专利摘要

专利摘要

一种航空发动机空气旋流等离子体点火器，绝缘套和支承套均安装在壳体内。绝缘套位于所述壳体内隔板一侧，支承套位于所述壳体内，并且该支承套的外表面与壳体的内表面之间形成气室。阳极套套装在壳体有支承套的一端。旋流器位于所述阳极套内，并且该旋流器的端面与支承套的端面接触。阴极安装座位于绝缘套内，使阴极安装座的端面与同轴电缆中的阴极接线柱接触。阴极的固定在阴极安装座内，从上到下依次穿过支承套和旋流器，并且该阴极的引弧端伸出旋流器的下端面。本发明不改变发动机燃烧室原有安装电火花点火器的结构和位置，贯穿发动机外涵道，垂直安装于燃烧室外壁，提高了产品的可靠性，具有体积和重量小、结构简单、使用和维护方便的特点。

权利要求

1.一种航空发动机空气旋流等离子体点火器，其特征在于，包括壳体(1)、进气管(2)、阳极套(3)、绝缘套(4)、阴极安装座(5)、支承套(6)、阴极(7)和旋流器(8)；其中，绝缘套(4)和支承套(6)均安装在壳体(1)内；绝缘套(4)位于所述壳体内隔板一侧；支承套(6)位于所述壳体内隔板的另一侧，并且该支承套(6)的外表面与壳体(1)的内表面之间形成气室；阳极套(3)套装在壳体(1)有支承套的一端；所述阳极套(3)的内孔分为连接段、旋流器安装段和收缩段；旋流器(8)位于所述阳极套(3)内，并且该旋流器(8)的端面与支承套(6)的端面接触；所述阳极套(3)的连接段位于阳极套(3)的敞口端，该连接端的内表面有螺纹；阳极套(3)的收缩段位于该阳极套的另一端，为锥形；所述阳极套收缩段的轴向长度为4～8mm，锥角α为60～90°；所述旋流器安装段位于连接段和收缩段之间；阳极套(3)的端盖中心有喷口，喷口的形状或者是孔径为2～6mm等径孔，或者是锥角γ为20～50°的锥形扩散孔；

阴极安装座(5)位于绝缘套(4)内，使阴极安装座(5)的端面与同轴电缆中的阴极接线柱接触；所述阴极(7)的外螺纹端固定在阴极安装座(5)内；阴极(7)从上到下依次穿过支承套(6)和旋流器(8)，并且阴极的引弧端伸出旋流器(8)的下端面；所述阴极(7)的引弧端为锥体该锥体的锥角β为40°；

在所述旋流器(8)的外圆表面均布有3个螺旋角为45°的旋流槽，当工作介质通过旋流槽时产生旋流；所述旋流槽螺的旋状沿旋流器(8)的轴向分布。

2.如权利要求1所述一种航空发动机空气旋流等离子体点火器，其特征在于，壳体(1)中部有进气管(2)的安装孔，进气管一端与壳体(1)焊接，并与所述的气室连通；进气管的另一端通过螺纹与发动机供气装置连接，并保持密封；进气管(2)的轴线垂直与壳体(1)的轴线。

3.如权利要求1所述一种航空发动机空气旋流等离子体点火器，其特征在于，所述绝缘套(4)与壳体的内壁面贴合；绝缘套(4)内孔的孔径与阴极安装座(5)的外径相同，并使两者之间干涉配合，同时能够使同轴电缆中的阴极接线柱安装在该绝缘套(4)内；绝缘套(4)的端盖中心有阴极(7)的通孔；在所述绝缘套端盖的外端面中心有支承套(6)的安装槽，该安装槽的直径与支承套(6)的外径相同。

4.如权利要求1所述一种航空发动机空气旋流等离子体点火器，其特征在于，阴极安装座(5)小直径端有用于安装阴极(7)的螺纹盲孔。

5.如权利要求1所述一种航空发动机空气旋流等离子体点火器，其特征在于，所述支承套(6)的一端穿过内隔板的中心孔，嵌入绝缘套(4)端面的凹槽内；另一端与旋流器上表面接触；支承套(6)的内径与阴极(7)的外径相同。

6.如权利要求1所述一种航空发动机空气旋流等离子体点火器，其特征在于，在所述旋流器(8)的中心有阴极(7)穿过的通孔。

7.如权利要求1所述一种航空发动机空气旋流等离子体点火器，其特征在于，所述位于阳极套(3)端盖中心喷口的长度为6～10mm。

说明书

技术领域

本发明涉及航空动力领域的等离子体点火与燃烧强化技术，等离子体点火器以空气为工作介质，工作介质经高压击穿形成电弧放电，以高温射流的形式从点火器喷口射出，形成高温火舌，利用富含活性粒子的高温、高速等离子体射流来点燃航空发动机燃烧室内的油气混合气。

背景技术

随着战斗机性能的不断提高，对航空发动机燃烧室在高机动和高空工作条件下的起动特性和提出了更高的要求。目前，国内外航空发动机使用的高能点火装置通常采用半导体电嘴，长期在恶劣的高温环境中工作，其半导体特性逐渐老化，电嘴击穿电压越来越高，逐渐超过点火器的工作电压而失效，使点火装置输出的低频高压脉冲无法击穿半导体电嘴，导致整套电火装置失效。另外，常规点火装置的点火能量较低，而我国的航空燃气涡轮发动机存在高原、高/低温和高空小表速情况下的点火边界不足的问题，常规的点火系统很难满足高空（特别是20km以上乃至临近空间）发动机空中再次起动的需要。

等离子体点火技术具有点火能量大、火舌穿透力强等特点，有利于提高在恶劣工作环境（近空间）条件下点燃高速流动燃料/空气混合气的可靠性，扩大点火范围，改善发动机的空中起动性能。因此，进行航空发动机燃烧室等离子体点火技术研究，是航空发动机发展和使用中提高其安全性、工作可靠性的迫切需要，为等离子体点火技术在高推重比涡扇发动机、大功重比涡轴发动机燃烧室中的应用提供技术储备。

等离子体点火技术的研究早在20世纪70年代就引起了各国专家的广泛关注。但由于受当时技术条件的限制，其研究仅限于工业燃烧方面。80年代中期，该技术开始转向地面燃机和航空航天动力装置上。特别是随着燃烧动力学和其他高科技的发展，等离子体点火技术以其固有的特点和显著的优势逐渐受到航空航天动力界的高度关注和重视。近年来，世界航空大国都开始进行适用于航空、航天发动机燃烧室和加力燃烧室中的等离子体点火技术的研究。美国和俄罗斯等航空发达国家已经研制出等离子体点火器，并在航空发动机上进行了高空点火验证试验，等离子体点火的很多关键技术得到了较大的发展。

1988年，英国RR燃料加注公司燃烧研究室和利兹大学机械工程系利用AIT高空试验台在发动机环管形燃烧室上使用火花塞集束放电等离子体点火器成功地进行了试验，验证了该技术在航空发动机上应用的可行性和优越的高空二次点火能力。1992年，美国GE公司、西门子发动机精密系统公司、航空等离子技术公司以航空发动机主燃烧室或加力燃烧室为应用对象申请了等离子体点火系统的专利（图1）。2004年，美国AppliedPlasmaTechnologies（APT）公司的IgorMatveev等对所研制的等离子体点火器进行了12Km高空等离子体点火试验，展示了其良好可靠的高空点火性能。

我国的等离子体点火研究起步较晚，技术基础比较薄弱，等离子体点火技术在民用锅炉、地面和舰用燃气轮机上有一定的应用，在航空发动机燃烧室中应用的关键技术还有待进一步研究。1998年烟台龙源电力技术有限公司制造出第一台DLZ-200工业型等离子点火装置（图2），在常温送粉的情况下，成功点燃了挥发份为11％的淄博贫煤。2001年哈尔滨工程大学承担了GT25000舰用燃气轮机的脉冲式等离子点火系统国产化任务。上述两种等离子体点火器主要用于民用锅炉和舰用燃气轮机中，等离子体点火器的体积和重量较大，引弧方式为电极直线滑动拉弧，不适于在航空发动机燃烧室的高温高压环境中使用。2006年，西北工业大学动力与能源学院的宋文艳等和中国空气动力研究与发展中心合作（图3）在超燃冲压发动机燃烧室中进行了等离子体点火，等离子体点火器在预燃室中点燃氢气后形成火舌，从而在超音速条件下点火，实现了煤油在超音速条件下的可靠点火和稳定燃烧。该等离子体点火器体积和重量较大，电极温度高、无冷却、寿命短，而且工作环境压力低，不适于在航空发动机燃烧室的高温高压环境中使用。

发明内容

为克服现有技术中存在的体积和重量较大，电极温度高、无冷却、寿命短，而且工作环境压力低，不适于在航空发动机燃烧室的高温高压环境中使用的不足，本发明提出了一种航空发动机空气旋流等离子体点火器。

本发明包括壳体、进气管、阳极套、绝缘套、阴极安装座、支承套、阴极和旋流器。其中，绝缘套和支承套均安装在壳体内。绝缘套位于所述壳体内隔板一侧；支承套位于所述壳体内隔板的另一侧，并且该支承套的外表面与壳体的内表面之间形成气室。阳极套套装在壳体有支承套的一端；所述阳极套的内孔分为连接段、旋流器安装段和收缩段；旋流器位于所述阳极套内，并且该旋流器的端面与支承套的端面接触。阴极安装座位于绝缘套内，使阴极安装座的端面与同轴电缆中的阴极接线柱接触。所述阴极的外螺纹端固定在阴极安装座内；阴极从上到下依次穿过支承套和旋流器，并且阴极的引弧端伸出旋流器的下端面，

所述壳体中部有进气管的安装孔，进气管一端与壳体焊接，并与所述的气室连通；进气管的另一端通过螺纹与发动机供气装置连接，并保持密封。进气管的轴线垂直与壳体的轴线。

所述阳极套的连接段位于阳极套的敞口端，该连接端的内表面有螺纹。阳极套的收缩段位于该阳极套的另一端，为锥形。所述阳极套收缩段的轴向长度为4～8mm，锥角α为60～90°。所述旋流器安装段位于连接段和收缩段之间。阳极套的端盖中心有喷口。所述位于阳极套端盖中心喷口的长度为6～10mm，喷口的形状或者是孔径为2～6mm等径孔，或者是锥角γ为20～50°的锥形扩散孔。

所述绝缘套与壳体的内壁面贴合。绝缘套内孔的孔径与阴极安装座的外径相同，并使两者之间干涉配合，同时能够使同轴电缆中的阴极接线柱安装在该绝缘套内。绝缘套的端盖中心有阴极的通孔。在所述绝缘套端盖的外端面中心有支承套的安装槽，该安装槽的直径与支承套的外径相同。

所述阴极安装座小直径端有用于安装阴极的螺纹盲孔。

所述支承套的一端穿过内隔板的中心孔，嵌入绝缘套端面的凹槽内。另一端与旋流器上表面接触。支承套的内径与阴极的外径相同。

所述阴极的引弧端为锥体该锥体的锥角β为40°。

在所述旋流器的中心有阴极穿过的通孔，在旋流器的外圆表面均布有3个旋流槽，当工作介质通过旋流槽时产生旋流。所述旋流槽螺的旋状沿旋流器的轴向分布。旋流槽的螺旋角为45°。

本发明中，壳体与阴极安装座通过同轴电缆分别于等离子体点火器驱动电源的阳极套、阴极连接，工作介质在阴极下端引弧段与阳极套之间空隙击穿形成电弧，高温电弧加热并且电离通过的工作介质，产生高温等离子体火舌。阴极、阳极套可采用钨或钨铜等耐高温、导电能力强的金属或合金，既耐高温电弧烧蚀，又具有较强的电子发射能力。阴极头部为锥形，另一端采用螺纹固定到阴极安装座上，可方便调节阴极与阳极套之间的放电间隙，改变等离子体点火器的击穿电压以及工作时的电压和电流，控制电弧强度和工作介质的电离度，从而调节点火器喷出的高温等离子体火舌特性参数（速度、长度和温度等），另外也便于阴极的更换。

等离子体点火器采用侧面进气方式，有利于控制点火器的垂直长度，绝缘套下端防回流凹台与支承套配合，对工作介质起到密闭的作用；绝缘套、支承套材料为易于加工的绝缘材料，用来隔离阴极和阳极套，防止在其他零件之间产生放电，从而提高能量利用率。

旋流器材料为耐高温且绝缘性能好的氮化硼，工作介质通过旋流器外表面上的旋流槽时产生旋流，产生的离心力在漩涡中心形成了低压区，使弧柱及阴极斑点很稳定地保持在轴线位置，可提高点火器工作时的稳定性。

本发明的工作介质为空气，气源为发动机上可利用的供气系统，可方便的为等离子体点火器供气，不需要额外的供气装置。等离子体点火器工作时，工作介质采用“先来后走”的供气方式，先在阳极套与阴极之间充满气体，有利于击穿起弧；点火器驱动电源关闭后，继续供气几秒钟，有助于阳极套与阴极的冷却以防止氧化。

本发明不改变发动机燃烧室原有安装电火花点火器的结构和位置，按照燃烧室现有安装电火花点火器的尺寸和外廓进行设计，贯穿发动机外涵道，垂直安装于燃烧室外壁，这样在不改变燃烧室几何结构和动力学特性的同时简化制作和安装工艺，而且外涵气流可以对等离子体点火器进行冷却。

附图说明

附图1是美国GE公司公开的等离子体点火器，其中图1a是主视图，图1b是图1a的局部放大图；

附图2是烟台龙源电力技术有限公司制造的DLZ-200工业型等离子点火器；

附图3是西北工业大学与中国空气动力研究与发展中心合作研制的等离子体点火器；

附图4是本发明的结构示意图；

附图5是壳体的结构示意图；

附图6是阳极套的结构示意图，其中，图6a是直通形喷口的阳极套示意图，图6b是扩散形喷口的阳极套示意图；

附图7是绝缘套的示意图；

附图8是阴极安装座的示意图；

附图9是阴极的示意图，

附图10是旋流器的结构示意图，其中，图10a是俯视图，图10b是主视图。

图中：

1.壳体2.进气管3.阳极套4.绝缘套5.阴极安装座

6.支承套7.阴极8.旋流器

具体实施方式

实施例一

本实施例是一种航空发动机燃烧室用空气旋流等离子体射流点火器，包括壳体1、进气管2、阳极套3、绝缘套4、阴极安装座5、支承套6、阴极7和旋流器8。其中，绝缘套4和支承套6均安装在壳体1内。所述绝缘套4位于该壳体的内隔板一侧，并且绝缘套4与壳体1之间干涉配合；所述支承套6位于该壳体的内隔板的另一侧，并且该支承套6的外表面与壳体1的内表面之间形成气室。支承套6的一端穿过内隔板的中心孔，嵌入绝缘套4端面的凹槽内。阳极套3通过螺纹套装在壳体1有支承套一端的外壳上。旋流器8位于所述阳极套3内，并且该旋流器8一端端面与支承套6另一端的端面接触。阴极安装座5位于绝缘套4内。阴极7安装在支承套6内，一端固定在阴极安装座5内，另一端位于旋流器8内。

所述的阳极套3、绝缘套4、阴极安装座5、支承套6、阴极7和旋流器8同轴。

所述壳体1为中空回转体，采用不锈钢制成。在壳体1的中部有内隔板。在所述内隔板的中心有通孔，用于穿过支承套6。壳体1的外表面为阶梯状，其中安装绝缘套一端表面有用于与同轴电缆连接的外螺纹，通过该外螺纹用螺套将壳体1与同轴电缆连接；壳体1安装支承套6的一端表面亦有螺纹，与阳极套3通过螺纹连接。

壳体1中部有进气管2的安装孔，进气管一端与壳体1焊接，并与由支承套6与壳体1之间形成的气室连通；进气管的另一端通过螺纹与发动机供气装置连接，并保持密封。进气管2的轴线垂直与壳体1的轴线。

阳极套3用钨铜合金制成，为一端有端盖的中空回转体。阳极套3的内孔分为连接段、旋流器的安装段和收缩段。所述连接段位于阳极套3的敞口端，该连接端的内表面有螺纹，用于将所述阳极套3与壳体1上的螺纹连接。阳极套3的收缩段位于该阳极套的另一端，为锥形。所述阳极套收缩段的轴向长度为4～8mm，锥角α为60～90°。本实施例中，阳极套3收缩段的轴向长度为4mm，锥角α为76°。所述旋流器的安装段位于连接段和收缩段之间。阳极套3一端的端盖中心有直通孔，该直通孔形成了阳极套3的喷口。该喷口的直径为2～6mm，长度为6～10mm。本实施例中，阳极套3的喷口直径为4mm，长度为8mm。

绝缘套4为一端有端盖的中空管状，采用绝缘性能和加工性能良好的聚四氟乙烯制成。所述绝缘套4套装在壳体1中并与壳体的内壁面贴合。绝缘套4内孔的孔径与阴极安装座5的外径相同，并使两者之间干涉配合，同时能够使同轴电缆中的阴极接线柱安装在该绝缘套4内。绝缘套4的端盖中心有阴极7的通孔。在所述绝缘套端盖的外端面中心有支承套6的安装槽，该安装槽的直径与支承套6的外径相同，一方面用于安装支承套6，另一方面通过该安装槽防止进气管2进入的气流向上流动。

阴极安装座5为圆柱体，用铜制成。所述阴极安装座5的外圆表面为阶梯形，其大直径段与绝缘套4的内径相同。将阴极安装座5安装在绝缘套4内，使阴极安装座5的端面与同轴电缆中的阴极接线柱接触，并通过套装在阴极电缆的阴极接线柱上的弹簧压紧。阴极安装座5小直径端有用于安装阴极7的螺纹盲孔。

支承套6为中空管状，用聚四氟乙烯制成。所述支承套6一端与绝缘套端盖外端面中心的支承段安装槽配合，另一端与旋流器上表面接触。支承套6的外径为8mm，内径与阴极7的外径相同。

阴极7为杆状，用钨制成。所述阴极7的一端有长度为20mm的螺纹，另一端头部为锥体，是阴极的引弧端，该锥体的锥角β为40°。阴极7从上到下依次穿过支承套6、旋流器8，引弧端伸出于旋流器8的下端面，伸出的长度可通过阴极7另一端的螺纹进行调整。阴极引弧端与阳极套收缩段内表面之间的空隙为放电间隙，工作介质通过此空隙时，经高压击穿产生放电。

旋流器8为回转体，采用耐高温、绝缘性能良好且加工性能优异的氮化硼制成。在所述旋流器8的中心有阴极7穿过的通孔，在旋流器8的外圆表面均布有3个旋流槽，当工作介质通过旋流槽时产生旋流。所述旋流槽螺的旋状沿旋流器8的轴向分布。旋流槽的螺旋角为45°。

实施例二

本实施例是一种航空发动机燃烧室用空气旋流等离子体射流点火器，包括壳体1、进气管2、阳极套3、绝缘套4、阴极安装座5、支承套6、阴极7和旋流器8。其中，绝缘套4和支承套6均安装在壳体1内。所述绝缘套4位于该壳体的内隔板一侧，并且绝缘套4与壳体1之间干涉配合；所述支承套6位于该壳体的内隔板的另一侧，并且该支承套6的外表面与壳体1的内表面之间形成气室。支承套6的一端穿过内隔板的中心孔，嵌入绝缘套4端面的凹槽内。阳极套3通过螺纹套装在壳体1有支承套一端的外壳上。旋流器8位于所述阳极套3内，并且该旋流器8一端端面与支承套6另一端的端面接触。阴极安装座5位于绝缘套4内。阴极7安装在支承套6内，一端固定在阴极安装座5内，另一端位于旋流器8内。

所述的阳极套3、绝缘套4、阴极安装座5、支承套6、阴极7和旋流器8同轴。

所述壳体1为中空回转体，采用不锈钢制成。在壳体1的中部有内隔板。在所述内隔板的中心有通孔，用于穿过支承套6。壳体1的外表面为阶梯状，其中安装绝缘套一端表面有用于与同轴电缆连接的外螺纹，通过该外螺纹用螺套将壳体1与同轴电缆连接；壳体1安装支承套6的一端表面亦有螺纹，与阳极套3通过螺纹连接。

壳体1中部有进气管2的安装孔，进气管一端与壳体1焊接，并与由支承套6与壳体1之间形成的气室连通；进气管的另一端通过螺纹与发动机供气装置连接，并保持密封。进气管2的轴线垂直与壳体1的轴线。

阳极套3用钨钼合金制成，为一端有端盖的中空回转体。阳极套3的内孔分为连接段、旋流器的安装段和收缩段。所述连接段位于阳极套3的敞口端，该连接端的内表面有螺纹，用于将所述阳极套3与壳体1上的螺纹连接。阳极套3的收缩段位于该阳极套的另一端，为锥形。所述阳极套收缩段的轴向长度为4～8mm，锥角α为60～90°。本实施例中，阳极套3收缩段的轴向长度为6mm，锥角α为85°。所述旋流器的安装段位于连接段和收缩段之间。阳极套3一端的端盖中心有锥形扩散孔，该锥形扩散孔形成了阳极套3的喷口。该喷口的轴向长度为6～10mm，锥角γ为20～50°。本实施例中，阳极套3的喷口的轴向长度为10mm，锥角γ为30°。

绝缘套4为一端有端盖中空管状，采用绝缘性能和加工性能良好的胶木制成。所述绝缘套4套装在壳体1中并与壳体的内壁面贴合。绝缘套4内孔的孔径与阴极安装座5的外径相同，并使两者之间干涉配合，同时能够使同轴电缆中的阴极接线柱安装在该绝缘套4内。绝缘套4的端盖中心有阴极7的通孔。在所述绝缘套端盖的外端面中心有支承套6的安装槽，该安装槽的直径与支承套6的外径相同，一方面用于安装支承套6，另一方面通过该安装槽防止进气管2进入的气流向上流动。

阴极安装座5为圆柱体，用钨铜合金制成。所述阴极安装座5的外圆表面为阶梯形，其大直径段与绝缘套4的内径相同。将阴极安装座5安装在绝缘套4内，使阴极安装座5的端面与同轴电缆中的阴极接线柱接触，并通过套装在阴极电缆的阴极接线柱上的弹簧压紧。阴极安装座5小直径端有用于安装阴极7的螺纹盲孔。

支承套6为中空管状，用聚四氟乙烯制成。所述支承套6一端与绝缘套端盖外端面中心的支承段安装槽配合，另一端与旋流器上表面接触。支承套6的外径为8mm，内径与阴极7的外径相同。

阴极7为杆状，用钨制成。所述阴极7的一端有长度为20mm的螺纹，另一端头部为锥体，是阴极的引弧端，该锥体的锥角β为40°。阴极7从上到下依次穿过支承套6、旋流器8，引弧端伸出于旋流器8的下端面，伸出的长度可通过阴极7另一端的螺纹进行调整。阴极引弧端与阳极套收缩段内表面之间的空隙为放电间隙，工作介质通过此空隙时，经高压击穿产生放电。

旋流器8为回转体，采用耐高温、绝缘性能良好且加工性能优异的氮化硼制成。在所述旋流器8的中心有阴极7穿过的通孔，在旋流器8的外圆表面均布有3个旋流槽，当工作介质通过旋流槽时产生旋流。所述旋流槽螺的旋状沿旋流器8的轴向分布。旋流槽的螺旋角为45°。

一种航空发动机空气旋流等离子体点火器专利购买费用说明

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》。