一种航空发动机外凹腔点火加力燃烧室及操控方法技术

申请涉及一种航空发动机外凹腔点火加力燃烧室及操控方法，其中，航空发动机外凹腔点火加力燃烧室，包括：外机匣；合流环，在外机匣内设置，与外机匣构成外涵通道；内锥体，在合流环间设置，与合流环构成内涵通道；多个支板，沿周向支撑在合流环、内锥体之间，其内中空，侧壁具有多个喷油口；外凹腔稳定器，连接在合流环尾缘，外壁向外涵凸出，形成环形凹腔，朝向外机匣前端的侧壁具有多个沿周向分布的混合进气孔；多个近距离喷油杆、远距离喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置，伸到对应的支板内；点火电嘴，贯穿外机匣、外凹腔稳定器外壁设置，伸入到外凹腔稳定器内；点火喷油嘴，贯穿外机匣设置，伸入到外涵内，位于外凹腔稳定器之前。位于外凹腔稳定器之前。位于外凹腔稳定器之前。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机外凹腔点火加力燃烧室及操控方法


[0001]本申请属于航空发动机加力燃烧室设计
，具体涉及一种航空发动机外凹腔点火加力燃烧室及操控方法。

技术介绍

[0002]航空发动机中，加力燃烧室位于涡轮后，主要包括连接在涡轮后端的外机匣、合流环、内锥体，其中，合流环在外机匣内设置，与外机匣构成外涵通道；内锥体在合流环内设置，与合流环构成内涵通道，且内锥体与合流环之间多采用多个沿周向排列的支板进行支撑。
[0003]低空大马赫状态下，航空发动机加力燃烧室入口温度、压力高，同时需要大量的燃油供应，喷油孔前燃油压力高，燃油蒸发、雾化效果好，为避免燃油自燃，加力燃烧室多是采用喷油杆与稳定器近配合，喷油杆与稳定器尾缘距离较近，喷油杆喷出的燃油能够快速的进入到稳定器尾缘后的回流区，形成可燃混气，能够容易的被点燃，并使燃烧在稳定器尾缘范围内可控进行，避免部件烧蚀和振荡燃烧，保证加力燃烧室的安全。而在高空小马赫数状态下，航空发动机加力燃烧室入口温度、压力低，同时需要的燃油供应量较少，喷油孔前燃油压力低，加力燃烧室采用喷油杆与稳定器近配合，喷油杆喷出的燃油不能够充分蒸发、雾化和掺混，容易发生点火失败，且燃烧效率较低。
[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外凹腔点火加力燃烧室及操控方法，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：
[0008]一方面提供一种航空发动机外凹腔点火加力燃烧室，包括：
[0009]外机匣；
[0010]合流环，在外机匣内设置，与外机匣构成外涵通道；
[0011]内锥体，在合流环间设置，与合流环构成内涵通道；
[0012]多个支板，沿周向支撑在合流环、内锥体之间，其内中空，侧壁具有多个喷油口；
[0013]外凹腔稳定器，连接在合流环尾缘，外壁向外涵凸出，形成环形凹腔，朝向外机匣前端的侧壁具有多个沿周向分布的混合进气孔；
[0014]多个近距离喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；每个近距离喷油杆伸到对应的支板内，靠近对应支板的尾缘；
[0015]多个远距离喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；每个远距离喷油杆伸到对应的支板
内，位于对应近距离喷油杆之前；
[0016]点火电嘴，贯穿外机匣、外凹腔稳定器外壁设置，伸入到外凹腔稳定器内；
[0017]点火喷油嘴，贯穿外机匣设置，伸入到外涵内，位于外凹腔稳定器之前。
[0018]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机外凹腔点火加力燃烧室中，合流环上具有多个冷却进气口，每个冷却进气口对应连通至一个支板内部；
[0019]内锥体内部中空，其前端外壁具有多个冷却通气口，每个冷却通气口应连通至一个支板内部，外壁具有多个沿周向分布的冷却孔。
[0020]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机外凹腔点火加力燃烧室中，远距离喷油杆上喷油孔的孔径小于近距离喷油杆上喷油孔的孔径；
[0021]近距离喷油杆、远距离喷油杆布置在一定扇形区域内的支板中，沿径向设置若干个喷油孔并向支板两侧喷射燃油。
[0022]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机外凹腔点火加力燃烧室中，还包括：
[0023]防振隔热屏，在外机匣后端内设置。
[0024]另一方面提供一种航空发动机外凹腔点火加力燃烧室操控方法，包括：
[0025]在低空大马赫数状态下，以近距离喷油杆进行供油，通过点火电嘴、点火喷油嘴配合进行外凹腔点燃，并在对应扇区内稳定燃烧；在高空小马赫数状态下，以远距离喷油杆进行供油，通过点火电嘴、点火喷油嘴配合进行外凹腔点燃，并在对应扇区内稳定燃烧。
附图说明
[0026]图1是本申请实施例提供的航空发动机外凹腔点火加力燃烧室的示意图；
[0027]图2是图1的侧向视图；
[0028]图3是本申请实施例提供的航空发动机处于低空大马赫数状态、高空小马赫数状态的示意图；
[0029]图4是本申请实施例提供的航空发动机外凹腔点火加力燃烧室在低空大马赫数状态、高空小马赫数状态利用近距离喷油杆、远距离喷油杆、点火喷油嘴进行供油点火的时序控制示意图；
[0030]其中：
[0031]1‑
外机匣；2
‑
合流环；3
‑
内锥体；4
‑
支板；5
‑
外凹腔稳定器；6
‑
近距离喷油杆；7
‑
远距离喷油杆；8
‑
点火点嘴；9
‑
点火喷油嘴；10
‑
防振隔热屏。
[0032]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。
具体实施方式
[0033]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申
请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0034]此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[0035]此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机外凹腔点火加力燃烧室，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)构成外涵通道；内锥体(3)，在合流环(2)间设置，与合流环(2)构成内涵通道；多个支板(4)，沿周向支撑在合流环(2)、内锥体(3)之间，其内中空，侧壁具有多个喷油口；外凹腔稳定器(5)，连接在合流环(2)尾缘，外壁向外涵凸出，形成环形凹腔，朝向外机匣(1)前端的侧壁具有多个沿周向分布的混合进气孔；多个近距离喷油杆(6)，贯穿外机匣(1)、合流环(2)设置；每个近距离喷油杆(6)伸到对应的支板(4)内，靠近对应支板(4)的尾缘；多个远距离喷油杆(7)，贯穿外机匣(1)、合流环(2)设置；每个远距离喷油杆(7)伸到对应的支板(4)内，位于对应近距离喷油杆(6)之前；点火电嘴(8)，贯穿外机匣(1)、外凹腔稳定器(5)外壁设置，伸入到外凹腔稳定器(5)内；点火喷油嘴(9)，贯穿外机匣(1)设置，伸入到外涵内，位于外凹腔稳定器...

【专利技术属性】
技术研发人员：程岩岩，王建培，陈洪林，
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：