一种航空发动机半封闭预燃室结构及其燃烧室的制作方法

1.本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机半封闭预燃室结构及其燃烧室。


背景技术：

2.现有的航空发动机分级燃烧的燃烧室，一般分为预燃室和主燃室两部分。预燃室作为预燃级，一般安装在主燃室上游。燃油全部或部分经过燃油管路进入预燃室，空气经预燃室周围的旋流叶片或引射孔进入预燃室，将燃油雾化并形成旋流预燃区。发动机起动点火时，火焰在预燃区点燃或通过气流引入预燃室。传统的预燃室结构可以看做是开放式的，预燃室内的助燃空气来自压气机出口或燃烧室进口固定比例的气流，预燃室在发动机工作全程保持燃烧。
3.现有的预燃室结构因为是开放结构，助燃空气全部来自于压气机出口或燃烧室进口固定比例的气流，火焰在燃烧过程中仍然会受到压气机后气流的影响，即受到发动机进气环境的影响。当进气环境出现极端变化，例如发动机吸入大量雨水、进口气流畸变引起喘振、吸入导弹或火箭尾气时，或发动机在高空工作，大气压力和温度较低，含氧量较低时，燃烧室内燃烧环境变差，预燃室仍然有可能熄火。在发动机空中停车后进行高空起动时，即使进行补氧起动，因为预燃室未工作在合适的状态，仍然有可能导致发动机起动失败。
4.有鉴于此，提出本技术。


技术实现要素：

5.本发明提出的航空发动机半封闭预燃室结构中，预燃室前端为封闭结构，通过供气管路来引入气流，供气管路可以同时接通压缩氧气和压气机后的压缩空气，当预燃室和主燃室正常工作时，预燃室通过供气管路引入的压缩空气来进行燃烧；当通过火焰探测器或其他传感器检测到主燃室燃烧不稳定或熄火时，供气管路中通入压缩氧气来辅助预燃室燃烧，增大预燃室火焰能量，从而带动主燃室的主燃区燃烧。由于预燃室的特殊结构，气流在内腔能够形成漩涡，漩涡中心的气流速度低且压力稳定，能够保持稳定燃烧，并且前端封闭，避免火焰在燃烧过程中受到压气机后气流的影响。
6.本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：
7.在本公开的一方面，公开了一种航空发动机半封闭预燃室结构，包括：
8.壳体、连接段、引射口；
9.其中，所述壳体一端封闭，另一端与所述连接段相连接；
10.所述连接段的另一端与所述引射口活动配合连接；
11.所述壳体侧部设有贯穿至所述壳体内腔的燃油喷嘴、点火电嘴、供气管路；
12.所述供气管路具有压缩氧气接头和压缩空气接头；
13.所述壳体内壁与外壁为曲面结构，气流在从所述供气管路进入所述壳体内腔后形成旋涡，漩涡中心气流速度低且压力稳定。
14.进一步地，所述连接段具有斜切设置的引气孔，所述引气孔的倾斜方向为朝向所述引射口，当气流从所述壳体通过所述引气孔进入内腔后，气流朝向所述引射口流动。
15.进一步地，所述引射口包括收敛段和扩张段；
16.所述收敛段和所述扩张段均为曲面结构。
17.进一步地，所述连接段与所述引射口中的所述收敛段相连接；
18.所述所述收敛段与所述连接段的对应部位都为球形曲面结构，且所述收敛段适配在所述连接段内侧。
19.进一步地，所述燃油喷嘴、所述点火电嘴为相互独立的结构或者为一体式的结构。
20.在本公开的另一方面，还公开了一种航空发动机燃烧室，包括上述预燃室结构，还包括主燃室；所述主燃室与所述连接段相连接，且所述引射口以及所述连接段均处于所述主燃室内部；
21.所述主燃室内部的所述连接段外侧设有旋流器；
22.所述主燃室上设有主燃室燃油管，所述主燃室燃油管从外部连接至内部的所述旋流器；
23.所述主燃室还具有贯通的进气孔；
24.所述进气孔处于所述旋流器周围。
25.进一步地，气流从所述进气孔引入至所述主燃室内部后，经所述旋流器形成主燃区；
26.所述主燃区处于所述引射口末端周围。
27.进一步地，所述进气孔设置为一排或者多排。
28.进一步地，所述主燃室的另一端具有出口。
29.本发明的有益效果包括：
30.预燃室前端为封闭结构，通过供气管路来引入气流，这样就可以通过管道阀门来控制气流的流量和压力。供气管路可以同时接通压缩氧气和压气机后的压缩空气，当预燃室和主燃室正常工作时，预燃室通过供气管路引入的压缩空气来进行燃烧；当通过火焰探测器或其他传感器检测到主燃室燃烧不稳定或熄火时，供气管路中通入压缩氧气来辅助预燃室燃烧，增大预燃室火焰能量，从而带动主燃室的主燃区燃烧。由于预燃室的特殊结构，气流在内腔能够形成漩涡，漩涡中心的气流速度低且压力稳定，能够保持稳定燃烧，并且前端封闭，避免火焰在燃烧过程中受到压气机后气流的影响。
附图说明
31.图1为预燃室的第一状态图；
32.图2为预燃室的第二状态图；
33.图3为预燃室的第三状态图；
34.图4为预燃室的第四状态图；
35.图5为燃烧室的结构示意图。
36.图中：壳体1；连接段2；引射口3；燃油喷嘴4；点火电嘴5；供气管路6；主燃室7；旋流器8；引气孔9；压缩氧气接头10；压缩空气接头11；主燃室燃油管12；进气孔13；主燃区14；出口15；收敛段31；扩张段32。
具体实施方式
37.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
38.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
39.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面结合具体实施方式并参照附图，对本发明进一步详细说明。应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
40.如图1-4所示，在本公开的一方面，公开了一种航空发动机半封闭预燃室结构，包括：
41.壳体1、连接段2、引射口3；
42.其中，壳体1一端封闭，另一端与连接段2相连接；
43.连接段2的另一端与引射口3活动配合连接；
44.壳体1侧部设有贯穿至壳体1内腔的燃油喷嘴4、点火电嘴5、供气管路6；
45.供气管路6具有压缩氧气接头10和压缩空气接头11；
46.壳体1内壁与外壁为曲面结构，气流在从供气管路6进入壳体1内腔后形成旋涡，漩涡中心气流速度低且压力稳定。
47.具体而言，该预燃室一端封闭，另一端连通引射口3，气流从侧部通过供气管路进入到内腔，通过管路来引入气流，压缩氧气接头10和压缩空气接头11分别与相对应的气源连接，这样就可以通过管道阀门来控制气流的流量和压力，阀门在对应管道上，图中为接头部分，未示出具体阀门；工作时，可以选择通入压缩氧气或压缩空气，或二者按一定比例混合。当其供气来源为压气机后的压缩空气时，中间经过压力控制阀或流量控制阀，进入预燃室的气流稳定，最大程度的减少了预燃室火焰受压气机气流的影响；同时，通过对预燃室供气压力或供气流量的调节，能有效控制预燃室内的油气比，提高燃烧稳定性，提高燃烧效率；供气管路可以同时接通压缩氧气，在外界低压、低温、低氧气含量的情况下，当主燃室出现燃烧不稳定、熄火时，预燃室可以立刻有充足的能量点燃和稳定主燃室的主燃区火焰，提高了主燃室的燃烧稳定性，对发动机来说扩展了稳定工作范围，扩展了空中起动包线，提高了发动机的使用安全性。由于壳体1一端为封闭的，气流从管路引入，预燃室内的燃烧环境不收到压气机后气流的直接影响，气流从管路引入后，由于壳体1内腔的曲面结构，气流在内腔能够形成漩涡，漩涡中心的气流速度低且压力稳定，能够保持稳定燃烧。
48.在一些实施例中，连接段2具有斜切设置的引气孔9，引气孔9的倾斜方向为朝向引射口3，当气流从壳体1通过引气孔9进入内腔后，气流朝向引射口3流动。
49.采用以上技术方案，引气孔9引入预燃室外、压气机后的空气在连接段2和引射口3上形成一层气膜，防止火焰直接接触壁面，并向引射口3外形成引射气流，使预燃室内的火焰经过引射口3射出。由于壳体1内腔的曲面结构，从供气管路6进入的气流在壳体1内腔能够形成漩涡，在引气孔9进入的气流形成的引射气流协同下，射出的火焰为漩涡外部的火焰，让漩涡中心依然稳定燃烧。
50.在一些实施例中，引射口3包括收敛段31和扩张段32；
51.收敛段31和扩张段32均为曲面结构。
52.采用以上技术方案，引射口3为双曲线形式，收敛段31朝向末端呈曲线式缩小，扩张段32朝向末端呈曲线式扩开，当引气孔9引入气流后，所形成的引射气流引射出的火焰更稳定，同时避免引射口积碳。
53.在一些实施例中，连接段2与引射口3中的收敛段31相连接；
54.收敛段31与连接段2的对应部位都为球形曲面结构，且收敛段31适配在连接段2内侧。
55.采用以上技术方案，收敛段31与连接段2的对应部位都为球形曲面结构，能够活动连接，避免发生严重的热变形。在引射气流的作用下，收敛段31被推向前，能够与连接段2的对应部位贴近，在能够稳定连接的同时保持可活动性，避免热变形造成的结构破坏。并且球形曲面结构局限了可活动的范围，适应性强且能稳定连接。
56.在一些实施例中，燃油喷嘴4、点火电嘴5为相互独立的结构或者为一体式的结构。
57.采用以上技术方案，燃油喷嘴4、点火电嘴5可以是相互独立的结构，然后分别贯穿连接至壳体1内腔；也可以是一体式的结构。
58.在本公开的另一方面，公开了一种航空发动机燃烧室，包括上述的预燃室结构，还包括主燃室7；主燃室7与连接段2相连接，且引射口3以及连接段2均处于主燃室7内部；
59.主燃室7内部的连接段2外侧设有旋流器8；
60.主燃室7上设有主燃室燃油管12，主燃室燃油管12从外部连接至内部的旋流器8；
61.主燃室7还具有贯通的进气孔13；
62.进气孔13处于旋流器8周围。
63.进一步地，气流从进气孔13引入至主燃室7内部后，经旋流器8形成主燃区14；
64.主燃区14处于引射口3末端周围。
65.可选的，进气孔13设置为一排或者多排。
66.主燃室7的另一端具有出口15。
67.具体而言，燃油进入发动机后分为两路，一路进入预燃室燃油管的燃油喷嘴4，为预燃室提供燃料；另一路进入主燃室燃油管12，并引入主燃室7中的旋流器8，预燃室完成预燃级燃烧，预燃级火焰进入主燃室7，主燃室7前设有一排或多排进气孔13，引入压气机后一定比例的气流；气流经过主燃室7中的旋流器8后形成主燃区14，并使旋流器8中引出的燃油雾化。预燃室火焰进入主燃室后，点燃主燃区燃油完成主燃级燃烧。燃烧后的燃气与主燃室壁面引入的气流掺混后，经燃烧室出口排出。值得一提的是，旋流器8具有扇叶结构，气流经过的时候可以带动气流旋转起来并将引出的燃油雾化。此处旋流器8可采用常规的旋流器8结构，不多赘述。
68.应当理解的是，本发明的上述具体实施方式仅仅用于示例性说明或解释本发明的
原理，而不构成对本发明的限制。因此，在不偏离本发明的精神和范围的情况下所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。此外，本发明所附权利要求旨在涵盖落入所附权利要求范围和边界、或者这种范围和边界的等同形式内的全部变化和修改例。