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本申请属于航空发动机结构设计技术领域，涉及一种加力燃烧室气冷传焰槽，所述传焰槽包括沿加力燃烧室轴向延伸的前端及后端，前端为尖端，且具有沿加力燃烧室径向延伸的腔体，自所述前端向后端呈扩口形式形成两个翅片，每个翅片具有与前端腔体连通的侧通道，每个侧通道在后端尾缘处具有连通加力燃烧室的内涵道后段的出气孔；还包括导管，其进气端设置在发动机燃烧室外涵道，导管沿发动机燃烧室径向向内涵道延伸，并穿过所述传焰槽的前端腔体，导管在进入所述传焰槽的前端腔体的部分具有进气孔，外涵道的气体由导管的进气孔进入传焰槽内，并
(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)实用新型专利
(10)授权公告号 CN 210373541 U
(45)授权公告日
2020.04.21
(21)申请号 20192
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