一种航空发动机用加力燃烧室制造技术

本申请属于一般发动机用加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种航空发动机用加力燃烧室，主要包括外机匣、合流环、内锥体、环形稳定器外壁、环形稳定器内壁、环形稳定器前壁、环形稳定器后壁、环形稳定器内环板、环形稳定器内环管、环形稳定器喷油杆、径向稳定器、径向稳定器内环管以及径向稳定器喷油杆，可保证燃烧室内点火、联焰以及稳定燃烧能力。联焰以及稳定燃烧能力。联焰以及稳定燃烧能力。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机用加力燃烧室


[0001]本申请属于一般发动机用加力燃烧室设计
，具体涉及一种航空发动机用加力燃烧室。

技术介绍

[0002]航空发动机中加力燃烧室主要包括外机匣、在外机匣内设置合流环、在合流环内设置的内锥体，其中，外机匣、合流环、内锥体前端连接在涡轮后端，外机匣、合流环之间构成外涵，合流环、内锥体之间构成内涵，此外，合流环、内锥体之间可以多个沿周向设置的支板进行支撑，并设置有贯穿外机匣、合流环的喷油杆，喷油杆向内涵内喷入燃油，与气流发生掺混，再以点火电嘴进行点火，或采用射流点火的方式进行点火，进行组织燃烧。
[0003]当前，为了提高加力燃烧室中的点火、传焰及其组织燃烧能力，在加力燃烧室内设置有V型槽环形稳定器、蒸发式火焰稳定器，其中：V型槽环形稳定器结构简单，主要靠后缘形成回流区的驻涡卷吸油气混合物来组织燃烧，并利用外涵气流进行冷却，但受飞行状态影响较大，在左边界及低温天的点火、联焰能力较差；蒸发式火焰稳定器将燃油垂直喷射到挡溅板上进行破碎，以前方气流对破碎后的油滴进行二次雾化、预混，利用蒸发管进行预混蒸发，在后缘形成的回流区内进行组织燃烧，点火、联焰能力较强，但结构较复杂，不便于装配。
[0004]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0005]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，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
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0006]本申请的目的是提供一种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。
[0007]本申请的技术方案是：一种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，与合流环之间构成内涵；环形稳定器外壁，在外机匣内设置；环形稳定器内壁，在环形稳定器外壁内设置，其上具有一圈径向稳定器连通孔；环形稳定器前壁，连接在环形稳定器外壁、环形稳定器内壁前端之间，位于外涵出口处，其上具有一圈稳定器进气孔；环形稳定器后壁，连接在环形稳定器外壁、环形稳定器内壁后端之间，其上具有一
圈环形稳定器混合出气孔以及两圈环形稳定器冷却出气孔，前端具有两个环形连接边；两个环形连接边位于两圈环形稳定器冷却出气孔之间；一圈环形稳定器混合出气孔位于两个环形连接边之间；环形稳定器内环板，连接在两个环形连接边前端，其上具有一圈环形稳定器进油孔、环形稳定器混合进气孔；环形稳定器内环管，位于环形稳定器外壁、环形稳定器内壁之间；多个环形稳定器喷油杆，连接在环形稳定器内环管上；每个环形稳定器喷油杆对应自一个环形稳定器进油孔伸入到两个环形连接边之间；多个径向稳定器，连接在环形稳定器内壁上，指向内锥体，后缘具有一排径向稳定器混合出气孔；每个径向稳定器内部对应与一个径向稳定器连通孔连通；径向稳定器内环管，位于环形稳定器外壁、环形稳定器内壁之间；多个径向稳定器喷油杆，连接在径向稳定器内环管上；每个径向稳定器喷油杆对应通过一个径向稳定器连通孔伸入到径向稳定器内。
[0008]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机用加力燃烧室中，合流环、内锥体之间以多个沿周向分布的支板支撑；外机匣、环形稳定器外壁之间以多个沿周向分布的支杆支撑；环形稳定器内环管与环形稳定器外壁、环形稳定器内壁之间以多个沿周向分布的支片支撑；径向稳定器内环管与环形稳定器外壁、环形稳定器内壁之间以多个沿周向分布的支片支撑。
[0009]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机用加力燃烧室中，一圈稳定器进气孔中包括多个相间分布的圆孔、长圆孔，其中，每个圆孔正对一个环形稳定器混合进气孔，每个长圆孔正对一个径向稳定器连通孔；各个环形稳定器进油孔、环形稳定器混合进气孔相间分布。
[0010]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机用加力燃烧室中，环形稳定器前壁外缘具有外缘后向折边，内缘具有内缘后向折边，其中，外缘后向折边连接在环形稳定器外壁前端外侧，内缘后向折边连接在环形稳定器内壁前端外侧；环形稳定器后壁外缘具有外缘前向折边，内缘具有内缘前向折边，其中，外缘前向折边连接在环形稳定器外壁后端内侧，内缘前向折边连接在环形稳定器内壁后端内侧。
[0011]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机用加力燃烧室中，各个径向稳定器的两侧壁呈V型，两侧壁后端连接后缘板，后缘板上具有一排径向稳定器混合出气孔。
[0012]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机用加力燃烧室中，各个径向稳定器中后缘板内陷在两侧壁之间。
[0013]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机用加力燃烧室中，各个环形稳定器喷油杆上具有两个喷油孔，位于伸入到两个环形连接边之间部分的两侧。
[0014]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机用加力燃烧室中，还包括：环形稳定器进油管，贯穿外机匣、环形稳定器前壁设置，进口端连接到环形稳定器内环管上；径向稳定器进油管，贯穿外机匣、环形稳定器前壁设置，进口端连接到径向稳定器
内环管上。
[0015]本申请至少存在以下有益技术效果：提供一种航空发动机用加力燃烧室，设计主要包括外机匣、合流环、内锥体、环形稳定器外壁、环形稳定器内壁、环形稳定器前壁、环形稳定器后壁、环形稳定器内环板、环形稳定器内环管、环形稳定器喷油杆、径向稳定器、径向稳定器内环管以及径向稳定器喷油杆，可保证燃烧室内点火、联焰以及稳定燃烧能力。
附图说明
[0016]图1是本申请实施例提供的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航空发动机用加力燃烧室局部示意图；图3是图2的A
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A向剖视图；图4是本申请实施例提供的环形稳定器外壁的示意图；图5是本申请实施例提供的环形稳定器内壁的示意图；图6是本申请实施例提供的环形稳定器前壁的示意图；图7是本申请实施例提供的环形稳定器后壁的示意图；图8是图7的B
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B向剖视图；图9是本申请实施例提供的环形稳定器内环板的示意图；图10是本申请实施例提供的环形稳定器内环管及其环形稳定器喷油杆的示意图；其中：1
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外机匣；2
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合流环；3
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内锥体；4
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环形稳定器外壁；5
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环形稳定器内壁；6
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环形稳定器前壁；7
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环形稳定器后壁；8
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环形稳定器内环板；9
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环形稳定器内环管；10
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环形稳定器喷油杆；11
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径向稳定器；12
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径向稳定器内环管；13
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径向稳定器喷油杆。
[0017]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。<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种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）之间构成内涵；环形稳定器外壁（4），在外机匣（1）内设置；环形稳定器内壁（5），在环形稳定器外壁（4）内设置，其上具有一圈径向稳定器连通孔；环形稳定器前壁（6），连接在环形稳定器外壁（4）、环形稳定器内壁（5）前端之间，位于外涵出口处，其上具有一圈稳定器进气孔；环形稳定器后壁（7），连接在环形稳定器外壁（4）、环形稳定器内壁（5）后端之间，其上具有一圈环形稳定器混合出气孔以及两圈环形稳定器冷却出气孔，前端具有两个环形连接边；两个环形连接边位于两圈环形稳定器冷却出气孔之间；一圈环形稳定器混合出气孔位于两个环形连接边之间；环形稳定器内环板（8），连接在两个环形连接边前端，其上具有一圈环形稳定器进油孔、环形稳定器混合进气孔；环形稳定器内环管（9），位于环形稳定器外壁（4）、环形稳定器内壁（5）之间；多个环形稳定器喷油杆（10），连接在环形稳定器内环管（9）上；每个环形稳定器喷油杆（10）对应自一个环形稳定器进油孔伸入到两个环形连接边之间；多个径向稳定器（11），连接在环形稳定器内壁（5）上，指向内锥体（3），后缘具有一排径向稳定器混合出气孔；每个径向稳定器（11）内部对应与一个径向稳定器连通孔连通；径向稳定器内环管（12），位于环形稳定器外壁（4）、环形稳定器内壁（5）之间；多个径向稳定器喷油杆（13），连接在径向稳定器内环管（12）上；每个径向稳定器喷油杆（13）对应通过一个径向稳定器连通孔伸入到径向稳定器（11）内。2.根据权利要求1所述的航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，合流环（2）、内锥体（3）之间以多个沿周向分布的支板支撑；外机匣（1）、环形稳定器外壁（4）之间以...

【专利技术属性】
技术研发人员：程荣辉，陈砥，周春阳，徐兴平，刘宝，鲍占洋，游庆江，姜雨，刘伟琛，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：