一种航空发动机中加力燃烧室及其燃油供应控制方法技术

本申请具体涉及一种航空发动机中加力燃烧室及其燃油供应控制方法，其中，航空发动机中加力燃烧室，包括：外机匣；在外机匣内设置的合流环、内锥体，合流环上具有多个沿周向分布的远距离冷却进气孔、近距离冷却出气孔；多个远距离喷腔、近距离喷腔，连接在合流环内；每个远距离喷腔侧壁具有喷油孔，上端对应与一个远距离冷却进气孔连通，下端具有远距离冷却出气孔；每个近距离喷腔侧壁具有喷油孔，尾缘部位构成稳定器，对应位于一个远距离喷油杆之后，上端对应与一个近距离冷却进气孔连通，下端具有近距离冷却出气孔；多个远距离喷油杆、近距离喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置，对应伸入到各个远距离喷腔、近距离喷腔内。近距离喷腔内。近距离喷腔内。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机中加力燃烧室及其燃油供应控制方法


[0001]本申请属于航空发动机中加力燃烧室设计
，具体涉及一种航空发动机中加力燃烧室及其燃油供应控制方法。

技术介绍

[0002]当前，航空发动机中加力燃烧室中通常将喷油杆集成在支板内，以支板尾缘作为稳定器，采用射流点火，进行组织燃烧，该种技术方案中，受限于空间，喷油杆与稳定器构成近配合，在低空大马赫数状态下，所需燃油量较大，自喷油杆喷出的大量燃油能够快速的进入到稳定器后回流区，可避免燃油喷出后迅速燃烧，导致稳定器挂火烧蚀，以及能够降低振荡燃烧的风险，然而，在高空小马赫数状态下，所需燃油量较小，自喷油杆喷出的少量燃油在不能够充分雾化掺混均匀的情形下，即进入到稳定器后回流区燃烧，燃烧效率较低。
[0003]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0004]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

[0005]本申请的目的是提供一种航空发动机中加力燃烧室及其燃油供应控制方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0006]本申请的技术方案是：
[0007]一方面提供一种航空发动机中加力燃烧室，包括：
[0008]外机匣；
[0009]合流环，在外机匣内设置，其上具有多个沿周向分布的远距离冷却进气孔、近距离冷却出气孔；
[0010]内锥体，在合流环内设置，与合流环间以多个沿周向排列分布的支板支撑；
[0011]多个远距离喷腔，连接在合流环内，与各个支板相间分布，侧壁具有喷油孔；每个远距离喷腔上端对应与一个远距离冷却进气孔连通，下端具有远距离冷却出气孔；
[0012]多个远距离喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；每个远距离喷油杆对应伸入到一个远距离喷腔内；
[0013]多个近距离喷腔，连接在合流环内，侧壁具有喷油孔，尾缘部位构成稳定器；每个近距离喷腔对应位于一个远距离喷油杆之后，上端对应与一个近距离冷却进气孔连通，下端具有近距离冷却出气孔；
[0014]多个近距离喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；每个近距离喷油杆对应伸入到一个近距离喷腔内。
[0015]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机中加力燃烧室中，各个近距离喷腔尾缘部位构成稳定器具体为：
[0016]各个近距离喷腔尾缘部位为平面。
[0017]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机中加力燃烧室中，各个近距离喷腔尾缘部位平面上具有沿其高度方向的凹槽。
[0018]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机中加力燃烧室中，各个近距离喷腔尾缘部位具有相对较厚的厚度。
[0019]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机中加力燃烧室中，各个远距离喷油杆上喷油孔上的尺寸，相较于近距离喷油杆上喷油孔的尺寸较小。
[0020]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机中加力燃烧室中，各个远距离喷油杆、近距离喷油杆采用内外双层管路结构，包括：
[0021]内层管路，其上喷油孔位于加力燃烧室内区；
[0022]外层管路，套设在内层管路外周，其上喷油孔位于加力燃烧室外区。
[0023]根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机中加力燃烧室中，还包括：
[0024]防振隔热屏，在外机匣出口端内设置。
[0025]另一方面提供一种航空发动机中加力燃烧室燃油供应控制方法，包括：
[0026]在低空大马赫数状态下，以各个近距离喷油杆进行供油；
[0027]在高空小马赫数状态下，以各个远距离喷油杆进行供油；
[0028]以各个近距离喷油杆或远距离喷油杆进行供油时，先以外层管路向加力燃烧室外区供油，再以内层管路向加力燃烧室内区供油，其后先后逐渐增大对加力燃烧室外区、内区供油。
附图说明
[0029]图1是本申请实施例提供的喷油杆和稳定器远配合、进配合加力温度与燃烧效率的对比示意图；
[0030]图2是本申请实施例提供的航空发动机中加力燃烧室的示意图；
[0031]图3是本申请实施例提供的航空发动机中加力燃烧室远距离喷油杆工作的示意图；
[0032]图4是本申请实施例提供的航空发动机中加力燃烧室近距离喷油杆工作的示意图；
[0033]其中：
[0034]1‑
内锥体；2
‑
合流环；3
‑
外机匣；4
‑
远距离喷腔；5
‑
远距离喷油杆；6
‑
近距离喷腔；7
‑
近距离喷油杆；8
‑
稳定器；9
‑
防振隔热屏。
[0035]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
[0036]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。
[0037]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。
[0038]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，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机中加力燃烧室，其特征在于，包括：外机匣(3)；合流环(2)，在外机匣(3)内设置，其上具有多个沿周向分布的远距离冷却进气孔、近距离冷却出气孔；内锥体(1)，在合流环(2)内设置，与合流环(2)间以多个沿周向排列分布的支板支撑；多个远距离喷腔(4)，连接在合流环(2)内，与各个支板相间分布，侧壁具有喷油孔；每个远距离喷腔(4)上端对应与一个远距离冷却进气孔连通，下端具有远距离冷却出气孔；多个远距离喷油杆(5)，贯穿外机匣(3)、合流环(2)设置；每个远距离喷油杆(5)对应伸入到一个远距离喷腔(4)内；多个近距离喷腔(6)，连接在合流环(2)内，侧壁具有喷油孔，尾缘部位构成稳定器(8)；每个近距离喷腔(6)对应位于一个远距离喷油杆(5)之后，上端对应与一个近距离冷却进气孔连通，下端具有近距离冷却出气孔；多个近距离喷油杆(7)，贯穿外机匣(3)、合流环(2)设置；每个近距离喷油杆(7)对应伸入到一个近距离喷腔(6)内。2.根据权利要求1所述的航空发动机中加力燃烧室，其特征在于，各个近距离喷腔(6)尾缘部位构成稳定器(7)具体为：各个近距离喷腔(6)尾缘部位为平面。3.根据权利要求2所述的航空发动机中加力燃...

【专利技术属性】
技术研发人员：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：