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加力内锥的气膜冷却特性研究
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随着航空发动机推重比的不断提高，新一代加力燃烧室入口温度己达1300 k以上，由于中心锥是发动机后向红外辐射主要部分，这无形中给加力燃烧室整流支板和内锥的冷却带来了挑战。气膜冷却作为航空发动机高温部件重要的冷却手段之一，国外和国内对其研究已经有几十年历史，技术比较成熟。但是上述研究主要关于涡轮叶片和主燃烧室的冷却，对于内锥冷却的这一块的研究相对较少，特别是有关加力内锥冷却的试验研究。
李丽、李佳等用异性气体作为冷气验证了密度比对气膜冷却的影响，但是气膜冷却试验主次流温差太小，跟真实结果有一定的差距。张勃等对比了缝槽和气膜孔两种气膜冷却方案，发现在相同冷气量下，气膜孔冷却效果稍差，但是总压损失小。李锋等研究了不同开孔方式对内锥气膜冷却的影响。发现孔径d= 1.0 mm时，冷却效果最好，内锥壁温最高可下降1/3，而缝槽冷却效果不太理想。张靖周等研究了气膜冷却对塞锥冷却效果和喷管的气动性能的影响。当冷气量为主流质量流量1%时，塞锥温度大幅下降；当冷气量增至3%时，冷却效果和前者差不多，但是息压损失较为显著。单勇在实验中采用1/3的缩尺模型研究了中心锥的气膜冷却效果，但是试验中冷热气流温度远低于发动机现实温度，总流量也偏小。一种新型加力燃烧室如图1，采用整流支板、加力内锥、火焰稳定器和喷油装置一体化设计，有利于防止油管和火焰稳定器的烧蚀。
本文主要研究某新型加力燃烧室其内锥的气膜冷却特性，采用试验和数值模拟相结合的方法，研究了不同工况下的冷却效果。主要思想是将外涵的冷气通过整流支板引入中心锥，在其外壁面形成冷却气膜，以降低内锥壁面温度和发动机向后的红外辐射强度。
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