一种小型航空发动机用加力燃烧室.pdf

(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN115930264A(43)申请公布日2023.04.07(21)申请号202310157837.6(22)申请日2023.02.23(71)申请人中国航发沈阳发动机研究所地址110015辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号(72)发明人王建培孟繁睿(74)专利代理机构北京航信高科知识产权代理事务所(普通合伙)11526专利代理师郭鹏鹏(51)Int.Cl.F23R3/28(2006.01)权利要求书1页说明书4页附图2页(54)发明名称一种小型航空发动机用加力燃烧室(57)摘要本申请属于航空发动机加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种小型航空发动机用加力燃烧室，包括：外机匣；合流环，在外机匣内设置，与外机匣间构成外涵；内锥体，在合流环内设置，与合流环间构成内涵；多个后端径向稳定器，沿周向连接在合流环尾缘内，侧壁具有多个喷油孔；多个后端喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；每个后端喷油杆对应伸入到一个后端径向稳定器内；多个前端径向稳定器，沿周向设置在合流环内，位于各个后端径向稳定器之前，后缘具有缺口；前端环形稳定器，卡在各个缺口中；多个前端喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；点火电嘴，贯穿外机匣、合流环设置，伸入到两个前端径向稳定器之间。CN115930264ACN115930264A权利要求书1/1页1.一种小型航空发动机用加力燃烧室，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；内锥体(3)，在合流环(2)内设置，与合流环(2)间构成内涵；多个后端径向稳定器(4)，沿周向连接在合流环(2)尾缘内，侧壁具有多个喷油孔；多个后端喷油杆(5)，贯穿外机匣(1)、合流环(2)设置；每个后端喷油杆(5)对应伸入到一个后端径向稳定器(4)内；多个前端径向稳定器(6)，沿周向设置在合流环(2)内，位于各个后端径向稳定器(4)之前，后缘具有缺口；前端环形稳定器(7)，卡在各个缺口中；多个前端喷油杆(8)，贯穿外机匣(1)、合流环(2)设置；点火电嘴(9)，贯穿外机匣(1)、合流环(2)设置，伸入到两个前端径向稳定器(6)之间。2.根据权利要求1所述的小型航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，各个后端径向稳定器(4)及其前端环形稳定器(7)向一侧偏转，且各个后端径向稳定器(4)与前端环形稳定器(7)的偏转方向相反。3.根据权利要求1所述的小型航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，前端环形稳定器(7)位于各个前端径向稳定器(6)中间部位。4.根据权利要求1所述的小型航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，合流环(2)上具有多个冷却进气口；每个冷却进气口对应连通一个后端径向稳定器(4)内部。5.根据权利要求1所述的小型航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，合流环(2)、内锥体(3)之间以多个周向排列的支板支撑；每个前端喷油杆(8)及其前端径向稳定器(6)、后端径向稳定器(4)、后端喷油杆(5)对应位于一个支板之后。6.根据权利要求1所述的小型航空发动机用加力燃烧室，其特征在于，还包括：防振隔热屏(10)，在外机匣(1)尾缘内设置。2CN115930264A说明书1/4页一种小型航空发动机用加力燃烧室技术领域[0001]本申请属于航空发动机加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种小型航空发动机用加力燃烧室。背景技术[0002]航空发动机中，加力燃烧室连接在涡轮后端，喷入燃油进行再燃烧，以增加推力，加力燃烧室进口流速度很高，为了提高燃烧效率，多设计加力燃烧室轴向较长，但小型航空发动机轴向长度有限，限制了加力燃烧室轴向长度设计，难以保证加力燃烧室内的燃烧效率。[0003]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。[0004]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[0005]本申请的目的是提供一种小型航空发动机用加力燃烧室，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。[0006]本申请的技术方案是：[0007]一种小型航空发动机用加力燃烧室，包括：[0008]外机匣；[0009]合流环，在外机匣内设置，与外机匣间构成外涵；[0010]内锥体，在合流环内设置，与合流环间构成内涵；[0011]多个后端径向稳定器，沿周向连接在合流环尾缘内，侧壁具有多个喷油孔；[0012]多个后端喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置；每个后端喷油杆对应伸入到一个后端径向稳定器内；[0013]多个前端径向稳定器，沿周向设置在合流环内，位于各个后端径向稳定器之前，后缘具有缺口；[0014]前端环形稳定器，卡在各个缺口中；[00