[发明专利]航空发动机先进冷却结构用回流燃烧室结构

说明书

本发明提供航空发动机先进冷却结构用回流燃烧室结构，涉及发动机技术领域。该航空发动机先进冷却结构用回流燃烧室结构，包括外壳和内壳，所述内壳的内壁上固定设置有陶瓷膜，所述外壳和内壳之间固定设置有连接机构，所述连接机构的出气口处固定连接有净化装置，所述净化装置包括二号密封法兰和外管，所述二号密封法兰的一侧通过多个连接螺栓固定设置有一号密封法兰，所述一号密封法兰和二号密封法兰的内部均开设有加密槽，两个所述加密槽之间设置有四号密封圈，所述四号密封圈的内部固定套设有活性炭过滤板。本发明提供航空发动机先进冷却结构用回流燃烧室结构，该航空发动机先进冷却结构用回流燃烧室结构使用方便，绿色环保。

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，具体为航空发动机先进冷却结构用回流燃烧室结构。

背景技术

回流燃烧室被广泛应用在小型航空发动机中,主要是由火焰筒、内外环通道和大弯管等部分组成,其独有的气流经过两次180°偏转的结构特点，使得回流燃烧室具有明显的优缺点，常用于装有离心式压气机的小型涡轮轴发动机上。

现有专利（CN109990309A）公开了一种涡轴回流发动机回流燃烧室火焰筒的冷却结构，包括筒体、位于筒体一端弯折形成的弯管、包裹筒体及弯管的火焰筒冷却腔，本发明通过改变起始气膜板开孔(槽)的总面积占总开孔面积的比例来调节冷却气流在起始气膜板与外弧壁斜发散孔和内弧壁垂直斜发散孔之间冷气流量的分配比例，外弧壁上的斜发散孔的排布特点在于沿着主流流动方向前段分布密度大于中段密度，中段密度小于尾段密度，尾段密度大于前段密度，本发明在不增加冷气量的条件下，改善了传统火焰筒弯曲壁面的冷却结构，使回流燃烧室火焰筒的温度梯度减小，从而减小了壁面的热应力，提高了火焰筒的使用寿命，本发明同时提供具有该冷却结构的涡轴发动机回流燃烧室。然而虽然该装置便于使用，但是排放出的气体都是直排，使用起来非常不环保，污染环境。

发明内容

（一）解决的技术问题

针对现有技术的不足，本发明提供了航空发动机先进冷却结构用回流燃烧室结构，解决了使用起来非常不环保污染环境的问题。

（二）技术方案

为实现以上目的，本发明通过以下技术方案予以实现：航空发动机先进冷却结构用回流燃烧室结构，包括外壳和内壳，所述内壳的内壁上固定设置有陶瓷膜，所述外壳和内壳之间固定设置有连接机构，所述连接机构的出气口处固定连接有净化装置；

所述净化装置包括二号密封法兰和外管，所述二号密封法兰的一侧通过多个连接螺栓固定设置有一号密封法兰，所述一号密封法兰和二号密封法兰的内部均开设有加密槽，两个所述加密槽之间设置有四号密封圈，所述四号密封圈的内部固定套设有活性炭过滤板；

所述二号密封法兰远离一号密封法兰的一侧中心处固定设置有连接座，所述连接座远离二号密封法兰的一侧中心处开设有密封槽，所述密封槽靠近二号密封法兰的一侧内壁中心处开设有螺纹孔，所述螺纹孔的内部螺纹套设有螺纹管头，所述螺纹管头远离二号密封法兰的一端固定设置有调节管；

所述外管的内部靠近中心处开设有滑槽，所述滑槽的内部靠两侧处分别滑动设置有二号密封圈和三号密封圈，所述二号密封圈和三号密封圈之间固定设置有两个伸缩杆，两个所述伸缩杆的杆身上均活动套设有弹簧。

优选的，所述调节管远离螺纹管头的一端位于外管的内部，所述二号密封圈活动套设在调节管的管身上，所述三号密封圈固定套设在调节管的管身上。

优选的，所述外壳和内壳之间分别固定设置有点火装置和燃料输出装置。

优选的，所述外壳的进气口处固定设置有气流入口管。

优选的，所述内壳位于外壳的内部，所述内壳的内部设置有燃烧室。

优选的，所述一号密封法兰远离二号密封法兰的一侧中心处固定设置有出气管。

优选的，位于所述密封槽内部的螺纹管头头身上活动套设有一号密封圈。