專利名稱：發(fā)動(dòng)機(jī)等離子體凹腔穩(wěn)燃器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空航天動(dòng)力系統(tǒng)應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種基于凹腔火焰穩(wěn)定器的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室等離子體穩(wěn)燃技術(shù)。
背景技術(shù)：
航空航天領(lǐng)域的迅猛發(fā)展，需要飛行器能以更經(jīng)濟(jì)的代價(jià)飛得更快、更遠(yuǎn)，這對飛行器的推進(jìn)裝置提出了更高的要求，尤其是對于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、組合發(fā)動(dòng)機(jī)來說，燃燒室中的氣流速度往往可達(dá)每秒上千米，而燃燒室的長度受重量、尺寸、防熱等因素的影響又不可能很長，導(dǎo)致燃料在超聲速燃燒室中的駐留時(shí)間很短，因此如何在超聲速燃燒室中實(shí)現(xiàn)高效混合和穩(wěn)定燃燒是研制超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、組合發(fā)動(dòng)機(jī)最重要關(guān)鍵技術(shù)之一。[1]一般火焰穩(wěn)定可通過提高火焰?zhèn)鞑ニ俣群徒档蛠砹鳉饬魉俣葍煞N方式來實(shí)現(xiàn)。前者可以由引入激光、高溫物質(zhì)/壁面和催化物質(zhì)/壁面等途徑來實(shí)現(xiàn)，但這些途徑大都需要巨大的外部能量而實(shí)際應(yīng)用價(jià)值不高。目前高速氣流中普遍應(yīng)用的穩(wěn)定火焰措施是利用主動(dòng)或被動(dòng)的方式，在流場中形成環(huán)流和低速流區(qū)，常見方法有利用氣流繞流在鈍體(不良流線體)后形成環(huán)流和低速流區(qū)、利用引燃火焰形成的速度剪切層、利用旋轉(zhuǎn)氣流、逆向噴流等等。[2]其中，凹腔火焰穩(wěn)定是目前研究和應(yīng)用較多的一種超聲速燃燒室火焰穩(wěn)定裝置，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和組合發(fā)動(dòng)機(jī)上均有應(yīng)用[3]。凹腔火焰穩(wěn)定器在結(jié)構(gòu)上包括有上游ab、凹腔體bcde和下游ef，圖I給出了常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器的結(jié)構(gòu)示意圖，常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器由ab-bc-cd的后向臺(tái)階和cd-de_ef的前向臺(tái)階組成,前壁be、底壁cd和后壁de構(gòu)成凹腔體bede，后壁de與底壁cd下游方向的夾角為后壁傾角0，L為凹腔體長度，D為凹腔體深度。氣流流過凹腔會(huì)在凹腔內(nèi)形成回流區(qū)，能夠使火焰始終駐留在其中，并作為新的火源持續(xù)點(diǎn)燃上游來的燃料，從而實(shí)現(xiàn)火焰穩(wěn)定。根據(jù)凹腔的長深比L/D，可將凹腔流動(dòng)分為3類基本的流動(dòng)形式開式凹腔、過渡型凹腔、閉式凹腔。現(xiàn)階段盡管已經(jīng)取得了許多有價(jià)值的研究成果，但還不是一種成熟技術(shù)，還存在下述不足。由于是一種不良流線體，凹腔不可避免的產(chǎn)生阻力，主要為凹腔前后壁壓力差造成的壓差阻力，該阻力與凹腔的深度呈正比關(guān)系，在同一凹腔深度下該阻力隨著長深比的增大而增大，且與來流條件和燃燒條件密切相關(guān)，剪切層的發(fā)展變化是影響凹腔阻力的主要因素，凹腔自激振蕩會(huì)嚴(yán)重增大凹腔阻力。使凹腔后壁傾斜是一種常用的減阻方法，但凹腔后壁的最佳傾角隨來流條件和燃燒條件發(fā)生變化。[4]凹腔的穩(wěn)焰性能與凹腔深度、長深比以及來流條件有密切關(guān)系，凹腔太長會(huì)產(chǎn)生脫落渦從而引起火焰不穩(wěn)定，凹腔太短又不能帶入足夠的空氣以穩(wěn)住火焰。更關(guān)鍵的是，由于實(shí)際燃燒室入口條件隨飛行速度、攻角、轉(zhuǎn)向角等因素變化很大，對于固定結(jié)構(gòu)的凹腔而言，它僅能對來流條件下的燃燒進(jìn)行控制，非流條件下則難以發(fā)揮穩(wěn)焰作用；[5]凹腔超聲速可壓縮剪切層增長率低，使得超聲速流場中的混合比較困難，剪切層撞擊在凹腔后壁誘發(fā)自激振蕩，造成凹腔內(nèi)質(zhì)量脈動(dòng)，并增大阻力、產(chǎn)生噪聲。使凹腔后壁傾斜是一種常用的自激振蕩被動(dòng)控制方法，但是現(xiàn)有研究得到了一些矛盾甚至完全相反的結(jié)論，有人認(rèn)為后壁傾角作用不大，有人認(rèn)為后壁傾角對超燃流場結(jié)構(gòu)影響較大；有研究認(rèn)為隨著凹腔后壁傾角的減小，流場變得更加穩(wěn)定，凹腔阻力系數(shù)變大，凹腔內(nèi)流動(dòng)的駐留時(shí)間縮短，但有的研究認(rèn)為減小凹腔后壁傾角會(huì)導(dǎo)致凹腔內(nèi)流動(dòng)駐留時(shí)間增加。出現(xiàn)上述情況的原因在于，凹腔后壁的最佳傾角隨來流速度、溫度、邊界層厚度等條件變化，傾角結(jié)構(gòu)抑制自激振蕩的能力發(fā)生變化甚至產(chǎn)生反作用，自適應(yīng)能力差[5]。引用文獻(xiàn)[I],超聲速燃燒室中凹腔上游橫向噴注燃料的流動(dòng)、混合與燃燒特性研究，國防科技大學(xué)博士學(xué)位論文，2007，耿輝；[2],基于凹腔的超聲速燃燒火焰穩(wěn)定技術(shù)研 究，國防科技大學(xué)博士學(xué)位論文，2005，丁猛；[3],帶凹腔支板的數(shù)值模擬，燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2010年11月，劉雯佳，金捷，
季鶴鳴；[4].超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)凹腔火焰穩(wěn)定器阻力分析，推進(jìn)技術(shù)，2009年10月，潘余，丁猛，梁劍寒，劉衛(wèi)東，王振國；[5],超聲速來流穩(wěn)焰凹腔的流動(dòng)及火焰穩(wěn)定機(jī)制研究，國防科技大學(xué)博士學(xué)位論文，2008，孫明波；

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是解決常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器存在自激振蕩、凹腔阻力大、適應(yīng)應(yīng)用范圍窄的問題，提出一種新型的發(fā)動(dòng)機(jī)等離子體凹腔穩(wěn)燃器。本發(fā)明在常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器光滑安裝等離子體激勵(lì)器，等離子體激勵(lì)器通過空氣放電產(chǎn)生非平衡等離子體，非平衡等離子體誘導(dǎo)產(chǎn)生的電場力和釋放的熱量對凹腔流場產(chǎn)生控制作用，減小凹腔阻力，抑制凹腔自激振蕩，增強(qiáng)燃料與空氣的混合，同時(shí)對噴注燃料產(chǎn)生激發(fā)、離解、電離等活化作用，進(jìn)一步提高燃燒效率。本發(fā)明組成部分主要包括常規(guī)凹腔、非平衡等離子體激勵(lì)器系統(tǒng)、激勵(lì)電源系統(tǒng)、控制系統(tǒng)等部分①.常規(guī)凹腔或所述的常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器包括有上游ab、凹腔體bcde和下游ef (見圖1)，圖I給出了常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器的結(jié)構(gòu)示意圖，常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器由ab-bc-cd的后向臺(tái)階和cd-de_ef的前向臺(tái)階組成,前壁be、底壁cd和后壁de構(gòu)成凹腔體bede，后壁de與底壁Cd下游方向的夾角為后壁傾角0 ；。②.非平衡等離子體激勵(lì)器指通過空氣放電產(chǎn)生非平衡等離子體的設(shè)備，包括介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器、局部電弧放電等離子體激勵(lì)器，它們光滑安裝在凹腔的上游、前壁、底壁、后壁、下游以及燃料噴口處。③.激勵(lì)電源系統(tǒng)是為非平衡等離子體激勵(lì)器提供放電能量的電源系統(tǒng)，所包含的激勵(lì)電源類型有用于介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器的或高壓交流電源、或高壓交流-直流組合電源、或高壓重復(fù)頻率納秒脈沖電源，用于電弧放電等離子體激勵(lì)器的高壓重復(fù)頻率納秒脈沖電源。④.控制系統(tǒng)是實(shí)時(shí)感知并根據(jù)飛行器飛行條件和發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室燃燒條件對激勵(lì)電源系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)時(shí)、準(zhǔn)確地開關(guān)、參數(shù)調(diào)整，使其能夠?qū)崟r(shí)、準(zhǔn)確、快速激勵(lì)非平衡等離子體激勵(lì)器系統(tǒng)而發(fā)生放電的系統(tǒng)，主要包含傳感器、微處理器、作動(dòng)器。本發(fā)明等離子體凹腔穩(wěn)燃器是一個(gè)具有自適應(yīng)能力、火焰穩(wěn)定性能更高的火焰穩(wěn)定器，其各種來流條件下其凹腔剪切層的發(fā)展受到自主控制，凹腔自激振蕩現(xiàn)象得到抑制，阻力得到明顯降低，凹腔前、后壁傾角可以實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)虛擬控制，凹腔有效長深比能夠進(jìn)行一定幅度的變化，噴注燃料活性增強(qiáng)，實(shí)現(xiàn)了對飛行器飛行條件和發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室燃燒狀態(tài)的自主、實(shí)時(shí)、快速地響應(yīng)和控制，且等離子體激勵(lì)器不工作時(shí)其電極不會(huì)對凹腔造成不利影響，能夠以最小代價(jià)實(shí)現(xiàn)高效穩(wěn)燃。


圖I常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)示意圖；圖2本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)等離子體凹腔穩(wěn)燃器組成示意圖；圖3a介質(zhì)阻擋放電等離子體對稱激勵(lì)器結(jié)構(gòu)示意圖； 圖3b介質(zhì)阻擋放電等離子體非對稱激勵(lì)器結(jié)構(gòu)示意圖；圖4電弧放電等離子體激勵(lì)器結(jié)構(gòu)示意圖；圖5a介質(zhì)阻擋放電等離子體分立陰極激勵(lì)器陣列示意圖；圖5b介質(zhì)阻擋放電等離子體共陰極激勵(lì)器陣列示意圖；圖6a電弧放電等離子體激勵(lì)器縱向陣列示意圖；圖6b電弧放電等離子體激勵(lì)器展向陣列示意圖；圖6c電弧放電等離子體激勵(lì)器交錯(cuò)陣列示意圖。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)等離子體凹腔穩(wěn)燃器作詳細(xì)描述。圖2給出了本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)等離子體凹腔穩(wěn)燃器結(jié)構(gòu)示意圖。本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)等離子體凹腔穩(wěn)燃器包括有常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器，所述的常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器包括有上游ab、凹腔體bcde和下游ef (見圖I)，圖I給出了常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器的結(jié)構(gòu)示意圖，上游ab、凹腔前壁be和凹腔底Cd形成后向臺(tái)階，凹腔底Cd、后壁de和下游ef形成前向臺(tái)階，前壁be、底壁Cd和后壁de構(gòu)成凹腔體bede，后壁de與底壁Cd下游方向的夾角為后壁傾角0 ;本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)等離子體凹腔穩(wěn)燃器還包括等離子體激勵(lì)器、等離子體激勵(lì)器電源、等離子體激勵(lì)器控制系統(tǒng)；所述的等離子體激勵(lì)器為等離子體激勵(lì)器元、或等離子體激勵(lì)器元組成的等離子激勵(lì)器陣列，等離子體激勵(lì)器元、或等離子激勵(lì)器陣列布設(shè)在等離子體凹腔穩(wěn)燃器凹腔上游、燃料噴孔周圍、凹腔上游來流邊界、凹腔前壁、凹腔底、凹腔后壁、凹腔下游表面；所述的等離子體激勵(lì)器元形式或?yàn)榻橘|(zhì)阻擋放電式等離子體激勵(lì)器元、或?yàn)殡娀》烹娛降入x子體激勵(lì)器元；所述的介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元或?yàn)閷ΨQ介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元(見圖3a)，或?yàn)榉菍ΨQ介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元(見圖3b)，所述的對稱介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器兀由第一暴露電極15、第一植入電極16和第一介質(zhì)阻擋層17組成，第一植入電極16植入第一介質(zhì)阻擋層17下面內(nèi)部，所述的非對稱介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器由第二暴露電極18、第二植入電極19和第二介質(zhì)阻擋層20組成，第二植入電極19植入第二介質(zhì)阻擋層20下面內(nèi)部；
所述的電弧放電等離子體激勵(lì)器元(見圖4)由第一圓柱狀電極(陽極)21、第二圓柱狀電極(陰極)22以及安裝基底組成，圓柱狀電極21和22與安裝基底垂直布放，圓柱狀電極21和22的下表面一端與電源相接，電極穿過壁面上的孔后暴露于空氣，上端面與壁面光滑齊平；所述的激勵(lì)器陣列取I 40個(gè)等離子體激勵(lì)器元，采取陣列的目的是強(qiáng)化等離子體的控制能力和效果；下面給出三個(gè)陣元組成的或?yàn)榻橘|(zhì)阻擋放電等離子體分立陰極激勵(lì)器陣列，或?yàn)榻橘|(zhì)阻擋放電等離子體共陰極激勵(lì)器陣列，根據(jù)具體場合，陣元數(shù)量可增加，圖5a為由第一介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元23、第二介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元24、第三介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元25三對等離子體激勵(lì)器元組成的介質(zhì)阻擋放電等離子體分立陰極激勵(lì)器陣列，圖5b為由第三暴露電極26、第四暴露電極27、第五暴露電極28和一個(gè)植入電極29組成的介質(zhì)阻擋放電等離子體共陰極激勵(lì)器陣列，根據(jù)具體場合，陣元數(shù)量可增加，增加情況此處不再贅述；電弧放電等離子體激勵(lì)器陣列包括縱向陣列、展向陣列、交錯(cuò)陣列，所述的縱向陣列為激勵(lì)器陽極-陰極連線與來流方向平行的激勵(lì)器陣列(見圖6a)，展向陣列為陽極-陰極連線與來流方向垂直的激勵(lì)器陣列(見圖6b)，交錯(cuò) 陣列為陽極-陰極連線部分與來流方向或平行，部分與來流方向垂直的激勵(lì)器陣列(見圖6c);如圖2所示，根據(jù)等離子體激勵(lì)器的安裝位置將等離子體凹腔穩(wěn)燃器的等離子體激勵(lì)器系統(tǒng)分為凹腔上游等離子體激波弱化和流向渦誘導(dǎo)激勵(lì)器陣列I、燃料噴注等離子體控制激勵(lì)器陣列2、凹腔來流邊界層厚度等離子體控制激勵(lì)器陣列3、凹腔前壁等離子體消渦激勵(lì)器陣列4、凹腔后壁傾角氣動(dòng)虛擬控制激勵(lì)器陣列5、凹腔自激振蕩抑制激勵(lì)器陣列6、凹腔下游流動(dòng)控制激勵(lì)器陣列7，具體實(shí)施時(shí)可根據(jù)凹腔穩(wěn)燃器特性選擇其中一個(gè)或多個(gè)陣列；所述的等離子體激勵(lì)器電極均采用耐高溫材料制作，或金屬鎢及其合金、或金屬鑰及其合金、或非金屬導(dǎo)電石墨；介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器或采用集成加工方式安裝到凹腔基體8上，該方式加工凹腔基體時(shí)激勵(lì)器植入電極直接嵌入到凹腔基體8內(nèi)部，同時(shí)外表面采用耐高溫絕緣材料密封，凹腔基體8和激勵(lì)器的介質(zhì)阻擋層、植入電極集成為一體，然后在介質(zhì)阻擋層上表面敷設(shè)暴露電極；或采用模塊化加工方式，該方式在等離子體激勵(lì)器加工后，將其整體嵌入或貼附到凹腔基體8上；對于電弧放電等離子體激勵(lì)器，首先在凹腔基體8上打出滿足電極安裝的孔，然后直接將柱狀電極插入并進(jìn)行密封；所述的等離子體激勵(lì)電源系統(tǒng)10是為上述等離子體激勵(lì)器提供激勵(lì)能源的電源系統(tǒng)，介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器或選用高壓交流電源、或選用高壓交流-直流組合電源、或選用高壓重復(fù)頻率納秒脈沖電源，電弧放電等離子體激勵(lì)器選用高壓重復(fù)頻率納秒脈沖電源，電源電壓均為IkV-IOOkV 所述的控制系統(tǒng)14包括傳感器13、微處理器12、作動(dòng)器11 ；所述的傳感器13包括壓力傳感器、溫度傳感器、飛行速度傳感器、飛行姿態(tài)傳感器，壓力傳感器用于實(shí)時(shí)測量來流靜壓、總壓以及凹腔前后壁壓力脈動(dòng)；溫度傳感器用于實(shí)時(shí)測量發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)部溫度和凹腔內(nèi)部溫度；飛行速度傳感器用于實(shí)時(shí)測量飛行器的飛行速度；飛行姿態(tài)傳感器用于實(shí)時(shí)測量飛行器的俯仰、偏航與滾轉(zhuǎn)角；所述的微處理器12用于根據(jù)接收到的傳感器信息，實(shí)時(shí)處理，制定布設(shè)在等離子體凹腔穩(wěn)燃器凹腔上游、燃料噴咀周圍、凹腔上游來流邊界、凹腔前壁、凹腔底、凹腔后壁、凹腔下游表面等離子體激勵(lì)器的啟閉控制方案；所述的作動(dòng)器11用于驅(qū)動(dòng)激勵(lì)等離子體激勵(lì)器所需功率、頻率。下面以具體實(shí)施例進(jìn)一步描述本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)等離子體凹腔穩(wěn)燃器的工作過程和原理。以羅世彬設(shè)計(jì)的高超聲速飛行器(見羅世彬《高超聲速飛行器機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化及總體多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化方法研究》，國防科技大學(xué)博士論文，2004)所使用的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為例進(jìn)行說明，高超聲速飛行器設(shè)計(jì)飛行高度為25km，飛行攻角為2。，偏航和滾轉(zhuǎn)角為0°，飛行速度為6馬赫；超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)空氣流速為2. 01馬赫，燃燒室最高溫度2500K ;凹腔深度為8. 0mm，長深比為4. 0，后壁傾角為45°，燃料噴孔內(nèi)徑為2. 0mm，距凹腔前緣34. Omm(見吳海燕《超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室兩相流混合燃燒過程仿真及實(shí)驗(yàn)研究》，國防科技大學(xué)博士論文，2009)；·控制系統(tǒng)14的傳感器13實(shí)時(shí)測量高超聲速飛行器的飛行狀態(tài)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室工作狀態(tài)，并將飛行器飛行高度、速度、姿態(tài)角，燃燒室空氣流速、溫度以及凹腔壓力脈動(dòng)等參數(shù)發(fā)送給微處理器12 ；當(dāng)高超聲速飛行器的飛行高度、飛行攻角與飛行速度與設(shè)計(jì)狀態(tài)不符合時(shí)，微處理器12首先判斷高超聲速飛行器偏離設(shè)計(jì)飛行狀態(tài)，有可能影響超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作，然后微處理器12進(jìn)一步根據(jù)接收到的燃燒室溫度參數(shù)判斷發(fā)動(dòng)機(jī)是否正常工作，若燃燒室溫度低于1000K即認(rèn)為發(fā)動(dòng)機(jī)未正常工作，需要開啟等離子體激勵(lì)器以增強(qiáng)凹腔穩(wěn)燃性能，同時(shí)根據(jù)凹腔壓力傳感器得到的壓力脈動(dòng)情況判斷是否發(fā)生凹腔自激振蕩，若壓力脈動(dòng)平均振幅超過IOkPa即認(rèn)為發(fā)生自激振蕩，最后微處理器根據(jù)來流靜壓、總壓以及凹腔壓力脈動(dòng)頻率(本實(shí)施例中凹腔前緣壓力脈動(dòng)頻率主要為8. 9kHz和20kHz，后緣壓力脈動(dòng)頻率主要為8. 9kHz、18kHz和25kHz)確定等離子體凹腔穩(wěn)燃器的電源激勵(lì)參數(shù)，產(chǎn)生相應(yīng)的控制信號(hào)并通過控制系統(tǒng)控制線路傳遞給作動(dòng)器11 ；作動(dòng)器接受指令后對等離子體激勵(lì)器電源系統(tǒng)10開關(guān)、調(diào)壓、調(diào)頻；等離子體激勵(lì)器電源系統(tǒng)10產(chǎn)生的激勵(lì)電壓通過電導(dǎo)線施加到等離子體激勵(lì)器陣列1-7，等離子體激勵(lì)器陣列1-7貼覆在凹腔基體8表面，在高電壓激勵(lì)下發(fā)生空氣放電、產(chǎn)生非平衡等離子體。凹腔上游等離子體激波弱化和流向渦誘導(dǎo)激勵(lì)器陣列I采用10對電弧放電等離子體激勵(lì)器元組成的縱向陣列(見圖6a)，陣列后緣距燃料噴孔5. Omm,電極采用鎢制作，電極直徑為I. Omm,間隔為0. 5mm，激勵(lì)電源采用高壓重復(fù)頻率納秒脈沖電源，脈沖電壓峰值為8kV，頻率為2kHz，脈沖半高寬度為70ns ;放電產(chǎn)生的等離子體對來流產(chǎn)生抬升作用，形成類似物理斜坡的氣動(dòng)斜坡，氣動(dòng)斜坡誘發(fā)斜激波，一方面使后面燃料噴孔9噴注燃料造成的斜激波強(qiáng)度降低，達(dá)到減阻目的，另一方面它會(huì)在下游產(chǎn)生流向渦，流向渦促進(jìn)凹腔剪切層的發(fā)展，增強(qiáng)下游燃料與空氣的混合。燃料噴注等離子體控制激勵(lì)器陣列2采用I組非對稱介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元，電極采用鶴制作，電極寬度為2. Omm,厚度為0. Olmm,介質(zhì)層采用陶瓷制作,厚度為
2.0mm，寬度為15. 0mm，激勵(lì)電源采用高壓交流電源，電壓振幅為3kV，頻率為20kHz，波形為正弦波；激勵(lì)器產(chǎn)生的放電直接穿越燃料噴孔9噴出的燃料柱，產(chǎn)生的等離子體將燃料中的有機(jī)大分子部分或全部裂解成小分子，因小分子燃料可燃性更好，所以燃燒效率更高；等離子體中高能電子碰撞引起可燃混合氣分子發(fā)生離解、激發(fā)甚至電離，形成大量活性原子、基團(tuán)、離子，從而加速形成燃料的氧化連鎖反應(yīng)，在不引起燃料燃燒的條件下實(shí)現(xiàn)燃料的“活化”進(jìn)而加速隨后的點(diǎn)火、燃燒過程。凹腔來流邊界層厚度等離子體控制激勵(lì)器陣列3采用2對介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元組成的分立陰極陣列形式(見圖5a)與一列共10對展向電弧放電等離子體激勵(lì)器陣列(見圖6b，圖中繪出4對)，介質(zhì)阻擋放電等離子體陣列位于電弧放電等離子體激勵(lì)器陣列之前，總陣列后緣距凹腔前緣5. Om m ;介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器采用整體陰極陣列形式，電極采用鶴制作，暴露電極寬度為2. Omm,植入電極寬度為4. Omm,厚度均為0. Olmm,介質(zhì)層采用陶瓷制作，厚度為2. Omm,寬度為10. Omm,激勵(lì)電源采用高壓交流一直流組合電源，其中交流電壓振幅為10kV，頻率為8kHz，波形為正弦波，直流電壓為+0. 5kV ；電弧放電等離子體激勵(lì)器電極采用鎢制作，電極直徑為I. Omm,間隔為0. 5_，激勵(lì)電源采用高壓重復(fù)頻率納秒脈沖電源，脈沖電壓峰值為5kV，頻率為2kHz，脈沖半高寬度為70ns ；介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器陣列產(chǎn)生的等離子體通過加速、吹除邊界層中的空氣來減小邊界層厚度，電弧放電等離子體激勵(lì)器陣列產(chǎn)生的等離子體加熱邊界層內(nèi)的空氣使其膨脹，從而增加邊界層厚度；當(dāng)微處理器判斷需要減小凹腔上游厚度時(shí)啟動(dòng)介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器陣列，當(dāng)微處理器判斷需要增加凹腔上游厚度時(shí)啟動(dòng)電弧放電等離子體激勵(lì)器陣列，因此等離子體凹腔穩(wěn)燃器能夠隨來流條件的不同而實(shí)時(shí)改變邊界層厚度，抑制凹腔自激振蕩，減小阻力。凹腔前壁等離子體消渦激勵(lì)器陣列4采用20對電弧放電等離子體激勵(lì)器交錯(cuò)陣列(見圖6c)，陣列距凹腔前緣5. 0mm，激勵(lì)器電極采用鎢制作，電極直徑為I. Omm,間隔為0. 5mm，激勵(lì)電源采用高壓重復(fù)頻率納秒脈沖電源，脈沖電壓峰值為5kV，頻率為2kHz，脈沖半高寬度為70ns ;等離子體誘導(dǎo)的微爆炸波干擾、打斷下游上傳壓強(qiáng)波撞擊前壁產(chǎn)生的小渦與剪切層流場渦之間的耦合，抑制小渦的發(fā)展，抑制凹腔自激振蕩，減小阻力。凹腔后壁傾角氣動(dòng)虛擬控制激勵(lì)器陣列5采用20對交錯(cuò)電弧放電等離子體激勵(lì)器元(見圖6c，圖中繪出4對)，陣列后緣距底壁后緣2. 0_，激勵(lì)器電極采用鎢制作，電極直徑為I. Omm，間隔為I. Omm，激勵(lì)電源采用高壓重復(fù)頻率納秒脈沖電源，脈沖電壓峰值為
l-8kV，頻率為5kHz，脈沖半高寬度為70ns ;產(chǎn)生的等離子體在凹腔底壁與后壁結(jié)合處誘導(dǎo)出一氣動(dòng)凸起，流經(jīng)此處的流體受其阻礙，等效改變后壁傾角以及凹腔長度、長深比。凹腔自激振蕩抑制激勵(lì)器陣列6采用30對電弧放電等離子體激勵(lì)器交錯(cuò)陣列，陣列上緣與凹腔下游表面齊平，電弧放電等離子體激勵(lì)器元電極采用鎢制作，陽極-陰極直徑為I. Omm,間隔為0. 5mm，激勵(lì)電源采用高壓重復(fù)頻率納秒脈沖電源，電壓峰值為5kV，頻率為2kHz，脈沖半寬度為70ns ;等離子體誘導(dǎo)的微爆炸波抵消上游剪切層渦，釋放的熱量在后壁上產(chǎn)生一層柔性熱層，增強(qiáng)后壁將凹腔剪切層、前緣脫落渦向主流反射的能力，達(dá)到抑制自激振蕩、減小阻力的目的。凹腔下游流動(dòng)控制激勵(lì)器陣列7采用2列共20對電弧放電等離子體激勵(lì)器縱向陣列，陣列前緣距凹腔后緣10. Omm,電弧放電等離子體激勵(lì)器元電極采用鎢制作，電極直徑為I. Omm,間隔為0. 5mm，激勵(lì)電源采用高壓重復(fù)頻率納秒脈沖電源，電壓峰值為3kV，頻率為2kHz，脈沖半高寬度為70ns ;產(chǎn)生的等離子體對凹腔下游流動(dòng)中的渦進(jìn)行控制。本發(fā)明的發(fā)動(dòng)機(jī)等離子體凹腔穩(wěn)燃器具有很強(qiáng)的自適應(yīng)能力，可以對各種飛行條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室火焰穩(wěn)定與保持進(jìn)行有效控制，且結(jié)構(gòu)簡單，可靠性高，可廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)以及 組合發(fā)動(dòng)機(jī)。
權(quán)利要求
1.一種發(fā)動(dòng)機(jī)等離子體凹腔穩(wěn)燃器，它包括有常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器，所述的常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器包括有上游ab、凹腔體bcde和下游ef，上游ab、凹腔前壁be和凹腔底cd形成后向臺(tái)階，凹腔底Cd、后壁de和下游ef形成前向臺(tái)階，前壁be、底壁cd和后壁de構(gòu)成凹腔體bede，后壁de與底壁Cd下游方向的夾角為后壁傾角0 ;其特征是 它還包括等離子體激勵(lì)器、等離子體激勵(lì)器電源、等離子體激勵(lì)器控制系統(tǒng)；所述的等離子體激勵(lì)器或?yàn)榈入x子體激勵(lì)器元、或?yàn)榈入x子體激勵(lì)器元組成的等離子激勵(lì)器陣列，所述的等離子體激勵(lì)器元組成的等離子激勵(lì)器陣列取I 40個(gè)等離子體激勵(lì)器元，等離子激勵(lì)器陣列布設(shè)在等離子體凹腔穩(wěn)燃器凹腔上游、燃料噴咀周圍、凹腔上游來流邊界、凹腔前壁、凹腔底、凹腔后壁、凹腔下游表面；所述的等離子體激勵(lì)器電極采用耐高溫或金屬鎢、或金屬鎢合金、或金屬鑰、或金屬鑰合金、或非金屬導(dǎo)電石墨； 所述的等離子體激勵(lì)電源系統(tǒng)(10)是為等離子體激勵(lì)器提供激勵(lì)能源的電源系統(tǒng)，或選用高壓交流電源、或選用高壓交流-直流組合電源、或選用高壓重復(fù)頻率納秒脈沖電源，電源電壓為IkV-IOOkV ； 所述的控制系統(tǒng)(14)包括傳感器(13)、微處理器(12)、作動(dòng)器(11)； 所述的傳感器(13)包括壓カ傳感器、溫度傳感器、飛行速度傳感器、飛行姿態(tài)傳感器，壓カ傳感器用于實(shí)時(shí)測量來流靜壓、總壓以及凹腔前后壁壓カ脈動(dòng)；溫度傳感器用于實(shí)時(shí)測量發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)部溫度和凹腔內(nèi)部溫度；飛行速度傳感器用于實(shí)時(shí)測量飛行器的飛行速度；飛行姿態(tài)傳感器用于實(shí)時(shí)測量飛行器的俯仰、偏航與滾轉(zhuǎn)角； 所述的微處理器(12)用于根據(jù)接收到的傳感器信息，實(shí)時(shí)處理，制定布設(shè)在等離子體凹腔穩(wěn)燃器凹腔上游、燃料噴咀周圍、凹腔上游來流邊界、凹腔前壁、凹腔底、凹腔后壁、凹腔下游表面等離子體激勵(lì)器的啟閉控制方案； 所述的作動(dòng)器(11)用于輸出驅(qū)動(dòng)激勵(lì)等離子體激勵(lì)器所需功率、頻率。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的發(fā)動(dòng)機(jī)等離子體凹腔穩(wěn)燃器，其特征是 所述的等離子體激勵(lì)器元或?yàn)榻橘|(zhì)阻擋放電式等離子體激勵(lì)器元、或?yàn)殡娀》烹娛降入x子體激勵(lì)器元； 所述的介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元或?yàn)閷ΨQ介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元，或?yàn)榉菍ΨQ介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元，所述的對稱介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元由第一暴露電極(15)、第一植入電極(16)和第一介質(zhì)阻擋層(17)組成,第一植入電極(16)植入第一介質(zhì)阻擋層(17)下面內(nèi)部，所述的非対稱介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器由第二暴露電極(18)、第二植入電極(19)和第二介質(zhì)阻擋層(20)組成，第二植入電極(19)植入第二介質(zhì)阻擋層(20)下面內(nèi)部； 所述的電弧放電等離子體激勵(lì)器元由第一圓柱狀電極(21)、第二圓柱狀電極(22)以及安裝基底組成，第一圓柱狀電極(21)和第二圓柱狀電極(22)與安裝基底垂直布放，第一圓柱狀電極(21)和第二圓柱狀電極(22)的下表面一端與電源相接，電極穿過壁面上的孔后暴露于空氣，上端面與壁面光滑齊平； 所述的等離子體激勵(lì)器元組成的等離子激勵(lì)器陣列由3個(gè)等離子體激勵(lì)器元組成，該陣列或?yàn)榈谝唤橘|(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元23、第二介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元24、第三介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器元25三對等離子體激勵(lì)器元組成的介質(zhì)阻擋放電等離子體分立陽極、分立陰極激勵(lì)器陣列；該陣列或?yàn)榈谌┞峨姌O26、第四暴露電極27、第五暴露電極28和ー個(gè)植入電極29組成的介質(zhì)阻擋放電等離子體分立陽極、共陰極激勵(lì)器陣列；電弧放電等離子體激勵(lì)器陣列包括縱向陣列、展向陣列、交錯(cuò)陣列，所述的縱向陣 列為激勵(lì)器陽極-陰極連線與來流方向平行的激勵(lì)器陣列，展向陣列為陽極-陰極連線與來流方向垂直的激勵(lì)器陣列，交錯(cuò)陣列為陽極-陰極連線部分與來流方向或平行，部分與來流方向垂直的激勵(lì)器陣列。
全文摘要
本發(fā)明屬于航空航天動(dòng)力系統(tǒng)應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種基于凹腔火焰穩(wěn)定器的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室火焰穩(wěn)定技術(shù)。目的是解決常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器存在自激振蕩問題。在常規(guī)凹腔火焰穩(wěn)定器的上游、前壁、底壁、后壁、下游以及燃料噴口處安裝等離子體激勵(lì)器，等離子體激勵(lì)器通過空氣放電產(chǎn)生非平衡等離子體，非平衡等離子體誘導(dǎo)產(chǎn)生的電場力和釋放的熱量對凹腔流場產(chǎn)生控制作用，減小凹腔阻力，抑制凹腔自激振蕩，對噴注燃料產(chǎn)生激發(fā)、離解、電離等活化作用，進(jìn)一步提高燃燒效率。
文檔編號(hào)F23R3/22GK102798149SQ20121025942
公開日2012年11月28日 申請日期2012年7月26日 優(yōu)先權(quán)日2012年7月26日
發(fā)明者聶萬勝, 車學(xué)科, 田希暉, 何浩波, 馮偉, 蘇凌宇, 侯志勇, 程鈺鋒, 豐松江, 馮必鳴, 周思引 申請人:中國人民解放軍裝備學(xué)院