● 摘要
加力燃烧室是小涵道比军用发动机的核心部件之一。加力燃烧室椎体作为加力燃烧室扩压通道的内表面，同时具有整流和保护发动机后支承结构的作用。由于椎体表面暴露在加力燃烧室燃气中，表面温度很高，红外辐射很强，必须对其进行冷却。其中，气膜冷却技术是目前最为广泛使用的和应用前景的。研究表明，对中心锥和一体化支板的气膜冷却能够有效降低其表面温度，使支板和中心锥能够允许更高的涡轮出口温度，并降低发动机向后的红外辐射强度。
本文采用数值模拟的方法，进行了高温高速气体下的气膜冷却的设计和性能评估。研究了数值模拟仿真程序适用性验证与精度评估，然后进行高温平板气膜冷却初步设计和性能预估，得到了平板气膜冷却的流场特性和温度分布特性，确定了气膜冷却的开孔方案。然后针对航空发动机加力燃烧室的内锥、一体化支板进行了气膜冷却设计和性能预估，通过加力工况和非加力工况的计算，得到的冷却设计方案满足冷却设计要求。最后针对纵向隔热屏结构，设计出合适的气膜冷却结构，并对其进行数值模拟计算，壁面平均温度均冷却到了950K以下，满足设计要求。