技术特征：
1.一种飞行器涡轮机(10)的燃烧室(14)，其具有主轴线(a)，并且包括：-与所述主轴线(a)同轴的旋转机体(20)，在所述旋转机体(20)中形成有多个燃烧管(18)，所述燃烧管(18)主要沿所述机体(20)的主轴线(a)的方向延伸，并围绕所述主轴线(a)呈环形分布，-第一穿孔旋转盘(22)，所述第一穿孔旋转盘安装在所述机体(20)的第一轴向端(20a)处，并且可绕所述主轴线(a)旋转移动，以选择性地打开或关闭每个所述燃烧管(18)的第一端，以及-第二穿孔旋转盘(24)，所述第二穿孔旋转盘安装在所述机体(20)的第二轴向端(20b)处，并且可绕所述主轴线(a)旋转移动，以选择性地打开或关闭每个所述燃烧管(18)的第二端，其特征在于，所述机体(20)包括多个冷却区段(28)，所述冷却区段(28)主要沿着所述主轴线(a)的方向延伸，并且围绕所述主轴线(a)和围绕所述燃烧管(18)呈环形分布。2.根据权利要求1所述的燃烧室(14)，其特征在于，每个旋转盘(22、24)都与所述主轴线(a)同轴，包括用于以可选择的方式面对每个所述燃烧管(18)的一端的一连串内腔(26)，并包括用于以可选择的方式面对每个所述冷却区段(28)的一端的一连串孔(30)。3.根据前述权利要求所述的燃烧室(14)，其特征在于，每个旋转盘(22、24)的内腔(26)和/或孔(30)均为圆形、椭圆形、矩形、长方形或卵形的形状。4.根据权利要求2或3所述的燃烧室(14)，其特征在于，每个旋转盘(22、24)均包括与孔(30)相同数量的内腔(26)，所述内腔(26)相对于所述孔(30)沿周向偏移。5.根据前述权利要求中任一项所述的燃烧室(14)，其特征在于，所述机体(20)是圆柱形的，并且包括径向中心圆柱形壳体(21)，每个所述旋转盘(22、24)均包括一中心孔(32)，所述中心孔与所述机体(20)的径向中心圆柱形壳体(21)的相关的端部连通。6.一种飞行器涡轮机(10)，包括初级气流路径，其中，沿初级流路径中的气流的方向设置至少一个压缩机(12)、燃烧室(14)以及至少一个涡轮(16)，其特征在于，所述燃烧室(14)为根据前述权利要求中任一项所述的燃烧室(14)。7.根据前述权利要求所述的涡轮机(10)，所述涡轮机包括将所述至少一个压缩机(12)中的一个连接到所述至少一个涡轮(16)中的一个的轴(19)，所述轴(19)与所述燃烧室(14)的机体(20)的主轴线(a)同轴，其特征在于，通过所述轴(19)驱动一个和/或另一个旋转盘(22、24)旋转。8.根据权利要求6所述的涡轮机(10)，所述涡轮机包括将所述至少一个压缩机(12)中的一个连接到所述至少一个涡轮(16)中的一个的轴(19)，所述轴(19)与所述燃烧室(14)的机体(20)的主轴线(a)同轴，其特征在于，所述涡轮机包括独立于所述轴(19)的一个和/或另一个旋转盘(22、24)的驱动构件。9.根据前述权利要求所述的涡轮机(10)，其特征在于，所述涡轮机包括用于相对于所述轴的旋转速度调节一个和/或另一个旋转盘(22、24)的旋转速度的设备。10.根据前述权利要求所述的涡轮机(10)，其特征在于，所述调节设备能够使围绕主轴线(a)旋转的旋转盘(22、24)固定。
技术总结
本发明涉及一种飞行器涡轮机(10)燃烧室(14)，其具有主轴线(A)并且包括：-与主轴线(A)同轴的旋转机体(20)，其中形成有多个燃烧管(18)，所述燃烧管(18)主要沿机体(20)的主轴线(A)方向延伸，并围绕所述主轴线(A)呈环形分布，-第一穿孔旋转盘(22)，其安装在机体(20)的第一轴向端(20A)处并且绕主轴线(A)旋转地移动，从而选择性地打开或关闭每个所述燃烧管(18)的第一端，以及-第二穿孔旋转盘(24)，其安装在机体(20)的第二轴向端(20B)处并且绕主轴线(A)旋转地移动，从而选择性地打开或关闭每个所述燃烧管(18)的第二端，其特征在于，机体(20)包括多个冷却区段(28)，所述冷却区段(28)主要沿主轴线(A)的方向延伸并且围绕所述主轴线(A)和围绕燃烧管(18)呈环形分布。线(A)和围绕燃烧管(18)呈环形分布。线(A)和围绕燃烧管(18)呈环形分布。
技术研发人员：迪迪埃
受保护的技术使用者：赛峰航空器发动机
技术研发日：2020.07.08
技术公布日：2022/2/28
再多了解一些
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