CN113669161A - 一种带补氧结构的点火器 - Google Patents

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Abstract

一种带补氧结构的点火器，包括基座、电嘴，在所述基座的下端连接设置有中空状的壳体；所述电嘴的上端插设在所述基座的内部，电嘴的下端插设在所述壳体的内腔中；所述壳体的内壁与所述电嘴的外表面之间存在间隙形成氧气流道；所述壳体的下端设置有排气口；所述基座的侧面设置有用于将氧气输送至所述氧气流道内的接管嘴结构。本发明通过将电嘴插设在壳体的内部，壳体可以保护电嘴免受高温燃气烧蚀，同时壳体的内壁与电嘴的外表面之间存在间隙形成氧气流道，在高空恶劣条件下点火困难时，通过接管嘴结构将氧气输送至氧气流道后由排气口排出到火焰筒点火区域，通过提高氧气含量以保证点火成功。

Description

一种带补氧结构的点火器
技术领域
本发明涉及航空发动机燃烧室点火设备技术领域，尤其涉及一种带补氧结构的点火器。
背景技术
点火器是航空发动机在地面起动或空中起动时用来点燃燃烧室的油气混合物的一种电点火装置，点火性能的好坏直接关系到航空发动机能否正常工作。点火器设计必须考虑到在飞机飞行的过程中可能出现的各种情况下都能够点火成功。
航空发动机点火器的点火方式一般分为两种，间接点火和直接点火。间接点火一般先用电感***点燃点火器中少量的启动燃料，形成点火火炬，生成的高温、高压火炬再去点燃整个燃烧室。直接点火方式是点火电嘴采用电容放电***，产生高能电火花，直接点燃火焰筒内的油气混合物。直接点火方式采用的电容放电***产生的电火花能量比间接点火方式中电感***产生的电火花能量高数十倍。直接点火方式从20世纪50年代发展并获得了广泛的应用。
由于在高空中，氧气浓度和压力都很低，采用直接点火的方式进行点火较为困难。另外，在直接点火的方式中，需要将电嘴的一部分***至火焰筒中，现有的点火器结构中，***火焰筒中的电嘴部分直接裸露在火焰筒中，也并未设置冷却结构对***火焰筒中的电嘴进行冷却，容易导致电嘴被火焰筒中高温燃气烧蚀，影响整个点火器的点火性能和使用寿命。
发明内容
本发明的主要目的是提出一种带补氧结构的点火器，旨在解决上述技术问题。
为实现上述目的，本发明提出一种带补氧结构的点火器，包括基座、电嘴，在所述基座的下端连接设置有中空状的壳体；所述电嘴的上端插设在所述基座的内部，电嘴的下端插设在所述壳体的内腔中；所述壳体的内壁与所述电嘴的外表面之间存在间隙形成氧气流道；所述壳体的下端设置有排气口；所述基座的侧面设置有用于将氧气输送至所述氧气流道内的接管嘴结构。
优选地，在所述壳体的下部设置有至少一个冷却进气孔；点火器安装在燃烧室上时，冷却进气孔位于燃烧室的外二股通道中，外二股通道与所述氧气流道之间通过所述冷却进气孔连通。
优选地，所述电嘴的下端面与所述壳体的下端面齐平；点火器安装在燃烧室上时，电嘴的下端面位于火焰筒的回流区；所述壳体的下端为敞口状形成所述排气口，在所述壳体下端面的一侧设置有导流舌片，所述导流舌片与所述电嘴的下端面之间设有间隙。
优选地，在所述壳体下端的内表面上设置有多个用于对所述电嘴进行定位的突起，相邻两个突起之间形成排气槽。
优选地，在所述壳体的内壁上设置有环形槽，所述环形槽与所述电嘴的外壁之间形成氧气集气腔室。
优选地，所述接管嘴结构包括接管嘴和管嘴座；所述管嘴座设置在所述基座的侧面，所述管嘴座上设置有敞口状的容置腔；所述接管嘴的一端安装在所述容置腔的口部，另一端的外壁上设置有用于与飞机的制氧***的管路连接的外螺纹；所述接管嘴上设置有管嘴孔连通至管嘴座内的容置腔；在所述基座内壁上设置有凹槽连通至所述氧气流道；所述管嘴座与所述基座采用一体成型制作，在所述管嘴座与基座连接部位的内部设置有斜孔；所述斜孔一端与所述凹槽连通，另一端与所述容置腔连通。
优选地，在所述斜孔上设置有用于调节控制氧气流量的气嘴，所述气嘴具备多种规格，不同规格的气嘴上设置不同直径大小的氧气过孔。
优选地，在所述容置腔内设置有弹簧和浮动阀体；所述弹簧的一端抵靠在容置腔的底壁上，不补氧时，所述弹簧的另一端顶压所述浮动阀体封堵在所述接管嘴的出气端；补氧时，氧气推开所述浮动阀体进入所述容置腔内。
优选地，所述接管嘴与所述容置腔的口部采用螺纹连接，在接管嘴与容置腔的口部之间设置有第一密封圈。
优选地，在所述壳体的上端面设置有定位卡缘，定位卡缘插设在所述基座下端的内孔中之后所述壳体与基座之间进行焊接；所述电嘴与所述基座采用螺纹连接，在电嘴与基座之间设置有第二密封圈；所述基座上设置有耳板，点火器安装在燃烧室上时，耳板搭接在外涵机匣上。
本发明的有益效果如下：
(1)本发明通过将电嘴插设在壳体的内部，壳体可以保护电嘴免受高温燃气烧蚀，同时壳体的内壁与电嘴的外表面之间存在间隙形成氧气流道，在高空恶劣条件下点火困难时，通过接管嘴结构将氧气输送至氧气流道后由排气口排出到火焰筒点火区域，通过提高氧气含量以保证点火成功。
(2)通过在壳体上设置冷却进气孔，使得外二股通道内的冷却空气可以进入到氧气流道内，可以对电嘴起到很好的冷却作用。另外通过设置导流舌片，可以使得部分冷却空气贴着电嘴的端面流出以隔离高温燃气，进一步提高了冷却效果，防止电嘴被高温气体烧蚀，提高了点火器使用寿命和可靠性；，同时保证流出点火器的冷却气与火焰筒回流气体流向大致相同，不会破坏回流区结构。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，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，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明提供的一种带补氧结构的点火器的结构示意图；
图2为本发明提供的一种带补氧结构的点火器安装在燃烧室时的结构示意图；
图3为本发明提供的一种带补氧结构的点火器壳体的结构示意图；
图4为图3中A向视图；
附图标记说明：1-基座；101-管嘴座；102-容置腔；103-凹槽；104-斜孔；105-耳板；2-电嘴；3-壳体；301-氧气流道；302-排气口；303-导流舌片；304-突起；305-排气槽；306-环形槽；307-冷却进气孔；308-定位卡缘；4-气嘴；5-弹簧；6-浮动阀体；7-接管嘴；701-管嘴孔；8-第一密封圈；81-第二密封圈；90-燃烧室机匣；91-火焰筒；92-外二股通道；93-外涵机匣。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本发明中涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
一种带补氧结构的点火器，包括基座1、电嘴2，电嘴2为半导体电嘴，电嘴2的上端通过高压绝缘导线连接电容放电***，通电后电嘴2释放出高能电火花点燃火焰筒91内的油气混合物。在所述基座1的下端连接设置有中空状的壳体3；所述电嘴2的上端插设在所述基座1的内部，电嘴2的下端插设在所述壳体3的内腔中；所述壳体3的内壁与所述电嘴3的外表面之间存在间隙形成氧气流道301；所述壳体3的下端设置有排气口302；所述基座1的侧面设置有用于将氧气输送至所述氧气流道301内的接管嘴结构。在高空恶劣条件下点火困难时，通过接管嘴结构将氧气输送至氧气流道301后由排气口302排出到火焰筒点火区域，通过提高氧气含量以保证点火成功。
在本实施例中，所述接管嘴结构包括接管嘴7和管嘴座101；所述管嘴座101设置在所述基座1的侧面，所述管嘴座101上设置有敞口状的容置腔102；所述接管嘴7的一端安装在所述容置腔102的口部，另一端的外壁上设置有用于与飞机的制氧***的管路连接的外螺纹；所述接管嘴7上设置有管嘴孔701连通至管嘴座101内的容置腔102；在所述基座1内壁上设置有凹槽103连通至所述氧气流道301；所述管嘴座101与所述基座1采用一体成型制作，在所述管嘴座101与基座1连接部位的内部设置有斜孔103；所述斜孔103一端与所述凹槽103连通，另一端与所述容置腔102连通。点火器安装的时候，接管嘴7上的管嘴孔701形成氧气进气口，接管嘴7与飞机的制氧***管路相连接通入高压氧气，高压氧气经由管嘴孔701进入容置腔102后再由斜孔进入凹槽103，最后进入至氧气流道301。管嘴座101与基座1可采用一体铸造成型，便于保证管嘴座101与基座1之间的气密性。
在本实施例中，在所述壳体3的下部设置有至少一个冷却进气孔307，具体地，在本实施例中冷却进气孔307的数量为6个，呈现环形均布在壳体3的下端；点火器安装在燃烧室上时，冷却进气孔307位于燃烧室的外二股通道92中，外二股通道92与所述氧气流道301之间通过所述冷却进气孔307连通。补氧时，可以通过控制飞机制氧***管路中通入的氧气压力，使得氧气流道301中氧气压力小于外二股通道92内冷却空气的压力、且大于火焰筒内燃气压力，这样氧气经过冷却进气孔307时不会漏出到外二股通道92中，且外二股通道92内的冷却空气可以进入到氧气流道301内。氧气与冷却进气孔307进入的冷却空气一起由排气口302排出到火焰筒点火区域，通过提高氧气含量以保证点火成功。通过设置冷却进气孔307，使得外二股通道92内的冷却空气可以进入到氧气流道301内，冷却空气对电嘴2起到冷却作用。
在本实施例中，在所述斜孔104上设置有用于调节控制氧气流量的气嘴4，所述气嘴4具备多种规格，不同规格的气嘴4上设置不同直径大小的氧气过孔。通过设置气嘴4，可以调节氧气的流量，进而可以控制氧气流道301内的氧气压力。
在本实施例中，所述电嘴2的下端面与所述壳体3的下端面齐平；点火器安装在燃烧室上时，电嘴2的下端面位于火焰筒91的回流区；所述壳体3的下端为敞口状形成所述排气口302，在所述壳体3下端面的一侧设置有导流舌片303，所述导流舌片303与所述电嘴2的下端面之间设有间隙。通过设置导流舌片303，可以使得部分冷却空气贴着电嘴2的端面流出以隔离高温燃气，进一步提高了冷却效果，防止电嘴被高温气体烧蚀，提高了点火器使用寿命和可靠性；同时保证流出点火器的冷却气与火焰筒91回流气体流向大致相同，不会破坏回流区结构。
在本实施例中，在所述壳体3下端的内表面上设置有多个用于对所述电嘴2进行定位的突起304，相邻两个突起304之间形成排气槽305。电嘴2安装在壳体3内时，多个突起304抵靠在电嘴2下端的表面上，对电嘴2起到定位作用，保证电嘴2与壳体3的轴线重合，进而保证氧气流道301的间隙。另外，采用突起304与排气槽305相配合的结构，能够提高壳体3末端的刚度，使得电嘴2与壳体3即使在高温情况下仍保证排气孔302以及氧气流道301不被堵塞。
在本实施例中，在所述壳体3的内壁上设置有环形槽306，所述环形槽306与所述电嘴2的外壁之间形成氧气集气腔室，该氧气集气腔室既可以贮存氧气，也可以对充入的高压氧气形成缓流作用，使氧气可以平稳地从排气孔302排出，不破坏火焰筒的回流区。
在本实施例中，在所述容置腔102内设置有弹簧5和浮动阀体6；所述弹簧5的一端抵靠在容置腔102的底壁上，不补氧时，所述弹簧5的另一端顶压所述浮动阀体6封堵在所述接管嘴7的出气端；补氧时，氧气推开所述浮动阀体6进入所述容置腔102内。所述接管嘴7与所述容置腔102的口部采用螺纹连接，在接管嘴7与容置腔102的口部之间设置有第一密封圈8。通过设置浮动阀体6以及第一密封圈8，不补氧时，浮动阀体6可以对接管嘴7进行封堵，与第一密封圈8对接管嘴7共同形成密封，避免燃气外泄。
在本实施例中，在所述壳体3的上端面设置有定位卡缘308，壳体3余基座1进行安装时，定位卡缘308插设在所述基座1下端的内孔中，定位卡缘308用于保证壳体3与基座1轴线重合，定位卡缘308***基座1之后，所述壳体3与基座1之间进行焊接，保证气密性；所述电嘴2与所述基座1采用螺纹连接，在电嘴2与基座1之间设置有第二密封圈81；所述基座1上设置有耳板105，点火器安装在燃烧室上时，耳板105搭接在外涵机匣93上。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种带补氧结构的点火器，包括基座(1)、电嘴(2)，其特征在于：在所述基座(1)的下端连接设置有中空状的壳体(3)；
所述电嘴(2)的上端插设在所述基座(1)的内部，电嘴(2)的下端插设在所述壳体(3)的内腔中；所述壳体(3)的内壁与所述电嘴(3)的外表面之间存在间隙形成氧气流道(301)；所述壳体(3)的下端设置有排气口(302)；
所述基座(1)的侧面设置有用于将氧气输送至所述氧气流道(301)内的接管嘴结构。
2.根据权利要求1所述的一种带补氧结构的点火器，其特征在于：在所述壳体(3)的下部设置有至少一个冷却进气孔(307)；点火器安装在燃烧室上时，冷却进气孔(307)位于燃烧室的外二股通道(92)中，外二股通道(92)与所述氧气流道(301)之间通过所述冷却进气孔(307)连通。
3.根据权利要求2所述的一种带补氧结构的点火器，其特征在于：所述电嘴(2)的下端面与所述壳体(3)的下端面齐平；点火器安装在燃烧室上时，电嘴(2)的下端面位于火焰筒91的回流区；所述壳体(3)的下端为敞口状形成所述排气口(302)，在所述壳体(3)下端面的一侧设置有导流舌片(303)，所述导流舌片(303)与所述电嘴(2)的下端面之间设有间隙。
4.根据权利要求1所述的一种带补氧结构的点火器，其特征在于：在所述壳体(3)下端的内表面上设置有多个用于对所述电嘴(2)进行定位的突起(304)，相邻两个突起(304)之间形成排气槽(305)。
5.根据权利要求1所述的一种带补氧结构的点火器，其特征在于：在所述壳体(3)的内壁上设置有环形槽(306)，所述环形槽(306)与所述电嘴(2)的外壁之间形成氧气集气腔室。
6.根据权利要求1所述的一种带补氧结构的点火器，其特征在于：所述接管嘴结构包括接管嘴(7)和管嘴座(101)；
所述管嘴座(101)设置在所述基座(1)的侧面，所述管嘴座(101)上设置有敞口状的容置腔(102)；
所述接管嘴(7)的一端安装在所述容置腔(102)的口部，另一端的外壁上设置有用于与飞机的制氧***的管路连接的外螺纹；所述接管嘴(7)上设置有管嘴孔(701)连通至管嘴座(101)内的容置腔(102)；
在所述基座(1)内壁上设置有凹槽(103)连通至所述氧气流道(301)；
所述管嘴座(101)与所述基座(1)采用一体成型制作，在所述管嘴座(101)与基座(1)连接部位的内部设置有斜孔(103)；所述斜孔(103)一端与所述凹槽(103)连通，另一端与所述容置腔(102)连通。
7.根据权利要求6所述的一种带补氧结构的点火器，其特征在于：在所述斜孔(104)上设置有用于调节控制氧气流量的气嘴(4)，所述气嘴(4)具备多种规格，不同规格的气嘴(4)上设置不同直径大小的氧气过孔。
8.根据权利要求6所述的一种带补氧结构的点火器，其特征在于：在所述容置腔(102)内设置有弹簧(5)和浮动阀体(6)；
所述弹簧(5)的一端抵靠在容置腔(102)的底壁上，不补氧时，所述弹簧(5)的另一端顶压所述浮动阀体(6)封堵在所述接管嘴(7)的出气端；
补氧时，氧气推开所述浮动阀体(6)进入所述容置腔(102)内。
9.根据权利要求6所述的一种带补氧结构的点火器，其特征在于：所述接管嘴(7)与所述容置腔(102)的口部采用螺纹连接，在接管嘴(7)与容置腔(102)的口部之间设置有第一密封圈(8)。
10.根据权利要求1所述的一种带补氧结构的点火器，其特征在于：在所述壳体(3)的上端面设置有定位卡缘(308)，定位卡缘(308)插设在所述基座(1)下端的内孔中之后所述壳体(3)与基座(1)之间进行焊接；
所述电嘴(2)与所述基座(1)采用螺纹连接，在电嘴(2)与基座(1)之间设置有第二密封圈(81)；
所述基座(1)上设置有耳板(105)，点火器安装在燃烧室上时，耳板(105)搭接在外涵机匣(93)上。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110500611A (zh) * 2018-05-16 2019-11-26 赛峰航空器发动机 用于涡轮发动机燃烧室的组件
CN117738798A (zh) * 2024-02-21 2024-03-22 济南中科先行燃气轮机科技有限公司 一种用于燃气轮机的补氧助燃式点火器及其使用方法

Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB832771A (en) * 1956-06-01 1960-04-13 Napier & Son Ltd Ignition of gas turbine and jet propulsion engines
US3800530A (en) * 1972-02-17 1974-04-02 Gen Electric Air cooled augmenter igniter assembly
JPS57179338A (en) * 1981-04-27 1982-11-04 Hitachi Ltd Igniting apparatus for gas turbine
US4384553A (en) * 1980-12-22 1983-05-24 Ford Motor Company Two stage compression ignition fuel ignitor
US4597260A (en) * 1981-04-17 1986-07-01 Williams International Corporation Oxygen starting assist system
DE4320429A1 (de) * 1993-06-21 1994-12-22 Abb Management Ag Verfahren zum Zünden der Verbrennung in einer Brennkammer sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
CN2548750Y (zh) * 2002-04-29 2003-05-07 蔡金钟 焊割装置
US20050268614A1 (en) * 2004-06-03 2005-12-08 General Electric Company Premixing burner with impingement cooled centerbody and method of cooling centerbody
RU2338910C2 (ru) * 2006-11-13 2008-11-20 Евгений Викторович Распопов Запальное устройство для розжига камер сгорания газотурбинных двигателей
CN101932881A (zh) * 2007-11-21 2010-12-29 伍德沃德控制器公司 分开流动的预成膜燃料喷嘴
RU2011104120A (ru) * 2011-02-04 2012-08-10 Открытое акционерное общество "Уфимское научно-производственное предприятие "Молния" (RU) Способ розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей
CN102644921A (zh) * 2012-05-11 2012-08-22 陈金楼 一种压把式射吸割炬
CN107131076A (zh) * 2017-06-28 2017-09-05 哈尔滨工程大学 一种直通式带浮动阀座的内导向燃气喷射阀
US20180100437A1 (en) * 2016-10-10 2018-04-12 General Electric Company Combustor igniter cooling
FR3068766A1 (fr) * 2017-07-10 2019-01-11 Office National D'etudes Et Recherches Aerospatiales Systeme d'allumage ou de stabilisation de combustion
CN111502861A (zh) * 2020-04-23 2020-08-07 中国航发湖南动力机械研究所 一种发动机燃烧室
CN112240570A (zh) * 2020-10-20 2021-01-19 西安航天动力研究所 一种基于3d打印成型的旋流火炬点火器

Patent Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB832771A (en) * 1956-06-01 1960-04-13 Napier & Son Ltd Ignition of gas turbine and jet propulsion engines
US3800530A (en) * 1972-02-17 1974-04-02 Gen Electric Air cooled augmenter igniter assembly
US4384553A (en) * 1980-12-22 1983-05-24 Ford Motor Company Two stage compression ignition fuel ignitor
US4597260A (en) * 1981-04-17 1986-07-01 Williams International Corporation Oxygen starting assist system
JPS57179338A (en) * 1981-04-27 1982-11-04 Hitachi Ltd Igniting apparatus for gas turbine
DE4320429A1 (de) * 1993-06-21 1994-12-22 Abb Management Ag Verfahren zum Zünden der Verbrennung in einer Brennkammer sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
CN2548750Y (zh) * 2002-04-29 2003-05-07 蔡金钟 焊割装置
US20050268614A1 (en) * 2004-06-03 2005-12-08 General Electric Company Premixing burner with impingement cooled centerbody and method of cooling centerbody
RU2338910C2 (ru) * 2006-11-13 2008-11-20 Евгений Викторович Распопов Запальное устройство для розжига камер сгорания газотурбинных двигателей
CN101932881A (zh) * 2007-11-21 2010-12-29 伍德沃德控制器公司 分开流动的预成膜燃料喷嘴
RU2011104120A (ru) * 2011-02-04 2012-08-10 Открытое акционерное общество "Уфимское научно-производственное предприятие "Молния" (RU) Способ розжига камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей
CN102644921A (zh) * 2012-05-11 2012-08-22 陈金楼 一种压把式射吸割炬
US20180100437A1 (en) * 2016-10-10 2018-04-12 General Electric Company Combustor igniter cooling
CN107131076A (zh) * 2017-06-28 2017-09-05 哈尔滨工程大学 一种直通式带浮动阀座的内导向燃气喷射阀
FR3068766A1 (fr) * 2017-07-10 2019-01-11 Office National D'etudes Et Recherches Aerospatiales Systeme d'allumage ou de stabilisation de combustion
CN111502861A (zh) * 2020-04-23 2020-08-07 中国航发湖南动力机械研究所 一种发动机燃烧室
CN112240570A (zh) * 2020-10-20 2021-01-19 西安航天动力研究所 一种基于3d打印成型的旋流火炬点火器

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
冯延光，杨新江: "提高WP－11发动机起动高度的研究与实施", 推进技术, no. 04, 31 August 1994 (1994-08-31), pages 22 - 26 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110500611A (zh) * 2018-05-16 2019-11-26 赛峰航空器发动机 用于涡轮发动机燃烧室的组件
CN110500611B (zh) * 2018-05-16 2023-02-17 赛峰航空器发动机 用于涡轮发动机燃烧室的组件
CN117738798A (zh) * 2024-02-21 2024-03-22 济南中科先行燃气轮机科技有限公司 一种用于燃气轮机的补氧助燃式点火器及其使用方法

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