CN106246356B - 用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置 - Google Patents

用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种可用于液体冲压发动机带主燃烧室火焰稳定功能的点火装置，前壳体和中壳体固连，中壳体和后壳体通过连接环固连，点火器设置在中壳体和后壳体的连接处，壳体的分段设计便于点火器的安装，紧固塞一端卡在连接环和中壳体之间，另一端卡在点火器上，对点火器起到固定作用，供油通道过中壳体外壁，伸入壳体内，与点火器固连，供气通道过中壳体外壁，伸入壳体内，与点火器固连，扩张管与点火器固连，火焰稳定器与后壳体固连，主燃烧室火焰稳定器和火焰稳定器固连。本发明能够保证高速气流条件下冲压发动机点火器末端形成不易熄灭的先锋火炬，此火炬用以引燃主燃烧室中的油气混合物，同时保证主燃烧时内的火焰稳定传播不易熄灭，使发动机正常工作。

Description

用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置
技术领域
本发明属于冲压发动机技术领域，具体涉及一种用于液体冲压发动机带主燃烧室火焰稳定功能的点火装置。
背景技术
冲压发动机是一种构造简单的航空发动机，其结构一般由进气道、点火装置、燃烧室、火焰稳定器和喷管等部件组成。由于冲压发动机具有质量轻、成本低等优点，广泛用作飞行器续航段的动力装置。点火装置是为使液体燃料冲压发动机可靠点火和稳定燃烧而在其燃烧室中设置的必不可少的部件。
就目前较广泛使用的火花塞点火器而言，其优点是：设备简单，频率较高；缺点是：点火能量低，仅适用于点燃气态燃料或经雾化处理的液态燃料，油气混合物温度低，点火面积小，当电极间有有污染物时易导致点火失败，气体流速过高时难以点火或极易熄灭。
李庆、潘余、谭建国等在《亚燃冲压发动机中凹腔与V槽火焰稳定器性能对比分析[J]》（ 航空动力学报, 2010, 25(01):35-40.）中公开了一种用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置，其工作原理是先使用火花塞引燃氢氧混合气体，再使用燃气火焰点燃油气混合燃料，其点火成功率得到了提高，但需要另增加一套氢气供给装置，大大增加了结构的复杂程度。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于液体冲压发动机带主燃烧室火焰稳定功能的点火装置，保证高速气流条件下冲压发动机内形成不易熄灭的先锋火炬，此火炬用以引燃主燃烧室中的油气混合物，同时确保主燃烧室内的火焰顺利传播，使发动机正常工作。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置，包括点火器、供油通道、供气通道、前壳体、中壳体、连接环、后壳体、扩张管、火焰稳定器、主燃烧室火焰稳定器和四个紧固塞，前壳体和中壳体固连，中壳体和后壳体通过连接环固连，点火器设置在中壳体和后壳体的连接处，四个紧固塞对称分布在连接环内壁，所述紧固塞一端卡在连接环和中壳体之间，另一端卡在点火器上，对点火器起到固定作用，供油通道通过中壳体外壁，伸入壳体内，与点火器固连，供气通道通过中壳体外壁，伸入壳体内，与点火器固连，扩张管与点火器后端固连，火焰稳定器位于后壳体内，且与后壳体后端面固连，主燃烧室火焰稳定器和火焰稳定器固连。
所述点火器包括电热塞、紧固环、防风帽和点火器主体，点火器主体包括第一圆柱和第二圆柱，第一圆柱中心设有二阶通孔，第二圆柱设置在第一圆柱后端，第二圆柱后端面中心设有第一凹槽，点火器主体的第一圆柱侧壁上开有第一通孔和第二通孔，所述第一通孔和第二通孔相互交叉且相通；防风帽的开口端设置在第二圆柱的第一凹槽内，帽身侧壁上平行设有至少两个第三通孔，紧固环前端面内壁设有一圈第二凹槽，第一圆柱外壁对称设有四个半孔，用于放置紧固塞，起到点火器与中壳体的连接作用，第二圆柱外壁设置在所述第二凹槽内，与第二凹槽固连，第二凹槽卡住防风帽开口端，起固定作用，防风帽与气流出口端同侧，电热塞沿点火器主体中心轴方向设置在点火器主体的二阶通孔内；所述扩张管与紧固环后端固连，供油通道和供气通道使用刚性管道自第一通孔两端伸入，且位于电热塞两侧，通过上述供油通道、供气通道和紧固塞将点火器与中壳体固连。
所述电热塞的发热杆与二阶通孔的内壁间隙为0.2mm~0.4mm。
所述第一圆柱直径小于第二圆柱直径；所述第二圆柱外壁面长度小于第二凹槽长度。
所述扩张管包括圆台管和圆柱管，圆柱管设置在圆柱管前端，圆柱管与紧固环固连，圆台管上自前向后设有两个相互垂直且相通的第四通孔、两个相互垂直且相通的第五通孔和两个相互垂直且相通的第六通孔，第四通孔和第六通孔开孔方向相同，第五通孔与第四通孔存在夹角。
所述后壳体包括壳体圆台管、第一圆柱管和第二圆柱管，第一圆柱管和第二圆柱管分别设置在壳体圆台管的两端，第一圆柱与连接环固连，第二圆柱与火焰稳定器固连。
所述前壳体包括两组相互垂直的螺纹孔用于在弹体内固定点火装置，前壳体前端设有一个通孔，用于向点火器供应燃料，放大火炬。
所述主燃烧室火焰稳定器包括主燃烧室圆台管、第三圆柱管和第四圆柱管，第三圆柱管和第四圆柱管分别设置在主燃烧室圆台管的两端；第三圆柱管与火焰稳定器固连，第四圆柱管外径小于火箭发动机主燃烧室内径1mm，主燃烧室圆台管上设有水平方向分布的两组通孔，每组通孔有八个通孔。
上述八个通孔之间的夹角为45度。
本发明与现有技术相比，其显著优点在于：（1）与火花塞式点火器相比，本发明无需燃油雾化装置，用电热塞点火能量大，温度高（运行温度1150℃），在点火过程中有效提高了可靠性。
（2）本装置点火基本不会被来流吹灭，大大提高了点火***的可靠性和成功率。
（3）在点火器末端行程流速很慢的区域，燃料充分燃烧，有效引燃点火器末端的油气混合物。
（4）本装置可以稳定主燃烧室内的火焰，大大增加发动机的点或可靠性，保证其顺利工作。
（5）本发明结构简单，采用了分段式连接的方式，大大简化了装配难度，造价低廉，可靠性强，便于加工。
附图说明
图1是本发明用于液体冲压发动机带主燃烧室火焰稳定功能的点火装置的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
结合图1，一种用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置，包括点火器、供油通道13、供气通道14、前壳体2、中壳体3、连接环10、后壳体4、扩张管9、火焰稳定器11、主燃烧室火焰稳定器15和四个紧固塞8，前壳体2和中壳体3通过螺纹固连，中壳体3和后壳体4通过连接环10固连，点火器位于中壳体3和后壳体4的连接处，壳体的分段设计便于点火器的安装，四个紧固塞8对称分布在连接环10内壁，所述紧固塞8一端卡在连接环10和中壳体3之间，另一端卡在点火器上，对点火器起到固定作用。供油通道13通过中壳体3外壁，伸入壳体内，与通过螺纹点火器固连，供气通道14通过中壳体3外壁，伸入壳体内，与点火器通过螺纹固连，扩张管9与点火器后端固连，火焰稳定器11位于后壳体4内，且与后壳体4通过螺纹固连，主燃烧室火焰稳定器15与火焰稳定器11通过螺纹固连。
所述点火器包括电热塞1、紧固环5、防风帽6和点火器主体7，点火器主体7包括第一圆柱和第二圆柱，第一圆柱中心设有二阶通孔，第二圆柱设置在第一圆柱后端，第二圆柱后端面中心设有第一凹槽，点火器主体7的第一圆柱侧壁上开有第一通孔和第二通孔，所述第一通孔和第二通孔相互交叉且相通；防风帽6的开口端设置在第二圆柱的第一凹槽内，帽身侧壁上平行设有至少两个第三通孔，紧固环5前端面内壁设有一圈第二凹槽，第一圆柱外壁对称设有四个半孔，用于放置紧固塞8，起到点火器与中壳体3的连接作用，第二圆柱外壁设置在所述第二凹槽内，与第二凹槽固连，第二凹槽卡住防风帽6开口端，起固定作用，防风帽6与气流出口端同侧，电热塞1沿点火器主体7中心轴方向设置在点火器主体7的二阶通孔内；所述扩张管9与紧固环5后端固连，供油通道13和供气通道14使用刚性管道自第一通孔两端伸入，且位于电热塞1两侧，通过上述供油通道13、供气通道14和紧固塞8将点火器与中壳体3固连。
所述电热塞1的发热杆与二阶通孔的内壁间隙为0.2mm~0.4mm。
所述第一圆柱直径小于第二圆柱直径；所述第二圆柱外壁面长度小于第二凹槽长度。
所述扩张管9包括圆台管和圆柱管，圆柱管设置在圆柱管前端，圆柱管与紧固环5固连，圆台管上自前向后设有两个相互垂直且相通的第四通孔9-1、两个相互垂直且相通的第五通孔9-2和两个相互垂直且相通的第六通孔9-3，第四通孔9-1和第六通孔9-3开孔方向相同，第五通孔9-2与第四通孔9-1存在夹角。
所述后壳体4包括壳体圆台管、第一圆柱管和第二圆柱管，第一圆柱管和第二圆柱管分别设置在壳体圆台管的两端，第一圆柱与连接环10固连，第二圆柱与火焰稳定器11固连。
所述前壳体2包括两组相互垂直的螺纹孔12用于在弹体内固定点火装置，前壳体2前端设有一个通孔，用于向点火器供应燃料，放大火炬。
所述主燃烧室火焰稳定器15包括主燃烧室圆台管、第三圆柱管和第四圆柱管，第三圆柱管和第四圆柱管分别设置在主燃烧室圆台管的两端；第三圆柱管与火焰稳定器11固连，第四圆柱管外径小于火箭发动机主燃烧室内径1mm，主燃烧室圆台管上设有水平方向分布的两组通孔，每组通孔有八个通孔。
上述八个通孔之间的夹角为45度。
工作原理：电热塞1提前通电工作20秒钟，待达到运行温度后，空气来流从图1的左侧进入点火装置，供油通道13泵入燃油，供气通道14供入空气，燃油遇高温立即气化，与供入的空气进入点火器主体7的空气进行混合形成油气混合物，油气混合物通过电热塞1第三阶凸台与点火器主体7间的间隙后进入防风帽6内，接触到伸出点火器主体7的炽热的电热塞1端部后迅速被点燃形成预混火焰，火焰和燃油经第四通孔后，沿紧固环5和防风帽6之间的空腔向右侧喷出，当火焰和燃油到达扩张管9之后，与通过扩张管9圆台管上的第四通孔、第五通孔、第六通孔进入的空气混合燃烧，并引燃后壳体4内的油气混合物，火焰随气流继续向右喷射到达火焰稳定器11处，流速减慢，燃烧增强。通过火焰稳定器11后，到达火箭发动机主燃烧室，主油路的油气混合物喷射到主油路火焰稳定器15处，流速减慢，同时通过主油路火焰稳定器15与弹体之间的缝隙以及主油路火焰稳定器15上的两组通孔，与点火器末端火焰燃气混合燃烧，因为流速较慢可以有效的点燃主油路燃气，然后火焰从主油路火焰稳定器末端喷出继续向右传播。

Claims (8)

1.一种用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置，其特征在于：包括点火器、供油通道（13）、供气通道（14）、前壳体（2）、中壳体（3）、连接环（10）、后壳体（4）、扩张管（9）、火焰稳定器（11）、主燃烧室火焰稳定器（15）和四个紧固塞（8），前壳体（2）和中壳体（3）固连，中壳体（3）和后壳体（4）通过连接环（10）固连，点火器设置在中壳体（3）和后壳体（4）的连接处，四个紧固塞（8）对称分布在连接环（10）内壁，所述紧固塞（8）一端卡在连接环（10）和中壳体（3）之间，另一端卡在点火器上，对点火器起到固定作用，供油通道（13）通过中壳体（3）外壁，伸入壳体内，与点火器固连，供气通道（14）通过中壳体（3）外壁，伸入壳体内，与点火器固连，扩张管（9）与点火器后端固连，火焰稳定器（11）位于后壳体（4）内，且与后壳体（4）后端面固连，主燃烧室火焰稳定器（15）和火焰稳定器（11）固连；
所述点火器包括电热塞（1）、紧固环（5）、防风帽（6）和点火器主体（7），点火器主体（7）包括第一圆柱和第二圆柱，第一圆柱中心设有二阶通孔，第二圆柱设置在第一圆柱后端，第二圆柱后端面中心设有第一凹槽，点火器主体（7）的第一圆柱侧壁上开有第一通孔和第二通孔，所述第一通孔和第二通孔相互交叉且相通；防风帽（6）的开口端设置在第二圆柱的第一凹槽内，帽身侧壁上平行设有至少两个第三通孔，紧固环（5）前端面内壁设有一圈第二凹槽，第一圆柱外壁对称设有四个半孔，用于放置紧固塞（8），起到点火器与中壳体（3）的连接作用，第二圆柱外壁设置在所述第二凹槽内，与第二凹槽固连，第二凹槽卡住防风帽（6）开口端，起固定作用，防风帽（6）与气流出口端同侧，电热塞（1）沿点火器主体（7）中心轴方向设置在点火器主体（7）的二阶通孔内；所述扩张管（9）与紧固环（5）后端固连，供油通道（13）和供气通道（14）使用刚性管道自第一通孔两端伸入，且位于电热塞（1）两侧，通过上述供油通道（13）、供气通道（14）和紧固塞（8）将点火器与中壳体（3）固连。
2.根据权利要求1所述的用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置，其特征在于：所述电热塞（1）的发热杆与二阶通孔的内壁间隙为0.2mm~0.4mm。
3.根据权利要求1所述的用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置，其特征在于：所述第一圆柱直径小于第二圆柱直径；所述第二圆柱外壁面长度小于第二凹槽长度。
4.根据权利要求1所述的用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置，其特征在于：所述扩张管（9）包括圆台管和圆柱管，圆柱管设置在圆柱管前端，圆柱管与紧固环（5）固连，圆台管上自前向后设有两个相互垂直且相通的第四通孔（9-1）、两个相互垂直且相通的第五通孔（9-2）和两个相互垂直且相通的第六通孔（9-3），第四通孔（9-1）和第六通孔（9-3）开孔方向相同，第五通孔（9-2）与第四通孔（9-1）存在夹角。
5.根据权利要求1所述的用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置，其特征在于：所述后壳体（4）包括壳体圆台管、第一圆柱管和第二圆柱管，第一圆柱管和第二圆柱管分别设置在壳体圆台管的两端，第一圆柱与连接环（10）固连，第二圆柱与火焰稳定器（11）固连。
6.根据权利要求1所述的用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置，其特征在于：所述前壳体（2）包括两组相互垂直的螺纹孔（12）用于在弹体内固定点火装置，前壳体（2）前端设有一个通孔，用于向点火器供应燃料，放大火炬。
7.根据权利要求1所述的用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置，其特征在于：所述主燃烧室火焰稳定器（15）包括主燃烧室圆台管、第三圆柱管和第四圆柱管，第三圆柱管和第四圆柱管分别设置在主燃烧室圆台管的两端；第三圆柱管与火焰稳定器（11）固连，第四圆柱管外径小于火箭发动机主燃烧室内径1mm，主燃烧室圆台管上设有水平方向分布的两组通孔，每组通孔有八个通孔。
8.根据权利要求7所述的用于液体冲压发动机带火焰稳定功能的点火装置，其特征在于：上述八个通孔之间的夹角为45度。
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