CN117847573A - 氢燃料环涡燃烧室组件及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及发动机技术领域，提供一种氢燃料环涡燃烧室组件及航空发动机。本发明的氢燃料环涡燃烧室组件包括机匣、空气引入腔、环涡燃烧室、空气进口、燃气出口、掺混孔、多个第一冷却孔及多个氢气引入孔；氢气引入孔或可称氢气斜孔，燃气出口、第一冷却孔及多个氢气引入孔能连通环涡燃烧室；空气进口通过空气引入腔连通第一冷却孔；氢燃料环涡燃烧室组件用于使依次经空气进口、空气引入腔及第一冷却孔进入至环涡燃烧室内的来流空气在环涡燃烧室内形成展向涡，并且，用于经多个氢气引入孔进入至环涡燃烧室内的氢气，在火焰筒内形成周向涡。本发明能实现稳焰燃烧，保证了燃烧的充分性，提高燃烧效率，减少氮氧化物等污染物，拓宽稳定工作边界。

Description

氢燃料环涡燃烧室组件及航空发动机

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种氢燃料环涡燃烧室组件及航空发动机。

背景技术

氢燃料环涡燃烧室组件是一种常见于航空发动机中的关键组件，用于将燃料和空气混合并进行燃烧，产生高温高压气体推动涡轮以驱动飞机或其它机动装置。氢燃料环涡燃烧室组件的设计和性能对于发动机的效率、可靠性及环境友好性起着至关重要的作用。

氢气在航空发动机、空天推进系统和地面燃气轮机等领域的应用非常重要，它可以实现零碳排放，有助于减轻全球气候变暖及保护环境。

然而，氢气密度相对于传统燃料较小，运动惯性较小，在流场中的扩散速度较慢，在氢燃料环涡燃烧室组件(环涡燃烧室)中不易与空气混合，从而导致燃烧不充分，影响燃烧效率。

发明内容

本发明提供一种氢燃料环涡燃烧室组件及航空发动机，用以解决现有技术中由于在环涡燃烧室中氢气与空气混合不均匀，导致的燃烧不充分，影响燃烧效率的技术问题。

本发明提供一种氢燃料环涡燃烧室组件，氢燃料环涡燃烧室组件具有空气引入腔、环涡燃烧室、空气进口、燃气出口、多个第一冷却孔及多个氢气引入孔；燃气出口、第一冷却孔及多个氢气引入孔能连通环涡燃烧室；空气进口通过空气引入腔连通第一冷却孔；氢燃料环涡燃烧室组件用于使依次经空气进口、空气引入腔及第一冷却孔进入至环涡燃烧室内的来流空气在环涡燃烧室内形成展向涡，并且，用于经多个氢气引入孔进入至环涡燃烧室内的氢气，在展向涡的所在区域形成周向涡。

根据本发明的一个实施方式，氢燃料环涡燃烧室组件包括：机匣，具有环形腔；空气进口设于机匣沿其轴向方向的端部，并能连通环形腔；燃烧部件，位于环形腔内，并连接环形腔的腔壁，且燃烧部件的外表面与机匣的内表面间具有间距，以形成围绕于燃烧部件的空气引入腔；环涡燃烧室、燃气出口、第一冷却孔及氢气引入孔设于燃烧部件；多个氢气管，沿机匣的周向间隔排布，并沿机匣的径向贯穿于机匣的外周壁，多个氢气管的端部连接于燃烧部件的外周壁，并连通各氢气引入孔；其中，氢气引入孔的延伸方向与机匣的径向呈夹角设置。

根据本发明的一个实施方式，燃烧部件包括：火焰筒，位于环形腔内，并连接环形腔的腔壁；环涡燃烧室、燃气出口、第一冷却孔及氢气引入孔设于火焰筒；氢气盒，套设于火焰筒的外周壁，氢气盒具有氢气容置腔、多个第一通孔及多个第二通孔；多个第一通孔位于氢气盒的内周壁并沿其周向间隔排布；多个第二通孔位于氢气盒的外周壁并沿其周向间隔排布；多个第一通孔及多个第二通孔能连通氢气容置腔；多个第一通孔一一对应连通多个氢气引入孔；多个氢气管的端部一一对应连通多个第二通孔；缝槽组件，位于环涡燃烧室内，并连接环涡燃烧室的室壁，且缝槽组件的外周壁与火焰筒的内周壁间形成有至少一个缝槽；第一冷却孔连通缝槽，以使来流空气能依次经空气进口、空气引入腔及第一冷却孔进入至缝槽内，并通过缝槽在环涡燃烧室内形成展向涡。

根据本发明的一个实施方式，火焰筒包括第一筒壁、端板及第二筒壁；第一筒壁通过端板连接第二筒壁，第一筒壁、端板及第二筒壁围设形成环涡燃烧室，第一筒壁的连接端具有外壁面冷却孔组；外壁面冷却孔组具有多个第一冷却孔，多个第一冷却孔沿第一筒壁的周向间隔排布，第一筒壁围绕于第二筒壁；第二筒壁的连接端具有内壁面冷却孔组，内壁面冷却孔组具有多个第一冷却孔，多个第一冷却孔沿第二筒壁的周向间隔排布；空气进口位于机匣的端部与第一筒壁的自由端之间；燃气出口位于第一筒壁的自由端和第二筒壁的自由端之间；氢气引入孔位于第一筒壁。

根据本发明的一个实施方式，缝槽为两个，两个缝槽分别为第一缝槽和第二缝槽；缝槽组件包括第一缝槽舌片和第二缝槽舌片；第一缝槽舌片沿机匣的轴向延伸设置，且第一缝槽舌片的端部连接端板，第一缝槽舌片围绕于第二缝槽舌片，第一缝槽舌片的外周壁、端板及第一筒壁间形成第一缝槽；第二缝槽舌片沿机匣的轴向延伸设置，并围绕于第二筒壁，且第二缝槽舌片的端部连接端板，第二缝槽舌片的外周壁、端板及第二筒壁间形成第二缝槽。

根据本发明的一个实施方式，机匣具有沿其轴向方向相对设置的第一端和第二端；空气进口和燃气出口位于第一端；火焰筒沿自第一端至第二端的方向具有第三端和第四端；缝槽组件位于第四端。

根据本发明的一个实施方式，第一筒壁具有多个第二冷却孔和多个掺混孔；多个第二冷却孔沿第一筒壁的周向间隔排布，并位于第三端；多个掺混孔位于第一端和氢气盒之间，并沿第一筒壁的周向间隔排布。

根据本发明的一个实施方式，第二筒壁的自由端自第一方向向第二方向倾斜设置；第一方向为第二端至第一端的方向；第二方向为机匣的径向向外的方向。

根据本发明的一个实施方式，夹角为28度至62度。

本发明还提供一种航空发动机，包括：上述实施方式的氢燃料环涡燃烧室组件。

本发明的氢燃料环涡燃烧室组件及航空发动机的特点及优点是：

来流空气能够依次经空气进口、空气引入腔及第一冷却孔进入至环涡燃烧室内，并在环涡燃烧室内形成展向涡；并且，氢气(燃料)经多个氢气引入孔进入至环涡燃烧室内，并在展向涡的所在区域形成周向涡，也即，在火焰筒内形成周向涡，在展向涡和周向涡的作用下氢气和来流空气能在该区域充分混合，在该区域会形成环涡稳焰区，使得环涡稳焰区的氢气与空气的比值范围可为0.01至0.016，实现稳焰燃烧，保证了燃烧的充分性，提高燃烧效率，减少氮氧化物等污染物，拓宽稳定工作边界。此外，由于来流空气会经过第一冷却孔，来流空气的温度相较于燃烧室内的气体温度较低，因此，来流空气在流经第一冷却孔时，可以对第一冷却孔周围的环涡燃烧室的室壁起到冷却作用。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现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，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，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是本发明氢燃料环涡燃烧室组件的立体图。

图2是本发明氢燃料环涡燃烧室组件的爆炸图。

图3是本发明氢燃料环涡燃烧室组件的侧视图。

图4是图3中沿A-A方向的剖视图。

附图标记：

100、机匣；1001、环形腔；1002、空气进口；1003、第一端；1004、第二端；200、燃烧部件；210、火焰筒；211、第一筒壁；2111、氢气引入孔；2112、第二冷却孔；2113、掺混孔；212、端板；213、第二筒壁；214、环涡燃烧室；215、第一冷却孔；216、燃气出口；220、氢气盒；230、缝槽组件；231、第一缝槽舌片；2310、第一缝槽；232、第二缝槽舌片；2320、第二缝槽；300、氢气管；O、机匣的轴向。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

在本实施方式的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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实施方式和简化描述，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实施方式的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本实施方式的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本实施方式中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”、“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；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，除非另有明确的限定。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实施方式中的具体含义。

在本发明实施例中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，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”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

图1至图4展示了本发明提供的氢燃料环涡燃烧室组件及航空发动机，从图中可以看出，本发明的氢燃料环涡燃烧室组件具有空气引入腔、环涡燃烧室214、空气进口1002、燃气出口216、多个第一冷却孔215及多个氢气引入孔2111；燃气出口216、第一冷却孔215及多个氢气引入孔2111能连通环涡燃烧室214；空气进口1002通过空气引入腔连通第一冷却孔215；氢燃料环涡燃烧室组件用于使依次经空气进口1002、空气引入腔及第一冷却孔215进入至环涡燃烧室214内的来流空气在环涡燃烧室214内形成展向涡，并且，用于经多个氢气引入孔2111进入至环涡燃烧室214内的氢气，在展向涡的所在区域形成周向涡。

具体实施时，来流空气能够依次经空气进口1002、空气引入腔及第一冷却孔215进入至环涡燃烧室214内，并在环涡燃烧室214内形成展向涡；并且，氢气(燃料)经多个氢气引入孔2111进入至环涡燃烧室214内，并在展向涡的所在区域形成周向涡，也即，在火焰筒210内形成周向涡，在展向涡和周向涡的作用下氢气和来流空气能在该区域(火焰筒210)充分混合，在该区域形成环涡稳焰区，环涡稳焰区的氢气与空气的比值范围可为0.01至0.016，实现稳焰燃烧，保证了燃烧的充分性，提高燃烧效率，减少氮氧化物等污染物，拓宽稳定工作边界。此外，由于来流空气会经过第一冷却孔215，来流空气的温度相较于燃烧室内的气体温度较低，因此，来流空气在流经第一冷却孔215时，可以对第一冷却孔215周围的环涡燃烧室214的室壁起到冷却作用。

在本实施方式中，展向涡可指当流场有一个主要的流向时，若涡的方向和该流向垂直，则该涡叫展向涡；周向涡可指当流场有一个主要的流向时，若涡的方向和该流向平行，则该涡叫周向涡。

根据本发明的一个实施方式，氢燃料环涡燃烧室组件包括机匣100、燃烧部件200及多个氢气管300，机匣100，具有环形腔1001；空气进口1002设于机匣100沿其轴向O方向的端部，并能连通环形腔1001；燃烧部件200，位于环形腔1001内，并连接环形腔1001的腔壁，且燃烧部件200的外表面与机匣100的内表面间具有间距，以形成围绕于燃烧部件200的空气引入腔；环涡燃烧室214、燃气出口216、第一冷却孔215及氢气引入孔2111设于燃烧部件200；多个氢气管300，沿机匣100的周向间隔排布，并沿机匣100的径向贯穿于机匣100的外周壁，多个氢气管300的端部连接于燃烧部件200的外周壁，并连通各氢气引入孔2111；其中，氢气引入孔2111的延伸方向与机匣100的径向呈夹角设置。

具体实施时，氢气经多个氢气管300后，从多个氢气引入孔2111流至环涡燃烧室214内，由于氢气引入孔2111(或可称氢气斜孔)的延伸方向与机匣100的径向呈夹角设置，使得氢气能够在展向涡的所在区域形成周向涡。

在本实施方式中，机匣100用于连接航空发动机的压气机、涡轮及加力燃烧室；夹角可为28度至62度，例如，夹角可为28度、30度或60度。

根据本发明的一个实施方式，燃烧部件200包括火焰筒210、氢气盒220及缝槽组件230；火焰筒210，位于环形腔1001内，并连接环形腔1001的腔壁；环涡燃烧室214、燃气出口216、第一冷却孔215及氢气引入孔2111设于火焰筒210；氢气盒220，套设于火焰筒210的外周壁，氢气盒220具有氢气容置腔、多个第一通孔及多个第二通孔；多个第一通孔位于氢气盒220的内周壁并沿其周向间隔排布；多个第二通孔位于氢气盒220的外周壁并沿其周向间隔排布；多个第一通孔及多个第二通孔能连通氢气容置腔；多个第一通孔一一对应连通多个氢气引入孔2111；多个氢气管300的端部一一对应连通多个第二通孔；缝槽组件230，位于环涡燃烧室214内，并连接环涡燃烧室214的室壁，且缝槽组件230的外周壁与火焰筒210的内周壁间形成有至少一个缝槽；第一冷却孔215连通缝槽，以使来流空气能依次经空气进口1002、空气引入腔及第一冷却孔215进入至缝槽内，并通过缝槽在环涡燃烧室214内形成展向涡。

具体实施时，氢气经多个氢气管300后，进入至氢气容置腔，进入至氢气容置腔后，然后通过第一通孔从多个氢气引入孔2111流至环涡燃烧室214内；缝槽组件230的缝槽不仅能引导来流空气的方向，使来流空气在环涡燃烧室214内形成展向涡，从而能使空气与氢气混合的更加均匀，而且通过引导来流空气的方向可以增大空气与环涡燃烧室214室壁的接触面积，从而能扩大冷却范围，也即，能够冷却更大面积的环涡燃烧室214室壁。

需要说明的是，氢气盒220与火焰筒210间的连接部分(或可称连接面)可以进行加厚，以保证从氢气引入孔2111出来的氢气的速度的方向，也即，如果氢气盒220与火焰筒210间的连接部分太薄会导致氢气引入孔2111的深度不够，从而导致氢气从氢气引入孔2111中出来后速度方向各异，由此，难以进入到展向涡中心。

根据本发明的一个实施方式，火焰筒210包括第一筒壁211、端板212及第二筒壁213；第一筒壁211通过端板212连接第二筒壁213，第一筒壁211、端板212及第二筒壁213围设形成环涡燃烧室214，第一筒壁211的连接端具有外壁面冷却孔组；外壁面冷却孔组具有多个第一冷却孔215，多个第一冷却孔215沿第一筒壁211的周向间隔排布，第一筒壁211围绕于第二筒壁213；第二筒壁213的连接端具有内壁面冷却孔组，内壁面冷却孔组具有多个第一冷却孔215，多个第一冷却孔215沿第二筒壁213的周向间隔排布；空气进口1002位于机匣100的端部与第一筒壁211的自由端之间；燃气出口216位于第一筒壁211的自由端和第二筒壁213的自由端之间；氢气引入孔2111位于第一筒壁211。

具体实施时，来流空气从外壁面冷却孔组的第一冷却孔215进入后，能够冷却第一筒壁211的连接端(环涡燃烧室214外侧室壁)，并且，来流空气从内壁面冷却孔组的第一冷却孔215进入后，能够冷却第二筒壁213的连接端(环涡燃烧室214内侧室壁)。

在本实施方式中，缝槽为两个，两个缝槽分别为第一缝槽2310和第二缝槽2320；缝槽组件230包括第一缝槽舌片231和第二缝槽舌片232；第一缝槽舌片231沿机匣100的轴向O延伸设置，且第一缝槽舌片231的端部连接端板212，第一缝槽舌片231围绕于第二缝槽舌片232，第一缝槽舌片231的外周壁、端板212及第一筒壁211间形成第一缝槽2310；第二缝槽舌片232沿机匣100的轴向O延伸设置，并围绕于第二筒壁213，且第二缝槽舌片232的端部连接端板212，第二缝槽舌片232的外周壁、端板212及第二筒壁213间形成第二缝槽2320。机匣100具有沿其轴向O方向相对设置的第一端1003和第二端1004；空气进口1002和燃气出口216位于第一端1003；火焰筒210沿自第一端1003至第二端1004的方向具有第三端和第四端；缝槽组件230位于第四端。

根据本发明的一个实施方式，第一筒壁211具有多个第二冷却孔2112和多个掺混孔2113；多个第二冷却孔2112沿第一筒壁211的周向间隔排布，并位于第三端；多个掺混孔2113位于第一端1003和氢气盒220之间，并沿第一筒壁211的周向间隔排布。

具体实施时，来流空气能够经空气进口1002进入至空气引入腔，进入空气引入腔后，一部分来流空气经过第二冷却孔2112进入至环涡燃烧室214内，由于第二冷却孔2112位于燃气出口216处，来流空气的温度低于气体的温度，因此，来流空气能够降低燃气出口216处环涡燃烧室214的室壁(第一筒壁211)的温度；另一部分来流空气经过多个掺混孔2113后，能够沿机匣100的径向射入，以沿机匣100的径向调整环涡燃烧室214的内部温度分布，并减少热点；此外，通过掺混孔2113进入的一部分空气用于在主燃区(展向涡的所在区域)形成展向涡并帮助掺混。

在本实施方式中，热点指的是燃气出口216的温度最大值超出平均值的量与环涡燃烧室214温升之比，该比值越低越好。

根据本发明的一个实施方式，第二筒壁213的自由端自第一方向向第二方向倾斜设置；第一方向为第二端1004至第一端1003的方向；第二方向为机匣100的径向向外的方向，也即，火焰筒210的端部设置为渐缩结构。

具体实施时，通过上述结构设置，能够避免在燃气出口216处产生涡，减少气体的停留时间，防止出口处的环涡燃烧室214的室壁被烧坏，也即，燃气出口216处的空间小了，涡就没有了形成的空间。

综上，本发明的技术方案为环涡稳焰燃烧，针对环涡燃烧室214，通过将常规的用来形成周向涡的头部端面的斜孔取消掉，保证主燃区空气占比约为60％，氢气空气比范围在0.01至0.016，降低氮氧化物排放。在主燃区设置多个冷却孔(第一冷却孔215和第二冷却孔2112)，采用缝槽舌片(第一缝槽舌片231和第二缝槽舌片232)引导来流空气的方向，在解决冷却问题的同时，形成展向涡。在火焰筒210外壁面上安装一圈氢气盒220，用六根氢气管300将氢气送入到氢气盒220中。氢气盒220与火焰筒210外壁相连的加厚壁面上开出70个至90个氢气斜孔，可使氢气获得斜向800米/秒的喷射速度。周向涡的形成便是由这些氢气斜向喷孔高速喷射的氢气形成的。这些氢气斜孔可以在形成周向涡的同时直接将氢气射入火焰筒210内环涡的中心，促进火焰稳定，进行稳焰燃烧。在火焰筒210出口处内壁面进行收缩，避免在出口附近产生涡，形成死区导致温度过高烧坏火焰筒210筒壁，保障实验安全性。

本发明还提供一种航空发动机，包括上述实施方式的氢燃料环涡燃烧室组件。氢燃料环涡燃烧室组件的具体结构、工作原理以及有益效果与上述实施方式相同，在此不再赘述。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“方式”、“具体方式”、或“一些方式”等的描述意指结合该实施例或方式描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或方式中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或方式。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或方式中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或方式以及不同实施例或方式的特征进行结合和组合。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种氢燃料环涡燃烧室组件，其特征在于，

所述氢燃料环涡燃烧室组件具有空气引入腔、环涡燃烧室(214)、空气进口(1002)、燃气出口(216)、多个第一冷却孔(215)及多个氢气引入孔(2111)；

所述燃气出口(216)、所述第一冷却孔(215)及多个所述氢气引入孔(2111)能连通所述环涡燃烧室(214)；

所述空气进口(1002)通过所述空气引入腔连通所述第一冷却孔(215)；

所述氢燃料环涡燃烧室组件用于使依次经所述空气进口(1002)、所述空气引入腔及所述第一冷却孔(215)进入至所述环涡燃烧室(214)内的来流空气在所述环涡燃烧室(214)内形成展向涡，并且，用于经多个所述氢气引入孔(2111)进入至所述环涡燃烧室(214)内的氢气，在所述展向涡的所在区域形成周向涡。

2.根据权利要求1所述的氢燃料环涡燃烧室组件，其特征在于，所述氢燃料环涡燃烧室组件包括：

机匣(100)，具有环形腔(1001)；所述空气进口(1002)设于所述机匣(100)沿其轴向(O)方向的端部，并能连通所述环形腔(1001)；

燃烧部件(200)，位于所述环形腔(1001)内，并连接所述环形腔(1001)的腔壁，且所述燃烧部件(200)的外表面与所述机匣(100)的内表面间具有间距，以形成围绕于所述燃烧部件(200)的空气引入腔；所述环涡燃烧室(214)、所述燃气出口(216)、所述第一冷却孔(215)及所述氢气引入孔(2111)设于所述燃烧部件(200)；

多个氢气管(300)，沿所述机匣(100)的周向间隔排布，并沿所述机匣(100)的径向贯穿于所述机匣(100)的外周壁，多个所述氢气管(300)的端部连接于所述燃烧部件(200)的外周壁，并连通各所述氢气引入孔(2111)；

其中，所述氢气引入孔(2111)的延伸方向与所述机匣(100)的径向呈夹角设置。

3.根据权利要求2所述的氢燃料环涡燃烧室组件，其特征在于，所述燃烧部件(200)包括：

火焰筒(210)，位于所述环形腔(1001)内，并连接所述环形腔(1001)的腔壁；所述环涡燃烧室(214)、所述燃气出口(216)、所述第一冷却孔(215)及所述氢气引入孔(2111)设于所述火焰筒(210)；

氢气盒(220)，套设于所述火焰筒(210)的外周壁，所述氢气盒(220)具有氢气容置腔、多个第一通孔及多个第二通孔；多个所述第一通孔位于所述氢气盒(220)的内周壁并沿其周向间隔排布；多个所述第二通孔位于所述氢气盒(220)的外周壁并沿其周向间隔排布；多个所述第一通孔及多个所述第二通孔能连通所述氢气容置腔；多个所述第一通孔一一对应连通多个所述氢气引入孔(2111)；多个所述氢气管(300)的端部一一对应连通多个所述第二通孔；

缝槽组件(230)，位于所述环涡燃烧室(214)内，并连接所述环涡燃烧室(214)的室壁，且所述缝槽组件(230)的外周壁与所述火焰筒(210)的内周壁间形成有至少一个缝槽；所述第一冷却孔(215)连通所述缝槽，以使所述来流空气能依次经所述空气进口(1002)、所述空气引入腔及所述第一冷却孔(215)进入至所述缝槽内，并通过所述缝槽在所述环涡燃烧室(214)内形成所述展向涡。

4.根据权利要求3所述的氢燃料环涡燃烧室组件，其特征在于，

所述火焰筒(210)包括第一筒壁(211)、端板(212)及第二筒壁(213)；

所述第一筒壁(211)通过所述端板(212)连接所述第二筒壁(213)，所述第一筒壁(211)、所述端板(212)及所述第二筒壁(213)围设形成所述环涡燃烧室(214)，所述第一筒壁(211)的连接端具有外壁面冷却孔组；所述外壁面冷却孔组具有多个所述第一冷却孔(215)，多个所述第一冷却孔(215)沿所述第一筒壁(211)的周向间隔排布，所述第一筒壁(211)围绕于所述第二筒壁(213)；

所述第二筒壁(213)的连接端具有内壁面冷却孔组，所述内壁面冷却孔组具有多个所述第一冷却孔(215)，多个所述第一冷却孔(215)沿所述第二筒壁(213)的周向间隔排布；

所述空气进口(1002)位于所述机匣(100)的端部与所述第一筒壁(211)的自由端之间；

所述燃气出口(216)位于所述第一筒壁(211)的自由端和所述第二筒壁(213)的自由端之间；

所述氢气引入孔(2111)位于所述第一筒壁(211)。

5.根据权利要求4所述的氢燃料环涡燃烧室组件，其特征在于，

所述缝槽为两个，两个所述缝槽分别为第一缝槽(2310)和第二缝槽(2320)；

所述缝槽组件(230)包括第一缝槽舌片(231)和第二缝槽舌片(232)；

所述第一缝槽舌片(231)沿所述机匣(100)的轴向(O)延伸设置，且所述第一缝槽舌片(231)的端部连接所述端板(212)，所述第一缝槽舌片(231)围绕于所述第二缝槽舌片(232)，所述第一缝槽舌片(231)的外周壁、所述端板(212)及所述第一筒壁(211)间形成所述第一缝槽(2310)；

所述第二缝槽舌片(232)沿所述机匣(100)的轴向(O)延伸设置，并围绕于所述第二筒壁(213)，且所述第二缝槽舌片(232)的端部连接所述端板(212)，所述第二缝槽舌片(232)的外周壁、所述端板(212)及所述第二筒壁(213)间形成所述第二缝槽(2320)。

6.根据权利要求4所述的氢燃料环涡燃烧室组件，其特征在于，

所述机匣(100)具有沿其轴向(O)方向相对设置的第一端(1003)和第二端(1004)；

所述空气进口(1002)和所述燃气出口(216)位于所述第一端(1003)；

所述火焰筒(210)沿自所述第一端(1003)至所述第二端(1004)的方向具有第三端和第四端；

所述缝槽组件(230)位于所述第四端。

7.根据权利要求6所述的氢燃料环涡燃烧室组件，其特征在于，

所述第一筒壁(211)具有多个第二冷却孔(2112)和多个掺混孔(2113)；

多个所述第二冷却孔(2112)沿所述第一筒壁(211)的周向间隔排布，并位于所述第三端；

多个所述掺混孔(2113)位于所述第一端(1003)和所述氢气盒(220)之间，并沿所述第一筒壁(211)的周向间隔排布。

8.根据权利要求6所述的氢燃料环涡燃烧室组件，其特征在于，

所述第二筒壁(213)的自由端自第一方向向第二方向倾斜设置；

所述第一方向为所述第二端(1004)至所述第一端(1003)的方向；

所述第二方向为所述机匣(100)的径向向外的方向。

9.根据权利要求2至8中任一项所述的氢燃料环涡燃烧室组件，其特征在于，所述夹角为28度至62度。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括：

如权利要求1至9中任一项所述的氢燃料环涡燃烧室组件。