隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比的不斷提高，新一代加力燃燒室入口溫度己達(dá)1300 k以上，由于中心錐是發(fā)動(dòng)機(jī)后向紅外輻射主要部分，這無形中給加力燃燒室整流支板和內(nèi)錐的冷卻帶來了挑戰(zhàn)。氣膜冷卻作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件重要的冷卻手段之一，國外和國內(nèi)對(duì)其研究已經(jīng)有幾十年歷史，技術(shù)比較成熟。但是上述研究主要關(guān)于渦輪葉片和主燃燒室的冷卻，對(duì)于內(nèi)錐冷卻的這一塊的研究相對(duì)較少，特別是有關(guān)加力內(nèi)錐冷卻的試驗(yàn)研究。

　　李麗、李佳等用異性氣體作為冷氣驗(yàn)證了密度比對(duì)氣膜冷卻的影響，但是氣膜冷卻試驗(yàn)主次流溫差太小，跟真實(shí)結(jié)果有一定的差距。張勃等對(duì)比了縫槽和氣膜孔兩種氣膜冷卻方案，發(fā)現(xiàn)在相同冷氣量下，氣膜孔冷卻效果稍差，但是總壓損失小。李鋒等研究了不同開孔方式對(duì)內(nèi)錐氣膜冷卻的影響。發(fā)現(xiàn)孔徑d= 1.0 mm時(shí)，冷卻效果最好，內(nèi)錐壁溫最高可下降1/3，而縫槽冷卻效果不太理想。張靖周等研究了氣膜冷卻對(duì)塞錐冷卻效果和噴管的氣動(dòng)性能的影響。當(dāng)冷氣量為主流質(zhì)量流量1%時(shí)，塞錐溫度大幅下降；當(dāng)冷氣量增至3%時(shí)，冷卻效果和前者差不多，但是息壓損失較為顯著。單勇在實(shí)驗(yàn)中采用1/3的縮尺模型研究了中心錐的氣膜冷卻效果，但是試驗(yàn)中冷熱氣流溫度遠(yuǎn)低于發(fā)動(dòng)機(jī)現(xiàn)實(shí)溫度，總流量也偏小。一種新型加力燃燒室如圖1，采用整流支板、加力內(nèi)錐、火焰穩(wěn)定器和噴油裝置一體化設(shè)計(jì)，有利于防止油管和火焰穩(wěn)定器的燒蝕。

　　本文主要研究某新型加力燃燒室其內(nèi)錐的氣膜冷卻特性，采用試驗(yàn)和數(shù)值模擬相結(jié)合的方法，研究了不同工況下的冷卻效果。主要思想是將外涵的冷氣通過整流支板引入中心錐，在其外壁面形成冷卻氣膜，以降低內(nèi)錐壁面溫度和發(fā)動(dòng)機(jī)向后的紅外輻射強(qiáng)度。
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