[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

说明书

本申请涉及一种航空发动机射流点火加力燃烧室及操控方法，其中，航空发动机射流点火加力燃烧室，包括：外机匣；合流环，在外机匣内设置，与外机匣间构成外涵通道；内锥体，在合流环间设置，与合流环间构成内涵通道；多个径向稳定器，沿周向连接在合流环尾缘，指向内锥体，其内中空，侧壁具有多个喷油口；环形稳定器，连接在各个径向稳定器尾缘，靠近合流环；多个近距离喷油杆、远距离喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置，对应伸到各个径向稳定器内；燃油离心喷嘴，贯穿外机匣、合流环设置，伸入到内涵通道内，位于各个径向稳定器之前；燃油射流喷嘴，贯穿主燃烧室外壁设置，伸入到主燃烧室后端内，主燃烧室后端连接涡轮。

技术领域

本申请属于航空发动机加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种航空发动机射流点火加力燃烧室及操控方法。

背景技术

航空发动机中，加力燃烧室在涡轮后设置，主要包括连接在涡轮后端的外机匣、合流环、内锥体，其中，合流环在外机匣内设置，与外机匣间构成外涵通道；内锥体在合流环内设置，与合流环间构成内涵通道，且内锥体与合流环之间多采用多个沿周向排列的支板进行支撑。

低空大马赫数状态下，航空发动机加力燃烧室入口温度、压力高，同时需要大量的燃油供应，喷油孔前燃油压力高，燃油蒸发、雾化效果好，为避免燃油自燃，加力燃烧室多是采用喷油杆与稳定器近配合，喷油杆与稳定器尾缘距离较近，喷油杆喷出的燃油能够快速的进入到稳定器尾缘后的回流区，形成可燃混气，能够容易的被点燃，并使燃烧在稳定器尾缘范围内可控进行，避免部件烧蚀和振荡燃烧，保证加力燃烧室的安全。而在高空小马赫数状态下，航空发动机加力燃烧室入口温度、压力低，同时需要的燃油供应量较少，喷油孔前燃油压力低，加力燃烧室采用喷油杆与稳定器近配合时，喷油杆喷出的燃油不能够充分蒸发、雾化和掺混，容易发生点火失败，且燃烧效率较低。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机射流点火加力燃烧室及操控方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一方面提供一种航空发动机射流点火加力燃烧室，包括：

外机匣；

合流环，在外机匣内设置，与外机匣间构成外涵通道；

内锥体，在合流环间设置，与合流环间构成内涵通道；

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

环形稳定器，连接在各个径向稳定器尾缘，靠近合流环；

多个近距离喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；每个近距离喷油杆对应伸到一个径向稳定器内，靠近对应径向稳定器的尾缘；

多个远距离喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；每个远距离喷油杆对应伸到一个径向稳定器内，靠近对应径向稳定器的前缘；

燃油离心喷嘴，贯穿外机匣、合流环设置，伸入到内涵通道内，位于各个径向稳定器之前；

燃油射流喷嘴，贯穿主燃烧室外壁设置，伸入到主燃烧室后端内，主燃烧室后端连接涡轮。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机射流点火加力燃烧室中，合流环尾缘具有多个槽口；

每个径向稳定器对应卡在一个槽口中，其上具有冷却进气口，连通外涵通道；

各个径向稳定器尾缘具有冷却出气孔，对应于内涵通道部位。