高马赫数燃烧室离散孔燃料膜热防护和减阻特性

doi:10.7527/S1000-6893.2023.29075

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高马赫数燃烧室离散孔燃料膜热防护和减阻特性

韦鼎元, 章思龙(), 韦健飞, 左婧滢, 李欣, 鲍文

哈尔滨工业大学能源科学与工程学院，哈尔滨 150001

收稿日期:2023-05-31 修回日期:2023-06-25 接受日期:2023-12-05 出版日期:2023-12-22 发布日期:2023-12-21
通讯作者: 章思龙 E-mail:zhangsilong@hit.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(52176037)

Thermal protection and drag reduction characteristics of discrete hole film cooling in high Mach number combustor

Dingyuan WEI, Silong ZHANG(), Jianfei WEI, Jingying ZUO, Xin LI, Wen BAO

School of Energy Science and Engineering，Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China

Received:2023-05-31 Revised:2023-06-25 Accepted:2023-12-05 Online:2023-12-22 Published:2023-12-21
Contact: Silong ZHANG E-mail:zhangsilong@hit.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(52176037)

摘要/Abstract

摘要：

为了探究碳氢燃料化学反应对离散孔气膜冷却特性和减阻特性的影响，选择4种离散气膜孔构型：圆柱型孔（CH）、交错叉排孔（MH）、交叉射流孔（DJH）、收缩扩张孔（CEH），开展高马赫数燃烧室内离散孔气膜数值研究，分析对比了碳氢燃料化学反应对不同离散孔气膜冷却特性和减阻特性的影响。研究结果表明，碳氢燃料化学反应使得近壁面区域冷却射流动量降低，冷却射流形成涡旋结构强度减弱。碳氢燃料化学反应通过裂解吸热反应提高了离散孔气膜冷却效率，扩展离散孔气膜冷却的展向覆盖范围。其中，交叉射流孔和收缩扩张孔射流展向速度分量大进而冷却覆盖范围较大。边界层内碳氢燃料燃烧减阻作用进一步降低壁面剪切应力，燃烧导致涡结构耗散减少以涡结构主导的掺混过程，掺混程度降低促使燃烧减阻性能减弱，交错叉排孔和收缩扩张孔分别有27.4%和18%的减阻效果。

关键词: 超声速气膜冷却, 碳氢燃料, 离散气膜孔, 减阻, 边界层燃烧

Abstract:

To investigate the influence of hydrocarbon fuel chemical reactions on the film cooling and drag reduction characteristics of discrete holes， we selected four types of discrete hole configurations： Cylindrical Hole （CH）， Multiple Hole （MH）， Double Jet Hole （DJH）， and Contraction Expansion Hole （CEH）. A numerical study of discrete hole film in a high Mach number combustor was conducted to compare the effects of hydrocarbon fuel chemical reactions on the film cooling and drag reduction characteristics of different discrete holes. The results indicate that chemical reactions of hydrocarbon fuels reduce the momentum of the cooling jet near the wall and weaken the intensity of the vortex structure formed by the cooling jet. However， these chemical reactions improve the film cooling efficiency of discrete holes through endothermic cracking reactions， leading to an expanded spanwise coverage of the film cooling. Specifically， the double jet hole and contraction expansion hole exhibit a large spanwise velocity component and extensive cooling coverage. Furthermore， the drag reduction effect of hydrocarbon fuel combustion in the boundary layer contributes to a reduction in wall shear stress， while combustion itself leads to a decrease in vortex structure dissipation. However， the mixing process， which is dominated by vortex structures， is reduced due to a decrease in the degree of mixing， ultimately weakening the drag reduction performance of combustion. The drag reduction effects of the multiple hole and contraction expansion hole are calculated to be 27.4% and 18%， respectively.

Key words: supersonic film cooling, hydrocarbon fuel, discrete film hole, drag reduction, boundary layer combustion

中图分类号:

V235.2

韦鼎元, 章思龙, 韦健飞, 左婧滢, 李欣, 鲍文. 高马赫数燃烧室离散孔燃料膜热防护和减阻特性[J]. 航空学报, 2024, 45(11): 529075-529075.

Dingyuan WEI, Silong ZHANG, Jianfei WEI, Jingying ZUO, Xin LI, Wen BAO. Thermal protection and drag reduction characteristics of discrete hole film cooling in high Mach number combustor[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(11): 529075-529075.

图/表 26

图 1

图 2

表 1

表 2

边界条件

入口

条件

静压

P/MPa

总压

P_t/MPa

总温

T_t/K

流量

m/（kg·s^-1）

介质

主流

0.229

0.703

3 311

$Y N 2$ =0.77，

$Y O 2$ =0.23

冷却流

0.229

700

0.002 27

Y C 10 H 22

=1.0

表 2

表 3

图 3

图 4

图 5

表 4

图 6

图 7

图 8

图 9

图 10

图 11

图 12

图 13

图 14

图 15

表 5

不同工况下壁面平均剪切应力

类型	$τ w, N F ¯$ /Pa	$τ w, N R ¯$ /Pa	$τ w, R ¯$ /Pa	降幅/%
圆柱型孔	897.8	1 044.4	687.6	23.4
交错叉排孔	900.9	991.4	653.3	27.4
交叉射流孔	901	1 023.2	661	26.6
收缩扩张孔	894.1	1 093.2	732.6	18.0

表 5

表 6

近壁面总摩擦阻力系数及减阻效率统计

类型	$C f, N F$	$C f, N R$	$C f, R$	$R$	$G$	$S$
圆柱型孔	0.003 25	0.003 55	0.002 58	0.204	0.058	-3.317
交错叉排孔	0.003 27	0.003 50	0.002 44	0.255	0.074	-3.180
交叉射流孔	0.003 27	0.003 53	0.002 38	0.273	0.079	-3.198
收缩扩张孔	0.003 29	0.003 66	0.002 57	0.219	0.043	-4.872

表 6

图 16

图 17

图 18

图 19

图 20

参考文献 30

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E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

类型	L	α/（°）	β/（°）	l	w
圆柱型孔	5D	30
交错叉排孔	5D	30		3D	D
交叉射流孔	5D	30	30	3D	D
收缩扩张孔	5D	30	6.5	2D	0.2D

网格	网格单元N	特征网格尺寸h/（10^-4 m）	细化因子r
1	758 460	6.848 8
2	1 577 230	5.365 7	1.3
3	3 550 410	4.094 2	1.3

入口条件	马赫数Ma	静压P/MPa	静温T/K	介质
主流	1.95	0.319	297	空气
冷却流	1.0	1.25	297	空气

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高马赫数燃烧室离散孔燃料膜热防护和减阻特性

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