航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部制造技术

一种航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，旋流器的两个端面分别与阳极文氏管前端和后端连接。喇叭口安装座与发动机燃烧室火焰筒头部支承面配合。外层喇叭口装入喇叭口安装座的安装槽内，阴极内层喇叭口与喇叭口安装座的内表面贴合。阳极文氏管位于航空发动机燃烧室火焰筒内。电缆的一端安装在所述阳极文氏管上，另一端接电源。本发明专利技术能够提高燃料与空气混合后的均匀性，产生可以加速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、产生大量的活性粒子、结构简单、通用性强的特点。

Rotating gliding arc plasma cracking head of aeroengine combustor

A rotating sliding arc plasma fuel cracking head of an aeroengine combustion chamber is used to connect the two ends of the cyclone to the front and back ends of the anode of the venturi tube. The bell mouth mounting seat is matched with the supporting surface of the head of the combustion chamber of the engine combustion chamber. The outer bell mouth is arranged in the installation slot of the bell mouth mounting base, and the inner bell of the cathode inner layer is connected with the inner surface of the installation base of the bell mouth. The anode venturi tube is located in the combustion chamber of the aeroengine combustor. One end of the cable is installed on the anode venturi and the other end is connected with the power supply. The invention can improve the uniformity of the mixture of fuel and air, produce active particles that can accelerate the combustion of chemical reactions, and thus solve the problem of low combustion efficiency, poor fuel flameout, high altitude ignition, and uneven temperature field at the exit of the combustion chamber under special conditions, which can effectively crack fuel and produce a large amount of fuel. Active particles, simple structure and versatility.

【技术实现步骤摘要】
航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部
本专利技术涉及航空动力领域的等离子体助燃技术和等离子体液体燃料裂解技术，具体是一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部。
技术介绍
近年来，航空发动机燃烧室等离子体助燃技术受到国内外的广泛关注。等离子体助燃技术的优势已经得到了大量研究人员的认可，从目前的研究结果来看，航空发动机燃烧室实施等离子体助燃的优势有：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。国内外对等离子体助燃技术的研究主要是利用气体在等离子体助燃激励器放电中的热电离、光电离、裂解等过程，形成具有化学活性的粒子如氧原子、臭氧、离子和活性基团等参与燃烧反应、增加气体温度和湍流度，以提高燃烧的化学反应速率。目前已有的将等离子体注入航空发动机燃烧室的方案主要有两种，即预先生成等离子体后喷入燃烧室火焰筒的方案和在燃烧室内加入等离子体助燃激励器直接生成等离子体的方案。2016年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。试验表明，实施等离子体助燃后，在偏富油的条件下燃烧效率的增量约为2.75％；而大流速条件下贫油熄火边界扩宽超过20％。等离子体燃料裂解是一种新型的等离子体助燃技术，它在提高燃烧效率、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。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。一方面可以提高燃料与空气混合的均匀性；另一方面可以增大燃烧反应的速率，提高火焰的传播速度。2005年中国科学院力学研究所研制了一种用于超声速燃烧试验台的煤油加热系统并申请了专利，如图1所示，公开号为CN1687661A。该装置通过两级加热系统将航空煤油进行快速裂解，大大减轻结碳的聚集与沉淀。2006年北京神雾环境能源科技集团股份有限公司研制了一种热等离子体裂解煤制乙炔的反应器并申请了技术专利，如图2所示，公开号为CN206082476U。该装置利用等离子体将煤制取乙炔，可以提高原煤转化率以及能量利用率。但是，由于航空发动机燃烧室具有结构复杂，工作条件恶劣等特点，目前国内外尚没有一种应用于航空发动机燃烧室的燃油裂解助燃激励器，更没有将等离子体燃油裂解激励器与航空发动机燃烧室头部结合的先例。所以本专利技术的一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部来源于航空发动机工程应用实际相关的问题，也是所在项目组长期从事等离子体强化燃烧及其在航空领域应用研究的技术积累的原始创新，具有极强的创新性，不属于重复专利技术或“跟风”专利技术。本专利技术符合国家发展先进航空发动机的重大需求，有可能成为改变航空发动机燃烧室设计的颠覆性技术，填补国内相关领域的空白。
技术实现思路
为满足先进航空发动机燃烧室对宽稳定燃烧范围、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，本专利技术提出了一种航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部。本专利技术中，包括燃油喷嘴、陶瓷制作的旋流器、阳极文氏管、电缆、喇叭口安装座、外层喇叭口和阴极内层喇叭口；所述旋流器的一个端面嵌装在所述阳极文氏管的旋流器前端安装槽内；该旋流器的另一个端面嵌装在所述喇叭口安装座的旋流器后端安装槽；所述喇叭口安装座后端端面处的外表面与航空发动机燃烧室火焰筒的火焰筒头部支承面配合；所述的外层喇叭口等径段装入位于喇叭口安装座上的外层喇叭口安装槽内；所述的阴极内层喇叭口等径段的外表面与所述喇叭口安装座的内表面贴合，并使该阴极内层喇叭口的内表面与喇叭口安装座端口内的圆弧面光滑衔接。阳极文氏管位于航空发动机燃烧室火焰筒内。电缆穿过所述航空发动机燃烧室火焰筒的电缆安装孔，一端安装在所述阳极文氏管上，另一端接电源；所述的燃烧室火焰筒、喇叭口安装座、阳极文氏管、外层喇叭口和阴极内层喇叭口、燃油喷嘴均同轴。所述阴极内层喇叭口等径段的内表面与所述阳极文氏管后端外圆周表面之间有间距，该间距的最小距离d为2mm～12mm，由0.5(d3-d1)得到，其中，d3为阴极内层喇叭口等径段的内径，d1为阳极文氏管的后端外圆周表面外径。燃油喷嘴的出口位于所述阳极文氏管的入口端并与之同心；该燃油喷嘴连接油管的入口安装在航空发动机燃烧室外机匣上。所述阳极文氏管外圆周表面为阶梯面，位于该阳极文氏管前端的外圆周表面有用于安装电缆的螺纹孔。在所述阶梯面的后端面有环形的旋流器前端安装槽。阳极文氏管后端端口的外径d1为18mm～24mm；阳极文氏管后端端口内表面的出气角α1为40°～50°。所述喇叭口安装座后端的端面有外层喇叭口安装槽，该外层喇叭口安装槽与外层喇叭口的等径段配合；该喇叭口安装座后端端面处的内表面为喇叭口内配合面，用于与阴极内层喇叭口的等径段的外表面配合。该喇叭口安装座后端端面处的外表面为火焰筒头部安装配合面，用于与燃烧室火焰筒后端的火焰筒头部支承面配合。在该阴极喇叭口安装座前端端面有环形的旋流器后端安装槽。所述的旋流器为离心式旋流器由前端板、后端板和18～30个旋流叶片组成。所述的多个叶片位于前端板端面与后端板端面之间，并使叶片的安装角为α4，所述α4为40°～60°。所述前端板的外径和后端板的外径均为30mm～50mm，内径均为20mm～40mm，轴向长度为8mm～10mm。气流经过旋流器，在阳极文氏管与阴极内层喇叭口之间形成旋转气流。所述阴极内层喇叭口由等径段和扩张段组成。所述等径段的内径d3为20mm～30mm，并且该等径段的外表面为喇叭口外配合面。所述扩张段的内层喇叭口半锥角α3为45°～55°。所述外层喇叭口等径段的内径d2为25mm～40mm，扩张段的外层喇叭口半锥角α2为50°～60°。所述燃烧室火焰筒外层罩帽上加工有直径为14～18mm的电缆安装孔。该燃烧室火焰筒后端的火焰筒头部支承面用于固定喇叭口安装座，并保持同心。所述电缆下端的外径为12mm～16mm，其内层为铜棒，外层为绝缘材料聚四氟乙烯。电缆上端加工有直径为14mm～18mm的绝缘凸台。本专利技术中，所述阳极文氏管通过电缆接入高压交流电，而阴极内层喇叭口跟燃烧室火焰筒“共地”。在旋转气流的作用下，阳极文氏管与阴极内层喇叭口之间形成三维旋转滑动弧放电，而燃油在初次空气雾化后，其路径正好经过此放电区域。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火边界，改善了出口温度场品质、减少了污染物排放。本专利技术在航空发动机常用的多级旋流器燃烧室的基础上，专利技术创造了一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部。该专利技术结构简单，通用性强，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，包括燃油喷嘴、陶瓷制作的旋流器、阳极文氏管、电缆、喇叭口安装座、外层喇叭口和阴极内层喇叭口；所述旋流器的一个端面嵌装在所述阳极文氏管的旋流器前端安装槽内；该旋流器的另一个端面嵌装在所述喇叭口安装座的旋流器后端安装槽内；所述喇叭口安装座后端端面处的外表面与航空发动机燃烧室火焰筒的火焰筒头部支承面配合；所述的外层喇叭口等径段装入位于喇叭口安装座的外层喇叭口安装槽内；所述的阴极内层喇叭口等径段的外表面与所述喇叭口安装座的内表面贴合，并使该阴极内层喇叭口的内表面与喇叭口安装座端口内的圆弧面光滑衔接；阳极文氏管位于航空发动机燃烧室火焰筒内；电缆穿过所述航空发动机燃烧室火焰筒的电缆安装孔，一端安装在所述阳极文氏管上，另一端接电源；所述的燃烧室火焰筒、喇叭口安装座、阳极文氏管、外层喇叭口和阴极内层喇叭口、燃油喷嘴均同轴。

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，包括燃油喷嘴、陶瓷制作的旋流器、阳极文氏管、电缆、喇叭口安装座、外层喇叭口和阴极内层喇叭口；所述旋流器的一个端面嵌装在所述阳极文氏管的旋流器前端安装槽内；该旋流器的另一个端面嵌装在所述喇叭口安装座的旋流器后端安装槽内；所述喇叭口安装座后端端面处的外表面与航空发动机燃烧室火焰筒的火焰筒头部支承面配合；所述的外层喇叭口等径段装入位于喇叭口安装座的外层喇叭口安装槽内；所述的阴极内层喇叭口等径段的外表面与所述喇叭口安装座的内表面贴合，并使该阴极内层喇叭口的内表面与喇叭口安装座端口内的圆弧面光滑衔接；阳极文氏管位于航空发动机燃烧室火焰筒内；电缆穿过所述航空发动机燃烧室火焰筒的电缆安装孔，一端安装在所述阳极文氏管上，另一端接电源；所述的燃烧室火焰筒、喇叭口安装座、阳极文氏管、外层喇叭口和阴极内层喇叭口、燃油喷嘴均同轴。2.如权利要求1所述航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，所述阴极内层喇叭口等径段的内表面与所述阳极文氏管后端外圆周表面之间有间距，该间距的最小距离d为2mm～12mm，由0.5(d3-d1)得到，其中，d3为阴极内层喇叭口等径段的内径，d1为阳极文氏管的后端外圆周表面外径。3.如权利要求1所述航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，燃油喷嘴的出口位于所述阳极文氏管的入口端；该燃油喷嘴连接油管的入口安装在航空发动机燃烧室外机匣上。4.如权利要求1所述航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油裂解头部，其特征在于，所述阳极文氏管的外圆周表面为阶梯面，位于该阳极文氏管前端的外圆周表面有用于安装电缆的螺纹孔；在所述阶梯面的后端面有环形的旋流器前端安装槽；阳极文氏管后端端口的外径d1为18mm～24mm；阳极文氏管后端端口内表面的出气角α1为40°～50°。5.如权利要求1所述航空发动机燃烧室的旋转滑动弧等离子体燃油...

【专利技术属性】
技术研发人员：何立明，陈一，费力，邓俊，雷健平，代胜吉，张华磊，陈高成，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61