加力内锥的气膜冷却特性研究

为了满足新一代加力燃烧室进口温度的上升需求，有必要对内锥进行气膜冷却以降低其红外辐射。本文

随着航空发动机推重比的不断提高，新一代加力燃烧室入口温度已达1300 k 以上，由于中心锥是发动机后向红外辐射主要部分[1]，这无形中给加力燃烧室整流支板和内锥的冷却带来了挑战。气膜冷却作为航空发动机高温部件重要的冷却手段之一， 国外[2] [3] [4] [5] [6]和国内[7] [8] [9] [10] [11]对其研究已经有几十年历史，技术比较成熟。但是上述研究主要关于涡轮叶片和主燃烧室的冷却，对于内锥冷却的这一块的研究相对较少，特别是有关加力内锥冷却的试验研究。

李丽[12]、李佳[13]等用异性气体作为冷气验证了密度比对气膜冷却的影响，但是气膜冷却试验主次流温差太小，跟真实结果有一定的差距。张勃等[14] [15]对比了缝槽和气膜孔两种气膜冷却方案，发现在相同冷气量下，气膜孔冷却效果稍差， 但是总压损失小。

李锋等[16]研究了不同开孔方式对内锥气膜冷却的影响。发现孔径d = 1.0 mm 时，冷却效果最好，内锥壁温最高可下降1/3，而缝槽冷却效果不太理想。

张靖周等[17]研究了气膜冷却对塞锥冷却效果和喷管的气动性能的影响。

当冷气量为主流质量流量1%时， 塞锥温度大幅下降；当冷气量增至3%时，冷却效果和前者差不多，但是总压损失较为显著。单勇[18]在实验中采用1/3 的缩尺模型研究了中心锥的气膜冷却效果，但是试验中冷热气流温度远低于发动机现实温度，总流量也偏小。一种新型加力燃烧室如图1，采用整流支板、加力内锥、火焰稳定器和喷油装置一体化设计[19]，有利于防止油管和火焰稳定器的烧蚀。

本文主要研究某新型加力燃烧室其內锥的气膜冷却特性，采用试验和数值模拟相结合的方法，研究了不同工况下的冷却效果。主要思想是将外涵的冷气通过整流支板引入中心锥，在其外壁面形成冷却气膜，以降低内锥壁面温度和发动机向后的红外辐射强度。

2. 实验方案 2.1. 实验装置 某型加力燃烧室有15 块整流支板， 由于实验室供气量有限， 而且为了真实体现整流支板两测的流场， 试验件设计为加力燃烧室1/3 缩尺模型的1/7.5 扇形部分，为了简化实验模型，去掉了包含在支板内的油管和喷嘴，外涵用一根引气管替代，环形火焰稳定器与支板连在一起，具体装置图如图2，冷气从引气管进入整流支板内部，进入内锥空腔内，从内锥外表面流出覆盖在内锥弧面，从而降低内锥的壁温。内锥壁面的气膜孔孔径d = 1.0 mm，倾角为30˚，孔间距和孔排距分别为4 mm 和8 mm，扇形通道尾部用一块孔板来憋压，使得气流密度和压力接近于实际情况。