航空发动机燃烧室先进冷却方式研究

罗艳春，姜晓莲，陈 宇

（空军航空大学，吉林 长春 130022）

燃烧室是航空发动机核心部件之一。军用航空发动机燃烧室的发展趋势，是高温升；民用航空发动机燃烧室的发展趋势，是更低的污染排放[1]。这二者都需要大幅度提高用于参加燃烧的空气分配比例。因此，减少冷却空气的分配比例，是一个必然的趋势。而为了提高发动机的循环效率，压气机的增压比，也必然大幅提高，从而导致用于燃烧室冷却空气的品质下降。对于未来高温升甚至超高温升的燃烧室，所面临的关键技术挑战之一，就是在冷却气量分配减少和冷却品质下降的条件下，进一步保持甚至提高火焰筒的耐久性。

1 冷却的基本原理

由于航空发动机发展的需要，提高冷却效率从而达到节约冷却用气的目的，变得非常重要。传统方法是沿火焰筒内壁面，形成一层冷却气膜，以保护火焰筒。这种缝式贴壁气膜冷却方式需要30%～40%的空气量进行冷却。但随着发动机燃烧室的温升不断提高，以及低污染燃烧的要求，需要大幅度减少冷却空气比例，同时由于压比增加，使得进口空气温度升高，空气作为冷却剂的冷却潜力已下降，但火焰筒寿命却希望更长，因此常规缝槽气膜冷却难以满足燃烧室火焰筒对冷却的要求。

火焰筒壁单元体的传热过程表明，向火焰筒传入的热量共两项：分别是高温燃气对火焰筒壁的辐射传热和与火焰筒壁的对流传热。

其中，辐射传热是主要的加热项。火焰筒接受的热量，主要来自高温燃气的热辐射，这部分的热量是无法减少的。因此，降低火焰筒壁温的途径，只有从散热方面考虑，其中依靠壁面向机匣的辐射散热，没多少潜力可用，只有利用对流换热，即改善火焰筒与冷却空气的对流换热，通过这一途径，可以增大冷却空气从火焰筒带走的热量。

另外，提高气膜绝热温比，使气膜绝热壁温低于火焰筒燃气侧壁温，从而达到降低火焰筒壁温、减少冷却空气量，提高冷却方式总冷却效率的目的。

因此，所谓的先进冷却方式，就是采用了在冷却空气作为气膜喷出之前，先进行主动冷却，充分发挥其冷却潜力的冷却方式。

2 先进的冷却方式

2.1 多斜孔冷却

多斜孔壁冷却方式，是一种先进冷却方法，又称发散冷却（或称全覆盖气膜冷却）[2]。这种冷却方式主要特征是：

在火焰筒壁上运用激光钻出大量密集、离散的小孔，其结构如图1所示。

图1 多斜孔气膜冷却方式

为了形成较大的内部冷却能力，小孔直径要小于壁厚。

多斜孔冷却技术，也是解决高温升燃烧室火焰筒冷却问题的关键技术之一。小孔内部的强对流换热和较大的对流换热面积，是其显著特点。冷却气流从冷侧进入众多的倾斜的小孔，在斜孔内与壁内表面进行内对流换热，带走火焰筒壁的热量，冷却气流出火焰筒壁后，在壁的热侧形成全覆盖气膜冷却。

多斜孔内部对流换热，是该冷却方式总冷却效率高的主要原因。这种冷却方式的换热特点有：

一是小孔内的孔进口区换热增强；

二是背部的换热能力增强，主要原因是采用小孔进气抽吸火焰筒冷侧气体附面层；

三是大量倾斜小孔使得火焰筒壁总冷却面积极大地增加；

四是在火焰筒壁热侧形成了全气膜保护。

2.2 层板冷却

层板冷却又被称为类发汗冷却结构，如图2所示。

图2 层板冷却方式

为了既增强火焰筒壁内的换热特性，又不依赖于火焰筒耐高温材料的进展，导致了这种冷却方式的出现，它们是“半发汗冷却”方式。

层板一般是由数层经电化学腐蚀的金属板扩散焊接而成，有的是直接在每层的层板上加工出内部流动通道，进气孔进来的冷却气体，先冲击到层板上，然后沿着气流通道，流向出气孔；有的是在层间通道中，布满许多绕流柱，用来增加换热面积和加强冷却气对壁面的冷却[3]。研究发现，在夹层中有绕流柱的层板结构，要比没有绕流柱的双层壁结构换热效果要好。设计过程中，可以通过选择一些适当的设计参数，如孔间距离、进出气孔的直径、层板的厚度、层板数目以及内部通道面积大小等，来优化其流动阻力和换热特性，通过减小这些参数，可以使层板内部结构接近微小毛细孔网，因而增大其内部传热面积，提高冷却效率。

2.3 冲击/多斜孔冷却

冲击/多斜孔冷却，是一种先进冷却方式[4～5]，其结构如图3所示。

图3 冲击/多斜孔冷却方式

这种冷却方式的特点，是其火焰筒壁是双层壁结构，冷却气这一侧为冲击壁。火焰筒燃气这一侧，为多斜孔冷却壁。其最显著的换热特点，是在多斜孔壁的冷侧存在着强烈的冲击换热。在冷气流冲击作用下，多斜孔内的换热情况产生变化，尤其是多斜孔进口区变化更是显著。该冷却方式提高总冷却效率及降低温度分布梯度的技术途径是：

（1）冲击壁承受机械载荷，多斜孔壁承受热载荷，承热和承力分开，以提高火焰筒使用寿命；

（2）充分利用冲击冷却换热系数高的特点。研究结果表明，随着冲击雷诺数的增加，实验板冷侧冲击换热系数也增加，二者基本上呈线性关系；

（3）多斜孔与壁面呈一定角度，增加了内对流换热面积，多斜孔进口处附近的换热明显增强；

（4）多斜孔在冲击孔两侧对称分布时，总体换热效果较好，非对称换热时有利于增强局部换热；

（5）合适的双层壁间压降分配，可以使多斜孔壁热侧气膜贴壁良好，形成了全气膜保护。

3 冷却方式的对比

基于目前水平的耐高温金属合金材料，满足高温升或者是低污染燃烧室的室壁冷却，采用冲击/多斜孔双层壁、层板冷却和多斜孔冷却能够满足要求。

从冷却的角度讲，层板的室壁结构，优于单纯的双层壁结构。但其出气孔与室壁成90°关系，这就使得尽管其内部传热效果很好，但气膜冷却部分不如瓦块式的室壁。

此外，就是层板冷却用于燃烧室火焰筒的壁温梯度较高，表现在径向和壁面方向。总的冷却效果不比瓦块式壁好。其最大的问题是加工很复杂，成本高，不宜用焊接。因为一旦有焊接（这是非有不可的），焊缝处内部冷却空气流路都被破坏了。在IHPTET 计划中，还专门研究了层板的焊接问题。

另外，因为是两层壁，特别不适合拉处理，但其净质量比瓦块式的小。多斜孔冷却是发散小孔冷却与气膜冷却及背面加强对流冷却的组合，这种火焰筒是单层壁，因此净质量小。发散小孔冷却的冷却孔是复合角（Compound Angle），其气膜冷却效果比前面两者要好。

由于没有冲击冷却孔，通过发散小孔吸收的热量不如层板的内部传热。但造价便宜、简单，方便修理，同时发散冷却火焰筒的壁温梯度最小。这3种冷却室壁比较见表1。

表1 3种冷却结构的性能比较

4 结束语

研究结果表明，这3种冷却室壁都能有效解决高温升和低污染条件下燃烧室的冷却问题，但各有优缺点。其选用很大程度上取决于发动机设计者的延续性，总的来说，多层多孔的层板冷却方式，缺点较多，涉及到层板的流阻特性、层板的换热以及层板的工艺制造等问题。就各方面性能综合而言，多斜孔气膜冷却具有明显的优势，能满足现代高性能航空发动机燃烧室火焰筒壁的冷却要求，因此在未来的航空发动机中，将得到更广泛的应用。

[1]林宇震.燃气轮机燃烧室[M].北京：国防工业出版社，2008.

[2]Lefebvre.Flame Radiation in Gas Turbine Combustion Chambers[J].International Journal of Heat and Mass Transfer，1984，（09）:1493-1510.

[3]左渝钰.航空发动机主燃烧室火焰筒壁冷却的研究[J].航空发动机，2002，（4）：38-43.

[4]俞文利，林宇震，刘高恩.冲击加多斜孔双层壁冷却方式多斜孔内换热研究[J].航空动力学报，2001，(10)：25-29.

[5]林宇震，李 彬，宋波，刘高恩.多斜孔壁冷却方式不同进气角度小孔内对流换热研究[J].推进技术，1999，20(1)：68-72.