本实用新型涉及航空发动机燃烧室设计领域，尤其涉及一种小型回流燃烧室头部进气结构。
背景技术：
目前，小型回流燃烧室相对于直流燃烧室尺寸较小，燃气驻留时间长、燃烧效率高等特点，使得采用小型回流燃烧室结构设计的发动机在无人机上得到了广泛应用；为了减小其结构复杂性，减少加工制造的成本和难度，小型回流燃烧室一般不设置旋流器，燃烧室只保留了头部主燃区、掺混区和大弯管出口，火焰筒头部占据了燃烧室的近50%的空间，故头部进气结构设计直接决定了燃烧室的性能。
现有技术中，燃烧室头部进气主要是通过主燃孔和冷却孔，主燃孔进气在燃烧室头部形成稳定的回流区稳定火焰，冷却孔进气主要来冷却火焰筒壁面温度。但这些孔一般都是圆孔且布置在火焰筒环壁上，一般形成的都是径向气流，很难形成切向气流，对油气有掺混作用，但很难达到旋流器的三维立体掺混作用，对主燃区的掺混效果不好。
然而，目前燃烧室的尺寸设计越来越小，但出口温度和燃烧性能的要求却越来越高，但火焰筒头部的进气量却不会大幅的增加，在现有孔结构和头部进气量保持不变或者微增的前提下，提高油气的掺混和燃烧性能难度较大。
技术实现要素：
针对现有技术存在的问题，本实用新型提出一种小型的回流燃烧室头部进气结构，能够增强油气的掺混，提高燃烧效率。
本实用新型解决以上技术问题的技术方案：提供一种小型回流燃烧室头部进气结构，包括火焰筒和火焰筒前端盖，所述火焰筒上下两端内壁面上分别设有上导流板和下导流板，所述火焰筒上下两端壁面上的上导流板和下导流板中部分别对应设有外环主燃孔和内环主燃孔，所述上导流板和下导流板两侧分别设有对应设有一排火焰筒外环冷却孔和火焰筒内环冷却孔，所述火焰筒前端盖上设有多个离心喷嘴，相邻两个所述离心喷嘴中间均布两排切向槽。
本实用新型进一步限定的技术方案为：
前述的所述切向槽采用分层布置，每排2-6个，径向间隔3-5mm，且每排切向槽的间距为10°-15°。
前述的切向槽采用大倾角技术，每个切向槽的倾角60°。
前述的切向槽中心线与燃烧室轴向方向呈50°-70°。
前述的切向槽的上边1.5-2.5mm,下边2.5-3.5 mm，高2.5-3.5 mm，倒圆半径0.3-0.6mm。
前述的切向槽沿顺时针的方向开孔。
本实用新型的有益效果：本实用新型结构简单，可以提高燃烧室性能，采用分层布置技术，使切向槽的切向旋流与火焰筒壁面主燃孔的冲击射流共同作用强化了回流区，使回流区与主流区形成强逆压力梯度，增强了主燃区对油气的卷吸能力，有效解决了燃烧室稳定燃烧问题；切向槽采用小口径、大倾角切向槽技术，高速切向旋流增大了气流与油滴的相对速度，对主燃区起到较好的搅拌作用，使回流区与外界物质和能量交换更充分，主燃区油气掺混更均匀，提高了燃烧效率，也避免燃烧室出现积碳等问题。
附图说明
图1是本实用新型的切向槽位置分布示意图；
图2是本实用新型的切向槽结构局部放大图；
图3是本实用新型的切向槽结构原理示意图。
具体实施方式
实施例1
本实施例提供一种小型回流燃烧室头部进气结构，结构如图1-3所示，包括火焰筒和火焰筒前端盖3，火焰筒上下两端内壁面上分别设有上导流板7和下导流板10，火焰筒上下两端壁面上的上导流板和下导流板中部分别对应设有外环主燃孔4和内环主燃孔9，上导流板7和下导流板10两侧分别设有对应设有一排火焰筒外环冷却孔5和火焰筒内环冷却孔8，火焰筒前端盖3上设有多个离心喷嘴2，相邻两个离心喷嘴中间均布两排切向槽1，切向槽沿顺时针的方向开孔，每排切向槽采用分层布置，每排共三个切向槽，径向间隔4.5mm，每排切向槽的间距为12°，切向槽采用大倾角技术，每个切向槽的倾角60°，切向槽采用小孔径技术，每个切向槽上边长2mm,下边长3mm,高3mm,倒圆半径0.5mm，切向槽中心线与燃烧室轴向方向呈60°。
本实施例结构简单，可以提高燃烧室性能，采用分层布置技术，使切向槽的切向旋流与火焰筒壁面主燃孔的冲击射流共同作用强化了回流区，使回流区与主流区形成强逆压力梯度，增强了主燃区对油气的卷吸能力，有效解决了燃烧室稳定燃烧问题；切向槽采用小口径、大倾角切向槽技术，高速切向旋流增大了气流与油滴的相对速度，对主燃区起到较好的搅拌作用，使回流区与外界物质和能量交换更充分，主燃区油气掺混更均匀，提高了燃烧效率，也避免燃烧室出现积碳等问题。
除上述实施例外，本实用新型还可以有其他实施方式，凡采用等同替换或等效变换形成的技术方案，均落在本实用新型要求的保护范围。