[发明专利]一种航空发动机射流点火加力燃烧室及操控方法

权利要求书

1.一种航空发动机射流点火加力燃烧室，其特征在于，包括：

外机匣(1)；

合流环(2)，在外机匣(1)内设置，与外机匣(1)间构成外涵通道；

内锥体(3)，在合流环(2)间设置，与合流环(2)间构成内涵通道；

多个径向稳定器(4)，沿周向连接在合流环(2)尾缘，指向内锥体(3)，其内中空，侧壁具有多个喷油口；

环形稳定器(5)，连接在各个径向稳定器(4)尾缘，靠近合流环(2)；

多个近距离喷油杆(6)，贯穿外机匣(1)、合流环(2)设置；每个近距离喷油杆(6)对应伸到一个径向稳定器(4)内，靠近对应径向稳定器(4)的尾缘；

多个远距离喷油杆(7)，贯穿外机匣(1)、合流环(2)设置；每个远距离喷油杆(7)对应伸到一个径向稳定器(4)内，靠近对应径向稳定器(4)的前缘；

燃油离心喷嘴(8)，贯穿外机匣(1)、合流环(2)设置，伸入到内涵通道内，位于各个径向稳定器(4)之前；

燃油射流喷嘴(9)，贯穿主燃烧室(10)外壁设置，伸入到主燃烧室(10)后端内，主燃烧室(10)后端连接涡轮(11)。

2.根据权利要求1所述的航空发动机射流点火加力燃烧室，其特征在于，

合流环(2)尾缘具有多个槽口；

每个径向稳定器(4)对应卡在一个槽口中，其上具有冷却进气口，连通外涵通道；

各个径向稳定器(4)尾缘具有冷却出气孔，对应于内涵通道部位。

3.根据权利要求1所述的航空发动机射流点火加力燃烧室，其特征在于，

合流环(2)、内锥体(3)之间以多个沿周向分布的支板支撑；

每个径向稳定器(4)对应成型在一个支板后缘。

4.根据权利要求1所述的航空发动机射流点火加力燃烧室，其特征在于，

环形稳定器(5)的横截面呈V型，开口向后。

5.根据权利要求1所述的航空发动机射流点火加力燃烧室，其特征在于，

各个径向稳定器(4)尾缘具有卡口；

环形稳定器(5)卡在各个卡口中。

6.根据权利要求1所述的航空发动机射流点火加力燃烧室，其特征在于，

各个远距离喷油杆(7)上喷油孔的尺寸小于各个近距离喷油杆(6)上喷油孔的尺寸。

7.根据权利要求1所述的航空发动机射流点火加力燃烧室，其特征在于，

燃油离心喷嘴(8)上的喷油口朝向合流环(2)的进口端。

8.根据权利要求1所述的航空发动机射流点火加力燃烧室，其特征在于，

还包括：

防振隔热屏(12)，在外机匣(1)后端内设置。

9.一种航空发动机射流点火加力燃烧室操控方法，其特征在于，包括：

在低空大马赫数状态下，以各个近距离喷油杆(6)进行供油，并以燃油射流喷嘴(9)、燃油离心喷嘴(8)进行射流点燃、燃烧；

在高空小马赫数状态下，以各个远距离喷油杆(7)进行供油，并以燃油射流喷嘴(9)、燃油离心喷嘴(8)进行射流点燃、燃烧；

在处于低空大马赫数状态、高空小马赫数状态之间状态时，先以各个远距离喷油杆(7)进行供油，并以燃油射流喷嘴(9)、燃油离心喷嘴(8)进行射流点燃、燃烧，在各个远距离喷油杆(7)供油达到满状态后，增加以各个近距离喷油杆(6)进行供油，进行燃烧。