一种航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室的制作方法

本申请属于航空涡轮发动机加力燃烧室设计，具体涉及一种航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室。

背景技术：

1、现有航空涡轮发动机普遍采用缓燃式等压燃烧，缓燃波传播速度慢，为大熵增过程，热效率不高，随着技术的进步，在缓燃式等压燃烧下，航空涡轮发动机的气动性能、燃烧效率已接近极限，想要进一步提性能已经非常困难。

2、爆震燃烧是一种增压燃烧方式，燃烧速度快，增压效果强，熵增小，热效率高，在航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室中应用，将加力燃烧室改进为旋转爆震加力燃烧室，能够大幅提航空涡轮发动机的效率，减少压气机级数，提高航空涡轮发动机的工作上限，以及减小加力燃烧室的轴向长度，降低航空涡轮发动机的重量，增大航空涡轮发动机的推重比。

3、当前，对爆震燃烧的研究多数集中在旋转爆震的起爆和控制、燃油雾化蒸发和掺混、稳定工作边界等机理方面的研究，从防止爆震波逆向压力传导、快速建立可燃物填充区两方面需求出发，在旋转爆震加力燃烧室进口处构建收扩通道，使进入旋转爆震加力燃烧室的气流，在进口处达到超声速，形成旋转爆震加力的点火启动条件，并能够防止下游爆震燃烧后的高压产物向上游传导，以及能够加快可燃物填充，但该种技术方案存在以下缺陷：

4、在非加力状态下，航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室进口气流与喷管出口气流同时达到超声速，会增大总压损失，影响航空涡轮发动机的推力，以及会弱化喷管对航空涡轮发动机状态的调节能够力。

5、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

6、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。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供一种航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

2、本申请的技术方案是：

3、一种航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室，包括：

4、外壁，其上具有环形开口；

5、分流环，在外壁内设置，位于外壁进口处，与外壁之间构成外涵；

6、内锥体，在分流环内设置，与分流环之间构成内涵，其后端延伸出分流环出口，外壁上具有外向环形凸起；外向环形凸起位于分流环出口靠后；

7、滑动机匣，前端套设在外壁上，贴靠外壁外表面，后端通过环形开口伸入到外壁内，贴靠在外壁内表面，与外壁之间滑动连接，能够沿外壁轴向滑动，其上具有内向环形凸起；内向环形凸起位于外向环形凸起之后。

8、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室中，滑动机匣与外壁之间通过滑轨连接。

9、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室中，外向环形凸起、内向环形凸起的横截面呈圆弧状。

10、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室中，还包括：

11、作动筒，连接在涡轮外机匣、滑动机匣之间，以能够驱动滑动机匣沿外壁轴向滑动。

技术特征：

1.一种航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，

3.根据权利要求1所述的航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，

4.根据权利要求1所述的航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室，其特征在于，

技术总结
本申请属于航空涡轮发动机加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种航空涡轮发动机旋转爆震加力燃烧室，包括：外壁，其上具有环形开口；分流环，在外壁内设置，位于外壁进口处，与外壁之间构成外涵；内锥体，在分流环内设置，与分流环之间构成内涵，其后端延伸出分流环出口，外壁上具有外向环形凸起；外向环形凸起位于分流环出口靠后；滑动机匣，前端套设在外壁上，贴靠外壁外表面，后端通过环形开口伸入到外壁内，贴靠在外壁内表面，与外壁之间滑动连接，能够沿外壁轴向滑动，其上具有内向环形凸起；内向环形凸起位于外向环形凸起之后。

技术研发人员：潘鑫峰,韩佳,孔祥雪,张彦军,高婉宁
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15