一种脉冲爆震燃烧室、发动机及飞行器的制作方法

本发明涉及航空发动机，具体涉及一种脉冲爆震燃烧室、发动机及飞行器。

背景技术：

1、脉冲爆震涡轴发动机是用脉冲爆震燃烧室替代传统涡轴发动机燃烧室的新概念发动机，具有自增压、燃烧速度快及熵增小等显著优点。

2、现有的脉冲爆震燃烧室采用多管并列结构，该燃烧室结构复杂、重量大，每根爆震管需单独加工，加工难度大、成本高，严重影响发动机的推重比等性能，提高了发动机的装配难度和制造成本。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提供了一种脉冲爆震燃烧室、发动机及飞行器，以解决现有脉冲爆震室重量大、制造难度大的问题。

2、第一方面，本发明提供了一种脉冲爆震燃烧室，包括：

3、机匣；

4、火焰筒，与所述机匣连接，所述机匣与所述火焰筒之间形成空气流道，所述火焰筒包括外环、内环和若干个分隔组件，所述内环和所述外环的截面形状均为弯折状，所述外环同轴设置于所述内环的外侧，若干个所述分隔组件设置于所述外环与所述内环之间，并将所述外环与所述内环之间分隔形成若干个燃烧腔，所述燃烧腔的两端分别为燃烧腔进口和燃烧腔出口，所述燃烧腔进口与所述燃烧腔出口的朝向相同，所述燃烧腔进口与所述空气流道连通；

5、若干个点火组件，与所述火焰筒连接，每个所述燃烧腔均配置有一个所述点火组件，所述点火组件适于通过所述燃烧腔进口向所述燃烧腔内喷射燃料并点火。

6、有益效果：火焰筒通过截面形状均为弯折状的外环和内环使得燃烧室的结构紧凑，能够在轴向上节省大量的空间；同时由于燃烧腔的两端分别为燃烧腔进口和燃烧腔出口，且燃烧腔进口与燃烧腔出口的朝向相同，有效地扩大了燃烧腔的容积，增大了燃烧空间，通过点火组件喷射并点燃的燃料能够燃烧的更加充分。通过若干个分隔组件将外环与内环之间分隔形成的若干个燃烧腔，结构简单紧凑、重量轻，有效降低了脉冲爆震燃烧室的重量，提高了发动机的性能，同时避免了单独对每个燃烧室的高难度锻造，大大降低了燃烧室的制造难度、制造成本及装配难度。

7、在一种可选的实施方式中，在沿着燃烧腔进口至燃烧腔出口的方向上，所述燃烧腔分为点火段和爆震段，所述点火段的另一端与所述爆震段的另一端连接。

8、有益效果：通过点火组件点燃通过燃烧腔进口进入至燃烧腔内燃料形成爆燃，然后在爆震段转变为爆震，通过燃烧室出口流向涡轮，推动涡轮做功。

9、在一种可选的实施方式中，还包括若干个助爆障碍物，若干个助爆障碍物间隔设置于所述爆震段。

10、有益效果：助爆障碍物能够有效地缩短两次爆炸间隔时间，提高爆震段内爆震的剧烈程度，有效地提高燃烧效率。

11、在一种可选的实施方式中，所述助爆障碍物为设置在爆震段的内侧壁上的环形凸起结构。

12、有益效果：结构简单，制造成本低，加剧爆震的同时能够有效避免过多增加脉冲爆震燃烧室的重量。

13、在一种可选的实施方式中，所述点火段的流通面积大于所述爆震段的流通面积。

14、有益效果：通过缩小爆震段的流通面积，使得燃料在爆震段的爆炸间隔缩短，使爆炸能够持续进行，将爆燃转化成爆震，从而通过燃烧室出口流向涡轮，推动涡轮做功。

15、在一种可选的实施方式中，所述分隔组件包括两个隔板，所述隔板的形状与所述燃烧腔的截面形状相适配，两个所述隔板平行间隔设置，两个所述隔板之间形成冷却腔，所述外环与所述内环均设置有多个通气孔，所述通气孔与所述冷却腔连通。

16、有益效果：在爆燃和爆震过程中，燃烧腔内的温度极高，通气孔可以不断向冷却腔内输出温度较低的空气对隔板进行冷却，避免隔板温度过高造成损坏。

17、在一种可选的实施方式中，所述火焰筒还包括连接环，所述连接环设置于所述燃烧腔设置有所述燃烧腔进口的一端，所述连接环连接所述内环与所述外环。

18、有益效果：通过连接环将内环与外环连接，结构简单紧凑，有助于进一步降低脉冲爆震燃烧室的重量。

19、在一种可选的实施方式中，所述连接环设置有若干个进料孔，所述进料孔与所述燃烧腔一一对应，所述点火组件包括点火电嘴、燃油喷嘴和涡流器，所述点火电嘴与所述外环连接，所述涡流器设置于所述进料孔处，所述燃油喷嘴与所述涡流器连通，所述涡流器连通所述空气流道与所述燃烧腔。

20、有益效果：火焰筒外部的空气通过涡流器与燃油喷嘴喷出的燃油混合形成混合燃料，混合燃料通过涡流器喷射进燃烧腔内，通过每个燃烧腔配备的点火电嘴对混合燃料进行点火形成爆燃，通过涡流器能够有效地混合燃油与空气，提高燃烧效率。

21、在一种可选的实施方式中，所述机匣的内侧设置有防反文丘里结构。

22、有益效果：通过防反文丘里结构在空气流道内形成隔离段，能够有效地防止爆震波通过燃烧腔进口沿隔离段反传至压气机，进而避免影响压气机的性能。

23、在一种可选的实施方式中，所述防反文丘里结构包括若干个环形的挡板，所述挡板的外圈与所述机匣的内侧壁连接，所述挡板的内圈沿着燃烧腔进口至燃烧腔出口的方向弯折。

24、有益效果：通过将挡板的内圈沿着燃烧腔进口至燃烧腔出口的方向弯折，能够减小空气流道的流通面积，加快空气从进气口进入至空气流内的流速，保证空气的充足供应，同时能够有效抑制爆震波沿着隔离段的反传。

25、在一种可选的实施方式中，所述内环与所述外环均包括两个环形板及连接两个环形板一端的弧形连接板。

26、有益效果：通过弧形板连接两个环形板，使得燃烧腔随着外环和内环的弯折平滑过渡，避免了产生应力集中，同时加强了外环和内环的结构强度，避免产生应力集中。

27、第二方面，本发明还提供了一种发动机，包括机架和上述的脉冲爆震燃烧室，所述脉冲爆震燃烧室与所述机架连接。

28、有益效果：通过该脉冲爆震燃烧室，在保证发动机的充足动力的同时，能够有效缩短发动机的轴向距离，极大的减少发动机的重量，提高发动机的推重比，进而提升了发动机的性能，同时降低了发动机的制造成本和制造难度。

29、第三方面，本发明还提供了一种飞行器，包括机体和上述的发动机，其特征在于，所述发动机与所述机体连接。

30、有益效果：通过该发动机能够有效降低飞行器的重量，进而降低飞行器的制造成本，并且提升了飞行器的性能。

技术特征：

1.一种脉冲爆震燃烧室，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的脉冲爆震燃烧室，其特征在于，在沿着燃烧腔进口(241)至燃烧腔出口(242)的方向上，所述燃烧腔(24)分为点火段(243)和爆震段(244)，所述点火段(243)的另一端与所述爆震段(244)的另一端连接。

3.根据权利要求2所述的脉冲爆震燃烧室，其特征在于，还包括若干个助爆障碍物(4)，若干个助爆障碍物(4)间隔设置于所述爆震段(244)。

4.根据权利要求3所述的脉冲爆震燃烧室，其特征在于，所述助爆障碍物(4)为设置在爆震段(244)的内侧壁上的环形凸起结构。

5.根据权利要求2所述的脉冲爆震燃烧室，其特征在于，所述点火段(243)的流通面积大于所述爆震段(244)的流通面积。

6.根据权利要求1所述的脉冲爆震燃烧室，其特征在于，所述分隔组件(23)包括两个隔板(231)，所述隔板(231)的形状与所述燃烧腔(24)的截面形状相适配，两个所述隔板(231)平行间隔设置，两个所述隔板(231)之间形成冷却腔(232)，所述外环(21)与所述内环(22)均设置有多个通气孔(211)，所述通气孔(211)与所述冷却腔(232)连通。

7.根据权利要求1所述的脉冲爆震燃烧室，其特征在于，所述火焰筒(2)还包括连接环(25)，所述连接环(25)设置于所述燃烧腔(24)设置有所述燃烧腔进口(241)的一端，所述连接环(25)连接所述内环(22)与所述外环(21)。

8.根据权利要求7所述的脉冲爆震燃烧室，其特征在于，所述连接环(25)设置有若干个进料孔(251)，所述进料孔(251)与所述燃烧腔(24)一一对应，所述点火组件(3)包括点火电嘴(31)、燃油喷嘴(32)和涡流器(33)，所述点火电嘴(31)与所述外环(21)连接，所述涡流器(33)设置于所述进料孔(251)处，所述燃油喷嘴(32)与所述涡流器(33)连通，所述涡流器(33)连通所述空气流道与所述燃烧腔(24)。

9.根据权利要求1-8任一项所述的脉冲爆震燃烧室，其特征在于，所述机匣(1)的内侧设置有防反文丘里结构(13)。

10.根据权利要求9所述的脉冲爆震燃烧室，其特征在于，所述防反文丘里结构(13)包括若干个环形的挡板(131)，所述挡板(131)的外圈与所述机匣(1)的内侧壁连接，所述挡板(131)的内圈沿着燃烧腔进口(241)至燃烧腔出口(242)的方向弯折。

11.根据权利要求1-8任一项所述的脉冲爆震燃烧室，其特征在于，所述内环(22)与所述外环(21)均包括两个环形板及连接两个环形板一端的弧形连接板。

12.一种发动机，包括机架和若干个权利要求1-11任一项所述的脉冲爆震燃烧室，其特征在于，所述脉冲爆震燃烧室与所述机架连接。

13.一种飞行器，包括机体和权利要求12所述的发动机，其特征在于，所述发动机与所述机体连接。

技术总结本发明涉及航空发动机技术领域，公开了提供了一种脉冲爆震燃烧室、发动机及飞行器。该脉冲爆震燃烧室包括机匣和火焰筒，火焰筒与机匣连接，机匣与火焰筒之间形成空气流道，火焰筒包括外环、内环和若干个分隔组件，内环和外环的截面形状均为弯折状，外环同轴设置于内环的外侧，若干个分隔组件设置于外环与内环之间，并将外环与内环之间分隔形成若干个燃烧腔，燃烧腔的两端分别为燃烧腔进口和燃烧腔出口，燃烧腔进口与燃烧腔出口的朝向相同，燃烧腔进口与空气流道连通；若干个点火组件，与火焰筒连接，每个燃烧腔均配置有一个点火组件。结构简单紧凑、重量轻，有效降低了脉冲爆震燃烧室的重量，大大降低了燃烧室的制造难度、制造成本及装配难度。技术研发人员：杨光远,王启道,彭畅新,于丹受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/11