CN116557915A - 一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，涉及燃气涡轮发动机的技术领域，具体包括连接所述发动机的机匣排气端的旋转爆震燃烧室，所述旋转爆震燃烧室的进气口对接所述机匣的排气口，且所述机匣的排气端和/或所述旋转爆震燃烧室的进气端上设有气流引射通道，所述气流引射通道连通旋转爆震燃烧室进气端的内部空间和外部空间，所述发动机排气端的尾气经过所述爆震燃烧室的进气端时，将所述旋转爆震燃烧室和机匣连接部位的外部空间的空气通过气流引射通道引入旋转爆震燃烧室内。通过本申请的处理方案，稳定爆震波，提高旋转爆震加力燃烧室工作的稳定性。

Description

一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室

技术领域

本申请涉及燃气涡轮发动机的领域，尤其是涉及一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室。

背景技术

目前针对旋转爆震燃烧室应用于传统涡轮动力系统的研究主要集中在旋转爆震燃烧室作为发动机的主燃烧室方面，而采用旋转爆震燃烧室作为加力燃烧室的研究则相对较少。加力燃烧室是航空发动机不可缺少的基本部件，是短时间内产生更大推力的主要手段。加力燃烧室主要是在保持发动机工作状态不变的情况下，将部分燃油喷入涡轮后的燃气流中利用燃气中未燃烧的氧气再次燃烧进一步提高燃气温度，增大喷气速度，从而增加推力。

但是由于传统加力燃烧室的燃油在压力较低的燃气中，加力燃烧室的循环热效率较低，燃烧效率不高，耗油率急剧增加。一般来说，在不增加发动机迎风面积的前提下，加力燃烧室为保证空气的充分燃烧，会适当的保持相对较长的尺寸。而采用爆震燃烧室代替传统加力燃烧室时，首先可以有效地的改善加力燃烧室的循环热效率低的问题；其次，由于旋转爆震燃烧室结构较为简单，混气进气进入燃烧室的速度较高，燃烧室内不在需要混合器、扩压器等部件；第三，旋转爆震燃烧室的点火装置较为简单，爆震波通过单次点火后就可以在燃烧室内持续传播，并且火焰在燃烧室内以激波的形式进行传播，火焰不再需要传统燃烧室内的火焰稳定器就可以保持稳定；第四，燃烧产物可以在环形加力燃烧室内膨胀加速到马赫数Ma＝1，如果过长的燃烧室长度会增大旋转爆震燃烧室的损失，所以爆震加力燃烧室的长度远小于传统加力燃烧室的长度，这有利于减轻发动机的总重量；最后，采用旋转爆震燃烧室作为加力燃烧室可以合理利用涡轮出口处的环腔结构，使发动机更为紧凑。

但是涡轮后的燃气流是经过燃烧之后得尾气，其中的氧气含量比空气中降低20％以上，这种贫氧得环境对于爆震燃烧而言是不利的，可能难以产生爆震波或无法获得稳定得爆震波。

发明内容

有鉴于此，本申请提供一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，解决了现有技术中爆震燃烧室内尾气中爆震燃烧难以产生的问题，稳定爆震波，提高旋转爆震加力燃烧室工作的稳定性。

本申请提供的一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室采用如下的技术方案：

一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，包括连接所述发动机的机匣排气端的旋转爆震燃烧室，所述旋转爆震燃烧室的进气口对接所述机匣的排气口，且所述机匣的排气端和/或所述旋转爆震燃烧室的进气端上设有气流引射通道，所述气流引射通道连通旋转爆震燃烧室进气端的内部空间和外部空间，所述发动机排气端的尾气经过所述爆震燃烧室的进气端时，将所述旋转爆震燃烧室和机匣连接部位的外部空间的空气通过气流引射通道引入旋转爆震燃烧室内。

可选的，所述旋转爆震燃烧室包括外环和内环，所述外环环绕在所述内环外周，所述外环和内环之间的空腔形成燃烧室腔，在所述外环的轴向方向上，所述燃烧室腔的一端作为所述旋转爆震燃烧室的进气口，所述燃烧室腔的另一端作为所述旋转爆震燃烧室的排气口，所述外环的内径大于所述机匣排气口的外径，且所述外环的进气端环绕在所述机匣排气端的外周，所述外环的进气端和机匣排气端的侧壁之间的间隙形成气流引射通道。

可选的，所述旋转爆震加力燃烧室还包括引射控制开关，所述引射控制开关安装在机匣的排气端和/或所述旋转爆震燃烧室的进气端上，所述引射控制开关控制气流引射通道的封闭和导通。

可选的，所述引射控制开关包括多个调节片和多个驱动机构，多个所述调节片环绕在所述机匣的排气端的外侧壁上，所述调节片的一端转动的连接在所述机匣的排气端的外壁上，所述调节片的另一端为自由端，所述自由端的边缘与外环的内壁匹配，所述驱动机构安装在所述机匣上，所述驱动机构的输出端连接所述调节片并驱动所述调节片转动，使所述自由端远离机匣并抵接所述外环内壁或靠近机匣；

所述自由端抵接外环内壁时，所述自由端的边缘与外环的内壁贴合，且相邻所述调节片相邻的边缘相互重合或对接，以使多个所述调节片形成封闭所述气流引射通道的连续结构。

可选的，所述自由端抵接外环内壁时，所述调节片连接机匣的一端比所述自由端更靠近所述发动机的进气口。

可选的，所述驱动机构包括作动筒，所述作动筒相比调节片更靠近所述发动机的进气口，所述作动筒的壳体转动的安装在机匣上，所述作动筒的伸缩轴与调节片的侧面转动连接。

可选的，所述外环和内环同轴设置，所述内环靠近出气口的端部的外径沿气流方向逐渐缩小。

综上所述，本申请包括以下有益技术效果：

本申请的旋转爆震燃烧室对接发动机涡轮的排气端，经过涡轮的燃气流为主燃烧室内经过燃烧的尾气，高速的尾气经过旋转爆震燃烧室和机匣的连接位置时，高速尾气能将外界空气通过气流引射通道吸进旋转爆震燃烧室内，尾气与进入的外界空气掺混，提高了旋转爆震燃烧室中气流的氧气浓度，然后旋转爆震燃烧室开始喷油点火，开启加力状态。发动机推力与尾喷管排出的气流量成正比，随着燃烧的氧气含量增加，适当增加燃油后，燃烧后的气体量将增加，从而增加了旋转爆震燃烧室排出的气流量；气流引射通道可增大爆震燃烧室排气端的排气流量，从而提高发动机尾喷管排出的气流量，因此可增加发动机加力时的推力。通过气流引射通过进入旋转爆震燃烧室的空气增加了尾气中氧气的含量，能使得爆震燃烧成功起爆且更加稳定。缩短发动机加力燃烧室的长度，减轻发动机重量。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例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它的附图。

图1为航空发动机的旋转爆震加力燃烧室的整体结构示意图；

图2为引射控制开关关闭状态的结构示意图；

图3为引射控制开关打开状态的结构示意图。

附图标记说明：1、机匣；11、压气机；12、主燃烧室；13、涡轮；2、旋转爆震燃烧室；21、外环；22、内环；23、进油通道；24、燃油喷嘴；25、燃烧室腔；26、气流引射通道；3、引射控制开关；31、调节片；32、自由端。

具体实施方式

下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本申请的基本构想，图式中仅显示与本申请中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。

本申请实施例提供一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室。

如图1所示，一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，包括连接所述发动机的机匣1排气端的旋转爆震燃烧室2，所述旋转爆震燃烧室2的进气口对接所述机匣1的排气口，且所述机匣1的排气端和/或所述旋转爆震燃烧室2的进气端上设有气流引射通道26，所述气流引射通道26连通旋转爆震燃烧室2进气端的内部空间和外部空间，所述发动机的机匣1排气端的高速尾气经过所述爆震燃烧室的进气端时，将所述旋转爆震燃烧室2和机匣1连接部位的外部空间的空气通过气流引射通道26引入旋转爆震燃烧室2内。

在本申请实施例中，发动机还包括设置机匣1内且沿气流方向依次设置的压气机11、主燃烧室12和涡轮13。本申请的旋转爆震燃烧室2对接涡轮13的排气端，经过涡轮13的燃气流为主燃烧室12内经过燃烧的尾气，涡轮13出口的尾气具有较高的流速，高速的尾气经过旋转爆震燃烧室2和机匣1的连接位置时，由于空气的粘性作用，高速尾气会将尾流周围的气体带走，从而导致尾流周围产生低压区域，即，气流引射通道26内侧产生低压区域，气流引射通道26外侧区域的气压相对较高，高压气体会向低压区域流动，因此，机匣1的排气口和旋转爆震燃烧室2进气口位置的高速尾气能将外界空气通过气流引射通道26吸进旋转爆震燃烧室2内，尾气与进入的外界空气掺混，提高了旋转爆震燃烧室中气流的氧气浓度，然后旋转爆震燃烧室2开始喷油点火，开启加力状态。发动机推力与尾喷管排出的气流量成正比，随着燃烧的氧气含量增加，适当增加燃油后，燃烧后的气体量将增加，从而增加了旋转爆震燃烧室2排出的气流量；气流引射通道26可增大爆震燃烧室排气端的排气流量，从而提高发动机尾喷管排出的气流量，因此可增加发动机加力时的推力。通过气流引射通过进入旋转爆震燃烧室2的空气增加了尾气中氧气的含量，能使得爆震燃烧成功起爆且更加稳定。缩短发动机加力燃烧室的长度，减轻发动机重量。

在本申请实施例中，所述旋转爆震燃烧室2包括外环21和内环22，所述外环21环绕在所述内环22外周，外环21和内环22同轴设置，所述外环21和内环22之间的空腔形成燃烧室腔25；在所述外环21的轴向方向上，所述燃烧室腔25的一端作为所述旋转爆震燃烧室2的进气口，所述燃烧室腔25的另一端作为所述旋转爆震燃烧室2的排气口。具体的，外环21和内环22在气流进口的一端通过多个间隔的连接杆固定连接在一起，多个间隔的连接杆沿内环22周向均匀分布，连接杆之间的间隙形成进气通道。旋转爆震燃烧室2还包括进油通道23和若干连通所述进油通道23的燃油喷嘴24，进油通道23包括输油管和环形管道，环形管道环绕在内环22和外环21之间，并位于旋转爆震燃烧室2进气口的一端，若干燃油喷嘴24沿环形管道的周向分布在环形管道上，燃油喷嘴24连通环形管道，燃油喷嘴24朝向旋转爆震燃烧室2排气的一端；输油管穿过外环21侧壁，输油管在外环21内的一端连通环形管道，输油管在外环21外的一端连通供油系统。

所述外环21的内径大于所述机匣1排气口的外径，且所述外环21的进气端环绕在所述机匣1排气端的外周，内环22进气端的部分位于机匣1内，为了保证外环21和内环22进气端的部分能与机匣1重合，连接杆与外环21和内环22的进气端的边缘有一定的间隔，保证机匣1能进入燃烧室腔25，所述内环22的外径小于机匣1排气端的内径，所述外环21的进气端和机匣1排气端的侧壁之间的间隙形成气流引射通道26。本申请的气流引射通道26正对外界气流的来流方向，可以提高外界空气进入旋转爆震燃烧室2的空气量。

在其他实施例中，也可以设置外环21的进气口的直径和机匣1排气口的直径相同，两个端口配合对接，在外环21进气端的侧壁开设周向分布的多个小孔或在机匣1排气端的机匣1的侧壁上开设多个周向分布的小孔或在外环21和机匣1接壤的位置开设多个周向分布的小孔，形成气流引射通道26，这样的引气通道没有正对气流方向，但涡轮13排出的高速尾气可以通过小孔将外界空气吸入爆震燃烧室内部，使涡轮13排出的尾气和外界进入的空气在旋转爆震燃烧室2的进口位置进行掺混。

在本申请实施例中，所述旋转爆震加力燃烧室还包括引射控制开关3，所述引射控制开关3安装在机匣1的排气端和/或所述旋转爆震燃烧室2的进气端上，所述引射控制开关3控制气流引射通道26的封闭和导通。当需要开启旋转爆震加力燃烧室时，引射控制开关3打开，涡轮13出口的高速尾气能将外界空气抽吸进旋转爆震燃烧室2内，与尾气掺混，提高气流中氧气浓度，然后旋转爆震燃烧室2开始喷油点火，开启加力状态；当关闭加力状态后，引射控制开关3封闭气流引射通道26，发动机不再从外界引气进入旋转爆震燃烧室2内。

如图2和图3所示，本申请实施例中，所述引射控制开关3包括多个调节片31和多个驱动机构，多个所述调节片31环绕在所述机匣1的排气端的外侧壁上，所述调节片31的一端边转动的连接在所述机匣1的排气端的外壁上，所述调节片31的另一端为自由端32，所述自由端32的边缘与外环21的内壁匹配，所述驱动机构安装在所述机匣1上，所述驱动机构的输出端连接所述调节片31并驱动所述调节片31转动，使所述自由端32远离机匣1并抵接所述外环21内壁或靠近机匣1；所述自由端32抵接外环21内壁时，所述自由端32的边缘与外环21的内壁贴合，且相邻所述调节片31相邻的边缘相互重合或对接，以使多个所述调节片31形成封闭所述气流引射通道26的连续结构。

在一个实施例中，所述自由端32抵接外环21内壁时，所述调节片31连接机匣1的一端比自由端32更靠近所述发动机的进气口。使引射控制开关3在关闭状态时相对发动机轴线方向呈倾斜状态，减小引射控制开关3的阻力。

在其他实施例中，所述自由端32抵接外环21内壁时，调节片31也可以垂直于发动机轴线方向，即，形成一个环形圈。

所述驱动机构包括作动筒(作动筒在图中未示出)，所述作动筒相比调节片31更靠近所述发动机的进气口，所述作动筒的壳体转动的安装在机匣1上，所述作动筒的伸缩轴与调节片31的侧面转动连接。作动筒的伸缩轴伸出时推动调节片31转动，使调节片31的自由端32贴紧机匣1侧壁，调节片31和发动机轴线方向的夹角逐渐缩小，气流引射通道26打开。作动筒的伸缩轴收缩时带动调节片31的自由端32远离机匣1侧壁，调节片31的自由端32向外环21靠近至与外环21抵接，封闭气流引射通道26。

所述内环22靠近排气口的端部的外径沿气流方向逐渐缩小。内环22具有沿气流方向分布的等径段和渐缩段，等径段与机匣1的排气口的端部连接，渐缩段的外径沿气流方向逐渐缩小。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，包括连接所述发动机的机匣排气端的旋转爆震燃烧室，所述旋转爆震燃烧室的进气口对接所述机匣的排气口，且所述机匣的排气端和/或所述旋转爆震燃烧室的进气端上设有气流引射通道，所述气流引射通道连通旋转爆震燃烧室进气端的内部空间和外部空间，所述发动机排气端的尾气经过所述爆震燃烧室的进气端时，将所述旋转爆震燃烧室和机匣连接部位的外部空间的空气通过气流引射通道引入旋转爆震燃烧室内。

2.根据权利要求1所述的航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，所述旋转爆震燃烧室包括外环和内环，所述外环环绕在所述内环外周，所述外环和内环之间的空腔形成燃烧室腔，在所述外环的轴向方向上，所述燃烧室腔的一端作为所述旋转爆震燃烧室的进气口，所述燃烧室腔的另一端作为所述旋转爆震燃烧室的排气口，所述外环的内径大于所述机匣排气口的外径，且所述外环的进气端环绕在所述机匣排气端的外周，所述外环的进气端和机匣排气端的侧壁之间的间隙形成气流引射通道。

3.根据权利要求2所述的航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，所述旋转爆震加力燃烧室还包括引射控制开关，所述引射控制开关安装在机匣的排气端和/或所述旋转爆震燃烧室的进气端上，所述引射控制开关控制气流引射通道的封闭和导通。

4.根据权利要求3所述的航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，所述引射控制开关包括多个调节片和多个驱动机构，多个所述调节片环绕在所述机匣的排气端的外侧壁上，所述调节片的一端转动的连接在所述机匣的排气端的外壁上，所述调节片的另一端为自由端，所述自由端的边缘与外环的内壁匹配，所述驱动机构安装在所述机匣上，所述驱动机构的输出端连接所述调节片并驱动所述调节片转动，使所述自由端远离机匣并抵接所述外环内壁或靠近机匣；

所述自由端抵接外环内壁时，所述自由端的边缘与外环的内壁贴合，且相邻所述调节片相邻的边缘相互重合或对接，以使多个所述调节片形成封闭所述气流引射通道的连续结构。

5.根据权利要求4所述的航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，所述自由端抵接外环内壁时，所述调节片连接机匣的一端比所述自由端更靠近所述发动机的进气口。

6.根据权利要求4所述的航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，所述驱动机构包括作动筒，所述作动筒相比调节片更靠近所述发动机的进气口，所述作动筒的壳体转动的安装在机匣上，所述作动筒的伸缩轴与调节片的侧面转动连接。

7.根据权利要求2所述的航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，所述外环和内环同轴设置，所述内环靠近出气口的端部的外径沿气流方向逐渐缩小。