燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机专利检索-燃烧设备燃烧方法专利检索查询-专利查询网

IPRDB

API 数据接口

专利申请

使用指引 chat嘟嘟

会员体验

联系我们

交流群

现在联系顾问~

燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机
申请号	CN202311801858.3	申请日	2023-12-25	公开(公告)号	CN117738792A	公开(公告)日	2024-03-22
申请人	中国人民解放军空军工程大学;			发明人	宋飞龙; 吴云; 康晋辉; 陈鑫; 宋慧敏; 郭善广; 贾敏; 杨诏; 王娇娇;
摘要	本申请公开了燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，涉及航空发动机的领域，其包括机壳和同轴转动设置于机壳内的转动轴，所述转动轴上设置有压气叶轮和涡轮，所述机壳内位于压气叶轮和涡轮之间形成有燃烧室，所述转动轴位于压气叶轮与燃烧室之间的位置固定有反推体，所述反推体绕转动轴轴线均匀间隔设置有多个。本申请具有提高爆震燃烧室与压气机匹配性以及提高燃烧室总压恢复系数的优势，并有助于提升发动机的推力的效果。
权利要求	1.燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，包括机壳（1）和同轴转动设置于机壳（1）内的转动轴（2），所述转动轴（2）上设置有压气叶轮（3）和涡轮（4），所述机壳（1）内位于压气叶轮（3）和涡轮（4）之间形成有燃烧室（5），其特征在于：所述转动轴（2）位于压气叶轮（3）与燃烧室（5）之间的位置固定有反推体，所述反推体绕转动轴（2）轴线均匀间隔设置有多个。 2.根据权利要求1所述的燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，其特征在于：所述反推体为反推叶片（21）；在转动轴（2）位于压气叶轮（3）与燃烧室（5）之间的位置划分第一辅助区（100）和第二辅助区（200），第一辅助区（100）和第二辅助区（200）绕转动轴（2）轴线依次设置，所述反推叶片（21）自第一辅助区（100）靠近压气叶轮（3）一侧延伸至第二辅助区（200）靠近燃烧室（5）的一侧。 3.根据权利要求2所述的燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，其特征在于：所述反推叶片（21）呈弧形片状，所述反推叶片（21）的曲率中心位于反推叶片（21）背离压气叶轮（3）的一侧。 4.根据权利要求2所述的燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，其特征在于：所述反推叶片（21）的厚度自压气叶轮（3）一侧向燃烧室（5）一侧逐渐变小，相邻两个所述反推叶片（21）之间的空隙自压气叶轮（3）一侧向燃烧室（5）一侧逐渐变大。 5.根据权利要求2所述的燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，其特征在于：所述压气叶轮（3）包括压气叶片（31），在转动轴（2）位于压气叶轮（3）一侧划分第三辅助区（300）和第四辅助区（400），所述第三辅助区（300）和第四辅助区（400）绕转动轴（2）依次设置，且所述第三辅助区（300）和第一辅助区（100）位于同一侧，所述第四辅助区（400）和第二辅助区（200）位于同一侧，所述压气叶片（31）自第三辅助区（300）背离燃烧室（5）的一侧向第四辅助区（400）靠近燃烧室（5）的一侧延伸。 6.根据权利要求2所述的燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，其特征在于：所述反推叶片（21）靠近压气叶轮（3）一端为弧面结构。 7.根据权利要求2所述的燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，其特征在于：所述反推叶片（21）呈中空设置并形成有输油腔（211），所述反推叶片（21）上开设有喷油口（212），且所述喷油口（212）与输油腔（211）连通。 8.根据权利要求7所述的燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，其特征在于：所述喷油口（212）在反推叶片（21）厚度方向的两侧均设置有一组。 9.根据权利要求7所述的燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，其特征在于：所述转动轴（2）上环绕开设有输油槽（23），且所述输油腔（211）与输油槽（23）连通，所述输油槽（23）内同轴嵌设有封环（6），所述封环（6）封闭输油槽（23）的槽口，且所述封环（6）与输油槽（23）转动连接；并且，所述封环（6）与机壳（1）之间固定连接有支撑支架（61），所述机壳（1）上固定有输油管（12），所述输油管（12）穿过封环（6）并与输油槽（23）连通。 10.根据权利要求2所述的燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，其特征在于：所述反推叶片（21）厚度自压气叶轮（3）一侧向反推叶片（21）的中部逐渐变小，所述反推叶片（21）厚度自其中部向其靠近燃烧室（5）一侧逐渐变小，相邻两个所述反推叶片（21）之间的空隙自压气叶轮（3）一侧向燃烧室（5）一侧先逐渐变小后逐渐变大。
说明书全文	燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机技术领域 [0001] 本申请涉及航空发动机的领域，尤其是涉及燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机。背景技术 [0002] 航空发动机是用于推动飞机前进的关键设备，被视作是飞行器的“心脏。它通过燃烧燃料产生高温高压气体，并通过喷射气流产生推力。 [0003] 相关技术中，一种旋转爆震燃烧发动机，包括机壳，机壳整体呈筒状，机壳内同轴转动设置有转动轴，转动轴在机壳进气一侧同轴固定有压气叶轮，转动轴位于机壳排气一侧同轴固定有涡轮。机壳位于压气叶轮和涡轮之间形成有燃烧室，燃烧室为环绕转动轴的环腔，转动轴位于压气叶轮和燃烧室之间的部分向外凸起形成第一限流凸起，第一限流凸起绕转动轴一周设置。机壳位于第一限流凸起位置向内凸起形成有第二限流凸起，第二限流凸起绕第一限流凸起一周设置。第一限流凸起与第二限流凸起之间形成有增速通道，且壳体位于增速通道位置设置有喷油口。 [0004] 实际运用中，压气叶轮转动，压气叶轮吸气并加压，然后将气体送入增速通道，增速通道对气体进行先限缩后释放，从而增大气体流速；同时，喷油口喷出燃油，使得燃油混合于气体中，并形成油气混合物；随后，油气混合物进入燃烧室进行燃烧，并经过涡轮处膨胀后喷出，从而给飞行器提供较大的推力。其中，油气混合物在燃烧室内进行爆震燃烧，油气混合物燃烧后产生的物质将在燃烧室内形成绕转动轴的爆震波。 [0005] 针对上述相关技术，爆震波的上游激波部分将会朝向压气叶轮一侧运动，朝向压气叶轮运动的激波部分将与压气叶轮作用形成复杂波系，造成较大的总压损失，且致使发动机产生的推力有所不足，存在待改进之处。发明内容 [0006] 为了改善朝向压气叶轮运动的激波部分与压气叶轮作用形成复杂波系，造成较大的总压损失，且致使发动机产生的推力有所不足的问题，本申请提供了燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机。 [0007] 本申请提供的燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，采用如下的技术方案：燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，包括机壳和同轴转动设置于机壳内的转动轴，所述转动轴上设置有压气叶轮和涡轮，所述机壳内位于压气叶轮和涡轮之间形成有燃烧室，所述转动轴位于压气叶轮与燃烧室之间的位置固定有反推体，所述反推体绕转动轴轴线均匀间隔设置有多个。 [0008] 通过采用上述技术方案，实际运行中，涡轮转动，通过转动轴使得压气叶轮随之运动，油气混合物可以经相邻反推体之间的空隙进入燃烧室。然后，油气混合物在燃烧室内进行燃烧，并形成爆震波，爆震波的上游激波部分将朝向压气叶轮一侧传播，且将接触反推体。随着油气混合物持续进入燃烧室燃烧，将形成稳定传播的爆震波，而前期接触反推体的激波部分被反推体阻碍，后续传播的爆震波同样难以向反推体一侧发生压力回传，即反推体具备对爆震波防回传的效果。通过这种方式，减少航空发动机内的总压损失，并有助于提升发动机的推力。 [0009] 值得一提的是，设置反推体后，油气混合物经相邻反推体之间的间隙通过，并将先收缩后扩张，从而有助于提升油气混合物的流速和掺混效果；且此时，无需在转动轴和机壳内侧成型限流凸起，即可达到对油气混合物增速和提高掺混的目的。 [0010] 优选的，所述反推体为反推叶片；在转动轴位于压气叶轮与燃烧室之间的位置划分第一辅助区和第二辅助区，第一辅助区和第二辅助区绕转动轴轴线依次设置，所述反推叶片自第一辅助区靠近压气叶轮一侧延伸至第二辅助区靠近燃烧室的一侧。 [0011] 通过采用上述技术方案，将反推体设置为反推叶片，有助于增大爆震波上游激波与反推体之间的接触面积，并有助于提升反推体对爆震波的反推效果，减少总压损失。 [0012] 优选的，所述反推叶片呈弧形片状，所述反推叶片的曲率中心位于反推叶片背离压气叶轮的一侧。 [0013] 通过采用上述技术方案，将反推叶片设置为弧形片状，有助于进一步增大爆震波与反推叶片之间的接触面积，进一步提升反推体对爆震波的反推效果。 [0014] 优选的，所述反推叶片的厚度自压气叶轮一侧向燃烧室一侧逐渐变小，相邻两个所述反推叶片之间的空隙自压气叶轮一侧向燃烧室一侧逐渐变大。 [0015] 通过采用上述技术方案，被压气叶轮压缩和送给的空气进入相邻两个反推叶片之间，此时流道突缩，随后随着相邻两个反向叶片之间的空间逐渐增大，气流将进一步加速，从而有助于提升油气混合物的速度。 [0016] 优选的，所述压气叶轮包括压气叶片，在转动轴位于压气叶轮一侧划分第三辅助区和第四辅助区，所述第三辅助区和第四辅助区绕转动轴依次设置，且所述第三辅助区和第一辅助区位于同一侧，所述第四辅助区和第二辅助区位于同一侧，所述压气叶片自第三辅助区背离燃烧室的一侧向第四辅助区靠近燃烧室的一侧延伸。 [0017] 通过采用上述技术方案，压气叶轮转动并输送空气时，空气将在压气叶轮的带动下进行旋动，将反推叶片与压气叶片的走向相符设置，有助于提升空气进入相邻两个反推叶片之间的顺畅性，并减少空气动能的损失。 [0018] 优选的，所述反推叶片靠近压气叶轮一端为弧面结构。 [0019] 通过采用上述技术方案，将反推叶片靠近压气叶轮的一端设置为弧面结构，减少反推叶片对进气气流的阻力。 [0020] 优选的，所述反推叶片呈中空设置并形成有输油腔，所述反推叶片上开设有喷油口，且所述喷油口与输油腔连通。 [0021] 通过采用上述技术方案，实际运行中，可以将燃油供给至反推叶片的输油腔内，并经反推叶片上的喷油口喷出，且随着转动轴的转动，燃油将与经过的空气混合，有助于提升燃油与空气混合的均匀性。 [0022] 优选的，所述喷油口在反推叶片厚度方向的两侧均设置有一组。 [0023] 通过采用上述技术方案，有助于进一步提升燃油与空气混合的均匀性。 [0024] 优选的，所述转动轴上环绕开设有输油槽，且所述输油腔与输油槽连通，所述输油槽内同轴嵌设有封环，所述封环封闭输油槽的槽口，且所述封环与输油槽转动连接；并且，所述封环与机壳之间固定连接有支撑支架，所述机壳上固定有输油管，所述输油管穿过封环并与输油槽连通。 [0025] 通过采用上述技术方案，由支撑支架将封环固定于机壳上，并由输油管穿过封环向输油槽内供给燃油，且将燃油供给至输液腔内，从而具体实现对输液腔内燃油的供给。 [0026] 优选的，所述反推叶片厚度自压气叶轮一侧向反推叶片的中部逐渐变大，所述反推叶片厚度自其中部向其靠近燃烧室一侧逐渐变小，相邻两个所述反推叶片之间的空隙自压气叶轮一侧向燃烧室一侧先逐渐变小后逐渐变大。 [0027] 通过采用上述技术方案，气流进入相邻反推叶片之间，先经反推叶片引导，并对气流加速，后通过扩张的流道对气流进一步加速，气流的进气速度更高。附图说明 [0028] 图1为本实施例主要体现燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机的示意图；图2为本实施例主要体现安装架、反推叶片以及压气叶轮结构的示意图；图3为本实施例主要体现反推叶片结构的爆炸示意图；图4为本实施例主要体现反推叶片和压气叶片结构的示意图；图5为本实施例主要体现输油槽和封环结构的示意图。 [0029] 附图标记：1、机壳；11、安装架；111、安装套；112、支撑叶片；12、输油管；2、转动轴；21、反推叶片；211、输油腔；212、喷油口；213、进油口；22、嵌槽；23、输油槽；24、油道；3、压气叶轮；31、压气叶片；4、涡轮；5、燃烧室；6、封环；61、支撑支架；100、第一辅助区；200、第二辅助区；300、第三辅助区；400、第四辅助区。具体实施方式 [0030] 以下结合附图对本申请作进一步详细说明。 [0031] 本申请实施例公开了燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机。 [0032] 实施例一：参照图1和图2，燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，包括机壳1，机壳1为筒状结构，机壳1内同轴转动设置有转动轴2。转动轴2位于机壳1进气一侧同轴固定有压气叶轮3，转动轴2位于机壳1排气一侧同轴固定有涡轮4。机壳1内位于压气叶轮3和涡轮4之间形成有燃烧室5，燃烧室5为环绕转动轴2的环腔。转动轴2位于压气叶轮3与燃烧室5之间位置固定有反推体，反推体绕转动轴2均匀间隔设置有多个。 [0033] 具体而言，参见图2和图3，机壳1内固定有安装架11，安装架11包括安装套111和支撑叶片112，安装套111与机壳1同轴设置，支撑叶片112的两端分别固定连接机壳1内壁和安装套111，且支撑叶片112绕安装套111轴线均匀间隔设置有若干个。安装架11在机壳1轴向上的两侧各设置有一个，转动轴2的两端分别穿设两个安装套111并分别与两个安装套111同轴转动连接。 [0034] 参见图2和图4，每个反推体在转动轴2上的安装结构均一致，现以其中一个反推体为例进行阐述。在转动轴2位于压气叶轮3与燃烧室5之间的位置划分第一辅助区100和第二辅助区200，第一辅助区100和第二辅助区200绕转动轴2轴线依次设置。反推体为反推叶片21，反推叶片21自第一辅助区100靠近压气叶轮3一侧延伸至第二辅助区200靠近燃烧室5的一侧，且反推叶片21靠近压气叶轮3一端为弧面结构。反推叶片21整体呈弧形片状，反推叶片21的曲率中心位于反推叶片21背离压气叶轮3的一侧；反推叶片21厚度自压气叶轮3一侧向燃烧室5一侧逐渐变小，相邻两个所述反推叶片21之间的空隙自压气叶轮3一侧向燃烧室 5一侧逐渐变大。 [0035] 参见图3和图5，同时，反推叶片21中空设置并形成有输油腔211，反推叶片21的厚度方向上的两侧均开设有连通输油腔211的喷油口212，且喷油口212在反推叶片21厚度方向上的两侧均阵列设置有若干个。转动轴2对应反推叶片21的位置开设有嵌槽22，反推叶片21靠近转动轴2的一侧嵌入嵌槽22内，且反推叶片21与转动轴2焊接连接。转动轴2位于压气叶轮3和反推叶片21之间开设有输油槽23，输油槽23环绕转动轴2轴线一周设置，转动轴2位于输油槽23的槽底与嵌槽22之间开设有油道24，油道24连通输油槽23和嵌槽22。反推叶片 21在嵌槽22内的一侧开设有进油口213，进油口213与油道24连通。 [0036] 输油槽23呈阶梯状，输油槽23内嵌设有封环6，封环6与转动轴2同轴，封环6封闭输油槽23的槽口，且封环6绕转动轴2轴线与输油槽23转动配合。封环6与机壳1之间设置有支撑支架61，支撑支架61呈叶片状，支撑支架61的两端分别固定于封环6和机壳1内壁上，且支撑支架61绕封环6轴线均匀间隔设置有若干个。机壳1上还固定输油管12，输油管12穿过封环6并与输油槽23连通。 [0037] 参见图3和图4，为了提升发动机进气的流畅性，在转动轴2位于压气叶轮3一侧划分第三辅助区300和第四辅助区400，第三辅助区300和第四辅助区400绕转动轴2依次设置，且第三辅助区300和第一辅助区100位于同一侧，第四辅助区400和第二辅助区200位于同一侧。压气叶轮3包括压气叶片31，压气叶片31自第三辅助区300背离燃烧室5的一侧向第四辅助区400靠近燃烧室5的一侧延伸，且压气叶片31绕转动轴2轴线均匀间隔设置若干个。 [0038] 需要指出的是，本实施例中，关于反推叶片21、支撑叶片112、喷油口212、支撑支架61、压气叶片31等均可以根据实际需要进行对应数量的设置，满足相应需求即可，本实施例中不再过多赘述。 [0039] 本申请实施例燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机的实施原理为：实际运行中，涡轮4转动，通过转动轴2使得压气叶轮3随之运动，气流经压气叶轮3压缩和送给至反推叶片21处；同时，燃油经输油管12送入输油槽23，并经油道24进入输油腔211；然后，在反推叶片21的引导下，气流进入相邻两个反推叶片21之间流道突缩，随着相邻两个反推叶片21之间的空间逐渐增大，气流进一步加速，且燃油将经喷油口212喷出并与气流混合，从而形成油气混合物；随后，油气混合物进入燃烧室5并被点燃，并形成爆震波，且随着油气混合物持续进入燃烧室5，燃烧室5内形成稳定传播的爆震波；最后，爆震燃烧产物向涡轮4一侧运动并喷出机壳1，从而向飞行器提供推力。 [0040] 其中，爆震波形成后，爆震波的上游激波部分将朝向压气叶轮3一侧传播，且将接触反推叶片21。随着油气混合物持续进入燃烧室5并燃烧，将形成稳定传播的爆震波，而前期接触反推叶片21的激波部分被反推叶片21阻碍，后续传播的爆震波同样难以向反推叶片21一侧发生压力回传，即反推叶片21具备防回传的效果。 [0041] 实施例二：本实施例与实施例一的不同之处在于，反推叶片21厚度自压气叶轮3一侧向反推叶片21的中部逐渐变大，反推叶片21厚度自其中部向其靠近燃烧室5一侧逐渐变小，相邻两个反推叶片21之间的空隙自压气叶轮3一侧向燃烧室5一侧先逐渐变小后逐渐变大。气流进入相邻反推叶片21之间，先经反推叶片21引导，并对气流逐步加速，然后通过扩张流道对气流进一步加速，气流的进气速度更高。 [0042] 以上均为本申请的较佳实施例，并非依此限制本申请的保护范围，故：凡依本申请的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本申请的保护范围之内。