CN112324586B - 航空发动机燃烧室及其工作方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空发动机燃烧室，其设置于油气混合腔与喷管间，包括由燃烧室管壁形成的燃烧腔。燃烧室前端具有扩口部、与油气混合腔连通；燃烧室后端具有缩口部、与喷管连通；其中，扩口部由一碟形气混输入阀门组件活动密封；缩口部设有一点火器。本发明采用后置点火的方式，配合设置于该燃烧室燃烧腔前端的碟形气混输入阀门组件对燃烧腔的活动密封，缩短了DDT距离。本发明还提供一种航空发动机燃烧室的工作方法，通过后置点火方式，延长油、气原料的混合时间以提高其混合率，从而保证了点火成功率；同时，配合碟形气混输入阀门组件对燃烧腔的活动密封，有效缩短了DDT距离，扩宽了原料油、气的使用范围。

Description

航空发动机燃烧室及其工作方法

技术领域

本申请涉及航空发动机技术领域，尤其是涉及一种航空发动机燃烧室，以及该航空发动机燃烧室的工作方法。

背景技术

航空发动机在经历百余年的发展后，产生了多种可靠性极高的成熟产品，不仅作为各种用途的军民用飞机、无人机和巡航导弹动力，其派生产品还被用于电力、油气开采等多个领域。目前，航空发动机正在加速发展，以“更快”、“更高”、“更远”、“更经济”等为目标，开发出多种非传统新型航空发动机。其中，脉冲爆震发动机作为一种非传统新型航空发动机，因其具有循环热效率高、比冲高、结构简单、成本低等优点，成为许多国家竞相发展的热点。

脉冲爆震发动机工作的关键在于油、气原料的起爆。目前由于技术的限制，多采用爆燃向爆震转变（DDT）方式起爆，以较小的点火能量在油、气混合物中生成爆燃波，经过一定时间和距离的加速后，转变为爆震波。现有脉冲爆震发动机均具有较长爆震腔体的燃烧室结构，用于保证爆燃向爆震的转变。而实际使用时，发动机的长度有所限制，为满足脉冲爆燃发动机的起爆条件，只能采用可爆性较强的复合燃料，或在燃烧室结构内设置强化装置。但上述措施均不利于脉冲爆震发动机优势性能的充分发挥。

发明内容

本发明旨在解决背景技术中的技术问题，至少尝试给出一种有益的选择。

本发明目的之一在于提供一种航空发动机燃烧室，该航空发动机燃烧室采用后置点火的方式，配合设置于该燃烧室燃烧腔前端的碟形气混输入阀门组件对燃烧腔的活动密封，缩短了DDT长度。

本发明的另一目的在于提供一种后置点火的航空发动机燃烧室工作方法，通过后置点火方式，延长油、气原料的混合时间以提高其混合率，从而保证了点火成功率；同时，配合碟形气混输入阀门组件对燃烧腔的活动密封，有效缩短了DDT距离，扩宽了原料油、气的使用范围。

具体的：

本发明提供的航空发动机燃烧室，其设置于油气混合腔与喷管间，包括由燃烧室管壁形成的燃烧腔。燃烧室前端具有扩口部、与油气混合腔连通；燃烧室后端具有缩口部、与喷管连通；其中，扩口部由一碟形气混输入阀门组件活动密封；缩口部设有一点火器。

本申请所提供的航空发动机燃烧室采用直流点火器以DDT方式起爆。将点火器后移至燃烧室后端，采用后置点火方式，一方面给予油、气混合物更长的混合时间，有利于保证其行至点火位点时的混合率，从而避免点火失败；另一方面，利用油、气混合物在燃烧室后端被点燃瞬间对燃烧室后端形成的封堵性燃爆，配合碟形气混输入阀门组件对燃烧室前端的活动密封，使燃烧室形成连续半封闭状态，有利于燃烧室内气流能量的积蓄，加速气流体积的膨胀，从而形成较强的爆震波，使发动机获得更优的性能。

本申请所提供的航空发动机燃烧室中，通过碟形气混输入阀门组件对燃烧室燃烧腔前端的活动封闭，控制燃烧腔内油、气混合物的进入（与点火频率相匹配）和起爆过程。

本申请公开的另一实施例中，碟形气混输入阀门组件包括：进气杆，沿油气混合腔轴向固定于油气混合腔内；进气座，套接于进气杆处；弹性件，活动固定于进气座内，两端分别作用于进气杆和进气座；其中，进气座的后端部分位于燃烧腔内；进气座在弹性件的作用下，具有沿进气杆往复运动的趋势，使进气座活动贴合扩口部。

本申请公开的另一实施例中，碟形气混输入阀门组件还包括节套及限位封堵堵头；

进气座具有一个自该进气座的右端面贯通延伸到左端面的腔体结构；所述腔体结构包括远离所述进气杆的大腔体及靠近所述进气杆的小腔体，所述大腔体与所述小腔体连接处形成有第一台阶；

节套、弹性件及限位封堵堵头依序且相互接触装入在所述大腔体内；

进气杆包括大杆体和小杆体，所述大杆体与所述小杆体连接处形成有第二台阶；

小杆体穿过所述小腔体与所述节套相连接；

其中，进气座在弹性件的作用下，具有沿着所述进气杆往复运动的趋势，其往复运动的行程被限制在第二台阶与节套左端面之间。

在该实施例中，所述节套具有螺纹孔，所述进气杆具有自所述小杆体的一端向外延伸的螺纹杆，所述螺纹杆螺纹连接在所述螺纹孔中。

本申请公开的另一实施例中，进气座包括：座体；和一体形成于所述座体一端的裙体；

所述裙体自座体的一端向外呈扩张趋势；

所述腔体结构自所述裙体的一端向所述座体内部延伸，并贯穿该座体。

其中，所述座体与所述进气杆连接；所述裙体活动贴合所述扩口部。

进一步地，所述裙体形成有一个自所述裙体一端面向内凹陷的凹腔。

本申请公开的另一实施例中，所述进气杆内开设有一燃油通道，所述进气杆表面开设有与所述燃油通道连通的燃油喷口；

其中，燃油经所述燃油喷口喷出后，在所述油气混合腔内形成雾化扇形油屏；

所述燃油喷口随着所述进气座的往复运动而开启或封闭。

本申请在点火前期，燃油原料在油气混合腔内形成雾化扇形油屏。燃气原料通过该雾化扇形油屏后，发生混合，形成了油、气混合物。该油、气混合物自扩口部与进气座裙体间的空隙进入燃烧腔。扩口部与进气座裙体间的空隙受控于弹性件性能，空隙的大小与油、气混合物流经此处进入燃烧腔的流速相互作用，通过弹性件的约束，使空隙大小保持在一定范围内，以便获得适合的油、气混合物流速，对雾化扇形油屏进行拉伸，使燃油团粒由大变小，并与燃气气体分子相互融合为雾状油、气混合体，以获得较优的混合率，保证成功点火，为发动机连续燃烧，提供了可靠的保障。

本申请公开的另一实施例中，所述裙体朝向所述燃烧腔的一面具有气道结构，用于使所述油、气混合物在流经所述裙体后，在所述燃烧腔内形成紊流。

本申请公开的另一实施例中，所述裙体具有第一斜面结构；

所述油气混合腔在位于裙体处具有第二斜面结构；

所述第一斜面结构与第二斜面结构相适配，二者之间形成一个供油气混合料进入燃烧腔的通道，所述通道可随着发动机燃烧腔的爆震自适应地关闭或者开启。

本申请所提供的航空发动机燃烧室中，碟形气混输入阀门组件利用其弹性件的弹性，在点火前期控制油、气混合物的流速；在点火后控制燃烧腔内压力以形成脉冲爆震波。

本申请中，油、气混合物经由扩口部与进气座裙体间的空隙进入燃烧腔至进气座裙体后侧，行经气座裙体后侧的气道结构后形成紊流。通过合理设计气道结构，如采用蝶形或花瓣状结构，配合该处燃烧腔扩口部结构，可使油、气混合物形成向心锥形流，产生向心挤撞现象。在向心挤撞过程中，混合流中的油、气分子形成微力集合，使混合流中的油、气混合物团粒进行二次混合，使贫油混合流与富油混合流均匀掺混。掺混后的混合率提高，从而完成自控混比缺失量递补过程。这个过程不仅有利于提高油、气混合物的混合率，提高点燃效率；而且，对贫油混合流占比进行自控调整，直到贫油混合流达到稳定燃烧为止，从而进一步保证了成功点火。

本申请在点火后，碟形气混输入阀门组件的弹性件受爆燃波中的压缩波推压以克服自身弹性性能发生收缩变形，进而带动进气座沿进气杆前移，使进气座的裙体与扩口部贴合，将燃烧腔前端封闭，终止油、气混合物气流进入燃烧腔；同时，进气座封闭燃油喷口，阻断了燃油原料的喷出。燃烧腔内高温、高压燃气流于碟形气混输入阀门组件的进气座处受阻、反射，形成了反射振荡，产生爆震波，使发动机喷管产生燃气爆震效应。待燃烧腔内排气降压后，弹性件伸展恢复，带动进气座沿进气杆后移，燃烧腔与油气混合腔重新连通，且喷油嘴开启，抽取油、气混合物进入燃烧腔，从而产生连续脉冲爆震波。

本发明的目的之二在于提供一种适用于上述航空发动机燃烧室的工作方法，包括以下步骤：

S1.混合油、气原料于所述燃烧腔后端被点燃，形成燃气流；

S2.所述碟形气混输入阀门组件受压密封所述燃烧腔前端；

S3.步骤S1的燃气流在所述燃烧腔前端反射后，形成反射振荡，产生爆震波。

本申请航空发动机燃烧室，由于采用后置点火结构，使其工作方法区别于现有技术方案，并可获得较优的工作效果。本申请通过后置点火方式，延长油、气原料的混合时间以提高其混合率，从而保证了点火成功率；同时，配合碟形气混输入阀门组件对燃烧腔的活动密封，有效缩短了DDT距离，扩宽了原料油、气的使用范围。

根据现有研究的理论，本申请中，油、气混合物在进入燃烧腔后，经过一段时间的二次混合过程，行至燃烧腔后端，再被点燃形成爆燃。由于爆燃发生于燃烧腔缩口部，爆燃瞬间对燃烧腔后端形成封堵，使爆燃波朝向燃烧腔前端传导。燃烧腔内气体膨胀导致腔内压力骤增，待传导至燃烧腔前端时，使该处的碟形气混输入阀门组件受压而与扩口部贴合，使燃烧腔前端密封。爆燃波中前导压缩激波于燃烧腔前端受阻后反射，即与压缩激波作用的火焰面重合，从而使前导压缩激波与化学反应前锋耦合，产生爆震波。火焰面燃气流与前导压缩激波重合后的短时间内，仍具有朝向燃气腔前端行进的趋势，使前导压缩激波与化学反应前锋耦合面积加大，有利于形成更加稳定、更加强效的爆震波。爆震波以气相活塞的形式推动燃烧室内的高温、高压燃气流，朝向燃烧腔后端行进，并自喷管喷出。燃气流经收敛、变压、扩张射流而产生爆震反作用推力。

附图说明

为了更清楚地说明本申请或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或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申请的一些实施例，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获得其他的附图。

图1为本申请实施例中航空发动机燃烧室的结构示意图；

图2为本申请实施例中碟形气混输入阀门组件的结构示意图；

图3为图2的详细结构示意图；

图4为图3中的进气门的结构示意图。

附图标记：

1、进气座；10、座体；11、滑动支撑翼板；12、裙体；120、第一斜面结构；13、凹腔；1a、大腔体；1b、小腔体；1c、第一台阶；2、进气杆；20、大杆体；21、小杆体；22、螺纹杆；23、燃油通道；24、燃油喷口；2c、第二台阶；3、节套；30、螺纹孔；4、弹性件；5、限位封堵堵头；100、碟形气混输入阀门组件；200、油气混合腔体管壁；201、混合压缩气体输入口；202、第二斜面结构；203、扩口部；203a、通道；300、燃烧腔；302、缩口部；400、喷管、500、点火器。

具体实施方式

在下文中，仅简单地描述了某些示例性实施例。正如本领域技术人员可认识到的那样，在不脱离本申请申请实施例的精神或范围的情况下，可通过各种不同方式修改所描述的实施例。因此，附图和描述被认为本质上是示例性的而非限制性的。

在本申请申请实施例的描述中，需要理解的是，术语“前”、“后”、“内”、“外”、“轴向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请申请实施例和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请申请实施例的限制。

在本申请申请实施例中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“连通”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是通信；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请申请实施例中的具体含义。

在本申请申请实施例中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

下文的公开提供了许多不同的实施方式或例子用来实现本申请实施例的不同结构。为了简化本申请申请实施例的公开，下文中对特定例子的部件和设置进行描述。当然，它们仅仅为示例，并且目的不在于限制本申请实施例。此外，本申请实施例可以在不同例子中重复参考数字和/或参考字母，这种重复是为了简化和清楚的目的，其本身不指示所讨论各种实施方式和/或设置之间的关系。此外，本申请实施例提供了的各种特定的工艺和材料的例子，但是本领域普通技术人员可以意识到其他工艺的应用和/或其他材料的使用。

下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

现有脉冲爆震发动机均采用前置或中置点火结构，即在燃烧室结构前端或中端加装一组或多组点火器，使油、气混合物进入燃烧室后即被快速点燃形成爆燃波。根据现有研究，爆燃波中，前导压缩激波先于化学反应前锋沿燃烧室向前传导；同时，点火过程产生的压缩激波向室壁传播后反射再行传导。压缩激波较之前导压缩激波在后传导过程中，其经过的流体温度较高，因此，压缩激波的传导速度较之前导压缩激波快。压缩激波在经过火焰面时，可形成微元爆炸中心；微元爆炸中心反作用于火焰面，使火焰面形成更大的爆炸中心。上述过程反复发生，直至局部火焰面赶上了前导压缩激波，从而使前导压缩激波与化学反应前锋耦合，形成了稳定自持的爆震波。由此可见，现有脉冲爆震发动机燃烧室的长度取决于油、气混合物的燃烧爆炸性质。对于成本低廉、可爆性较差的碳氢燃料和空气混合物，上述DDT长度在2m以上。再者，由于前置或中置点火结构对油、气混合物的点燃位点较为靠前，因此，对油、气混合物的混合效率要求较高。若油、气混合物无法在短时间内高效混合，则易出现点火失败或过点燃烧现象，从而导致振荡波较弱，影响爆震波的产生效能速度，从而降低发动机的工作实效。

本申请实施例提供了一种航空发动机燃烧室，以期缩短DDT长度，以扩展燃料的使用范围，同时，保持较为简单的构造，从而充分发挥脉冲爆震发动机的优势，获得较优地机械性能。

如图1所示，本实施例所提供的航空发动机燃烧室，包括一由燃烧室管壁形成的燃烧腔300。燃烧腔300前端具有扩口部203、后端具有缩口部302。燃烧腔300通过扩口部203与油气混合腔200连通，通过缩口部302与喷管400连通。

其中，

扩口部203处设有一碟形气混输入阀门组件100，该碟形气混输入阀门组件100可与扩口部203贴合，以活动密封燃烧腔300的前端。

如图2所示，碟形气混输入阀门组件100包括进气杆2、进气座1和弹性件4。

其中，

进气杆2固定于油气混合腔200内，并沿扩口部203的中轴向设置。进气杆2内开设有燃油通道23，进气杆2表面还开设有与该燃油通道23连通的燃油喷口24；

进气座1的一部分设置于燃烧腔300内，另一部分设置于所述的油气混合腔200内，位于油气混合腔200内的进气座1的一端活动套接于进气杆2处。进气座1包括座体10和裙体12，座体10套接于进气杆2处；裙体2与座体10一体成型，并自座体10一端向外呈扩张趋势，裙体2与扩口部具有匹配的斜面以便于两者的紧密贴合而实现密封。裙体12后侧具有气道结构，用于使油、气混合物的二次混合。

弹性件4活动嵌设于进气座1内，两端分别作用于进气杆2和进气座1，使进气座1具有沿进气杆2往复运动的趋势，从而使进气座1能够活动贴合扩口部203。同时，通过进气座1的往复移动，还可实现燃油喷口24的开启或封闭。本实施例中，弹性件4采用10kg.f复进弹簧。

缩口部302处设有一点火器500。本实施例中，该点火器500采用3.5A、15000V的直流点火器。

下面对碟形气混输入阀门组件100的具体结构说明，以使本领域技术人员更好地理解并实施本申请实施例。

如图1~图4所示，碟形气混输入阀门组件100包括：进气座1、进气杆2、节套3、弹性件4和限位封堵堵头5。所述进气座1具有一个自该进气座1的右端面贯通延伸到左端面的腔体结构。所述腔体结构包括远离所述进气杆2的大腔体1a及靠近进气杆2的小腔体1b，所述大腔体1a和小腔体1b连接处形成有第一台阶1c。所述节套3、弹性件4及限位封堵堵头5依序且相互接触装入所述大腔体1a内。所述弹性件4可采用弹簧，优选为复进簧；所述限位封堵堵头5可采用封堵限位螺。所述进气杆2包括大杆体20和小杆体21，所述大杆体20与所述小杆体21连接处形成有第二台阶2c。所述第一台阶1c和所述第二台阶2c处分别设置有缓冲垫，通过缓冲垫能有效起到缓冲效果，延长该碟形气混输入阀门组件100的使用寿命。所述小杆体21穿过所述小腔体1b与所述节套3相连接。具体的，所述节套3具有螺纹孔30，进气杆2具有自所述小杆体21的一端向外延伸的螺纹杆22，所述螺纹杆22螺纹连接在所述螺纹孔30中。

所述进气座1包括：座体10和一体形成于所述座体10一端的裙体12。所述裙体12自座体10的一端向外呈扩张趋势，所述腔体结构自所述裙体12的一端向所述座体10内部延伸，并贯穿该座体10。所述裙体12形成有一个自所述裙体12一端面向内凹陷的凹腔13。具体的，所述裙体12向座体10右端面向外呈扩张趋势，所述大腔体1a和小腔体1b自所述裙体12的左端向座体10内部延伸，并向左端贯穿该座体10。所述凹腔13自所述裙体12右端面向内凹陷。

所述进气座1在弹性件4的作用下，该进气座1具有沿着进气杆2往复运动的趋势，其往复运动的行程被限制在第二台阶2c与节套3左端面之间。当进气座1受到的压力大于弹性件4的压力时，就会自动压缩弹性件4，从而使得碟形气混输入阀门组件100自动对通道203a进行开启或关闭。具体的，当进气杆2受到从左端面的压力时，进气杆2就会向右端移动、经节套3压缩弹性件4，从而使进气座1向右端移动，从而开启通道203a；当进气座1受到从右端面来的压力时，限位封堵堵头5就会向左移动、压缩弹性件4，从而使进气座1向左端移动，从而对通道203a进行关闭。

所述油气混合腔体管壁200具有连通所述油气混合腔体的混合压缩气体输入口201。所述进气杆2具有设置于其内部的燃油通道23，所述小杆体21上开设有燃油喷口24，所述燃油通道23经燃油喷口24与所述油气混合腔体相连通。所述燃油喷口24数量为2个，二者围绕所述小杆体21对称设置。

所述裙体12具有第一斜面结构120，所述油气混合腔200在位于裙体12处具有第二斜面结构202，所述第一斜面结构120与第二斜面结构202相适配，二者之间形成一个供油气混合料进入发动机燃烧腔的通道203a，所述通道203a可随着发动机燃烧腔300的爆震自适应地关闭或开启。所述座体10的外侧还设置有多个滑动支撑翼板11，每一个所述滑动支撑翼板11的一端均延伸至所述裙体12的表面。优选的，所述滑动支撑翼板11采用4个，且围绕所述座体10对称设置。可理解为所述裙体12为蝶形结构，凹腔13位于裙体12右端的凹槽内。

工作原理：通过从燃油通道23和混合压缩气体输入口201同时输入油、气，燃油通过燃油喷口24雾化喷入至油气混合腔200内，此时的燃油借助输出压的作用，连续向油气混合腔体中输入燃油，油气混合物经滑动支撑翼板11之间的气流，向裙体12背面运动，即向第一斜面结构120处运动，在后续混合油、气连续推压的作用下，通道203a为开启状态，即油气混合物经第一斜面结构120与第二斜面结构202二者之间形成通道203a输入至发动机燃烧腔300内。当发动机点火后，会瞬间产生封堵性燃爆，向裙体12方向产生反向燃烧，裙体12因发动机燃烧腔300燃烧产生的压力大于弹性件4和油气混合腔体中两力之和，就会自动压缩弹性件4，直至裙体12的第一斜面结构120贴合油气混合腔体管壁200的第二斜面结构202，以封闭油气混合腔体中推压油气混合物流向发动机燃烧腔300，即裙体12向左端移动、压缩弹性件4，从而对通道203a进行关闭。与此同时，当作用于裙体12上的燃烧压力在裙体12停止后退产生硬性阻尼效应时，会瞬间产生反射动能，在裙体12面反射振荡波的作用下，以气相活塞的形式推动发动机燃烧腔300内的高温、高压燃气，向发动机喷管运动。

由此可知，工作时，油、气原料在油气混合腔内进行混合：燃油自燃油通道输入，自燃油喷口喷出（本实施例中，燃油喷口处压力6kg），形成雾化扇形油屏；燃气由一入口（入口处压力6kg）进入油气混合腔，并朝向燃烧腔行进而贯穿雾化扇形油屏，形成油、气混合物。油、气混合物经碟形气混输入阀门组件裙体与扩口部间的空隙进入燃烧腔，并在裙体后侧气道结构与扩口部的共同作用下，在燃烧腔内形成紊流而进行第二次混合。二次混合的油、气混合物行至缩口部处，被该处的点火器引燃，发生爆燃。爆燃瞬间对燃烧腔形成封堵，气体膨胀导致燃烧腔内压力骤增。当压力增加至足以抵消弹性件弹性与油、气混合物气流压力后（本实施例中为26kg），碟形气混输入阀门组件封闭扩口部，密封燃烧腔前端。燃烧腔内的燃气流前行受阻后反射，形成反射振荡（本实施例形成的反射振荡频率为7次/s），进而形成爆震波。爆震波推动燃烧腔内燃气流经缩口部进入喷管，进而由喷管处喷出。燃气流经收敛、变压、扩张射流产生爆震反作用推力（本实施例中产生的推力约520kg）。

Claims (9)

1.航空发动机燃烧室，其特征在于，设置于油气混合腔与喷管间，具有一由燃烧室管壁形成的燃烧腔；

所述燃烧腔前端具有扩口部、与所述油气混合腔连通；

所述燃烧腔后端具有缩口部、与所述喷管连通；

其中，

所述缩口部设有一点火器；

所述扩口部由一碟形气混输入阀门组件活动密封；油、气原料在所述油气混合腔内混合后，经所述碟形气混输入阀门组件与所述扩口部间的空隙进入所述燃烧腔；

所述碟形气混输入阀门组件包括：

进气杆，沿所述油气混合腔轴向固定于所述油气混合腔内；

进气座，套接于所述进气杆处；

弹性件，活动固定于所述进气座内，两端分别作用于所述进气杆和所述进气座；

其中，所述进气座的后端部分位于所述燃烧腔内；所述进气座在所述弹性件的作用下，具有沿所述进气杆往复运动的趋势，使所述进气座活动贴合所述扩口部。

2.根据权利要求1所述的航空发动机燃烧室，其特征在于：

该碟形气混输入阀门组件还包括节套及限位封堵堵头；

所述进气座具有一个自该进气座的右端面贯通延伸到左端面的腔体结构；所述腔体结构包括远离所述进气杆的大腔体及靠近所述进气杆的小腔体，所述大腔体与所述小腔体连接处形成有第一台阶；

所述节套、弹性件及限位封堵堵头依序且相互接触装入在所述大腔体内；

所述进气杆包括大杆体和小杆体，所述大杆体与所述小杆体连接处形成有第二台阶；

所述小杆体穿过所述小腔体与所述节套相连接；

其中，所述进气座在弹性件的作用下，具有沿着所述进气杆往复运动的趋势，其往复运动的行程被限制在第二台阶与节套左端面之间。

3.如权利要求2所述的航空发动机燃烧室，其特征在于：

所述节套具有螺纹孔；

所述进气杆具有自所述小杆体的一端向外延伸的螺纹杆；

所述螺纹杆螺纹连接在所述螺纹孔中。

4.如权利要求2所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述进气座包括：

座体；和一体形成于所述座体一端的裙体；

所述裙体自座体的一端向外呈扩张趋势；

所述腔体结构自所述裙体的一端向所述座体内部延伸，并贯穿该座体；

其中，所述座体与所述进气杆连接；所述裙体活动贴合所述扩口部。

5.如权利要求4所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述裙体形成有一个自所述裙体一端面向内凹陷的凹腔。

6.根据权利要求1~3任意一项所述的航空发动机燃烧室，其特征在于：

所述进气杆内开设有一燃油通道，所述进气杆表面开设有与所述燃油通道连通的燃油喷口；

其中，燃油经所述燃油喷口喷出后，在所述油气混合腔内形成雾化扇形油屏；

所述燃油喷口随着所述进气座的往复运动而开启或封闭。

7.根据权利要求4所述的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述裙体朝向所述燃烧腔的一面具有气道结构，用于油、气混合物在流经所述裙体后，在所述燃烧腔内形成紊流。

8.根据权利要求4所述的航空发动机燃烧室，其特征在于：

所述裙体具有第一斜面结构；

所述油气混合腔体在位于裙体处具有第二斜面结构；

所述第一斜面结构与第二斜面结构相适配，二者之间形成一个供油气混合料进入燃烧腔的通道，所述通道可随着发动机燃烧腔的爆震自适应地关闭或者开启。

9.一种航空发动机燃烧室的工作方法，其特征在于，适用于权利要求1~8中任意一项所述的航空发动机燃烧室，包括以下步骤：

S1.混合油、气原料于所述燃烧腔后端被点燃，形成燃气流；

S2.所述碟形气混输入阀门组件受压密封所述燃烧腔前端；

S3.步骤S1的燃气流在所述燃烧腔前端反射后，形成反射振荡，产生爆震波。

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