专利名称：掺混装置、燃烧室以及航空发动机的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及航空技术领域，具体涉及一种掺混装置、一种设置该掺混装置的燃烧室以及一种设置该燃烧室的航空发动机。
背景技术：
随着大气环境问题在世界范围内受到越来越多的关注，对于航空发动机污染物排放要求更是越来越严格。下一代航空发动机产品市场需求表明，氮氧化物(NOx)的排放量比现行国际民航组织(ICAO)规定标准还要减少50%左右，同时其他排放物比如一氧化碳(CO)和未燃碳氢(UHC)均要比国际民航组织规定的排放指标保留一定裕度。研究表明控制燃烧室内的燃气温度是控制氮氧化物污染排放的关键，控制燃烧区温度的主要技术途径之一就是采用贫油燃烧模式。尤其是爬升、起飞等大工况下，通过贫 油燃烧可以有效降低燃烧区温度，减少氮氧化物排放；地面慢车、起动点火等小工况下，需要燃烧区采用局部富油燃烧，以保证燃烧室顺利点火，同时也能降低小功率状态下的一氧化碳和未燃碳氢排放。为了解决大功率状态下氮氧化物排放和小功率状态下一氧化碳、未燃碳氢排放的矛盾，可以采用分级燃烧的型式，保证发动机不同功率下，燃烧室局部区域以最佳燃油空气匹配模式进行燃烧。分级燃烧技术在航空发动机燃烧室上已得到成功应用，GE (GENERALELECTRIC COMPANY)公司在这一类型的低排放燃烧室方面做了较多的工作，设计了可实现贫油燃烧的燃油喷射装置，并在发动机上得到应用，比如GE90发动机采用的双环腔燃烧室分级燃烧技术；GEnx发动机采用的中心分级燃烧技术等。采用中心分级燃烧技术具有结构紧凑、分区贫油燃烧控制氮氧化物效果较好等优点，由于应用现有的两级分级供油技术的燃烧室中分级点处主燃级燃油流量小、喷嘴压降低，致使局部油气比偏低、雾化质量差，最终导致燃烧效率较低。为此人们想到了在两级分级供油技术的基础上设计了三级分级供油技术，但是如图I所示现有的应用三级分级供油技术的燃烧室I最多仅存在两个燃烧区(第一燃烧区21以及第二燃烧区221、222)，不能真正改变下游的油气比，所以仍旧存在燃烧效率低的技术问题。
实用新型内容本实用新型的目的是提出一种掺混装置、一种设置该掺混装置的燃烧室以及一种设置该燃烧室的航空发动机，解决了现有技术存在燃烧效率低的技术问题。为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案本实用新型实施例提供的掺混装置，包括燃料输入管、一级输入管、二级输入管、三级输入管、环形安装壁以及定位壁体，其中所述一级输入管套设于所述燃料输入管之外，且所述一级输入管与所述燃料输入管之间形成第一出流通道；所述二级输入管套设于所述一级输入管之外，且所述二级输入管与所述一级输入管之间形成第二出流通道； 所述三级输入管套设于所述二级输入管之外，且所述三级输入管与所述二级输入管之间形成第三出流通道；所述环形安装壁套设于所述三级输入管之外，且所述环形安装壁与所述三级输入管之间存在安装间隙，所述三级输入管上设置有与所述第三出流通道以及所述安装间隙相连通的至少一个第一燃料入口；所述定位壁体包覆于所述环形安装壁之外，且所述定位壁体与所述环形安装壁之间形成第四出流通道；所述第一出流通道、所述第二出流通道、所述第三出流通道、所述第四出流通道 各自的出流方向(出流方向也可称为出料方向)均与所述燃料输入管的出料方向一致。优选地，所述第一出流通道、所述第二出流通道、所述第三出流通道以及所述第四出流通道内至少其中之一设置有旋流器，所述旋流器的出风方向与所述燃料输入管的出料
方向一致。优选地，所述环形安装壁上设置有与所述安装间隙以及所述第四出流通道相连通的至少一个第二燃料入口，所述第三出流通道以及所述第四出流通道上均设置有所述旋流器，所述第三出流通道内的所述旋流器的出风口朝向所述第一燃料入口，所述第四出流通道内的所述旋流器的出风口朝向所述第二燃料入口。优选地，所述三级输入管上设置有至少两个所述第一燃料入口，且所述第一燃料入口沿所述三级输入管的周向方向或轴向方向均匀分布；所述环形安装壁上设置有至少两个所述第二燃料入口，且所述第二燃料入口沿所述环形安装壁的周向方向或轴向方向均匀分布。优选地，所述一级输入管在出流方向上的长度尺寸小于所述二级输入管在出流方向上的长度尺寸，所述二级输入管在出流方向上的长度尺寸小于所述三级输入管在出流方向上的长度尺寸。优选地，所述二级输入管出流的方向与所述燃料输入管的出料方向一致，且所述二级输入管的出流口处的内径尺寸由内朝外逐渐增大。优选地，所述二级输入管的出流口处呈锥形、喇叭形或台阶形。优选地，所述三级输入管出流的方向与所述燃料输入管的出料方向一致，所述三级输入管的出流口处的内径尺寸由内朝外逐渐增大，所述环形安装壁轴向方向上的其中一端为弯折状且抵接于所述三级输入管的出流口处的外表面，且所述环形安装壁为弯折状的一端与所述三级输入管的出流口处的外表面之间形成冷却出流通道，所述环形安装壁为弯折状的一端设置有与所述冷却出流通道相连通的冷却通孔。优选地，所述定位壁体包括第一定位壁以及第二定位壁，其中所述第一定位壁为环形板件，且其套设于所述环形安装壁之外；所述第二定位壁包括互相连接的横向部分以及纵向部分；所述第四出流通道内的所述旋流器嵌于所述第二定位壁的纵向部分与所述第一定位壁之间；所述横向部分的内表面与所述环形安装壁的外表面相平行。本实用新型实施例提供的燃烧室，包括本实用新型实施例任一技术方案提供的掺混装置，还包括第一供油管路、第二供油管路、第三供油管路以及供气装置，其中所述第一供油管路的出口与所述燃料输入管的入口相连通或位置相对；所述第二供油管路以及所述第三供油管路均经过所述安装间隙，且所述第二供油管路的出口与所述第一燃料入口相连通或位置相对；所述环形安装壁上设置有与所述安装间隙以及所述第四出流通道相连通的至少一个第二燃料入口，所述第三供油管路的出口与所述第二燃料入口相连通或位置相对；所述第一出流通道、所述第二出流通道、所述第三出流通道以及所述第四出流通道均与所述供气装置的出气口相连通。 本实用新型实施例提供的航空发动机，包括本实用新型实施例任一技术方案提供的燃烧室。基于上述技术方案中的任一技术方案，本实用新型实施例至少可以产生如下技术效果由于本实用新型提供的掺混装置中存在第一出流通道、第二出流通道、第三出流通道以及第四出流通道，且以上出流通道各自的出流方向均与燃料输入管的出料方向一致，从第一出流通道、第二出流通道喷出的空气与从燃料输入管输入的燃油(燃油也可以由燃料粉末或可燃气体所取代)燃烧的区域形成了第一燃烧区(预燃级)、从第三出流通道喷出的空气与从第一燃料入口输入的燃油燃烧的区域形成了第二燃烧区(中间级)，从第四出流通道喷出的空气与燃油燃烧的区域形成了第三燃烧区(主燃级)，可见，通过上述出流通道可以为三个燃烧区独立供应燃油以及空气，这样不仅能够使进入掺混装置的燃油与空气更充分、更均匀的掺混在一起，而且还便于调整进入不同燃烧区的燃油质量与空气质量的比例(简称油气比)，由此可根据设置该掺混装置的发动机的不同工况从三个燃烧区选用部分或全部燃烧区，进而可以保证燃油更高效率的、更充分的燃烧。当设置该掺混装置的发动机在小工况下(例如慢车状态、30%推力状态下)可以仅采用预燃级供油，此时仅使用第一燃烧区，由此可形成局部富油区以保证燃油稳定燃烧；当发动机在中等工况下(例如巡航和进场状态)可以采用预燃级和中间级供油，此时仅使用第一燃烧区以及第二燃烧区，由此可以将有限的燃油集中在预燃级和中间级，这样有利于提高局部油气比和改善燃油雾化质量，进而改善燃烧效率和污染排放性能；当发动机在大工况下时可以采用预燃级、中间级和主燃级供油，此时同时利用了第一燃烧区、第二燃烧区以及第三燃烧区，从而保证燃烧室能释放出足够的热量，由此可见相对于现有技术，本实用新型提供的三级供油方式更方便油气的匹配设计，使设置该掺混装置的发动机能够在更宽的油气比范围内实现高效率燃烧，所以解决了现有技术存在燃烧效率低的技术问题。由于本实用新型可以提高燃油的燃烧效率，所以与现有技术相比，本实用新型燃烧室获得相同热能的情况下，耗费的燃油更少，进而排放的有害气体(一氧化碳、未燃碳氢或氮氧化物)也较少，尤其在发动机工作在小工况下时排放的有害气体会更少，由此还可以实现低污染排放。
此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中图I为现有技术提供的应用三级燃烧技术的燃烧室的剖视示意图；图2为本实用新型实施例所提供的燃烧室内掺混装置的主要组成部分的剖视示意图。图中标记1、燃烧室；21、第一燃烧区；221、第二燃烧区；222、第二燃烧区；231、第三燃烧区；232、第三燃烧区；30、燃料输入管；31、一级输入管；32、二级输入管；33、三级输入管；34、环形安装壁；35、定位壁体；351、第一定位壁；352、第二定位壁；41、第一出流通道；42、第二出流通道；43、第三出流通道；44、第四出流通道；45、安装间隙；46、冷却出流通道；5、旋流器；61、第一燃料入口 ；62、第二燃料入口 ；7、冷却通孔；81、第一供油管路；82、第二供油管路；83、第三供油管路。
具体实施方式
下面通过附图图2以及列举本实用新型的一些可选实施例的方式，对本实用新型的技术方案(包括优选技术方案)做进一步的详细描述。需要说明的是本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本实用新型的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所以本领域技术人员应该知晓本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本实用新型的保护范围，本实用新型的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案。本实用新型实施例提供了一种燃烧效率比较高且污染排放量小的掺混装置、设置该掺混装置的燃烧室以及设置该燃烧室的航空发动机。如图2所示，本实用新型实施例所提供的掺混装置，包括燃料输入管30、一级输入管31、二级输入管32、三级输入管33、环形安装壁34以及定位壁体35，其中一级输入管31套设于燃料输入管30之外，且一级输入管31与燃料输入管30之间形成第一出流通道41。二级输入管32套设于一级输入管31之外，且二级输入管32与一级输入管31之间形成第二出流通道42。三级输入管33套设于二级输入管32之外，且三级输入管33与二级输入管32之间形成第三出流通道43。环形安装壁34套设于三级输入管33之外，且环形安装壁34与三级输入管33之间存在安装间隙45，三级输入管33上设置有与第三出流通道43以及安装间隙45相连通的至少一个第一燃料入口 61。定位壁体35包覆于环形安装壁34之外，且定位壁体35与环形安装壁34之间形成第四出流通道44。第一出流通道41、第二出流通道42、第三出流通道43、第四出流通道44各自的出流方向(本文中出流方向也可称为出料方向)均与燃料输入管30的出料方向一致。本实施例中从第一出流通道41、第二出流通道42喷出的空气与从燃料输入管30输入的燃油燃烧的区域形成了第一燃烧区21 (预燃级)、从第三出流通道43喷出的空气与从第一燃料入口 61输入的燃油(燃油也可以由燃料粉末或可燃气体所取代)燃烧的区域形成了第二燃烧区221、222 (中间级)，从第四出流通道44喷出的空气与燃油燃烧的区域形成了第三燃烧区231、232 (主燃级)，可见，通过上述出流通道可以为三个燃烧区独立供应燃油以及空气，这样不仅能够使进入掺混装置的燃油与空气更充分、更均匀的掺混在一起，而且还便于调整进入不同燃烧区的燃油与空气的比例(简称油气比)，由此可根据设置该掺混装置的发动机的不同工况从三个燃烧区选用部分或全部燃烧区，进而可以保证燃油更高效率的、更充分的燃烧。本实施例中第一出流通道41、第二出流通道42、第三出流通道43以及第四出流通道44内至少其中之一设置有旋流器5，旋流器5的出风方向与燃料输入管30的出料方向一致。旋流器5能够使出流通道内的空气以旋流气流的方式与燃油掺混，进而可以使空气与燃油更充分、更均匀的掺混在一起。当然，不使用旋流器5或使用其他改变气流方向的装置取代旋流器5的技术方案也在本实用新型的保护范围之内。 本实施例中环形安装壁34上设置有与安装间隙45以及第四出流通道44相连通的至少一个第二燃料入口 62，第三出流通道43以及第四出流通道44上均设置有旋流器5，第三出流通道43内的旋流器(图中未标记)的出风口朝向第一燃料入口 61，第四出流通道44内的旋流器5的出风口朝向第二燃料入口 62。上述结构可以使燃油由第二燃料入口 62进入第四出流通道44后与第四出流通道44内的空气充分、均匀掺混，也可以使燃油由第一燃料入口 61可以进入第三出流通道43后与第三出流通道43内的空气充分、均匀掺混。当然，不设置第二燃料入口 62的技术方案也在本实用新型的保护范围之内，此时，燃油可以与气流由第四出流通道44的气流入口一并进入第四出流通道44。本实施例中三级输入管33上优选为设置有至少两个第一燃料入口 61，且第一燃料入口 61沿三级输入管33的周向方向或轴向方向均匀分布，优选为第一燃料入口 61沿三级输入管33的周向方向以及周向方向均均匀分布。与第一燃料入口 61同理，本例中环形安装壁34上设置有至少两个第二燃料入口62，且第二燃料入口 62沿环形安装壁34的周向方向或轴向方向均匀分布。这种结构使燃油从不同的多个方向进入第四出流通道44以及第三出流通道43，进而与第四出流通道44或第三出流通道43内的空气更快速、更充分、更均匀的混合在一起。本实施例中一级输入管31在出流方向上的长度尺寸小于二级输入管32在出流方向上的长度尺寸，二级输入管32在出流方向上的长度尺寸小于三级输入管33在出流方向上的长度尺寸。此时，一级输入管31、二级输入管32以及三级输入管33不仅在周向方向而且在轴向方向均构成了阶梯结构，所以其各自输出的空气以及燃油不仅在周向方向而且在轴向方向也形成了阶梯状，这样有助于第一燃烧区21、第二燃烧区221、222以及第三燃烧区231、232不仅在周向方向而且在轴向方向均形成阶梯结构，进而能使燃料更为充分的燃
Jyti ο本实施例中二级输入管32出流的方向与燃料输入管30的出料方向一致，且二级输入管32的出流口处的内径尺寸由内朝外逐渐增大，优选为二级输入管32的出流口处呈锥形、喇叭形或台阶形。这种结构有助于扩大第二燃烧区221、222的范围，从而有助于燃油的充分燃烧。本文中的出料方向也可以称为出流方向，尤其是当由燃料输入管30经过的燃料为流体(包括液体、气体)或为流体与颗粒的混合物时。本例中一级输入管31优选为文氏管。二级输入管32以及其他输入管也可以采用文氏管。本实施例中三级输入管33出流的方向与燃料输入管30的出料方向一致，三级输入管33的出流口处的内径尺寸由内朝外逐渐增大，环形安装壁34轴向方向上的其中一端为弯折状且抵接于三级输入管33的出流口处的外表面，且环形安装壁34为弯折状的一端与三级输入管33的出流口处的外表面之间形成冷却出流通道46，环形安装壁34为弯折状的一端设置有与冷却出流通道46相连通的冷却通孔7。本例中可以从扩压器引出冷却空气，由扩压器流出的冷却空气流经冷却出流通道46以及冷却通孔7后可以有效的降低第一燃烧区21与第二燃烧区221、222结合处(转接段)的环形安装壁34以及三级输入管33的温度，提高环形安装壁34以及三级输入管33的使用寿命。本例中为提高本实用新型的耐热性能，二级输入管32优选为耐高温材料制成，以防止被烧蚀。当然，其他输入管也可以采用耐高温材料制成。本实施例中定位壁体35包括第一定位壁351以及第二定位壁352，其中第一定位壁351为环形板件，且其套设于环形安装壁34之外。第二定位壁352包括互相连接的横向部分以及纵向部分。第四出流通道44内的旋流器5嵌于第二定位壁352的纵向部分与第一定位壁351之间。横向部分的内表面与环形安装壁34的外表面相平行。这种结构的定位壁体35不仅结构紧凑、简单，而且便于制造，并且也方便在第四出流通道44内设置旋流器5。本实用新型实施例提供的燃烧室，包括本实用新型实施例任一技术方案提供的如图2所示掺混装置，还包括第一供油管路81、第二供油管路82、第三供油管路83以及供气装置，其中第一供油管路81的出口与燃料输入管30的入口相连通或位置相对，优选为相连通。第二供油管路82以及第三供油管路83均经过安装间隙45，且第二供油管路82的出口与第一燃料入口 61相连通或位置相对，优选为相连通。环形安装壁34上设置有与安装间隙45以及第四出流通道44相连通的至少一个第二燃料入口 62，第三供油管路83的出口与第二燃料入口 62相连通或位置相对，优选为相连通。第一出流通道41、第二出流通道42、第三出流通道43以及第四出流通道44均与供气装置的出气口相连通。本例中第二供油管路82的出口以及第三供油管路83的出口优选为均采用直射式喷嘴。直射式喷嘴优选为可以喷出锥形的喷雾的喷嘴。由于第一燃料入口 61优选为沿三级输入管33的周向中心对称布置，与之相应，第二供油管路82的出口也沿三级输入管33的周向中心对称布置，由此可以实现燃油的多点、分散喷射。第三燃料入口优选为与第二燃料入口 62的设置方式类似。第一供油管路81、第二供油管路82以及第三供油管路83优选为使用不同的阀门来控制其是否导通，由此通过控制阀门的启闭可以控制上述管路输入至掺混装置的燃油的量。本例中第一供油管路81的出口也优选为喷嘴，此时，在燃油由第一供油管路81的喷嘴喷出锥形喷雾从燃料输入管30的进入后打在采用文氏管的一级输入管31的出流口处上，然后在第一出流通道41以及第二出流通道42内的旋流器提供的旋转气流的剪切作用下雾化并喷入燃烧室。与之同理，供气装置可以为第一出流通道41、第二出流通道42、第三出流通道43以及第四出流通道44同时供应流动空气，也可以分别为第一出流通道41、第二出流通道42、第三出流通道43以及第四出流通道44单独供应流动空气。本例中如图2所示的掺混装置中第四出流通道44内的旋流器5以及第二定位壁352与燃烧室火焰筒焊接在一起(第一定位壁351可以为燃烧室火焰筒的一部分)，环形安装壁34与第二定位壁352之间优选为滑动配合，掺混装置的其他结构可以从火焰筒取出。本实用新型实施例提供的航空发动机，包括本实用新型实施例任一技术方案提供 的燃烧室。由于本实用新型提供的燃烧室具有燃烧效率高，排放污染物少的优点，所以适宜用于提高航空发动机的燃烧效率。当然，将本实用新型提供的掺混装置或燃烧室应用于航空发动机之外的其他发动机或机械装置上也在本实用新型的保护范围之内。上述本实用新型所公开或涉及的互相连接的零部件或结构件，除另有声明外，连接均可以理解为能够拆卸地固定连接(例如使用螺栓或螺钉连接)，也可以理解为不可拆卸的固定连接(例如铆接、焊接)，也可以理解为铰接或插接，当然，连接也可以为一体式结构(例如使用铸造工艺一体成形制造出来)所取代(根据本领域常识明显无法采用一体成形工艺除外)。另外，上述本实用新型公开的任一技术方案中所应用的用于表示几何位置关系的术语除另有声明外其含义包括与其近似、类似或接近的状态。最后应当说明的是以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本实用新型进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解依然可以对本实用新型的具体实施方式
进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本实用新型技术方案的精神，其均应涵盖在本实用新型请求保护的技术方案范围当中。
权利要求1.一种掺混装置，其特征在于，包括燃料输入管、一级输入管、二级输入管、三级输入管、环形安装壁以及定位壁体，其中 所述一级输入管套设于所述燃料输入管之外，且所述一级输入管与所述燃料输入管之间形成第一出流通道； 所述二级输入管套设于所述一级输入管之外，且所述二级输入管与所述一级输入管之间形成第二出流通道； 所述三级输入管套设于所述二级输入管之外，且所述三级输入管与所述二级输入管之间形成第三出流通道； 所述环形安装壁套设于所述三级输入管之外，且所述环形安装壁与所述三级输入管之间存在安装间隙，所述三级输入管上设置有与所述第三出流通道以及所述安装间隙相连通的至少一个第一燃料入口； 所述定位壁体包覆于所述环形安装壁之外，且所述定位壁体与所述环形安装壁之间形成第四出流通道； 所述第一出流通道、所述第二出流通道、所述第三出流通道、所述第四出流通道各自的出流方向均与所述燃料输入管的出料方向一致。
2.根据权利要求I所述的掺混装置，其特征在于，所述第一出流通道、所述第二出流通道、所述第三出流通道以及所述第四出流通道内至少其中之一设置有旋流器，所述旋流器的出风方向与所述燃料输入管的出料方向一致。
3.根据权利要求2所述的掺混装置，其特征在于，所述环形安装壁上设置有与所述安装间隙以及所述第四出流通道相连通的至少一个第二燃料入口，所述第三出流通道以及所述第四出流通道上均设置有所述旋流器，所述第三出流通道内的所述旋流器的出风口朝向所述第一燃料入口，所述第四出流通道内的所述旋流器的出风口朝向所述第二燃料入口。
4.根据权利要求3所述的掺混装置，其特征在于，所述三级输入管上设置有至少两个所述第一燃料入口，且所述第一燃料入口沿所述三级输入管的周向方向或轴向方向均匀分布；所述环形安装壁上设置有至少两个所述第二燃料入口，且所述第二燃料入口沿所述环形安装壁的周向方向或轴向方向均匀分布。
5.根据权利要求2或3或4所述的掺混装置，其特征在于，所述一级输入管在出流方向上的长度尺寸小于所述二级输入管在出流方向上的长度尺寸，所述二级输入管在出流方向上的长度尺寸小于所述三级输入管在出流方向上的长度尺寸。
6.根据权利要求5所述的掺混装置，其特征在于，所述二级输入管出流的方向与所述燃料输入管的出料方向一致，且所述二级输入管的出流口处的内径尺寸由内朝外逐渐增大。
7.根据权利要求6所述的掺混装置，其特征在于，所述二级输入管的出流口处呈锥形、喇叭形或台阶形。
8.根据权利要求6所述的掺混装置，其特征在于，所述三级输入管出流的方向与所述燃料输入管的出料方向一致，所述三级输入管的出流口处的内径尺寸由内朝外逐渐增大，所述环形安装壁轴向方向上的其中一端为弯折状且抵接于所述三级输入管的出流口处的外表面，且所述环形安装壁为弯折状的一端与所述三级输入管的出流口处的外表面之间形成冷却出流通道，所述环形安装壁为弯折状的一端设置有与所述冷却出流通道相连通的冷却通孔。
9.根据权利要求3所述的掺混装置，其特征在于，所述定位壁体包括第一定位壁以及第二定位壁，其中 所述第一定位壁为环形板件，且其套设于所述环形安装壁之外； 所述第二定位壁包括互相连接的横向部分以及纵向部分； 所述第四出流通道内的所述旋流器嵌于所述第二定位壁的纵向部分与所述第一定位壁之间； 所述横向部分的内表面与所述环形安装壁的外表面相平行。
10.一种燃烧室，其特征在于，包括权利要求I 一 9任一所述的掺混装置，还包括第一供 油管路、第二供油管路、第三供油管路以及供气装置，其中 所述第一供油管路的出口与所述燃料输入管的入口相连通或位置相对； 所述第二供油管路以及所述第三供油管路均经过所述安装间隙，且所述第二供油管路的出口与所述第一燃料入口相连通或位置相对； 所述环形安装壁上设置有与所述安装间隙以及所述第四出流通道相连通的至少一个第二燃料入口，所述第三供油管路的出口与所述第二燃料入口相连通或位置相对； 所述第一出流通道、所述第二出流通道、所述第三出流通道以及所述第四出流通道均与所述供气装置的出气口相连通。
11.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求10所述的燃烧室。
专利摘要本实用新型公开了一种掺混装置、燃烧室及航空发动机，涉及航空技术领域。解决了现有技术存在燃烧效率低的技术问题。本实用新型提供的掺混装置包括燃料输入管、一级输入管、二级输入管、三级输入管、环形安装壁及定位壁体，一级输入管与燃料输入管之间形成第一出流通道；二级输入管与一级输入管之间形成第二出流通道；三级输入管与二级输入管之间形成第三出流通道；环形安装壁与三级输入管之间存在安装间隙，三级输入管上设置有与第三出流通道及安装间隙相连通的至少一个第一燃料入口；定位壁体与环形安装壁之间形成第四出流通道。本实用新型提供的燃烧室及航空发动机均包括本实用新型提供的掺混装置。本实用新型用于提高燃烧室的燃烧效率。
文档编号F02C7/04GK202675358SQ201220335198
公开日2013年1月16日 申请日期2012年7月11日 优先权日2012年7月11日
发明者鄂亚佳 申请人:中航商用航空发动机有限责任公司