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清华大学学报 (自然科学版) ２０２１ 年 第 ６１ 卷 第 １０ 期
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６１, No．
１０
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１２１２
Ｇ
１２２０
微型涡喷发动机燃烧室优化设计
李东杰１ , 周伯豪１ , 梁
骞２ , 兰旭东１
(
１．清华大学 航天航空学院,航空发动机研究中心,北京 １０００８４;２．北京航天长征飞行器研究所,北京 １０００７６)
摘
要:由于供油方式和来流条件不同,现有微型涡喷发动
机燃烧室直接参 照 大 型 航 空 发 动 机 燃 烧 室 设 计,存 在 明 显
“尺度效应”,导致微型涡喷发动机燃烧室性能较差,主要表
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现为燃烧室壁面 温 度 过 高、燃 烧 稳 定 性 差 和 出 口 温 度 分 布
均匀性差.该文采 用 ANSYS 和 CFX 数 值 模 拟 分 析 了 现 有
某型号微型 涡 喷 发 动 机 燃 烧 室 内 的 空 气 流 动 和 燃 烧 过 程,
并通过冷态 实 验 验 证 了 数 值 模 拟 的 有 效 性;提 出 “气 涡 裹
液”设计理念,设计的燃烧 室 构 型 的 数 值 仿 真 结 果 表 明:出
口温度分布系数从传统的 ０．
５４ 降低到 ０．
１５,所设计的燃 烧
室构型改善了燃 烧 室 和 涡 轮 的 工 作 环 境,提 高 了 发 动 机 的
热效率和推力.
关键词:涡喷发动机;数值模拟;燃烧室;优化设计
中图分类号:V２３５．
１１
文章编号:１０００
Ｇ
００５４(
２０２１)
１０
Ｇ
１２１２
Ｇ
０９
文献标志码:A
DOI:１０．
１６５１１/
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２０２０．
２２．
０３４
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推力在 １００N 量 级 的 微 型 涡 喷 发 动 机 (mi
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ne,MTE)燃 烧 室 内 一 般 采 用 蒸 发 管
j
式供油 [１].此类 MTE 燃 烧 室 大 多 直 接 参 照 大 型 航
空发动机燃烧室设计,划 分 为 主 燃 区、补 燃 区 和 掺
混区;为实现这 ３ 个 分 区,通 常 在 火 焰 筒 壁 上 按 照
一定规律开设多 个 孔,如 图 １ 所 示 [２].这 种 设 计 有
利于大型航空涡轮发动机燃烧室内的组织燃烧.然
而,由于 MTE 燃烧室尺寸非常有限,直接照搬大型
航空发动机燃烧室设计会导致诸多问题,比 如 燃 烧
室内燃烧不稳定、不均匀,壁面温度高以及出口温度
分布不均匀等,表现出强烈的“尺度效应”.壁面温度
高会使火焰筒壁发生翘曲,从而降低燃烧室寿命;出
口温度分布不均匀则会降低涡轮寿命.发 动 机 供 货
商提供的实测数据及笔者所在课题组的研究结果表
明,大部分 MTE 最先出问题的部件就是涡轮.
国内外针对 MTE 燃烧室进行了大量的实验和
２．Be
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图 １ (网络版彩图)某型 MTE 燃烧室实物图 [２]
收稿日期:２０２０
Ｇ
０７
Ｇ
２７
作者简介:李东杰(
１９９４—),男,博士研究生.
通信作者:兰旭东,副研究员,E
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李东杰,等:
１２１３
微型涡喷发动机燃烧室优化设计
数值模拟 研 究.Badami等 [３]利 用 数 值 模 拟 研 究 了
[ ]
不同燃料 对 MTE 排 放 水 平 的 影 响;Gi
e
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s 等 ４５
利用实验和数值模拟方法研究了燃烧室掺混孔位置
和大 小 等 因 素 对 燃 烧 室 性 能 的 影 响;郭 渊 等 [６]对
MTE 蒸发管式燃 烧 室 进 行 了 数 值 模 拟 研 究.尽 管
已经有大量针对 MTE 燃烧室的实验和数值 模 拟 研
究,但至今 MTE 燃烧 室 内 的 流 动 特 性 和 规 律 仍 未
探明,燃烧室掺混孔的开孔方式尚无很好的理论支
撑.因此,研究 适 合 MTE 的 燃 烧 室 构 型,设 计 燃
烧稳定、可控的火焰 筒 壁 开 孔 形 式 至 关 重 要.本 文
以某型号 MTE 燃烧 室 为 原 型,通 过 理 论 分 析 和 数
值模拟相结合的方法,基于“气涡裹液”设计理念对
MTE 燃烧室进行了优化设计.
１ 某型 MTE 燃烧室数值分析
图 ２ (网络版彩图)某型 MTE 燃烧室
１．
１ 建模及边界设定
三维几何模型及网格划分
本文采用 ANSYS 和 CFX 软件,建立 MTE 燃
烧室三维模型(如图 ２ 所示),并数值模拟其内部流
场.为 了 生 成 高 质 量 网 格,先 采 用 Boo
l
e运 算 求 解
出计算流域,再将该流域导入 ANSYS 和 CFX 中,
使其自动生 成 高 品 质 非 结 构 四 面 体 网 格 [７].同 时,
为了计算 便 利,选 取 甲 烷 和 空 气 混 合 物 为 反 应 材
料.由于所研究的燃 烧 室 内 气 体 流 动 速 度 小 于 ０．
３
Ma,Re 在 １０６ ~１０７ 之 间,且 压 力 梯 度 较 小,因 此
[]
选用两方程模型中的标准k
Ｇ
ε 模型 ８ .
燃烧室内存在湍流和燃烧的相互作用,非常复
杂,本文选择涡耗散 模 型 作 为 湍 流 燃 烧 模 型.该 模
型假设涡 团 尺 寸 较 小 的 流 动 中 燃 烧 反 应 的 速 率 较
快,其表达式为
Am０ ,Bmp
ε
Rf ＝－ρ mi
n Amf,
． (
１)
S １＋S
k
其中:Rf 为燃料的反 应 速 率;ρ 为 混 合 气 体 的 平 均
[
]
密度;m０ 、mf和mp分别是氧化剂、燃料以及燃烧反
应产物的平均质量;A 和 B 均为经验参数,通常取
A＝４,B＝０．
５;S 为燃烧反应的化学当量比.
由于燃烧室内温 度 很 高,辐 射 换 热 显 著,本 文
选取了 适 用 于 光 学 深 度 在 １~３ 之 间 的 P
Ｇ
１模型作
为热辐射模型,其表达式为 [９]
Ñ􀅰qrad ＝
∑k
i
am
(４πBi －Gi ) ．
(
２)
其中:qrad 为 热 辐 射 强 度,kam 为 吸 收 系 数,Bi 为 辐
射对应波段i 下 的 P
l
anck 函 数,Gi 为 各 个 波 段 对
应的入射辐射强度.
此外,燃烧室壁面 采 用 等 壁 温 条 件,温 度 恒 定
为 ９５０K[１０],入口压强为 ２４２kPa,出口空气流量为
０．
２３kg/s.
１．
２ 数值结果分析
对图 ２ 所示的某型号 MTE 燃烧室 首 先 分 别 选
取 ４００ 万个、６００ 万个和 ８００ 万个 ３ 种数量的 网 格
进行网格无关性检验后发现,采用 ４００ 万个网格既
可以保证精度又能兼 顾 计 算 成 本,如 表 １ 所 示.因
此,本文选用网格数为 ４００ 万个.
表 １ 网格无关性定量验证
网格数/万个 出口总压/kPa
４００
２２８
８００
２２８
６００
最高流速/(
m􀅰s－１ )
２２８
９８
９９
１００
图 ３ 所 示 为 过 蒸 发 管 中 心 截 面 的 流 线 图.可
见,该燃烧室内的流动 大 致 分 为 ３ 个 回 流 区,其 中
靠下的 ２ 个回流区主要起到稳定火焰的作用.由于
蒸发管与火焰筒外壁间隙较大,导致在该间隙中存
在明显的流动,会将高温燃气或者火焰带到火焰筒
外壁,进而导致火焰筒壁的破坏.
沿燃烧室轴向,在 不 同 位 置 截 取 截 面,可 以 发
现燃烧中心在主燃区和补燃区的位置不同,存在燃
烧中心转移的 现 象,使 燃 烧 室 内 空 间 利 用 率 下 降,
并使燃烧稳定性降低.
图 ４ 所示为 蒸 发 管 出 口 处 截 面 流 线 图.可 见,
回流区主要集中在火焰筒外壁附近,直接接触蒸发
管和 外 筒 壁.不 过,由 于 燃 料 刚 进 入 燃 烧 室,存 在
滞燃期,此时燃烧刚 刚 开 始,这 个 区 域 的 温 度 尚 不
太高.此 外,从 图 ４ 可 以 看 到,该 截 面 上 的 小 回 流
区之间存 在 非 常 明 显 的 挤 压,引 起 火 焰 位 置 的 波
动,导致无法获得稳定的燃烧区.
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２０２１,
６１(
１０)
图 ３ (网络版彩图)过蒸发管中心截面的流线图
图 ４ (网络版彩图)蒸发管出口处截面流线图
图 ５ 给出了主燃区形成的回流区在进入补燃区
(
５５mm 处)时受到内外筒射流的作用,强制回流区
稳定在内筒壁面附近.然 而,由 于 主 燃 区 和 补 燃 区
之间的转换太快,且 该 区 域 产 生 的 小 旋 涡 太 多,而
极易引起燃烧的波动,从而造成燃烧室工作状态不
稳定.
掺混区的作用主要是将高温燃气和相对低温空
气掺混,从而调节燃 烧 室 出 口 温 度 及 温 度 分 布.然
而,从图６ 可知,由于内筒最后一排孔设计不合理,
使得补燃区的回流区没有很好地实现冷热气流的良
好掺混,反而导致火 焰 延 伸 到 掺 混 区,极 易 损 伤 涡
轮叶片;同时,不合理 的 设 计 使 得 补 燃 区 的 高 温 气
流太靠近壁面,影响 了 火 焰 筒 寿 命.这 一 问 题 在 热
态计算时也得到证实.
从图 ７ 所示的温度分布可以看到,多处壁面温
度很接近最高温度,高 温 烧 灼 火 焰 筒 壁,不 利 于 燃
烧室的稳定可靠工作.
衡量燃烧室性能的指标之一是出口温度分布系
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OTDF 用来描 述 燃 烧 室 出 口 温 度 分 布 的 不 均 匀 程
度,该 系 数 的 值 越 高,说 明 出 口 温 度 分 布 越 不 均
匀,燃烧室性能越差
.
[
１１]
图 ５ (网络版彩图)主燃区形成的回流区
进入补燃区的转变
OTDF ＝
TtoutＧmax －Ttout
．
Ttout －T２t
(
３)
其中:TtoutＧmax是燃烧室出口处最 大 总 温,K;Ttout是
燃烧室出口处平均总温,K;T２t是燃烧室入口处平均
总温,K.
根据计算结果,燃烧室出口处最高总温为 １３７０
K,平均总温为 １０２８K,压气机出口处总温为４００K,
得到燃烧 室 的 OTDF＝０．
５４,其 温 度 分 布 如 图 ８ 所
示.这一结果 与 现 有 认 知 一 致,即 MTE 燃 烧 室 的
[
]
OTDF 值大约在 ０．
５ 以上 １２１３ .计算得出燃烧室出
口处的平均总压 为 ２２４．
８kPa,从 而 可 求 得 总 压 恢
复系数为 ０．
９３.
李东杰,等:
１２１５
微型涡喷发动机燃烧室优化设计
图 ８ (网络版彩图)燃烧室出口处温度分布
２ 对数值研究的实验验证
２．
１ 燃烧室的实验模型
微型涡喷发动机的燃烧室尺寸小,影响其内部
流动的因素多,直接 进 行 内 部 观 测 难 度 很 大,通 常
采用有机玻璃仿制出实验模型进行外部观测.有机
玻璃硬度和透明度 非 常 适 合 观 测 燃 烧 室 内 部 流 动,
因此本文选择有机玻璃管材和板材制作燃烧室实验
模型.由于无法直接采购到１mm 厚有机玻璃板材,
图 ６ (网络版彩图)掺混区的流动分布
最终选购了市面上 最 薄 的 ３mm 有 机 玻 璃 板,而 板
材厚度不同可能会造成流动失真.
加工的燃烧室实验模型各部件及整体结构分别
如图 ９ 和 １０ 所示.
图 ９ 燃烧室实验模型部件
图 １０ 燃烧室模型整体结构
２．
２ 燃烧室内部流动显示
燃烧室内部流动 复 杂、湍 流 度 高,是 燃 油 液 滴
图 ７ (网络版彩图)燃烧室的温度分布
破碎、雾 化、掺 混、燃 烧 的 前 提,实 现 燃 烧 室 内 流
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１０)
洞迹线显示法.水洞迹线显示法是将实验装置置于
２．
３ 压强测量与数值计算的对比验证
为了验证数值计算结果的可靠性,本文进行了
水洞中,利 用 水 黏 性 较 大 的 特 点 替 代 空 气 作 为 介
压强测量实验,并与数值计算结果进行对比.
场显示难度较大.本文采用目前内流显示常用的水
质,显 示 剂 置 于 水 中 不 易 发 散,显 示 效 果 较 好.本
实验采用的显示剂是红墨水.
在实验中能够观察到在压气机和燃烧室顶部之
间存在较大回流区,这 一 点 和 计 算 结 果 相 吻 合,如
图 １１ 所示.图 １２ 给出的流经蒸发管的水流状态表
明,在压气机和 燃 烧 室 顶 部 之 间 存 在 较 大 回 流 区,
与前述冷态计算结果相吻合.
图１
１ (网络版彩图)水洞迹线显示实验现场及压气机的回流区
压强测量点位于燃烧室模型整流段和燃烧室中
段的外壳上,共 ２ 个 平 面,每 个 平 面 沿 圆 周 方 向 布
置 ４ 个测量点,共计 ８ 个 测 量 点,用 于 测 量 当 地 气
流静压.测量设备 为 压 强 传 感 器,量 程 ２０kPa,精
度 ０．
５％ ,２４V 直 流 供 电.测 量 时,用 塑 料 管 将 测
量点和压强传感器连接,并用胶水密封以减少不必
要的测量误差.图 １４ 所示为实验用供气管道.
图 １４ (网络版彩图)实验用供气管道
实验使用摄像设备对压强传感器和流量计同时
摄像,记录实时压强 和 流 量.考 虑 到 供 气 管 道 中 几
乎没有压强损失,故用整流段的压强值代替流量计
附近的气流压 强,同 时 取 温 度 为 ３００K.实 验 开 始
时,２ 个传 感 器 的 示 数 分 别 为 ４５Pa 和 －３５Pa.压
强测试实验台如图 １５ 所示.
图１２ (网络版彩图)流经蒸发管的水流状况
图 １３ 给 出 的 流 经 燃 烧 室 外 筒 掺 混 孔 进 入 燃 烧
室的水流走势与冷态计算结果也符合较好.
图 １５ (网络版彩图)压强测量实验台
最终 得 到 ２ 个 平 面 处 不 同 流 量 下 的 平 均 静 压,
如表 ２ 所示.
表 ２ 不同流量下 ２ 个平面的平均静压
图 １３ (网络版彩图)流经掺混孔的水流走势
位置 １
体积流量/ 质量流量/
静压/ 相对误
３
－１
－１
(
m 􀅰h ) (
kg􀅰s )
kPa 差 １/％
３３０
０．
１１１８ ５．
１６
１０．
５
３００
０．
１０１０ ４．
４６
５．
４
２６０
０．
０８７０ ３．
７５
６．
４
２３０
０．
０７６５ ３．
１１
１２．
２
１９０
０．
０６２５ ２．
０２
９．
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位置 ２
静压/ 相对误
kPa 差 ２/％
５．
６３ １１．
４
４．
８５
５．
２
４．
０１
４．
２
３．
２６
８．
９
２．
１２
７．
５
李东杰,等:
１２１７
微型涡喷发动机燃烧室优化设计
从测量的结果看,误差主要集中在５％~１０％ ,
可认为压强测量结果验证了数值分析的正确性.误
差来源主要有以下几个方面:
１)实验模型误差.由于模型是手工粘接,容易
造成几何尺寸偏差,可能会引起实测误差.
２)涡 街 流 量 计 测 量 误 差.涡 街 流 量 计 测 量 原
理是通过卡门涡街涡脱落频率实现的,而频率的测
量依靠探针振动,探针振动极有可能受到多个外界
“气涡裹液”燃烧室构型的三维几何模型
图１
６ (网络版彩图)
因素干扰而产生误差;同 时,涡 脱 落 频 率 又 受 到 前
４ 基于“气 涡 裹 液” 设 计 的 燃 烧 室 计 算 结 果
分析
方来流影响.因此,涡 街 流 量 计 要 求 的 实 验 时 间 较
长,然后取平均值才 能 得 到 较 准 确 的 结 果.本 实 验
下面数值研究了基于“气涡裹液”设计理念设计
气源是 ４ 个压缩气瓶,能够维持气流稳定的时长较
的燃烧室 内 冷 态 和 热 态 流 场 情 况,结 果 表 明 基 于
误差的主要来源.
“气涡裹液”设计理念设计的燃烧室构型与理论预期
短.由此可判断,涡街 流 量 计 的 误 差 应 该 是 本 实 验
３)简化测量产生的误差.除仪器本身误差外,
本实验没有配备温度传感器,因此未考虑温度的影
响.事实上,压缩气瓶供气时,由于压强瞬间降低,
供气管道的初始部分温度较低,这也有可能造成测
结果完全吻合.
由图 １７ 可以 看 出,燃 烧 室 内 的 流 动 发 生 明 显
改变,燃烧区内轴向 流 动 速 度 很 小,主 燃 区 气 体 流
速均在 １０m/s以下,利于燃烧.
量误差.
综上,在有限的实 验 条 件 下,通 过 实 测 结 果 和
误差分析 可 知,实 验 研 究 和 数 值 计 算 结 果 吻 合 较
好,从而证明本文的 数 值 计 算 结 果 可 信,可 用 于 指
导 MTE 燃烧室设计.
３ 基于“气涡裹液”设计理念的 MTE 燃烧室
基 于 上 述 分 析,改 进 现 有 MTE 燃 烧 室 的 设
计,主要体现在以下几点:
１)为提高燃 烧 室 的 空 间 利 用 率 和 燃 烧 的 稳 定
性,取消主燃区和补 燃 区 的 划 分,代 之 以 一 个 较 大
的主燃区;
２)尽 可 能 使 蒸 发 管 靠 近 外 筒 壁,防 止 蒸 发 管
和外筒壁面之间出现高温区,甚至是火焰区;
３)在 外 筒 壁 面 上 开 一 排 正 对 蒸 发 管 的 小 孔,
气流从小孔进入燃烧室受到蒸发管阻碍,形成沿壁
面流动的气流,从而对外筒壁面进行冷却保护;
４)在 内 筒 壁 上 开 孔 引 入 气 流,稳 定 蒸 发 管 气
流形成的漩涡,蒸发管型的气液流量具有较强的动
量和旋流强度,为提高燃烧室的空间利用率和加速
油气掺混、促进稳定燃烧,应尽量保留这种涡流.
按照上述原则,本文基于“气涡裹液”设计理念
重新设计了 MTE 燃烧室并建立三维模型,如图 １６
所示,数值模拟过程同前.
图 １７ (网络版彩图)“气涡裹液”燃烧室构型内的流线图
从图 １８ 和 １９ 显示的计算结果看,“气涡裹液”
燃烧室构型的流场更加稳定,旋流中心始终固定在
同一 位 置,使 得 燃 烧 更 加 稳 定;同 时,由 于 相 对 冷
清 华 大 学 学 报 (自 然 科 学 版)
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６１(
１０)
的空气流贴壁流动,降 低 了 火 焰 筒 壁 面 温 度,很 好
地保护了火焰筒,改善了燃烧室工作环境.从图 ２０
可知,燃烧室内温度 分 布 均 匀,内 外 火 焰 筒 壁 温 度
均较低,实现了最初设计目标.
“气涡裹液”燃烧室构型内的三维流线图
图１
９ (网络版彩图)
“气涡裹液”燃烧室构型内的温度分布
图２
０ (网络版彩图)
图 ２２ 给出了“气 涡 裹 液”燃 烧 室 构 型 出 口 处 温
图１
８ (网络版彩图)轴向位置 ５
０、６
０、７
０mm 处的回流区分布
度场.出口处最高总温 １２１６K,总 压 １２０kPa,平
由图 ２１ 可以 看 出,燃 烧 反 应 集 中 在 蒸 发 管 两
０．
９２.可见,本文设计 的 燃 烧 室 构 型 在 保 持 恢 复 系
到了较好保护,内筒壁面由于燃烧中心向外筒壁面
改善,最高温度 下 降 约 １５０K,降 低 了 对 涡 轮 的 负
边的涡内,而且温度 边 界 层 明 显 加 厚,外 筒 壁 面 得
移动,而使自身过热 问 题 得 到 大 幅 改 善,其 周 围 温
度由原来约 ２２００K 下降到 １８００K 左右.
均总温 １１１０K,OTDF 值 为 ０．
１５,总 压 恢 复 系 数
数基本不变的情况下,燃烧室出口温度均匀性明显
面影响,提高了涡轮 的 寿 命;而 且 高 温 区 向 涡 轮 叶
片的中部移动,有利于涡轮做功.
李东杰,等:
１２１９
微型涡喷发动机燃烧室优化设计
涡喷发动机热效率和增压比的计算公式分
别为:
１
η ＝１－ kk－１ ,
π
(
４)
２(
k－１)
Tt４
(
５)
＝π k ．
T０
其中:η 是热 效 率;π 是 压 气 机 增 压 比,此 处 取 ２;
Tt４ 是燃烧室出 口 平 均 温 度,单 位 K;T０ 是 环 境 温
度,单位 K;k 是气体绝热指数,取 １．
４.
由式(
４)和(
５)可推导出,当燃烧室出口平均温
度从传统的 １０２８K 提升到新构型的 １１１０K 时,热
效 率 可 从 １８．
２３％ 提 升 至 １８．
９２％ ,推 力 可 提 升
７．
４９％ .
５ 结
论
本文基于 ANSYS 和 CFX 软 件 采 用 参 数 化 建
模方式,对 微 型 涡 喷 发 动 机 (MTE)燃 烧 室 内 三 维
流动和燃 烧 进 行 了 数 值 和 实 验 研 究,并 针 对 现 有
MTE 燃烧室存在 的 不 足,提 出 了 基 于 “气 涡 裹 液”
的设计理念,并数值研究了基于“气涡裹液”设计理
念设计的燃烧室构 型 的 冷 态 和 热 态 流 场 和 温 度 场,
结果验证了该构型设计的可行性和优越性.主要结
论如下:
１)微型涡喷 发 动 机 燃 烧 室 的 设 计 思 路 与 大 型
航空发动机 燃 烧 室 不 同,存 在 “尺 度 效 应”.因 此,
应从微型涡喷发动机的实际流动状况和特性出发进
行设计和优化,不能直接照搬大型发动机燃烧室构
型.形成稳 定 可 控 的 燃 烧 区 是 燃 烧 室 设 计 的 基 本
原则.
２)现有微型涡喷发动机的使用寿命短(一般不
超过 ２５h),主要原因之一就是燃烧室设计不合理,
导致出口 温 度 分 布 均 匀 性 差,火 焰 筒 壁 保 护 不 到
图２
１ (网络版彩图)轴向位置 ５
０、６
０、７
０mm 处的温度分布
位.改进建议为:应该 尽 量 利 用 气 流 之 间 的 相 互 作
用,兼 顾 燃 烧 区 和 壁 面 冷 却,既 保 护 了 结 构 件,又
可稳定燃烧、降 低 出 口 处 温 度 分 布 的 不 均 匀 程 度.
本文提出的基于“气涡裹液”设计理念设计的燃烧室
构型比原构型的 OTDF 降低了 ７２％ .
３)通常,开孔孔径越小,流动损失越大,总 压
损失也越大,因此应在微型涡喷发动机燃烧室的设
计中进行折中考虑.
４)在保持微型涡喷发动机寿命不变的情况下,
本文提出的基于“气涡裹液”设计理念设计的燃烧室
“气涡裹液”燃烧室构型的出口温度分布
图２
２ (网络版彩图)
构型可提高燃烧室 出 口 温 度 ８％ ,在 发 动 机 效 率 提
高的同时,推力可提升 ７．
４９％ .
清 华 大 学 学 报 (自 然 科 学 版)
１２２０
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