航空发动机电点火系统现状与发展趋势

李奕新，谭航，杨水银

（1.中国燃气涡轮研究院，成都610500；2.陕西航空电气有限责任公司，西安713107）

航空发动机电点火系统现状与发展趋势

李奕新1，谭航1，杨水银2

（1.中国燃气涡轮研究院，成都610500；2.陕西航空电气有限责任公司，西安713107）

航空发动机点火系统是保证飞机完成飞行任务的一个重要部件，其研发和制造涵盖多个技术生产领域。介绍了国内外电点火系统的主要体系和发展现状，并根据航空发动机使用条件、起动包线、与燃烧室的兼容性、环境适应性等总体要求及元器件材料和工艺水平，结合发动机电点火系统自身研制特点和技术特征，分析了不同电点火系统的设计原理和性能优势。探讨了电点火系统的发展趋势，并指出变频变能电点火系统是未来主要发展方向。

航空发动机；电容放电点火系统；变能变频点火系统；技术特征；发展特点

1　引言

航空发动机燃油的燃烧需要点火系统引燃作为能量开启。发动机必须保证低的空中停车率及良好的空中点火能力，点火系统是发动机起动和再起动的关键部件，其工作特性和能力将直接影响发动机起动和再起动的成功与否，甚至整个发动机的安全。随着作战需求的不断变化，飞机作战性能的要求也越来越高，对点火系统的设计、研制、生产，也提出了质量轻、体积小、性能指标高、寿命长、可靠性高，甚至具备可自诊断和智能化等新的要求。

点火系统的选择主要考虑［1］发动机类别、起动包线、点火系统与燃烧室的设计相容性、发动机环境适应性等因素。不同发动机对点火系统的要求各不相同，这就决定了需要对点火系统进行广泛研究、不断丰富发展。本文立足于国内外在研、在役电点火系统的研究和使用现状，总结了电点火系统的技术特点，分析了电点火系统发展方向和趋势。

2　电点火系统

航空发动机电点火系统一般由点火装置、点火电嘴和点火电缆组成。常用的电点火系统分为高压电感系统（电嘴放电电压超过5 kV）、低压电感系统（电嘴放电电压低于5 kV）、高压电容系统（电嘴放电电压超过5 kV）和低压电容系统（电嘴放电电压低于5 kV）四种类型。四种点火系统的主要性能［2-3］见表1。表2为国内外发动机燃烧室采用的电点火系统类型。

电点火系统研制技术能力要求高，产品的设计、制造涵盖了电力电子、AC/DC变换、DC/AC变换、电磁设计、高压电工程、冷却系统设计、EMC技术、特种工程陶瓷材料、绝缘材料、数字/模拟电路、机械设计制造、热工、金属表面处理、封接等多个技术领域。除了研制和生产，还需进行一系列试验验证［4］，包括功能性能试验、环境试验、电磁兼容试验、点火系统循环试验，以及随发动机飞行考核试验等。

表1　电点火系统的主要性能比较Table 1 The comparison of the main performance for electric ignition systems

表2　国内外发动机主燃烧室使用的点火装置实例Table 2 The examples of ignition system for combustor

3　航空发动机电点火系统现状

3.1国外现状

航空发动机电点火系统的点火装置，根据电路形式分为电子式和机械振子式两种，其应用都很广泛。

目前，俄制大型航空发动机起动点火装置，前级主要采用机械振子逆变升压变压器、后级采用气体放电管作为放电开关的电路形式；欧美制大型航空发动机起动点火，前级主要采用半导体功率管逆变升压、后级采用气体放电管或功率半导体作为放电开关的电路形式；小型航空发动机、起动机、辅助动力装置等的起动点火装置，均采用半导体功率管逆变升压、气体放电管作为放电开关的电路形式。

机械振子逆变升压变压器［5］具有工作环境温度范围宽的优点，但其体积大、质量大、电磁辐射强，使得俄制点火装置存在体积庞大、质量大、寿命低、电磁兼容性差等缺点。气体放电管的工作环境温度范围宽，过载性能好，但其击穿电压参数离散性较大，导致采用气体放电管作为放电开关的点火装置的输出电压、能量及放电频率稳定性差。

由于掌握了耐高温半导体功率器件技术，欧美制航空发动机起动点火装置具有体积小、质量小、寿命长、可靠性高、电磁兼容性好、点火参数的反馈和管理较为先进等优点。电点火系统多采用双路一体化设计，且已将先进的可变频率能量的点火系统应用于在役飞行器。

为解决目前航空发动机点火装置输出电压、能量及放电频率稳定性差等问题，欧美率先开展了固态点火装置的研发。固态电点火装置完全采用半导体器件代替机械式振子变压器和气体放电管，实现了减小质量、体积，精确控制输出电压、能量及放电频率的目的。同时，由于半导体器件具有可控性，为点火装置实现变能、变频、诊断等功能奠定了基础。目前美国的一些军用发动机辅助动力装置及民用发动机，已采用了固态点火装置。

3.2国内现状

从20世纪60年代的第一代高压电感式点火装置发展至今，国内已完成几代电点火系统的研发，基本满足了航空、航天发动机的需要。但还没有在产品设计、制造、试验和基础技术等各个方面形成完整的核心体系，特别是在材料、元器件、工艺等工程化技术方面差距较大，导致产品的可靠性、寿命等质量指标上与国外存在一定差距。

国内耐高温半导体器件技术水平低，无法满足大型航空发动机的高温工作环境要求。目前，国内大型航空发动机点火装置，基本采用机械振子逆变升压变压器实现逆变升压、采用气体放电管作为放电控制开关的电路形式，只有在一些工作环境温度较低的小型发动机、辅助动力装置、起动机上，采用半导体功率管升压电路。

我国点火系统的电磁兼容性研发工作开展得较晚，相应的电路设计、结构设计、材料和元器件比较薄弱，点火系统的电源传导干扰（CE102）和电场辐射干扰（RE102）都普遍超标。目前通过开展点火装置、点火电缆和点火电嘴之间的匹配性研究，进行系统级电磁兼容性试验，开展技术攻关，逐步解决点火系统电磁兼容性问题。

我国近年来也开展了固态点火系统、等离子点火系统、变能变频点火系统的预研工作，并完成了大量的试验验证。目前固态点火系统已具备在一些工作环境温度较低的小型发动机上工程化试验验证的能力；等离子点火系统、变频变能点火系统已开展工程化应用论证。但由于国内耐高温半导体器件技术进步缓慢，迟迟不能为我国大型航空发动机提供质量小、体积小、寿命长、电磁兼容性好的固态点火装置及变能变频点火装置。

4　发展趋势

随着飞行器作战需求的不断变化和作战性能的不断提高，对其推进装置提出了更高的要求——推重比高、燃烧室长度缩短、火焰稳定极限范围缩小。相应地，对点火系统的设计、研制、生产也提出了新的要求：质量小、体积小、性能高、寿命长、可靠性高，甚至要求具备可控、可自诊断、可故障预报等功能。航空发动机起动点火系统未来的发展趋势，可归纳为：

（1）从电感储能走向电容储能。

点火装置是能量贮存与释放的关键件，内部有专门的储能器件，为电容或电感。电感储能点火装置的储存能量一般为几十毫焦耳，放电频率高，不可控。电容储能式点火装置储能可达十几焦耳，放电频率低，可控。电感系统用于间接点火，系统质量大；电容系统用于直接点火。目前除个别老机种尚沿用电感系统外，新机种均使用电容系统。常见电容放电点火系统原理如图1所示，通过对存储电容器充电积累足够的电压，以电容器瞬时放电的方式释放给点火电嘴。其储能能量指点火部件放电管飞弧瞬间充电储能电容器中的电场能量，或利用断电器触点使感应线圈初级绕组中的电流切断瞬间线圈的磁场能量，决定了放电能量和储能电容器（或感应线圈）的质量及尺寸。

图1　常见电容放电点火系统原理图Fig.1 The scheme of the capacitance-type ignition system

（2）从机械式走向电子式。

点火系统的发展历程，也是电子元器件的发展历程，从有触点发展为无触点，从模拟式发展为数字式。

有触点式和无触点式点火装置［5］的区别主要在于，点火装置内部是否含有带振动触点的电压变换器等器件。有触点式点火装置，直流变换部分通过电磁机械振子来完成。通过振子变压器线圈的变换作用，将低压直流电转变为高压脉冲电，经冷阴极管整流后对储能电容器充电，电容器的电压达到放电管的击穿电压后，放电管被击穿，将能量释放给电缆和电嘴，在点火电嘴发火端形成电火花，然后重复这个过程。正因为装置内部含有机械活动部件，有触点式点火装置的使用寿命比无触点电子式点火装置短很多。据统计，带机械触点的点火装置首翻期大多不超过1 000次接通工作。

无触点式点火装置是当接通直流电源时，通过滤波电路、直流变换电路将低压直流变换为高压交流电，经过高压硅堆整流后对储能电容器充电，电容器的电压达到放电管的击穿电压后，放电管被击穿，通过放电管进行放电，电嘴发出一个火花。这种无触点式点火装置的电压变换，主要靠晶体管器件。

这种使用晶体管器件的点火装置（图2）的直流变换由于采用自激逆变原理，其输出参数的稳定性受到输入参数和环境条件的影响仍然较大。有触点式点火装置可以在180℃环境下长期工作，在210℃下短期工作。而采用晶体管器件的无触点点火装置最大的劣势，就是因元器件温度限制（125℃下长期工作），难以满足部分航空发动机对成附件使用温度越来越高的要求。所以，目前高推重比发动机普遍采用有触点式点火装置。但从另一方面讲，无触点的点火装置内部无活动部件，因此无机械和电气磨损，耐振动、冲击等环境适应性好，且内部无机械开关动作，大大降低了电磁辐射，其相对主机的电磁兼容性较好。

图2　晶体管点火装置线路实例Fig.2 The example of circuit for transistor-type ignition unit

目前，绝大部分点火装置均采用放电管作为放电回路的控制元件，但放电管的寿命短，且为保证放电管的稳定性，通常会在产品内部添加气态放射性元素，大大提高了系统安全性保障措施要求。

为解决上述问题，另一种无触点点火装置——数字集成电路式点火装置成为国内的研究方向。该类型点火装置的直流变换部分采用他激原理，多数使用脉宽调制器对产品进行自稳频控制，使输出参数彻底摆脱输入参数和环境条件的影响。采用晶闸管（可控硅）代替放电管。与放电管相比，晶闸管具有体积小、结构可靠、寿命长且不具有放射性等诸多优点。目前，模拟式和数字式的无触点点火装置的首翻期可达到4 000次接通工作，并随着技术进步不断增加。同时，由于半导体器件具有可控性，为点火装置实现变能、变频、诊断等功能奠定了基础。目前，固态点火装置已在美国一些军用发动机辅助动力装置及民用发动机上采用。国内正在将固态点火技术与数控技术结合，研制一种变能变频点火系统。

（3）从固定频率式走向变能变频式。

变能变频点火技术是基于传统电点火系统的一种先进的智能化点火技术，基于此技术形成的点火系统与传统点火系统的最大区别，在于拥有可变点火频率和火花能量的点火装置。变频变能电点火电路框图见图3，其核心技术是固态点火技术。该技术利用半导体器件代替传统点火技术中的触点变压器、气体放电管等，其电磁兼容性、电源适应性、输出参数稳定性、寿命、可靠性、维修性，均比传统的点火装置有较大的提高。

此外，在固态点火电路的基础上，变能变频点火装置还增加了控制电路，实现了对输出频率、能量的控制；能在不同气候条件下为航空发动机提供相应点火频率、能量的电火花。如低温、低气压等环境条件下起动较难，此时起动点火需要较大的火花能量及较高的火花频率；而在高温、发动机热态下点火较容易，可适当降低火花能量及频率，从而降低电源功率，减轻飞行器负担。变频变能点火装置因其输出参数连续可调的优质特性，可在试验中逐步确定其所配套发动机不同工况下的最佳点火参数，摸索出点火系统储存能量极限值和燃烧室点火火花频率极限值，通过两者从最低到峰值的相互匹配，逐一进行点火试验，确定不同工况下储存能量和火花频率的最佳组合值。进一步通过控制逻辑给出发动机不同工况下点火参数，从而有效提升航空发动机在不同条件下的起动点火可靠性。

图3　变频变能电点火电路框图Fig.3 The principle chart of the variable-frequency ignition system

变频变能点火装置还配备有诊断电路，实现了系统输出参数（火花能量、频率等）、产品工作故障的可反馈，可判断，甚至进行故障预报，以便控制系统实时监控，进一步提高点火成功率。同时，也提升了产品的测试性及维修性，有利于发动机的健康管理，减轻发动机研发经济负担。

（4）交直流供电并行，直流从低压供电走向高压供电。

电点火系统既可采用直流供电，也可采用交流供电，不同供电方式的电路示意图见图4。两者之间最大的区别在于直流电源需要增加逆变模块，将直流逆变成交流，才能通过电磁感应原理升压。因而交变点火系统机构简单，可靠性高，体积和质量小，同时具有使用温度高、寿命长等优点，但其必须配备相应的交流电源设备。因此，交流点火系统虽然在体积、质量等方面占优势，但是受到主机电源设备的限制。

图4　点火系统电路示意图Fig.4 The sketch map of the circuit for ignition system

发动机地面起动时，燃烧室点火系统一般由直流电源供电；发动机工作后，飞机的交流发电机可提供交流电源，同时考虑控制点火系统质量和体积，加力燃烧室点火系统优先选用交流供电。国内小型飞机，特别是无人机，基本只配备直流电源一种，且配装的发动机多为小型涡喷或涡扇发动机，不带加力燃烧室。因此，直流点火系统目前在国内应用得更为常规和普遍，只有大推力带加力燃烧室的发动机才考虑配装交流点火系统。为满足加力燃烧室快速点燃的需要，加力点火系统的火花频率要求较高。

270 V高压直流点火系统是近年的发展趋势。其原理与低压直流点火系统相同，但因其供电电源电压高，升压电路升压比明显减小，大大缩小了升压电路的体积与质量；不过考虑到飞行器电源需要给各类机载设备和成附件供电，28 V低压电源的适用性更强，因此目前配备高压电源的飞行器非常少，难以普遍应用。但随着飞行器电源系统的丰富，高压点火系统发展迅速。表3示出了不同电源系统优缺点对比。

表3　不同电源系统优缺点对比Table 3 The comparison of various power supply system

（5）点火电嘴耐温逐步提升。

航空发动机研制中，为提升燃油效率，压气机的进口温度和燃烧室的燃烧温度将提高。相应地，点火电嘴的工作环境温度特别是头部耐温也必须提高。

点火电嘴的工作最高温度从原来的800～900℃增加到现在的1 000～1 100℃，目前在研产品的最高温度已提升到1 200℃左右，将来点火电嘴的最高工作温度甚至会超过1 300℃。传统点火电嘴电极材料的最高使用温度不到1 300℃，不能满足将来的高温使用环境条件要求。尤其是电极材料在高温条件下的电腐蚀、氧化及变形，会显著影响点火电嘴的性能和寿命，研究并制造高温、耐氧化、耐电腐蚀的电极材料，以及相关的应用工艺、加工方法，已经提上日程并进入实质研究阶段。

5　结束语

以四代机为代表的先进战斗机发展的主要方向包括：高机动/敏捷性、垂直/短距起落、隐身、超声速巡航等。随着战斗机自身要求的不断提高，对其发动机的要求也随之提升。航空发动机电点火系统的现状与发展趋势与航空发动机的发展密不可分。正是由于航空发动机逐步控制成附件质量及尺寸，电点火系统才走向了低压电容点火系统；航空发动机电源种类的日益丰富，电点火系统才拥有了交流点火系统和高压直流点火系统；为满足全机健康管理及扩展起动包线的需求，才诞生了变能变频点火系统。目前，我国在役成熟的点火系统均为固定能量、固定频率，但随着发动机起动包线的不断拓宽，使用条件更加苛刻，单一的点火频率及火花能量已不能满足发动机的设计需要。为满足发动机需求、提高点火可靠性、同时延长点火系统寿命及减重需要，可根据发动机工作条件提供相匹配的能量和频率的变能变频点火系统的成功运用，将有效解决发动机高原起动、空中再起动等技术难题，为航空发动机配装飞机拓宽工作领域提供一条较为有效的途径。

［1］GJB 3811-1999，航空发动机点火系统特性和燃烧室设计相容性要求［S］.

［2］李奕新.航空燃气涡轮发动机电点火系统的选择［R］.成都：中国燃气涡轮研究院，2004.

［3］《航空发动机设计手册》总编委会.航空发动机设计手册：第9册——主燃烧室［K］.北京：航空工业出版社，2000.

［4］GJB 6065-2007，航空涡轮发动机电点火系统通用规范［S］.

［5］吴天德.国外航空发动机电点火装置发展现状及趋势［J］.民用飞机设计与研究，1996，（1）：1—2.

An initial study on the current development and derivatives of the electric ignition system of aero-engine

LI Yi-xin，TAN Hang，YANG Shui-yin
（1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Shanxi Aviation Electricity Limited Company，Xi'an713107，China）

The ignition system，which involves multiple technology areas in development and manufacture，is one of important components for flight task.The design principle and current development of ignition systems were presented.According to the general requirements like use conditions，start envelop，compatibility to combustor and environment adaptability of aero-engine and element material as well as technological level，the design principles and performances of different ignition systems were analyzed based on the development characteristics and technical features.The trend of ignition system was discussed and it was pointed out that variable-frequency ignition system would be the focus.

aero-engine；the capacitance-type ignition system；variable-frequency ignition system；technical characteristic；development feature

V233.3

A

1672-2620（2015）06-0049-06

2015-05-11；

2015-10-12

李奕新（1970-），女，河北徐水人，高级工程师，主要从事航空发动机电气系统研制工作。