[发明专利]一种航空发动机

权利要求书

1.一种航空发动机，包括外涵(1)、集液管(2)和集液槽(3)；所述集液槽(3)具有集液腔(30)和通孔(31)；所述通孔(31)与所述集液腔(30)连通；

所述集液管(2)与所述集液腔(30)连通，以将可燃液体(F)引入所述集液腔(30)；所述通孔(31)用于排出所述集液腔(30)内的可燃液体(F)；

其特征在于，所述航空发动机(900)还包括风斗(4)和引气管(5)，所述风斗(4)设置在所述外涵(1)中；所述引气管(5)的入口端(51)与所述风斗(4)连通，所述引气管(5)的出口端(52)伸入所述集液腔(30)，其中，所述出口端(52)的端面(52a)位于所述通孔(31)内，以使所述出口端(52)与所述通孔(31)连通；

所述风斗(4)用于收集外涵气流(D)；所述引气管(5)用于将所述外涵气流(D)导入所述集液腔(30)，并使所述外涵气流(D)从所述集液腔(30)内经由所述通孔(31)而喷出所述集液腔(30)，从而带动所述集液腔(30)内的可燃液体(F)经由所述通孔(31)而排出所述集液腔(30)；

所述航空发动机还包括第一外涵内壁(61)、第一外涵外壁(62)、第一上分墙(63)和第一下分墙(64)，以及第二外涵内壁(65)、第二外涵外壁(66)、第二上分墙(67)和第二下分墙(68)；

所述第一外涵内壁(61)、第一外涵外壁(62)、第一上分墙(63)和第一下分墙(64)限定出所述外涵(1)的左半部，所述第二外涵内壁(65)、第二外涵外壁(66)、第二上分墙(67)和第二下分墙(68)限定出所述外涵(1)的右半部；

其中，所述第一外涵内壁(61)和所述第一外涵外壁(62)共中心线(B-B)设置，所述第一外涵外壁(62)位于所述第一外涵内壁(61)的外侧，所述第一上分墙(63)的两端分别连接所述第一外涵内壁(61)的上端和所述第一外涵外壁(62)的上端，所述第一下分墙(64)的两端分别连接所述第一外涵内壁(61)的下端和所述第一外涵外壁(62)的下端；

所述第二外涵内壁(65)和所述第二外涵外壁(66)共中心线(B-B)设置，所述第二外涵外壁(66)位于所述第二外涵内壁(65)的外侧，所述第二上分墙(67)的两端分别连接所述第二外涵内壁(65)的上端和所述第二外涵外壁(66)的上端，所述第二下分墙(67)的两端分别连接所述第二外涵内壁(65)的下端和所述第二外涵外壁(66)的下端；

所述风斗(4)固定设置在所述第一下分墙(64)或者所述第二下分墙(68)上；

所述航空发动机还包括外罩(7)，所述外罩(7)位于所述第一外涵外壁(62)和所述第二外涵外壁(66)的外侧，并且与所述第一外涵内壁(61)、所述第一外涵外壁(62)、所述第二外涵内壁(65)和所述第二外涵外壁(66)共中心线(B-B)设置；

所述集液槽(3)设置在所述外罩(7)的最低处，并且凸出于所述外罩(7)的外表面；所述通孔(31)位于所述外罩(7)的外侧；

所述航空发动机还包括核心舱(8)，所述核心舱(8)设置在所述第一外涵内壁(61)和所述第二外涵内壁(65)之间；

所述集液管(2)自所述核心舱(8)延伸并穿过所述第一下分墙(64)和所述第二下分墙(68)之间的空间，以与所述集液腔(30)连通。

2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述出口端(52)与所述通孔(31)共中心线(A-A)设置。

3.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述出口端(52)为渐缩喷嘴。

4.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述风斗(4)的开口朝向与所述外涵气流(D)的流动方向相反。

5.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述集液管(2)的数量为多个。

6.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述通孔(31)开设在所述集液槽(3)的底壁上。