一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室

1.本技术涉及航空发动机的技术领域，尤其是涉及一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室。


背景技术：

2.目前，航空发动机是发动机的一种，常用在飞机上。航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力。
3.相关技术中的爆震燃烧室包括集气腔以及位于集气腔一侧的燃烧室，集气腔设置有压气机，压气机用于减小气流的流速，提高气流的压力和温度，再使空气进入燃烧室。
4.针对上述中的相关技术，发明人认为在爆震燃烧室工作时，燃烧室内爆震波斜激波会朝集气腔方向传动，使得流场畸变，会导致压气机的叶片失速，使压气机发生喘振，使压气机无法正常工作。


技术实现要素：

5.为了使压气机正常运行，本技术提供一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室。
6.本技术提供的一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室，采用如下的技术方案：一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室，集气结构以及位于集气结构一侧的燃烧室，所述集气结构包括第一外壳体和第一内壳体，所述第一内壳体包括第一固定管、第二固定管和固定环，所述第一固定管与第一外壳体形成有喉道，所述固定环与第一固定管的内圆周面连接，所述固定环与第二固定管的外圆周面连接；所述燃烧室包括第二外壳体和第二内壳体，所述第二外壳体、第二内壳体、第二固定管和固定环围合形成有燃烧腔，所述固定环上设置有回流结构，所述回流结构包括回流管，所述回流管的一端与固定环远离燃烧腔的一端连接，所述回流管的另一端与第二内壳体的内壁连接，所述回流管的两端均于燃烧腔连通。
7.通过采用上述技术方案，集气结构将减速且升温过的空气朝燃烧室方向输送，为燃烧室提供；燃烧室为燃料燃烧提供空间；设置回流管，将因爆震波产生的输送到燃烧室的出口，减小喉道出口处的压力，也减小集气结构前端的受到的影响，另外导流到燃烧室出口的，提高了燃烧室出口处的总压，提升发动机性能。
8.可选的，所述回流管包括与固定环远离燃烧室一侧连接的进气管，所述进气管远离固定环的一端设置有弯折管，所述弯折管远离进气管的一端设置有出气管，所述出气管远离弯折管的一端与第二内壳体的内壁连接，所述进气管的轴线与固定环的轴线平行。
9.通过采用上述技术方案，使朝喉道方向移动的最大程度且容易进入到进气管内，减少的损耗。
10.可选的，所述弯折管呈弧形弯管状。
11.通过采用上述技术方案，使在弯折管内流动时，减小损耗。
12.可选的，将所述喉道出口处到燃烧室出气口的距离设置为长度l，所述出气管与第二内壳体的连接处到喉道出口处的距离为长度l的80%~90%。
13.通过采用上述技术方案，使出气管的出气口位于燃烧室爆震波产生区域远离喉道的一侧，爆震波所产生且朝燃烧室出口方向的斜激波与从出气管进入燃烧腔的冲突，斜激波的损失；工作人员将出气管的出气口距离燃烧室出口不易过近，避免燃烧室出口流场不均匀，使燃烧室出口处设置的传感器可以精准的测量所需要的数据。
14.可选的，所述出气管从靠近弯折管的一端到出气管与第二内壳体的连接处逐渐平缓。
15.通过采用上述技术方案，使经过回流管与喉道进入燃烧室的空气接近平行，减小经过回流管与燃烧室的冲突，减小燃烧室出口处的总压损失。
16.可选的，所述回流结构设置有若干个，若干个回流结构沿固定环的轴线圆周阵列分布。
17.通过采用上述技术方案，设置若干个回流结构，可以将更多因爆震波产生的输送到燃烧室的出口，进一步减小喉道出口处的压力，进一步提高燃烧室出口处的总压。
18.可选的，若干个所述进气管的进气口截面积总和与喉道的出气口截面积相同。
19.通过采用上述技术方案，使回流结构可以将足够的导流到燃烧室的出口，即将压力导流到燃烧室的出口。
20.可选的，所述进气管的内径为10~15mm。
21.可选的，所述回流管采用耐高温刚性材料制成。
22.综上所述，本技术包括以下至少一种有益技术效果：1.集气结构将减速且升温过的空气朝燃烧室方向输送，为燃烧室提供；燃烧室为燃料燃烧提供空间；设置回流管，将因爆震波产生的输送到燃烧室的出口，减小喉道出口处的压力，也减小集气结构前端的受到的影响，另外导流到燃烧室出口的，提高了燃烧室出口处的总压，提升发动机性能；2.回流管的位置设定以及出气管靠近出气口逐渐平缓，可以减小回流的损耗，并避免对爆震波干涉。
附图说明
23.图1是本技术实施例的结构示意图；图2是凸显燃烧室内部结构的剖视图；图3是图2中a部分的放大示意图。
24.附图标记：1、集气结构；11、第一外壳体；111、第一法兰；12、第一内壳体；121、第一固定管；122、固定环；123、第二固定管；124、第二法兰；13、喉道；14、第一紧固件；2、燃烧室；21、第二外壳体；211、第三法兰；22、第二内壳体；221、第四法兰；23、燃烧腔；24、第二紧固件；3、回流结构；31、回流管；311、进气管；312、弯折管；313、出气管。
具体实施方式
25.以下结合附图1-3对本技术作进一步详细说明。
26.本实施例公开了一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室。参照图1，一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室，包括集气结构1、燃烧室2和回流结构3。燃烧室2设置在集气结构1的一侧。
27.参照图2和图3，集气结构1用于将经过压气机减速且增温后的空气输送到燃烧室2。集气结构1包括第一外壳体11和第一内壳体12。第一外壳体11相对的两端面均固定连接有第一法兰111。
28.参照图2和图3，第一内壳体12位于第一外壳体11内部，第一内壳体12包括第一固定管121、固定环122和第二固定管123，固定环122的外圆周面与第一固定管121的内圆周面固定连接，固定环122靠近燃烧室2的端面与第一固定管121的端面共面。第二固定管123远离固定环122固定连接有第二法兰124。第一外壳体11的内表面与第一固定管121的外表面形成有喉道13。固定环122的内圆周面与第二固定管123的外圆周面固定连接，固定环122远离燃烧室2的端面与第二固定管123的端面共面。
29.参照图2和图3，燃烧室2包括第二外壳体21和第二内壳体22。第二外壳体21相对的两端面均固定连接有第三法兰211。第一法兰111与第三法兰211之间设置有连接两者的第一紧固件14。第二内壳体22靠近第一内壳体12的端面固定连接有第四法兰221，第四法兰221与第二法兰124贴合，且第四法兰221与第二法兰124之间设置有连接两者的第二紧固件24。第二外壳体21、第二内壳体22、固定环122和第二固定管123围合形成有燃烧腔23。
30.参照图2和图3，回流结构3设置在固定环122上。回流结构3设置有十二个回流管31，十二个回流管31沿固定环122的轴线圆周阵列分布。回流管31采用耐高温刚性材料制成。在其他实施方式中，回流结构3还可以设置为其他数量。回流管31包括进气管311、弯折管312和出气管313。进气管311远离弯折管312的一端与固定环122远离燃烧室2的一端固定连接，进气管311与燃烧腔23连通，进气管311的轴线与固定环122的轴线相互平行。进气管311越长，使进气管311可以最大程度将因爆震波产生的引入到进气管311内部。
31.参照图2和图3，弯折管312呈弧形管状，弯折管312的一端与进气管311远离固定环122的一侧连接，弯折管312的另一端与出气管313的端面固定连接。
32.参照图2和图3，出气管313远离弯折管312的一端与第二内壳体22的内壁固定连接，出气管313与燃烧腔23连通。将喉道13出口处到燃烧室2出气口沿第二内壳体22轴线方向的距离设置为长度l，。
33.参照图2和图3，出气管313从靠近弯折管312的一端到出气管313与第二内壳体22的连接处逐渐平缓，以减小出气管313远离弯折管312的末端与第二内壳体22的内表面之间的夹角，减小从出气管313导入燃烧腔23内的射流方向与从喉道13导入燃烧腔23内的射流方向的夹角。减小与燃烧腔23内的冲突，使重新导入燃烧腔23的为发动机提供动力。
34.参照图2，进气管311的内径为10~15mm。本技术中，进气管311的内径为12mm。所有进气管311的进气口截面积总和与喉道13的出气口截面积相同，可以将爆震波所产生更好的引入到各个进气管311内，减弱燃烧室2爆震波建立起来，通过进气管311、弯折管312和出气管313将引导至燃烧室2出口，将燃烧室2进口处的高压转化为燃烧室2出口的总压，提升发动机推进的性能。
35.本技术实施例一种头部旁路分流抑制集气腔静压回升的旋转爆震燃烧室的实施原理为：爆震波使得燃烧室2内的朝喉道13流动，部分会进入到回流管31内，由回流管31将
导流到燃烧室2靠近出口的位置，减小了集气结构1处的压力，并提升燃烧室2出口的总压。
36.以上所述仅为本技术的较佳实施例，并不用于限制本技术，凡在本技术的设计构思之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本技术的保护范围之内。