燃燒室壁面鱗片型氣膜孔流動與冷卻機理分析

常國強，錢 鑫，葛源海，陸 川，徐 夏

（南京模擬技術研究所，南京210018）

0 引言

在現(xiàn)代高性能航空發(fā)動機中，燃燒室壁面溫度的不斷升高導致燃燒室性能降低以及壁面燒蝕等現(xiàn)象。針對燃燒室壁面的冷卻方式主要是燃燒室氣膜冷卻。氣膜冷卻技術在不斷的改進，由最初的圓柱形孔向非圓柱形孔演變[1]。Sen等[2]和Schmidt等[3]的研究表明復合傾斜的前傾擴張孔有利于冷卻效率提高。文獻[4-5]分別研究了扇形孔在端壁和導向葉片上較好的冷卻效果。文獻[6]則通過試驗研究了扇形孔幾何參數(shù)對冷卻效率和流量系數(shù)的影響。Haven等[7]的試驗測量結果表明擴張形孔結構減弱了射流在主流中的穿透，有效減弱了射流貼近壁面附近的對渦強度。

近年來，國內(nèi)學者對燃燒室氣膜冷卻技術進行了諸多研究，郝旭生[8]及李季等[9]基于某型燃燒室對多種冷卻方案進行了對比分析。張榮春[10]設計了2種駐渦燃燒室的發(fā)散冷卻結構,具有較高的絕熱冷卻效率。朱長青、董志銳等[11]用數(shù)值方法計算采用波紋環(huán)氣膜冷卻結構的燃燒室的壁溫分布和熱流分布。孫學衛(wèi)等[12]表明通過改變冷卻氣體的流量和燃燒室進氣方向，能有效降低發(fā)生燒蝕的可能性。任加萬等[13]提出，通過改善結構布局，合理分配縫隙冷氣流量，可以有效地提高燃燒室縫槽氣膜冷卻效果。張勃等[14]將多斜孔壁與平圓孔燃燒室的壁面換熱特性數(shù)值研究結果對比表明，采用多斜孔壁結構，壁面冷卻效果得到強化，平圓孔氣膜冷卻效率較差。方韌[15]、張婧宜等[16]研究表明，設置傾斜擋板能有效彌補氣膜孔孔前壁面冷卻不足的問題。

某型發(fā)動機燃燒室壁面鱗片型氣膜孔結合了扇形氣膜孔及傾斜擋板的技術優(yōu)勢，加強了燃燒室壁面的氣膜冷卻效果。本文采用數(shù)值模擬的方法，對鱗片型氣膜孔的氣膜冷卻特性及流動機理進行初步分析。并且將其應用在燃燒室上進行數(shù)值模擬，揭示鱗片型氣膜孔對燃燒室的應用價值。

1 物理模型及計算方法

1.1 物理模型

平板模型（如圖1所示）有利于對氣膜流動結構及溫度場的分析。該模型的結構簡化來自某型發(fā)動機燃燒室結構，設定主流域和冷氣域。鱗片孔結構及平圓孔結構如圖2所示，由于鱗片孔、鱗片板于孔內(nèi)連接，因此鱗片孔為帶鱗片擋板的扇形孔，h為鱗片孔深度。

將2種孔型應用到某型發(fā)動機燃燒室上，由于燃燒室在周向具有周期性，為了節(jié)省計算資源，燃燒室模型采用1/8扇形段。帶有鱗片孔模型的燃燒室如圖3所示，從圖中可見，燃燒室內(nèi)外環(huán)及前部壁面都均布多排鱗片孔；內(nèi)外環(huán)只有2排平圓孔，第1排為主燃孔，第2排為摻混孔?；谕瑯拥娜紵医Y構，使用平圓孔（如圖4所示）代替鱗片孔，保證相同進氣面積和流量的燃燒室模型，簡稱平圓孔燃燒室。

1.2 網(wǎng)格劃分及湍流模型

平板模型：將X方向上截面設置成平移周期面。流體域全局網(wǎng)格如圖5所示。

燃燒室模型：取全環(huán)燃燒室的1/8作為燃燒室模型，將環(huán)向設置為旋轉周期面。流體域全局網(wǎng)格如圖6所示。

2種數(shù)值模擬方法均采用Realizable k-e湍流模型和增強壁面函數(shù)處理，模型采用3維非結構四面體網(wǎng)格，在燃燒室內(nèi)壁面對網(wǎng)格進行加密，為使內(nèi)壁面y+在1左右，近壁面區(qū)域設置20層邊界層網(wǎng)格。分別對平板模型及燃燒室模型進行網(wǎng)格無關性驗證，計算結果誤差在0.5%以內(nèi)。最終平板模型采用50 W網(wǎng)格，燃燒室模型采用120 W網(wǎng)格。采用Ansys Fluent 15.0求解器，求解方法為壓力校正算法SIMPLE方法。各參數(shù)的離散格式均采用2階迎風格式。收斂標準為相對殘差小于1E-6。

1.3 邊界條件

邊界條件以真實燃燒室工作環(huán)境為基準，在分割面給定周期性邊界條件，其他壁面給定無滑移壁面邊界條件。主流和冷氣進口為流量進口，設定流量以保證平板模型氣膜孔吹風比、主流流速與燃燒室一致，M=0.5時，其出口為壓力出口，出口壓力與燃燒室出口壓力一致。平板模型溫度邊界條件也與燃燒室熱態(tài)場壁面附近溫度場保持一致。具體邊界條件設置分別見表 1、2。

表1 平板模型邊界條件

表2 燃燒室模型邊界條件

1.4 參數(shù)定義

冷卻效率是表征氣膜孔冷卻特性的重要參數(shù)，定義為

式中：Tg、Tc、Taw分別為主流溫度、二次流溫度、絕熱壁溫。在氣膜冷卻條件下，絕熱壁溫Taw在數(shù)值上等于壁面絕熱時主流、二次流按某種比例混合的混氣在壁面處的恢復溫度，即當壁面除了氣膜冷卻沒有任何其他冷卻措施時，壁面所能達到的實際溫度。

燃燒效率是表征燃燒室性能的重要參數(shù)，定義為

式中：Tt1為出口平均總溫；Tt2為進口平均總溫；Tcr為理論溫升。

總壓恢復系數(shù)為式中：Pt2為出口平均總壓；Pt1為進口平均總壓。

2 結果分析

2.1 2種氣膜冷卻孔流動與冷卻機理分析

采用平板模型對2種孔型氣膜冷卻流動與冷卻機理進行分析，鱗片型氣膜孔簡稱鱗片孔。鱗片孔和平圓孔主流截面的靜溫對比云圖如圖7所示，從圖中可見，鱗片孔在主流通道內(nèi)的氣膜厚度較大，沿著流通通道往下游區(qū)域，氣膜長度也優(yōu)于平圓孔。由于鱗片孔出口的鱗片結構將氣膜孔射流很好地保護在了壁面附近，降低了氣膜孔射流的法向動量，使得氣膜受主流的摻混影響較弱。

壁面氣膜冷卻效率是表征氣膜冷卻孔對主流壁面氣膜冷卻效果的重要參數(shù)。2種氣膜孔主流壁面的氣膜冷卻效率對比如圖8所示，從圖中可見，對于平圓孔，氣膜覆蓋效果較好的區(qū)域在X/D=0～5，氣膜展向覆蓋也是在Y/D=-0.6～0.6區(qū)域內(nèi)，氣膜冷卻效率較低；而鱗片孔的氣膜在X/D=0～10，Y/D=-1～1區(qū)域內(nèi)氣膜覆蓋區(qū)域大，氣膜冷卻效率較高。相比于平圓孔，鱗片孔氣膜有較好的展向覆蓋效果及較好的氣膜覆蓋長度，表現(xiàn)出了較高的壁面氣膜冷卻效率。

主流壁面附近的外卷對渦、壁面的氣膜摻混強度及流動對氣膜黏附性，狀態(tài)都有較大的影響，外卷對渦是氣膜孔射流與主流在氣膜孔出口相互摻混形成的對稱向外的流動結構，外卷對渦將氣膜抬升，加強主流與氣膜孔射流的摻混作用，降低氣膜孔射流對壁面的覆蓋效果，降低了壁面氣膜冷卻效率。

平圓孔主流截面溫度云圖及流線圖如圖9所示，從圖中可見，通過對主流截面的流動結構進行對比分析，闡述平圓孔冷卻效率較低的原因。對于吹風比為M=0.5情況下的平圓孔而言，氣膜孔射流法向動量較低，在氣膜孔下游X/D=0.5及X/D=0.8位置外卷對渦貼近壁面；在X/D=1.6位置，由于主流和氣膜孔射流的摻混逐漸增強，外卷對渦開始增強，導致氣膜開始變窄并且脫離壁面，不利于氣膜覆蓋。

鱗片孔主流截面溫度云圖及流線圖如圖10所示，從圖中可見，通過對主流截面的流動結構進行對比分析，闡述了鱗片孔氣膜冷卻效率較高的原因。對于鱗片孔而言，氣膜孔射流在氣膜孔出口X/D=0.5、X/D=0.8及X/D=1.6位置氣膜孔射流展向寬度較大，未出現(xiàn)外卷對渦，氣膜孔射流貼近壁面。由于鱗片孔鱗片結構限定了氣膜孔射流的流動方向，降低了氣膜孔射流的法向動量，同時減弱了主流對氣膜孔射流的外卷作用，降低了主流與氣膜孔射流的摻混作用。

氣膜孔出口截面的展向速度云圖如圖11所示，從圖中可見，平圓孔氣膜孔出口射流存在展向速度的區(qū)域只存Y/D=-0.5～0.5之間，氣膜孔射流的展向速度是主流對氣膜孔射流的外卷作用產(chǎn)生的。從圖11（b）中可見，鱗片孔射流的展向速度較高的區(qū)域在Y/D=-1～1之間，這也是展向覆蓋較好效果的原因。

2.2 應用2種氣膜冷卻孔的燃燒室特性對比

將這2種氣膜孔應用在同1個燃燒室模型上進行驗證，通過熱態(tài)溫度場及速度場的分析來揭示鱗片孔對燃燒室壁面冷卻效果的影響以及對燃燒特性的影響。

應用平圓孔的燃燒室外環(huán)內(nèi)壁面靜溫場分布如圖12所示。從圖中可見，平圓孔氣膜只存在與氣膜孔孔后0.5D的位置，氣膜覆蓋效果較差，平圓孔燃燒室壁面溫度較高，燃燒室外環(huán)壁面第3～6排壁面之間壁面溫度處于2400 K左右，即使考慮導熱的影響，也會超出大多數(shù)航空材料的耐溫極限，極容易燒蝕，大大縮短了發(fā)動機的工作周期；燃燒室內(nèi)環(huán)壁面在第1～3排氣膜孔區(qū)域內(nèi)也出現(xiàn)了類似的高溫區(qū)，只有第4～6排氣膜孔表現(xiàn)出了稍好的氣膜覆蓋特性，平圓孔對燃燒室較低的氣膜冷卻效果在較多的燃燒室試驗結果中都存在著。

鱗片孔的燃燒室內(nèi)外環(huán)壁面靜溫場分布如圖13所示，與平圓孔燃燒室相比較，鱗片孔氣膜對壁面的覆蓋效果較好，鱗片孔燃燒室壁面溫度較低。尤其是外環(huán)第4～6排氣膜孔區(qū)域，由于較好的展向覆蓋特性，氣膜孔射流在壁面展向位置相互重疊，使得氣膜孔位置壁面溫度極低，趨于冷氣溫度，主流燃氣對壁面的強化換熱效果較差。

2種氣膜孔在燃燒室壁面的氣膜冷卻效果分別如圖12、13所示。燃燒室至關重要的參數(shù)OTDF，表征燃燒室出口溫度的均勻性，影響渦輪的工作性能。2種孔型燃燒室出口的溫度場分布分別如圖14、15所示，從圖中可見，應用鱗片孔的燃燒室出口溫度較低、高溫區(qū)較小，這是因為鱗片結構很好地保證了冷氣的冷卻和摻混效果，更少部分的冷氣參與燃燒，更多部分的參與到對壁面的熱防護中，使得燃燒室出口溫度場更加均勻。

為了更好地對應用2種氣膜孔的燃燒室壁面氣膜冷卻效果較大的差別做出解釋，平圓孔、鱗片孔燃燒室主燃區(qū)中截面靜溫云圖分別如圖16、18所示，對主燃區(qū)中截面溫度場進行分析。平圓孔、鱗片孔燃燒室主燃區(qū)中截面速度云圖分別圖17、19所示，對主燃區(qū)中截面速度場進行分析。以外環(huán)壁面第3、6排氣膜孔為例，分別在圖17、19中以圓圈標出，從圖17中可見，平圓孔氣膜沿著與壁面接近垂直的方向進入燃燒室，氣膜在壁面無貼附，很大的一部分參與到燃燒或者與高溫氣體的混合。從圖19中可見，對于應用鱗片孔的燃燒室，鱗片孔的外凸鱗片很好地保護了氣膜，保證了氣膜對下游壁面的覆蓋效果，保證了氣膜對壁面附近高溫燃氣的摻混和較好的氣膜冷卻效果。除此以外，內(nèi)環(huán)后排氣膜孔呈現(xiàn)出一樣的現(xiàn)象，應用鱗片孔的燃燒室內(nèi)環(huán)壁面附近溫度較低，在圖15中可以得到驗證。

2種燃燒室的燃燒特性的對比結果分別見表3、4。其燃燒室燃燒效率和總壓恢復系數(shù)相差不大，由于平圓孔燃燒室氣膜孔不起冷卻作用，冷氣流入燃燒室參與燃燒，燃燒效率偏高，同時鱗片孔燃燒室總壓恢復系數(shù)偏高。與以上分析一致的是平圓孔燃燒室的OTDF值較高，對渦輪的工作性能影響較大；而鱗片孔燃燒室由于出口附近氣膜孔對壁面附近熱流有較好的冷卻及摻混效果，導致出口溫度分布較均勻。

表3 平圓孔燃燒室燃燒特性

表4 鱗片孔燃燒室燃燒特性

3 結論

（1）鱗片型氣膜孔的鱗片結構能有效消除外卷對渦的影響，增強氣膜孔射流的展向動量，對氣膜有較好的保護作用，具有較好的氣膜冷卻效率和氣膜展向覆蓋特性。

（2）應用鱗片氣膜冷卻孔的燃燒室壁面氣膜冷卻效果更優(yōu)于普通平圓孔的燃燒室，對壁面具有更好的熱防護效果。應用鱗片氣膜冷卻孔的燃燒室出口OTDF較低，燃燒室出口溫度均勻。

（3）鱗片型氣膜孔固有的結構能有效降低冷氣流量、提升冷卻性能，這種結構對高性能燃燒室的設計有較好的應用價值。

[1]Goldstein R J,Eckert E R G.Effects of hole geometry and density on three-dimensional film cooling[J].International Journal of Heat Mass Transfer,1974,17（2）:595-607.

[2]Sen B,Schmidt D L,Bogard D G.Film cooling with compound angle holes:heat transfer[J].ASME Journal of Turbo Machinery,1996,118:800-806.

[3]Schmidt D L,Sen B,Bogard D G.Film cooling with compound angle holes:adiabatic effectiveness[J].ASME Journal of Turbo Machinery,1996,118:807-813.

[4]Giovanna B,Giuseppe B,Giuseppe F.Fan-shaped hole effects on the aerothermal performance of a film-cooled end wall[J].Journal of Turbo Machinery,2006,128（1）:43-52.

[5]Colban W,Gratt on A,Thole K A.Heat transfer and film-cooling measurements on a stat or vane with fan shaped cooling holes[J].Journal of Turbo Machinery,2006,128（1）:53-61.

[6]Michael G,Will C,Heinz S.Effect of hole geometry on the thermal performance of fan-shaped film cooling holes[J].Journal of Turbo Machinery,2005,127（4）:718-725.

[7]Haven B A.Yamagata D K,Kurosaka M,et al.Anti-kidney pair of vortices in shaped holes and their influence on film cooling effectiveness[R].ASME 97-GT-45.

[8]郝旭生.回流燃燒室復合冷卻結構冷卻特性研究[D].南京：南京航空航天大學,2012.HAO Xunsheng.Investigation on cooling characteristics of compound cooling configurations of reverse-flow combustion chamber[D].Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2012.（in Chinese）

[9]李季.基于某型燃燒室多種冷卻方案對比分析[D].南京:南京航空航天大學,2016.LI Ji.Analysis of various cooling schemes on a combustion chamber[D].Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2016.（in Chinese）

[10]張榮春,樊未軍,宋雙文,等.駐渦燃燒室發(fā)散冷卻方案試驗[J].航空動力學報,2011,26（12）:2667-2675.（in Chinese）ZHANG Rongchun,FAN Weijun,SONG Shuangwen,et al.Experimental investigation on transpiration cooling of trapped vortex combustor[J].Journal of Aerospace Power,2011,26（12）:2667-2675.（in Chinese）

[11]朱長青,董志銳.波紋環(huán)氣膜冷卻結構燃燒室壁溫計算[J].西北工業(yè)大學學報,1988（1）:59-67.ZHU Changqin,DONG Zhirui.Calculation of wall temperature of chambers with wiggle strip combustion film-cooled construction[J].Journal of Northwestern Polytechnical University,1988（1）:59-67.（in Chinese）

[12]孫學衛(wèi),朱克勤,信偉，等.采用氣膜冷卻的燃燒室流場數(shù)值研究[J].清華大學學報:自然科學版,2008,48（8）:1347-1350.SUN Xuewei,ZHU Keqin,XIN Wei,et al.Numerical study of the flow field inside a combustion chamber with gas film cooling[J].Journal of Tsinghua University:Science and Technology,2008,48（8）:1347-1350.（in Chinese）

[13]任加萬,譚永華.燃燒室縫槽氣膜冷卻方案研究 [J].火箭推進,2007,33（6）:28-33.REN Jiawan,TAN Yonghua.Investigation on the structure scheme of slot air film cooling combustion chamber[J].Journal of Rocket Propulsion,2007,33（6）:28-33.（in Chinese）

[14]張勃,吉洪湖,楊芳芳，等.多斜孔壁與機加環(huán)氣膜冷卻燃燒室的壁面換熱特性數(shù)值研究[J].航空動力學報,2012,27（4）:832-836.ZHANGBo,JI Honghu,YANG Fangfang,et al.Numerical investigation of heat transfer characteristics of effusion cooling and machinery film cooling combustors[J].Journal of Aerospace Power,2012,27（4）:832-836.（in Chinese）

[15]方韌,林宇震.燃燒室多斜孔壁流量系數(shù)研究 [J].航空動力學報,1998（1）:61-64.FANG Ren,LIN Yuzhen.Discharge coefficients of inclined multi-hole wall cooling in a combustor.Journal of Aerospace Power,1998（1）:61-64.（in Chinese）

[16]張婧宜.火焰筒多斜孔壁氣膜冷卻的數(shù)值模擬[D].武漢：華中科技大學,2015.ZHANG Jingyi Numerical simulations of membrane film cooling in flame multiple holes[D].Wuhan:Huazhong University of Science and Technology,2015.（in Chinese）