飞机发动机的燃烧室及其油气比调节方法

本申请涉及飞机发动机，特别涉及一种飞机发动机的燃烧室及其油气比调节方法。

背景技术：

1、目前飞机发动机的燃烧室通过涡轮泵改变燃油供给压力和进气压力来调节燃油流量和空气流量，这种调节方式存在诸多弊端：燃油供给压力变化会导致供油管道出口附近的油气比发生较大变化，影响燃油的点燃和充分燃烧；涡轮泵由自飞机发动机的燃烧室排出的高温高压气体驱动，当飞机发动机启动或者突然空中停车时则不能有效驱动涡轮泵，这时无法控制燃油流量和空气流量；不能准确调节燃油流量和空气流量，导致飞机发动机工作效率不高且在恶劣工况下工作时的安全性不高。有鉴于此，如何规避上述弊端，是需要本领域技术人员解决的技术问题。

技术实现思路

1、为解决上述问题，本申请提供一种飞机发动机的燃烧室，所述燃烧室包括：

2、火焰筒，所述火焰筒设有初级进气通道和燃烧腔部，飞机发动机工作时，空气能够通过所述初级进气通道进入所述燃烧腔部内；

3、供油管道，飞机发动机工作时，燃油能够通过所述供油管道进入所述燃烧腔部内；

4、第一调节组件，所述第一调节组件包括第一调节栓和第一驱动部，所述第一调节栓包括位于所述初级进气通道内的第一栓体，所述第一栓体的横截面积沿所述初级进气通道的轴向渐增，所述第一驱动部能够驱动所述第一调节栓沿所述初级进气通道的轴向移动；

5、第二调节组件，所述第二调节组件包括第二调节栓和第二驱动部，所述第二调节栓包括位于所述供油管道内的第二栓体，所述第二栓体的横截面积沿所述供油管道的轴向渐增，所述第二驱动部能够驱动所述第二调节栓沿所述供油管道的轴向移动，以调节所述供油管道的过流面积。

6、飞机发动机的燃烧室的一种实施方式，所述燃烧室包括旋流器，所述初级进气通道包括用于安装所述旋流器的安装段。

7、飞机发动机的燃烧室的一种实施方式，所述初级进气通道还包括变径段，所述变径段位于所述安装段上游，所述变径段的内径沿初级进气通道的轴向减增且越向下游越大，所述第一栓体位于所述变径段内，所述第一栓体的横截面积越向下游越大。

8、飞机发动机的燃烧室的一种实施方式，所述第一栓体的最大横截面积小于所述变径段的最小内径。

9、飞机发动机的燃烧室的一种实施方式，所述供油管道穿插在所述初级进气通道中，所述第一调节栓的中心设有供所述供油管道穿过的通孔，所述第一调节栓的通孔内侧面与所述供油管道的外侧面滑动密封配合，所述旋流器的中心设有供所述供油管道穿过的过孔，所述供油管道的出口位于所述旋流器下游。

10、飞机发动机的燃烧室的一种实施方式，所述第二栓体能够从所述供油管道的出口伸到所述供油管道内，所述第二栓体的横截面积越向下游越大。

11、飞机发动机的燃烧室的一种实施方式，所述第二调节栓还包括栓头，当所述第二调节栓将所述供油管道的过流面积调节到最小时，所述栓头封堵住所述供油管道的出口，使所述供油管道关闭。

12、飞机发动机的燃烧室的一种实施方式，所述第一驱动部包括第一液压泵、第一液压缸和第一活塞杆，所述第一液压缸为双向液压缸，所述第一活塞杆与所述第一调节栓连接，所述第一液压泵与所述飞机发动机的电控单元通信连接，以由所述电控单元控制所述第一液压泵；

13、所述第二驱动部包括第二液压泵、第二液压缸和第二活塞杆，所述第二液压缸为双向液压缸，所述第二活塞杆与所述第二调节栓连接，所述第二液压泵与所述飞机发动机的电控单元通信连接，以由所述电控单元控制所述第二液压泵。

14、飞机发动机的燃烧室的一种实施方式，所述燃烧室内还包括机匣，所述机匣的侧壁罩在所述火焰筒的侧壁外，所述机匣设有总进气通道，所述机匣的侧壁和所述火焰筒的侧壁之间形成有环形腔，所述总进气通道的出口的中心区域对着所述初级进气通道的进口，所述总进气通道的出口的四周区域对着所述环形腔，所述火焰筒的侧壁上设有次级进气通道，所述次级进气通道的进口与所述环形腔连通，飞机发动机工作时，自所述总进气通道进来的空气一部分经所述初级进气通道进入所述燃烧腔部内，另一部分经所述次级进气通道进入所述燃烧腔部内。

15、本申请还提供一种飞机发动机的燃烧室的油气比调节方法，通过改变供油管道的过流面积和火焰筒的初级进气通道的过流面积来改变燃烧室的油气比，使燃烧室的油气比与飞机的当前运行工况相匹配。

16、本申请通过改变初级进气通道的过流面积来调节空气流量，通过改变供油管道的过流面积来调节燃油流量，以此实现燃烧室的油气比调节，调节过程不会改变燃油供给压力和进气压力，相比以往通过涡轮泵改变燃油供给压力和进气压力来调节油气比而言，不会影响燃油的点燃和充分燃烧，在飞机发动机启动或者空中突然停车时也可进行油气比的调节，而且调节精度较高。

技术特征：

1.一种飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述燃烧室包括：

2.根据权利要求1所述的飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述燃烧室包括旋流器（5），所述初级进气通道（11）包括用于安装所述旋流器（5）的安装段（112）。

3.根据权利要求2所述的飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述初级进气通道（11）还包括变径段（111），所述变径段（111）位于所述安装段（112）上游，所述变径段（111）的内径沿初级进气通道（11）的轴向减增且越向下游越大，所述第一栓体（311）位于所述变径段（111）内，所述第一栓体（311）的横截面积越向下游越大。

4.根据权利要求3所述的飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述第一栓体（311）的最大横截面积小于所述变径段（111）的最小内径。

5.根据权利要求3所述的所述飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述供油管道（2）穿插在所述初级进气通道（11）中，所述第一调节栓（31）的中心设有供所述供油管道（2）穿过的通孔（312），所述第一调节栓（31）的通孔（312）内侧面与所述供油管道（2）的外侧面滑动密封配合，所述旋流器（5）的中心设有供所述供油管道（2）穿过的过孔（51），所述供油管道（2）的出口位于所述旋流器（5）下游。

6.根据权利要求5所述的所述飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述第二栓体（411）能够从所述供油管道（2）的出口伸到所述供油管道（2）内，所述第二栓体（411）的横截面积越向下游越大。

7.根据权利要求6所述的所述飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述第二调节栓（41）还包括栓头（412），当所述第二调节栓（41）将所述供油管道（2）的过流面积调节到最小时，所述栓头（412）封堵住所述供油管道（2）的出口，使所述供油管道（2）关闭。

8.根据权利要求1-7任一项所述的飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述第一驱动部包括第一液压泵（32）、第一液压缸（33）和第一活塞杆（34），所述第一液压缸（33）为双向液压缸，所述第一活塞杆（34）与所述第一调节栓（31）连接，所述第一液压泵（32）与所述飞机发动机的电控单元通信连接，以由所述电控单元控制所述第一液压泵（32）；

9.根据权利要求1-7任一项所述的飞机发动机的燃烧室，其特征在于，所述燃烧室内还包括机匣（6），所述机匣（6）的侧壁罩在所述火焰筒（1）的侧壁外，所述机匣（6）设有总进气通道（61），所述机匣（6）的侧壁和所述火焰筒（1）的侧壁之间形成有环形腔（7），所述总进气通道（61）的出口的中心区域对着所述初级进气通道（11）的进口，所述总进气通道（61）的出口的四周区域对着所述环形腔（7），所述火焰筒（1）的侧壁上设有次级进气通道（13），所述次级进气通道（13）的进口与所述环形腔（7）连通，飞机发动机工作时，自所述总进气通道（61）进来的空气一部分经所述初级进气通道（11）进入所述燃烧腔部（12）内，另一部分经所述次级进气通道（13）进入所述燃烧腔部（12）内。

10.飞机发动机的燃烧室的油气比调节方法，其特征在于，通过改变供油管道（2）的过流面积和火焰筒（1）的初级进气通道（11）的过流面积来改变燃烧室的油气比，使燃烧室的油气比与飞机的当前运行工况相匹配。

技术总结本申请提供一种飞机发动机的燃烧室及其油气比调节方法，燃烧室包括设有初级进气通道和燃烧腔部的火焰筒、供油管道、第一调节组件和第二调节组件，第一调节组件包括第一调节栓和能够驱动第一调节栓沿初级进气通道的轴向移动的第一驱动部，第一调节栓的位于初级进气通道内的第一栓体的横截面积沿初级进气通道的轴向渐增；第二调节组件包括第二调节栓和能够驱动第二调节栓沿供油管道的轴向移动的第二驱动部，第二调节栓的位于供油管道内的第二栓体的横截面积沿供油管道的轴向渐增。本申请调节燃烧室的油气比时，不改变燃油供给压力和进气压力，不影响燃油的点燃和充分燃烧，在飞机发动机启动或者空中突然停车时也可进行油气比的调节，调节精度较高。技术研发人员：王兵,符祥览,赵沛喆,闻浩诚,张会强受保护的技术使用者：清华大学技术研发日：技术公布日：2024/6/18