【技术实现步骤摘要】
本申请属于燃氢航空发动机加力燃烧室设计，具体涉及一种燃氢航空发动机加力燃烧室。
技术介绍
1、燃氢航空发动机以氢气为燃料，可实现洁净排放。燃氢航空发动机中，氢燃料在主燃烧室中燃烧后，产生高温气体对涡轮进行做功，由于涡轮冷却能力的限制，需要以大量空气进行冷却，涡轮后方气流中存在大量未利用的氧气，此外，外涵气流中也存在大量的新鲜空气，因此，可设置加力燃烧室，提升推力。
2、当前，燃氢航空发动机中加力燃烧室，通常参照燃油航空发动机中加力燃烧室进行设计。燃油航空发动机中加力燃烧室多采用v型稳定器为主的环形稳焰、径向传焰的组织燃烧形式，燃油喷入加力燃烧室内涵中需要一定距离进行雾化蒸发，在燃油雾化良好后，进入稳定器后方进行组织燃烧。氢燃料燃烧边界宽、点火能量低、燃烧能量高，将燃油航空发动机中加力燃烧室直接改为燃氢航空发动机中加力燃烧室，氢燃料燃喷入加力燃烧室内涵中将直接被气化，产生自燃，会烧蚀稳定器，以及发生振荡燃烧，损伤加力燃烧室，此外，氢燃料喷入加力燃烧室中，与气流混合度较低，不利于燃烧的快速开展。
3、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供一种燃氢航空发动机加力燃烧室，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
2、本申请的技术方案是：
3、一种燃氢航空发动机加力燃烧室，包括：
4、环形外壁；
5、合流环，在环形外壁内设置，与环形外壁之间形成外涵，侧壁上具有多个沿周向分布的引气孔；
6、内锥体，在合流环内设置，与合流环之间形成内涵；
7、多个外涵氢燃料喷杆，贯穿环形外壁沿周向设置，插入到外涵中；
8、多个内涵氢燃料喷杆，贯穿环形外壁设置，自各个外涵引气孔插入到外涵中，与外涵引气孔间间隙配合；
9、多个内涵喷管防护罩，在内涵中设置，罩在各个内涵氢燃料喷杆外周，内部连通引气孔，外壁具有多个喷气孔；
10、主环形稳定器，设置在合流环后方；
11、外圈环形稳定器，套设在主环形稳定器外周，处在外涵区域；
12、多个外涵径向稳定器，沿周向连接在主环形稳定器、外圈环形稳定器之间；
13、内圈环形稳定器，在主环形稳定器内设置，处在内涵区域；
14、多个内涵径向稳定器，沿周向连接在主环形稳定器、内圈环形稳定器之间；
15、点火电嘴，贯穿环形外壁设置，伸入到主环形稳定器中。
16、根据本申请的至少一个实施例，上述的燃氢航空发动机加力燃烧室中，各个外涵氢燃料喷杆与主环形稳定器、外圈环形稳定器、外涵径向稳定器间近配合，距离主环形稳定器、外圈环形稳定器、外涵径向稳定器尾缘不大于60mm；
17、各个内涵氢燃料喷杆与主环形稳定器、内圈环形稳定器、内涵径向稳定器间近配合，距离主环形稳定器、内圈环形稳定器、内涵径向稳定器尾缘不大于60mm。
18、根据本申请的至少一个实施例，上述的燃氢航空发动机加力燃烧室中，外圈环形稳定器、内圈环形稳定器处在主环形稳定器的后侧，各个外涵径向稳定器、内涵径向稳定器向后倾斜。
19、根据本申请的至少一个实施例，上述的燃氢航空发动机加力燃烧室中，外圈环形稳定器、外涵径向稳定器、内圈环形稳定器、内涵径向稳定器的横截面呈v型。
20、根据本申请的至少一个实施例，上述的燃氢航空发动机加力燃烧室中，多个外涵氢燃料喷杆、内涵氢燃料喷杆为多点喷射杆，其上喷嘴具有较大的分布密度，相邻喷嘴间间距不超过1cm。
21、根据本申请的至少一个实施例，上述的燃氢航空发动机加力燃烧室中，点火电嘴有两个，两个点火电嘴间的角度小于180°。
22、根据本申请的至少一个实施例，上述的燃氢航空发动机加力燃烧室中，还包括：
23、防振隔热屏，设置在环形外壁内侧，处在环形外壁后缘。
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1.一种燃氢航空发动机加力燃烧室，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的燃氢航空发动机加力燃烧室，其特征在于，
3.根据权利要求1所述的燃氢航空发动机加力燃烧室，其特征在于，
4.根据权利要求1所述的燃氢航空发动机加力燃烧室，其特征在于，
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6.根据权利要求1所述的燃氢航空发动机加力燃烧室，其特征在于，
7.根据权利要求1所述的燃氢航空发动机加力燃烧室，其特征在于，
【技术特征摘要】
1.一种燃氢航空发动机加力燃烧室，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的燃氢航空发动机加力燃烧室，其特征在于，
3.根据权利要求1所述的燃氢航空发动机加力燃烧室，其特征在于，
4.根据权利要求1所述的燃氢航空发动...
【专利技术属性】
技术研发人员：王建培，
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：
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