渦輪葉片徑向槽軸向長度對超緊湊燃燒室性能的影響

王力軍，周輝，江金濤

（沈陽航空航天大學(xué)能源與環(huán)境學(xué)院1，航空航天工程學(xué)部（院）2，沈陽110136）

渦輪葉片徑向槽軸向長度對超緊湊燃燒室性能的影響

王力軍1，周輝2，江金濤1

（沈陽航空航天大學(xué)能源與環(huán)境學(xué)院1，航空航天工程學(xué)部（院）2，沈陽110136）

為探究渦輪葉片徑向槽軸向長度對超緊湊燃燒室性能的影響，對3種不同軸向長度的徑向槽分別在2種當(dāng)量比條件下，用FLU EN T軟件對超緊湊燃燒室內(nèi)流動及燃燒進行了數(shù)值模擬。結(jié)果表明：隨著徑向槽軸向長度的減小，燃燒環(huán)內(nèi)未完全燃燒的微小燃油顆粒和燃氣沿著槽的徑向遷移量也減少，從而使燃油顆粒和燃油蒸氣在燃燒環(huán)內(nèi)的駐留時間增加；當(dāng)葉片徑向槽的軸向長度與燃燒環(huán)軸向長度之比等于0.75且燃燒環(huán)當(dāng)量比為0.81時，燃燒室的燃燒性能較好。這對超緊湊燃燒室的優(yōu)化設(shè)計有重要的參考價值。

超緊湊燃燒室；渦輪葉片；徑向槽；燃燒性能；數(shù)值模擬；航空發(fā)動機

0 引言

近些年對航空發(fā)動機的關(guān)注日益集中在提高推重比上，減輕發(fā)動機質(zhì)量成為1個重要目標(biāo)。其中，美國空軍研究實驗室(Air Force Research Lab,AFRL)研究的超緊湊燃燒室(Ultra-Compact Combustor，UCC)效果較為顯著。在UCC中，空氣以一定角度射入燃燒環(huán)內(nèi)形成高旋流，利用離心加速度效應(yīng)快速傳播火焰。Lewis等[1]發(fā)現(xiàn)當(dāng)離心力從500 g增加到3500 g時，火焰?zhèn)鞑ニ俣扰c離心加速度的平方根成正比；Zelina等[2]用試驗證明了Lewis的結(jié)論，并發(fā)現(xiàn)UCC內(nèi)火焰的長度比傳統(tǒng)燃燒室內(nèi)火焰的長度減短近一半；Zelina等[3]對不同結(jié)構(gòu)徑向槽的UCC的燃燒性能進行數(shù)值研究；Katta等[4]認為離心力的大小對火焰結(jié)構(gòu)的影響不明顯；莫妲等[5]數(shù)值分析了3種不同二次氣射流角，發(fā)現(xiàn)二次氣射流角越大，燃油顆粒在燃燒環(huán)的停留時間增加；徐亞興等[6]對燃燒環(huán)設(shè)計了6種不同長寬比，發(fā)現(xiàn)當(dāng)燃燒環(huán)長寬比為0.6時，出口徑向溫度分布接近拋物線型，CO排放量最低；美國空軍研究實驗室Anisko等[7]數(shù)值分析3種不同寬度的燃燒環(huán)在不同流量、壓力工況下的燃燒特性；李明等[8]分析TIB在不同當(dāng)量比下的燃燒及流動性能；Armstrong[9]用試驗研究了當(dāng)量比對超緊湊燃燒室燃燒的影響；Anderson[10]對超緊湊燃燒室旋流方向進行了試驗研究，發(fā)現(xiàn)二次氣流順時針旋轉(zhuǎn)時，燃燒環(huán)內(nèi)火焰穩(wěn)定性較差，燃燒效率與環(huán)內(nèi)當(dāng)量比有關(guān)，與旋流方向聯(lián)系不大；Quaale等[11]用試驗結(jié)合數(shù)值模擬研究了超緊湊燃燒室流場、燃燒效率和氮氧化物排放等情況；駱廣琦等[12]對葉片不同的凹槽結(jié)構(gòu)進行了數(shù)值分析；Briones等[13]數(shù)值研究了渦輪級間燃燒室，比較了不同結(jié)構(gòu)的徑向槽對燃燒室的阻力系數(shù)和出口溫度分布的影響；Damele等[14]對不同主流/二次流的空氣流量比進行試驗研究，發(fā)現(xiàn)70/30流量比的出口溫度最高，75/25流量比燃燒更穩(wěn)定。

上述研究對超緊湊燃燒室的當(dāng)量比、二次流入射角度，燃燒環(huán)長寬比、不同結(jié)構(gòu)的葉片徑向槽等進行了探討，但并沒有對葉片徑向槽的軸向長度進行研究。本文設(shè)計3種不同軸向長度的葉片徑向槽，在燃燒環(huán)當(dāng)量比φ=1.62和0.81時，探討葉片徑向槽軸向長度對UCC流動與燃燒特性的影響。

1 模型結(jié)構(gòu)

由于超緊湊燃燒室是軸對稱結(jié)構(gòu)，取1/6周向模型進行計算，既節(jié)省了計算時間，又能達到預(yù)期目的。1/6幾何模型如圖1所示，燃燒環(huán)軸向長度為25.4 mm，在燃燒環(huán)外壁有1個軸向凹槽，起到穩(wěn)定火焰的作用。綠色標(biāo)示的葉片軸向長度為90 mm，葉片徑向槽的角度為45°，其余尺寸可參考文獻[7]。由于二次流以37°入射角噴入，切向速度的存在加上入射速度高，使得二次流空氣在燃燒環(huán)內(nèi)產(chǎn)生較大的離心力；燃油噴入燃燒環(huán)內(nèi)燃燒后，由于存在離心加速度，火焰?zhèn)鞑ニ俣葧S之增加；未燃燃油顆粒在離心力的作用下繼續(xù)在燃燒環(huán)內(nèi)燃燒；由于在葉片上添加了徑向槽，加上主流的夾帶作用，燃燒產(chǎn)物和密度較小的顆粒隨著主流在下游葉間通道繼續(xù)燃燒。因此，徑向槽軸向長度的變化會影響燃燒產(chǎn)物和密度較輕顆粒的遷移量，從而影響燃燒室總體性能。

葉片徑向槽如圖2所示，Lc為燃燒環(huán)軸向長度，Lv為葉片徑向槽的軸向長度。設(shè)π表示葉片徑向槽軸向長度與燃燒環(huán)軸向長度之比，即π=Lv/Lc。

圖11 /6幾何模型

圖2 葉片徑向槽

2 數(shù)值模擬

2.1 網(wǎng)格劃分

1/6幾何模型的網(wǎng)格劃分如圖3所示。本文采用ICEM軟件對模型進行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，二次流入射孔和燃油孔均采用O型網(wǎng)格，并且邊界加密，采用網(wǎng)格自適應(yīng)方法進行局部加密，最終網(wǎng)格數(shù)均達到80萬左右，網(wǎng)格質(zhì)量較好，均在0.7以上。

圖3 1/6模型網(wǎng)格劃分

2.2 模型選擇

本文采用FLUENT 15.0軟件進行數(shù)值計算。湍流模型選擇Realizable k-ε，油氣混合流動采用離散相模型(DPM)，通過隨機顆粒軌道模型來考慮2相的相互作用。燃料用C12H23代替航空煤油，燃燒模型選擇混合分數(shù)/PDF模型，燃燒過程考慮了C12H23、O2、CH4、H2、CO、CO2、H2O、H2O(液體)、OH、N2及C(s)等11種組分[15]。污染物考慮了熱力型氮氧化物和快速型氮氧化物模型。輻射模型采用計算精度較高的DO模型。使用SIMPLEC算法處理壓力-速度耦合項，用PRESTO！格式離散壓力項，為了提高計算準(zhǔn)確性，對流項采用2階迎風(fēng)差分格式，擴散項采用2階中心差分格式。采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法近壁面處理，壁面均設(shè)為無滑移邊界條件。

2.3 邊界條件與計算工況

主流以及二次流空氣進口均采用質(zhì)量流量入口，出口采用壓力出口，對稱邊界設(shè)置為旋轉(zhuǎn)周期邊界（圖3）。參數(shù)設(shè)置參考文獻[7]中LMLP工況，主流總流量為13.2 kg/min，二次流總流量為2.9 kg/min，空氣溫度為528 K，操作壓力為284 kPa，燃油噴射角為70°，溫度為300 K，燃油顆粒平均直徑為30～60 um。本文通過改變?nèi)加土髁縼碚{(diào)節(jié)燃燒環(huán)當(dāng)量比φ。當(dāng)燃油總流量為5.3×10-3kg/s時，φ=1.62；當(dāng)燃油總流量為2.65×10-3kg/s時，φ=0.81。具體計算工況見表1。

表1 計算工況

2.4 網(wǎng)格無關(guān)性及計算結(jié)果有效性驗證

為了驗證網(wǎng)格數(shù)量對數(shù)值計算結(jié)果的影響，本文對工況2模型分別劃分了3種不同疏密程度的網(wǎng)格，分別對出口截面x=0直線的平均速度進行比較。并且與文獻[7]相關(guān)數(shù)據(jù)進行計算結(jié)果有效性驗證，見表2。從表中可見，3種網(wǎng)格的x=0直線的平均速度v、壓力損失及燃燒效率都比較接近，并且80萬和101萬網(wǎng)格的壓力損失及燃燒效率與文獻數(shù)據(jù)較接近，故網(wǎng)格數(shù)量對計算結(jié)果的影響較小，計算結(jié)果有效。綜合考慮計算時間與結(jié)果，選擇80萬網(wǎng)格進行數(shù)值計算。

表2 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

3 計算結(jié)果與分析

3.1 流場分布規(guī)律

為了比較葉片3種軸向長度的徑向槽對燃燒室流場的影響，本文選取前3種工況的速度場和流線軌跡來分析其中規(guī)律。速度矢量如圖4所示，表示軸向距離y=49 mm處橫截面速度分布。在工況1下，由于葉片徑向槽軸向長度較長，且二次流徑向動量較大，部分二次流空氣能夠徑向射入槽內(nèi)，并夾帶燃燒環(huán)內(nèi)部分燃油顆粒向徑向槽內(nèi)遷移。由于燃燒環(huán)內(nèi)燃氣的周向運動與二次流的徑向運動在徑向槽上方碰撞，加上二次流徑向動量較大，于是在徑向槽內(nèi)形成渦旋區(qū)，再次摻混燃燒，如圖中黑圈標(biāo)示。隨著徑向槽軸向長度減小，槽內(nèi)渦旋區(qū)范圍急劇縮小，且槽內(nèi)速度也隨之降低，如工況3所示，表明槽內(nèi)燃氣和燃油顆粒的徑向遷移量減小。主要因為當(dāng)徑向槽軸向長度減小時，徑向槽上方和主流通道的進風(fēng)面積均隨之減小，槽內(nèi)可供主流空氣與燃氣摻混的空間逐漸變小。因此，槽內(nèi)渦旋區(qū)范圍會縮小，速度也隨之降低。

圖4 y=49 mm橫截面速度矢量

燃燒環(huán)內(nèi)二次流的流線如圖5所示。從圖中黑圈標(biāo)志區(qū)域可見，隨著徑向槽軸向長度的減小，部分二次流空氣直接撞擊葉片前端，不能順利通過徑向槽匯入主流通道，因此二次流夾帶燃氣和燃油顆粒向徑向槽的遷移量也隨之減少。這與圖4的分析一致。

3.2 湍流強度

隨著葉片徑向槽軸向長度的變化，葉間通道湍流強度的變化如圖6所示。選取工況1、2、3進行分析。從y=42.7、49 mm截面看出，在工況1、2、3下2個截面上徑向槽內(nèi)的湍流強度逐漸減弱，這是由于燃燒環(huán)內(nèi)的燃氣和燃油顆粒向徑向槽的遷移量減少，使得其與主流在徑向槽內(nèi)的相互摻混強度減弱。從整個葉間通道分析，在工況1下右邊葉間通道由于存在徑向槽，主流和燃燒環(huán)內(nèi)部分燃料在徑向槽內(nèi)摻混較均勻，然后匯入葉間通道內(nèi)，湍流強度在通道內(nèi)分布較均勻；而左邊葉間通道內(nèi)湍流強度分布極不均勻，通道上壁面出現(xiàn)高湍流強度區(qū)域，由于葉片該側(cè)沒有徑向槽的導(dǎo)向作用，燃燒環(huán)內(nèi)的氣體不能與主流進行摻混，僅僅依靠主流的夾帶使小部分燃料沿著上壁面流向葉間通道。從y=125 mm截面可看出，在工況3下葉間通道湍流強度的分布比在工況1下的均勻。隨著葉片徑向槽軸向長度的減小，葉間通道湍流強度分布變得較均勻。

圖6 不同截面湍流強度分布

圖7 不同截面的溫度分布

3.3 溫度場

不同截面的溫度分布如圖7所示。在A組工況1、2、3下y=42.7、49 mm橫截面分析，在工況1下燃燒環(huán)內(nèi)的高溫區(qū)主要集中在燃燒環(huán)底部和徑向槽內(nèi)；隨著徑向槽軸向長度減小，在工況2、3下燃燒環(huán)內(nèi)的高溫區(qū)逐漸向燃燒環(huán)的中部移動，并且溫度有所降低。在B組工況4、5、6下也能發(fā)現(xiàn)該變化。從圖中葉間通道的溫度橫截面可見，徑向槽軸向長度的變化對葉間通道溫度的影響較大。在工況1下由于徑向槽軸向長度較長，部分小顆粒燃油和未燃盡產(chǎn)物在徑向槽內(nèi)被主流夾帶到葉間通道繼續(xù)燃燒，而左側(cè)葉間通道溫度較低，僅通道上壁面有小范圍高溫區(qū)。在工況2、3下葉間通道溫度分布與在工況1下的差異較大，左側(cè)葉間通道溫度明顯升高且范圍逐漸變大；右側(cè)葉間通道高溫區(qū)范圍逐漸變小且向上壁面靠攏。從y=125 mm截面能顯著發(fā)現(xiàn)，在工況2、3下高溫區(qū)緊貼著通道上壁面。結(jié)合圖8出口截面徑向平均溫度沿相對葉高的變化分析，在工況1、2、3下出口截面的高溫區(qū)主要集中在沿葉高60%～100%，且徑向平均溫度的溫差較大，最低溫差達到500 K，出口溫度分布曲線不符合下游渦輪葉片兩端低中間高的溫度分布要求。這主要因為當(dāng)徑向槽軸向長度減小后，槽內(nèi)可供主流空氣與燃氣摻混的空間逐漸變小，導(dǎo)致槽內(nèi)渦旋區(qū)范圍縮小，燃燒環(huán)內(nèi)部分燃氣與燃油顆粒通過徑向槽渦旋區(qū)向主流通道的遷移量減少。但燃燒環(huán)內(nèi)部分燃氣和燃油顆粒在離心力和主流的雙重作用下，在燃燒環(huán)底端面被主流夾帶到主流通道，所以在工況1下右側(cè)主流通道高溫區(qū)比在工況3下的大，而在工況2、3下左側(cè)主流通道也會有高溫區(qū)，且靠近上壁面。相對于A組而言，B組各工況的溫度分布均有所改善，從在工況4、5、6下y=125 mm截面可見，在工況4下該截面溫度分布較不均勻，然而在工況5、6下該截面溫度分布較均勻，有明顯改善。主要原因是B組工況當(dāng)量比較小，燃燒環(huán)內(nèi)空氣較充足，部分燃氣與燃油顆粒能充分燃燒，僅小部分燃氣與燃油顆粒通過徑向槽遷移到主流通道，因此徑向槽軸向長度的變化對溫度場的影響比A組工況要小。結(jié)合圖8中在工況4、5、6下的出口截面徑向平均溫度分布曲線可見，在工況4下出口截面徑向平均溫度變化小，基本保持在970 K附近；在工況5下出口截面徑向平均溫度分布更合理，徑向平均溫度的溫差較小，高溫區(qū)主要集中在沿葉高60%～70%，更接近兩端低中間高的溫度分布要求。

圖8 出口截面徑向平均溫度沿相對葉高的變化

在工況6和工況5下的曲線分布相近，但在工況6下的徑向平均溫差相對在工況5下的較大，且高溫區(qū)集中在沿葉高60%～100%處。

3.4 燃燒性能對比分析

該段對UCC在6個工況下的燃燒效率η、總壓損失dp/p及CO、NOx的排放量進行了對比分析，污染物排放含量均用質(zhì)量加權(quán)平均求得，氮氧化物考慮了熱力型NOx和快速型NOx。在各工況下燃燒室的總體性能參數(shù)和文獻[7]中“1”Cavity的LMLP工況下部分性能參數(shù)對比分析見表3。其中，ECO為CO的排放量，ENOx為NOx排放量。從表中可見，在工況2下的參數(shù)與文獻參數(shù)吻合度較高。分別比較在A組工況1、2、3與B組工況4、5、6下的數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)：葉片徑向槽軸向長度的變化對燃燒室總壓損失和燃燒效率的影響較小，但對污染物的形成影響較大。從表中A組和B組工況的污染物排放量可見，CO的排放量隨葉片徑向槽軸向長度的減小而減少。這是因為當(dāng)葉片徑向槽軸向長度減小后，燃料在燃燒環(huán)內(nèi)向徑向槽的遷移量減少，在高旋流、高離心力的作用下其在燃燒環(huán)內(nèi)停留時間增加，燃燒更充分，導(dǎo)致CO的排放量減少。A組NOx的排放量幾乎不受葉片徑向槽軸向長度變化的影響，而B組NOx的排放量隨葉片徑向槽軸向長度的減小而增加。這是因為A組工況為富油燃燒，從溫度分布圖可知，燃燒環(huán)內(nèi)和葉間通道局部溫度都高達2000 K及以上且都分布較廣，當(dāng)溫度高于1900 K，NOx就會大量產(chǎn)生[16]，所以A組NOx的排放量都較大，葉片徑向槽軸向長度變化對NOx排放量的影響不明顯。而B組工況為貧油燃燒，僅燃燒環(huán)內(nèi)小部分區(qū)域溫度較高，葉間通道溫度較低，所以B組工況NOx的排放量都較少。但隨著葉片徑向槽軸向長度的減小，燃料在燃燒環(huán)內(nèi)高溫區(qū)的停留時間增加，因此B組NOx的排放量隨葉片徑向槽軸向長度的減小而增加。從表中可見，將在工況5下的各性能參數(shù)與文獻性能參數(shù)比較，其污染物排放量低、總壓損失小、燃燒效率高，結(jié)合圖8中的曲線分布，在工況5下的出口溫度品質(zhì)也較好，因此其燃燒性能總體上表現(xiàn)較好。

表3 性能參數(shù)對比

4 結(jié)論

（1）減小葉片徑向槽的軸向長度會導(dǎo)致燃燒環(huán)內(nèi)未完全燃燒的微小燃油顆粒和燃油蒸氣向徑向槽的遷移量減少，增加燃油顆粒和燃油蒸氣在燃燒環(huán)內(nèi)的駐留時間。

（2）葉片徑向槽軸向長度的變化對燃燒室的總壓損失、燃燒效率影響較小，對污染物排放量的影響較大。

（3）當(dāng)π=0.75、當(dāng)量比為0.81時，燃燒室的出口溫度品質(zhì)、污染物排放、燃燒效率等燃燒性能較好。

[1] Lewis G D,Shadowen J H,Thayer E B.Swirl in flow combustion[J].Journal of Energy,1977,1（4）：201-205.

[2] Zelina J,Shouse D T,Hancock R D.Ultra Compact Combustor for advanced gas turbine engines[R].ASME 2004-GT-53155.

[3] Zelina J,Ehret J,Hancock R D,et al.Ultra Compact Combustion technology using high swirl for enhanced burning rate[R].AIAA-2002-3725.

[4] Katta V R,Blunck D,Roquemore W M.Effect of centrifugal forces on flame stability in an Ultra Compact Combustor[R].AIAA-2013-1046.

[5] 莫妲，唐豪，李明，等.二次氣射流角對渦輪葉間燃燒室的影響研究[J].航空發(fā)動機，2012，38（5）：18-21.MO Da，TANG Hao，LI Ming，et al.Influence of secondary air injection angle on inter-blade turbine burner[J].Aeroengine，2012，38（5）：18-21.（in Chinese）

[6] 徐興亞，唐豪，鄭海飛.燃燒環(huán)長寬比對渦輪葉間燃燒室的影響[J].燃氣渦輪試驗與研究，2014，27（2）：6-9.XU Xingya，TANG Hao，ZHENG Haifei.Influence of length-width ratio of combustion ring on turbine intervane burner[J].Gas Turbine Experiment and Research，2014，27（2）：6-9.（in Chinese）

[7] Anisko J F,Anthenien R A,Zelina J.Numerical investigation of cavity-vane interactions within the Ultra Compact Combustor[R]. AIAA-2006-805.

[8] 李明，唐豪，莫妲，等.當(dāng)量比對渦輪葉間燃燒性能影響的數(shù)值模擬[J].燃燒科學(xué)與技術(shù)，2012，18（2）：161-168.LI Ming，TANG Hao，MO Da，et al.Numerical simulation of influence of equivalence ratio on turbine intervane burner[J].Journal of Combustion Science and Technology，2012，18（2）：161-168.（in Chinese）

[9] Armstrong J M.Effect of equivalence ratio and Gloading on insitu measurements of chemmiluminescence in an Ultra Compact Combustor[D].Ohio：Air Force Institute of Technology,2004.

[10] Anderson W S,Radtke J T,King P I,et al.Effects of main swirl direction on high-g combustion[R].AIAA-2008-4954.

[11] Quaale R J.Experimental results for a high swirl,Ultra Compact Combustor for gas turbine engines[D].Ohio：Air force Institute of Technology,2003.

[12] 駱廣琦，孟龍，劉琨.不同葉片徑向凹槽結(jié)構(gòu)的超緊湊型渦輪級間燃燒室數(shù)值模擬[J].空軍工程大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版)，2012，13（3）：6-10.LUO Guangqi，MENG Long，LIU Kun.Numerical investigation of inter stage turbine burner(ITB)with different radial vane cavity shapes[J].Journal of Air Force Engineering University(Natural Science Edition)，2012，13（3）：6-10.（in Chinese）

[13] Briones A M,Sekar B,Thornburg H,et al.Effect of vane notch and ramp design on the performance of a rectangular interturbine burner[R].AIAA-2010-581.

[14] Damele C J,Polanka M D,Wilson J D,et al.Characterizing thermal exit conditions for an Ultra Compact Combustor[R].AIAA-2014-0456.

[15] Greenwood R T.Numerical analysis and optization of the Ultra Compact Combustor[D].Ohio：Air Force Institute of Technology,2005.

[16] 林宇震，許全宏，劉高恩.燃氣輪機燃燒室[M].北京：國防工業(yè)出版社，2008：225-226.LIN Yuzhen，XU Quanhong，LIU Gaoen.Gas turbine combustor[M].Beijing：Beijing National Defense Industry Press，2008：225-226.（in Chinese）

Effects of Cavity Length of Turbine Radial Vane Cavity on Performance of Ultra-Compact Combustor

WANG Li-jun1,ZHOU Hui2,JIANG Jin-tao1
（College of Energy and Environment,Shenyang Aerospace University1,Shenyang 110136,China Faculty of Aerospace Engineering2）

To investigate the effects of axial length of turbine radial vane cavity(RVC)on the performance of Ultra-Compact Combustor(UCC),FLUENT was used to simulate the flow and combustion in the UCC for three different axial length of RVC under the condition of two equivalence ratios.Results show that with the reduction of axial length of RVC,the radial migration of unburnt micro fuel particles and gas to RVC is reduced,the residence time of fuel particles and gas is reversely increased in the circumferential cavity.The combustion performance of UCC is better when the ratio of axial length of RVC to that of the circumferential cavity is 0.75 and the equivalence ratio is 0.81.It has important reference value for the optimization design of UCC.

Ultra-Compact Combustor;turbine vane;radial vane cavity;combustion performance;numerical simulation;aeroengine

V 235.2

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.06.009

2016-05-05基金項目：航空科學(xué)基金（2013ZB54009）資助

王力軍（1963），男，副教授，研究方向為航空發(fā)動機燃燒室設(shè)計及分析；E-mail：wlj0803@163.com。

王力軍，周輝,江金濤.渦輪葉片徑向槽軸向長度對超緊湊燃燒室性能的影響[J].航空發(fā)動機，2016，42（6）：55-60.WANG Lijun,ZHOU Hui,JIANG Jintao.Effects of cavitylength of turbine radial vane cavity on performance of Ultra- Compact Combustor[J].Aeroengine,2016,42（6）：55-60.

（編輯：趙明菁）