一种航空发动机加力燃烧室制造技术

本申请属于一般燃烧发动机及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室，包括：外机匣；合流环，在外机匣内设置，与外机匣之间构成外涵，其尾缘侧壁上具有多个沿周向分布的冷却进气口；内锥体，在合流环内设置，与合流环之间构成内涵；多个径向稳定器外壁，连接在合流环内，指向内锥体，横截面呈V型，开口向后，两个侧壁尾缘上具有交错分布的齿槽；多个径向稳定器内壁，连接在合流环内，以及对应连接在各个径向稳定器外壁尾缘内，与对应的径向稳定器外壁之间形成冷却腔；每个冷却腔对应与一个冷却进气口连通。应与一个冷却进气口连通。应与一个冷却进气口连通。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机加力燃烧室


[0001]本申请属于非变容式发动机及其喷气推进装置设计
，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室。

技术介绍

[0002]航空发动机中在涡轮后端连接加力燃烧室，喷入燃油进行再燃烧，以此增加推力，随着对加力燃烧室性能要求的提高，加力燃烧室长度越来越短，工作时其内温度越来越高，由此产生以下缺陷：1）加力燃烧室尺寸缩短，致使其内涵气体扩散不够充分，难以达到均匀状态，且导致稳定器尾缘后回流区气流速度过大，影响加力燃烧室内点火、连焰，为此，多是通过增加稳定器槽宽的方式来降低稳定器尾缘后回流区的气流速度，然而，稳定器槽宽增大易导致内涵气流堵塞，以及会增大在内涵中的迎风面积，增加了稳定器被高温烧蚀的风险，且会增大流阻；2）加力燃烧室内温度升高，极大增加了稳定器被高温烧蚀的风险，为此，多是通过引入外涵气对稳定器进行冷却，外涵气通过稳定器的尾缘流出，直接进入到稳定器尾缘后回流区内，致使稳定器尾缘后回流区内温度降低，影响加力燃烧室内的点火、连焰，且会引发燃烧室内振荡燃烧；3）加力燃烧室内温度升高，同时余气系数较小，工作时，易出现周期性压本文档来自技高网...

【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）之间构成外涵，其尾缘侧壁上具有多个沿周向分布的冷却进气口；内锥体（3），在合流环（2）内设置，与合流环（2）之间构成内涵；多个径向稳定器外壁（4），连接在合流环（2）内，指向内锥体（3），横截面呈V型，开口向后，两个侧壁尾缘上具有交错分布的齿槽；多个径向稳定器内壁（5），连接在合流环（2）内，以及对应连接在各个径向稳定器外壁（4）尾缘内，与对应的径向稳定器外壁（4）之间形成冷却腔；每个冷却腔对应与一个冷却进气口连通。2.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室，其特征在于，各个径向稳定器内壁（5）呈V型，开口向后。3.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室，其特征在于，内锥体（3）为中空结构，侧壁具有多个冷却通气孔，锥端具有多个冷却...

【专利技术属性】
技术研发人员：程荣辉，刘宝，刘晟，孙晓峰，徐兴平，曹茂国，李磊，马宏宇，丛佩红，张志学，游庆江，鲍占洋，陈砥，姜雨，刘伟琛，周春阳，郭洪涛，张晓宇，潘心正，颜金生，
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：