阅读说明：本技术 包括具有分段孔的旋转封闭元件的定容燃烧系统 (Constant volume combustion system including a rotating closure element with segmented orifices ) 是由 M·雷科 P·J-B·梅奇 E·科奈特 G·梅库森 于 2018-06-20 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种用于涡轮机(10)的定容燃烧系统(1),包括：多个燃烧室(100),该多个燃烧室围绕限定轴向方向(DA)的轴线(XX’)以环形方式分布,每个燃烧室包括进气口(102)和排气口(103)；选择性封闭构件(200),该选择性封闭构件相对于燃烧室围绕轴线旋转地可移动,该选择性封闭构件包括套圈(210),该套圈(210)面向燃烧室的进气口和排气口,该套圈包含旨在与每个室的排气口协配的至少一个进气孔(2110、2111)和旨在与每个室的排气口协配的至少一个排气孔(2120、2121)。每个进气孔和每个排气孔被在每个孔中在轴向方向上延伸的至少一个部段分段。(The invention relates to a volumetric combustion system (1) for a turbomachine (10), comprising: a plurality of combustion chambers (100) distributed in an annular manner about an axis (XX') defining an axial Direction (DA), each combustion chamber comprising an intake port (102) and an exhaust port (103); a selective closing member (200) movable in rotation around an axis with respect to the combustion chamber, comprising a collar (210), the collar (210) facing the intake and exhaust ports of the combustion chamber, the collar containing at least one intake hole (2110, 2111) intended to cooperate with the exhaust port of each chamber and at least one exhaust hole (2120, 2121) intended to cooperate with the exhaust port of each chamber. Each intake aperture and each exhaust aperture is segmented by at least one segment extending in an axial direction in each aperture.)

包括具有分段孔的旋转封闭元件的定容燃烧系统

技术领域

本发明涉及定容燃烧类型的飞行器涡轮机燃烧室领域。本发明可应用于任何类型的涡轮机，特别是喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和具有非涵道式风扇的涡轮机，也称为“开式旋翼”。

背景技术

传统的飞行器涡轮机以公知的方式包括一个或多个燃烧室。这种燃烧室由压缩机模块供给加压空气，并且其包含燃料喷射器，该燃料喷射器能够将燃料喷射到吸入的空气流中以使其燃烧，并且因此导致用于驱动涡轮的热气的排放，该涡轮继而驱动压缩机模块，并且该涡轮还能够驱动涡轮机的风扇。

在这种燃烧室中，燃料流速是连续的，并且燃烧根据所谓的布雷顿循环(Braytoncycle)操作、即根据恒压燃烧或“CPC”循环操作。然而，为了获得特定消耗增益，已经设想用根据汉弗莱循环(Humphrey cycle)、即根据定容燃烧或“CVC”循环操作的多个燃烧室代替根据布雷顿循环操作的燃烧室。

文献WO2016/120551公开了一种定容燃烧模块，该定容燃烧模块包括绕轴线布置的燃烧室，每个燃烧室包括压缩气体进气口和燃烧气体排气口，以及旋转进气/排气阀。每个进气/排气口构造成通过旋转进气/排气阀来打开或闭合。

为了在高功率的燃气轮机中使用这种类型的定容燃烧模块，期望拥有相当多数量的燃烧室(例如至少三个)。在某些情况下，几个室必须在操作中同步、即在相同时刻处于相同状态。在这种情况下，旋转阀可以采用设置有在预定长度上周向延伸的孔的筒体的形式，该孔能够与每个室的进气和排气口协配。因此，这种旋转阀具有这样的孔、即该孔可以具有与待同步的燃烧室的数量和/或所述燃烧室的尺寸相关的相当大的尺寸。此外，这种阀在阀的相同环形部段上可包括若干这些孔。因此，这些孔大大降低了阀的刚度，并因此降低了当阀在燃气轮机中被旋转驱动时的机械阻力及其可靠性。

发明内容

因此，本发明的目的是通过提出一种用于涡轮机的定容燃烧系统来消除所述缺陷，该定容燃烧系统包括：

多个燃烧室，该多个燃烧室围绕限定轴向方向的轴线以环形方式分布，每个燃烧室包括进气口和排气口，

选择性封闭构件，该选择性封闭构件相对该燃烧室围绕轴线旋转地可移动，该选择性封闭构件包括套圈，该套圈面向燃烧室的进气口和排气口，该套圈在第一环形部段上包含至少一个进气孔，该至少一个进气孔旨在在选择性封闭构件的旋转期间与每个燃烧室的进气口协配，并且该套圈在第二环形部段上包含至少一个排气孔，该至少一个排气孔旨在在选择性封闭构件的旋转期间与每个燃烧室的排气口协配，每个进气孔和每个排气孔相对于轴线在周向方向上延伸确定的长度。

根据本发明，每个进气孔和每个排气孔被在每个孔中在轴向方向上延伸的至少一个部段分段。因此，由于在每个孔中存在部段，孔被加强，并从而提高了选择性封闭构件的刚度。

在示例性实施例中，每个部段仅在选择性封闭构件的套圈的壁厚中延伸。换言之，这些部段不突出超过套圈的壁。又或者，每个部段具有在径向方向上(相对于轴向方向)测量的长度，该长度小于或等于选择性封闭构件的套圈的壁厚(也在径向方向上测量)。这个特征允许更好地结合用于涡轮机的定容燃烧室。

在示例性实施例中，进气孔和排气孔可以同时存在于套圈的至少一个周向部段上(即在套圈的部段上并排)。当所述周向部段通过与燃烧室相对时，进气孔和排气孔同时存在于其上的套圈的周向部段(即套圈的特定角度部段)对应于扫气阶段(其中来自压缩机的空气穿过燃烧室以清空燃烧室并再次填充燃烧室)，如稍后将解释的。

在示例性实施例中，每个排气孔的每个部段在垂直于轴线的平面中可具有在前缘与后缘之间延伸的空气动力学轮廓，该前缘相对于后缘径向向外引导。由于这种布置，可以减少由于在每个排气孔中存在部段而导致的空气动力学损耗。特别地，在排气孔的情况下，空气动力学轮廓根据穿过该孔的气流的方向而定向、即从选择性封闭构件的外侧到内侧径向地定向。为了减小对单个部段的气流的影响，排气孔的至少一个部段可具有如上所限定的空气动力学轮廓。

当选择性封闭构件被旋转驱动时，其排气孔的不同部段不“看到”相同类型的气流。具体地，将在排气孔一侧上的部段将总是看到与燃烧室的排气阶段相对应的气流，而位于排气孔另一侧上的部段将总是看到与燃烧室的排气结束阶段或扫气阶段相对应的气流。因此，气流在部段的空气动力学轮廓上的入射从排气孔的一个边缘到另一个边缘变化，并且特别地从高入射(高压和高温)到较低入射(低压和低温)变化。

为了考虑气流的入射根据孔中的每个部段的周向位置的这种变化，有利的是，每个排气孔由多个不同的部段均匀地分段，每个部段具有攻角，每个部段的攻角沿着排气孔从一个部段到另一个部段以严格单调的方式变化。攻角可以定义为，在部段的前缘处截取的该部段的表面的法线与在所考虑的部段的前缘处截取的选择性封闭构件的套圈的外表面的法线所成的角度。

作为变型，每个排气孔可由多个不同组的部段均匀地分段，其中同一组的每个部段具有相同的攻角，同一组的部段的攻角沿着排气孔从一组部段到另一组部段以严格单调的方式变化。这种设计比先前的设计更容易实现，特别是因为它减少了必须为其进行设置的不同类型的部段的数量。

尽管气流的入射变化小于排气的情况，但是先前有利的布置可以以类似的方式应用于每个进气孔。

在示例性实施例中，进气孔的每个部段在垂直于轴线的平面中具有在前缘与后缘之间延伸的空气动力学轮廓，该前缘相对于后缘径向向外引导。由于这种布置，可以减少由于在每个进气孔中存在部段而导致的空气动力学损耗。特别地，在进气孔的情况下，空气动力学轮廓根据穿过该孔的气流的方向而定向、即从选择性封闭构件的内侧到外侧径向地定向。为了减小对单个部段的气流的影响，进气孔的至少一个部段可具有如上所限定的空气动力学轮廓。

在示例性实施例中，燃烧系统还可包括固定进气引导件，该固定进气引导件在所述封闭构件的第一部段的侧部上存在于选择性封闭构件的套圈的内侧上，进气引导件包含由盘径向延伸的中心筒体，该筒体和盘形成偏转器，该偏转器构造成在燃烧室的进气口的方向上引导到达进气引导件的空气。由于进气引导件，优化了新鲜空气流到每个燃烧室中的引入。

在示例性实施例中，选择性封闭构件还可包括壁，该壁从套圈的内表面在径向方向上延伸并将套圈的第一环形部段和第二环形部段分开，所述壁包含至少一个旁通孔，该至少一个旁通孔在位于所述至少一个进入孔和所述至少一个排气孔所延伸的角度区域之外的角度区域上延伸，所述至少一个旁通孔由相对于轴线在径向方向上延伸的至少一个部段成角度地分段。由于在选择性封闭构件上存在一个或多个旁通孔，因此，可以在燃烧模块中恒定地具有空气流，该空气流绕过燃烧室。其结果是，在燃烧系统上游的缓冲容积(压缩机的输出)与燃烧系统的输出(涡轮机的供给)之间的恒定空气流的情况下，燃烧系统中的流率和压力的波动被减小，这使得可以改善存在于燃烧系统上游的压缩机上的负载的流动性以及放置在燃烧系统下游的涡轮机的效率。此外，一个或多个旁通孔存在于燃烧系统的旋转构件上，空气流规则地分布在燃烧系统的不同部分上，这使得可以清除燃烧气体的这些部分并且规则地冷却它们。

在这种情况下，并且当燃烧系统包括如上限定的固定进气引导件时，固定进气引导件还可包括能够与选择性封闭构件的壁的每个旁通孔协配的多个孔。

在示例性实施例中，每个燃烧室可以由外壳、与外壳形成单个部件的封闭后底部以及外壳附连到其外表面的圆柱环界定，该圆柱环形成每个燃烧室的前底部，圆柱环包含：第一系列孔和第二系列孔，每个第一系列孔形成燃烧室的进气口，每个第二系列孔形成燃烧室的排气口，该系统还包括固定排气歧管，该固定排气歧管以环形方式在选择性封闭构件的套圈内部沿着所述套圈的第二部段延伸，该排气歧管包含多个分隔的隔室，每个分隔的隔室存在于燃烧室的排气口的水平(高度)处。这种设计便于燃烧室的制造及其围绕燃烧系统的轴线的环形分布。由于这种被分隔的排气歧管，燃烧室的排气独立于其它燃烧室，这使得可以减少加压热气从一个室朝向另一个室的返回，特别是在燃烧室的扫气阶段期间。

在这种情况下，第二系列孔中的每个孔可以与其相邻的孔周向地分开非零距离，排气孔包括多个部段，这些部段均匀地分布在所述孔中并且相互分开小于或等于分开第二系列孔中的两个孔的距离的距离。通过这种布置，进一步降低了热气体从一个室朝向另一个室返回的可能性，特别是在燃烧室的扫气阶段期间。具体地，以这种方式的排气孔的分段使得可以防止气体通过穿过排气孔的厚度而从一个室横穿到另一个室。

根据本发明的燃烧系统可包括以环形方式围绕轴线分布的十个燃烧室，选择性封闭构件的套圈在所述套圈的第一环形部段上包含两个径向相对的进气孔，并且在所述套圈的第二环形部段上包含两个径向相对的排气孔，选择性封闭构件的壁包含两个旁通孔，这两个旁通孔在位于两个进气孔和两个排气孔所延伸的角度区域之外的角度区域上延伸。

优选地，选择性封闭构件可以由下列材料中的一种制成：金属材料、陶瓷基复合材料和共晶陶瓷材料。

本发明的另一主题是一种涡轮机，该涡轮机包括轴向或离心式压缩机和轴向或向心式涡轮，该涡轮机还包括根据本发明的燃烧系统，该燃烧系统存在于压缩机与涡轮之间。

本发明的又一主题是一种包括至少一个涡轮螺旋桨发动机的飞行器，该涡轮螺旋桨发动机包括根据本发明的涡轮机。附图说明

参考附图，本发明的其它特征和优点将从以下给出的描述中变得显而易见，附图示出了本发明的示例性实施例，没有任何限制特征。在附图中：

-图1是包括根据本发明的实施例的燃烧系统的涡轮机的纵向剖面示意图，

-图2A是图1的燃烧系统的分解立体示意图，

-图2B是在图2A的参考IIB水平处的放大图，

-图3A和图3B是图1的燃烧系统的选择性封闭构件的立体示意图，

-图4和图5分别是沿垂直于进气孔的三个部段和排气孔的三个部段的轴线XX'的平面的剖视图，

-图6是沿垂直于排气孔的轴线XX'的平面的剖视图，

-图7示出了如图6所示的排气孔的成组部段的不同攻角，

-图8A至图8D是图1的燃烧系统的排气歧管的立体图，

-图9是图1的燃烧系统的燃烧室和选择性封闭构件的立体示意图，

-图10是示出了处于图9所示的燃烧系统位置的选择性封闭构件的进气孔与排气孔，若干燃烧室的进气口与排气口之间相对位置的展开示意图，

-图11是处于图9所示的燃烧系统位置的四个燃烧室的排气水平的展开剖面示意图，

-图12是示出了根据图1的燃烧系统的封闭构件的角度或旋转位置的每个燃烧室的汉弗莱循环的不同阶段的表。

具体实施方式

本发明通常可应用于包括轴向或离心式压缩机和轴向或向心式涡轮的涡轮机。

图1、图2A至图2B示出了根据本发明的实施例的燃烧系统1。在这里描述的示例中并且如图1所示，将燃烧系统1结合到涡轮螺旋桨发动机的涡轮机或涡轮轴10中，燃烧系统放置在轴向离心式压缩机11的下游和轴向涡轮12的上游的涡轮轴中，压缩机11和涡轮12通过轴系统13连结在一起。涡轮12包括可动轮120，该可动轮在其中心处连结到轴系统13，并在其径向末端处包含多个叶片121。

燃烧系统1包括多个燃烧室，在这里描述的实施例中为10个燃烧室100，在图2A中编号为100₁至100₁₀，其以环形方式围绕限定轴向方向DA的轴线XX'分布。每个燃烧室100由这里基本上为平行六面体形状的外壳101、与外壳101形成单个部件的封闭后底部101b、以及圆柱环110界定，当外壳101和圆柱环110由金属材料制成时，外壳101例如通过焊接、铜焊、机械联接(螺钉-螺母)或粘接而附连到圆柱环的外表面112。圆柱环110和外壳101也可由陶瓷基复合(CMC)材料制成、即由增强件形成的材料，该增强件由碳纤维或陶瓷制成，并由至少部分陶瓷基致密化。

圆柱环110形成每个燃烧室的前底部101a，该前底部101a在径向方向DR上在与后底部101b相反的方向上尽可能靠近轴线XX'定位。圆柱环110包含第一系列孔113和第二系列孔114，每个第一系列孔113形成燃烧室100的进气口102，每个第二系列孔114形成燃烧室100的排气口103(图2B)。每个燃烧室100的前底部101a还包含进气口102和排气口103。包含每个燃烧室的进气口和排气口的圆柱环110的内表面111旨在面向下面详细描述的选择性封闭构件的套圈放置。燃烧室的外壳101从环110的外表面112在径向方向DR上延伸。在这里描述的示例中，每个燃烧室100还配备有燃料喷射器104，这里该燃料喷射器104放置在每个燃烧室100的后底部101b上。喷射也可以借助喷射轮(图2A和2B中未示出)来实施。燃烧可以以已知的方式通过火花点火器(火花塞)、或通过热气点火器(图2A和图2B中未示出)启动。如果条件允许，燃烧也可以通过废气再循环或EGR来启动，如在柴油发动机中那样。

燃烧系统1还包括选择性封闭构件200，该选择性封闭构件200相对于燃烧室100绕轴线XX'可旋转地移动。选择性封闭构件200包括套圈210，该套圈210面向燃烧室100的进气口102和排气口103。套圈210被分成第一环形部段211和第二环形部段212，每个部段在套圈210的整个周缘上延伸(图3A和图3B)。第一环形部段211包含至少一个进气孔，该至少一个进气孔用于在选择性封闭构件200旋转期间与每个燃烧室100的进气口102协配。在这里描述的示例中，第一环形部段211包含沿着第一部段成角度地偏移180°的两个进气孔2110和2111。第二环形部段212包含至少一个排气孔，该至少一个排气孔用于在选择性封闭构件200旋转时与每个燃烧室100的排气口103协配。在这里描述的示例中，第二环形部段212包含沿着第二部端成角度地偏移180°的两个进气孔2120和2121。每个进气孔2110、2111的起点分别与每个排气孔2120、2121的起点成角度地对准，排气孔在比进气孔更大的周向长度上延伸。选择性封闭构件可以由金属材料制成或由CMC材料制成。

根据本发明，每个进气孔2110、2111和每个排气孔2120、2121由在每个孔中在轴向方向DA上延伸的至少一个部段分段。特别地，第一进气孔2110和第二进气孔2111分别由在所述孔中周向地(相对于轴线XX')均匀分布的多个部段2110a和2111a分段。第一排气孔2120和第二排气孔2121分别由在所述孔中周向地均匀分布的多个部段2120a和2121a分段。这些部段使得可以增强选择性封闭构件200的机械阻力。

根据本发明的有利布置，部段2110a、2111a、2120a和2121a在垂直于轴线XX'的平面中具有在前缘与后缘之间延伸的空气动力学轮廓。这种构造使得可以减少由于在进气孔和排气孔中存在的部段而引起的空气动力学干扰。

如图4所示，第一进气孔2110的部段2110a在垂直于方向DA的平面中具有在前缘2110b与后缘2110c之间延伸的空气动力学轮廓，前缘2110b径向向内引导(即，朝向轴线XX'引导)，以便当燃烧室处于扫气阶段时面向燃烧室100中的进气流FA。

如图5所示，第一排气孔2120的部段2120a在垂直于方向DA的平面中具有在前缘2120b与后缘2120c之间延伸的空气动力学轮廓，前缘2110b径向向外引导(即，与轴线XX'相反地引导)，以便当燃烧室处于排气或扫气阶段时面向燃烧室100中的排气流FE。

根据图6和图7所示的本发明的有利布置，每个排气孔2120由多个不同的成组部段2120a₁、20120a₂、20120a₃、2120a₄、2120a₅均匀地分段，其中，一组部段的每个部段2120a具有相同的攻角，同一组部段的部段的攻角沿着排气孔2120从一组部段到另一组部段以严格单调的方式变化。特别地，组2120a₁的部段的攻角严格小于组20120a₂的部段的攻角，以此类推，直到部段的最后一组20120a₅。这种布置使得可以考虑在不同相之间在排气处的气流入射的变化，以便进一步减小气流中存在的部段的影响。

如图7所示，攻角α对应于由部段2120a的前缘2120b的法线与在每个部段2120a的前缘2120b的水平处截取的套圈210的外表面210b的法线Z形成的角度。在图7上示出了在其前缘2120b的水平处叠加的部段2120a，以比较其攻角。可以看出，与进气孔2110相对定位的成组部段的攻角α1大于位于进气孔一侧上的成组部段的攻角α5(为了清楚起见，仅示出了两个极限角)。

攻角的这种单调变化根据涡轮机10中的封闭构件200的旋转方向和进气孔2110的位置调整。特别地，如在排气阶段开始时的情况，可以确保“看到”具有高入射角的气流的部段2120b具有相当大的攻角α。相反，例如在扫气期间和扫气结束时，将以较低的入射角布置在流中的部段2120b可以具有更小的攻角α。

在未示出的变型中，每个部段可以具有与其相邻部段不同的攻角。当然，以上已经描述的用于第一排气孔2120的所有内容都可以以相同的方式应用于第二排气孔2121。应当注意，可以对进气孔2110和2111的部段2110a和2111a进行类似的设置，但是部段的影响变得较小，因为进气流的变化比排气流的变化小得多。

燃烧系统1还包括固定进气引导件300，该进气引导件300在封闭构件的第一部段211的一侧上存在于封闭构件200的套圈210的内侧上(图2A)。进气引导件300还包括由盘302径向延伸的中心筒体301，筒体301和盘302形成用于例如来自布置在燃烧系统上游的压缩机11的进气的偏转器。这样形成的偏转器使得可以在燃烧室的进气口的方向上引导到达进气引导件上的空气。这里，排气引导件300包含存在于盘302上的多个孔303，其功能在下文中定义。根据进气引导件的变型实施例，后者不包括任何孔303，在旁通孔223和224下方停止的盘302存在于选择性封闭构件200上。进气引导件300可由金属材料或CMC材料制成。

在这里描述的示例中，燃烧系统1还包括具有环形形状的固定排气歧管400(图1)。排气歧管400在所述套圈的第二部段212的侧部上并沿着该第二部段部分地延伸到选择性封闭构件的套圈210内部(图8D)。

如图8A至8D所示，排气歧管400包含内部套圈401和外部套圈402，在它们之间以成角度的方式分布多个分隔的隔室410，每个隔室面向燃烧室100的排气口103放置(图8D)。更准确地说，每个分隔的隔室410由在内部套圈401与外部套圈402之间在径向方向DR上延伸的两个径向壁或间隔件411界定，内部套圈401和外部套圈402的部段存在于两个间隔件411之间，这两个间隔件分别形成隔室410的内部间隔件和外部间隔件。外部套圈402包含多个孔413，每个孔对应于每个分隔的隔室410的第一孔。每个第一孔413面向燃烧室100的排气口103而存在，第一孔413的长度l₄₁₃(图8A)大于或等于排气口103的长度l₁₀₃(图8D)。在这里描述的示例中，由于燃烧系统包括10个燃烧室，因此，排气歧管400包括10个隔室410。间隔件411还相互限定了第一孔413和排气口103下游的第二孔414。术语“上游”和“下游”在这里参照燃烧系统中的气流的流动方向(图1中的箭头F)而使用。第二孔414限定了当燃烧室100处于排气阶段时从每个排气口103喷射的燃烧气体的排气方向。更准确地说，由排气歧管400的隔室410的第二孔414排出的燃烧气体在基本上平行于轴线XX'的方向上并且以独立于其它隔室410的孔414所开口进入的其它体积部分(fraction de volume)的体积部分，在燃烧系统的下游打开。当诸如图1所示的涡轮12的涡轮存在于定容燃烧系统1的下游时，该涡轮系统地接收来自燃烧室100的燃烧气体，隔室410防止气体流在扫气阶段返回到燃烧室中。

在这里描述的示例中，间隔件411几乎在内部套圈401的外表面和外部套圈402的内表面的整个宽度上在轴向方向DA上延伸。

此外，在这里描述并且不是限制性的示例中，每个间隔件的末端4110具有相对于轴向方向XX'弯曲的空气动力学轮廓，这使得能够使来自燃烧室100的燃烧气体在不平行于轴线XX'的方向上偏转。燃烧气体的方向的偏转角度由间隔件411的末端4110的曲率限定。这可以被特别地确定以便相对于放置在其下游的涡轮优化燃烧系统的效率。在本发明的燃烧系统中，间隔件411在其两个末端之间也可以具有直线轮廓。

仍然在这里描述并且不是限制性的示例中，排气歧管400还包括存在于隔室410下游的多个固定叶片420，一个或多个叶片(这里是两个)均匀地分布在间隔件411之间。固定叶片420各自具有相对于轴向方向XX'弯曲的空气动力学轮廓421，叶片420的轮廓421优选地具有与间隔件411的末端4110的曲率相似的曲率(曲率的方向和角度)。

具有间隔件411的固定叶片420用作来自燃烧系统的气体的喷嘴引导叶片。排气歧管可以由金属材料或CMC材料制成。

根据本发明的有利布置，选择性封闭构件200还包括从套圈的内表面210A在径向方向DR上(即，垂直于轴线XX')延伸的壁220，壁220将套圈210的第一环形部段211和第二环形部段212分开(图3A和图3B)。壁220具有圆形中心孔221，该圆形中心孔221的边缘由筒体222界定。筒体222安装在与筒体220形成单个部件的第一滚柱轴承230的上游侧上，第一轴承230配备有与安装在驱动轴233上的小齿轮232接触的带齿的轮231(图2A)。筒体222在下游侧上包括第二滚柱轴承240。这里，封闭构件的旋转设定由连结到燃烧系统外部的发动机(图2A中未示出)的驱动轴233控制，该轴233横穿进气引导件300。

根据本发明的有利布置，选择性封闭构件包括一个或多个旁通孔。更准确地说，在这里描述的实施例中，封闭构件200的壁220包括第一旁通孔223和第二旁通孔224，它们以径向相对的方式设置在壁220上(图3A和图3B)。每个旁通孔在位于供一个或多个进气孔和排气孔延伸的角度区域之外的角度区域上延伸。在这里描述的示例中，第一旁通孔223和第二旁通孔224分别在位于一方面第一进气孔2110和第一排气孔2120并且另一方面第二进气孔2111和第二排气孔2121在其上延伸的角度区域之间延伸的角度区域上延伸。为了加强壁220和选择性封闭构件200，每个旁通孔223和224可分别由多个部段223a和224a分段(图3A和图3B)。部段223a和224a相对于轴线XX'在径向方向DR上延伸，并且使旁通孔223a和223b成角度地分段。在所示的示例中，部段223a和224a以均匀的方式成角度地分布在相应的旁通孔223和224中。

燃烧室100、选择性封闭构件200、进气引导件300和排气歧管400安装在由两个部件501和502形成的壳体500内部。

选择性封闭构件200是燃烧系统1中唯一的旋转可移动构件。在其旋转时，选择性封闭构件200将选择性地打开和闭合每个燃烧室的进气口102和排气口103，以便根据汉弗莱循环来实现定容燃烧，即包含燃烧时间、排气时间、以及新鲜空气的进气和燃烧气体的扫气时间。更准确地说，如图5和图6所示，根据选择性封闭构件的旋转角度，以及由于封闭构件200的套圈上存在的进气孔和排气孔的位置，某些燃烧室100处于扫气阶段，其它处于排气阶段，而其它再次处于燃烧阶段。图6示出了当存在于封闭构件200的套圈210上的第一进气孔2111和排气孔2121的起点与室100₁的进气口102和排气口103的起点对准时，室100₁至100₅的阶段。这里，孔2111在长度l₂₁₁₀上延伸，覆盖第一室、这里是室100₁的进气口和与第一室相邻的第二室、这里是室100₂的进气口。排气孔2121在长度l₂₁₂₁上延伸，覆盖3个连续的燃烧室、这里是室100₁、100₂、100₃。进气孔2111和排气孔2121的起点在套圈210上在轴向方向DA上对准。

在图10和图11所示的套圈210的角向或旋转位置中，燃烧室100₁和100₂处于扫气阶段，因为进气孔2111和排气孔2121完全打开燃烧室100₁和100₂的进气口102和排气口103。室100₃处于排气阶段，其进气口102被套圈210完全闭合，而其排气口103被排气孔2121完全打开。最后，燃烧室100₄和100₅都处于燃烧阶段，它们的进气口和排气口被套圈210完全闭合。

根据图10和图11中具体示出的本发明的有利布置，排气孔103相互分开非零距离e，而第二排气孔2121的部段2121a相互分开小于或等于距离e的距离P，例如小于或等于0.5e。在所示的示例中，P＝0.5e。图11示出了燃烧系统1在燃烧室100₁₀、100₁、100₂、100₃的排气口103的水平处的展开剖面示意图(在垂直于方向DA的平面中)。该图使得可以更好地理解这样的布置的优点。可以看到由径向间隔件411分隔的排气歧管400，以及面向歧管400的隔室410的排气口103。如图9和图10所示，燃烧室100₁₀处于燃烧阶段的起点，燃烧室100₁和100₂处于扫气阶段，而燃烧室100₃处于排气阶段。封闭构件200具有非零厚度，气体可以通过该厚度从一个室到达另一个室。由于排气孔2121被部段2121a分段，因此进一步降低了来自室100₃的气体由于过压而朝向室100₂偏转的风险。

图12是示出了根据封闭构件200的角向或旋转位置θ的各燃烧室100₁至100₁₀的汉弗莱循环的不同阶段的表。