本发明专利技术公开了涉及小型涡喷发动机技术领域的一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室，包括外筒体，所述外筒体内套设有内筒体，所述外筒体和内筒体之间留有间隙并形成气流通道，在所述气流通道的入口处设有能够开启或关闭气流通道的流道选择阀；所述气流通道的出口设有爆震环腔，所述爆震环腔的一端与所述外筒体和内筒体固定并与所述气流通道连通，所述爆震环腔的另一端开放，所述爆震环腔内设有起爆器。本发明专利技术通过流道选择阀开启和关闭加力燃烧室，从而使得加力燃烧室不需要长时间进行工作，在保障了加力燃烧室安全的前提下，达到能够间断开启加力燃烧室进行连续旋转爆震燃烧的目的。启加力燃烧室进行连续旋转爆震燃烧的目的。启加力燃烧室进行连续旋转爆震燃烧的目的。
【技术实现步骤摘要】
一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室
[0001]本专利技术涉及小型涡喷发动机
，具体是一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室。
技术介绍
[0002]加力燃烧室是航空发动机的重要部件。虽然其质量只占发动机总质量的20％左右，但却能大幅增大发动机推力。涡喷发动机采用加力燃烧室，推力增大比可达40％～50％；涡扇发动机采用加力燃烧室，推力增大比可达60％～70％甚至更高。采用加力燃烧室能大幅增大发动机的单位迎面推力和推重比，全面改善飞机的机动性并扩大飞行包线，提高歼击机的制空能力。因此加力燃烧室在军用飞机的发展中占有重要地位。常规加力燃烧室进口速度高达200m/s以上，为实现稳定的燃烧组织，需要先利用扩压器减速扩压，然后在减速后的气流中布置火焰稳定器以构造出低速回流区实现稳燃。此外为保证燃烧效率，加力燃烧室燃烧段尺度较长，以满足一定的燃烧反应停留时间。基于以上多种原因，导致现有常规加力燃烧室尺寸长、重量大，进而限制了加力式涡轮发动机推重比性能的进一步提升。
[0003]连续旋转爆震燃烧具备燃烧增压、燃烧速率快、燃烧效率高等优势，一次起爆，推进剂就可连续爆震燃烧。在亚声速至超声速入流速度下，连续旋转爆震燃烧室都可实现稳定工作。因此利用爆震燃烧技术来构造的爆震加力燃烧室，不再需要扩压器减速扩压，也无需火焰稳定器构造稳燃回流区，燃烧室结构长度可大幅缩短。从而大大降低加力燃烧室的结构尺寸和重量，可大幅提高发动机推重比。但是爆震燃烧温度很高，无热防护下加力燃烧室不能长时间工作。且爆震波产出的高压易前传到涡轮，影响涡轮正常工作。
技术实现思路
[0004]本专利技术的目的在于克服现有技术由于加力燃烧室不能长时间工作导致设置了加力燃烧室的涡喷发动机不能长时间工作的不足，提供了一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室，通过流道选择阀开启和关闭加力燃烧室，从而使得加力燃烧室不需要长时间进行工作，在保障了加力燃烧室安全的前提下，达到能够间断开启加力燃烧室进行连续旋转爆震燃烧的目的。
[0005]本专利技术的目的主要通过以下技术方案实现：
[0006]一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室，包括外筒体，所述外筒体内套设有内筒体，所述外筒体和内筒体之间留有间隙并形成气流通道，在所述气流通道的入口处设有能够开启或关闭气流通道的流道选择阀；
[0007]所述气流通道内设有爆震环腔，所述爆震环腔套设在所述气流通道内并靠近所述气流通道的出口端，所述爆震环腔内设有起爆器。
[0008]目前，涡喷发动机在利用加力燃烧室进行加速的时候，通常只能在短时间内进行应用，因为虽然利用爆震燃烧技术能够构造爆震加力燃烧室，不再需要扩压器减速扩压，也无需火焰稳定器构造稳燃回流区，燃烧室结构长度可大幅缩短。从而大大降低加力燃烧室
的结构尺寸和重量，可大幅提高发动机推重比。但是爆震燃烧温度很高，无热防护下加力燃烧室不能长时间工作。且爆震波产出的高压易前传到涡轮，影响涡轮正常工作。而现有技术通常采用材料更新的方式来增加加力燃烧室的工作时间，但是受到材料学发展速度的影响，并不能及时有效的提高加力燃烧室的利用率，特别针对小型涡喷发动机来说，由于空间更小，散热能力更差，加力燃烧室的利用率也会更低，所以如何能够增加加力燃烧室的利用率，避免爆震波对涡轮造成影响便成为小型涡喷发动机
亟待解决的问题。
[0009]在本申请实施例中，所述通过外筒体和内筒体建立气流通道，使得涡轮出口燃气能够顺着气流通道流入爆震环腔，通过爆震环腔内的起爆器使得爆震环腔内发生爆震燃烧，从而达到提高发动机推重比的目的。本申请实施例中的气流通道的入口处设有能够开启或关闭气流通道的流道选择阀，从而使得涡轮出口燃气能够通过气流通道流入所述爆震环腔，也能够被所述流道选择阀阻止从而从内筒体的内部流过。当流道选择阀打开的时候，所述爆震环腔能够得到涡轮出口燃气的供给，再加上从压气机引入低温高压空气来对加力燃烧室进口处的贫氧燃气进行补氧，让加力燃烧室能够进行工作，使得爆震环腔能够进行爆震燃烧；当流道选择阀关闭的时候，由于缺乏涡轮出口燃气的供给，所以涡轮核心机工作，旋转爆震加力燃烧室不工作，此时加力燃烧室能够得到冷却和散热时间，避免长时间工作下的损坏，从而使得爆震加力燃烧室能够在一段时间的间歇后继续进行使用。本申请实施例相对于现有技术，采用了在气流通道的入口处设置流道选择阀的方式，使得气流通道和爆震环腔均能够得到间歇的工作时间，通过涡轮出口燃气输送方向的选择，避免了加力燃烧室在长时间工作中发生损坏，并且通过在爆震环腔之前设置气流通道并将起爆器设置在爆震环腔内的方式，获得了爆震波向前传播的缓冲空间，从而避免爆震波对涡轮工作的影响，本申请有效的保障了加力燃烧室的工作安全并延长了加力燃烧室的使用寿命，通过间歇性的开启爆震加力燃烧室，从而有效地改善了爆震加力燃烧室在涡喷发动机领域不能长时间使用的弊端，并且不论所述加力燃烧室是否开启，均不会影响涡喷发动机的正常基础使用。
[0010]进一步的，所述气流通道内设有喷油杆，所述起爆器位于所述爆震环腔的入口处。
[0011]在本申请实施例中，所述喷油杆能够喷出燃油，并被气流带入所述爆震环腔内，通过高温燃气促进喷入燃油的蒸发和掺混，从而改善爆震燃烧室的起爆和自持能力，所述起爆器设置在所述爆震环腔的入口处，能够给予爆震燃烧足够的空间，从而产生稳定的推动力。
[0012]进一步的，所述喷油杆和所述起爆器之间设有能够抑制爆震波向前传播的隔离段；
[0013]所述隔离段和所述起爆器之间设有喉道，所述喉道向所述爆震环腔内突出。
[0014]本申请实施例中喷油杆和起爆器之间设有隔离段，通过隔离段的阻止，能够有效的阻止爆震波向前传播，从而避免涡轮受到影响，所述喉道通过收窄的方式，加速气流的流动，从而使得爆震燃烧能够得到足够的高压空气支持，所述喉道向所述爆震环腔内突出，使得爆震波在向前传播时能够被喉道阻挡，从而减轻所述隔离段的压力。
[0015]进一步的，所述隔离段包括若干个钝体结构，所述钝体结构互相平行并均匀分布。
[0016]在本申请实施例中，所述钝体结构设置在爆震波向前传播的路径上，通过若干个钝体结构构成类似于减速带的整体结构，所述钝体结构能够有效的利用所述喉道共同抑制
爆震波产生的高压向前传播，从而减小对涡轮的影响。
[0017]进一步的，所述内筒体在所述气流通道内的一侧设有内挡油屏，所述内挡油屏和内筒体之间留有间隙，所述内挡油屏和内筒体之间的间隙形成内侧隔热屏流道；
[0018]所述外筒体在所述气流通道内的一侧设有外挡油屏，所述外挡油屏和外筒体之间留有间隙，所述外挡油屏和外筒体之间的间隙形成外侧隔热屏流道；
[0019]所述内侧隔热屏流道和外侧隔热屏流道均延伸到所述气流通道的出口端。
[0020]在本申请实施例中，所述低温高压空气流入所述气流通道内后，掺混形成掺混燃气，通过外侧隔热屏流道和内侧隔热屏流道对爆震环腔进行散热。所述外挡油屏和内挡油屏用于阻挡燃油进入外侧隔热屏流道和内侧隔热屏流道。在本申本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室，包括外筒体(1)，所述外筒体(1)内套设有内筒体(5)，其特征在于，所述外筒体(1)和内筒体(5)之间留有间隙并形成气流通道(15)，在所述气流通道(15)的入口处设有能够开启或关闭气流通道(15)的流道选择阀(2)；所述气流通道(15)内设有爆震环腔，所述爆震环腔套设在所述气流通道(15)内并靠近所述气流通道(15)的出口端，所述爆震环腔内设有起爆器。2.根据权利要求1所述的一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，所述气流通道(15)内设有喷油杆(8)，所述起爆器位于所述爆震环腔的入口处。3.根据权利要求2所述的一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，所述喷油杆(8)和所述起爆器之间设有能够抑制爆震波向前传播的隔离段(9)；所述隔离段(9)和所述起爆器之间设有喉道，所述喉道向所述爆震环腔内突出。4.根据权利要求3所述的一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，所述隔离段(9)包括若干个钝体结构(91)，所述钝体结构(91)互相平行并均匀分布。5.根据权利要求2所述的一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，所述内筒体(5)在所述气流通道(15)内的一侧设有内挡油屏(6)，所述内挡油屏(6)和内筒体(5)之间留有间隙，所述内挡油屏(6)和内筒体(5)之间的间隙形成内侧隔热屏流道(20)；所述外筒体(1)在所述气流通道(15)内的一侧设有外挡油屏(4)，所述外挡油屏(4)和外筒体(1)之间留有间隙，所述外挡油屏(4)和外筒体(1)之间的间隙形成外侧隔热屏流道(18)；所述内侧隔热屏流道...
【专利技术属性】
技术研发人员：周雄，宋勇，何国忠，李涛，周君辉，李纪永，
申请(专利权)人：四川航天中天动力装备有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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