[发明专利]加力燃烧室及涡轮发动机

说明书

本发明提供了一种加力燃烧室及涡轮发动机。加力燃烧室包括：外筒体组件、中心体组件、油路组件、环形燃烧腔以及点火器。中心体组件包括：前体，位于加力燃烧室的轴向前端且与外筒体组件形成环形燃烧腔的供含氧气体进入的气体入口；中体，沿轴线位于前体的后方且连接于前体并与前体成为一体；以及后体，沿轴向位于中体后方且与中体滑动套设，并与外筒体组件形成环形燃烧腔的气体出口。点火器设置于与外筒体组件形成环形燃烧腔的中心体组件的对应部分，以用于对进入环形燃烧腔内的燃料和含氧气体形成的燃气进行点火，进而燃气旋转爆震燃烧，从而解决了加力燃烧室燃烧不稳定的问题，提高了燃烧的热效率，并改善了工质的做功能力。

技术领域

本发明涉及航空航天动力技术领域，尤其涉及一种加力燃烧室及涡轮发动机。

背景技术

加力燃烧室是军用小涵道航空燃气涡轮发动机的重要部件之一，其质量在发动机总质量中所占的比重非常小，却能在短时间内大幅提升发动机的推力，从而改善飞行器机动性、扩展飞行包线、夺取制空权。传统常规的燃气涡轮发动机加力燃烧室因为耗油率极高，而严重影响到战斗机的留空时间。另外，常规加力燃烧室存在燃烧不稳定问题，可能导致发动机熄火和系统结构的损坏，进一步限制了加力燃烧室的工作时间和工作性能。此外，燃气在进入加力燃烧室前，已经过涡轮的膨胀作用，工质压力较低，做功能力下降。

发明内容

鉴于背景技术中存在的问题，本发明的一个目的在于提供一种加力燃烧室及涡轮发动机，加力燃烧室解决了常规加力燃烧室燃烧不稳定的问题，提高了燃烧的热效率，改善了工质的做功能力。

本发明的另一个目的在于提供一种加力燃烧室及涡轮发动机，涡轮发动机的加力燃烧室的结构简单，提高了涡轮发动机的推重比，延长了加力燃烧室的工作时间。

为了实现上述目的，在第一方面，本发明提供了一种加力燃烧室，其包括：外筒体组件、中心体组件、油路组件、环形燃烧腔以及点火器。中心体组件收容于外筒体组件内且与外筒体组件形成环形燃烧腔。油路组件受控连通于环形燃烧腔，以向环形燃烧腔提供燃料。其中，中心体组件包括：前体，位于加力燃烧室的轴向前端且与外筒体组件形成环形燃烧腔的供含氧气体进入的气体入口；中体，沿轴线位于前体的后方且连接于前体并与前体成为一体；以及后体，沿轴向位于中体后方且与中体滑动套设，并与外筒体组件形成环形燃烧腔的气体出口。点火器设置于与外筒体组件形成环形燃烧腔的中心体组件的对应部分，以用于对进入环形燃烧腔内的燃料和含氧气体形成的燃气进行点火，进而燃气旋转爆震燃烧。

为了实现上述目的，在第二方面，本发明提供了一种涡轮发动机，其包括上述所述的加力燃烧室。

本发明的有益效果如下：

在根据本发明的加力燃烧室中，外筒体组件与中心体组件形成环形燃烧腔，环形燃烧腔连通于油路组件并接收油路组件提供的燃料，而点火器设置在与外筒体组件形成环形燃烧腔的中心体组件的对应部分，可对进入环形燃烧腔内的燃料和含氧气体形成的燃气进行点火，进而使燃气旋转爆震燃烧，从而解决了常规加力燃烧室燃烧不稳定的问题，提高了燃烧的热效率，并改善了工质的做功能力。

在根据本发明的涡轮发动机中，由于采用上述所述的加力燃烧室，基于加力燃烧室的结构简单，减轻了质量，从而提高了发动机的推重比。此外，基于加力燃烧室采用了连续旋转爆震技术，使加力燃烧室由常规的等压燃烧转变为等容燃烧，从而显著提高了热效率，由此降低了涡轮发动机的加力状态的耗油率，进而可延长加力燃烧室的工作时间。

附图说明

图1是根据本发明的加力燃烧室及涡轮发动机的安装示意图；

图2是图1中的加力燃烧室的内部剖视图；

图3是沿图2中的A-A线观察到的中心体组件的前腔内的燃料喷口的周向位置示意图；

图4是沿图2中的B-B线观察到的加力燃烧室的点火器的周向位置示意图。