某回流燃燒室火焰筒冷卻性能分析

李偉平，楊龍金

湖南大學 機械與運載工程學院，長沙 410082

航空發動機被譽為是飛機的“心臟”，是一種高度復雜和精密的熱力機械，為飛機的飛行提供動力［1］。回流燃燒室是發動機內燃油和空氣混合燃燒的場所，噴油點火裝置設置在其內部，因此燃燒室的工作環境十分惡劣。為了提高航空發動機的推重比和熱效率，渦輪進口溫度平均每年提高15 K。燃燒室內部火焰筒溫度不斷升高，可能會超過其材料的耐熱極限，從而發生失效［2］。氣膜冷卻技術是用于降低燃燒室火焰筒溫度的主要技術之一，其原理是將冷卻氣流與膜孔相結合，以確保較低的冷卻劑射流高度與更大面積的氣膜覆蓋。在過去的幾十年里，研究人員對于冷卻孔的研究和探索從未停止，探討了各種孔型的冷卻效果。冷卻技術的發展不僅保證了燃氣渦輪發動機在高燃氣溫度下工作，同時還為燃燒室提供了安全的使用壽命［3-4］。本文針對某回流燃燒室的冷卻性能進行了研究，通過改變火焰筒舌片的冷卻結構來改善降溫效果，得到的結果對于解決實際工程問題具有一定的參考意義。

回流燃燒室可使氣流經過2 次180°回轉后再流向渦輪，是一種具有結構緊湊，節省空間特點的燃燒裝置［5］。噴油點火裝置設在燃燒室內部，當航空發動機工作時，其溫度梯度較小；但是在發動機停止工作后，火焰筒會迅速膨脹或收縮，其溫度梯度瞬間變大，并在火焰筒內產生局部高溫和較大的熱應力，可能會超過材料的屈服極限或者造成裂紋失效［6］。通常采取開冷卻孔，使用氣膜冷卻方式進行降溫，冷氣流通過火焰筒結構前端傾斜的氣膜冷卻孔分支流入燃燒室，為其壁面提供氣膜冷卻層［7-9］。與氣膜冷卻孔不同，沖擊冷卻孔通常垂直布置在火焰筒上，冷氣流在沖擊舌片后流入燃燒室進行冷卻［10-11］。發散孔的孔徑小，可直接排布在火焰筒壁面，增大冷氣流和壁面內部的對流換熱［12］。

外擴孔是一類冷卻效果較好的氣膜孔，可降低冷氣流在出口處的噴射高度，利于冷卻氣膜的形成［13］，近幾年，人們提出了多種外擴孔類型，如錐形孔［14］、扇形孔［15］和收斂孔［16］。 Azzi［17］、Yao［18］、Dai［19］等提出收斂型外擴孔可在出口處形成與常規孔旋向相反的旋渦對，從而抑制高溫氣流對壁面造成的影響，獲得更好的冷卻效果。

劉存良等［20］對孔傾角為30°和60°的發散孔冷卻能力進行了研究，結論是孔傾角增大會導致冷卻效率下降。林宇震等［21］研究了孔傾角為15°、30°和45°時發散孔的冷卻性能，發現較小的孔傾角更利于冷卻。

以上研究只討論了孔型或孔傾角對冷卻效果的影響，本文綜合考慮以上2 類因素，在分析燃燒室失效原因的基礎上研究了不同孔傾角下3 種氣膜孔型對燃燒室冷卻效果的影響，并分析了造成降溫效果差異的原因。

1 原回流燃燒室結構

本文研究的某回流燃燒室內部結構如圖1 所示，沿軸向分為頭部、主燃區、補燃區和摻混區。

圖1 回流燃燒室內部結構示意圖Fig. 1 Schematic diagram of inner structure of reverse-flow combustor

高壓氣流從入口（箭頭A1）流入，一股氣流經燃燒室頭部雙級旋流器作用后，以高速旋流的狀態與主燃孔中流出的冷氣流交匯，在主燃區形成旋渦。在主燃區未燃燒完全的燃油，將在補燃區再次燃燒。二股氣流（箭頭A2）通過冷卻孔進入燃燒室內部對火焰筒壁面及舌片降溫，燃燒完全的燃氣經摻混區調節后以高溫高壓的狀態從出口流出（箭頭A3）。

2 數值模型計算

2. 1 模型處理

本文研究的環形回流燃燒室由18 個頭部構成，取1 個頭部模型進行仿真研究。本文著重研究燃燒室火焰筒舌片長期經受高溫燃氣的影響，從而導致的裂紋失效問題，因此不考慮大彎管區域的冷卻孔情況。

圖2 為模型建立及網格劃分，圖2（a）為簡化后的單頭部燃燒室模型，對應的流體域如圖2（b）所示。按照式（1）得到流固交界面第1 層膨脹網格的厚度y*，根據y*共劃分3 層邊界膨脹層網格，以更好地模擬流體貼近壁面時黏性流動的壁面無滑移狀態。在Fluent-Meshing 模塊中進行網格劃分，為研究網格數量對計算結果的影響，對計算的結構模型進行了網格無關性驗證。調整網格增長率共劃分了6 組網格，網格數量分別為372 萬、483 萬、623 萬、811 萬、945 萬和1 097 萬，圖3 為對應網格數下得到的燃氣最高溫度和仿真計算時間結果。分析圖3 發現，當網格數目為811 萬時，既能確保數值計算的可靠性，又能提升計算效率。

圖2 模型建立及網格劃分Fig. 2 Model building and meshing

圖3 網格無關性驗證Fig. 3 Grid independence validation

式中：y*表示與壁面間的無量綱距離；ρ為流體的密度；Cμ為黏性流體的比熱容；kp為近壁區域網格單元質心區域的湍流動能；yp為近壁區域網格單元質心到壁面的距離；μ為流體的動力黏度。

燃燒室網格數量為153 萬，流體域為658 萬，如圖2（c）所示。燃燒室和流體域的網格類型是六面體網格，與膨脹層之間通過多面體網格進行過渡。選用GH3044 作為燃燒室材料，其特性參數如表1 所示，當承受溫度在1 173 K 以下時，其能夠保持較好的耐熱性和熱強性，本文目的是通過改變冷卻孔結構使燃燒室火焰筒最高溫度Twmax降低到1 173 K 以下。

表1 GH3044 材料性能參數Table 1 Performance parameters of GH3044

2. 2 控制方程與物理模型

氣流在回流燃燒室內的流速略高于馬赫數0.3，但在進出口處的壓差變化小，為了簡便計算，將其視為不可壓縮湍流，控制方程如式（2）和式（3）所示：

式中：考慮流體黏性而不考慮重力時，u、v為流體在t時刻，位于點（x，y）時的速度分量；V為速度矢量；P為壓力；fx、fy為點（x，y）處單位體積流體所受到的外力分量；τxx、τyy、τxy為點（x，y）處的剪切應力分量。

式中：cp為材料比熱；T0為總溫；K為導熱系數；Sh為燃燒產生的熱源。

式中：Wv為黏性功；Ek為動能；Qv為體熱源。

選用標準的k-ε雙方程湍流模型［22］，湍動能k和耗散率ε的運輸方程如式（5）和（6）所示：

式中：k是湍流脈動動能；ε是湍流脈動動量耗散率；μt為湍流黏度；Gk為由于平均速度梯度產生的湍流動能；C1ε、C2ε為常數；σk、σε分別為k和ε的湍流普朗特數。

采用離散坐標輻射模型模擬高溫輻射換熱過程，熱輻射的傳遞遵循式（7）。在DO 模型中，吸收系數、折射率以及混合物的散射系數等輻射特性參數均是根據體積積分進行計算取值。為簡便計算，定義不透明的內部壁面輻射率為常數1，并假設散射為各向同性，選擇各向同性散射相函數。

式中：r為位置向量；s為方向向量；s′為散射矢量；s為路徑長度；a為吸收系數；nr為折射率；σs為散射系數；σ為斯蒂芬-玻爾茲曼常數；T為溫度；I為輻射強度；Φ為相函數；Ω′為立體角。

使用非預混燃燒模型并建立了概率密度函數，添加RP-3（C12H23）［23］作為燃料，設置燃油可燃性極限的油氣比為0.072。選擇歐拉/拉格朗日噴霧液滴-氣相流耦合方法，將空氣視為連續相，燃料的注入采用離散相模型描述。啟用沸騰和蒸發模型，式（8）為液滴到達沸點時的蒸發速率方程。破碎模型選用泰勒破碎模型［24］，液滴通過式（9）進行破碎分解。噴嘴類型選擇氣動噴嘴，通過式（10）計算噴出液滴傳熱，根據式（11）描述液滴在燃燒室內的運動軌跡。

式中：dp為液滴的直徑；k∞為氣體的熱導率；ρp為液滴的密度；cp，∞為氣體的比熱；Red為基于顆粒直徑和相對速度的雷諾數；Tp和T∞分別為液滴溫度與連續相的局部溫度；hfg為潛熱。

式中：y為液滴在分解過程中的變形；ρg和ρl分別表示離散相與連續相的密度；ur為液滴的相對速度；r為無干擾液滴的半徑；σt為表面張力；μl為黏度；CF、Ck、Cd、Cb均為無量綱常量。

式中：mp為液滴的質量；cpd為液滴的比熱；h為對流傳熱系數；AP為液滴的表面積；εp為液滴發射率；θR為輻射溫度。

式中：up為質點速度；g為重力加速度；ρ為流體密度；u為流體相速度；FD為液滴受到的阻力。

式中：CD為阻力系數；Re是相對雷諾數。

2. 3 邊界條件設置

本模型選用流量入口和壓力出口。單頭部燃燒室進口的氣流流量為200 g/s，溫度為673.15 K；噴嘴噴射量為5.2 g/s；設置流體和燃燒室的接觸面為耦合面，通過式（13）進行共軛傳熱。

式中：Tf和Ts分別表示流體和固體接觸部分的溫度；ks和kf則分別為固體域和流體域的導熱系數；n表示接觸面的法線局部坐標。

在流固耦合仿真中關于時間平均速度U*和溫度T*的相關計算公式為

式中：y*為無量綱距離；κ=0.418 7 為馮卡門常數；E=9.793 為經驗常數；U*為無量綱速度。

式中：τw為剪切應力。

式中：Tw為壁面時間平均溫度；為近壁胞體中心處的時間平均溫度；?為壁面處的熱通量；Pr為分子普朗特數；Prt為湍流普朗特數；為y*對應直線定律和對數定律的相交值；Up為近壁胞體中心處的速度；Uc為處的時間平均速度。

k在壁面處的邊界條件為

式中：n為壁面處法線的局部坐標。

與壁面相鄰胞體所產生的動能Gk和耗散率εp按照式（18）和式（19）計算：

式中：U為近壁區域流體的平均速度。

根據式（20）計算冷氣流對壁面的冷卻效率η［25］：

式中：Tho為壁面處主流燃氣溫度；Twa表示壁面溫度；Tco為壁面冷氣流溫度。

本文的仿真在ANSYS-Fluent 中進行，使用壓力耦合方程組的半隱式法（SIMPLE）進行求解計算。當除連續性方程曲線之外的其他殘差曲線值達到10-3以下時，如果進出口流量的質量差小于進口流量的0.5%，則認為計算結果收斂。

3 原結構仿真結果分析

3. 1 模型可靠性驗證

圖4 為火焰筒壁面溫度、溫度梯度及實際失效圖。仿真結果顯示，火焰筒內外襯壁面的不同區域均出現了不同程度的高溫區。圖4 左側部分表明了最高壁面溫度Twmax出現在外襯的第1 塊舌片中部，達到1 379.63 K，內襯最高溫度也出現在第1 塊舌片中部，值為1 337.21 K。圖4 右側部分表明最高溫度梯度Tgmax出現在外襯第1 塊舌片中部，其位置和最高溫度位置相同，值為121.30 K/mm。因此，可認為燃燒室的失效是Twmax和Tgmax共同導致的。實際故障件的失效位置出現在內、外襯的第1 塊舌片中部，如圖4 中的框圖所示，實際的失效位置情況與仿真結果中的舌片高溫位置基本一致，確認了本文建立的回流燃燒室仿真模型在可靠性上滿足要求。

圖4 火焰筒壁面溫度、溫度梯度及實際失效圖Fig. 4 Temperature and temperature gradient of wall on combustion liner and actual failure pictures

3. 2 失效原因分析

圖5 為回流燃燒室內部的速度矢量分布情況。經雙旋流器處理后形成標識XI內所示的一級旋流和二級旋流，當旋流行進到主燃孔附近時，在孔出口附近形成了有助于燃燒穩定進行的渦流，如標識XII內所示。

圖5 燃燒室內部的速度矢量分布Fig. 5 Distribution of velocity vector in combustor

圖6 為與圖5 同一截面的溫度云圖。經旋流器進入燃燒室的氣流在圖5 標識XII內所示的渦流區域發生回流，以保證主燃區是燃油燃燒的主要場所。通過冷卻孔進入燃燒室的氣流會在火焰筒的內壁形成冷卻氣膜，以降低高溫燃氣對火焰筒舌片內壁的影響，其冷卻效果如圖6 的框圖所示。

圖6 過旋流器中心截面的燃氣溫度云圖Fig. 6 Gas temperature contour through central section of swirler

圖7 是不同截面上的速度矢量圖，圖7（k）是模型上各截面的劃分示意圖。如圖7（a）～圖7（b）所示，在過旋流器中心截面的火焰筒外襯、內襯第1 段冷卻孔區域，回流燃燒室的特殊結構導致冷氣流在通過外襯冷卻孔進入燃燒室時，支流箭頭與主流箭頭形成的夾角大，不利于冷氣流進入燃燒室進行冷卻。而在內襯形成的夾角較小，利于冷卻的進行。夾角大小的差異造成了外襯內壁面的冷卻效果不如內襯內壁面，即圖4中外襯舌片溫度高于內襯舌片的結果。在距冷卻孔出口較近的內壁上可觀察到冷卻氣膜可較好地覆蓋進行降溫，但由于火焰筒壁面后端的舌片處于主燃區內，結合圖6 中粗黑圓形區域可知高溫燃氣在文氏管的誘導下，作用在內外第1 塊舌片上導致該區域溫度較高。同時由于該段內壁軸向長度較長，冷卻氣膜無法維持到火焰筒后續內表面，導致在距冷卻孔出口較遠的舌片區域，即圖4 中內外襯的第1 塊舌片中部出現了高溫現象。冷卻效果在舌片部位的下降和高溫燃氣的影響導致舌片內壁區域的溫差較大，產生的溫度梯度Tg較高。高溫和高溫梯度易導致舌片出現裂紋，造成材料的失效。

圖7 火焰筒不同截面的溫度分布Fig.7 Temperature distribution of different sections of flame tube

圖7（c）～圖7（d）為火焰筒外襯過主燃孔和摻混孔的截面區域，通過氣膜冷卻孔流入的冷氣流由于受到主燃孔和摻混孔的影響，冷卻氣膜被沖散，導致主燃孔和摻混孔后端舌片上出現高溫。火焰筒內襯對應的情況與外襯相似，如圖7（e）～圖7（f）所示。圖 7（g）～圖7（h）表明在不經過主燃孔和摻混孔的火焰筒外襯和內襯截面，從冷卻孔中流入的氣流形成的冷卻氣膜覆蓋范圍更長，使相關區域的溫度保持在較低的范圍。在圖7（i）～圖7（j）中，由于火焰筒結構形狀發生了彎曲，冷卻氣膜層脫離了其內壁面，引起局部高溫，需采用特殊的結構零件進行應對，如大、小彎管。

4 孔結構更改對冷卻性能的影響

4. 1 冷卻結構的改進

火焰筒壁面的軸向長度過長導致冷卻氣膜層無法持續覆蓋到舌片部位，最終引起該區域的高溫。因此，在舌片上游壁面引入氣膜冷卻孔，以延長冷卻氣膜的覆蓋范圍。考慮到冷卻孔數的增加會導致參與燃燒的氣流量減少，降低燃氣的溫度，因此，添加的冷卻孔數量不宜過多。圖8為改良的冷卻孔排布方案，針對圖4 中的結果在火焰筒的關鍵位置新增一定數量的氣膜孔。實線框內柱形孔的入口和出口均為圓形；錐形孔的外擴角為10°；收斂孔的入口形狀為圓形，出口收斂為長2.5 mm、寬0.25 mm 的矩形。調整虛線框內的孔傾角α為30°、45°和60°，結合各孔型共制定了9 組方案。柱形孔對應方案1～方案3，錐形孔對應方案4～方案6，收斂孔對應方案7～方案9。

圖8 改進的冷卻孔布置方案Fig. 8 Improved cooling holes layout schemes

4. 2 新增氣膜冷卻孔的影響

圖9 為各仿真方案對應的燃燒室中心截面燃氣溫度云圖，燃氣分布與圖6 的結果相似，高溫區集中在主燃區和補燃區，表明氣膜孔對原結構中的燃燒結果影響較小。引入氣膜孔之后，由于冷氣流的影響，觀察到孔出口區域溫度較低，圖9 中框圖區域展示了對應孔型和孔傾角的應用情況。

圖9 9 組方案溫度分布Fig. 9 Temperature distribution of nine cases

圖10 為方案1～方案4 和方案7 的仿真冷卻結果，其上側和下側分別為回流燃燒室火焰筒外襯、內襯的內壁面在增加了氣膜冷卻孔后的溫度分布情況（由于火焰筒外襯中第4 塊壁面的溫度較低，在各方案中的結果相差不大，沒有在圖中展示）。在所有的改動方案里面，方案7 的效果最好，方案3 的冷卻效果最差。

圖10 火焰筒內、外襯內壁面冷卻結果Fig. 10 Cooling results of inner and outer liners of flame tube

圖11 為9 組方案的最高溫度。新增氣膜冷卻孔之后，燃燒室內燃氣最高溫度均維持在原結構燃氣最高溫度附近，表明改動方案對燃燒造成的影響較小，各方案結構中的燃氣最高溫度如圖11 中的柱狀圖所示。分析內外襯舌片的上Twmax可知，添加冷卻孔后，各舌片均得到了冷卻，且可得到孔傾角越小冷卻效果越好，收斂孔的冷卻效果最好的結論。各方案的內襯舌片Twmax均低于外襯舌片Twmax，原因同圖7（a）和圖7（b）中的解釋一致，即主流與支流的夾角不同導致了冷卻效果的差異。

圖11 9 組方案的最高溫度Fig. 11 Results of the max temperature in nine cases

由于內、外襯的第1 塊舌片均處于主燃區內，氣膜孔并不會影響燃燒反應的過程，燃氣分布情況在遠離氣膜孔出口區域的波動也較小，在主燃孔附近產生的回流區靠近舌片區域，使其受到高溫燃氣的影響仍然較大，不可避免地導致相關舌片中間區域仍舊是最高溫度的位置。但比較圖10 與圖4 中的壁面溫度結果可知，改動后各方案中舌片及其上游壁面區域的平均溫度均降低，冷卻降溫效果明顯。

圖12 為各方案舌片上的最高溫度。對比相同線寬不同線型的曲線可知，相同孔型時，隨著孔傾角α的增大，壁面的降溫效果降低，即α為30°時的冷卻效果最好，α為60°時的冷卻效果最差。比較相同線型不同線寬的曲線可知，α相同時，收斂孔的降溫效果最好，其次是錐形孔，柱形孔的效果最差。主燃區和補燃區燃氣溫度較高，在該區域內冷卻效果的差異較明顯，如舌片1、舌片2、舌片5和舌片6。而摻混區的燃氣溫度較低，冷卻效果在此區域內相差較小，如舌片4 和舌片7。方案7 的冷卻效果最佳，與原結構相比，舌片5 和舌片1 的Twmax分別下降了281.34 K 和258.74 K；方案3 效果最差，舌片5 和舌片1 的Twmax僅下降了155.94 K和60.15 K。

圖12 9 組方案與初始結構的舌片最高溫度對比Fig. 12 Comparison of the max temperature on tongue pieces in original structure and nine cases

冷熱氣流的直接接觸使得氣膜孔出口附近的溫度大幅降低，但同時也導致了這些區域的溫度急劇變化，各氣膜孔出口附近的Tg遠大于原結構的Tgmax，即改動后各方案舌片及其上游壁面的平均Tg增大。但由于Tgmax位置處對應的溫度較低，并不會對失效情況造成影響。

由于各方案在舌片5 及其上游壁面的冷卻效果差異較明顯且降溫效果較好，因此通過.式（20）計算該區域的冷卻效率，得到圖13 所示的結果，圖13（a）～圖13（e）分別對應方案1～方案4 和方案7。方案7 的冷卻范圍最廣，其次是方案4，方案1～方案3 的冷卻范圍隨孔傾角的增大而減小。圖14 為圖13 中的壁面在軸向上的最大冷卻效率，方案7 中的冷卻效率在收斂孔出口附近緩慢降低且下降速度逐漸加快，隨后減緩直至在舌片部位冷卻效率為0.347；方案4 的冷卻效率在錐形孔出口附近開始下降且下降速度先增大后減小，最后在舌片部位的冷卻效率為0.268，低于方案7 的冷卻效率；方案1～方案3柱形孔冷卻效率的變化規律和錐形孔的相似，但在孔出口附近下降得更快，且孔傾角越大，下降的速度越快，方案3 在舌片部位的冷卻效率為0.042，遠低于方案7 的冷卻效率。

圖13 不同方案舌片5 的冷卻效率Fig. 13 Cooling effectiveness of Tongue 5 in different cases

圖14 軸向最大冷卻效率Fig.14 The max cooling effectiveness along axial direction

圖15 為9 組仿真方案中過舌片5 上游氣膜冷卻孔中心截面的溫度及流線分布圖，流線分布表示氣流的流動情況，圖中S表示冷卻孔下游截面與其出口的距離。分析可知，對于同一種冷卻孔，隨著其孔傾角的增大，冷氣流在其出口的噴射高度越大。射流高度增大會減少流過內壁的冷氣流量，最終導致形成的冷卻氣膜長度較短。對于同一孔傾角來說，收斂孔出口處射流高度最低。錐形孔的射流高度低于柱形孔，因為冷氣流在通過錐形孔內部時形成了有利于降低射流高度的旋渦，如框圖所示。該渦流保證了錐形孔出口處形成的冷卻氣膜長度比在柱形孔中形成的長，但比在收斂孔中形成的冷卻氣膜短。

圖15 各冷卻孔橫向溫度和射流分布Fig.15 Temperature and jet flow distribution along axial direction of different cooling holes

冷氣流在α為30°的各類孔出口附近的溫度分布及其射流情況如圖16 所示，D為冷卻孔入口直徑，D=1 mm。在圖16（a）與圖16（b）中，S/D=0.5，通過分析可知，在冷卻孔出口附近出現了一個旋向將導致射流高度增高的旋渦對，從而抑制了火焰筒內壁面上的冷卻效果。柱形孔出口端的旋渦高度高于錐形孔，引起的射流高度也較高，導致冷卻效果降低。圖16（c）～圖16（f）為距收斂孔出口不同長度截面的射流情況，可發現當S/D=0.01 時，在孔出口兩側出現旋渦對與常規孔中出現的旋向相同。這一旋渦對較小且相距較遠，分別位于出口較寬的收斂孔兩側，對冷氣流射流高度的影響較小，使冷卻氣膜仍能夠較好地覆蓋在火焰筒內壁；當S/D=0.5 時，發現除了原始的旋渦對之外，還在靠近中心的區域出現了另一反向的旋渦對，該旋渦對可抑制較高射流高度的增高；當S/D=1.0 時，反向的旋渦對增強，原始的旋渦對減弱；當S/D=1.5 時，反向的旋渦對增強繼續增強，而原始旋渦對的強度減弱到幾乎消失，這使得冷卻氣膜在反向漩渦對的作用下能夠穩定地維持到舌片部位，使收斂孔的冷卻效果最佳。

圖16 冷卻孔出口附近溫度和射流分布Fig.16 Temperature and jet flow distribution near cooling hole outlet

5 結 論

對某航空發動機的回流型燃燒室進行了燃燒仿真并分析其失效原因。引入了3 種孔型的氣膜冷卻孔，并研究了其在不同孔傾角下的冷卻效果。通過與原結構結果的對比，討論孔型和孔傾角對燃燒室舌片內壁冷卻性能的影響。

1） 原結構燃燒室壁面的最高溫度出現在外襯第1 塊舌片中部，為1 379.63 K；對應區域的溫度梯度也達到了最大值，為121.30 K/mm，故可認為是高溫和高溫梯度共同導致了燃燒室的失效。

2） 引入氣膜冷卻孔后，內襯舌片冷卻效果優于外襯，因為主流流向與內襯冷卻孔支流流向形成的夾角較小，與外襯冷卻孔支流流向形成的夾角較大，不利于冷氣流的流入和冷卻。

3） 內襯第1 塊舌片的冷卻效果最好，在所有的改善方案中其壁面最高溫度最多降低了281.34 K，對應方案中的外襯第1 塊舌片壁面最高溫度下降了258.74 K。

4） 孔型相同時，冷卻效率隨著孔傾角的增大而減小，因為孔傾角的增大會導致冷卻孔出口處的射流高度升高，不利于冷卻氣膜覆蓋在火焰筒壁面上；孔傾角相同時，收斂孔的冷卻效果最好，因為形成了與常規孔中旋向相反的旋渦對，改善了冷卻效果；其次是錐形孔，原因是冷氣流在其內部形成了可降低射流高度的旋渦；柱形孔的冷卻效果最差。