CN116641794A - 一种带有爆震加力燃烧室的航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种带有爆震加力燃烧室的航空发动机，包括：压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，所述压气机和涡轮同轴联接，所述压气机出口的压缩空气通入燃烧室，所述燃烧室出口的燃烧烟气通入涡轮，推动涡轮做功，推动涡轮做功后的出口烟气进入所述尾喷管；所述尾喷管内设置爆震加力燃烧室，所述爆震加力燃烧室包括补燃外环和补燃内环，所述补燃内环同轴套接在补燃外环的内腔，所述补燃外环的环壁和补燃内环的环壁之间形成用于进行连续旋转爆震燃烧的爆震环腔；进入所述尾喷管的出口烟气从所述爆震加力燃烧室的进气端进入所述爆震环腔，与所述爆震环腔内的燃料混合进行连续旋转爆震燃烧。本发明可有效提高航空发动机的燃烧效率，降低油耗。

Description

一种带有爆震加力燃烧室的航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种带有爆震加力燃烧室的航空发动机。

背景技术

喷气式航空发动机：喷气式航空发动机是利用发动机本身高速喷射燃气流产生的反作用力推进航空器的发动机。

加力燃烧室：加力燃烧室(afterburner)是在加力发动机上向燃气或风扇后气流喷油、点火、燃烧，以提高气流温度用以短期内增大发动机推力的部件。加力燃烧室通常用于超音速飞机(如战斗机)的发动机。

由于加力燃烧室内气流的压力低、流速高，点燃的混合气要在较长的筒体内才能完成燃烧过程，目前的加力燃烧室中燃油的含热量只有85％～90％可以转变为有用的热能，其余部分或因燃油雾滴来不及燃烧而排出发动机，或通过筒体散热而损失掉，燃烧效率低，因此提高加力燃烧效率对于降低耗油率有重要的意义。另外，现有的加力燃烧室在结构设计上存在燃烧区轴向长度大，增加发动机尺寸重量的问题。

发明内容

有鉴于此，本申请实施例提供一种带有爆震加力燃烧室的航空发动机，以达到提高航空发动机加力燃烧室的燃烧效率，降低油耗的目的。

本申请实施例提供以下技术方案：一种带有爆震加力燃烧室的航空发动机，包括：压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，所述压气机和所述涡轮同轴联接，所述压气机出口的压缩空气通入所述燃烧室，用于与燃料混合后燃烧，所述燃烧室出口的燃烧烟气通入所述涡轮，用于推动涡轮做功，推动所述涡轮做功后的出口烟气进入所述尾喷管；

所述尾喷管内设置爆震加力燃烧室，所述爆震加力燃烧室包括补燃外环和补燃内环，所述补燃内环同轴套接在所述补燃外环的内腔，所述补燃外环的环壁和所述补燃内环的环壁之间形成用于进行连续旋转爆震燃烧的爆震环腔；进入所述尾喷管的出口烟气从所述爆震加力燃烧室的进气端进入所述爆震环腔，与所述爆震环腔内的燃料混合进行连续旋转爆震燃烧。

根据本申请的一种实施例，在烟气流动方向上，所述补燃外环包括收缩段和扩张段，所述收缩段和所述扩张段之间的衔接处为阶梯状的突扩过渡，形成台阶扩张通道，所述台阶扩张通道的内部设置用于为所述爆震环腔提供燃料的供油环，所述供油环与外部供油管路连接。

根据本申请的一种实施例，所述供油环上连接雾化喷嘴，所述雾化喷嘴的喷射区域为所述扩张段对应的所述爆震环腔，以在所述爆震环腔内的所述扩张段对应位置形成旋转爆震燃烧区。

根据本申请的一种实施例，所述雾化喷嘴的数量为多个，且分别周向均布在所述台阶扩张通道的内壁面。

根据本申请的一种实施例，所述爆震加力燃烧室还包括隔离环，所述隔离环同轴套接在所述补燃外环和所述补燃内环之间，且所述隔离环的设置位置与所述补燃外环的收缩段位置对应。

根据本申请的一种实施例，在烟气流动方向上，所述补燃内环包括弯曲段和平直段，所述弯曲段的位置与所述补燃外环的收缩段位置对应，所述平直段的位置与所述补燃外环的扩张段位置对应；其中，在烟气流动方向上，所述弯曲段的进气端向远离所述补燃外环的方向弯曲。

根据本申请的一种实施例，所述隔离环与所述补燃外环的收缩段之间的相对距离，大于所述隔离环与所述补燃内环的弯曲段之间的最小相对距离。

根据本申请的一种实施例，所述补燃外环的扩张段的环壁上开设多个进气孔，且多个所述进气孔周向均布在所述补燃外环的环壁上。

根据本申请的一种实施例，所述进气孔倾斜开设在所述补燃外环的环壁上，所述进气孔的倾斜方向与烟气流动方向一致。

根据本申请的一种实施例，所述爆震加力燃烧室的数量为多个，且分别周向均布在所述尾喷管内。

与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：本发明实施例通过在涡轮尾喷管内设置爆震加力燃烧室，通过爆震燃烧大幅提高气流温度，在短时间内增大发动机推力，从而达到提高燃料的燃烧效率，以及降低油耗的目的。

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是本发明实施例的航空发动机整体结构示意图；

图2是本发明实施例的爆震加力燃烧室局部结构示意图；

图3是本发明第一实施例的爆震加力燃烧室布局示意图；

图4是本发明第二实施例的爆震加力燃烧室布局示意图；

图中，1-压气机，2-燃烧室，3-涡轮，4-尾喷管，5-补燃外环，6-补燃内环，7-隔离环，8-供油环，9-雾化喷嘴，10-进气孔，11-连续旋转爆震燃烧区，12-外环烟气隔离层，13-内环烟气隔离层。

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。

如图1-图2所示，本发明实施例提供了一种带有爆震加力燃烧室2的航空发动机，包括：压气机1、燃烧室2、涡轮3和尾喷管4，所述压气机1和所述涡轮3同轴联接，所述压气机1出口的压缩空气通入所述燃烧室2，用于与燃料混合后燃烧，所述燃烧室2出口的燃烧烟气通入所述涡轮3，用于推动涡轮3做功，推动所述涡轮3做功后的出口烟气进入所述尾喷管4；所述尾喷管4内设置爆震加力燃烧室，所述爆震加力燃烧室包括补燃外环5和补燃内环6，所述补燃内环6同轴套接在所述补燃外环5的内腔，且均为前后贯通的筒状结构；所述补燃外环5的环壁和所述补燃内环6的环壁之间形成用于进行连续旋转爆震燃烧的爆震环腔；进入所述尾喷管4的出口烟气从所述爆震加力燃烧室的进气端进入所述爆震环腔，与所述爆震环腔内的燃料混合进行连续旋转爆震燃烧。

本发明实施例通过在涡轮尾喷管4内设置爆震加力燃烧室，通过旋转爆震燃烧大幅提高气流温度，在短时间内增大发动机推力，提高燃料的燃烧效率，以及降低油耗的目的。解决了目前的加力燃烧室中燃油的含热量只有85％～90％可以转变为有用的热能，其余部分或因燃油雾滴来不及燃烧而排出发动机，或通过筒体散热而损失掉，燃烧效率低的问题。

旋转爆震燃烧(rotating detonation combustion)是一种燃烧技术，它通过旋转的爆震波来实现燃烧。爆震波是一种激波，它可以在爆震反应中传播，使得反应物和氧气在接触之后能够快速反应。爆震燃烧技术可以用于提高燃烧效率，减少污染，并在较高的压力和温度下工作。旋转爆震燃烧是一种相对较新的技术，它目前被用于汽车、航空和航天领域，主要用于提高燃烧效率和减少污染。

旋转爆震发动机是利用爆震组织燃烧的一种发动机，沿圆周方向组织燃烧，使得旋转爆震发动机燃烧室长度低于传统的发动机，可使旋转爆震发动机的体积、重量大幅降低。

旋转爆震发动机的工作原理是：首先，空气从环形通道进入爆震环腔，燃料由喷嘴喷入，两者经过短距离即可均匀混合后一起进入爆震环腔。然后，通过点火器起爆，在爆震环腔内形成初始爆震波。其次，初始爆震波沿环形爆震环腔的圆周方向传播，由于燃料和空气沿轴向流入，燃烧产物也沿轴向流出，当爆震波传播一周回到初始位置时，原来的燃烧产物已经流走，新鲜的燃料和空气混合物又已流入，因此爆震波能够继续维持。这样周而复始，爆震波在环形爆震环腔内持续旋转传播，高温高压的燃烧产物再经尾喷管高速排出，从而产生推力。由于旋转爆震燃烧的频率高达几千赫兹，旋转爆震发动机可产生稳定的推力。

本发明的一种实施例中，在烟气流动方向上，所述补燃外环5包括收缩段和扩张段，所述收缩段和所述扩张段之间的衔接处为阶梯状的突扩过渡，形成台阶扩张通道，所述收缩段和扩张段的结构设置能够稳定火焰并增强燃烧；所述台阶扩张通道的内部设置用于为所述爆震环腔提供燃料的供油环8，所述供油环8与外部供油管路连接。本实施例中，所述收缩段作为补燃外环5的进气端，涡轮的出口烟气从所述收缩段进入爆震环腔内。供油环8设置在台阶扩张通道的内部，用于从外部供油管路向爆震环腔中引入燃油，燃油和所述出口烟气混合，通过点火器点火后，发生连续旋转爆震燃烧。为实现爆震，产生爆震效应，使燃料快速燃烧并释放能量，所以需要将爆震加力燃烧室的环面尺寸设计的比较小，并且由于爆震反应时间极短，因此燃烧通道的轴向长度较小，相对于传统加力燃烧室，减小了发动机尺寸及重量。

在本实施例的一种优选方案中，所述供油环8上连接雾化喷嘴9，雾化喷嘴9对燃料进行雾化，所述雾化喷嘴9的喷射区域为所述扩张段对应的所述爆震环腔，以在所述爆震环腔内的所述扩张段对应位置形成连续旋转爆震燃烧区11。其中，所述雾化喷嘴9的数量为多个，且分别周向均布在所述台阶扩张通道的内壁面，以保证燃油喷入的均匀性和稳定性。

本发明的一种实施例中，所述爆震加力燃烧室还包括隔离环7，所述隔离环7同轴套接在所述补燃外环5和所述补燃内环6之间，且所述隔离环7的设置位置与所述补燃外环5的收缩段位置对应。本实施例中通过隔离环7的设置，将所述补燃外环5和所述补燃内环6之间隔离为两个进气通道，其中，经所述隔离环7和所述补燃外环5之间的进气通道进入爆震环腔的烟气流动至连续旋转爆震燃烧区11，参与旋转爆震燃烧；经所述隔离环7和所述补燃内环6之间的进气通道进入爆震环腔的烟气沿着所述补燃内环6的内壁流动，在补燃内环6的内壁面上形成内环烟气隔离层13，所述的内环烟气隔离层13作为冷却气膜附着在补燃内环6的内壁面上，形成很好的冷却隔离气流，对该爆震加力燃烧室起到很好的冷却降温作用。

在本实施例的一种优选方案中，在烟气流动方向上，所述补燃内环6包括弯曲段和平直段，所述弯曲段的位置与所述补燃外环5的收缩段位置对应，所述平直段的位置与所述补燃外环5的扩张段位置对应；其中，在烟气流动方向上，所述弯曲段的进气端向远离所述补燃外环5的方向弯曲。所述补燃内环6的结构设计，使补燃内环6与所述隔离环7之间形成收敛通道，加速烟气的流动，起到导流作用，可以吸入更多烟气同时更好的形成隔离气流。

由于参与爆震燃烧的烟气和形成隔离气流的烟气，其二者需要的流量和速度是不同的，因此本实施例采用隔离环7形成两个单独的通道，通过通道的几何尺寸设计，实现不同的流量以及流速。具体实施时，所述隔离环7和补燃外环5之间的烟气需要流量大，所述隔离环7与补燃内环6之间的烟气需要流速快，因此本实施例中进一步优选的，所述隔离环7与所述补燃外环5的收缩段之间的相对距离，大于所述隔离环7与所述补燃内环6的弯曲段之间的最小相对距离，以使更多的烟气进入所述隔离环7与所述补燃外环5之间的进气通道后，到达所述连续旋转爆震燃烧区11参与燃烧，而进入所述隔离环7和所述补燃内环6之间的进气通道的烟气经过该最小相对距离处的收敛后，提高流速，以形成隔离气流。

本发明的一种实施例中，所述补燃外环5的扩张段的环壁上开设多个进气孔10，且多个所述进气孔10周向均布在所述补燃外环5的环壁上。位于所述爆震加力燃烧室外部的烟气通过所述补燃外环5环壁上的进气孔10进入爆震环腔内，沿着所述补燃外环5的内壁流动，在所述补燃外环5的内壁面上形成外环烟气隔离层12，所述的外环烟气隔离层12作为冷却气膜附着在补燃外环5的内壁面上，形成很好的冷却隔离气流，对该爆震加力燃烧室起到很好的冷却降温作用。

本实施例的爆震加力燃烧室的结构设置，使一部分烟气进入爆震环腔参与爆震燃烧，提高燃烧效率，增加发动机推力，一部分烟气进入爆震环腔，分别在补燃外环5和补燃内环6的内壁面上形成烟气隔离层，对补燃外环5的补燃内环6的内壁面进行冷却，其余部分的烟气围绕在爆震加力燃烧室的外壁面，对补燃外环5的补燃内环6的外壁面进行冷却，从而保证了对爆震加力燃烧室的冷却效果。

本实施例的一种优选方案中，所述进气孔10倾斜开设在所述补燃外环5的环壁上，所述进气孔10的倾斜方向与烟气流动方向一致。倾斜设置的进气孔10与烟气流动方向一致，利于烟气通过所述进气孔10进入到所述爆震环腔内，且在所述进气孔10的导流作用下，沿着所述补燃外环5的内壁流动，更好的形成烟气隔离层。

在本发明一种实施例中，如图3所示，对于较小尺寸的尾喷管4，所述补燃外环5和补燃内环6可以为整环结构，爆震加力燃烧室的数量为一个。在本发明另一种实施例中，如图4所示，对较大尺寸的尾喷管4，补燃外环5和补燃内环6可以为多个环形结构，多个爆震加力燃烧室周向均布在所述尾喷管4内。

本发明实施例的航空发动机，在涡轮尾喷管内设置爆震加力燃烧室，可有效提高燃油的燃烧效率，在短时间内大幅提高气流温度，增大发动机推力，并且通过对爆震加力燃烧室的几何结构设计，有效保证对爆震环腔的冷却效果，同时也缩短了加力燃烧室的轴向尺寸，减小了发动机尺寸及重量。

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 (10)

1.一种带有爆震加力燃烧室的航空发动机，其特征在于，包括：压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，所述压气机和所述涡轮同轴联接，所述压气机出口的压缩空气通入所述燃烧室，用于与燃料混合后燃烧，所述燃烧室出口的燃烧烟气通入所述涡轮，用于推动涡轮做功，推动所述涡轮做功后的出口烟气进入所述尾喷管；

所述尾喷管内设置爆震加力燃烧室，所述爆震加力燃烧室包括补燃外环和补燃内环，所述补燃内环同轴套接在所述补燃外环的内腔，所述补燃外环的环壁和所述补燃内环的环壁之间形成用于进行连续旋转爆震燃烧的爆震环腔；进入所述尾喷管的出口烟气从所述爆震加力燃烧室的进气端进入所述爆震环腔，与所述爆震环腔内的燃料混合进行连续旋转爆震燃烧。

2.根据权利要求1所述的带有爆震加力燃烧室的航空发动机，其特征在于，在烟气流动方向上，所述补燃外环包括收缩段和扩张段，所述收缩段和所述扩张段之间的衔接处为阶梯状的突扩过渡，形成台阶扩张通道，所述台阶扩张通道的内部设置用于为所述爆震环腔提供燃料的供油环，所述供油环与外部供油管路连接。

3.根据权利要求2所述的带有爆震加力燃烧室的航空发动机，其特征在于，所述供油环上连接雾化喷嘴，所述雾化喷嘴的喷射区域为所述扩张段对应的所述爆震环腔，以在所述爆震环腔内的所述扩张段对应位置形成旋转爆震燃烧区。

4.根据权利要求3所述的带有爆震加力燃烧室的航空发动机，其特征在于，所述雾化喷嘴的数量为多个，且分别周向均布在所述台阶扩张通道的内壁面。

5.根据权利要求2所述的带有爆震加力燃烧室的航空发动机，其特征在于，所述爆震加力燃烧室还包括隔离环，所述隔离环同轴套接在所述补燃外环和所述补燃内环之间，且所述隔离环的设置位置与所述补燃外环的收缩段位置对应。

6.根据权利要求5所述的带有爆震加力燃烧室的航空发动机，其特征在于，在烟气流动方向上，所述补燃内环包括弯曲段和平直段，所述弯曲段的位置与所述补燃外环的收缩段位置对应，所述平直段的位置与所述补燃外环的扩张段位置对应；其中，在烟气流动方向上，所述弯曲段的进气端向远离所述补燃外环的方向弯曲。

7.根据权利要求6所述的带有爆震加力燃烧室的航空发动机，其特征在于，所述隔离环与所述补燃外环的收缩段之间的相对距离，大于所述隔离环与所述补燃内环的弯曲段之间的最小相对距离。

8.根据权利要求2所述的带有爆震加力燃烧室的航空发动机，其特征在于，所述补燃外环的扩张段的环壁上开设多个进气孔，且多个所述进气孔周向均布在所述补燃外环的环壁上。

9.根据权利要求8所述的带有爆震加力燃烧室的航空发动机，其特征在于，所述进气孔倾斜开设在所述补燃外环的环壁上，所述进气孔的倾斜方向与烟气流动方向一致。

10.根据权利要求1所述的带有爆震加力燃烧室的航空发动机，其特征在于，所述爆震加力燃烧室的数量为多个，且分别周向均布在所述尾喷管内。