一种航空发动机三旋流主燃烧室的制作方法

1.本技术属于航空发动机主燃烧室设计技术领域，具体涉及一种航空发动机三旋流主燃烧室。


背景技术：

2.随着技术的发展，要求航空发动机的推重比不断提高，以及要求航空发动机的耗油率不断降低，致使航空发动机主燃烧室头部进口温度大幅提高，对主燃烧室的温升能力、稳定工作范围以及部件效率等要求越加严苛。
3.当前，主燃烧室主要包括，扩压器、环形外机匣、环形内机匣、环形火焰筒外壁、环形火焰筒内壁、外壁环形整流罩、内壁环形整流罩以及多个燃油喷嘴及其旋流器，如图1所示，其中，环形外机匣的进口与扩压器外壁出口连接；环形火焰筒外壁在环形外机匣内设置，其进口连接外壁环形整流罩，其出口连接环形外机匣出口部位；环形火焰筒内壁在环形火焰筒外壁内设置，与环形火焰筒外壁构成环形火焰筒，其进口连接内壁环形整流罩；环形内机匣在环形火焰筒内壁内设置，其进口与扩压器内壁连接，其出口部位连接环形火焰筒内壁；各个燃油喷嘴连接在环形外机匣上，沿周向分布，喷油端伸入到环形火焰筒进口内；各个旋流器对应套接在各个燃油喷嘴的喷油端，与环形火焰筒进口部位连接，该种技术方案存在以下技术缺陷：
4.1)扩压器多为一体化整体铸造成型结构，结构复杂，铸造工艺难度大，良品率低，且扩压气动损失大，难以适应技术发展的需要；
5.2)构成环形火焰筒的环形火焰筒外壁、环形火焰筒内壁，与环形外机匣、环形内机匣的出口连接，在主燃烧室头部进口温度大幅提高的情形下，变形不协调，致使各个燃油喷嘴的喷油端及其旋流器相对空间位置发生变化，使环形火焰筒内油气匹配产生差异，降低环形火焰筒出口温度场的品质；
6.3)环形火焰筒进口部位与旋流器间采用刚性连接，在主燃烧室头部进口温度大幅提高的情形下，易产生较大的应力，各个燃油喷嘴的喷油端难以保证与环形火焰筒进口部位的良好对中，降低环形火焰筒出口温度场的品质；
7.4)各个燃油喷嘴的喷油端采用一级旋流器进行旋流，掺混空气量有限，难以有效提高主燃烧室的温升能力。
8.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
9.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技术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技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

10.本技术的目的是提供一种航空发动机三旋流主燃烧室，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
11.本技术的技术方案是：
12.一种航空发动机三旋流主燃烧室，包括：
13.扩压器；
14.环形外机匣，其进口与扩压器外壁出口连接；
15.环形火焰筒外壁，在环形外机匣内设置，其上具有多个沿周向分布的外侧支撑孔；
16.多个外侧支撑杆，连接在环形外机匣上，对应穿过一个外侧支撑孔设置；
17.环形火焰筒内壁，在环形火焰筒外壁内设置，与环形火焰筒外壁构成环形火焰筒，其进口与扩压器内壁出口连接，其上具有多个沿周向分布的内侧支撑孔；
18.多个内侧支撑杆，连接在扩压器内壁上，对应穿过一个内侧支撑孔设置；
19.环形内机匣，在环形火焰筒内壁内设置，其进口与扩压器的出口连接；
20.多个燃油喷嘴，沿周向连接在环形外机匣上，其喷油端伸入到环形火焰筒的进口内；
21.多个外侧旋流器，每个外侧旋流器内圈对应套接在一个燃油喷嘴的喷油端，外圈与环形火焰筒的进口部位连接。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，还包括：
23.多个支板，内部以点阵结构进行填充，在扩压器的扩压流路内沿周向设置，支撑在扩压器外壁、内壁之间，尾缘部位具有缺口；
24.分流环，卡在各个缺口中，横截面呈v型，开口朝向扩压器的出口方向，与扩压器以及各个支板以增材工艺一体成型。
25.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，还包括：
26.多个外侧安装座，连接在环形外机匣的内壁上，为亚音速翼型外廓；每个外侧安装座对应套接在一个外侧支撑杆上；
27.多个内侧安装座，连接在扩压器的内壁内侧，为亚音速翼型外廓；每个内侧安装座对应套接在一个内侧支撑杆上。
28.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，环形火焰筒外壁外侧具有多个外侧环形定位卡槽，每个外侧环形定位卡槽对应环绕一个外侧支撑孔；
29.环形火焰筒内壁外侧具有多个内侧环形定位卡槽，每个内侧环形定位卡槽对应环绕一个内侧支撑孔；
30.航空发动机三旋流主燃烧室还包括：
31.多个外侧支撑衬套，每个外侧支撑衬套对应套接在一个外侧支撑杆上，与对应的外侧支撑杆间球面接触，贯穿对应的外侧支撑孔设置，位于环形火焰筒外壁外的一端具有外侧环形弯折支撑边；每个外侧环形弯折支撑边卡在对应的外侧环形定位卡槽中；
32.多个外侧定位螺母，每个外侧定位螺母对应螺接在一个外侧支撑衬套的另一端，抵靠在环形火焰筒外壁内；
33.多个内侧支撑衬套，每个内侧支撑衬套对应套接在一个内侧支撑杆上，与对应的内侧支撑杆间球面接触，贯穿对应的内侧支撑孔设置，位于环形火焰筒内壁外的一端具有内侧环形弯折支撑边；每个内侧环形弯折支撑边卡在对应的内侧环形定位卡槽中；
34.多个内侧定位螺母，每个内侧定位螺母对应螺接在一个内侧支撑衬套的另一端，
抵靠在环形火焰筒内壁内。
35.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，环形火焰筒外壁内具有外侧环形凸出；
36.环形火焰筒内壁外具有内侧环形凸出；
37.航空发动机三旋流主燃烧室还包括：
38.多个连接板，具有外侧边缘、与外侧边缘相对的内侧边缘；每个连接板对应套接在一个外侧旋流器的外圈上；
39.多个外侧压片，具有平直段，该平直段通过托板螺母连接在环形火焰筒外壁内；每个外侧压片平直段上具有弯折部位，对应将一个外侧边缘压在外侧环形凸出上；
40.多个内侧压片，具有平直段，该平直段通过托板螺母连接在环形火焰筒内壁外；每个内侧压片的平直段上具有弯针部位，对应将一个内侧边缘压在内侧环形凸出上。
41.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，各个外侧边缘上具有外侧缺口；
42.对应于各个外侧边缘的外侧压片有两个，分布在对应的外侧缺口两侧；
43.各个内侧边缘上具有内侧缺口；
44.对应于各个内侧边缘的内侧压片有两个，分布在对应的内侧缺口两侧；
45.外侧环形凸出上具有多个沿周向分布的外侧凸出部位，每个外侧凸出部位对应卡在一个外侧缺口中；
46.内侧环形凸出上具有多个沿周向分布的内侧凸出部位，每个内侧凸出部位对应卡在一个内侧缺口中。
47.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，
48.每个外侧环形凸出上具有多个外侧台阶型孔；
49.每个内侧环形凸出上具有多个内侧台阶型孔；
50.航空发动机三旋流主燃烧室还包括：
51.多个密封条，两端具有凸出部位，其径向宽度自两端向中间部位逐渐减小；
52.每个密封条的一端连接外侧环形凸出上，连同该端的凸出部位对应卡在一个外侧台阶型孔中；
53.每个密封条的另一端连接内侧环形凸出上，连同该端的凸出部位对应卡在一个内侧台阶型孔中；
54.各个密封条与各个连接板相间分布，与相邻的两个连接板密封接触。
55.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，连接板上具有多个冲击冷却孔，各个冲击冷却孔环绕外侧旋流器分布；
56.航空发动机三旋流主燃烧室还包括：
57.多个冷却挡板，对应套设在外侧旋流器外周，连接在对应的连接板板上，与对应的连接板之间具有环形流出缝隙；各个环形流出缝隙连通各个对应冲击冷却孔的出口端；
58.多个内侧旋流器，每个内侧旋流器内圈对应套接在一个燃油喷嘴的喷油端；
59.多个中间旋流器，每个中间旋流器内圈对应套接在一个内侧旋流器外圈，其外圈外壁具有多个冷却通道；
60.多个内环，每个内环对应套接在一个中间旋流器外圈，与对应中间旋流器外圈间
球面接触，在对应的外侧旋流器内圈内设置，外壁具有环形连接凸出；
61.每个环形连接凸出连接在对应外侧旋流器的内圈上，其上具有多个沿周向分布的冷却通孔。
62.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，还包括：
63.外壁环形整流罩，连接在环形火焰筒外壁的进口部位；
64.内壁环形整流罩，连接在环形火焰筒内壁的进口部位。
65.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，外壁环形整流罩具有多个防干涉缺口；
66.每个防干涉缺口对应供一个燃油喷嘴通过，以及具有向内弯折的防回流折边。
附图说明
67.图1是现有航空发动机主燃烧室的示意图；
68.图2是本技术实施例提供的航空发动机三旋流主燃烧室的局部剖图；
69.图3是本技术实施例提供的航空发动机三旋流主燃烧室的又一局部剖示意图；
70.图4是本技术实施例提供的航空发动机三旋流主燃烧室的局部侧视图；
71.图5是本技术实施例提供的外侧支撑杆的示意图；
72.图6是本技术实施例提供的外侧安装座的截面示意图；
73.图7是本技术实施例提供的航空发动机三旋流主燃烧室的再一局部剖示意图；
74.图8是本技术实施例提供的航空发动机三旋流主燃烧室的又一局部侧视示意图；
75.图9是本技术实施例提供的外侧压片与托板螺母配合的示意图；
76.图10是本技术实施例提供的密封条的示意图；
77.图11是本技术实施例提供的中间旋流器的示意图；
78.图12是本技术实施例提供的外壁环形整流罩的局部示意图；
79.其中：
80.1-扩压器；2-环形外机匣；3-环形火焰筒外壁；4-外侧支撑杆；5-环形火焰筒内壁；6-内侧支撑杆；7-燃油喷嘴；8-外侧旋流器；9-支板；10-分流环；11-外侧安装座；12-内侧安装座；13-外侧支撑衬套；14-外侧定位螺母；15-内侧支撑衬套；16-内侧定位螺母；17-连接板；18-外侧压片；19-内侧压片；20-外侧环形凸出；21-内侧环形凸出；22-密封条；23-冷却挡板；24-内侧旋流器；25-中间旋流器；26-内环；27-外壁环形整流罩；28-内壁环形整流罩；29-环形内机匣。
81.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
82.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
83.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
84.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，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，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
85.下面结合附图1至图12对本技术做进一步详细说明。
86.一种航空发动机三旋流主燃烧室，包括：
87.扩压器1；
88.环形外机匣2，其进口与扩压器1外壁出口连接；
89.环形火焰筒外壁3，在环形外机匣2内设置，其上具有多个沿周向分布的外侧支撑孔；
90.多个外侧支撑杆4，连接在环形外机匣2上，对应穿过一个外侧支撑孔设置；
91.环形火焰筒内壁5，在环形火焰筒外壁3内设置，与环形火焰筒外壁3构成环形火焰筒，其进口与扩压器1内壁出口连接，其上具有多个沿周向分布的内侧支撑孔；
92.多个内侧支撑杆6，连接在扩压器1内壁上，对应穿过一个内侧支撑孔设置；
93.环形内机匣29，在环形火焰筒内壁5内设置，其进口与扩压器1的出口连接；
94.多个燃油喷嘴7，沿周向连接在环形外机匣2上，其喷油端伸入到环形火焰筒的进口内；
95.多个外侧旋流器8，每个外侧旋流器8内圈对应套接在一个燃油喷嘴7的喷油端，外圈与环形火焰筒的进口部位连接。
96.对于上述实施例公开的航空发动机三旋流主燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，构成环形火焰筒的环形火焰筒外壁3、环形火焰筒内壁5，通过多个外侧支撑杆4、内侧支撑杆6支撑在环形外机匣2、扩压器1上，可约束环形火焰筒外壁3、环形火焰筒内壁5的变形，但不限制环形火焰筒外壁3、环形火焰筒内壁5的径向变形，在主燃烧室头部进口温度大幅提高的情形下，可保证各个燃油喷嘴7的喷油端及其外侧旋流器8相对空间位置变化的协调性，保证环形火焰筒内油气匹配的一致性，进而能够保证环形火焰筒出口温度场的品质。
97.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，还包括：
98.多个支板9，内部以点阵结构进行填充，在扩压器1的扩压流路内沿周向设置，支撑
在扩压器1外壁、内壁之间，尾缘部位具有缺口；
99.分流环10，卡在各个缺口中，横截面呈v型，开口朝向扩压器1的出口方向，与扩压器1以及各个支板9以增材工艺一体成型。
100.对于上述实施例公开的航空发动机三旋流主燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，其在扩压器1的扩压流路内设置多个支板9及其分流环10，将扩压流路分割，以此能够降低气流的压损，适应技术发展的需要，此外，设计各个支板9内部以点阵结构进行填充，分流环10的横截面呈v型，可降低扩压器2整体的质量。
101.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，还包括：
102.多个外侧安装座11，连接在环形外机匣2的内壁上，为亚音速翼型外廓；每个外侧安装座11对应套接在一个外侧支撑杆4上；
103.多个内侧安装座12，连接在扩压器1的内壁内侧，为亚音速翼型外廓；每个内侧安装座12对应套接在一个内侧支撑杆6上。
104.对于上述实施例公开的航空发动机三旋流主燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，其设计在内侧以各个外侧安装座11对应套接在外侧支撑杆4上，以及以各个内侧安装座12对应套接在内侧支撑杆6上，可局部增强环形外机匣2、扩压器1内壁的强度，以及设计各个外侧安装座11、内侧安装座12为亚音速翼型外廓，可降低压损。
105.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，环形火焰筒外壁3外侧具有多个外侧环形定位卡槽，每个外侧环形定位卡槽对应环绕一个外侧支撑孔；
106.环形火焰筒内壁5外侧具有多个内侧环形定位卡槽，每个内侧环形定位卡槽对应环绕一个内侧支撑孔；
107.航空发动机三旋流主燃烧室还包括：
108.多个外侧支撑衬套13，每个外侧支撑衬套13对应套接在一个外侧支撑杆4上，与对应的外侧支撑杆4间球面接触，以此保证接触的可靠性，贯穿对应的外侧支撑孔设置，位于环形火焰筒外壁3外的一端具有外侧环形弯折支撑边；每个外侧环形弯折支撑边卡在对应的外侧环形定位卡槽中，以进行可靠定位；
109.多个外侧定位螺母14，每个外侧定位螺母14对应螺接在一个外侧支撑衬套13的另一端，抵靠在环形火焰筒外壁3内；
110.多个内侧支撑衬套15，每个内侧支撑衬套15对应套接在一个内侧支撑杆6上，与对应的内侧支撑杆6间球面接触，以保证接触的可靠性，贯穿对应的内侧支撑孔设置，位于环形火焰筒内壁5外的一端具有内侧环形弯折支撑边；每个内侧环形弯折支撑边卡在对应的内侧环形定位卡槽中，以进行可靠定位；
111.多个内侧定位螺母16，每个内侧定位螺母16对应螺接在一个内侧支撑衬套15的另一端，抵靠在环形火焰筒内壁5内。
112.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，环形火焰筒外壁3内具有外侧环形凸出20；
113.环形火焰筒内壁5外具有内侧环形凸出21；
114.航空发动机三旋流主燃烧室还包括：
115.多个连接板17，具有外侧边缘、与外侧边缘相对的内侧边缘；每个连接板17对应套接在一个外侧旋流器8的外圈上；
116.多个外侧压片18，具有平直段，该平直段通过托板螺母连接在环形火焰筒外壁3内；每个外侧压片18平直段上具有弯折部位，对应将一个外侧边缘压在外侧环形凸出20上；
117.多个内侧压片19，具有平直段，该平直段通过托板螺母连接在环形火焰筒内壁5外；每个内侧压片19的平直段上具有弯折部位，对应将一个内侧边缘压在内侧环形凸出21上。
118.对于上述实施例公开的航空发动机三旋流主燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，其设计以连接板17套接在外侧旋流器8的外圈上，通过外侧压片18、内侧压片19将连接板17相对的第一边缘、第二边缘，压在外侧环形凸出20、内侧环形凸出21上，以此实现外侧旋流器8在环形火焰筒进口部位的连接，该种连接与环形火焰筒外壁3、环形火焰筒内壁5为浮动连接，在主燃烧室头部进口温度大幅提高的情形下，避免产生较大的应力，保证各个燃油喷嘴7的喷油端与环形火焰筒进口部位的良好对中，以此保证环形火焰筒出口温度场的品质。
119.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，各个外侧边缘上具有外侧缺口；
120.对应于各个外侧边缘的外侧压片18有两个，分布在对应的外侧缺口两侧；
121.各个内侧边缘上具有内侧缺口；
122.对应于各个内侧边缘的内侧压片19有两个，分布在对应的内侧缺口两侧；
123.外侧环形凸出20上具有多个沿周向分布的外侧凸出部位，每个外侧凸出部位对应卡在一个外侧缺口中；
124.内侧环形凸出21上具有多个沿周向分布的内侧凸出部位，每个内侧凸出部位对应卡在一个内侧缺口中。
125.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，
126.每个外侧环形凸出20上具有多个外侧台阶型孔；
127.每个内侧环形凸出21上具有多个内侧台阶型孔；
128.航空发动机三旋流主燃烧室还包括：
129.多个密封条22，两端具有凸出部位，其径向宽度自两端向中间部位逐渐减小；
130.每个密封条22的一端连接外侧环形凸出20上，连同该端的凸出部位对应卡在一个外侧台阶型孔中；
131.每个密封条22的另一端连接内侧环形凸出21上，连同该端的凸出部位对应卡在一个内侧台阶型孔中；
132.各个密封条22与各个连接板17相间分布，与相邻的两个连接板17密封接触，以保证该处部位的密封性。
133.对于上述实施例公开的航空发动机三旋流主燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，其设计连接在外侧环形凸出20、内侧环形凸出21的各个密封条22径向宽度自两端向中间部位逐渐减小，即在环形火焰筒外壁3、环形火焰筒内壁5间弱刚性连接，在主燃烧室头部进口温度大幅提高的情形下，可避免产生较大的应力。
134.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，连接板17上具有多个冲击冷却孔，各个冲击冷却孔环绕外侧旋流器8分布；
135.航空发动机三旋流主燃烧室还包括：
136.多个冷却挡板23，对应套设在外侧旋流器8外周，连接在对应的连接板17板上，与对应的连接板17之间具有环形流出缝隙；各个环形流出缝隙连通各个对应冲击冷却孔的出口端；
137.多个内侧旋流器24，每个内侧旋流器24内圈对应套接在一个燃油喷嘴7的喷油端；
138.多个中间旋流器25，每个中间旋流器25内圈对应套接在一个内侧旋流器26外圈，其外圈外壁具有多个冷却通道；
139.多个内环26，每个内环26对应套接在一个中间旋流器25外圈，与对应中间旋流器25外圈间球面接触，以保证接触的可靠性，且可避免在装配过程中发生卡滞，在对应的外侧旋流器8内圈内设置，外壁具有环形连接凸出；
140.每个环形连接凸出连接在对应外侧旋流器8的内圈上，其上具有多个沿周向分布的冷却通孔。
141.对于上述实施例公开的航空发动机三旋流主燃烧室，领域内技术人员可以理解的是，其设计各个燃油喷嘴7的喷油端采用三级旋流器进行旋流，可增大掺混空气量，以及增加掺混的效果，可有效提高主燃烧室的温升能力。
142.对于上述实施例公开的航空发动机三旋流主燃烧室，领域内技术人员还可以理解的是，其在工作时，可通过连接板17上的冲击冷却孔引入冷却气，对冷却挡板23进行冲击冷却，其后自环形流出缝隙流出，以保护该处不被烧蚀，以及可通过环形连接凸出上的冷却通孔引入冷却气，避免该处发生烧蚀，此外，可通过中间旋流器25外圈外壁具有冷却通道引入冷却气，将环形火焰筒内对应位置形成的回流吹离，以此避免烧蚀。
143.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，还包括：
144.外壁环形整流罩27，连接在环形火焰筒外壁3的进口部位；
145.内壁环形整流罩28，连接在环形火焰筒内壁5的进口部位。
146.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机三旋流主燃烧室中，外壁环形整流罩27具有多个防干涉缺口；
147.每个防干涉缺口对应供一个燃油喷嘴7通过，以及具有向内弯折的防回流折边，以避免气流回流，降低气流回流损失。
148.上述实施例中公开航空发动机三旋流主燃烧室中，所说的部件间的连接，可以是通过螺栓连接、焊接或者是一体成型，具有是何种连接方式，可由相关技术人员在应用本技术公开的技术方案时，根据具体实际进行确定，此外，环形外机匣2、环形内机匣29、环形火焰筒外壁3、环形火焰筒内壁5出口部位的连接形式，可由相关技术人员在应用本技术的技术方案时，根据具体实际进行确定，在此不再进行更细致的说明。
149.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
150.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。