一种航空发动机用防爆燃点火器

技术领域

本发明属于航空发动机领域，涉及点火器结构，尤其涉及一种航空发动机用防爆燃点火器。

背景技术

航空发动机点火器采用预燃式点火器，由点火器壳体、起动喷嘴及点火电嘴等构成的发动机点火装置，工作时首先点燃点火器内部的油气混合物形成火炬，火炬点燃整个火焰筒的油气混合物。

地面试车用点火器与普通点火器的区别在于取消了发动机自身的供油及供电装置，由车台直接供油供电。地面试车用点火器拆装独立，不应影响发动机本体的装配与分解。普通点火器只考虑与燃烧室机匣和火焰筒的连接，地面试车用点火器需增加考虑与发动机外涵喷管的配合，即三层结构密封。

常见的地面试车用点火器及连接结构见图1。其中1为上壳体，由点火器壳体、起动喷嘴接头、点火电嘴接头三个结构氩弧焊焊接而成；2为上球座；3为下球座；4为空心球头；5为挡流板；6为起动喷嘴；7为点火电嘴；8为石棉带；9为盖板组件，由盖板及安装座焊接构成；10为上封严盖板；11为下封严盖板；12为外涵喷管；13为燃烧室机匣；14为火焰筒衬套。上壳体1、上球座2以及燃烧室机匣以螺栓连接。上壳体1与盖板组件8以石棉带7密封。

传统结构的点火器，壳体、球头组件为整体结构装配于燃烧室机匣，因此对点火器与外涵喷管配合结构设计要求较为苛刻，需要石棉带、盖板、上封严盖板、下封严盖板、安装座以及上壳体上焊接的圆环，共6处相配件。结构设计复杂，装配难度大，试车时密封效果差。对漏气处涂抹密封胶收效甚微，且为试车后分解增大了难度。同时，由于无补氧装置，无法模拟高空点火状态。

发明内容

发明目的：提供一种航空发动机用防爆燃点火器，降低点火器装配难度及密封问题，提高点火器点火裕度，延长点火器寿命，进而保证发动机性能、降低制造成本。

本发明的技术方案是：

一种航空发动机用防爆燃点火器，包括：一体式壳体、上球座、下球座、空心球头、挡流板、起动喷嘴、点火电嘴；

所述一体式壳体为圆柱状，壳体下端面开有盲孔，盲孔底部为球面；壳体外侧壁设有外螺纹；

所述一体式壳体侧上方分别设有起动喷嘴接头、点火电嘴接头和补氧管接头；所述起动喷嘴接头、点火电嘴接头内分别安装起动喷嘴和点火电嘴；且起动喷嘴接头、点火电嘴接头与盲孔底部连通；所述补氧管接头连接供氧管路；

所述上球座为圆筒状，上球座上方内侧壁设有内螺纹，上球座通过螺纹与一体式壳体连接；

上球座下方内侧壁与下球座内侧壁组成球面与空心球头配合连接；

所述上球座侧壁设有进气槽；所述挡流板焊接在上球座内部且位于进气槽下方。

进一步，所述点火器通过盖板组件与外涵喷管连接；

所述盖板组件为与外涵喷管形状相匹配的板状结构；

盖板组件开有通孔；通孔内壁焊接封严环；

所述上球座外侧壁设有密封圈安装槽；在所密封圈安装槽内设置O型密封圈；并通过封严环挤压O型密封圈实现点火器与盖板组件的连接。

进一步，所述一体式壳体外侧壁为两级直径不同的圆柱面且上端直径大于下端直径；所述一体式壳体的下端圆柱面外侧壁设置外螺纹与上球座螺接；

一体式壳体外侧壁的台阶面与上球座上端面之间设置调整垫；通过调整调整垫的厚度以调节挡流板与起动喷嘴的相对位置，同时调整点火器内流场的高度以增加点火成功率。

进一步，所述上球座外侧壁设有环形法兰，通过环形法兰与燃烧室机匣通过螺栓连接。

进一步，所述上球座与下球座通过氩弧焊焊接；装配时，先将空心球头安装在下球座内，然后将下球座与上球座通过分段式氩弧焊焊接。

进一步，所述分段式氩弧焊分为多段，每段焊缝长度为3mm～10mm。

进一步，空心球头外表面与上、下球座内表面之间为间隙配合，配合间隙0.2mm～0.35mm。

进一步，所述补氧管接头内设有单向活门，用于防止油气逆流。

进一步，所述起动喷嘴接头底部与一体式壳体盲孔底部连通处直径不小于起动喷嘴接头直径。

进一步，补氧管接头斜向设置在一体式壳体正向方并与起动喷嘴接头内壁面连通。

本发明具有以下有益效果：

一体式壳体结构有效避免了焊接造成的流场畸变。

补氧管接头位于一体式壳体上方，起动喷嘴接头位于一体式壳体侧上方，即起动喷嘴低于补氧管，避免积油流入补氧管处产生爆燃。

补氧管接头上游增设单向活门，发动机高空台起动时，单向活门处于打开状态，为通路，正常工作。点火完毕补氧切断后，受发动机压差影响，单向活门瞬时关闭，阻断燃油、空气从电点火器流入补氧管路，有效保证管路密封，避免爆燃。

所述起动喷嘴接头内径值一定，与底孔配合处为直通状，无台阶或渐缩结构，避免传统点火器腔体内积油问题。

调整垫作用有二：一是保证挡流板与起动喷嘴组件的相对位置；二是可以灵活调整点火器内流场的高度，大大增大了点火成功率。

空心球头上侧与上、下球座的间隙配合、下侧与火焰筒衬套的间隙配合，使其可进行轴向与周向窜动量，增加了装配可靠性。

本发明的点火器部件数量少，配合的盖板组件结构简单，易于装配，有效降低了点火器加工成本，单向活门结构避免了发动机多次起动时易发生的爆燃问题，点火器密封效果好，发动机性能有效提升。

附图说明

图1为本发明背景技术的结构示意图；

图2为本发明实施例的结构示意图；

图3为图2的侧视图；

图4为图2的俯视图；

图5为图2的局部放大图。

1—一体式壳体，2—上球座，3—下球座，4—空心球头，5—挡流板，6—起动喷嘴，7—点火电嘴示意结构，8—调整垫，9—盖板组件，10—O型密封圈，11—外涵喷管，12—燃烧室机匣，13—火焰筒衬套，14—单向活门示意结构。

具体实施方式

本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。

实施例一

一种航空发动机用防爆燃点火器，包括：一体式壳体、球头组件、调整垫、起动喷嘴、点火电嘴。

一体式壳体1由壳体21、起动喷嘴接头22、补氧管接头23和电嘴接头24构成。其中起动喷嘴接头与起动喷嘴相连，补氧管接头连接单向活门及补氧管，电嘴接头连接电嘴。

所述一体式壳体外侧壁由两级直径不同的圆柱面构成，且上端圆柱直径大于下端圆柱直径；外侧壁下端设有外螺纹；壳体下端面开有盲孔，且盲孔底部为球面状。

所述起动喷嘴接头和电嘴接头开在壳体的侧上方，两者周向角度相隔90°；补氧管接头斜开在壳体正上方，底部通入起动喷嘴接头。补氧管接头与电嘴接头底部都与壳体的盲孔相通。

所述球头组件由上球座、下球座、空心球头和挡流板组成。

所述上球座上方内侧壁设有内螺纹，通过螺纹与一体式壳体连接，中间按需装配分级调整垫；侧壁设有进气槽；挡流板焊接在上球座内部且位于进气槽下方。

所述上球座下方内侧壁与下球座内侧壁组成球面与空心球头间隙配合连接。

所述盖板组件由盖板和封严环组成，为与外涵喷管形状相匹配的板状结构，起到点火器与外涵喷管之间的密封连接作用。

所述上球座外侧壁上部设有密封圈安装槽；在密封圈安装槽内设置O型密封圈。

所述封严环挤压O型密封圈，两者之间完成面接触，实现点火器与盖板组件的密封连接。

所述盖板沿周设置螺纹孔，通过螺栓连接完成与外涵喷管的密封配合。

所述点火器的球头组件与燃烧室机匣为螺栓连接，三点定位。

实施例二

一种航空发动机用防爆燃点火器结构，挡流板5氩弧焊焊接至上球座2的进气槽下部；将空心球头4自下球座3正上方装配，装配后氩弧焊焊接上球座2与下球座3，氩弧焊分成三段焊接，每段焊缝长度为5mm。焊接完成后，球头组件即装配完毕。补氧管接头处装配单向活门14避免发生爆燃问题。

其中，分段焊接主要考虑两点：分段焊缝可有效降低焊料流淌至空心球头4的概率；分段焊缝应力较小，空心球头4与上球座2、下球座3为间隙配合，配合间隙为0.2mm-0.35mm，焊接变形过大极易造成空心球头与两球座之间的装配卡滞，无法灵活转动及偏移，影响与火焰筒之间的装配。

发动机装配于试车台架后，首先将球头组件装配于燃烧室机匣12安装座处，拧紧螺栓，此时空心球头4恰好伸入火焰筒衬套13中，完成两者间的间隙配合；然后将盖板组件9螺栓连接装配于外涵喷管11，装配完成时盖板组件的安装座与上球座的密封配合已同步完成；盖板组件9装配完毕后，按需装配调整垫8，最后将一体式壳体拧入球头组件，拧入时根据两者的周向位置选择调整垫的级数与数量。地面试车用点火器装配完毕。

燃烧室机匣气流自上球座2的进气槽进入点火器内部，在挡流板5的作用下流入一体式壳体1处与起动喷嘴6喷出的油雾，以及补氧嘴7喷出的氧气混合，一体式壳体1内流场上部为球形结构，此处形成回流区保证了油气、空气与氧气的充分掺混；点火电嘴7的供电时间与起动喷嘴6的供油时间相同，点火电嘴7释放电火花，点燃点火器内部的油气混合物，火焰向空心球头4方向传递至火焰筒内部，发动机点火成功。

本发明提供一种航空发动机用防爆燃点火器结构。设置补氧接头保证点火器可模拟高空点火状态。补氧管接头出口连接单向活门，有效保证补氧管路的密封及避免点火器爆燃问题。一体式壳体1结构为一体式，避免了焊接变形导致的流场性能变化；一体式壳体于外涵喷管11及盖板组件装配完毕后，通过螺纹配合完成与上球座2的连接，有效降低了盖板组件的结构复杂度、加工及装配难度；两者之间选配调整垫8，通过选配调整垫8的级数与数量，保证挡流板5与起动喷嘴组件6的周向配合角度，同时可以灵活调整点火器内流场的高度，增大点火成功率。球头组件与盖板组件9采用O型圈10进行面接触密封。