CN108412616A

CN108412616A - 航空发动机燃烧室导流叶片式dbd等离子体助燃激励器

Info

Publication number: CN108412616A
Application number: CN201810169729.XA
Authority: CN
Inventors: 何立明; 邓俊; 陈; 陈一; 雷健平; 张华磊; 陈高成; 刘鹏飞; 费力
Original assignee: Air Force Engineering University of PLA
Current assignee: Air Force Engineering University of PLA
Priority date: 2018-03-01
Filing date: 2018-03-01
Publication date: 2018-08-17
Anticipated expiration: 2038-03-01
Also published as: CN108412616B

Abstract

一种航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器，电极安装座的下表面有排布有两组共四个导流叶片；平板电极通过绝缘介质板固封在各组导流叶片中相邻表面几何中心的安装槽内，并使各组导流叶片中的平板电极位置对应并相互平行。每对导流叶片相邻表面之间形成了进气道。本发明通过安装在航空发动机燃烧室扩压器前的环腔进气道位置，改善航空发动机燃烧室出口温度场的均匀性，提高燃烧效率，扩宽燃烧室的燃烧稳定范围，具有能产生大体积的等离子体活性粒子、结构简单、制作和安装方便、通用性强等特点，有效提高航空发动机环形燃烧室的燃烧效率、扩宽熄火边界以及改善燃烧室出口温度场的均匀性。

Description

航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器

技术领域

本发明涉及航空发动机领域的等离子体燃烧强化技术，具体是一种航空发动机燃烧室导流叶片式介质阻挡放电等离子体助燃激励器。所述介质阻挡放电简称DBD。

背景技术

随着航空动力领域技术的发展，人类对航空动力系统的经济性与可靠性提出了更高的要求，尤其是在提高航空发动机的性能方面存在着迫切的需要。如何保证发动机燃烧室稳定工作，有效地提高燃烧反应速率和燃烧效率，成为当前的研究热点。1987 年，美国启动“综合高性能涡轮发动机技术计划”，目标是将航空发动机的推重比提高一倍。而提高航空发动机燃烧室出口温度是一种提高推重比的有效方法。燃烧室燃烧效率的提高也是提高航空发动机的经济性的重要指标，此外，扩宽燃烧室的燃烧稳定范围，有助于获得具有更高的可靠性的航空发动机。近些年来，研究高性能的航空发动机燃烧室主要采用的技术有：新型燃油喷嘴技术、多环腔火焰筒技术、多级旋流头部技术等。这些新技术大多是在现有燃烧室的结构上的改进和优化，难以满足对航空发动机性能快速增长的需要。随着航空发动机性能的不断提高，航空发动机燃烧室的结构也变得越来越复杂，另外，受机械加工、自动化水平、材料工艺和电子元器件生产能力等方面的限制，使这些新技术的实现难度较大。

等离子体助燃技术作为一种提高航空发动机燃烧室性能的先进技术，在改善航空发动机燃烧室出口温度场的均匀性、提高燃烧效率、以及扩宽稳定燃烧范围等方面显示出广阔的应用前景，受到航空动力界的宽度关注。从上世纪70年代开始，国内外在等离子体助燃激励器的研制方面开展了许多研究，主要采用介质阻挡放电的方式产生等离子体。目前，国内对等离子体的激励特性和流动控制研究较多，但有关燃烧室等离子体助燃的研究起步较晚，仍处于原理验证与关键技术攻关阶段。由于介质阻挡放电等离子体助燃激励器存在大间隙条件下放电困难、高电压屏蔽困难等问题，加上航空发动机燃烧室结构和工作条件复杂，导致该技术在航空发动机燃烧室上的应用受到限制，相关成功应用的文献报道较少。中国科学院工程热物理研究所在公开号为 CN102927570A的发明创造中公开了一种介质阻挡放等离子体轴向旋流装置。该装置通过将等离子体激励器施加在燃烧器喷嘴出口段，增强气流的旋流作用，并产生等离子体活性粒子实现助燃。该装置为沿面的放电结构，无法产生大体积的活性粒子，另外，燃烧室扩压器前的环腔进气道为较大半径的环形，进气道壳体壁面较厚，在此工作条件下，该装置难以布置和放电。

南京大学在公开号为CN104787939A的发明创造中公开一种采用双介质阻挡放电处理含三氯生废水的方法和装置。该装置利用双介质阻挡放电产生的等离子体活性粒子，包括OH、臭氧和UV，对废水中的三氯生进行氧化处理。在航空发动机中，燃烧室扩压器前的环腔进气道为曲面且进气道高度相对介质阻挡放电的放电间隙来说距离较大，导致该装置存在放电困难问题。而且由于导流叶片的阻挡，该装置无法布置。

中国科学院工程热物理研究所和南京大学的这两项申请专利中的装置以及其他已有的具有相似结构的激励器装置并不适合布置在航空发动机燃烧室扩压器前段的环形进气道上。为了解决介质阻挡放电等离子体助燃激励器在航空发动机燃烧室的扩压器前的进气道位置难以布置、放电困难、难以产生大体积活性粒子的问题，进而提高航空发动机环形燃烧室在高空条件下的燃烧效率、改善燃烧稳定范围。本发明研制了一种航空发动机燃烧室DBD等离子体助燃激励器。

发明内容

为了解决航空发动机环形燃烧室在高空条件下燃烧效率不高、燃烧不易稳定的问题，本发明提出了一种航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器。

本发明包括电极安装座、四个平板电极、四个绝缘介质板和固定底座。其中：

所述电极安装座的下表面有排布有两组共四个导流叶片；平板电极和绝缘介质板倍固封在位于各组导流叶片中相邻表面的几何中心的安装槽内；各所述平板电极的内侧表面与安装槽槽底表面接触，在该平板电极的内侧表面焊接有抗高压导线；所述各组导流叶片中的平板电极位置对应并相互平行；每对导流叶片平板电极之间的放电间隙D为3～12mm；每对导流叶片相邻表面之间形成了电极安装座进气道。

所述进气道高度L＝燃烧室扩压器前环形进气道内表面与外表面的差。

所导流叶片厚度h₀为5～10mm，长度B为30～160mm，对数为1～30对。

所述的两组导流叶片的外形有三种，根据不同航空发动机燃烧室的实际需要选用其中的一种：

第一种，所述的两组导流叶片均为平板状。该导流叶片的前缘均为半圆状，后缘均为锥状。进气道与来流方向之间的夹角为0°；或者使所述进气道与来流方向之间的夹角为0～60°。

第二种，所述的两组导流叶片均为平板状。该两组导流叶片的前缘均为抛物面，后缘均为折弯段，并使该折弯段与导流叶片平直段之间圆弧光滑过渡，并且各组导流叶片后缘的折弯段的折弯方向与折弯角度均一致。所述各组导流叶片后缘折弯段的折弯角度均为30～60°，使进气道在后缘处与来流方向之间形成30～60°的夹角。

第三种，所述的两组导流叶片均为平板状。该两组导流叶片的前缘均为半圆状，后缘均为折弯段，并且两组导流叶片后缘的折弯段均与第二种导流叶片后缘折弯段的技术特征相同。

所述抗高压导线的接电源端通过电极安装座内部的导线孔引出到燃烧室扩压器前的进气道壳体外部。

所述固定底座的上表面排布有四个导流叶片的插槽，用于与所述四个导流叶片下端的插接，并使每对导流叶片分别保持平行。

所述电极安装座下表面为与进气道上壁面配合的弧面；所述固定底座的上表面为与进气道下壁面配合的弧面。

，所述平板电极的材料为铜或钢或导电性和延展性好的金属箔片制成，其外形为矩形。该平板电极的宽度H为5～30mm，长度l₀为20～150mm，四个角的圆角半径r 为H/5～H/2；厚度d₀为0.01～0.5mm。

所述绝缘介质板采用氧化铝陶瓷或石英玻璃或聚四氟乙烯或NE玻璃或K9玻璃制成。该绝缘介质的宽度h₁比平板电极的宽度H长5～25mm，长度l比平板电极的长度 l₀长5～25mm；厚度d₁为0.5～2mm。

本发明具有能产生大体积的等离子体活性粒子、结构简单、制作和安装方便、通用性强等特点，能有效提高航空发动机环形燃烧室的燃烧效率、扩宽熄火边界以及改善燃烧室出口温度场的均匀性。

本发明通过安装在航空发动机燃烧室扩压器前的环腔进气道位置，改善航空发动机燃烧室出口温度场的均匀性，提高燃烧效率，扩宽燃烧室的燃烧稳定范围。航空发动机燃烧室扩压器前的有一段等截面的环腔。该位置结构比较简单，距离主燃区较近，有利于产生的等离子体快速进入燃烧室参与燃烧。若在此处布置等离子体助燃激励器，产生的等离子体流一部分直接通过火焰筒头部的旋流器进入主燃区，剩余部分进入内外环腔的二股通道，经主燃孔进入主燃区，少部分经掺混孔进入掺混区。该装置的工作介质为气体，介质气体经过介质阻挡放电的区域时，高压交流电源施加在电极两端对放电区域的气体进行放电，形成大体积的活性粒子(如臭氧、游离的氧原子、激发态的分子原子、活性基团等)。在气流的吹动作用下，混合气体向助燃激励器出口运动，进入燃烧室，参与燃料的裂解、燃烧等过程，从而加快燃烧的化学反应。所述电极安装座和固定底座的弧面分别与燃烧室扩压器前的进气道上壁弧面和下壁弧面处于同一弧面上，因此本发明对流经燃烧室扩压器前的进气道的气流影响小，对气流总压的影响小。

图10为燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下出口截面平均温度及增量的示意图，由正常状态下燃烧室出口平均温度曲线18、实施等离子体助燃状态下燃烧室出口平均温度曲线19和燃烧室出口平均温度增量曲线20可以看出，将本发明安装到航空发动机燃烧室扩压器前进气道后，由于等离子体加入，加快了燃烧反应的速率，燃烧室出口截面平均温升增加可达到59K；图11为燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下燃烧效率及增量示意图，由正常状态下燃烧室燃烧效率21、实施等离子体助燃状态下燃烧室燃烧效率22和燃烧室燃烧效率增量曲线23可以看出，将本发明安装到航空发动机燃烧室扩压器前进气道后，由于等离子体的作用，燃烧过程更加充分，燃烧室燃烧效率提高可提高2.31％；图12为燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下熄火边界曲线，由正常状态下燃烧室熄火边界曲线24、施加电压为20kV时实施等离子体助燃状态下燃烧室熄火边界曲线25和施加电压为40kV时实施等离子体助燃状态下燃烧室熄火边界曲线26组成，该曲线反映了在不同的燃烧室进口速度条件下，熄火时的余气系数。实验结果表明，燃烧室熄火边界扩宽达到30％。当施加电压从20kV 增加到40kV时，熄火边界也有显著地扩宽。

本发明的制作和安装工艺简单，且工作时不改变发动机燃烧室进气段的原有尺寸和结构，采用导流叶片式的DBD等离子体助燃激励器方式能够实现对发动机环形燃烧室进气段施加等离子体，增强燃烧室的助燃效果。本发明结构简单，具有很强的通用性，同样适用于其他扩压器前的进气道截面为环形的燃烧室部件。

附图说明

图1是中国科学院工程热物理研究所研制的一种介质阻挡放等离子体轴向旋流装置；

图2是南京大学提出的采用双介质阻挡放电处理含三氯生废水的装置；

图3是本发明的结构示意图；

图4是电极安装座的结构示意图，其中4a是剖面图，4b是4a中A-A向的剖视图；

图5是平板电极的结构示意图，其中5a是主视图，5b是5a的侧视图；

图6是绝缘介质板的结构示意图，其中6a是主视图，6b是6a的侧视图；

图7是固定底座的结构示意，其中，7a是剖视图，7b是7a的俯视图；

图8是导流叶片的叶型结构和位置布局图，其中，8a是第一种导流叶片，两个导流叶片之间的进气道与来流方向之间的夹角为0°；8b是第一种导流叶片，两个导流叶片之间的进气道与来流方向之间的夹角为0～60°；8c是第二种导流叶片；8d是第三种导流叶片；

图9是本发明在航空发动机燃烧室的安装示意图；其中，9a是本发明在航空发动机燃烧室的安装剖面图，9b是9a中B-B剖面的示意图；

图10是燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下出口截面平均温度及增量的示意图；

图11燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下燃烧效率及增量示意图；

图12燃烧室正常状态下和实施等离子体助燃状态下熄火边界曲线。

图中：1.电极安装座；2.平板电极；3.绝缘介质板；4.固定底座；5.DBD等离子体放电区域；6.导线孔；7.导流叶片安装槽；8.安装槽；10.固定安装孔；11.来流方向； 12.导流叶片；13.等离子体发生段进口；14.导流叶片式DBD等离子体助燃激励器；15. 等离子体发生段；16.扩压器；17.燃烧室进口；18.正常状态下燃烧室出口平均温度曲线；19.实施等离子体助燃状态下燃烧室出口平均温度曲线；20.燃烧室出口平均温度增量曲线；21.正常状态下燃烧室燃烧效率柱状图；22.实施等离子体助燃状态下燃烧室燃烧效率柱状图；23.燃烧室燃烧效率增量曲线；24.正常状态下燃烧室熄火边界曲线；25. 施加电压为20kV时，实施等离子体助燃状态下燃烧室熄火边界曲线；26.施加电压为 40kV时，实施等离子体助燃状态下燃烧室熄火边界曲线。

具体实施方式

本实施例是一种航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器，为描述方便，定义空气进入方向为前，与介质阻挡放电的区域接触的一侧为部件的内侧面，导流叶片中间部分对称轴为导流叶片的中间轴。

本实施例包括电极安装座1、四个平板电极2、四个绝缘介质板3和固定底座4。其中：

所述电极安装座的下表面有排布有两组共四个导流叶片12；各组导流叶片中相邻表面的几何中心有平板电极和绝缘介质板的安装槽8。在各所述安装槽内依次嵌装有平板电极2和绝缘介质板3；各所述平板电极的内侧表面与安装槽槽底表面接触，在该平板电极的内侧表面焊接有抗高压导线；采用绝缘性导电性良好的硅橡胶将所述平板电极2和绝缘介质板3，以及连接在该平板电极说的抗高压导线固封在所述的安装槽内。所述各组导流叶片中的平板电极位置对应并相互平行；每对导流叶片平板电极之间的放电间隙D为3～12mm；每对导流叶片相邻表面之间形成了电极安装座进气道。本实施例中，放电间隙为10mm。在所述电极安装座内部有导线孔。

所导流叶片厚度h₀为5～10mm，长度B为30～160mm，对数为1～30对。本实施例中，导流叶片厚度h₀为7mm，长度B为60mm，对数为2对。

所述进气道高度L＝燃烧室扩压器前环形进气道内表面与外表面的差。本实施例中，进气道高度L为30mm。

所述抗高压导线的接电源端通过电极安装座1内部的导线孔引出到燃烧室扩压器前的进气道壳体外部。

所述电极安装座1采用氧化铝陶瓷或石英玻璃整体加工成型。该电极安装座1顶部四边加工有固定安装孔，通过固定螺钉将电极安装座1固定在燃烧室扩压器前的进气段上端壳体上，电极安装座1下表面为与进气道上壁面配合的弧面。

所述的固定底座4亦采用氧化铝陶瓷或石英玻璃加工成型。在该固定底座的上表面排布有四个导流叶片安装槽7，用于与所述四个导流叶片12下端的插接，并使每对导流叶片分别保持平行。在该固定底座4四边有固定安装孔，通过固定螺钉将固定底座4固定在燃烧室扩压器前的进气段下端壳体上。固定底座4的上表面为与进气道下壁面配合的弧面。

第一种，所述的两组导流叶片均为平板状。该导流叶片的前缘均为半圆状，后缘均为锥状；各组导流叶片中，两个叶片相邻的表面之间形成进气道。所述进气道与来流方向之间的夹角为0°；或者使所述进气道与来流方向之间的夹角为0～60°。

第二种，所述的两组导流叶片均为平板状。该两组导流叶片的前缘均为抛物面，后缘均为折弯段，并使该折弯段与导流叶片平直段之间圆弧光滑过渡；各组导流叶片中，两个叶片相邻的表面之间形成为进气道，并且各组导流叶片后缘的折弯段的折弯方向与折弯角度均一致。所述各组导流叶片后缘折弯段的折弯角度均为30～60°，使两个叶片相邻的导流叶片表面之间形成的进气道在后缘处与来流方向之间形成30～60 °的夹角。

所述平板电极2的材料为铜或钢或导电性和延展性好的金属箔片制成，其外形为矩形。该平板电极的宽度H为5～30mm，长度l₀为20～150mm，四个角的圆角半径r 为H/5～H/2；厚度d₀为0.01～0.5mm。本实施例中，平板电极采用铜箔制成，厚度为 0.06mm，宽度H为15mm，长度l₀为25mm，四个角的圆角半径r均为6mm。

所述绝缘介质板3的形状为矩形，采用氧化铝陶瓷或石英玻璃或聚四氟乙烯或NE玻璃或K9玻璃制成。该绝缘介质的宽度h₁比平板电极2的宽度H长5～25mm，长度 l比平板电极2的长度l₀长5～25mm；厚度d₁为0.5～2mm。本实施例中，绝缘介质板3 的材料为石英玻璃制成，宽度h₁为28mm，长度为l为48mm，厚度d₁为1mm。

所述固定底座4采用氧化铝陶瓷或石英玻璃整体加工成型。导流叶片安装槽7的形状和尺寸跟安装座1导流叶片下端截面相同，导流叶片安装槽深度为2mm；装配时，电极安装座1下端的导流叶片下端嵌入固定底座4的导流叶片安装槽，实现紧配合，使每对导流叶片之间的平板电极2分别保持平行；固定底座4四边加工有固定安装孔，固定螺钉通过固定安装孔将固定底座4固定在燃烧室扩压器前的进气段下端壳体上。

所述电极安装座1与固定底座4装配后具有较好的密封性。通过所述电极安装座 1和固定底座4将电极与燃烧室壳体隔离，有助于屏蔽高电压对燃烧室的影响。DBD 放电产生的等离子体为非平衡等离子体，由于气流流经等离子体放电区域，气体对导流叶片式DBD等离子体助燃激励器中的平板电极2和绝缘介质板3起到了良好的散热作用，同时也能防止DBD放电对平板电极2和绝缘介质板3的烧蚀和氧化。

本实施例中的工作介质为进入燃烧室扩压器前的进气道空气。助燃激励器安装工作时，电极安装座1和固定底座4的弧面分别与燃烧室扩压器前的进气道上壁弧面和下壁弧面处于同一弧面上，因此本发明对流经燃烧室扩压器前的进气道的气流影响小，来流方向与导流叶片方向保持一致，对气流总压的影响小。

本实施例中的导流叶片式DBD等离子体助燃激励器14通过安装在航空发动机燃烧室扩压器16前的环腔进气道，即等离子体发生段15位置。来流从等离子体发生段进口13进入等离子放电区域5，产生的等离子体流先经过扩压器16，经燃烧室进口 17开始进入燃烧室，等离子体一部分直接通过火焰筒头部的旋流器进入主燃区，剩余部分进入内外环腔的二股通道，经主燃孔进入主燃区，少部分经掺混孔进入掺混区，再参与燃料的裂解、燃烧等过程，从而加快燃烧的化学反应。

本实施例的制作和安装工艺简单，且工作时，不改变发动机燃烧室进气段的原有尺寸和结构，采用导流叶片式的DBD等离子体助燃激励器方式，可以实现对发动机环形燃烧室进气段施加等离子体，增强燃烧室的助燃效果。本发明结构简单，具有很强的通用性，同样适用于其他扩压器前的进气道截面为环形的燃烧室部件。

试验表明，本实施例应用到燃烧室实验平台上后，煤油在主燃区燃烧更充分，燃烧室出口截面平均温升增加达到59K，燃烧效率提高达到2.31％，燃烧室熄火边界扩宽达到30％。此外燃烧室出口温度的均匀性也有所改善。

Claims

1.一种航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器，其特征在于，包括电极安装座、四个平板电极、四个绝缘介质板和固定底座；其中：

所述电极安装座的下表面有排布有两组共四个导流叶片；平板电极和绝缘介质板倍固封在位于各组导流叶片中相邻表面的几何中心的安装槽内；各所述平板电极的内侧表面与安装槽槽底表面接触，在该平板电极的内侧表面焊接有抗高压导线；所述各组导流叶片中的平板电极位置对应并相互平行；每对导流叶片平板电极之间的放电间隙D为3～12mm；每对导流叶片相邻表面之间形成了电极安装座进气道；

2.如权利要求1所述航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器，其特征在于，所导流叶片厚度h₀为5～10mm，长度B为30～160mm，对数为1～30对。

3.如权利要求1所述航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器，其特征在于，所述的两组导流叶片的外形有三种，根据不同航空发动机燃烧室的实际需要选用其中的一种：

第一种，所述的两组导流叶片均为平板状；该导流叶片的前缘均为半圆状，后缘均为锥状；进气道与来流方向之间的夹角为0°；或者使所述进气道与来流方向之间的夹角为0～60°；

第二种，所述的两组导流叶片均为平板状；该两组导流叶片的前缘均为抛物面，后缘均为折弯段，并使该折弯段与导流叶片平直段之间圆弧光滑过渡，并且各组导流叶片后缘的折弯段的折弯方向与折弯角度均一致；所述各组导流叶片后缘折弯段的折弯角度均为30～60°，使两个叶片相邻的导流叶片表面之间形成的进气道在后缘处与来流方向之间形成30～60°的夹角；

第三种，所述的两组导流叶片均为平板状；该两组导流叶片的前缘均为半圆状，后缘均为折弯段，并且两组导流叶片后缘的折弯段均与第二种导流叶片后缘折弯段的技术特征相同。

4.如权利要求1所述航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器，其特征在于，所述抗高压导线的接电源端通过电极安装座内部的导线孔引出到燃烧室扩压器前的进气道壳体外部。

5.如权利要求1所述航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器，其特征在于，所述固定底座的上表面排布有四个导流叶片的插槽，用于与所述四个导流叶片下端的插接，并使每对导流叶片分别保持平行。

6.如权利要求1所述航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器，其特征在于，所述电极安装座下表面为与进气道上壁面配合的弧面；所述固定底座的上表面为与进气道下壁面配合的弧面。

7.如权利要求1所述航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器，其特征在于，所述平板电极的材料为铜或钢或导电性和延展性好的金属箔片制成，其外形为矩形；该平板电极的宽度H为5～30mm，长度l₀为20～150mm，四个角的圆角半径r为H/5～H/2；厚度d₀为0.01～0.5mm。

8.如权利要求1所述航空发动机燃烧室导流叶片式DBD等离子体助燃激励器，其特征在于，所述绝缘介质板采用氧化铝陶瓷或石英玻璃或聚四氟乙烯或NE玻璃或K9玻璃制成；该绝缘介质的宽度h₁比平板电极的宽度H长5～25mm，长度l比平板电极的长度l₀长5～25mm；厚度d₁为0.5～2mm。