CN114991940B - 一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适应负碳生物燃料安全燃烧的航空发动机燃烧室，包括强涡流副燃烧室和产生涡流和挤流的主燃烧室；副燃烧室形成并以过渡配合的方式内嵌在气缸盖上，副燃烧室上方设置按压装置以将其压紧在气缸盖上；副燃烧室的纵向截面为圆形，底部有纵向截面为W形的凹坑，副燃烧室的底部可具有纵向截面为W形的凹坑，凹坑中心有相对于副燃烧室中心线对称的凸台，凸台为斜面角度固定的直线形凸台；主燃烧室的底部可具有纵向截面为W形的凹坑，该W形凹坑相对于主燃烧室的中心线对称，主燃烧室侧面为垂直的圆柱面。本发明对副燃烧室壁面、中心凸台以及主燃烧室侧面的形状与尺寸进行优化设计，使燃料和空气掺混均匀，燃料雾化充分。

Description

一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种适应负碳生物燃料安全燃烧的航空发动机燃烧室。

背景技术

近年来，航空活塞发动机在小型航空器和无人机中占据越来越重要的地位。随着传统燃油资源的持续短缺，以及全球碳排放问题的日益严峻，使用以负碳生物燃料代替传统航空煤油作为航空活塞发动机的燃料供给成为了新的趋势。如CN103890146所提到的，是指在制造时从大气除去的二氧化碳多于从燃烧排放的二氧化碳以及因用以制造所述燃料的工艺而添加的二氧化碳的燃料(J.A.Mathews,“Carbon-negative biofuels”,EnergyPolicy36(2008) 第940-945页)。区别于传统化石燃料，负碳生物燃料源自藻类等植物，来源广泛且可再生，而且从生物燃料的生产加工到燃烧排放整个生命周期的碳排放总量为负。负碳燃料与航空煤油的物化性质相近，但部分物性有明显的差异，与传统的航空重油发动机燃烧室结构并不匹配，如果继续沿用现有的发动机燃烧室结构将引发一系列的问题和重大安全隐患，不再满足航空发动机适航性要求。因此，实现航空领域减少碳排放的目标，还需设计针对负碳生物燃料特有的物化性质，保证负碳生物燃料安全燃烧的航空活塞发动机燃烧室，以替代传统航空重油活塞发动机。

传统活塞发动机燃烧室按形式主要分为直喷式燃烧室(开放式燃烧室、半开放式燃烧室) 和分隔式燃烧室(涡流室式燃烧室、预燃室式燃烧室)。它们的结构形式均针对重油的物化特性所设计，与负碳生物燃料匹配性不佳。与重油相比，部分的负碳生物燃料十六烷值显著高于重油(微藻航油十六烷值：52，煤油(RP-3)十六烷值：40)，导致自燃温度低、滞燃期短，初期放热率和最大爆发压力大；其黏度也略高于重油(40℃时，微藻航油运动黏度：1.60mm^2/s，煤油(RP-3)运动黏度：1.48mm^2/s)，导致其雾化特性较差，燃烧不充分。因此，负碳生物燃料在现有活塞发动机工作会导致燃烧效率低、工作粗暴、整机振动大等一系列问题，进而影响发动机的安全可靠性。

为了解决负碳生物燃料雾化性能差，燃烧不充分的问题，公开号为CN212479397U的实用新型“一种燃用正辛醇内燃机的燃烧室”中提出了对现有直喷式燃烧室进行形状修正以加强生物燃料与空气混合的方案。这种方案一定程度上确实改善了生物燃料雾化性能，使燃烧过程更加完善。但是由于直喷式燃烧室喷油器为多孔喷射，着火落后期产生的混合燃气较多，导致速燃期内同时参与燃烧的油量较多，气缸内压力上升迅速，发动机工作仍比较粗暴。同时生物燃料的黏度较大，而直喷式喷油器的喷孔小，容易堵塞，使发动机工作可靠性较差，不满足航空发动机高可靠性要求。公开号为CN107630746A的中国发明专利“用于活塞发动机的组合式燃烧室”中提出了一种针对传统重油燃料燃烧的组合式燃烧室。该发明的主燃烧室为底部直径小，开口直径大、深度较浅的渐阔ω形燃烧室，该燃烧室的径深比过大，燃烧室中产生的挤流强度较弱，不利于燃料与空气的混合，导致主燃烧室燃烧不充分。其副燃烧室为U形预燃室式燃烧室，通过偏置通道形成的强制涡流促进燃料与空气的混合，改善喷油的雾化性能。但由于其偏置通道的方向指向燃烧室中心线附近，因此靠近燃烧室壁面外围的涡流强度较弱，而负碳生物燃料本身黏性更高，雾化性能更差，所以贴近壁面处的空气与燃料混合更不均匀，导致整个副燃烧室内的油气燃烧并不平缓柔和，发动机依然会出现工作粗暴的可能。此外，该发明的主燃烧室为渐阔ω形，副燃烧式为U形，燃烧室的形状决定了其容积较小，压缩比较高，不再满足负碳生物燃料为降低最大爆发压力、工作稳定平缓所需的较大容积，较低压缩比(该发明有效压缩比约16.5，负碳生物燃料工作平缓所需压缩比约16.0)。

发明内容

为解决以上技术问题，本发明公开了一种适应负碳生物燃料安全燃烧的航空发动机燃烧室。

本发明完整的技术方案包括：

一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，包括强涡流副燃烧室101和产生涡流和挤流的主燃烧室102；

强涡流副燃烧室101形成并以过渡配合的方式内嵌在气缸盖103上，副燃烧室上方设置按压装置以将其压紧在气缸盖103上；

所述副燃烧室的纵向截面为圆形，底部有纵向截面为W形的凹坑；所述凹坑中心有相对于副燃烧室中心线对称的第一凸台，所述第一凸台为斜面角度固定的直线形第一凸台；第一凸台锥角为40-50°，优选锥角为45°；第一凸台高度h12为发动机缸径A的十三分之一到十二分之一；第一凸台的上表面为具有单一弧半径r11的半球面，且上表面球面与第一凸台侧面边缘相切；该弧半径r11为发动机缸径A的二十分之一到十九分之一。底部凹坑的四周壁面与中央第一凸台之间采用截面为单一弧半径r12的弧面过渡相连，该弧半径r12为发动机缸径A的十九分之一到十八分之一；

旋流主燃烧室102形成于气缸盖103、副燃烧室101和活塞104之间；所述气缸盖和所述副燃烧室限定出所述主燃烧室的上壁,所述活塞限定出所述燃烧室的下壁；

所述主燃烧室的底部可具有纵向截面为W形的凹坑，该W形凹坑相对于主燃烧室102的中心线对称；主燃烧室侧面为垂直的圆柱面，圆柱面半径即主燃烧室半径E/2为发动机缸径A的八分之一到七分之一；所述主燃烧室下壁的凹坑中心可以有相对于主燃烧室中心线对称第二凸台；

副燃烧室101和主燃烧室102之间通过设置于副燃烧室101的底部的多个第一通道1011互相连通；所述第一通道1011的中心线的延长线在纵向截面上与副燃烧室内壁面弧线下端相切，且背向所述副燃烧室中心线并相对于中心线径向偏置；

副燃烧室101的内上方设置有喷油孔1013，副燃烧室101的底部设置有与主燃烧室102连通的第二通道1012。

所述副燃烧室内壁半径B/2为发动机缸径A的九分之一到八分之一；副燃烧室W形凹坑相对于副燃烧室101的中心线对称；凹坑侧面为垂直的圆柱面半径，凹坑半径C/2为发动机缸径A 的十一分之一到十分之一；凹坑最大深度h11为发动机缸径A的十三分之一到十二分之一。

副燃烧室101的内壁的表面粗糙度为0.4。

旋流主燃烧室下壁的W形凹坑中具有锥角为40-50°且上表面为半球面的第二凸台，第二凸台上表面与侧面边缘相切。主燃烧室上壁的顶部半球形弧面弧半径r21大于副燃烧室中第二凸台上表面的弧半径r11，该上壁的顶部半球形弧面弧半径r21为发动机缸径A的十七分之一到十六分之一。上壁的过渡弧半径r22大于副燃烧室的过渡弧半径r12。该上壁的过渡弧半径r22 为发动机缸径A的十六分之一到十五分之一。上壁斜面锥角为40-50°，优选锥角为45°。上壁深度h21为发动机缸径A的十三分之一到十二分之一。上壁外侧半径D/2为发动机缸径A的九分之一到八分之一。

旋流主燃烧室最大深度h22为发动机缸径A的十二分之一到十一分之一。

所述主燃烧室下壁的凹坑中心设置的相对于主燃烧室中心线对称第二凸台，其锥角为 45°。第二凸台高度h23为发动机缸径A的十三分之一到十二分之一。第二凸台的上表面为具有单一弧半径r23的半球面，且上表面球面与第二凸台侧面边缘相切，该弧半径r23为发动机缸径A的十六分之一到十五分之一。下壁凹坑的四周壁面与中央第二凸台可直接相连，优选地，二者之间采用截面为单一弧半径r24的弧面过渡，该弧半径r12为发动机缸径A的十五分之一到十四分之一。

各第一通道1011相对于副燃烧室101的中心线X均布，并且各第一通道与副燃烧室内壁面弧线下端相切时中心线与副燃烧室101的中心线X的夹角为45-50°。

各第一通道的半径c1为副燃烧室的内壁半径B/2的六分之一到五分之一；多个第一通道的数量为两个或两个以上，优选地为6-8个。

第二通道1012和喷油孔1013的中心线在同一条轴线X上，该起动孔1012的流通面积小于各第一通道1011，优选地，起动孔的孔半径c2为副燃烧室101的内壁半径B/2的十四分之一到十三分之一。

所述活塞发动机使用的燃料可为具有自燃温度低、雾化特性差属性的负碳生物燃料，包括但不仅限于微藻航油。

本发明相对于现有技术的优点在于：

1.本发明针对负碳生物燃料相比于传统重油自燃温度低、滞燃期短，初期放热率和最大爆发压力大的特点，发动机燃烧室采用了组合式燃烧室。负碳生物燃料在组合式燃烧室分步燃烧，先在副燃烧室预燃，然后中间产物再通过偏置通道流入主燃烧室燃烧，减缓了燃烧速度和压力上升速度，有效控制了最大爆发压力，避免了发动机工作粗暴，提高了发动机可靠性。

2.针对负碳生物燃料黏度较大，雾化性能不好的特点，对副燃烧室壁面形状进行优化设计，使流入副燃烧室的强制涡流流动方向与壁面相切，受离心力作用沿壁面环形流动，保持副燃烧室内的涡流强度，使燃料和空气掺混均匀，燃料雾化充分。

3.偏置通道方向的设计：流经偏置通道的气流产生较强的不平衡角动量，形成强制涡流并能在副燃烧室内维持。

4.主燃烧室下壁W形凹坑：径深比3为最优值，斜面锥角为45°的凸台，在凹坑内产生很强挤流和逆挤流，同时还能维持进气道涡流，促进了主燃烧室内燃料空气掺混，燃烧更充分，提高燃料经济性。

附图说明

图1是本申请的一实施例的适应负碳生物燃料安全燃烧的航空发动机燃烧室用于活塞发动机的组合式燃烧室的纵向剖视图。

图2a是副燃烧室的轴视图，

图2b是图2a的A-A剖视图。

图2c是图2a的B-B剖视图

图3a是主燃烧室与活塞的轴视图，

图3b是主燃烧室的纵向剖视图。

其中，101-副燃烧室，102-主燃烧室，103-气缸盖，104-活塞，105-气缸壁，1011-偏置孔，1012-第二通道，1013-喷油孔。

具体实施方式

下面结合本发明的附图，对本发明的技术方案进行进一步的详细说明，显然，所描述的实施例仅作为例示，并非用于限制本次申请。

图1是本申请的一实施例的适应负碳生物燃料安全燃烧的航空发动机燃烧室用于活塞发动机的组合式燃烧室的纵向剖视图，其中，组合式燃烧室包括产生强涡流副燃烧室101、产生涡流和挤流主燃烧室102。图2是副燃烧室的轴视图、横向剖视图和纵向剖视图。图3是主燃烧室的轴视图和纵向剖视图。

如图1所示，强涡流副燃烧室101形成于发动机的气缸盖103中，旋流主燃烧室102形成于气缸盖103、副燃烧室101和活塞104之间，气缸壁105限定主燃烧室和活塞的边界。副燃烧室 101以过渡配合的方式内嵌在气缸盖103上，其中，为避免副燃烧室101在发动机的气缸内处于高压时发生错位，可在副燃烧室上方设置按压装置(例如压板)以将其压紧在气缸盖103上。

为适应负碳生物燃料的物性参数，使负碳生物燃料雾化更充分，提高燃烧效率，本实施方式在现有技术的基础上，对组合式燃烧室的形状结构进行了改进，具体为：

针对副燃烧室101设计球形内壁面，如图2所示，副燃烧室101的纵向截面为圆形，底部有纵向截面为W形的凹坑，优选的，副燃烧室内壁半径B/2为发动机缸径A的九分之一到八分之一。这种具有特定形状和尺寸的内壁面可与活塞发动机在工作转速下(例如2000-2400转/分钟)产生的涡流流场相匹配，以利于在副燃烧室内形成涡流并保持其强度。，涡流流入副燃烧室后受离心力作用沿球形壁面环形流动，有利于涡流流场的维持，使壁面附近气体与燃料混合均匀，达到了燃料在副燃烧室内预燃更充分的目的。

考虑到负碳生物燃料黏度较高，在本实施方式中，设计降低副燃烧室101的内壁的表面粗糙度，使副燃烧室中形成的涡流具有更薄的边界层，减少涡流流动过程的动量损失和黏性耗散，有利于保持涡流强度；优选地，副燃烧室101的内壁的表面粗糙度为0.4。

本实施方式中副燃烧室101的底部可具有纵向截面为W形凹坑，该W形相对于副燃烧室101 的中心线对称。凹坑侧面为垂直的圆柱面。为充分利用偏置通道产生的强涡流加强负碳生物燃料与周围气体的掺混，设计使圆柱半径也即凹坑半径C/2为发动机缸径A的十一分之一到十分之一，凹坑最大深度h11为发动机缸径A的十二分之一到十一分之一。

尤其是，本实施方式中，针对适合负碳生物燃料特点设计的，副燃烧室101底部的凹坑中心有相对于副燃烧室中心线对称的，斜面角度固定的直线形凸台，其锥角可为40-50°，优选锥角为45°。区别于CN107630746A中的弧形凸台设计，本发明经研究发现，采用斜面角度固定的直线形凸台对气流的导向作用优于斜面有弧度的弧形凸台，更有利于气流运动与气流动能强度的保持。凸台高度h12为发动机缸径A的十三分之一到十二分之一。凸台的上表面可为具有单一弧半径r11的半球面，且上表面球面与凸台侧面边缘相切，使凸台表面整体光滑，不存在尖角，防止在副燃烧室内形成的涡流流动被破坏，有利于涡流强度的保持。优选地，该弧半径r11为发动机缸径A的二十分之一到十九分之一。底部凹坑的四周壁面与中央凸台可直接相连，优选地，二者之间采用截面为单一弧半径r12的弧面过渡，保证气流流动平顺。该弧半径r12为发动机缸径A的十九分之一到十八分之一。副燃烧室的底部设置截面为W形的凹坑可以与活塞发动机额定转速下产生的涡流强度相适应，从而在副燃烧室内形成涡流并维持该涡流的强度，强化喷入副燃烧室的负碳生物燃料在涡流内的掺混，弥补了燃料自身雾化性能低的影响。

主燃烧室的设计：针对负碳生物燃料相比于传统重油自燃温度低、滞燃期短，初期放热率和最大爆发压力大的特点，发动机燃烧室在设置了能产生和维持强涡流的副燃烧室基础上，设置一主燃烧室，通过分步燃烧进一步减缓负碳生物燃料的燃烧速度和压力上升速度。所述气缸盖和所述副燃烧室可以限定出所述主燃烧室的上壁,所述活塞可以限定出所述燃烧室的下壁。所述下壁为W形凹坑，侧面为圆柱面，中央为侧面锥角优选为45°，上表面为半球面的凸台，凸台上表面与侧面边缘相切。主燃烧室102和副燃烧室101同中心线。

上壁：上壁的顶部半球形弧面弧半径r21大于副燃烧室中凸台上表面的弧半径r11，优选地，该上壁的顶部半球形弧面弧半径r21为发动机缸径A的十七分之一到十六分之一。上壁的过渡弧半径r22大于副燃烧室的过渡弧半径r12。优选地，该上壁的过渡弧半径r22为发动机缸径A的十六分之一到十五分之一。上壁斜面锥角可为40-50°，优选锥角为45°。上壁高度h21 为发动机缸径A的十三分之一到十二分之一。上壁外侧半径D/2为发动机缸径A的九分之一到八分之一。

下壁：所述主燃烧室的底部可具有纵向截面为W形凹坑，如图3所示，该W形凹坑相对于主燃烧室102的中心线对称。主燃烧室侧面为垂直的圆柱面，圆柱面半径也即主燃烧室半径E/2 为发动机缸径A的八分之一到七分之一，本发明研究发现，主燃烧室最大深度h22过大(径深比过小)会增加活塞高度，导致燃烧废气难以排出；主燃烧室最大深度h22过小(径深比过大) 会导致活塞往复运动中产生的挤流和逆挤流强度过小，不利于主燃烧室中负碳生物燃料与空气充分掺混。因此经过设计，使主燃烧室最大深度h22为发动机缸径A的十二分之一到十一分之一，以保证凹坑径深比(E/h22)处于最优范围，约为3。

所述主燃烧室下壁的凹坑中心可以有相对于主燃烧室中心线对称的凸台，其锥角可为 40-50°，优选锥角为45°。斜面角度固定的直线形凸台对气流的导向作用优于斜面有弧度的弧形凸台，更有利于气流的运动与气流动能强度的保持。凸台高度h23为发动机缸径A的十三分之一到十二分之一。凸台的上表面可为具有单一弧半径r23的半球面，且上表面球面与凸台侧面边缘相切，使凸台表面整体光滑，不存在尖角，防止在由进气道形成的涡流流动被破坏，有利于涡流强度的保持。优选地，该弧半径r23为发动机缸径A的十六分之一到十五分之一。下壁凹坑的四周壁面与中央凸台可直接相连，优选地，二者之间采用截面为单一弧半径r24 的弧面过渡，保证气流流动平顺。该弧半径r12为发动机缸径A的十五分之一到十四分之一。

主燃烧室下壁W形凹坑可与活塞上行过程中进气道产生的涡流强度相适应，使主燃烧室能够在活塞上行过程中保持进气道产生的涡流，形成涡流流场，同时上行过程活塞内气体被迅速挤向凹坑内，在凹坑内形成由凹坑边缘流向中心的环形挤流。燃烧过程中主燃烧室下壁W 形凹坑与从多偏置孔中流出的涡流强度相适应，该涡流由副燃烧室预燃后的油气混合物穿过偏置孔生成，并在主燃烧室的燃烧过程中进一步增强涡流强度。同时活塞下行时在凹坑内形成强烈的逆挤流，涡流和逆挤流的联合作用可以大大加强油气的掺混，以促进负碳生物燃料的充分燃烧。同时针对燃料自燃温度相对低、滞燃期短的特点，采用分成两步燃烧的策略，先在副燃烧室燃烧，后在主燃烧室燃烧，保证燃烧效率的前提下减缓了整体燃烧速度和压力升高速度，降低了发动机的最高爆发压力，使工作更平缓以适应航空发动机高安全性的要求。

表面粗糙度：考虑到负碳生物燃料黏度较高，可以降低副燃烧室101的内壁的表面粗糙度，使副燃烧室中形成的涡流具有更薄的边界层，减少涡流流动过程的动量损失和黏性耗散，有利于保持涡流强度。优选地，副燃烧室101的内壁的表面粗糙度为0.4。

同时，副燃烧室101和主燃烧室102之间通过设置于副燃烧室101的底部的多个第一通道即偏置孔1011互相连通。各所述偏置孔的中心线的延长线在纵向截面上与副燃烧室内壁面弧线下端相切，且背向所述副燃烧室中心线并相对于中心线径向偏置。优选的，各偏置孔1011相对于副燃烧室101的中心线X均布，并且各偏置孔与副燃烧室内壁面弧线下端相切时中心线与副燃烧室101的中心线X的夹角为45-50°，如图2a、c所示。区别于CN107630746A中偏置孔的中心线垂直或大致垂直于副燃烧室101的内周面切线(即沿从上往下的方向，偏置孔是从燃烧室的中心向边缘延伸,见CN107630746A，附图3)的设计方式，本发明偏置孔的中心线的延长线在纵向截面上与副燃烧室内壁面弧线下端相切(即沿从上往下的方向，偏置孔是从燃烧室的边缘向中心延伸)的方式，是适应负碳燃料的特点而采取的针对性设计。由于一些负碳生物燃料的运动黏度比传统重油燃料高，燃料从油孔喷出后，负碳生物燃料较重油不易破碎，油束与周围气体的卷吸混合较弱。采用上述特定的偏置角度可以使流入副燃烧室的气流产生不平衡角动量，从而在副燃烧室内油束周围形成涡流流场并维持流场强度，强化喷入副燃烧室的负碳生物燃料在涡流内的掺混、破碎，与周围气体卷吸混合，弥补了负碳生物燃料自身雾化性能低的影响。由此偏置孔也可被称为“涡流孔”。

优选的，各偏置孔的半径c1为副燃烧室的内壁半径B/2的六分之一到五分之一。多个偏置孔的数量为两个或两个以上，优选地为6-8个。

副燃烧室101的内上方设置有喷油孔1013，副燃烧室101的底部设置有与主燃烧室102连通的第二通道1012。如图2所示，第二通道1012和喷油孔1013的中心线在同一条轴线X上，以使锥型喷油器喷射的部分负碳生物燃料直接喷射到主燃烧室102的下壁，帮助发动机起动，解决发动机起动困难的问题，由此该第二通道也可被称为“起动孔”。需要注意的是，该起动孔的截面面积应被严格控制，以减少逆流喷射时油束在起动孔中受到的气流强度。该起动孔1012 的流通面积小于各偏置孔1011，优选地，起动孔的孔半径c2为副燃烧室101的内壁半径B/2的十四分之一到十三分之一。喷油孔1013、起动孔1012、副燃烧室101以及主燃烧室102同中心线。

副燃烧室101的内壁和主燃烧室102的上壁由不锈钢制成，主燃烧室102的下壁与活塞104 由过共晶型Al-Si合金材料制成。

本发明的组合式燃烧室可用于两冲程重油活塞发动机。所述活塞发动机使用的燃料可为具有自燃温度低、雾化特性差属性的负碳生物燃料，包括但不仅限于微藻航油。

在活塞上行过程中，在主燃烧室102的W形凹坑内形成的强挤流通过上述多个径向偏置通道1011，与副燃烧室1011的壁面相切射向壁面，并沿球形壁面绕流强制产生强涡流，与副燃烧室101中喷油孔1012喷出的负碳生物燃料充分掺混，由此促进副燃烧室101中的燃料充分雾化，发生预燃。在燃烧过程中，副燃烧室101中预燃后的油气混合物通过该多个偏置通道1011，进入主燃烧室102提高主燃烧室的涡流强度可以进一步帮助主燃烧室102提高涡流强度，继续促进负碳生物燃料的充分燃烧，控制发动机的最高爆发压力，从而减薄发动机缸体结构，增大发动机的功重比。此外，设置多个偏置通道还增加了副燃烧室和主燃烧室之间的流道相对面积，减少节流损失。另外，该多个偏置通道1011可以使副燃烧室101和主燃烧室102之间的流道相对面积增大，减少节流损失。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (14)

1.一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，包括强涡流副燃烧室（101）和产生涡流和挤流的主燃烧室（102）；

强涡流副燃烧室（101）形成并以过渡配合的方式内嵌在气缸盖（103）上，副燃烧室上方设置按压装置以将其压紧在气缸盖（103）上；

其特征在于，所述副燃烧室的纵向截面为圆形，底部有纵向截面为W形的凹坑；所述凹坑中心有相对于副燃烧室中心线对称的第一凸台，所述第一凸台为斜面角度固定的直线形第一凸台；第一凸台锥角为40-50°；第一凸台高度h12为发动机缸径A的十三分之一到十二分之一；第一凸台的上表面为具有单一弧半径r11的半球面，且上表面球面与第一凸台侧面边缘相切；该弧半径r11为发动机缸径A的二十分之一到十九分之一；底部凹坑的四周壁面与中央第一凸台之间采用截面为单一弧半径r12的弧面过渡相连，该弧半径r12为发动机缸径A的十九分之一到十八分之一；

旋流主燃烧室（102）形成于气缸盖（103）、副燃烧室（101）和活塞（104）之间；所述气缸盖和所述副燃烧室限定出所述主燃烧室的上壁,所述活塞限定出所述燃烧室的下壁；

所述主燃烧室的底部具有纵向截面为W形的凹坑，该W形凹坑相对于主燃烧室（102）的中心线对称；主燃烧室侧面为垂直的圆柱面，圆柱面半径即主燃烧室半径E/2为发动机缸径A的八分之一到七分之一；所述主燃烧室下壁的凹坑中心有相对于主燃烧室中心线对称第二凸台；

副燃烧室（101）和主燃烧室（102）之间通过设置于副燃烧室（101）的底部的多个第一通道（1011）互相连通；所述第一通道（1011）的中心线的延长线在纵向截面上与副燃烧室内壁面弧线下端相切，且背向所述副燃烧室中心线并相对于中心线径向偏置；

副燃烧室（101）的内上方设置有喷油孔（1013），副燃烧室（101）的底部设置有与主燃烧室（102）连通的第二通道（1012）。

2.根据权利要求1所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述副燃烧室内壁半径B/2为发动机缸径A的九分之一到八分之一；副燃烧室W形凹坑相对于副燃烧室（101）的中心线对称；凹坑侧面为垂直的圆柱面半径，凹坑半径C/2为发动机缸径A的十一分之一到十分之一；凹坑最大深度h11为发动机缸径A的十三分之一到十二分之一。

3.根据权利要求1所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，副燃烧室（101）的内壁的表面粗糙度为0.4。

4.根据权利要求1所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，旋流主燃烧室下壁的W形凹坑中具有锥角为40-50°且上表面为半球面的第二凸台，第二凸台上表面与侧面边缘相切；主燃烧室上壁的顶部半球形弧面弧半径r21大于副燃烧室中第二凸台上表面的弧半径r11，该上壁的顶部半球形弧面弧半径r21为发动机缸径A的十七分之一到十六分之一；上壁的过渡弧半径r22大于副燃烧室的过渡弧半径r12；该上壁的过渡弧半径r22为发动机缸径A的十六分之一到十五分之一；上壁斜面锥角为40-50°；上壁深度h21为发动机缸径A的十三分之一到十二分之一；上壁外侧半径D/2为发动机缸径A的九分之一到八分之一。

5.根据权利要求1所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，旋流主燃烧室最大深度h22为发动机缸径A的十二分之一到十一分之一。

6.根据权利要求4所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述主燃烧室下壁的凹坑中心设置的相对于主燃烧室中心线对称第二凸台，其锥角为45°；第二凸台高度h23为发动机缸径A的十三分之一到十二分之一；第二凸台的上表面为具有单一弧半径r23的半球面，且上表面球面与第二凸台侧面边缘相切，该弧半径r23为发动机缸径A的十六分之一到十五分之一；下壁凹坑的四周壁面与中央第二凸台直接相连。

7.根据权利要求1所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，各第一通道（1011）相对于副燃烧室（101）的中心线X均布，并且各第一通道与副燃烧室内壁面弧线下端相切时中心线与副燃烧室（101）的中心线X的夹角为45-50°。

8.根据权利要求7所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，各第一通道的半径c1为副燃烧室的内壁半径B/2的六分之一到五分之一；多个第一通道的数量为两个或两个以上。

9.根据权利要求1所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，第二通道（1012）和喷油孔（1013）的中心线在同一条轴线X上，起动孔（1012）的流通面积小于各第一通道（1011），起动孔的孔半径c2为副燃烧室（101）的内壁半径B/2的十四分之一到十三分之一。

10.根据权利要求9所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，所述发动机使用的燃料为具有自燃温度低、雾化特性差属性的负碳生物燃料。

11.根据权利要求1所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，第一凸台锥角为45°。

12.根据权利要求4所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，上壁斜面锥角为45°。

13.根据权利要求6所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，下壁凹坑的四周壁面与中央第二凸台之间采用截面为单一弧半径r24的弧面过渡。

14.根据权利要求8所述的一种适应负碳生物燃料的航空发动机燃烧室，其特征在于，第一通道的数量为6-8个。