驻涡燃烧室冲击_气膜冷却方案试验

Ｌ…………一ｌ
图２冲击冷却试验件侧视图
的减小而增大。英国Ｌｅｅｄｓ大学对冲击加发散冷 却方式进行了研究¨６Ｉ，在此就不一一列举。
虽然国内外针对不同的冷却方式进行了大量
１．１．２气膜冷却试验件 气膜冷却采用壁面切向进气的冷却方式ｍ ３。 开孑Ｌ尺寸同试验件１，开孔方向与凹腔内涡的流 向保持一致。结构如图３所示。
Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ
１００１９１；２．Ｃｈｉｎａ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｒｅｓｅａｒｃｈ
Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｂｅｒｉｎｇ １００１９１）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ ｔｈｅｓｅ
ｔｏ
ｔｈｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｏｆ ｔｒａｐｐｅｄ ｖｏｒｔｅｘ ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ，ｔｈｒｅｅ ｔｅｓｔ ｓａｍｐｌｅｓ ｗｅｒｅ ｄｅｓｉｇｎｅｄ．Ｔｗｏ ｏｆ
而增大，在气膜出口与冲击位置之间，气膜冷却效 率沿主流方向不断增加。在相同的冷却壁面处，
左形成贴壁气膜来冷却壁面。后面的冲击孔开在 后壁面的底部，冲击气膜自下而上形成气膜来保
护壁面。
表１冲击孔尺寸参数
ｒ一一一一一一一一一一一一一●
｛
凹腔底面
０凹腔结构
冷却效率随冲击位置距气膜出口的增加而减小；
越过冲击位置，冷却效率随壁面位置的增加而减 小，在冷却壁面的任意位置冷却效果随冲击间距
ｗａｓ ｏｂｔａｉｎｅｄ．Ａｔ ｌａｓｔ，ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｃｏｏｌｉｎｇ
ｓｃｈｅｍｅｓ ｗｅｒｅ ｃｏｍｐａｒｅｄ．Ｔｈｅ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｃｏｏｆｉｎｇ ｎｕｍｂｅｒ．Ｂｕｔ ｔｈｅ ｉｎｃｒｅａｓｉｎｇ ｂｅｇｉｎ ｔｏ ｓｌｏｗ ｗｈｅｎ ｉｔ ｇｅｔｓ ｔｏ ｔｈｅ ｈｏｌｅｓ，ｔｈｅ ｈｉｇｈｅｒ ｃｏｏｌｉｎｇ
２试验结果和分析
文中用到的３组试验状态具体参数如表２所
不。
图６
主流１状态下不同冲击雷诺数的冷却效率分布图
（口ｍｉｌｌ）
万方数据
４
沈阳航空航天大学学报
第２９卷
Ｏ ０ Ｏ Ｏ
面积不变的情况下，开孔比较密时的冷却效率分 布相对较为均匀，而且衰减相对比较慢。这可能 与开孔的射流速度有关，开孔较小时，会有比较快 的射流速度，由于冲击板后的距离相对较短，因此 气膜速度越快衰减越慢。从两种开孔情况来看， 面积不变下开孔越密越能得到比较好的冷却效果。
％＂记加矾砸甜酡印船舶
槲 较 罱
佥
Ｏ ０ Ｏ Ｏ
０ Ｏ
Ｏ
图７主流１状态下不同冲击雷诺数的冷却效率分布图
【‘回．５ ｍｍ）
２．２吹风比对冷却效率的影响 以采用气膜冷却方式的试验件３为例，研究 了不同吹风比情况下，凹腔底板冷却效率的分布 情况，吹风比分别为：０．７、１．２、１．６、２．０。取气膜
板末端处的版面为Ｘ＝０的位置，位置坐标图如
主 流
时，此时再增加冷气进气量，冷却效果的增加已经
气 路
１．气源；２．冷却气路调节阀；３．浮子流量计ｉ ４油泵； ５．油路调节阀；６．燃油质量流量计；７．冷却气路总压、总温测量耙 ８．冷却气路静压管；９．红外热像仪；１０．主路闸阀；１１．电动调节阀 １２孔板流量计；１３．火焰筒加温器；１４稳定段；１５．主流静压管；
ｄｏｉ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．２０９５—１２４８．２０１２．０５．００１
Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ
ｏｎ
ｉｍｐｉｎｇｉｎｇ－ｆＩｌ珈／ｆｉｌｍ ｃｏｏｌｉｎｇ ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ
Ｒｏｎｇ—ｃｈｕｎｌ，ＫＯＮＧ Ｘｉａｎｇ—ｌｅｉ２
ｏｆ ｔｒａｐｐｅｄ ｖｏｒｔｅｘ ＷＡＮＧ
态下，分别对试验件１、试验件２，针对不同的冲击 雷诺数进行试验，研究其对凹腔底板面冷却效率 的影响。取冲击板末端处的版面为Ｘ＝０的位 置，位置坐标图如图５所示。
从图６和图７中可以看出：两种试验件有着
相同的变化规律：冲击雷诺数越大，壁面的冷却效 率越高。因为冲击雷诺数越大，冷却进气量越大， 冷却效果也就越好。但是，当雷诺数大于２００００
个试验件的开孔方式及尺寸参见较为优化的形 式∞’８，１４ Ｊ，具体参数如表１所示。 １．１试验件 １．１．１冲击冷却试验件 两个试验件结构相同，只是开孔尺寸不同，如 图２所示，前壁面的冲击孔开在最上端，气流自上
而下形成气膜。为了不影响凹腔的后部进气。底 面的冲击孔开在底面的中间位置，底面上自右向
图１驻涡燃烧室结构示意图‘９１
万方数据
２
沈阳航空航天大学学报
第２９卷
过近，使得凹腔壁面的温度过高，进而影响凹腔壁 寿命ｂ ３，因此有必要对驻涡燃烧室凹腔壁面的冷 却方式进行研究。
１
试验件及试验方案
本文设计了３个试验件，其中２个采用冲击
冷却方式，另外１个采用气膜冷却方式，为了具有 可比性，要保证它们的进气孑Ｌ开孔面积一致。３
产物
ａ
ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ
ｉｎｃｒｅａｓｅｓ ｗｉｔｈ Ｒｅｙｎｏｌｄｓ
ｃｅｒｔａｉｎ Ｒｅｙｎｏｌｄｓ ｎｕｍｂｅｒ．Ａｎｄ ｔｈｅ ｍｏｒｅ ｄｅｎｓｅ
ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ
ｆｏｒ ｓｃｈｅｍｅｓ．Ｂｙ ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ，ｉｔ ｉｓ ｆｏｕｎｄ ｔｈａｔ ｔｈｅ
ａｔ
ｃｏｏｆｉｎｇ—ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ
ｋ型热电偶测量得到。试验设备及系统如图４所
示。
１．３参数定义 １．３．１雷诺数的定义
雷诺数定义为：
Ｒ。＝／＇１２ｄ／ｖ２
２．１冲击雷诺数对冷却效率的影响 对于冲击冷却试验方案，冲击雷诺数对于试 验件冷却效率的影响至关重要，因此在主流１状
（２）
式中，Ｕ：为二次流通过发散孔的射流速度，ｄ为发 散孔直径，ｖ：为二次流的运动粘滞系数（由于冷 却气温度为常温，所以ｖ：为定值，通过查表得到）。
ｏｆ ｉｍｐｉｎｇｉｎｇ－ｆｉｌｍ ｉｓ ｈｉｇｈｅｒ ｔｈａｎ ｔｈｅ ｆｉｌｍ－ｃｏｏｌｉｎｇ ａｉｒ ｉＳ ｌＯＷ．ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔ ｉＳ ｔｈｅ ｏｐｐｏｓｉｔｅ．
ｈｉｇｈ ｑｕａｎｔｉｔｙ ｏｆ ｃｏｏｌｉｎｇ ａｉｒ．Ｈｏｗｅｖｅｒ，ｗｈｅｎ ｔｈｅ ｃｏｏｌｉｎｇ
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｔｒａｐｐｅｄ ｖｏｒｔｅｘ ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ；ｆｉｌｍ—ｃｏｏｌｉｎｇ；ｃａｖｉｔｙ；ＴＶＣ
比较常见的冷却方式有发散冷却、冲击气膜 冷却、冲击发散冷却等陋一川，针对不同的平板冷却 方式，国内外都进行了大量的研究。例如：胡娅 萍、吉洪湖研究了孔的疏密度对发散冷却的影 响¨０｜，认为在一定情况下，气膜孔布置越多，冷却 效果越好；林宇震教授及其团队研究了不同偏角 和不同排列方式对多斜孑Ｌ气膜冷却的影响［１卜１２］， 结果表明叉排孑Ｌ阵排列方式明显优于顺排，表现 在更高的气膜冷却水平和更均匀的气膜保护。对 于冲击气膜冷却，宋双文，杨卫华等人对其做了部 分研究¨３｜，结果显示，冷却效率随吹风比的增大
ｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ
Ｌｉａｎ９１，ＦＡＮ
Ｗｅｉ－ｊｕｎｌ，ＺＨＡＮＧ
ｏｎ

（１．Ｎａｔｉｏｎａｌ Ｋｅｙ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ ｏｆ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
Ａｅｒｏ—Ｅｎｇｉｎｅｓ，Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ｊｅｔ
Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ，Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ
ｏｆ Ａｅｒｏ－
向比较外，更应该进行不同冷却方式间的横向比 较，本文重点研究冲击冷却和气膜冷却情况下凹 腔壁面的冷却效果，并进行比较。 万方数据
第５期 得到关系式如下：
王亮，等：驻涡燃烧室冲击／气膜冷却方案试验
表２主流状态
３
Ｉ＝一１２＋１．３正－０．００１４霉＋２．５＋１０“霉（１）
式中，Ｌ为热电偶所测温度，正为红外热像仪所 测温度。 主流温度以及冷却气体温度均采用镍铬镍硅
ｓａｍｐｌｅｓ
ｏｕｔ ａｔ
ｗｅｒｅ ｉｍｐｉｎｇｉｎｇ—ｆｉｌｍ ａｎｄ ｔｈｅ ｏｔｈｅｒ ｏｎｅ ｗａｓ ｆｉｌｍ—ｃｏｏｌｉｎｇ．Ｆｏｒ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ
ｐｉｅｃｅｓ，ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ
ｗａｓ
ｃａｒｒｉｅｄ
ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｃｏｏｌｉｎｇ ａｉｒ
ａｎｄ
ｔｈｅｎ ｔｈｅ ｃｏｏｌｉｎｇ
ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ
流流场的函数，而且还是两股气流温度的函数。 为了消除对温度的依赖性而只是表征这种掺混程
Ｏ Ｏ
图５冲击冷却分析坐标图
度，定义冷却效率一Ｊ：
Ｔ—Ｔ
。
０ Ｏ
１＝｛卜—Ｆ １＝詈—警
１
Ｌ４） （４）
ｇ一１ｊ
式中Ｔ。是主气流的恢复温度，Ｔ。。是绝热壁面本
瓣 接 嚣 瓮
Ｏ ０ ０ Ｏ Ｏ Ｏ ０ Ｏ
身的实测温度，Ｔｉ是冷却气膜出口温度。
（１．北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家科技重点实验室，北京１００１９１； ２．中国航空综合技术研究所，北京１００１９１）
摘要：针对驻涡燃烧室的结构，设计了３个试验件，其中２个采用冲击冷却方式，另一个采用气膜 冷却方式。分别在不同的冷却气量下对其进行试验，获得了它们各自的冷却效率的变化规律，并 将各种冷却方式的冷却效率进行了比较。试验结果显示：冷却效率随着冲击雷诺数的增大而增 加，但增大到一定程度时，冷却效率增加不再明显。当开孔面积一定时，开孔越密冷却效果越好； 将３个试验件比较后发现，在冷却气量较大时，冲击冷却的冷却效率稍高，但冷却气量较小时，气 膜冷却会比冲击冷却表现出更好的冷却效率。 关键词：驻涡燃烧室；气膜冷却；凹腔；ＴＶＣ 中图分类号：Ｖ２３５．１１ 文献标志码：Ａ
１６曰腔试验件；１７．出口温度测量耙；
不是很明显。这说明当冲击雷诺数达到２００００ 时，已经可以达到很好的冷却效果，气膜保护程度
已经很好。而且在ｘ方向上，气膜冷却效率有衰
减的趋势，但是总体变化不大。这是由于气膜在 前进过程中不断受到主流高温气的掺混作用导致 的，由于高温气的掺混，气膜保护逐渐变弱并且冷 却保护能力减小。