航空发动机燃烧室以及大涵道比涡扇发动机

摘要

本发明公开了一种航空发动机燃烧室以及大涵道比涡扇发动机，涉及航空发动机技术领域。解决了现有技术存在燃烧室内喷水逼喘试验过程较易熄火的技术问题。该航空发动机燃烧室包括逼喘试验用喷水装置，所述逼喘试验用喷水装置包括至少一个喷嘴；在航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴与所述航空发动机燃烧室内最易点火的位置之间的距离不大于15cm。该大涵道比涡扇发动机包括本发明任一技术方案提供的航空发动机燃烧室。本发明用于降低燃烧室在喷水逼喘试验时熄火的可能性。

主权项

一种航空发动机燃烧室，其特征在于，包括火焰筒以及逼喘试验用喷水装置，其中：所述逼喘试验用喷水装置包括至少一个喷嘴；所述火焰筒上设置有安装通孔，所述喷嘴设置在所述安装通孔上且所述喷嘴的喷射方向朝向所述火焰筒内；在航空发动机燃烧室的轴向方向上，所述喷嘴与所述火焰筒内最易点火的位置之间的距离不大于15cm。