[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)、灭火剂源(2)和灭火剂管(3)；

所述灭火剂源储存有灭火剂(E)；所述灭火剂管(3)具有灭火剂管主体(30)和灭火剂喷口(31)；所述灭火剂管主体(30)的一端与所述灭火剂源(2)连通，以引入所述灭火剂(E)，另一端与所述灭火剂喷口(31)连接并连通；所述灭火剂喷口(31)用于喷出所述灭火剂(E)；

其特征在于，所述航空发动机(900)还包括风斗(4)和引气管(5)，所述引气管(5)具有引气管主体(50)和气流喷口(51)；

所述风斗(4)设置在所述外涵(1)中，以收集外涵气流(D)；所述引气管主体(50)的一端与所述风斗(4)连通，以引入所述外涵气流(D)，另一端与所述气流喷口(51)连接并连通，并且，所述引气管主体(50)上开设有连接通孔，所述灭火剂管主体(30)通过所述连接通孔而伸入所述引气管主体(50)；

所述气流喷口(51)套设在所述灭火剂喷口(31)的外周侧，其中，所述气流喷口(51)的内壁与所述灭火剂喷口(31)的外壁之间限定出气流通道(G)；

所述气流通道(G)用于喷出所述外涵气流(D)。

2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述灭火剂喷口(31)与所述气流喷口(51)共轴线(C-C)设置。

3.如权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述灭火剂喷口(31)的端面与所述气流喷口(51)的端面具有相同的轴向位置。

4.如权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述气流喷口(51)的端面的轴向位置处于所述灭火剂喷口(31)的端面的轴向位置的下游。

5.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述灭火剂喷口(31)与所述气流喷口(51)为直通型喷口。

6.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述灭火剂喷口(31)与所述气流喷口(51)为渐缩形喷口。

7.如权利要求6所述的航空发动机，其特征在于，所述气流喷口(51)的收缩角(α)大于或者等于所述灭火剂喷口(31)的收缩角(β)。

8.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，其中，所述灭火剂管主体(30)与所述连接通孔轴孔密封配合。

9.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，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)、所述第一外涵外壁(62)、所述第一上分墙(63)和所述第一下分墙(64)限定出所述外涵(1)的右半部，所述第二外涵内壁(65)、所述第二外涵外壁(66)、所述第二上分墙(67)和所述第二下分墙(68)限定出所述外涵(1)的左半部；

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(F-F)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(F-F)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(68)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上分墙(63)或者所述第二上分墙(67)上。

10.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机还包括阀门(7)，所述阀门(7)设置在所述引气管主体(50)上。