王子碩，唐 豪，劉 禹

(1.航空發(fā)動機熱環(huán)境與熱結構工業(yè)和信息化部重點實驗室(南京航空航天大學)，南京 210016；2.南京航空航天大學 能源與動力學院，南京 210016)

在渦噴發(fā)動機的發(fā)展歷程中，提高推重比一直是研究的首要課題。基于Lewis[1]利用高離心力增強火焰?zhèn)鞑ニ俣鹊膶嶒炑芯?，美國空軍技術研究所提出了一種帶有燃燒環(huán)的渦噴發(fā)動機燃燒室替代方案，稱為超緊湊燃燒室(UCC,Ultra-Compact Combustor)[2]。UCC通過周向旋流燃燒建立高離心力場，以此獲得更長的駐留時間和更快的燃燒速度，這使得UCC的軸向長度相比于傳統(tǒng)燃燒室大幅縮短，進一步提高了推重比。然而，處在強離心力場下的燃燒火焰會給燃燒室等高溫部件帶來更高強度的熱負荷，縮短了超緊湊燃燒室的使用壽命，限制了發(fā)動機整體性能的提升，所以對其高溫壁面進行合理的冷卻十分必要。在前幾代UCC的研究中，大部分都集中在燃料和空氣進氣組件的優(yōu)化改進[3-5]以及混合葉片的冷卻設計[6-8]等方面，對由高速旋流火焰帶來的燃燒室壁面高溫的問題研究較少。

2019年，Bohan等[9]基于JetCat P90 RXi微型渦噴發(fā)動機設計了新一代棘輪型超緊湊燃燒室，實現(xiàn)了軸向進氣和無遷移的離心加速燃燒。最終優(yōu)化的模型呈現(xiàn)出了較理想的燃燒性能，同時實現(xiàn)了軸向長度縮短33%。但是，該模型使得燃燒更加貼近于壁面，造成了更多的火焰猝熄與壁面高溫熱點的產(chǎn)生，對壁面的熱負荷承受能力也提出了更高的要求。為了滿足對發(fā)動機熱端部件的保護要求，氣膜冷卻是高效冷卻結構設計中不可缺少的一種方案[10]。其中全覆蓋氣膜冷卻結構由于其優(yōu)異的冷卻性能和易實現(xiàn)性，在發(fā)動機燃燒室壁面冷卻中得到了廣泛應用[11-12]。

本文在KJ-66微型渦噴發(fā)動機原燃燒室模擬與實驗研究的基礎上，將原燃燒室替換為縮放優(yōu)化后的棘輪型超緊湊燃燒室，并針對突擴段斜坡以及二次補燃區(qū)內環(huán)的高溫區(qū)進行全覆蓋氣膜冷卻研究，在實際燃燒工況下，比較了不同排布方式、孔傾角和擴張型氣膜孔對氣膜冷卻效果的影響。

1 實驗方法

1.1 KJ-66微型渦噴發(fā)動機

本文實驗與模擬均選取KJ-66微型渦噴發(fā)動機作為研究載體，對KJ-66實物進行拆解測量，并建立1∶1三維模型用于數(shù)值模擬，KJ-66實物與三維模型對比如圖1。燃燒室外環(huán)直徑95.2 mm，燃燒室內環(huán)直徑40.2 mm，軸向長度72 mm;燃燒室的外環(huán)沿周向分別布置了2排摻混孔、2排主燃孔和2排冷卻孔；燃燒室內環(huán)沿周向分別布置了2排摻混孔、2排主燃孔和1排冷卻孔；燃燒室內沿周向周期性布置了6根蒸發(fā)管。

圖1 KJ-66微型渦噴發(fā)動機實物與三維模型對比圖Fig.1 Comparison of KJ-66 micro gas turbine and its 3D model

1.2 微型渦噴發(fā)動機試車臺架及測量采集系統(tǒng)

實驗臺主體框架由鋁合金搭建，微型渦噴發(fā)動機通過推力測量裝置固定在1 cm厚的鋼板上，以減少震動對實驗測量的影響。試車臺采用3面透明樹脂玻璃，以便于觀測實驗過程，整套實驗系統(tǒng)如圖2所示。

圖2 微型渦噴發(fā)動機試車臺Fig.2 Micro gas turbine test bench

在進氣系統(tǒng)上設計了一套引射筒，并在引射筒上沿周向布置5個總壓管和1個靜壓管，分別測量同一截面不同位置的總靜壓，用來準確計算進氣流量，其中總靜壓管的排布測量方案參考國際標準ISO 3972[13]設計。在KJ-66微型渦噴發(fā)動機上共安裝了14個測點，分別用于測量壓氣機進口、燃燒室進出口和尾噴管出口的總壓、靜壓、溫度等數(shù)據(jù)。采用動靜架系統(tǒng)來測量發(fā)動機推力，其原理是將發(fā)動機沿軸向的推力通過轉軸力臂轉換成豎直向下的壓力，再通過壓力傳感器采集。相比于傳統(tǒng)的滑軌式推力測量裝置，動靜架避免了滑動摩擦力帶來的影響，具有更高的測量精度。試車過程中的燃油泵、點火器和啟動電機等操作部件都通過一套完整的集成控制系統(tǒng)進行操作。燃油由國產(chǎn)RP3航空煤油按20∶1比例摻混航空潤滑油得到。

2 數(shù)值模擬方法與實驗驗證

2.1 物理模型

Bohan等[14]在JetCat P90 RXi微型渦噴發(fā)動機平臺上設計并制造了新一代的超緊湊燃燒室，其內外環(huán)進氣結構形似棘輪狀(Ratchet)，如圖3左圖所示。該版本的超緊湊燃燒室在保證原有推力不變的基礎上，實現(xiàn)了燃燒室的軸向長度縮短33%。本文參考Bohan設計的主燃燒環(huán)結構，按比例縮放優(yōu)化棘輪型超緊湊燃燒室以替代KJ-66微型渦噴發(fā)動機原燃燒室，如圖3右圖所示。

圖3 棘輪型超緊湊燃燒室實物與三維模型對比圖Fig.3 Comparison of ratchet ultra-compact combustor and its 3D model

圖4為安裝在KJ-66微型渦噴發(fā)動機上的棘輪型超緊湊燃燒室示意圖。棘輪型超緊湊燃燒室分為主燃燒環(huán)、突擴段和二次補燃區(qū)。主燃燒環(huán)外徑94 mm，內徑48 mm，軸向長度16.8 mm，約占燃燒室軸向長度的40%，主燃燒環(huán)空氣進口由12個外環(huán)上和6個內環(huán)上均勻分布的進口組成。燃燒室外環(huán)進氣口設計為斜坡狀，并在兩側設置擋板，以便于增加開孔周圍的滯止壓力(總壓)，保證空氣更好地沿斜坡臺階進入燃燒室內。每個內外環(huán)的空氣進口沿徑向設置有5個旋轉通道，將軸向來流轉變?yōu)橹芟虿⒁砸欢ń嵌葒娚溥M主燃燒環(huán)內。此外，每個空氣進口都對應一個燃料主進口，燃料進入主進口后，通過與旋轉通道分別對應的5個噴射口沿徑向且與旋轉通道出口垂直的方向射入，這會在流體間產(chǎn)生剪切應力，加強燃料與空氣的混合。在主燃燒環(huán)內，混合燃氣整體以一個高離心加速度沿周向流動燃燒。為了維持主燃燒環(huán)內穩(wěn)定的周向旋流燃燒和高離心加速度，對主燃燒環(huán)的出口面積進行了限制。混合燃氣經(jīng)過一個突擴段，迅速在二次補燃區(qū)擴散開，進一步增加補燃效率。

圖4 棘輪型超緊湊燃燒室詳細示意圖Fig.4 Detailed schematic diagram of ratchet ultra-compact combustor

本文首先針對突擴段斜坡的高溫區(qū)，開展了全覆蓋氣膜冷卻研究。隨后，在斜坡壁面上采用綜合冷卻效果最好的氣膜孔結構M14，針對二次補燃區(qū)的高溫段，進一步開展全覆蓋氣膜冷卻研究。對于高溫壁面，采取經(jīng)典的順排和近似于正菱形叉排兩種不同排布方式[15]，以及不同孔傾角的全覆蓋氣膜孔結構。此外，為了改善突擴段斜坡氣膜冷卻的效果，設計了一種擴張型氣膜孔。圖5為突擴段斜坡與二次補燃區(qū)內環(huán)上的不同結構全覆蓋氣膜孔和相應的剖面注釋圖。綜合多孔壁結構參數(shù)的設計經(jīng)驗和斜坡結構的尺寸限制等因素，最終在斜坡上采用5排氣膜孔，其中每排包括120個氣膜孔，孔間縱向間距為0.6 mm。在二次補燃區(qū)內環(huán)上的高溫區(qū)，共布置14排氣膜孔，并在每排60個氣膜孔的基礎上，去除原有主燃孔、冷卻孔等周圍的氣膜孔，并且保證每個模型的總開孔數(shù)一致，氣膜孔縱向間距為1.15 mm。

突擴段斜坡與二次補燃區(qū)上的不同結構氣膜孔設計方案及編號見表1。其中D1與D2分別為氣膜孔的進出口直徑，θ為氣膜孔傾角。對于圓柱型氣膜孔，保證D1與D2不變，對于突擴段斜坡上的擴張型氣膜孔，保證沿來流方向的左側傾角θ以及入口直徑D1不變，通過改變出口直徑D2來獲得不同結構的擴張氣膜孔。M為KJ-66微型渦噴發(fā)動機燃燒室原模型，M0為KJ-66微型渦噴發(fā)動機棘輪型超緊湊燃燒室原模型，M1～M6和M7～M15分別為突擴段斜坡上不同設計方案的圓柱孔模型和擴張孔模型。M16～M21為二次補燃區(qū)上不同設計方案的圓柱孔模型，其突擴段斜坡都采用M14模型的氣膜孔結構。此外，M0模型的主燃燒環(huán)空氣進口總質量流量占比為36.5%，隨后設計的所有模型中，都會適當調整二次補燃區(qū)的后排冷卻孔進氣面積，以保證每個模型主燃燒環(huán)的空氣進口總質量流量占比與原模型相差在0.8%以內，盡可能減少因氣膜孔的引入而導致主燃燒環(huán)當量比發(fā)生變化，進而影響主燃燒環(huán)內的燃燒情況。

圖5 超緊湊燃燒室內不同設計方案的氣膜孔及截面示意圖Fig.5 Schematic diagram of film holes and sections of different designs in ultra-compact combustor

表1 不同結構氣膜孔設計方案Tab.1 Design schemes of film holes with different structures

2.2 邊界條件與計算方法

圖6為1/6周期KJ-66微型渦噴發(fā)動機原燃燒室與超緊湊燃燒室的計算域示意圖。因為KJ-66微型渦噴發(fā)動機原燃燒室與棘輪型超緊湊燃燒室都沿周向1/6周期對稱，故采取1/6周期燃燒室作為計算域。Bohan等[9]在Jetcat微型渦噴發(fā)動機平臺上進行的燃燒室相關實驗與模擬，分別采取1/12和1/6周期性邊界的計算域，研究表明計算結果與實驗相差不大，在誤差允許范圍內。

1/6周期計算域邊界條件設置如表2所示，表中KJ-66微型渦噴發(fā)動機原燃燒室的燃料采用RP3航空煤油，棘輪型超緊湊燃燒室模型的燃料采用丙烷氣，其他邊界條件均一致。油氣當量比都為0.31，操作壓力為182 385 Pa，其中空氣與燃料進口都為質量流量進口，燃燒室出口為壓力出口。這些數(shù)值都是參考KJ-66微型渦噴發(fā)動機在70%最大推力(即轉速為100 000 r/min的巡航狀態(tài))下多次試車實驗的數(shù)據(jù)所得。流體域與固體域的交界面設置為耦合壁面(Coupled wall)，耦合壁面廣泛用于流固之間的換熱問題，通過初始流場參數(shù)，進行疊加計算以獲得熱流量和壁溫等參數(shù)。微型渦噴發(fā)動機外殼與中心軸壁面設置成絕熱無滑移壁面，整個計算域設置有1/6旋轉周期性邊界，燃燒室壁面發(fā)射率為0.7。

圖6 1/6周期KJ-66微型渦噴發(fā)動機燃燒室與超緊湊燃燒室的計算域Fig.6 Computation domain of 1/6 period in KJ-66 micro gas turbine combustor and ultra-compact combustor

表2 1/6周期KJ-66微型渦噴發(fā)動機燃燒室與超緊湊燃燒室計算域的邊界條件Tab.2 Boundary conditions of 1/6 period computation domain in KJ-66 micro gas turbine combustor and ultra-compact combustor

采用商業(yè)軟件Ansys Fluent進行數(shù)值模擬。湍流模型選用SSTk-ω模型，該模型可同時適用于近壁區(qū)和強湍流區(qū)，此外SSTk-ω湍流模型對傳熱系數(shù)及氣膜冷卻效率都呈現(xiàn)出了較好的預測[16]。為了更好地模擬傳熱及近壁面特性，保證近壁面y+接近于1。微型渦噴發(fā)動機燃燒室與超緊湊燃燒室中都既有預混燃燒，又存在擴散燃燒。因此本文選用更合適的部分預混燃燒模型進行數(shù)值模擬，并選用小火焰面模型(Flamelet Generated Manifold,FGM)。FGM模型假定湍流和層流中火焰的標量演化過程(即熱化學反應軌跡)大致相同，該模型主要基于反應進程，根據(jù)標量耗散率和混合分數(shù)等變量將流體中的溫度和組分進行參數(shù)化，并求解這些參數(shù)的輸運方程。該模型還可以模擬由接觸壁面和二次氣流稀釋引起的火焰猝熄效果，這使得該模型非常適用于近壁面區(qū)域的計算[17]。Briones[18]和Cottle[19-20]等對超緊湊燃燒室的數(shù)值模擬中都采用了部分預混模型和FGM，并且將模擬結果與實驗進行了驗證對比，得到了較為吻合的結果。

詳細了解化學反應機理是選用部分預混模型和小火焰面模型必不可少的。KJ-66微型渦噴發(fā)動機原燃燒室的數(shù)值模擬使用RP-3航空煤油作為燃料，其燃燒機理采用徐佳琦等[21]提出的3組分替代模型，分別為質量分數(shù)73%的正十二烷(S0C12H26)、14.7%的1,3,5-三甲基環(huán)己烷(S1C9H18)和12.3%的正丙基苯(PHC3H7)，該替代燃料高溫燃燒的簡化機理包括138個組分、530個反應，可以很好地描述RP3航空煤油的高溫點火等特性。采用離散相模型(Discrete Phase Model,DPM)來模擬蒸發(fā)管中液滴的霧化、蒸發(fā)過程。同時蒸發(fā)管中燃油液滴的體積分數(shù)遠小于10%，因此適用于此方法，并且通過隨機顆粒軌道模型來考慮兩相間的相互作用。目前，在超緊湊燃燒室的研究中，仍然以丙烷氣為主要燃料。本文的棘輪型超緊湊燃燒室采用GRI 3.0反應機理，該反應機理作為低碳燃料詳細化學反應的替代機理使用較為廣泛，包括53個組分和325個反應，可以很好的作為丙烷的詳細化學反應替代機理。同時還考慮了輻射對計算的影響，本文研究模型的光學厚度較小，故采用DO輻射模型，該模型可以更合理地預測輻射對燃燒室壁溫和氣流溫度分布的影響[22]。采用壓力基求解器和SIMPLEC壓力修正算法，各物理量都采用二階離散精度。

2.3 網(wǎng)格獨立性驗證

采用Celik等[23]提出的GCI(Grid Convergence Index)網(wǎng)格收斂判定方法，在相同的模擬條件下，比較了4種不同數(shù)量網(wǎng)格的離散化誤差以及相應的計算結果(見表3)，并與實驗結果進行對比。

表3 網(wǎng)格收斂性驗證的相關計算參數(shù)Tab.3 Calculation parameters of grid convergence verification

在GCI判定方法中，代表性的網(wǎng)格特征尺寸定義為

(1)

式中:ΔVi為第i個網(wǎng)格的體積，N為總體網(wǎng)格節(jié)點數(shù)量。

此外，在GCI模型中，顯性收斂階數(shù)p采用如下兩個方程進行迭代計算:

(2)

(3)

式中:rij為第i個與第j個網(wǎng)格的特征尺寸比值，εij為第i個與第j個網(wǎng)格計算結果φ的差值。

最后得到精細網(wǎng)格收斂指標為

(4)

由圖7可知，隨著網(wǎng)格數(shù)量的增大，不同網(wǎng)格間的相對誤差從2.2%逐漸減小為0.19%，相對誤差以大于二階的速度漸近收斂，同時第一套與第二套網(wǎng)格的總壓損失系數(shù)模擬結果趨于一致，綜合考慮相對誤差及計算資源，最終選擇第二套網(wǎng)格進行數(shù)值模擬，其精細網(wǎng)格收斂指標為I21=0.05%，滿足計算需求。計算域采用非結構多面體網(wǎng)格進行劃分，并對全覆蓋氣膜冷卻孔和近壁面進行局部加密，保證近壁面區(qū)域y+接近于1。

圖7 離散化計算的相對誤差Fig.7 Relative errors of discretization calculation

2.4 實驗驗證

分別對KJ-66微型渦噴發(fā)動機原燃燒室在最大推力的30%、50%、70%工況下進行數(shù)值模擬，并與實驗結果進行對比，其對應的轉速分別為70 000、89 000、100 000 r/min。如圖8所示，分別對比了3組不同工況下實驗與模擬的燃燒室總壓損失系數(shù)ξ。結果表明，模擬結果與實驗得出的結果具有很好的一致性，相對誤差都在5%以內。

圖8 實驗與模擬結果對比圖Fig.8 Comparison of experimental and simulation results

3 結果與分析

3.1 棘輪型超緊湊燃燒室計算結果與對比

將KJ-66棘輪型超緊湊燃燒室與JetCat P90 Rxi微型渦噴發(fā)動機上棘輪型超緊湊燃燒室的計算結果進行對比，圖9為二者主燃燒環(huán)截面溫度云圖對比圖。

(a)KJ-66棘輪型主燃燒環(huán)截面溫度云圖

由圖9可以看出，KJ-66微型渦噴發(fā)動機平臺上也呈現(xiàn)出了棘輪型的典型流動特征，二者整體流場與高溫火焰面的位置都較為相似，并且都會在相鄰兩個外環(huán)旋轉進氣道形成的凹腔區(qū)域內，產(chǎn)生駐渦火焰，進一步維持了主燃燒環(huán)內的燃燒穩(wěn)定性。此外，因為兩者的進氣當量比等條件存在差異，主燃氣的平均溫度相差100 K左右。圖10為KJ-66微型渦噴發(fā)動機棘輪型超緊湊燃燒室的溫度云圖。超緊湊燃燒室內環(huán)的溫度分布整體處于較差的水平，存在多處局部高溫區(qū)。限制燃燒環(huán)出口可以增強主燃燒環(huán)內的火焰穩(wěn)定性，維持周向流動燃燒處于一個較高的離心加速度下，但是會使燃燒更加貼近于壁面，造成更多的火焰猝熄問題。同時，高溫火焰面聚集在突擴段斜坡和二次補燃區(qū)內環(huán)上，導致壁面局部高溫區(qū)的出現(xiàn)，極大地降低了燃燒室的使用壽命，對金屬的熱負荷承受能力提出了更高的要求。所以對突擴段斜坡及二次補燃區(qū)的高溫壁面采取有效的冷卻措施十分必要。

(a)超緊湊燃燒室的中心截面溫度云圖 (b)超緊湊燃燒室的壁面溫度云圖圖10 KJ-66微型渦噴發(fā)動機超緊湊燃燒室的溫度云圖Fig.10 Temperature contour of ultra-compact combustor for KJ-66 micro gas turbine

3.2 突擴段斜坡上排布方式及孔傾角的影響

無論氣膜孔采用何種排列方式，二次流射入主流的強度都隨著孔傾角的減小而減小，吹風比也隨之降低，但是整體的吹風比還是處在較高的水平上。由于從主燃燒環(huán)進入突擴段的高溫燃氣并不是貼著壁面流動，其沿斜坡方向的速度分量較小，這導致隨著孔傾角的減小，冷卻氣膜的貼壁性和延伸性雖有所改善，但是整體上的冷卻效果依舊表現(xiàn)欠佳。冷卻氣膜并沒有從初始積累階段逐漸過渡到經(jīng)典的平穩(wěn)發(fā)展階段[15]，而是在初始階段就因為過高的射流強度與主燃氣進行大面積的摻混燃燒，沒有形成較好的覆蓋氣膜。圖11為突擴段斜坡的壁面溫度云圖?？梢钥闯觯m然不同孔傾角的模型整體上都未形成理想的氣膜覆蓋效果，但是依舊對高溫壁面起到了一定的降溫作用。這主要是因為二次流具有較高的射流強度，將高溫火焰面吹離近壁面一段距離，使得高溫火焰面沿斜坡向下的速度分量進一步減小，在一定程度上隔絕了高溫火焰與斜坡壁面間的相互作用。由于未形成較好的氣膜覆蓋效果，叉排與順排帶來的壁面冷卻作用差別不大。

圖11 M1～M6模型中斜坡的壁面溫度云圖Fig.11 Temperature contour of slope wall in M1-M6 models

3.3 突擴段斜坡上擴張型氣膜孔的影響

為了改善突擴段斜坡上圓柱型孔的氣膜冷卻效果，同時也保留將高溫火焰面吹離壁面的作用，設計了一種擴張型氣膜孔。由于排布方式對斜坡的降溫效果影響不大，同時考慮到斜坡本身的尺寸限制，順排對擴張孔的結構設計存在諸多不利因素，故采用叉排的方式進行研究。

平均綜合冷卻效率ηavg定義如下：

(5)

擴張孔模型M7～M15的平均綜合氣膜冷卻效率如圖12。

圖12 M7～M15擴張孔模型中斜坡的平均綜合氣膜冷卻效率Fig.12 Average overall film cooling efficiency of the slope in M7-M15 expansion hole models

隨著沿程冷卻氣的不斷疊加，M7～M15模型的平均綜合冷卻效率都呈現(xiàn)穩(wěn)步攀升的狀態(tài)，并在平穩(wěn)發(fā)展段達到最大。由于斜坡本身的尺寸限制，全覆蓋氣膜孔的總排數(shù)不多，氣膜最終停留在平穩(wěn)發(fā)展階段，還未出現(xiàn)明顯的氣膜耗散現(xiàn)象。對于同一孔傾角的模型，隨著擴張孔出口直徑的增大，沿程氣膜冷卻效率也逐漸增大。對于同一出口直徑的模型，60°孔傾角模型的氣膜冷卻效率均為最低。此外，在擴張孔出口直徑從0.4 mm增大至0.6 mm的不同模型中，30°孔傾角的冷卻效率先穩(wěn)定且高于45°孔傾角模型的冷卻效率，隨后逐漸與之持平，最后在出口直徑0.6 mm的模型中，反而會大幅低于45°孔傾角模型。在所有模型中，45°孔傾角和出口直徑0.6 mm的擴張孔模型M14，在氣膜的初始上升階段和平穩(wěn)發(fā)展階段均具有最大的平均綜合氣膜冷卻效率。

圖13為擴張孔模型的中心截面溫度云圖，圖14為擴張孔模型的壁面溫度云圖。

圖13 M7～M15模型中斜坡的中心截面溫度云圖Fig.13 Temperature contour of center section of the slope in M7-M15 models

圖14 M7～M15模型中斜坡的壁面溫度云圖Fig.14 Temperature contour of the slope wall in M7-M15 models

圖中L為壁面上各處與原點間的距離，D為氣膜孔入口直徑，L/D=0處為第一排氣膜孔的進口尾緣，也即坐標原點。L/D=a處為距離第一排氣膜孔的進口尾緣a倍孔徑處。可以看出，對于同一孔傾角的模型，擴張孔的出口直徑越大，冷卻氣膜的疊加性與貼壁性越優(yōu)異，壁面的降溫幅度越大，溫度分布的均勻性也越理想。對于同一出口直徑的擴張孔模型，隨著孔傾角的減小，二次流向主流的射入高度逐漸降低，氣膜的貼壁性逐漸改善，吹風比也隨之減小，并且吹風比的降幅要遠大于圓柱型氣膜孔。但是冷卻氣流將高溫火焰吹離壁面的效果卻逐漸減弱，高溫火焰面向斜坡下游流動的趨勢也相對加強，這與圓柱型氣膜孔得出的結論一致。同時，斜坡的平均壁溫隨著孔傾角的減小呈現(xiàn)出先降低后回升的趨勢，且都是在45°孔傾角的模型中獲得最好的降溫效果。這主要是因為較大的孔傾角可以將高溫火焰面更好地吹離壁面，但是其冷卻氣膜的疊加性及覆蓋性都較差，而較小的孔傾角則正好相反。因此，適中孔傾角既可以產(chǎn)生良好的吹離高溫火焰面作用，又產(chǎn)生了氣膜的貼壁平穩(wěn)發(fā)展效果，綜合二者的相互作用，對斜坡壁面的降溫效果最為優(yōu)異。綜上所述，45°孔傾角和出口直徑0.6 mm的擴張孔模型M14產(chǎn)生的綜合氣膜冷卻效果是所有擴張孔模型中最理想的，這也與圖12中冷卻效率展現(xiàn)的結果相一致。

3.4 二次補燃區(qū)氣膜孔排布方式及孔傾角的影響

在斜坡壁面上采用綜合冷卻效果最好的氣膜孔結構M14，針對二次補燃區(qū)內環(huán)上的高溫區(qū)，進一步開展研究。圖15為二次補燃區(qū)內環(huán)上氣膜孔的中心截面溫度云圖。

圖15 M16～M21模型中二次補燃區(qū)的中心截面溫度云圖Fig.15 Temperature contour of center section of secondary combustion zone in M16-M21 models

可以看出，M16～M21模型表現(xiàn)出的共同特征是冷卻氣膜在前幾排都具有較大的射流高度，貼壁效果都不理想，但無論是何種孔傾角，冷卻氣膜都在后排展現(xiàn)出了較理想的貼壁性。這是因為在主燃氣殘余的強離心力場和沿程冷卻氣不斷疊加的影響下，冷卻氣與主燃氣的摻混燃燒逐漸加劇，由高溫火焰燃燒帶來的氣體膨脹加速導致近壁面附近的主流速度不斷增大，氣膜孔的沿程吹風比不斷降低，貼壁效果也隨之增強。在同一個氣膜孔傾角的模型中，叉排相比于順排具有更加均勻的壁面溫度分布，并且整體的平均壁溫也都低于順排。圖16為二次補燃區(qū)內環(huán)上不同結構氣膜孔的流線圖，可以看出，由于主燃氣殘余的高離心力場以及內環(huán)上主燃孔和后排冷卻孔的存在，導致近壁面附近壓力場分布不均勻，冷卻氣流在射入主流后會發(fā)生偏轉，產(chǎn)生了類似復合角氣膜孔的作用[24-25]，進一步提升了冷卻效果。雖然順排的冷卻氣膜也發(fā)生了偏轉，但是由于其縱向疊加性更強，所以偏轉程度不如叉排。綜上所述，孔傾角對整體冷卻效果的影響不如排布方式明顯，叉排對補燃區(qū)壁面的綜合冷卻效果要優(yōu)于順排，但是整體差距不大。

圖16 M16～M21模型中斜坡的氣膜孔流線圖Fig.16 Streamlines distribution of film holes of the slope in M16-M21 models

4 結 論

本文在KJ-66微型渦噴發(fā)動機原燃燒室的模擬與實驗基礎上，將原燃燒室替換為縮放優(yōu)化后的棘輪型超緊湊燃燒室，并針對突擴段斜坡和二次補燃區(qū)內環(huán)上的高溫壁面進行全覆蓋氣膜冷卻研究，比較了實際燃燒工況下，不同排布方式、孔傾角和擴張型氣膜孔對氣膜冷卻效果的影響。主要結論如下：

1)對于突擴段斜坡上的圓柱型氣膜孔，較高吹風比下的冷卻氣會將高溫火焰面吹離壁面小段距離，從而得到一定的降溫效果，但是氣膜的覆蓋性不理想，整體氣膜冷卻效果欠佳。不同排布方式與孔傾角對氣膜冷卻效果的影響都不明顯。

2)擴張型氣膜孔有效地改善了突擴段斜坡上的氣膜貼壁性與疊加性，其中45°孔傾角，出口直徑0.6 mm的擴張孔模型吹離高溫火焰面與氣膜疊加覆蓋產(chǎn)生的綜合冷卻效果達到最優(yōu)。

3)對于二次補燃區(qū)內環(huán)高溫壁面的圓柱型氣膜孔，在強離心力場和冷卻氣疊加的影響下，較大的吹風比在下游也能獲得較好的氣膜貼壁效果。不同排布方式比孔傾角對壁面冷卻效果的影響更加明顯，叉排呈現(xiàn)的壁面溫度分布更加均勻，綜合冷卻效果要優(yōu)于順排，但是整體差距不大。

整體而言，在實際燃燒工況下，全覆蓋氣膜冷卻對棘輪型超緊湊燃燒室的高溫壁面產(chǎn)生了很好的冷卻作用，擴張型氣膜孔可以有效改善突擴段斜坡的氣膜冷卻效果，極大地延長了超緊湊燃燒室的使用壽命，進一步提升了發(fā)動機的整體性能。