场品质、减小污染物排放等。国内外对等离子体点火与助燃技术的研究主要集中在非平衡等离子体，一方面利用产生的非平衡态等离子体中的高能电子与可燃混合气中的原子、分子等粒子发生碰撞，产生大量诸如氧原子、臭氧、离子的活性粒子引发燃料的链式氧化反应；另一方面，利用在产生非平衡态等离子体的放电过程中产生的离子风，促进燃料的混合，增加活性粒子与其余粒子的接触面积，使链式氧化反应更快更好地发生，从而加快燃烧的反应进程。目前在燃烧室中运用等离子体进行点火与助燃的方式有两种，第一种是在燃烧室外生成等离子体后将等离子体导入燃烧室中，第二种是直接在燃烧室中加入等离子体生成器直接在燃烧室内生成等离子体参与实现点火与助燃。2016年中国人民解放军空军工程大学何立明团队研制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，在国内首次将等离子体助燃技术应用于现有航空发动机燃烧室，并取得了成功。

等离子体燃料裂解是一种航空动力领域中的新型等离子体点火与助燃技术，通过气体放电形成局部均匀的、具有化学活性组分的离子化气体，产生化学和气动双重效应，加强等离子体及其相邻区域内的燃烧状态。等离子体燃料裂解的基本原理为：在燃料的流经区域实施等离子体放电，目前有介质阻挡放电或滑动弧放电等形式，放电过程中高能电子与燃料分子发生撞击，将燃料大分子的碳链打断成低碳链的小分子和活性粒子。在提高燃烧效率、扩宽稳定燃烧范围、改善出口温度场品质、减少污染物排放等方面具有巨大的优势和前景。

但是，由于航空发动机燃烧室结构复杂，工作条件及其恶劣等特点，目前国内外仅有一种应用于航空发动机燃烧室的燃油裂解头部，是由中国人民解放军空军工程大学何立明团队发明的，其专利公开号为CN108180075A，但是由于其一方面喷嘴采用常规喷嘴，且放电区域位于文氏管与喇叭口之间，形成的等离子体与燃油的作用时间不长、及作用范围不大，并且经过旋流器的旋转气流只占喷嘴处气流的一部分，没有充分发挥旋转气流对燃油雾化的促进作用，因此没有最大化等离子体对燃料的裂解作用；另一方面，旋流器进气方向与燃油裂解头部进气方向垂直，供气存在一定不足。这两个方面带来的问题是：燃油雾化效果不好，形成的雾化液滴不均匀，导致产生的等离子体与燃油液滴作用时裂解不够充分，使得点火助燃效果有一定欠缺。2012年哈尔滨工程大学研制了一种等离子体强化雾化喷嘴并申请了发明专利，公开号为CN202757149U，其采用介质阻挡放电产生等离子体对液态燃料部分裂解并在液态燃料内形成气体微团，通过旋流器之后在喷嘴出口瞬间爆破从而增强雾化效果。但是其所采用的介质阻挡放电所产生的等离子体在同等输入功率下能量要小于滑动弧等离子体所产生的能量，并且其结构复杂，燃油垂直进入喷嘴有一定损失，且不便安装于航空发动机燃烧室头部，故不适用于航空发动机燃烧室。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术中的不足，提供一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其能够很好的满足先进航空发动机燃烧室对短点火延迟时间、宽点熄火边界、高燃烧效率、良好出口温度场分布以及低污染物排放的迫切需求。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：包括电极安装座、旋流器、阴极雾化锥、阳极文氏管和电缆，所述旋流器安装在电极安装座的前部内，所述旋流器和电极安装座共同构成带旋流器的电极安装座，所述阴极雾化锥的锥体端安装在旋流器上，所述阴极雾化锥的锥体部分位于电极安装座内，所述阳极文氏管由等径段和收敛扩散段组成，所述收敛扩散段的大端设置在等径段的一端，所述等径段安装在电极安装座的后端内，所述等径段的内表面和电极安装座的内表面均为圆弧面，所述等径段与电极安装座连接处的内表面光滑衔接，所述带旋流器的电极安装座安装在航空发动机的燃烧室火焰筒内头部处，所述收敛扩散段位于燃烧室火焰筒内，所述燃烧室火焰筒、阳极文氏管、带旋流器的电极安装座和阴极雾化锥均同轴设置，所述电缆的上端安装在燃烧室火焰筒上，所述电缆的下端依次穿过燃烧室火焰筒和电极安装座后与等径段的外壁连接。

上述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述阴极雾化锥包括高温合金外壳锥体段、高温合金外壳连接段、油滤和引流顶块，所述高温合金外壳锥体段的头部为锥形端部，所述锥形端部沿圆周方向均匀设置有三个喷口，所述高温合金外壳连接段的一端伸入远离所述锥形端部的高温合金外壳锥体段的一端内且与高温合金外壳锥体段螺纹连接，所述油滤安装在高温合金外壳连接段的中部内，所述锥形端部内沿圆周方向均匀设置有三个的安装孔，三个所述安装孔与三个喷口对应设置且对应相通，每个所述安装孔内均设置有带旋流槽顶块和喷嘴，所述喷嘴设置在靠近喷口处且与所述安装孔的一端相配合，所述带旋流槽顶块设置在所述安装孔的另一端，所述带旋流槽顶块靠近喷嘴的一端与喷嘴的上部内锥面配合，所述引流顶块螺纹连接在高温合金外壳锥体段的内部且靠近所述锥形端部处以将带旋流槽顶块和喷嘴压紧。

上述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述带旋流槽顶块包括圆台头部和圆柱尾部，所述圆台头部的大端设置在圆柱尾部的一端，所述圆台头部沿圆周方向均匀设置有三条斜槽。

上述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述锥形端部的半锥角为30°～60°，所述斜槽的中心线与圆台头部的母线之间的夹角α3，所述α3的角度为60°～65°。

上述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述喷嘴包括大圆柱部分和小圆柱部分，所述小圆柱部分的一端设置在大圆柱部分的另一端中部，所述喷嘴上设置有一个与圆台头部相配合的倒锥形槽，所述倒锥形槽的顶尖部伸入小圆柱部分内，所述小圆柱部分的中部设置有与倒锥形槽相连通的贯穿小孔，所述小圆柱部分设置在靠近喷口处。

上述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述电极安装座为空心圆柱体结构，所述电极安装座的后部外表面为火焰筒头部安装配合面，所述电极安装座的后部内表面为阳极文氏管内配合面，所述电极安装座的中部一侧设置有贯穿的电缆安装孔，所述电极安装座的外侧设置有与电缆安装孔同轴线的电极安装座凸台，所述电极安装座凸台位于电缆安装孔的外端。

上述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述旋流器包括外环壁、内环壁和旋流叶片，所述内环壁设置在外环壁内，所述旋流叶片倾斜安装在外环壁与内环壁之间且能够使得旋流叶片的气流出气角α2为20°～30°，所述旋流叶片的数量为8～12个且均匀布设在外环壁与内环壁之间，所述外环壁安装在电极安装座的前部内，所述高温合金外壳锥体段靠近所述锥形端部的圆柱段安装在内环壁的中心处。

上述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述电缆包括铜棒内层、绝缘外层和绝缘凸台，所述绝缘外层套设在铜棒内层的中上部，所述绝缘凸台套设在绝缘外层的上端。

上述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述燃烧室火焰筒的外层罩帽上设置有电缆固定孔，所述燃烧室火焰筒的后端内表面为用于固定电极安装座的火焰筒头部支承面，所述火焰筒头部支承面与火焰筒头部安装配合面相配合；所述电缆依次穿过电缆固定孔和电缆安装孔，所述铜棒内层下端与等径段的外壁连接，所述绝缘外层的下端面与电极安装座凸台配合，所述绝缘凸台安装在电缆固定孔处。

上述的一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，其特征在于：所述等径段的外表面为阳极文氏管外配合面，所述阳极文氏管外配合面与阳极文氏管内配合面紧密贴合，所述收敛扩散段后端端口内表面的出气角α1为45°～55°。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、本发明解决了目前航空发动机燃烧室中点火助燃方面存在的问题，属于本项目组长期以来在等离子体点火与助燃方面及其在航空发动机燃烧室中的应用的研究积累；本发明符合国家发展先进航空发动机的重大需求，有可能成为提高航空发动机燃烧室燃烧性能的颠覆性技术，引领燃烧室的设计，推进我国军民用飞机向更高层次发展。

2、本发明在航空发动机常用的燃烧室的基础上，发明创造了一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴，该雾化喷嘴结构简单，通用性强，在辅助燃油雾化同时可以实现点火功能，只需替换原有航空发动机燃烧室火焰筒的头部，即可实现点火与助燃功能，且结构尺寸、流量分配均与原有燃烧室相同。

3、本发明驱动三维旋转滑动弧等离子体激励器工作的旋流气体来源于燃烧室进口气体，通过头部的叶片式轴流式旋流器产生旋流，不需要外部引气。

4、本发明能够充分利用等离子体的裂解作用，使燃油雾化的效果明显，从而提高了燃油与空气混合气的均匀性，同时产生促进燃烧化学反应的活性粒子，从而解决航空发动机在特殊条件下点火速率慢、点火延迟时间长、燃烧效率低、贫油熄火、高空点火、燃烧室出口温度场不均匀的问题，具有能高效裂解燃油、辅助燃油雾化、产生大量的活性粒子、结构简单、通用性强的特点。

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为本发明的整体结构示意图。

图2为本发明阴极雾化锥的外形图。

图3为本发明阴极雾化锥的内部结构示意图。

图4为本发明带旋流槽顶块的主视图。

图5为本发明带旋流槽顶块的仰视图。

图6为本发明喷嘴的主视图。

图7为图6的A-A剖视图。

图8为图6的俯视图。

图9为本发明带旋流器的电极安装座的结构示意图。

图10为本发明旋流器的结构示意图。

图11为本发明旋流器的展开图。

图12为本发明电缆的结构示意图。

图13为本发明燃烧室火焰筒的结构示意图。

图14为本发明阳极文氏管的结构示意图。

附图标记说明:

1—阴极雾化锥； 2—电极安装座； 3—旋流器；

3-1—外环壁； 3-2—内环壁； 3-3—旋流叶片；

4—电缆； 5—燃烧室火焰筒； 6—阳极文氏管；

6-1—等径段； 6-2—收敛扩散段； 7—高温合金外壳连接段；

8—高温合金外壳锥体段； 8-1—喷口；9—油滤；

10—引流顶块；11—带旋流槽顶块； 11-1—圆台头部；

11-2—圆柱尾部；12—喷嘴； 12-1—大圆柱部分；

12-11—倒锥形槽； 12-2—小圆柱部分； 12-21—贯穿小孔；

13—斜槽；14—电极安装座凸台； 15—电缆安装孔；

16—火焰筒头部安装配合面；17—阳极文氏管内配合面；

18—绝缘外层；19—铜棒内层； 20—绝缘凸台；

21—电缆固定孔； 22—火焰筒头部支承面； 23—阳极文氏管外配合面。

具体实施方式

为方便描述，本发明将空气进入方向定义为前。

如图1所示，本发明包括电极安装座2、旋流器3、阴极雾化锥1、阳极文氏管6和电缆4，所述旋流器3安装在电极安装座2的前部内，所述旋流器3和电极安装座2共同构成带旋流器的电极安装座，所述阴极雾化锥1的锥体端安装在旋流器3上，所述阴极雾化锥1的锥体部分位于电极安装座2内，所述阳极文氏管6由等径段6-1和收敛扩散段6-2组成，所述收敛扩散段6-2的大端设置在等径段6-1的一端，所述等径段6-1安装在电极安装座2的后端内，所述等径段6-1的内表面和电极安装座2的内表面均为圆弧面，所述等径段6-1与电极安装座2连接处的内表面光滑衔接，所述带旋流器的电极安装座安装在航空发动机的燃烧室火焰筒5内头部处，所述收敛扩散段6-2位于燃烧室火焰筒5内，所述燃烧室火焰筒5、阳极文氏管6、带旋流器的电极安装座和阴极雾化锥1均同轴设置，所述电缆4的上端安装在燃烧室火焰筒5上，所述电缆4的下端依次穿过燃烧室火焰筒5和电极安装座2后与等径段6-1的外壁连接。

燃烧室火焰筒5为航空发动机的燃烧室火焰筒，所述阴极雾化锥1的锥体部分位于电极安装座2内(即阴极雾化锥1的锥体部分的底面与带旋流器的电极安装座的中心通孔的出口端面重合)。

如图2和图3所示，所述阴极雾化锥1包括高温合金外壳锥体段8、高温合金外壳连接段7、油滤9和引流顶块10，所述高温合金外壳锥体段8的头部为锥形端部，所述锥形端部沿圆周方向均匀设置有三个喷口8-1，所述高温合金外壳连接段7的一端伸入远离所述锥形端部的高温合金外壳锥体段8的一端内且与高温合金外壳锥体段8螺纹连接，所述油滤9安装在高温合金外壳连接段7的中部内，所述锥形端部内沿圆周方向均匀设置有三个的安装孔，三个所述安装孔与三个喷口8-1对应设置且对应相通，每个所述安装孔内均设置有带旋流槽顶块11和喷嘴12，所述喷嘴12设置在靠近喷口8-1处且与所述安装孔的一端相配合，所述带旋流槽顶块11设置在所述安装孔的另一端，所述带旋流槽顶块11靠近喷嘴12的一端与喷嘴12的上部内锥面配合，所述引流顶块10螺纹连接在高温合金外壳锥体段8的内部且靠近所述锥形端部处以将带旋流槽顶块11和喷嘴12压紧。

高温合金外壳锥体段8和高温合金外壳连接段7均采用GH3044合金，其余部分采用钨铜合金制成。安装孔由两段组成，第一段安装孔的直径为5mm～7mm、轴向长度为5mm～6mm，主要用于放置旋流槽顶块11；第二段安装孔的直径为3mm～3.4mm，贯穿高温合金外壳连接段7的前段锥形头部，用于放置喷嘴12。

高温合金外壳锥体段8的圆柱部分外径为22mm～26mm、轴向长度为38mm～42mm，内表面分为上螺纹部分和下螺纹部分，上螺纹部分长度18mm～22mm，下螺纹部分长度为17mm～21mm。引流顶块10为一带有中央通孔的圆柱体，外径为18mm～22mm，中央通孔直径为7mm～9mm，轴向长度为13mm～17mm。引流顶块10外表面带有与高温合金外壳锥体段8的等径段相配合的外螺纹，通过螺纹引流顶块10的下端面与旋流槽顶块11的上端面接触，从而压紧旋流槽顶块11和喷嘴12。

高温合金外壳连接段7的等径段外径为22mm～26mm、轴向长度为38mm～42mm，下部螺纹段的轴向长度为18mm～22mm，内表面分为三段，第一段内径为20mm～24mm、长度为18mm～22mm，第二段内径为11mm～13mm、长度为10mm～4mm，第三段内径为18mm～22mm、长度为26mm～30mm，第二段的中心孔为油滤安装孔，用于安装油滤9，过滤掉燃油中杂质，保证油液清洁度。

如图4和图5所示，所述带旋流槽顶块11包括圆台头部11-1和圆柱尾部11-2，所述圆台头部11-1的大端设置在圆柱尾部11-2的一端，所述圆台头部11-1沿圆周方向均匀设置有三条斜槽13。

圆柱尾部11-2的直径为4mm～6mm、长度为5mm～6mm，圆台头部11-1的高度为0.9mm～1.1mm、小圆直径为1.10mm～1.15mm，三条斜槽13用于使进入的燃油产生旋转。

本实施例中，所述锥形端部的半锥角为30°～60°。

如图5所示，所述斜槽13的中心线与圆台头部11-1的母线之间的夹角α3，所述α3的角度为60°～65°。

如图6至图8所示，所述喷嘴12包括大圆柱部分12-1和小圆柱部分12-2，所述小圆柱部分12-2的一端设置在大圆柱部分12-1的另一端中部，所述喷嘴12上设置有一个与圆台头部11-1相配合的倒锥形槽12-11，所述倒锥形槽12-11的顶尖部伸入小圆柱部分12-2内，所述小圆柱部分12-2的中部设置有与倒锥形槽12-11相连通的贯穿小孔12-21，所述小圆柱部分12-2设置在靠近喷口8-1处。

喷嘴12与安装孔的台阶状结构相配合，以使喷嘴12固定。大圆柱部分12-1的直径为5mm～7mm、高度为0.9mm～1.1mm，小圆柱部分12-2的直径为3mm～3.4mm、高度为0.9mm～1.1mm，倒锥形槽12-11的底部圆直径为5mm～7mm，锥形面母线与中心线之间的夹角为60°～65°，锥形面高度为1.3mm～1.7mm，贯穿小孔12-21的直径为0.18mm～0.22mm、长度为0.4mm～0.6mm。

如图9所示，所述电极安装座2为空心圆柱体结构，所述电极安装座2的后部外表面为火焰筒头部安装配合面16，所述电极安装座2的后部内表面为阳极文氏管内配合面17，所述电极安装座2的中部一侧设置有贯穿的电缆安装孔15，所述电极安装座2的外侧设置有与电缆安装孔15同轴线的电极安装座凸台14，所述电极安装座凸台14位于电缆安装孔15的外端。

电极安装座2为中空回转体，电极安装座2由陶瓷制成，火焰筒头部安装配合面16用于与燃烧室火焰筒5后端的火焰筒头部支承面22配合，阳极文氏管内配合面17用于与阳极文氏管6的等径段6-1的外表面配合，配合面长度为18mm～20mm。电极安装座2的外径为72mm～76mm，轴向长度为35mm～39mm。电极安装座凸台14的直径为2.8mm～3.2mm、高度为0.8mm～1.2mm，电极安装座凸台14用于与绝缘外层18的下端面配合，电极安装座凸台14的中心距电极安装座2的后端端面的长度为14mm～18mm，电缆安装孔15的直径与铜棒内层19配合。

如图10所示，所述旋流器3包括外环壁3-1、内环壁3-2和旋流叶片3-3，所述内环壁3-2设置在外环壁3-1内，所述旋流叶片3-3倾斜安装在外环壁3-1与内环壁3-2之间且能够使得旋流叶片3-3的气流出气角α2为20°～30°，所述旋流叶片3-3的数量为8～12个且均匀布设在外环壁3-1与内环壁3-2之间，所述外环壁3-1安装在电极安装座2的前部内，所述高温合金外壳锥体段8靠近所述锥形端部的圆柱段安装在内环壁3-2的中心处。

旋流器3为单级叶片式轴流式旋流器，气流经过旋流器3，在阴极雾化锥1与阳极文氏管6之间形成旋转气流。内环壁3-2的内径为20mm～26mm，外环壁3-1的内径为60mm～64mm，内环壁3-2的厚度为1.8mm～2.2mm，外环壁3-1即为与其一体化成型的电极安装座2的外壁，旋流器3的轴向长度为10mm～12mm。气流经过旋流器3，在阴极雾化锥1与阳极文氏管6之间形成旋转气流。内环壁3-2的内径d1与高温合金外壳锥体段8的圆柱部分外径相等。

如图11所示，当气流的进气角为90°时，气流出气角α2为20°～30°

如图12所示，所述电缆4包括铜棒内层19、绝缘外层18和绝缘凸台20，所述绝缘外层18套设在铜棒内层19的中上部，所述绝缘凸台20套设在绝缘外层18的上端。

绝缘外层18的外径为4mm～6mm，铜棒内层19的直径为2mm～4mm，绝缘外层18的材质为聚四氟乙烯，绝缘凸台20的上端直径为10mm～12mm，下端直径为8mm～10mm，用于将电缆4安装到燃烧室火焰筒5的电缆固定孔21处。电缆4下端为裸露的铜棒，裸露长度为5mm～6mm，安装于带旋流器的电极安装座的电缆安装孔15中，并保持电缆4的铜棒内层19与高温合金的阳极文氏管6电导通良好。

如图13所示，所述燃烧室火焰筒5的外层罩帽上设置有电缆固定孔21，所述燃烧室火焰筒5的后端内表面为用于固定电极安装座2的火焰筒头部支承面22，所述火焰筒头部支承面22与火焰筒头部安装配合面16相配合；所述电缆4依次穿过电缆固定孔21和电缆安装孔15，所述铜棒内层19下端与等径段6-1的外壁连接，所述绝缘外层18的下端面与电极安装座凸台14配合，所述绝缘凸台20安装在电缆固定孔21处。

燃烧室火焰筒5采用镍基高温合金GH536加工而成，电缆固定孔21的直径为10mm～12mm。

如图14所示，所述等径段6-1的外表面为阳极文氏管外配合面23，所述阳极文氏管外配合面23与阳极文氏管内配合面17紧密贴合，所述收敛扩散段6-2后端端口内表面的出气角α1为45°～55°。

阳极文氏管6为中空回转体，阳极文氏管6采用合金材料制作。等径段6-1的外径和阳极文氏管内配合面17的内径均为d2且d2的取值为62mm～66mm，等径段6-1的长度与阳极文氏管内配合面17的长度相等且均为18mm～20mm；收敛扩散段6-2的后端端口的内径d3为58mm～62mm，阳极文氏管6的厚度为0.8mm～1.2mm。

本发明的工作原理为：本发明中，阳极文氏管6通过电缆4接入高压交流电，阳极文氏管6与电缆4通过直接接触的方式通电，阴极雾化锥1连接油管的入口安装在航空发动机燃烧室外机匣上，阴极雾化锥1与发动机外壳共地。

在工作时，燃油从高温合金外壳连接段7的通孔进入，经过油滤9过滤杂质后，充满阴极雾化锥1内空腔，通过引流顶块10的中央通孔，进入带旋流槽顶块11与高温合金外壳锥体段8之间的间隙，之后通过带旋流槽顶块11锥部的斜槽13使燃油产生旋流，通过喷嘴12的小孔喷出，产生雾化燃油。

该喷嘴12的结构简单，先经过斜槽13的使燃油产生旋流，方便下一步进行雾化，在喷嘴12的小孔处高速喷出，产生雾化的燃油液滴覆盖一个锥形区域，经过该方法产生的燃油液滴雾化效果好，液滴分布均匀，三个喷嘴较好地覆盖了燃烧室的燃烧区域，且从三个喷嘴12喷出的燃油的重合区域与燃烧室头部的回流区重合，更利于火焰的稳定燃烧。

在旋转气流的作用下，阳极文氏管6与阴极雾化锥1之间形成三维旋转滑动弧放电，产生三维旋转滑动弧等离子体，而在上游不远处的多点喷射的燃油经初步雾化后通过放电区域，利用三维旋转滑动弧等离子体的高温、高速以及富含活性粒子的特性对煤油进行点火。除此之外，三维旋转滑动弧放电过程中产生的大量高能电子和激发产生的活性粒子与雾化开的燃油小分子发生撞击，高碳燃油分子间的键被打断，形成“沸点”更低的低碳小分子。一方面，滑动弧放电进行燃油裂解的过程，可以生成这类低碳小分子，它们以气态燃料的形式参与燃烧，可以加速燃烧和火焰传播的物理过程，提高燃烧的完全程度；另一方面，滑动弧放电的过程中生成的活性粒子如氧原子、臭氧、离子和活性基团等参与燃烧反应，提高了燃烧的化学反应速率。在提高了燃烧效率的同时也扩宽了稳定燃烧范围和点熄火边界，改善了出口温度场品质，减少了污染物排放。

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。

一种航空发动机燃烧室等离子体辅助雾化点火喷嘴专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。