[发明专利]用于液体冲压发动机的点火装置

说明书

技术领域

本发明属于冲压发动机技术领域，特别涉及一种用于液体冲压发动机的点火装置。

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，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的点火装置，其特征在于：包括点火器、供油管、供气管、前壳体、后壳体、扩张管和火焰稳定器，前壳体和后壳体固连，点火器位于前壳体和后壳体的连接处，扩张管一端设置在后壳体内，且与点火器后端固连，火焰稳定器与扩展管后端固连，供油管穿过前壳体与点火器固连，供气管穿过前壳体与点火器固连。

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，供油管和供气管自第一通孔两端伸入，且位于电热塞两侧，两个螺栓穿过前壳体后伸入第二通孔，通过上述供油管、供气管和两个螺栓将点火器与前壳体固连。

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、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与圆台管的两端，第一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；火焰稳定器自第二圆柱伸入后壳体，并与第二圆柱固连。

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）适应来流速度不断提高的条件，通过供油管和供气管的搭配调节，能够保证很高的点火成功率。

（3）来流条件不断变化时，通过调节进油和进气速度，匹配相应来流速度既可保证点火成功，且进油、进气速度与来流速度匹配弹性范围大，易于调节。可点燃来流区间大大拓宽。

（4）本发明结构简单，造价低廉，可靠性强，便于加工装配。

附图说明

图1是本发明用于液体冲压发动机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。