【技术实现步骤摘要】
本申请涉及飞机发动机，特别涉及一种飞机发动机的燃烧室及其油气比调节方法。
技术介绍
1、目前飞机发动机的燃烧室通过涡轮泵改变燃油供给压力和进气压力来调节燃油流量和空气流量，这种调节方式存在诸多弊端：燃油供给压力变化会导致供油管道出口附近的油气比发生较大变化，影响燃油的点燃和充分燃烧；涡轮泵由自飞机发动机的燃烧室排出的高温高压气体驱动，当飞机发动机启动或者突然空中停车时则不能有效驱动涡轮泵，这时无法控制燃油流量和空气流量；不能准确调节燃油流量和空气流量，导致飞机发动机工作效率不高且在恶劣工况下工作时的安全性不高。有鉴于此，如何规避上述弊端，是需要本领域技术人员解决的技术问题。
技术实现思路
1、为解决上述问题，本申请提供一种飞机发动机的燃烧室，所述燃烧室包括：
2、火焰筒，所述火焰筒设有初级进气通道和燃烧腔部，飞机发动机工作时，空气能够通过所述初级进气通道进入所述燃烧腔部内；
3、供油管道，飞机发动机工作时，燃油能够通过所述供油管道进入所述燃烧腔部内；
4...
【技术保护点】
1.一种飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述燃烧室包括：
2.根据权利要求1所述的飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述燃烧室包括旋流器（5），所述初级进气通道（11）包括用于安装所述旋流器（5）的安装段（112）。
3.根据权利要求2所述的飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述初级进气通道（11）还包括变径段（111），所述变径段（111）位于所述安装段（112）上游，所述变径段（111）的内径沿初级进气通道（11）的轴向减增且越向下游越大，所述第一栓体（311）位于所述变径段（111）内，所述第一栓体（311）的横截面积越向下游越大。
<...【技术特征摘要】
1.一种飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述燃烧室包括：
2.根据权利要求1所述的飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述燃烧室包括旋流器（5），所述初级进气通道（11）包括用于安装所述旋流器（5）的安装段（112）。
3.根据权利要求2所述的飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述初级进气通道（11）还包括变径段（111），所述变径段（111）位于所述安装段（112）上游，所述变径段（111）的内径沿初级进气通道（11）的轴向减增且越向下游越大，所述第一栓体（311）位于所述变径段（111）内，所述第一栓体（311）的横截面积越向下游越大。
4.根据权利要求3所述的飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述第一栓体（311）的最大横截面积小于所述变径段（111）的最小内径。
5.根据权利要求3所述的所述飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述供油管道（2）穿插在所述初级进气通道（11）中，所述第一调节栓（31）的中心设有供所述供油管道（2）穿过的通孔（312），所述第一调节栓（31）的通孔（312）内侧面与所述供油管道（2）的外侧面滑动密封配合，所述旋流器（5）的中心设有供所述供油管道（2）穿过的过孔（51），所述供油管道（2）的出口位于所述旋流器（5）下游。
6.根据权利要求5所述的所述飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述第二栓体（411）能够从所述供油管道（2）的出口伸到所述供油管道（2）内，所述第二栓体（411）的横截面积越向下游越大。
7.根据权利要求6所述的所述飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述第二调节栓（41）还...
【专利技术属性】
技术研发人员：王兵，符祥览，赵沛喆，闻浩诚，张会强，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。