王文波，岳　明，金　捷

（北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191）

內(nèi)機(jī)匣故障對(duì)燃燒室性能影響的數(shù)值與試驗(yàn)研究

王文波，岳明，金捷

（北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191）

為了研究?jī)?nèi)機(jī)匣故障對(duì)燃燒室性能的影響，在對(duì)某回流燃燒室的正常件及小彎管有裂縫故障件進(jìn)行試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，通過可實(shí)現(xiàn)的k-ε湍流模型、顆粒隨機(jī)軌道模型、火焰面模型和K undu化學(xué)反應(yīng)機(jī)理對(duì)模型燃燒室內(nèi)3維2相燃燒流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，分別對(duì)小彎管不同裂縫長(zhǎng)度（占模型弧長(zhǎng)的10%、20%、30%、40%、50%）且最寬處為0.55 mm不變情況下的模型燃燒室的出口溫度分布進(jìn)行對(duì)比分析。結(jié)果表明：裂縫漏氣導(dǎo)致葉尖溫度降低，葉根溫度升高，不利于渦輪轉(zhuǎn)子葉片工作。

內(nèi)機(jī)匣；故障；試驗(yàn)；數(shù)值模擬；出口溫度分布；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0　引言

燃燒室是燃?xì)廨啓C(jī)的核心組成部件，其工作環(huán)境具有熱負(fù)荷大、流場(chǎng)復(fù)雜及高溫高速等特點(diǎn)。燃燒室出口溫度場(chǎng)均勻性不僅是燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室的重要安全性指標(biāo)，而且是渦輪葉片安全長(zhǎng)久工作的重要保證，密切關(guān)注燃燒室性能參數(shù)是十分必要的。隨著渦輪前溫度的提高，燃燒室火焰筒等高溫零件的故障問題日益成為關(guān)注的焦點(diǎn)。據(jù)相關(guān)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)［1］，在燃燒室故障中，63%是火焰筒的故障，5%是燃燒室外套的故障，4%是噴嘴的故障。然而在公開文獻(xiàn)中，極少研究故障發(fā)生后對(duì)燃?xì)廨啓C(jī)產(chǎn)生的影響。而且，由于燃燒室內(nèi)部流場(chǎng)、化學(xué)反應(yīng)及物理變化過程非常復(fù)雜，在試驗(yàn)中不能細(xì)致觀察到燃燒室內(nèi)部燃燒流動(dòng)情況，有很大的局限性。隨著計(jì)算機(jī)性能的提高，計(jì)算方法的不斷完善和改進(jìn)，燃燒室的數(shù)值模擬研究得到國(guó)內(nèi)外的廣泛重視，比如GE公司提出的ACC（Advanced Combustion Code）計(jì)劃［2］，采用參數(shù)化建模方法［3-4］和基于計(jì)算流體力學(xué)（CFD）的數(shù)值方法［5］，以及3維湍流燃燒數(shù)值模擬［6］來分析燃燒室的工作特性，預(yù)測(cè)其流場(chǎng)、溫度分布以及NOX排放指數(shù)，對(duì)減少燃燒室試驗(yàn)和研制費(fèi)用，縮短研制周期具有重要的現(xiàn)實(shí)意義［7］。

本文在試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，用數(shù)值模擬的方法研究某回流燃燒室火焰筒內(nèi)壁故障對(duì)其出口溫度分布的影響，以期引起相關(guān)研究者的重視，并對(duì)燃?xì)廨啓C(jī)的維護(hù)起一定指導(dǎo)作用。

1　研究對(duì)象及計(jì)算網(wǎng)格

本文研究對(duì)象為某回流環(huán)形燃燒室，包括14個(gè)沿周向均勻分布的旋流器，每個(gè)旋流器內(nèi)部裝有1個(gè)空氣霧化噴嘴，渦流杯位于內(nèi)外機(jī)匣的中部，并與火焰筒頭部相連。在火焰筒內(nèi)、外機(jī)匣壁面上開有2排較大的孔，前面為主燃孔，后面為摻混孔，在火焰筒上分布5～6排冷卻孔。燃燒室結(jié)構(gòu)如圖1所示?？諝鈴膲簹鈾C(jī)出來經(jīng)外環(huán)腔通道，大量空氣在組織燃燒和與燃?xì)鈸交斓倪^程要經(jīng)過2次折轉(zhuǎn)再流入渦輪部件，為了與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析，所有組件盡量與實(shí)際燃燒室結(jié)構(gòu)相同。而為了提高網(wǎng)格質(zhì)量和計(jì)算精度，本文對(duì)燃燒室流場(chǎng)影響較小的組件作了適當(dāng)簡(jiǎn)化。

在燃?xì)廨啓C(jī)實(shí)際工作過程中，在燃燒室內(nèi)機(jī)匣小彎管部位（即圖1中A處）形成了裂縫，裂縫狀態(tài)如圖2所示。裂紋長(zhǎng)度沿周向約占環(huán)形燃燒室整圈周長(zhǎng)的50%，在裝配狀態(tài)下測(cè)得裂紋冷態(tài)下最寬處約為0.55 mm，為了研究?jī)?nèi)機(jī)匣裂縫對(duì)燃燒室性能的影響，在燃燒室部件試驗(yàn)器上安裝裂紋故障件進(jìn)行了部件性能試驗(yàn)。

圖1　回流燃燒室結(jié)構(gòu)

圖2　小彎管焊縫裂紋

某研究機(jī)構(gòu)對(duì)回流環(huán)形燃燒室進(jìn)行試驗(yàn)的運(yùn)行工況見表1。分別模擬了內(nèi)機(jī)匣故障件和正常件燃燒室的性能試驗(yàn)，并作簡(jiǎn)單的對(duì)比分析，在此基礎(chǔ)上，通過數(shù)值模擬方法研究了A處不同裂縫長(zhǎng)度下（占模型燃燒室弧長(zhǎng)的10%、20%、30%、40%、50%）燃燒室的性能變化情況，分析其變化過程。

表1　燃燒室的運(yùn)行工況參數(shù)

由于環(huán)形燃燒室的幾何結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，考慮到計(jì)算時(shí)間成本問題，取1個(gè)噴嘴對(duì)應(yīng)的幾何區(qū)域作為計(jì)算區(qū)域，以Y=0 mm為中心截面，周向取26°扇形區(qū)域即1/14環(huán)形燃燒室，并適當(dāng)?shù)难娱L(zhǎng)進(jìn)出口區(qū)域。使用ICEM-CFD軟件對(duì)計(jì)算模型劃分網(wǎng)格，所用網(wǎng)格主要采用四面體網(wǎng)格，如圖3所示。在主燃區(qū)、旋流器等局部局域進(jìn)行加密，燃燒室網(wǎng)格數(shù)為約590萬。

圖3　模型回流燃燒室網(wǎng)格

2　數(shù)值計(jì)算方法

2.1數(shù)學(xué)物理模型

數(shù)值計(jì)算采用FLUENT 15商用軟件。在任意非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格下，建立了燃燒室內(nèi)3維噴霧2相流燃燒過程的數(shù)學(xué)模型，選用能較好修正湍流黏度系數(shù)Cμ［8］且易收斂的Realizable k-ε模型［9］、穩(wěn)態(tài)火焰面模型［10］及顆粒群軌道模型等對(duì)3維2相化學(xué)反應(yīng)流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算，近壁面區(qū)采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理，數(shù)值算法采用SIMPLE壓力速度耦合算法。在全流場(chǎng)中使用拉格朗日發(fā)追蹤離散相液滴的運(yùn)動(dòng)，按照顆粒軌道模型求解油珠的運(yùn)動(dòng)軌跡，以及沿軌道的顆粒速度、大小和溫度的變化過程，液滴的分布采用Rosin-Rammler分布［11］。

本文以C12H23為航空煤油的替代燃料進(jìn)行模擬，化學(xué)反應(yīng)采用Kundu反應(yīng)機(jī)理［12］，該機(jī)理是Kundu 在1999年提出的最具代表性的1個(gè)化學(xué)反應(yīng)機(jī)理，應(yīng)用范圍廣泛，且經(jīng)過了預(yù)混燃燒試驗(yàn)驗(yàn)證。根據(jù)文獻(xiàn)［13］提到的131種組分1020步不可逆基元反應(yīng)的詳細(xì)化學(xué)反應(yīng)機(jī)理，Kundu給出了16個(gè)組分，23步反應(yīng)的簡(jiǎn)化機(jī)理，能很好準(zhǔn)確預(yù)測(cè)模型燃燒室的溫度場(chǎng)和CO2排放量［14］，并能節(jié)省大量計(jì)算時(shí)間。

火焰面模型采用近平衡化學(xué)假設(shè)，在湍流燃燒過程中，當(dāng)火焰面厚度小于湍流最小的漩渦尺度時(shí)，湍流燃燒呈皺褶的層流火焰面燃燒模式。此時(shí)穩(wěn)態(tài)擴(kuò)散火焰可以看成由一系列具有不同結(jié)構(gòu)的層流火焰面組成，通過將標(biāo)量耗散率作為獨(dú)立的參數(shù)引入穩(wěn)態(tài)火焰面方程中，且當(dāng)火焰面穩(wěn)定時(shí)，火焰面結(jié)構(gòu)僅由標(biāo)量耗散率和混合分?jǐn)?shù)2個(gè)參數(shù)決定，求解火焰面方程，生成標(biāo)量耗散率和混合分?jǐn)?shù)的變化關(guān)系寫入數(shù)據(jù)文件。通過求解湍流流場(chǎng)，得到平均標(biāo)量耗散率和平均混合分?jǐn)?shù)，然后在數(shù)據(jù)庫(kù)中插值得到對(duì)應(yīng)的組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)和溫度值。

2.2邊界條件

計(jì)算工況的設(shè)定參考試驗(yàn)工況（見表1），進(jìn)口采用質(zhì)量進(jìn)口邊界條件，來流空氣溫度為623 K，假設(shè)質(zhì)量流量每個(gè)頭部均勻分配，即取試驗(yàn)狀態(tài)的1/14，約為0.298 kg/s，出口截面采用壓力出口邊界條件，燃燒室的兩側(cè)面設(shè)定為旋轉(zhuǎn)周期性邊界條件，旋轉(zhuǎn)角度為26°，近壁面的湍流動(dòng)能及其耗散率由標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法確定，給定噴射類型為霧化錐形式，噴霧角度為60°。

3　結(jié)果與分析

3.1燃燒室出口溫度分布

出口溫度試驗(yàn)值如圖4所示。圖中對(duì)比了正常件和故障件燃燒室在同一工況下（表1）某測(cè)溫耙上的出口溫度試驗(yàn)值，故障燃燒室試驗(yàn)值（Exp.f）由于機(jī)匣裂縫導(dǎo)致出口溫度與機(jī)匣正常燃燒室試驗(yàn)值（Exp.）產(chǎn)生明顯變化：在約70%葉高處溫度相等，并且向葉尖方向降低，向葉根方向升高，葉尖溫度最高降低10%，約130 K，葉根溫度升高5%，約70 K。

圖4　出口溫度試驗(yàn)值

燃燒室出口溫度計(jì)算值和試驗(yàn)值對(duì)比情況如圖5所示。計(jì)算值（Cal.）與燃燒室正常件出口溫度試驗(yàn)值（Exp.）相比，計(jì)算值能部分反映試驗(yàn)結(jié)果，中心高溫區(qū)域溫度與試驗(yàn)相符，同時(shí)葉根溫度低于試驗(yàn)值，沿周向存在較明顯的低溫帶，燃燒室出口溫度分布計(jì)算值出現(xiàn)偏差的原因有很多［15］，總體而言，模型燃燒室的計(jì)算結(jié)果能滿足本文要求。

圖5　出口溫度徑向分布

為了進(jìn)一步分析出口溫度的分布情況，無量綱化的出口溫度徑向分布如圖6所示。在模型燃燒室不同裂縫占比下（0、30%、 50%）的出口溫度無量綱化后的分布曲線中，將出口溫度除以3種狀態(tài)下溫度最大值（裂縫占比為50%時(shí)周向平均溫度最大值為1530 K），表征了不同狀態(tài)下出口溫度沿徑向的分布特征。從圖中可見，出口溫度變化趨勢(shì)和試驗(yàn)值相符，隨著內(nèi)機(jī)匣裂縫變長(zhǎng)，高溫區(qū)下移15%，溫升約5%，由于葉尖溫度降低過多，出口溫度分布曲線在葉尖變化較大。并且，出口溫度在65%葉高附近發(fā)生轉(zhuǎn)變。

圖6　無量綱化的出口溫度徑向分布

3.2出口溫度分布評(píng)價(jià)指標(biāo)

采用平均徑向溫度分布系數(shù)TRDF作為出口溫度場(chǎng)品質(zhì)的評(píng)價(jià)指標(biāo)［16］

式中：T3為燃燒室進(jìn)口空氣溫度；T4為出口燃?xì)鉁囟?；下?biāo)ave為整個(gè)橫截面平均，max為最大值，avc為周向平均。

模型燃燒室內(nèi)機(jī)匣不同裂縫長(zhǎng)度條件下TRDF值見表2。計(jì)算結(jié)果顯示，隨著燃燒室內(nèi)機(jī)匣故障嚴(yán)重化，TRDF值不斷變大。從表中可見，隨著裂縫變長(zhǎng)，TRDF值增至0.145，同時(shí)，故障燃燒室對(duì)比正常燃燒室TRDF值從0.078增至0.144。而文獻(xiàn)［14］指出，在目前溫升水平的燃燒室中，TRDF值不超過0.15。

表2　不同裂縫長(zhǎng)度下出口溫度品質(zhì)

為了進(jìn)一步說明，又分析了TRDF值大小和徑向位置的關(guān)系，如圖7所示。正常燃燒室TRDF最大值為0.09，徑向位置約在70%葉高處；當(dāng)內(nèi)機(jī)匣裂縫長(zhǎng)度占比為50%時(shí)，TRDF=0.145，徑向位置約在1/2葉高處。隨著裂縫變大，TRDF峰值不斷變大且徑向位置向葉根方向下移，TRDF最大值和出口高度隨裂縫長(zhǎng)度的加劇呈線性關(guān)系。

正常燃燒室和故障件燃燒室試驗(yàn)值TRDF分布，以及模型燃燒室內(nèi)機(jī)匣不同故障狀態(tài)下的TRDF最大值和徑向位置計(jì)算值（Cal.p），文獻(xiàn)［14］中燃燒室出口溫度分布形狀的典型要求（Ideal.）和最大分布偏差（Max deviation.），如圖8所示。

圖7　隨裂縫變化趨勢(shì)　

圖8　徑向溫度分布系數(shù)

從圖中可見，正常件燃燒室試驗(yàn)結(jié)果（Exp.）與出口溫度理想分布符合良好；故障件燃燒室試驗(yàn)結(jié)果（Exp.f）在葉尖處TRDF值急劇減小，然后沿著葉根方向不斷增大，TRDF值從0.078增至0.144，增大約85%。模型燃燒室TRDF內(nèi)機(jī)匣正常的計(jì)算值與試驗(yàn)值相符，同時(shí)，當(dāng)裂縫長(zhǎng)度為40%時(shí)，TRDF峰值為0.13，徑向位置在55%葉高處，TRDF值雖然未超過0.15，但其值已超出最大分布偏差，不利于渦輪的工作。

3.3對(duì)結(jié)果及原因分析

分析導(dǎo)致燃燒室出口溫度分布高溫區(qū)徑向位置下移的原因，可能是內(nèi)機(jī)匣故障相當(dāng)于增加了燃燒室內(nèi)的開孔面積，對(duì)燃燒室內(nèi)氣流分配有一定程度影響，隨著故障面積的變化導(dǎo)致空氣流量分配不斷變化。

正常燃燒室中心截面（Y=0 mm）的流體跡線、以及裂縫長(zhǎng)占比為10%、30%、50%時(shí)內(nèi)機(jī)匣故障處流體跡線如圖9所示。從圖中可見，由于A處（圖1）裂縫漏氣導(dǎo)致裂縫射流背流區(qū)形成1個(gè)穩(wěn)定的射流漩渦，并且逐漸增大。文獻(xiàn)［17］對(duì)此認(rèn)為：在射流邊界區(qū)域，因卷吸與射流間存在較強(qiáng)質(zhì)量、動(dòng)量輸運(yùn)和交換，射流迎流面和背流面存在的力強(qiáng)梯度迫使射流彎曲，燃?xì)庵髁髋c裂縫射流的相互作用形成復(fù)雜的大尺度渦。從圖中射流渦的變化可見，隨著裂紋長(zhǎng)度的增加，漏氣量增多，射流渦發(fā)展加快，射流剛性增強(qiáng)、對(duì)主流的影響深度逐漸增加，射流對(duì)主流的影響范圍越來越大，混合界面溫度不斷降低，對(duì)于未能影響到的主流高溫燃?xì)?，在穩(wěn)定的射流渦一定的“擠壓”作用下，導(dǎo)致高溫區(qū)不斷下移。

圖9　燃燒室Y=0 mm平面的流線及不同裂縫占比（10%、30%、50%）狀態(tài)下主流邊界層流體跡線

4　結(jié)論

利用Fluent軟件對(duì)回流燃燒室進(jìn)行了3維2相燃燒流場(chǎng)數(shù)值模擬研究，同時(shí)對(duì)內(nèi)機(jī)匣不同程度故障條件下的燃燒室進(jìn)行數(shù)值模擬，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較分析，得出如下結(jié)論：

（1）采用的數(shù)值模擬方法能對(duì)燃燒室3維2相燃燒場(chǎng)起到一定的預(yù)測(cè)作用。通過對(duì)內(nèi)機(jī)匣故障燃燒室的數(shù)值模擬，可以預(yù)測(cè)內(nèi)機(jī)匣故障對(duì)燃燒室出口溫度分布的影響：隨著內(nèi)機(jī)匣故障加劇，燃燒室出口溫度葉尖溫度逐漸降低，葉根溫度逐漸升高；出口溫度評(píng)價(jià)指標(biāo)平均徑向溫度分布系數(shù)TRDF值不斷變大，在裂縫長(zhǎng)度占弧長(zhǎng)的40%時(shí)，TRDF超出適用范圍，建議更換。

（2）燃燒室內(nèi)機(jī)匣故障導(dǎo)致裂縫射流背流區(qū)形成穩(wěn)定的射流渦，從而影響了燃燒室出口溫度分布，對(duì)渦輪工作不利。

本研究對(duì)于燃燒室經(jīng)孔探儀檢查后是否需要進(jìn)一步分解維修具有一定的指導(dǎo)意義。

［1］彭拾義.航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，1978：3-7.

PENG Shiyi.Aeroengine combustion chamber structure［M］.Beijing：National Defense Industry Press，1978：3-7.（in Chinese）

［2］Mongia H.Aerothermal design and analysis of gas turbine combustion system：current status and future direction［R］.AIAA-98-3528.

［3］Dudebout R，Reynold B，Molla-Hosseini K.Integrated process for CFD modeling and optimization of gas turbine combustors［C］//Proceedings of ASME Turbo Expo 2004：Power for Land，Sea and Air，Vienna，Austrina，2004：49-102.

［4］石夢(mèng)華，趙堅(jiān)行，顏應(yīng)文，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室參數(shù)化建模［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2011，37（5）：11-15.

SHI Menghua，ZHAO Jianxing，YAN Yingwen，et al.Aeroengine combustor parametric modeling［J］.Aeroengine，2011，37（5）：11-15.（in Chinese）

［5］崔玉峰，徐綱，田學(xué)清，等.燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室進(jìn)氣孔流量系數(shù)的數(shù)值模擬［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2005，20（2）：192-196.

CUI Yufeng，XU Gang，TIAN Xueqing，et al.Numerical simulation studies on the discharge coefficient of gas turbine combustor liner air holes［J］.Journal ofAerospace Power，2005，20（2）：192-196.（in Chinese）

［6］徐寶鵬，曾佑杰，馬宏宇，等.燃?xì)廨啓C(jī)模型燃燒室的大渦模擬［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014，40（3）：14-18.

XU Baopeng，ZENG Youjie，MA Hongyu，et al.Large eddy simulation of a gas model combustor［J］.Aeroengine，2014，40（3）：14-18.（in Chinese）

［7］Fuller E J，Smith C E.Integrated CFD modeling of gas turbine combustors［R］.AIAA-93-2196.

［8］Shih T H，Liou W W，Shabbir A，et al.A new k-ε eddy viscosity model for high Reynolds number turbulent flows［J］.Computers and Fluids，1995，24（3）：227-238.

［9］Yakhot V，Orsszag S A，Thangam S，et al.Development of turbulence models for shear flows by a double expansion technique［J］.Physics of Fluids，1992，4（7）：1510-1520.

［10］Peters N.Turbulent combustion［M］.London：Cambridge UniversityPress，2000：70-93.

［11］FLUENT公司.FLUENT用戶手冊(cè)［M］.劉奇，譯.北京：北京理工大學(xué)出版社，2003：21-40.

FLUENT Company.FLUENT user manual［M］.LIU Qi，translate.Beijing：Beijing Institute of Technology Press，2003：21-40.（in Chinese）

［12］Kundu K P，Penko P F.A practical kinetic mechanism for computing combustion in gas turbine engines［R］.AIAA-99-2218.

［14］王慧汝，金捷，柳楊.采用詳細(xì)反應(yīng)機(jī)理的火焰面模型模擬煤油室兩相燃燒流場(chǎng)［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2011，26（7）：1471-1479.

WANG Huiru，JIN Jie，LIU Yang.Flame let modeling of two-phase kerosene combustion flow fields using a detailed chemical reaction mechanism［J］.Journal of Aerospace Power，2011，26（7）：1471-1479. （in Chinese）

［15］祁海鷹，樊凡.燃燒室出口溫度分布偏差的機(jī)理［J］.燃燒科學(xué)與技術(shù)，2013，19（2）：121-127

QI Haiying，F(xiàn)AN Fan.Mechanism of exit temperature profile of gas turbine combustor［J］.Journal of Combustion Science and Technology，2013，19（2）：121-127.（in Chinese）

［16］黃勇，林宇震，樊未軍，等.燃燒與燃燒室［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2009：246-248.

HUANG Yong，LIN Yuzhen，F(xiàn)AN Weijun，et al.Combustion and combustor［M］.Beijing：Beihang University Press，2009：246-248.（in Chinese）

［17］王海軍，王為術(shù)，羅毓珊，等.斜接管射流流動(dòng)特性數(shù)值模擬［J］.核動(dòng)力工程，2011，32（2）：86-90

WANG Haijun，WANG Weishu，LUO Yushan，et al.Numerical simulation of flow characteristics of lean jet to cross-flow in safety injection of reactor cooling system［J］.Nuclear Power Engineering，2011，32（2）：86-90.（in Chinese）

（編輯：張寶玲）

Numerical and Experimental Study of Effect of Inner Casing Failure on Combustor Performance

WANG Wen-bo，YUE Ming，JIN Jie
（School of Energy and Power Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China）

In order to study the effect of inner casing failure on combustor performance，three dimensional two-phase combustion flow fields in a model combustor were simulated using realizable k-ε turbulent model，particles stochastic trajectory model，flame let models and Kundu chemical reaction mechanism based on the experiment of a reverse-flow combustor and the one with cracks in the small bend.The outlet temperature distribution of the model combustor in the situation of different crack length（accounting for 10%，20%，30%，40%，50% of the arc length of the model）and the widest position's dimension which was a fixed value of 0.55 mm were compared and analyzed.The result shows that the crack leakage lead to the temperature dropping at blade tip but rising at the blade root，which is not conducive to the turbine rotor blade.

inner casing；failure；experimental；simulation；outlet temperature distribution；aeroengine

V 231.2

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.02.016

2015-09-19

王文波（1989），男，在讀碩士研究生，研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室數(shù)值仿真；E-mail：wwb_go@163.com。

引用格式：王文波，岳明，金捷.內(nèi)機(jī)匣故障對(duì)燃燒室性能的影響的數(shù)值與試驗(yàn)研究［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2016，42（2）：83-87.WANGWenbo，YUEMing，JINJie. Numericalandexperimentalstudyofeffectofinnercasingfailureoncombustorperformance［J］.Aeroengine，2016，42（2）：83-87.