一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室制造技术

本申请涉及航空发动机的技术领域，公开了一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室，其包括集气结构以及位于集气结构一侧的燃烧室，集气结构包括第一外壳体和第一内壳体，第一内壳体包括第一固定管、第二固定管和固定环，第一固定管与第一外壳体形成有喉道，固定环与第一固定管的内圆周面连接，固定环与的外圆周面连接；燃烧室包括第二外壳体和第二内壳体，第二外壳体、第二内壳体、第二固定管和固定环围合形成有燃烧腔，固定环上设置有回流结构，回流结构包括回流管，回流管的一端与固定环远离燃烧腔的一端连接，回流管的另一端与第二内壳体的内壁连接，回流管的两端均于燃烧腔连通，本申请具有提高发动机寿命的效果。果。果。

【技术实现步骤摘要】
一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室


[0001]本申请涉及航空发动机的
，尤其是涉及一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室。

技术介绍

[0002]目前，航空发动机是发动机的一种，常用在飞机上。航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力。
[0003]相关技术中的爆震燃烧室包括集气腔以及位于集气腔一侧的燃烧室，集气腔设置有压气机，压气机用于减小气流的流速，提高气流的压力和温度，再使空气进入燃烧室。
[0004]针对上述中的相关技术，专利技术人认为在爆震燃烧室工作时，燃烧室内爆震波斜激波会朝集气腔方向传动，使得流场畸变，会导致压气机的叶片失速，使压气机发生喘振，使压气机无法正常工作。

技术实现思路

[0005]为了使压气机正常运行，本申请提供一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室。
[0006]本申请提供的一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室，采用如下的技术方案：一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室，集气结构以及位于集气结构一侧的燃烧室，所述集气结构包括第一外壳体和第一内壳体，所述第一内壳体包括第一固定管、第二固定管和固定环，所述第一固定管与第一外壳体形成有喉道，所述固定环与第一固定管的内圆周面连接，所述固定环与第二固定管的外圆周面连接；所述燃烧室包括第二外壳体和第二内壳体，所述第二外壳体、第二内壳体、第二固定管和固定环围合形成有燃烧腔，所述固定环上设置有回流结构，所述回流结构包括回流管，所述回流管的一端与固定环远离燃烧腔的一端连接，所述回流管的另一端与第二内壳体的内壁连接，所述回流管的两端均于燃烧腔连通。
[0007]通过采用上述技术方案，集气结构将减速且升温过的空气朝燃烧室方向输送，为燃烧室提供；燃烧室为燃料燃烧提供空间；设置回流管，将因爆震波产生的输送到燃烧室的出口，减小喉道出口处的压力，也减小集气结构前端的受到的影响，另外导流到燃烧室出口的，提高了燃烧室出口处的总压，提升发动机性能。
[0008]可选的，所述回流管包括与固定环远离燃烧室一侧连接的进气管，所述进气管远离固定环的一端设置有弯折管，所述弯折管远离进气管的一端设置有出气管，所述出气管远离弯折管的一端与第二内壳体的内壁连接，所述进气管的轴线与固定环的轴线平行。
[0009]通过采用上述技术方案，使朝喉道方向移动的最大程度且容易进入到进气管内，减少的损耗。
[0010]可选的，所述弯折管呈弧形弯管状。
[0011]通过采用上述技术方案，使在弯折管内流动时，减小损耗。
[0012]可选的，将所述喉道出口处到燃烧室出气口的距离设置为长度L，所述出气管与第二内壳体的连接处到喉道出口处的距离为长度L的80%~90%。
[0013]通过采用上述技术方案，使出气管的出气口位于燃烧室爆震波产生区域远离喉道的一侧，爆震波所产生且朝燃烧室出口方向的斜激波与从出气管进入燃烧腔的冲突，斜激波的损失；工作人员将出气管的出气口距离燃烧室出口不易过近，避免燃烧室出口流场不均匀，使燃烧室出口处设置的传感器可以精准的测量所需要的数据。
[0014]可选的，所述出气管从靠近弯折管的一端到出气管与第二内壳体的连接处逐渐平缓。
[0015]通过采用上述技术方案，使经过回流管与喉道进入燃烧室的空气接近平行，减小经过回流管与燃烧室的冲突，减小燃烧室出口处的总压损失。
[0016]可选的，所述回流结构设置有若干个，若干个回流结构沿固定环的轴线圆周阵列分布。
[0017]通过采用上述技术方案，设置若干个回流结构，可以将更多因爆震波产生的输送到燃烧室的出口，进一步减小喉道出口处的压力，进一步提高燃烧室出口处的总压。
[0018]可选的，若干个所述进气管的进气口截面积总和与喉道的出气口截面积相同。
[0019]通过采用上述技术方案，使回流结构可以将足够的导流到燃烧室的出口，即将压力导流到燃烧室的出口。
[0020]可选的，所述进气管的内径为10~15mm。
[0021]可选的，所述回流管采用耐高温刚性材料制成。
[0022]综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：1.集气结构将减速且升温过的空气朝燃烧室方向输送，为燃烧室提供；燃烧室为燃料燃烧提供空间；设置回流管，将因爆震波产生的输送到燃烧室的出口，减小喉道出口处的压力，也减小集气结构前端的受到的影响，另外导流到燃烧室出口的，提高了燃烧室出口处的总压，提升发动机性能；2.回流管的位置设定以及出气管靠近出气口逐渐平缓，可以减小回流的损耗，并避免对爆震波干涉。
附图说明
[0023]图1是本申请实施例的结构示意图；图2是凸显燃烧室内部结构的剖视图；图3是图2中A部分的放大示意图。
[0024]附图标记：1、集气结构；11、第一外壳体；111、第一法兰；12、第一内壳体；121、第一固定管；122、固定环；123、第二固定管；124、第二法兰；13、喉道；14、第一紧固件；2、燃烧室；21、第二外壳体；211、第三法兰；22、第二内壳体；221、第四法兰；23、燃烧腔；24、第二紧固件；3、回流结构；31、回流管；311、进气管；312、弯折管；313、出气管。
具体实施方式
[0025]以下结合附图1
‑
3对本申请作进一步详细说明。
[0026]本实施例公开了一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室。参照图1，一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室，包括集气结构1、燃烧室2和回流结构3。燃烧室2设置在集气结构1的一侧。
[0027]参照图2和图3，集气结构1用于将经过压气机减速且增温后的空气输送到燃烧室2。集气结构1包括第一外壳体11和第一内壳体12。第一外壳体11相对的两端面均固定连接有第一法兰111。
[0028]参照图2和图3，第一内壳体12位于第一外壳体11内部，第一内壳体12包括第一固定管121、固定环122和第二固定管123，固定环122的外圆周面与第一固定管121的内圆周面固定连接，固定环122靠近燃烧室2的端面与第一固定管121的端面共面。第二固定管123远离固定环122固定连接有第二法兰124。第一外壳体11的内表面与第一固定管121的外表面形成有喉道13。固定环122的内圆周面与第二固定管123的外圆周面固定连接，固定环122远离燃烧室2的端面与第二固定管123的端面共面。
[0029]参照图2和图3，燃烧室2包括第二外壳体21和第二内壳体22。第二外壳体21相对的两端面均固定连接有第三法兰211。第一法兰111与第三法兰211之间设置有连接两者的第一紧固件14。第二内壳体22靠近第一内壳体12的端面固定连接有第四法兰221，第四法兰221与第二法兰124贴合，且第四法兰221与第二法兰124之间设置有连接两者的第二紧固件24。第二外壳体21、第二内壳体22、固定环12本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室，包括集气结构(1)以及位于集气结构(1)一侧的燃烧室(2)，其特征在于：所述集气结构(1)包括第一外壳体(11)和第一内壳体(12)，所述第一内壳体(12)包括第一固定管(121)、第二固定管(123)和固定环(122)，所述第一固定管(121)与第一外壳体(11)形成有喉道(13)，所述固定环(122)与第一固定管(121)的内圆周面连接，所述固定环(122)与的外圆周面连接；所述燃烧室(2)包括第二外壳体(21)和第二内壳体(22)，所述第二外壳体(21)、第二内壳体(22)、第二固定管(123)和固定环(122)围合形成有燃烧腔(23)，所述固定环(122)上设置有回流结构(3)，所述回流结构(3)包括回流管(31)，所述回流管(31)的一端与固定环(122)远离燃烧腔(23)的一端连接，所述回流管(31)的另一端与第二内壳体(22)的内壁连接，所述回流管(31)的两端均于燃烧腔(23)连通。2.根据权利要求1所述的一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室，其特征在于：所述回流管(31)包括与固定环(122)远离燃烧室(2)一侧连接的进气管(311)，所述进气管(311)远离固定环(122)的一端设置有弯折管(312)，所述弯折管(312)远离进气管(311)的一端设置有出气管(313)，所述出气管(313)远离弯折管(312)的一端与第二内壳体(22)的内壁连接，所述进气管(311)...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋飞龙，吴云，贾敏，陈鑫，朱益飞，杨兴魁，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学，
类型：发明
国别省市：