燃烧室异形气膜孔冷却结构流动与换热特性研究

发布时间：2020-11-19 17:28

　　 随着现代航空燃气涡轮发动机性能的日益提高,高增压比、高涡轮进口温度、高推重比、高效率和低污染等是未来航空发动机发展的必然趋势,同时对燃烧室火焰筒壁的冷却提出了更高的要求。异形气膜孔是在圆柱孔的基础上逐渐发展的高效气膜冷却结构,为火焰筒壁面冷却技术提供了新的途径。本文针对火焰筒异形气膜孔冷却结构,开展了流动与换热特性的研究。研究基于Fluent软件进行,设计了三种类型的异形孔结构,主要包括前倾孔,扇形孔和簸箕孔,研究每种孔型结构的主要几何参数(前倾孔的前倾扩张角、扇形孔的展向扩张角和簸箕孔的扩张比例、孔倾角、前倾扩张角以及展向扩张角)对火焰筒流动与换热特性的影响。主要开展了以下两方面的研究:一、在相同的边界条件下,分析了典型周期面的温度分布、热侧壁面的温度分布、气膜孔内速度以及矢量分布、气膜孔内及出口附近的压力和流线分布和沿程平均冷却效率分布规律,进一步比较了不同几何参数对其流动与传热特性的影响,总结了冷却效率关于不同几何参数的关系式。研究表明,前倾扩张角越大,前倾孔的冷却效率越高;展向扩张角越大,扇形孔的冷却效率越大;与未扩张的圆柱孔相比,具有扩张的簸箕孔效率提高明显,同时半扩张的孔型与完全扩张孔的差别较小,孔倾角越小,冷却效率越高,前倾扩张角和展向扩张角在本文研究范围内对冷却效率的影响不大。二、基于数值模拟结果,对冷却效率公式进行了归纳总结,分析了主要的影响参数,编写了火焰筒异形气膜孔冷却结构的一维流动与换热程序,为火焰筒两侧的换热特性分布的预估提供了工具。
【学位单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2019
【中图分类】：V235.1
【部分图文】：

染等是未来航空发动机发展的必然趋势，同时对燃烧室火焰筒壁的冷却提出着设计参数的提高，压气机出口温度的升高导致冷却空气的冷却能力降低，，需要在满足油气比的要求下通过增加燃油量来提高燃烧室温度，使得燃烧平均温度相应增高。因此在冷却气体温度提高的情况下，如何在保证冷却效空气的用量，从而对燃烧室火焰筒壁面进行有效的热保护，开发先进的冷却为目前亟需解决的关键技术问题。室位于压气机和涡轮之间，主要作用是对来自压气机的气体与燃油合理安排从而产生高温高压的燃气，然后通过涡轮或喷管做功，使燃气的热能转化为室是航空发动机重要的部件之一，它的性能对发动机的可靠性、寿命和经济例如若燃烧室出口温度分布不均匀，则会导致其局部温度过高而引起第一级受损坏。燃烧室主要由扩压器、机匣、旋流器、喷嘴、帽罩以及火焰筒组成中，火焰筒壁面上面开有各种孔，其中主流孔和掺混孔用于实现油/气两相流同时主流与冷流在下游区域进行掺混，以此满足火焰筒出口温度分布的需要燃烧产生的燃气温度高达 2000K，火焰筒壁面的热负荷较大，所以必须采取延长火焰筒的寿命。

焰筒寿命采用的主要方法有：一是使用耐高温的材料新型的耐高温材料，但该材料应用到火焰筒上还需要的冷却结构来冷却火焰筒壁面，使火焰筒壁面得到有式主要有气膜冷却、冲击冷却和复合冷却等方式。燃气轮机最早开始使用的一种冷却技术，目前已成为却的原理如图 1.2 所示，温度较低的二次流体通过缝盖在火焰筒壁面从而隔离高温主流，继而对火焰筒的通道存在着压力差，压差将低温的冷却气体通过气膜主流的压力作用而向下游弯曲，形成冷却气膜贴着壁的热辐射，对壁面起到良好的热保护。沿着流动方向混，使得冷却气流的温度不断升高，冷却效果沿流向流来降低气膜温度。

图 1. 3 单圆喷口冲击射流流场结构一种非常高效的冷却方式，相比于单一冷却方式，存的冷却中有着重要的应用。目前航空发动机复合冷却进行组合的冷却结构，如集冲击冷却、对流冷却和气，基本原理为：冷却气体通过冲击孔与壁面进行冲击生偏转，与扰流柱进行对流换热，最后冷却气体经气附面层受到抽吸作用，使得冷气侧壁内的换热得到大热面积较大，通道内具有很高的换热系数。所以层板
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本文编号：2890261