CN115930264A - 一种小型航空发动机用加力燃烧室 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空发动机加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种小型航空发动机用加力燃烧室，包括：外机匣；合流环，在外机匣内设置，与外机匣间构成外涵；内锥体，在合流环内设置，与合流环间构成内涵；多个后端径向稳定器，沿周向连接在合流环尾缘内，侧壁具有多个喷油孔；多个后端喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；每个后端喷油杆对应伸入到一个后端径向稳定器内；多个前端径向稳定器，沿周向设置在合流环内，位于各个后端径向稳定器之前，后缘具有缺口；前端环形稳定器，卡在各个缺口中；多个前端喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；点火电嘴，贯穿外机匣、合流环设置，伸入到两个前端径向稳定器之间。

Description

一种小型航空发动机用加力燃烧室
技术领域
本申请属于航空发动机加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种小型航空发动机用加力燃烧室。
背景技术
航空发动机中，加力燃烧室连接在涡轮后端，喷入燃油进行再燃烧，以增加推力，加力燃烧室进口流速度很高，为了提高燃烧效率，多设计加力燃烧室轴向较长，但小型航空发动机轴向长度有限，限制了加力燃烧室轴向长度设计，难以保证加力燃烧室内的燃烧效率。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种小型航空发动机用加力燃烧室，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种小型航空发动机用加力燃烧室，包括：
外机匣；
合流环，在外机匣内设置，与外机匣间构成外涵；
内锥体，在合流环内设置，与合流环间构成内涵；
多个后端径向稳定器，沿周向连接在合流环尾缘内，侧壁具有多个喷油孔；
多个后端喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；每个后端喷油杆对应伸入到一个后端径向稳定器内；
多个前端径向稳定器，沿周向设置在合流环内，位于各个后端径向稳定器之前，后缘具有缺口；
前端环形稳定器，卡在各个缺口中；
多个前端喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；
点火电嘴，贯穿外机匣、合流环设置，伸入到两个前端径向稳定器之间。
根据本申请的至少一个实施例，上述的小型航空发动机用加力燃烧室中，各个后端径向稳定器及其前端环形稳定器向一侧偏转，且各个后端径向稳定器与前端环形稳定器的偏转方向相反。
根据本申请的至少一个实施例，上述的小型航空发动机用加力燃烧室中，前端环形稳定器位于各个前端径向稳定器中间部位。
根据本申请的至少一个实施例，上述的小型航空发动机用加力燃烧室中，合流环上具有多个冷却进气口；
每个冷却进气口对应连通一个后端径向稳定器内部。
根据本申请的至少一个实施例，上述的小型航空发动机用加力燃烧室中，合流环、内锥体之间以多个周向排列的支板支撑；
每个前端喷油杆及其前端径向稳定器、后端径向稳定器、后端喷油杆对应位于一个支板之后。
根据本申请的至少一个实施例，上述的小型航空发动机用加力燃烧室中，还包括：
防振隔热屏，在外机匣尾缘内设置。
附图说明
图1是本申请实施例提供的小型航空发动机用加力燃烧室的示意图；
图2是本申请实施例提供的小型航空发动机用加力燃烧室中两级稳定器及其喷油杆的俯视图；
图3是本申请实施例提供的小型航空发动机用加力燃烧室中前端环形稳定器、后端径向稳定器偏转的示意图；
其中：
1-外机匣；2-合流环；3-内锥体；4-后端径向稳定器；5-后端喷油杆；6-前端径向稳定器；7-前端环形稳定器；8-前端喷油杆；9-点火电嘴；10-防振隔热屏。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
一种小型航空发动机用加力燃烧室，包括：
外机匣1；
合流环2，在外机匣1内设置，与外机匣1间构成外涵；
内锥体3，在合流环2内设置，与合流环2间构成内涵；
多个后端径向稳定器4，沿周向连接在合流环2尾缘内，侧壁具有多个喷油孔，其横截面可呈V型，V型开口向后，并以尾板封堵，内部中空；
多个后端喷油杆5，贯穿外机匣1、合流环2设置；每个后端喷油杆5对应伸入到一个后端径向稳定器4内；
多个前端径向稳定器6，沿周向设置在合流环2内，位于各个后端径向稳定器4之前，后缘具有缺口，其横截面可呈V型，V型开口向后，可通过连杆紧固件等零件连接到合流环2上；
前端环形稳定器7，卡在各个缺口中，其横截面可呈V型，V型开口向后；
多个前端喷油杆8，贯穿外机匣1、合流环2设置；
点火电嘴9，贯穿外机匣1、合流环2设置，伸入到两个前端径向稳定器6之间。
上述实施例公开的小型航空发动机用加力燃烧室，在航空发动机工作时，可通过前端喷油杆8向内涵中喷入燃油，受内涵气流作用，发生蒸发、雾化，并与内涵气流掺混，进入到前端径向稳定器6、前端环形稳定器7尾缘后形成的回流区，可以点火电嘴9容易的点燃，并进行连焰，发生贫油燃烧，同时，可通过后端喷油杆5向后端径向稳定器4内喷入燃油，喷入后端径向稳定器4内的燃油，通过后端径向稳定器4侧壁上的喷油孔喷入到内涵中，受内涵气流作用，发生蒸发、雾化，并与内涵气流掺混，进入到后端径向稳定器4尾缘后形成的回流区，受前端已燃高温气体作用发生燃烧。
对于上述实施例公开的小型航空发动机用加力燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，其在航空发动机工作时，通过前端喷油杆8、后端喷油杆5进行前后两级供油，以及通过前端径向稳定器6与前端环形稳定器7、后端径向稳定器4尾缘后产生前后两级回流区进行燃烧，能够提高对燃油的掺混效果，提高燃烧效率，进而能够相应的缩短加力燃烧室整体的轴向长度，高效的适配于小型航空发动机，且是在前端径向稳定器6与前端环形稳定器7尾缘后形成回流区进行点燃，能够保证点火的可靠性，并能够很好的进行连焰，发生贫油燃烧，不会使前端径向稳定器6、前端环形稳定器7遭受高温烧蚀，此外，后端径向稳定器4尾缘后产生回流区依靠前端已燃高温气体作用发生燃烧，可有效保证燃烧的稳定性，避免发生振荡燃烧。
在一些可选的实施例中，上述的小型航空发动机用加力燃烧室中，各个后端径向稳定器4及其前端环形稳定器7向一侧偏转，以能够进行旋流，在有限距离内有效提高两级燃油与内涵气流的掺混效果，保证燃烧效率，且各个后端径向稳定器4与前端环形稳定器7的偏转方向相反，以使内涵气流在经过两级旋流后恢复轴向流动。
在一些可选的实施例中，上述的小型航空发动机用加力燃烧室中，前端环形稳定器7位于各个前端径向稳定器6中间部位，以能够很好的在内涵向内外侧进行连焰燃烧。
在一些可选的实施例中，上述的小型航空发动机用加力燃烧室中，合流环2上具有多个冷却进气口；
每个冷却进气口对应连通一个后端径向稳定器4内部。
上述实施例公开的小型航空发动机用加力燃烧室，在航空发动机工作时，可通过冷却进气口将外涵气流引入到后端径向稳定器4内，外涵气流在后端径向稳定器4内与燃油进行掺混，其后可通过后端径向稳定器4侧壁的喷油孔流出，对后端径向稳定器4及其后端喷油杆5进行冷却，保护后端径向稳定器4及其后端喷油杆5不受高温损伤。
在一些可选的实施例中，上述的小型航空发动机用加力燃烧室中，合流环2、内锥体3之间以多个周向排列的支板支撑；
每个前端喷油杆8及其前端径向稳定器6、后端径向稳定器4、后端喷油杆5对应位于一个支板之后，避免产生较大流阻。
在一些可选的实施例中，上述的小型航空发动机用加力燃烧室中，还包括：
防振隔热屏10，在外机匣1尾缘内设置，可通过支架连接在外机匣1尾缘内，进行防振、隔热。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种小型航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，包括：
外机匣(1)；
合流环(2)，在外机匣(1)内设置，与外机匣(1)间构成外涵；
内锥体(3)，在合流环(2)内设置，与合流环(2)间构成内涵；
多个后端径向稳定器(4)，沿周向连接在合流环(2)尾缘内，侧壁具有多个喷油孔；
多个后端喷油杆(5)，贯穿外机匣(1)、合流环(2)设置；每个后端喷油杆(5)对应伸入到一个后端径向稳定器(4)内；
多个前端径向稳定器(6)，沿周向设置在合流环(2)内，位于各个后端径向稳定器(4)之前，后缘具有缺口；
前端环形稳定器(7)，卡在各个缺口中；
多个前端喷油杆(8)，贯穿外机匣(1)、合流环(2)设置；
点火电嘴(9)，贯穿外机匣(1)、合流环(2)设置，伸入到两个前端径向稳定器(6)之间。
2.根据权利要求1所述的小型航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，
各个后端径向稳定器(4)及其前端环形稳定器(7)向一侧偏转，且各个后端径向稳定器(4)与前端环形稳定器(7)的偏转方向相反。
3.根据权利要求1所述的小型航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，
前端环形稳定器(7)位于各个前端径向稳定器(6)中间部位。
4.根据权利要求1所述的小型航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，
合流环(2)上具有多个冷却进气口；
每个冷却进气口对应连通一个后端径向稳定器(4)内部。
5.根据权利要求1所述的小型航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，
合流环(2)、内锥体(3)之间以多个周向排列的支板支撑；
每个前端喷油杆(8)及其前端径向稳定器(6)、后端径向稳定器(4)、后端喷油杆(5)对应位于一个支板之后。
6.根据权利要求1所述的小型航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，
还包括：
防振隔热屏(10)，在外机匣(1)尾缘内设置。
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