一种航空发动机燃烧室头部dbd等离子体叶片式轴向旋流器
阅读说明：本技术 一种航空发动机燃烧室头部dbd等离子体叶片式轴向旋流器 (Aircraft engine combustion chamber head DBD plasma vane type axial swirler ) 是由 邓俊 王平 罗艳春 吕雪燕 崔连柱 张华磊 焦胜博 周一鹏 王宇天 孙杨 于 2021-09-01 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种航空发动机燃烧室头部DBD等离子体叶片式轴向旋流器,包括内环接地电极、外环高压电极、旋流器主体件、导线；旋流器主体件为回转体结构,通过DLP光固化3D陶瓷打印一体成型；外环高压电极粘贴于外环绝缘阻挡介质层的外表面,内环接地电极粘贴于内环绝缘阻挡介质层的内表面；外环绝缘阻挡介质层与内环绝缘阻挡介质层之间为旋流器叶片；导线一端焊接在外环高压电极的外侧面,另一端连接等离子体电源输出的高压端接线柱。通过在航空发动机燃烧室头部安装本发明,可在不影响燃烧室头部原有气流通道结构的情况下,在旋流器叶片的气流通道位置生成高浓度的活性粒子,从而达到强化燃烧室燃烧、扩大点熄火边界和提高燃烧效率的目的。(The invention discloses a head DBD plasma blade type axial swirler of an aircraft engine combustion chamber, which comprises an inner ring grounding electrode, an outer ring high-voltage electrode, a swirler main body part and a lead, wherein the inner ring grounding electrode is arranged on the outer ring high-voltage electrode; the cyclone main body part is of a revolving body structure and is integrally formed by DLP photocuring 3D ceramic printing; the outer ring high-voltage electrode is pasted on the outer surface of the outer ring insulation barrier dielectric layer, and the inner ring grounding electrode is pasted on the inner surface of the inner ring insulation barrier dielectric layer; a swirler vane is arranged between the outer ring insulation blocking dielectric layer and the inner ring insulation blocking dielectric layer; one end of the lead is welded on the outer side surface of the outer ring high-voltage electrode, and the other end of the lead is connected with a high-voltage terminal output by the plasma power supply. By installing the invention on the head of the combustion chamber of the aeroengine, high-concentration active particles can be generated at the position of the airflow channel of the swirler vane under the condition of not influencing the original airflow channel structure of the head of the combustion chamber, thereby achieving the purposes of strengthening combustion of the combustion chamber, expanding the point flameout boundary and improving the combustion efficiency.)
技术领域
本发明涉及航空发动机领域的新型强化燃烧技术，具体是一种航空发动机燃烧室头部介质阻挡放电等离子体叶片式轴向旋流器，所述介质阻挡放电简称DBD。
背景技术
随着飞机、无人机等飞行高度的升高，在高空、小表速等恶劣条件下，航空发动机将面临燃烧不稳定、熄火边界变窄、燃烧效率变低等问题。为保证航空发动机燃烧室稳定工作，目前，大多数研究试图通过燃烧室的局部结构来改善燃烧过程，如采用多环腔火焰筒结构、设计新型燃油喷嘴和多级旋流头部等。通过改变结构，来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。随着航空发动机技术的发展，发动机燃烧室的结构变得越来越复杂。等离子体助燃作为一种新型强化燃烧技术，用于航空发动机燃烧室的燃烧性能，具有很大的前景，受到许多研究者的关注，这一技术为改善航空发动机燃烧室性能提供了新的可能方式。介质阻挡放电作为等离子体产生的一种形式，由于具有能产生均匀、大体积等离子体的优点，目前已经有许多辅助燃烧的应用场景。由于受传统机械加工、数控加工、材料工艺的限制，介质阻挡放电等离子体助燃方式在航空发动机中应用难度仍然较大。
在航空发动机燃烧室中，位于头部的旋流器是一个十分重要的部件。其性能将直接全面影响燃烧室的综合性能。旋流器在火焰筒头部产生高速旋转射流，形成低压区，从而造成热回流区，保证燃烧室火焰的稳定；同时，旋转射流改善了燃油雾化和油气的掺混。此外，旋流器为燃烧室头部提供适量空气，保证头部具有合适的余气系数。旋流器位于燃烧室内火焰筒的头部，靠近燃烧室的火焰区域，工作环境的温度较高。旋流器与燃油喷嘴、燃烧室火焰筒头部形成很好的匹配，使燃烧室获得很好的燃烧性能。目前，叶片式轴向旋流器仍然为大多数航空发动机所采用。这种轴向旋流器体积小、异形机械加工难度大，旋流器中间直接与燃油喷嘴匹配。由轴向旋流器所处的位置和结构特点可知，如果要在燃烧室头部通过施加等离子体来改善燃烧室的燃烧性能，不但要考虑等离子体装置高压放电带来的安全问题，而且需要克服异形绝缘体加工工艺难的问题。
发明内容
为了解决航空发动机在高空、小表速等恶劣条件下燃烧室熄火边界变窄、燃烧效率降低的问题，本发明提出了一种航空发动机燃烧室头部DBD等离子体叶片式轴向旋流器，根据轴向旋流器和典型介质阻挡放电结构的特点，将等离子体助燃技术应用于航空发动机燃烧室，提出圆管型双介质阻挡放电结构与叶片式轴向旋流器结合设计的可行发明技术方案，以实现航空发动机燃烧室头部的等离子体助燃。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的，结合附图：
一种航空发动机燃烧室头部DBD等离子体叶片式轴向旋流器，包括内环接地电极1、外环高压电极2、旋流器主体件3、导线4；所述旋流器主体件3为回转体结构，通过DLP光固化3D陶瓷打印一体成型；旋流器主体件3包括旋流器主体件本体，旋流器主体件本体外环设有外环绝缘阻挡介质层8，旋流器主体件本体内环设有内环绝缘阻挡介质层6，外环绝缘阻挡介质层8与内环绝缘阻挡介质层6之间为旋流器叶片7；所述外环高压电极2粘贴于外环绝缘阻挡介质层8的外表面，所述内环接地电极1粘贴于内环绝缘阻挡介质层6的内表面；导线4一端焊接在外环高压电极2的外侧面，导线4另一端连接等离子体电源输出的高压端接线柱。
进一步，所述旋流器主体件本体还设有旋流器进口喷嘴座5、旋流器出口座9；外环绝缘阻挡介质层8向上延伸为旋流器出口座9，外环绝缘阻挡介质层8与旋流器出口座9之间设有台肩，外环绝缘阻挡介质层8底部设有凸缘，旋流器出口座9上端对称设有径向的旋流器主体件装配固定孔10；内环绝缘阻挡介质层6向下延伸为旋流器进口喷嘴座5；航空发动机燃烧室的燃油喷嘴14与旋流器进口喷嘴座5套接后，燃油喷嘴出口与旋流器叶片7出口平面平齐。
进一步地，所述内环接地电极1为有一定厚度的铜箔，内环接地电极1的外侧面为胶面，粘贴于内环绝缘阻挡介质层6的内表面，内环接地电极1的内侧面与金属燃油喷嘴接触后接地；所述外环高压电极2为有一定厚度的铜箔，外环高压电极2的内侧面为胶面，粘贴于外环绝缘阻挡介质层8的外表面，外环高压电极2的外侧面通过硅橡胶密封。
优选的，所述内环接地电极1的形状为圆柱筒形，其铜箔厚度d1为0.01～0.5mm，内直径D1为16～20mm，长度L1为6～20mm；
优选的，所述外环高压电极2的形状为圆柱筒形，其铜箔厚度d2为0.01～0.5mm，内直径D2为30～50mm，长度L2为6～20mm。
优选的，所述旋流器主体件3的旋流器内径ds为16～24mm，旋流器外径Ds为30～50mm。
进一步，所述旋流器主体件3的旋流器叶片7的形状结构为直叶片或扭转叶片。
优选的，所述旋流器叶片7的叶片数n为5～12个。
优选的，所述旋流器叶片7的安装角β为40°～70°；所述旋流器叶片7间的放电间隙宽度Δd为3～10mm。
优选的，所述内环绝缘阻挡介质层6的厚度δ3为0.5～2mm，外环绝缘阻挡介质层8的厚度δ4为0.5～2mm。
本发明的工作原理为：
本发明的工作介质为空气。内环接地电极1、外环高压电极2、旋流器主体件3的内环绝缘阻挡介质层和外环绝缘阻挡介质层构成一个双介质层的介质阻挡放电助燃激励器装置。内环接地电极1和外环高压电极2之间通过单高压等离子体电源驱动放电，并在旋流器主体件3的旋流器叶片气流通道位置之间形成等离子体放电区域。气体经过旋流器叶片气流通道介质阻挡放电区域时，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，形成大体积高浓度的活性粒子(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，混有等离子体的气体向旋流器出口运动，进入燃烧室火焰筒头部的主燃区域，然后参与雾化的油气掺混，以及燃料的裂解、燃烧等过程，从而加快燃烧的化学反应，从而达到改善燃烧室燃烧性能的目的。
本发明具有以下有益效果：
本发明的制作和安装工艺简单，同时结合了同轴圆管双层介质阻挡放电等离子体产生器和叶片式轴向旋流器的结构特点。作为一种等离子体助燃激励器装置，安装在燃烧室头部位置。实现了在不改变原有航空发动机燃烧室头部的气流通道结构的前提下，通过单高压电源驱动本发明的装置，可在旋流器的叶片气流通道位置产生大体积高浓度的等离子体活性粒子，可用于拓宽燃烧稳定范围、改善燃烧室出口温度场均匀性，提高燃烧效率，从而强化航空发动机燃烧室的燃烧效果，改善燃烧室的燃烧性能。
本发明机械结构简单，通过采用DLP光固化陶瓷3D打印技术，突破了传统金属和合金部件的制造工艺的限制。在高温条件下，陶瓷材料具有良好的机械强度、较低的密度，遇热情况下抗氧化性优于金属和合金。通过将航空发动机燃烧室头部旋流器改造成陶瓷材料的介质阻挡放电等离子体旋流器，不但可以获得等离子体助燃激励器的助燃性能，而且可以有效的降低燃烧室的重量，提高燃烧室头部旋流器的抗氧化能力。
本发明具有很强的实用性和通用性，可在大多数使用轴向旋流器的航空发动机中使用，而且也适用于其他具有叶片式轴向旋流器的燃烧器。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对本发明实施例描述中所要使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据本发明实施例的内容和这些附图获得其他的附图。
图1为本发明一种航空发动机燃烧室头部DBD等离子体叶片式轴向旋流器的结构剖视示意图；
图2为本发明的结构左视图；
图3为本发明的剖视结构轴测图；
图4为本发明所述内环接地电极的结构示意图；
图5为本发明所述外环高压电极的结构示意图；
图6(a)为本发明所述旋流器主体件的结构剖视图；
图6(b)为本发明所述旋流器主体件的剖视结构轴测图；
图7(a)为本发明所述旋流器主体件的旋流器直叶片式叶型结构示意图；
图7(b)为本发明所述旋流器主体件的旋流器扭转叶片式叶型结构示意图；
图8为本发明在航空发动机燃烧室的安装示意图；
图中：
1-内环接地电极；2-外环高压电极；3-旋流器主体件；4-导线；5-旋流器进口喷嘴座；6-内环绝缘阻挡介质层；7-旋流器叶片；8-外环绝缘阻挡介质层；9-旋流器出口座；10-旋流器主体件装配固定孔；11-DBD等离子体放电区域；12-DBD等离子体叶片式轴向旋流器(本发明)；13-点火器；14-燃油喷嘴；15-燃烧室出口；16-火焰筒；17-燃烧室外壳；18-主燃孔；19-掺混孔。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。
如图1至图3所示，本实施例是一种航空发动机燃烧室头部DBD等离子体叶片式轴向旋流器，为描述方便，在此定义空气的流动方向为由下往上。本实施例由4个部件组成，具体为内环接地电极1、外环高压电极2、旋流器主体件3、导线4。其中：所述旋流器主体件3为回转体结构，通过DLP光固化3D陶瓷打印一体成型；旋流器主体件3包括旋流器主体件本体，旋流器主体件本体外环设有外环绝缘阻挡介质层8，旋流器主体件本体内环设有内环绝缘阻挡介质层6，外环绝缘阻挡介质层8与内环绝缘阻挡介质层6之间为旋流器叶片7；所述外环高压电极2粘贴于外环绝缘阻挡介质层8的外表面，所述内环接地电极1粘贴于内环绝缘阻挡介质层6的内表面；导线4一端焊接在外环高压电极2的外侧面，导线4另一端连接等离子体电源输出的高压端接线柱。
如图4至图7所示，所述旋流器主体件3为回转体结构，采用耐高温、绝缘性良好的陶瓷材料，通过DLP光固化3D陶瓷打印技术一体加工成型。陶瓷材料为碳化硅、或者为氮化硅、或者为氧化铝。本实施例中，采用99氧化铝陶瓷材料，通过DLP光固化3D陶瓷打印一体成型。
如图4至图8所示，旋流器主体件3包括旋流器主体件本体，为便于表述，按旋流器主体件3的各位置功能不同，将旋流器主体件本体进一步细分为旋流器进口喷嘴座5、内环绝缘阻挡介质层6、旋流器叶片7、外环绝缘阻挡介质层8、旋流器出口座9；旋流器主体件本体外环为外环绝缘阻挡介质层8，外环绝缘阻挡介质层8底部设有凸缘，外环绝缘阻挡介质层8向上延伸为旋流器出口座9，外环绝缘阻挡介质层8与旋流器出口座9之间设有台肩，旋流器出口座9上端对称设有径向的旋流器主体件装配固定孔10，旋流器主体件装配固定孔10用于将本发明装置通过螺钉固定在航空发动机燃烧室头部的火焰筒16上；旋流器主体件本体内环为内环绝缘阻挡介质层6，内环绝缘阻挡介质层6向下延伸为旋流器进口喷嘴座5；外环绝缘阻挡介质层8与内环绝缘阻挡介质层6之间为旋流器叶片7。燃油喷嘴14与旋流器进口喷嘴座5套接后，燃油喷嘴出口与旋流器叶片7出口平面平齐。
所述内环接地电极1为有一定厚度的铜箔，内环接地电极1的外侧面是带粘性的胶面，贴于内环绝缘阻挡介质层6的内表面，内环接地电极1的内侧面与金属燃油喷嘴接触后接地。
如图4所示，所述内环接地电极1的形状为圆柱筒形，材料为导电性和延展性好的金属箔片，厚度d1为0.01～0.5mm，内直径D1为16～20mm，长度L1为6～20mm。本实施例中，内环接地电极1的材料为铜箔片，厚度d1为0.4mm，内直径D1为19.6mm，长度L1为10mm。
外环高压电极2为有一定厚度的铜箔，外环高压电极2的内侧面是带粘性的胶面，贴于外环绝缘阻挡介质层8的外表面。外环高压电极2的外侧面通过硅橡胶密封，从而隔绝外环高压电极2的金属外侧面与空气，防止外环高压电极2发生爬电和氧化。
如图5所示，所述外环高压电极2的形状为圆柱筒形，材料为导电性和延展性好的金属箔片，厚度d2为0.01～0.5mm，内直径D2为30～50mm，长度L2为6～20mm。本实施例中，内环接地电极1的材料为铜箔片，厚度d2为0.4mm，内直径D2为40mm，长度L2为16mm。
如图6(a)所示，所述旋流器主体件3的旋流器内径ds为16～24mm，旋流器外径Ds为30～50mm。本实施例中，旋流器内径ds为20mm，旋流器外径Ds为40mm。
如图7(a)、图7(b)所示，所述旋流器主体件3的旋流器叶片的形状结构为直叶片或扭转叶片。本实施例中，采用直叶片。
所述旋流器主体件3的旋流器叶片数n为5～12个。本实施例中，旋流器叶片数为12个。
所述旋流器叶片7的安装角β为40°～70°。本实施例中，旋流器叶片安装角β为60°。
如图6(a)所示，所述旋流器主体件3的旋流器叶片7间的放电间隙宽度Δd为3～10mm。本实施例中，放电间隙宽度Δd为5mm。
如图6(a)所示，所述内环绝缘阻挡介质层6的厚度δ3为0.5～2mm，外环绝缘阻挡介质层8的厚度δ4为0.5～2mm。本实施例中，内环绝缘阻挡介质层厚度δ3和外环绝缘阻挡介质层厚度δ4均为1mm。
本实施例的工作介质为空气。
以下介绍本发明的工作原理：
来自航空发动机压气机的空气，主要分为两股气流进入燃烧室的火焰筒16内部。第一股气流分别从火焰筒头部的旋流器和火焰筒前半段的主燃孔18、冷却孔进入燃烧室的主燃区，再与燃料进行混合、燃烧。其中，从燃烧室头部的轴向旋流器进入的空气在经过轴向旋流器叶片7处的气流通道时，在等离子体电源施加高压交流电的驱动作用下，本发明装置的两个电极之间形成介质阻挡放电。由于内外环绝缘阻挡介质层具有较大的介电常数，介质层不会被击穿，并阻挡了单独的强电弧的产生，而电极之间的气体能够不断被击穿，产生无数细小放电通道，从而在两个内外环形电极之间气流通过的空间部分(不包含旋流器叶片实体、内外环绝缘阻挡介质层实体)形成放电均匀稳定、大体积的等离子体放电区域11。空气不断经过等离子体放电区域时被击穿、电离，生成高浓度的臭氧、游离的氧原子、激发态的分子原子、活性基团等具有强氧化性的活性粒子，从而使空气的氧化能力得到大大的提高。另外，由于等离子体的温升效应，放电过程也提高了空气的温度。同时，通过带有偏转角度的旋流器叶片，轴向旋流器将经过旋流器叶片并混有等离子体的空气转化为高速旋转射流后，空气再进入燃烧室的火焰筒头部的主燃区，并形成回流区，从而改善燃油雾化、油气的掺混、燃烧，起到强化燃烧的作用，最终改善航空发动机燃烧室的燃烧稳定范围、出口温度场均匀性、燃烧效率等燃烧性能。而第二股气流首先进入火焰筒16和燃烧室外壳17之间的二股通道，再经火焰筒后半段的掺混孔19、冷却孔进入掺混区，用于降低燃气温度和火焰筒壁面的冷却。
在本发明中，术语“上”、“下”、“左”、“右”等方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述和简化操作，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
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