王子碩，唐 豪，劉 禹

(1.航空發(fā)動機(jī)熱環(huán)境與熱結(jié)構(gòu)工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室(南京航空航天大學(xué))，南京 210016；2.南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院，南京 210016)

在渦噴發(fā)動機(jī)的發(fā)展歷程中，提高推重比一直是研究的首要課題?；贚ewis[1]利用高離心力增強(qiáng)火焰?zhèn)鞑ニ俣鹊膶?shí)驗(yàn)研究，美國空軍技術(shù)研究所提出了一種帶有燃燒環(huán)的渦噴發(fā)動機(jī)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(jìn)一步提高了推重比。然而，處在強(qiáng)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(qiáng)度的熱負(fù)荷，縮短了超緊湊燃燒室的使用壽命，限制了發(fā)動機(jī)整體性能的提升，所以對其高溫壁面進(jìn)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(jìn)氣組件的優(yōu)化改進(jìn)[3-5]以及混合葉片的冷卻設(shè)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(jī)設(shè)計了新一代棘輪型超緊湊燃燒室，實(shí)現(xiàn)了軸向進(jìn)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(shí)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?zé)狳c(diǎn)的產(chǎn)生，對壁面的熱負(fù)荷承受能力也提出了更高的要求。為了滿足對發(fā)動機(jī)熱端部件的保護(hù)要求，氣膜冷卻是高效冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計中不可缺少的一種方案[10]。其中全覆蓋氣膜冷卻結(jié)構(gòu)由于其優(yōu)異的冷卻性能和易實(shí)現(xiàn)性，在發(fā)動機(jī)燃燒室壁面冷卻中得到了廣泛應(yīng)用[11-12]。

本文在KJ-66微型渦噴發(fā)動機(jī)原燃燒室模擬與實(shí)驗(yàn)研究的基礎(chǔ)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(kuò)段斜坡以及二次補(bǔ)燃區(qū)內(nèi)環(huán)的高溫區(qū)進(jìn)行全覆蓋氣膜冷卻研究，在實(shí)際燃燒工況下，比較了不同排布方式、孔傾角和擴(kuò)張型氣膜孔對氣膜冷卻效果的影響。

1 實(shí)驗(yàn)方法

1.1 KJ-66微型渦噴發(fā)動機(jī)

本文實(shí)驗(yàn)與模擬均選取KJ-66微型渦噴發(fā)動機(jī)作為研究載體，對KJ-66實(shí)物進(jìn)行拆解測量，并建立1∶1三維模型用于數(shù)值模擬，KJ-66實(shí)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(nèi)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(nèi)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(nèi)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(jī)實(shí)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(jī)試車臺架及測量采集系統(tǒng)

實(shí)驗(yàn)臺主體框架由鋁合金搭建，微型渦噴發(fā)動機(jī)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(shí)驗(yàn)測量的影響。試車臺采用3面透明樹脂玻璃，以便于觀測實(shí)驗(yàn)過程，整套實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)如圖2所示。

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

在進(jìn)氣系統(tǒng)上設(shè)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(zhǔn)確計算進(jìn)氣流量，其中總靜壓管的排布測量方案參考國際標(biāo)準(zhǔn)ISO 3972[13]設(shè)計。在KJ-66微型渦噴發(fā)動機(jī)上共安裝了14個測點(diǎn)，分別用于測量壓氣機(jī)進(jìn)口、燃燒室進(jìn)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(jī)推力，其原理是將發(fā)動機(jī)沿軸向的推力通過轉(zhuǎn)軸力臂轉(zhuǎn)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(diǎn)火器和啟動電機(jī)等操作部件都通過一套完整的集成控制系統(tǒng)進(jìn)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(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 物理模型

Bohan等[14]在JetCat P90 RXi微型渦噴發(fā)動機(jī)平臺上設(shè)計并制造了新一代的超緊湊燃燒室，其內(nèi)外環(huán)進(jìn)氣結(jié)構(gòu)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(chǔ)上，實(shí)現(xiàn)了燃燒室的軸向長度縮短33%。本文參考Bohan設(shè)計的主燃燒環(huán)結(jié)構(gòu)，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(jī)原燃燒室，如圖3右圖所示。

圖3 棘輪型超緊湊燃燒室實(shí)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(jī)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(kuò)段和二次補(bǔ)燃區(qū)。主燃燒環(huán)外徑94 mm，內(nèi)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(jìn)口由12個外環(huán)上和6個內(nèi)環(huán)上均勻分布的進(jìn)口組成。燃燒室外環(huán)進(jìn)氣口設(shè)計為斜坡狀，并在兩側(cè)設(shè)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(jìn)入燃燒室內(nèi)。每個內(nèi)外環(huán)的空氣進(jìn)口沿徑向設(shè)置有5個旋轉(zhuǎn)通道，將軸向來流轉(zhuǎn)變?yōu)橹芟虿⒁砸欢ń嵌葒娚溥M(jìn)主燃燒環(huán)內(nèi)。此外，每個空氣進(jìn)口都對應(yīng)一個燃料主進(jìn)口，燃料進(jìn)入主進(jìn)口后，通過與旋轉(zhuǎn)通道分別對應(yīng)的5個噴射口沿徑向且與旋轉(zhuǎn)通道出口垂直的方向射入，這會在流體間產(chǎn)生剪切應(yīng)力，加強(qiáng)燃料與空氣的混合。在主燃燒環(huán)內(nèi)，混合燃?xì)庹w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(nèi)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(jìn)行了限制?；旌先?xì)饨?jīng)過一個突擴(kuò)段，迅速在二次補(bǔ)燃區(qū)擴(kuò)散開，進(jìn)一步增加補(bǔ)燃效率。

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

本文首先針對突擴(kuò)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(jié)構(gòu)M14，針對二次補(bǔ)燃區(qū)的高溫段，進(jìn)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(jié)構(gòu)。此外，為了改善突擴(kuò)段斜坡氣膜冷卻的效果，設(shè)計了一種擴(kuò)張型氣膜孔。圖5為突擴(kuò)段斜坡與二次補(bǔ)燃區(qū)內(nèi)環(huán)上的不同結(jié)構(gòu)全覆蓋氣膜孔和相應(yīng)的剖面注釋圖。綜合多孔壁結(jié)構(gòu)參數(shù)的設(shè)計經(jīng)驗(yàn)和斜坡結(jié)構(gòu)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(bǔ)燃區(qū)內(nèi)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(chǔ)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(kuò)段斜坡與二次補(bǔ)燃區(qū)上的不同結(jié)構(gòu)氣膜孔設(shè)計方案及編號見表1。其中D1與D2分別為氣膜孔的進(jìn)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(kuò)段斜坡上的擴(kuò)張型氣膜孔，保證沿來流方向的左側(cè)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(jié)構(gòu)的擴(kuò)張氣膜孔。M為KJ-66微型渦噴發(fā)動機(jī)燃燒室原模型，M0為KJ-66微型渦噴發(fā)動機(jī)棘輪型超緊湊燃燒室原模型，M1～M6和M7～M15分別為突擴(kuò)段斜坡上不同設(shè)計方案的圓柱孔模型和擴(kuò)張孔模型。M16～M21為二次補(bǔ)燃區(qū)上不同設(shè)計方案的圓柱孔模型，其突擴(kuò)段斜坡都采用M14模型的氣膜孔結(jié)構(gòu)。此外，M0模型的主燃燒環(huán)空氣進(jìn)口總質(zhì)量流量占比為36.5%，隨后設(shè)計的所有模型中，都會適當(dāng)調(diào)整二次補(bǔ)燃區(qū)的后排冷卻孔進(jìn)氣面積，以保證每個模型主燃燒環(huán)的空氣進(jìn)口總質(zhì)量流量占比與原模型相差在0.8%以內(nèi)，盡可能減少因氣膜孔的引入而導(dǎo)致主燃燒環(huán)當(dāng)量比發(fā)生變化，進(jìn)而影響主燃燒環(huán)內(nèi)的燃燒情況。

圖5 超緊湊燃燒室內(nèi)不同設(shè)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(jié)構(gòu)氣膜孔設(shè)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(jī)原燃燒室與超緊湊燃燒室的計算域示意圖。因?yàn)镵J-66微型渦噴發(fā)動機(jī)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(jī)平臺上進(jìn)行的燃燒室相關(guān)實(shí)驗(yàn)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(jié)果與實(shí)驗(yàn)相差不大，在誤差允許范圍內(nèi)。

1/6周期計算域邊界條件設(shè)置如表2所示，表中KJ-66微型渦噴發(fā)動機(jī)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(dāng)量比都為0.31，操作壓力為182 385 Pa，其中空氣與燃料進(jìn)口都為質(zhì)量流量進(jìn)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(jī)在70%最大推力(即轉(zhuǎn)速為100 000 r/min的巡航狀態(tài))下多次試車實(shí)驗(yàn)的數(shù)據(jù)所得。流體域與固體域的交界面設(shè)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(jìn)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(jī)外殼與中心軸壁面設(shè)置成絕熱無滑移壁面，整個計算域設(shè)置有1/6旋轉(zhuǎn)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(jī)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(jī)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(jìn)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(qiáng)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(yù)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(jī)燃燒室與超緊湊燃燒室中都既有預(yù)混燃燒，又存在擴(kuò)散燃燒。因此本文選用更合適的部分預(yù)混燃燒模型進(jìn)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(biāo)量演化過程(即熱化學(xué)反應(yīng)軌跡)大致相同，該模型主要基于反應(yīng)進(jìn)程，根據(jù)標(biāo)量耗散率和混合分?jǐn)?shù)等變量將流體中的溫度和組分進(jìn)行參數(shù)化，并求解這些參數(shù)的輸運(yùn)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(yù)混模型和FGM，并且將模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證對比，得到了較為吻合的結(jié)果。

詳細(xì)了解化學(xué)反應(yīng)機(jī)理是選用部分預(yù)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(jī)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(jī)理采用徐佳琦等[21]提出的3組分替代模型，分別為質(zhì)量分?jǐn)?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(jī)理包括138個組分、530個反應(yīng)，可以很好地描述RP3航空煤油的高溫點(diǎn)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?jǐn)?shù)遠(yuǎn)小于10%，因此適用于此方法，并且通過隨機(jī)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(yīng)機(jī)理，該反應(yīng)機(jī)理作為低碳燃料詳細(xì)化學(xué)反應(yīng)的替代機(jī)理使用較為廣泛，包括53個組分和325個反應(yīng)，可以很好的作為丙烷的詳細(xì)化學(xué)反應(yīng)替代機(jī)理。同時還考慮了輻射對計算的影響，本文研究模型的光學(xué)厚度較小，故采用DO輻射模型，該模型可以更合理地預(yù)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(dú)立性驗(yàn)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(yīng)的計算結(jié)果(見表3)，并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比。

表3 網(wǎng)格收斂性驗(yàn)證的相關(guān)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(diǎn)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(jìn)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(jié)果φ的差值。

最后得到精細(xì)網(wǎng)格收斂指標(biāo)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(jié)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(jìn)行數(shù)值模擬，其精細(xì)網(wǎng)格收斂指標(biāo)為I21=0.05%，滿足計算需求。計算域采用非結(jié)構(gòu)多面體網(wǎng)格進(jìn)行劃分，并對全覆蓋氣膜冷卻孔和近壁面進(jìn)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(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

分別對KJ-66微型渦噴發(fā)動機(jī)原燃燒室在最大推力的30%、50%、70%工況下進(jìn)行數(shù)值模擬，并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，其對應(yīng)的轉(zhuǎn)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(shí)驗(yàn)與模擬的燃燒室總壓損失系數(shù)ξ。結(jié)果表明，模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)得出的結(jié)果具有很好的一致性，相對誤差都在5%以內(nèi)。

圖8 實(shí)驗(yàn)與模擬結(jié)果對比圖Fig.8 Comparison of experimental and simulation results

3 結(jié)果與分析

3.1 棘輪型超緊湊燃燒室計算結(jié)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(jī)上棘輪型超緊湊燃燒室的計算結(jié)果進(jìn)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(jī)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(zhuǎn)進(jìn)氣道形成的凹腔區(qū)域內(nèi)，產(chǎn)生駐渦火焰，進(jìn)一步維持了主燃燒環(huán)內(nèi)的燃燒穩(wěn)定性。此外，因?yàn)閮烧叩倪M(jìn)氣當(dāng)量比等條件存在差異，主燃?xì)獾钠骄鶞囟认嗖?00 K左右。圖10為KJ-66微型渦噴發(fā)動機(jī)棘輪型超緊湊燃燒室的溫度云圖。超緊湊燃燒室內(nèi)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(qiáng)主燃燒環(huán)內(nèi)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(kuò)段斜坡和二次補(bǔ)燃區(qū)內(nèi)環(huán)上，導(dǎo)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(fù)荷承受能力提出了更高的要求。所以對突擴(kuò)段斜坡及二次補(bǔ)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(jī)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(kuò)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(qiáng)度都隨著孔傾角的減小而減小，吹風(fēng)比也隨之降低，但是整體的吹風(fēng)比還是處在較高的水平上。由于從主燃燒環(huán)進(jìn)入突擴(kuò)段的高溫燃?xì)獠⒉皇琴N著壁面流動，其沿斜坡方向的速度分量較小，這導(dǎo)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?yàn)檫^高的射流強(qiáng)度與主燃?xì)膺M(jìn)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(kuò)段斜坡的壁面溫度云圖?？梢钥闯?，雖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?yàn)槎瘟骶哂休^高的射流強(qiáng)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(jìn)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(kuò)段斜坡上擴(kuò)張型氣膜孔的影響

為了改善突擴(kuò)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(shè)計了一種擴(kuò)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(kuò)張孔的結(jié)構(gòu)設(shè)計存在諸多不利因素，故采用叉排的方式進(jìn)行研究。

平均綜合冷卻效率ηavg定義如下：

(5)

擴(kuò)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(kuò)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(dá)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(kuò)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(kuò)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(kuò)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(kuò)張孔模型的中心截面溫度云圖，圖14為擴(kuò)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(diǎn)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(jìn)口尾緣，也即坐標(biāo)原點(diǎn)。L/D=a處為距離第一排氣膜孔的進(jìn)口尾緣a倍孔徑處?？梢钥闯觯瑢τ谕豢變A角的模型，擴(kuò)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(kuò)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(fēng)比也隨之減小，并且吹風(fēng)比的降幅要遠(yuǎn)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(qiáng)，這與圓柱型氣膜孔得出的結(jié)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?yàn)檩^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(kuò)張孔模型M14產(chǎn)生的綜合氣膜冷卻效果是所有擴(kuò)張孔模型中最理想的，這也與圖12中冷卻效率展現(xiàn)的結(jié)果相一致。

3.4 二次補(bǔ)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(jié)構(gòu)M14，針對二次補(bǔ)燃區(qū)內(nèi)環(huán)上的高溫區(qū)，進(jìn)一步開展研究。圖15為二次補(bǔ)燃區(qū)內(nèi)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(bǔ)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?yàn)樵谥魅細(xì)鈿堄嗟膹?qiáng)離心力場和沿程冷卻氣不斷疊加的影響下，冷卻氣與主燃?xì)獾膿交烊紵饾u加劇，由高溫火焰燃燒帶來的氣體膨脹加速導(dǎo)致近壁面附近的主流速度不斷增大，氣膜孔的沿程吹風(fēng)比不斷降低，貼壁效果也隨之增強(qiáng)。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(bǔ)燃區(qū)內(nèi)環(huán)上不同結(jié)構(gòu)氣膜孔的流線圖，可以看出，由于主燃?xì)鈿堄嗟母唠x心力場以及內(nèi)環(huán)上主燃孔和后排冷卻孔的存在，導(dǎo)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(zhuǎn)，產(chǎn)生了類似復(fù)合角氣膜孔的作用[24-25]，進(jìn)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(zhuǎn)，但是由于其縱向疊加性更強(qiáng)，所以偏轉(zhuǎn)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(bǔ)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(jié) 論

本文在KJ-66微型渦噴發(fā)動機(jī)原燃燒室的模擬與實(shí)驗(yàn)基礎(chǔ)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(kuò)段斜坡和二次補(bǔ)燃區(qū)內(nèi)環(huán)上的高溫壁面進(jìn)行全覆蓋氣膜冷卻研究，比較了實(shí)際燃燒工況下，不同排布方式、孔傾角和擴(kuò)張型氣膜孔對氣膜冷卻效果的影響。主要結(jié)論如下：

1)對于突擴(kuò)段斜坡上的圓柱型氣膜孔，較高吹風(fēng)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(kuò)張型氣膜孔有效地改善了突擴(kuò)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(kuò)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(dá)到最優(yōu)。

3)對于二次補(bǔ)燃區(qū)內(nèi)環(huán)高溫壁面的圓柱型氣膜孔，在強(qiáng)離心力場和冷卻氣疊加的影響下，較大的吹風(fēng)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(shí)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(kuò)張型氣膜孔可以有效改善突擴(kuò)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(jìn)一步提升了發(fā)動機(jī)的整體性能。