冷卻孔結構對燃燒室性能和壁面冷卻效果影響的數值模擬研究

摘要：為提高燃燒室出口溫度分布均勻性并解決火焰筒前端壁面燒蝕問題，建立了帶有多斜孔發散冷卻結構的貧燃預混燃燒室三維模型，基于k-ω SST湍流模型、FGM燃燒模型、離散相模型及DO輻射模型等，模擬研究了冷卻孔直徑和角度對燃燒室性能及壁面冷卻效果的影響規律。結果表明：當冷卻孔直徑從0.5 mm增大至1.0 mm時，出口溫度分布系數從0.068增至0.438，徑向溫度分布系數從0.060增至0.419，燃燒效率從99.94%降低至99.25%；隨著冷卻孔直徑的增大，燃燒室出口平均溫度和燃燒效率不斷降低，出口溫度場分布逐漸惡化；當冷卻孔角度為20°、40°和60°時，火焰筒前端受到高溫旋流燃氣直接沖擊，冷卻效果較差，而冷卻空氣在火焰筒中后段形成了發展光順、厚度均勻的溫度層，冷卻效果較好；當冷卻孔角度為90°時，垂直布置的冷卻孔能夠改善火焰筒前端高溫旋流燃氣沖刷壁面的問題，但火焰筒中后段的壁面冷卻效果大幅惡化。該研究結果能夠為貧燃預混燃燒室發散冷卻結構的設計提供一定的參考。

關鍵詞：冷卻孔；燃燒性能；壁面冷卻；數值模擬

中圖分類號：TK16 文獻標志碼：A

DOI：10.7652/xjtuxb202411009 文章編號：0253-987X（2024）11-0098-11

Numerical Simulation Research on the Influence of Cooling Hole Structure on Combustor Performance and Liner Wall Cooling Effect

YANG Huan¹，GUO Shu²，ZHAN Zhengde³，WEN Jian¹，WANG Jiarui⁴

（1. School of Energy and Power Engineering，Xi’an Jiaotong University，Xi’an 710049，China；2. AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015，China；3. Jinhe Center for Economic Research，Xi’an Jiaotong University，Xi’an 710049，China；4. School of Chemical Engineering and Technology，Xi’an Jiaotong University，Xi’an 710049，China）

Abstract：To improve the uniformity of the temperature distribution at the outlet of the combustor and solve the wall ablation issue at the front end of the liner，a three-dimensional model of a lean-burn premixed combustor with an effusion cooling structure is established. Based on the k-ω SST turbulence model，FGM combustion model，discrete phase model，and DO radiation model，the effects of the cooling hole diameter and angle on the performance of the combustor performance and the wall cooling effect is simulated and studied. The results indicate that when the cooling hole diameter increases from 0.5 mm to 1.0 mm，the outlet temperature distribution factor rises from 0.068 to 0.438，the radial temperature distribution factor surges from 0.060 to 0.419，and the combustion efficiency decreases from 99.94% to 99.25%. As the cooling hole diameter increases，the average outlet temperature and combustion efficiency continuously decrease，and the temperature distribution at the outlet of the combustor gradually deteriorates. When the cooling hole angles are 20°，40°，and 60°，the front section of the liner is directly impacted by high-temperature swirling gases，resulting in poor cooling effectiveness. However，effective cooling is achieved in the middle and rear sections of the liner，which forms a smooth and uniform temperature layer. When the cooling hole angle is 90°，vertically arranged cooling holes alleviate the issue of high-temperature swirling gases impacting the front section of the liner，but the cooling effect in the middle and rear sections of the liner significantly deteriorates. The research results may provide a certain reference for the design of divergent cooling structures in lean-burn premixed combustors.

Keywords：cooling hole；combustion performance；liner cooling；numerical simulation

隨著日益嚴格的環保標準^［1-2］以及飛速提升的航空發動機性能^［3］，發展先進的貧燃預混低污染燃燒室逐漸受到廣泛關注。與常規燃燒室相比，貧燃預混燃燒室具有低污染、出口溫場均勻的特點^［4-5］。貧燃預混燃燒室的頭部進氣量更大，燃料與空氣混合更均勻，這減少了燃燒室內高溫熱斑的生成，有效降低了NO_x排放^［6-9］，但相應分配給火焰筒壁面的冷卻氣量會減少。如何在更少的冷卻氣量下確保火焰筒壁面安全可靠，這是燃燒室火焰筒設計面臨的嚴峻挑戰。

多斜孔發散冷卻具有耗氣量低、氣膜覆蓋均勻的特點，在燃燒室壁面的冷卻結構中得到了廣泛應用^［10-12］。許全宏等^［13］采用數值模擬方法研究了多斜孔冷卻結構下小孔內的對流換熱特性，發現小孔進口處的Nu最大，小孔進口后形成了典型的渦流區。劉常春等^［14］數值模擬了不同孔陣排列對火焰筒壁面冷卻效果的影響，結果表明，叉排孔陣的冷卻效果優于順排孔陣。Ge等^［15］對比研究了熱態和冷態下發散冷卻孔對環形燃燒室內外環腔壁面冷卻效果的影響，發現熱態下外環腔壁面的冷卻效率更高。蘆翔等^［16］研究了不同孔型發散冷卻對壁面冷卻效率和近壁面流動的影響，發現扇形孔型的平均冷卻效率比圓孔高40%，但孔型對高溫區形狀和位置的影響不大。Wang等^［17］以罐式燃燒室為研究對象，分析了冷卻孔角度分別為30°、60°、90°對燃燒性能和冷卻效率的影響，結果表明，冷卻孔角度為30°時出口溫度分布最均勻，冷卻效率最高。Andreini等^［18］研究發現，20°冷卻孔的整體疊加冷卻效應最佳。Ji等^［19］研究發現，90°發散冷卻孔對熱側壁面的氣膜覆蓋效果較差，冷卻效率最低；150°的冷卻孔能夠改善旋流火焰沖擊壁面處的冷卻性能。Park等^［20］研究發現，后傾孔比前傾孔具有更均勻的氣膜冷卻效果。Singh等^［21］采用數值模擬方法研究了冷卻前傾孔/后傾孔與主流方向夾角30°～60°范圍內的發散氣膜冷卻特性，發現高吹風比時，后傾孔冷卻結構比前傾孔冷卻結構的氣膜冷卻效率提高了110%～220%。Pang等^［22］研究發現，增大冷卻孔直徑會導致燃燒室出口溫度分布均勻性變差，燃燒效率顯著降低。渠立紅等^［23］研究發現，減小孔徑和增大開孔率都能改善氣膜冷卻效率。楊光等^［24］研究了孔布局對切向發散結構冷卻效果的影響，結果表明，正對且等間距排布的冷卻射流更易形成完整的覆蓋氣膜。張玉芳等^［25］將源項法模型應用到發散冷卻結構的數值模擬中，結果表明源項法能夠比較準確地預測綜合冷效的變化趨勢。

研究冷卻孔結構參數對優化燃燒室出口溫場分布及延長火焰筒使用壽命具有重要作用。已有的發散冷卻孔研究多集中于直平板或圓筒上^{［15，18，23-24］}，對航空發動機燃燒室發散冷卻孔的數值模擬研究較少。本文以具有發散冷卻結構的貧燃預混燃燒室為對象，研究了冷卻孔直徑和冷卻孔角度對燃燒性能及壁面冷卻效果的影響。研究結果能夠為貧燃預混燃燒室發散冷卻結構的設計提供一定的參考。

1 幾何模型及數學模型

1.1 幾何模型

本文的燃燒室構型主要由機匣、擴壓器、頭部三級旋流器和多斜孔發散冷卻壁面組成，燃燒室結構示意如圖1所示。一級、二級、三級旋流器的旋流數分別為0.43、0.65和1.04。一二級旋流器與副油路組成值班級預混模，三級旋流器與主油路組成主燃級預混模。燃燒室頭部端壁開有頭部冷卻孔以及外旋流器冷卻孔，火焰筒壁面上開有多斜孔發散冷卻孔。出口包含火焰筒出口與內、外環腔出口。

1.2 數學模型及邊界條件

湍流模型采用k-ω SST模型。燃燒模型采用FGM模型^［22］，反應機理為四川大學燃燒動力學中心提出的RP3航空煤油3組分反應機理^［26］，共包含50個組分，90種反應。值班級和主燃級油路均選用空心噴嘴hollow-cone。輻射模型選用DO模型。空氣入口質量流量為3.57 kg/s，溫度為850 K；燃料入口溫度為300 K，燃料噴入總量為0.08 kg/s；值班級當量比為1.0；燃燒室運行壓力為3.5 MPa。入口為質量流量入口邊界；出口均為自由出流邊界，其中內、外環出口氣量分別為0.45 kg/s和0.23 kg/s；火焰筒兩側為周期性邊界條件。

1.3 網格無關性及數值模擬驗證

采用Fluent meshing軟件對燃燒室進行多面體-六面體網格劃分，對火焰筒區域進行BOI體加密，網格劃分如圖2所示。網格無關性驗證結果如圖3所示。從圖3可以看出，不同網格數下的主燃區軸向速度分布特征和軸向溫度變化趨勢基本保持一致。更精細的網格能夠捕捉到更多的流場信息，因此選用5 728萬量級的網格進行數值模擬。不同工況下的網格數控制在5 500萬～6 500萬。

對于本文中的燃燒室構型，暫無相應的實驗數據對數值模擬的準確性進行驗證。目前多是對實驗室規模的單頭部預混旋流燃燒室進行數值模擬方法的驗證，而本文采用的數值模型和邊界條件已在燃燒室模擬計算中被廣泛驗證^{［22，27-28］}。本文對比了大渦模擬（LES）和RANS k-ω SST模型的計算結果，燃燒室軸向溫度的分布對比和燃燒室性能參數對比分別如圖4和表1所示。從圖4可以看出，盡管k-ω SST模型在值班級文氏管附近的升溫速率較慢，但在燃燒室流場的后續發展過程中，軸向溫度分布與LES模型的計算結果基本一致。從表1可以看出，k-ω SST模型與LES模型在出口溫度分布系數以及總壓損失系數上的相對偏差較小。可以認為本文采用的數學模型能夠較為準確模擬流場。

1.4 工況參數

冷卻孔結構參數示意如圖5所示，主要工況參數有冷卻孔直徑D和冷卻孔角度λ，不同冷卻孔結構的參數工況如表2所示。

1.5 評估指標

采用出口溫度分布系數?_OTDF和徑向溫度分布系數?_RTDF評估燃燒室出口溫度分布的均勻程度，計算公式為

式中：T_o，max表示燃燒室出口的最高溫度，K；T_o，ave表示燃燒室出口的平均溫度，K；T_i，air表示燃燒室入口的空氣溫度，K；T_{cir-ave，max}表示燃燒室出口沿徑向方向周向平均的最高溫度，K。

采用總壓損失系數表示燃燒室壓降，公式為

式中：p₃、p₄分別為燃燒室入口和出口處的總壓，Pa。

采用燃氣分析法計算燃燒室燃燒效率

式中：φ（CO₂）、φ（CO）、φ（CH₄）、φ（H₂）、φ（UHC）分別代表燃燒室出口處CO₂、CO、CH₄、H₂、未燃盡碳氫化合物的體積分數，%。

實際數值模擬過程中，火焰筒內外環壁面均為絕熱壁面，不能直接得到壁面溫度分布，難以對壁溫進行合理評估。因此，采用火焰筒近壁面溫度評價指標R_t對壁面溫度分布進行分析評估，其定義為火焰筒內外環腔壁面燃氣溫度超過1 223 K的面積與內外環腔壁面總面積之比。R_t的表達式為

式中：A₁為火焰筒近壁面燃氣溫度超過1 223 K的面積，m²；A₂為火焰筒內外環壁面的總面積，m²。

2 結果與討論

2.1 冷卻孔直徑對燃燒室性能的影響

冷卻孔直徑對頭部三級旋流器及壁面冷卻孔流通空氣比例的影響如圖6所示。可以看出：隨著冷卻孔直徑的增加，三級旋流器的空氣流通比例線性降低，而壁面冷卻孔內的空氣流通量迅速增加；當冷卻孔直徑從0.5 mm增加至1.0 mm時，一、二級旋流器的流通空氣占比的減小幅度較小，分別從3.47%降低至2.48%和從6.08%降低至4.26%；三級旋流器的流通空氣占比從58.17%降低至41.19%；而壁面冷卻孔的流通空氣占比從16.34%增加至40.89%。

冷卻孔直徑對燃燒室出口溫度及燃燒室性能的影響如表3所示。

從表3可以看出，隨著冷卻孔直徑的增大，出口平均溫度和燃燒效率不斷降低，出口最高溫度和周向平均最高溫度不斷升高，燃燒室出口溫度場分布逐漸惡化。當冷卻孔直徑從0.5 mm增加至1.0 mm時，出口平均溫度從1 763.40 K降至1 700.32 K，燃燒效率從99.94%降至99.25%。這是由于隨著冷卻孔直徑的增大，通過火焰筒壁面進入燃燒反應區域的冷空氣量增加，部分燃燒產物受到冷空氣直接摻混的影響產生淬熄，導致出口處未燃盡碳氫化合物的濃度較高，燃燒反應未能充分進行，使得出口平均溫度和燃燒效率均有所降低。

冷卻孔直徑對火焰筒出口總溫分布的影響如圖7所示。可以看出，燃燒室出口溫度分布呈現中間高、兩側低的分布特點。隨著冷卻孔直徑的增大，中間區域的溫度逐漸升高，兩側出現明顯的冷卻氣流薄膜，而且薄膜厚度逐漸增厚。冷卻孔直徑為0.5 mm時，燃燒室出口溫度多分布在1 400～1 800 K溫區。冷卻孔直徑增加至1.0 mm時，出口中間區域存在大范圍的2 050 K高溫區域，且出口內外兩側存在1 100～1 400 K的低溫區。

冷卻孔直徑對火焰筒出口沿徑向溫度分布系數?_RTDF的影響如圖8所示。可以看出，隨著冷卻孔直徑的增加，火焰筒出口中間區域的?_RTDF迅速增加，而外側和內側處的?_RTDF逐漸減小，這意味著出口溫度分布的均勻性逐漸惡化。

冷卻孔直徑與燃燒室出口?_OTDF或?_RTDF的線性擬合如圖9所示。可以看出，隨著冷卻孔直徑的增大，?_OTDF和?_RTDF呈線性增加的變化趨勢。當冷卻孔直徑從0.5 mm增至1.0 mm時，?_OTDF從0.068增至0.438，?_RTDF從0.060增至0.419，出口溫度分布均勻性急劇惡化。

燃燒場中羥基自由基（·OH）分布可以表征火焰結構和火焰強度。冷卻孔直徑變化對燃燒室子午面·OH質量分數的影響如圖10所示。可以看出，冷卻孔直徑增大后，主燃區內的·OH質量分數迅速提高。原因主要在于：經頭部旋流器流入燃燒室的空氣量減少，主燃區當量比提高，燃燒反應速率加快，火焰強度增強；加之冷卻空氣減少導致稀釋效果減弱，場內的·OH質量分數相應提高。隨著冷卻孔直徑的增加，·OH分布逐漸向火焰筒出口方向擴散，這是因為主燃區的空氣量減少，煤油液滴霧化后未能充分燃燒，與冷卻孔射流進氣混合后在主燃區下游進一步進行燃燒反應，·OH分布相應向下游方向擴展。

冷卻孔直徑對燃燒室子午面總溫分布的影響如圖11所示。

從圖11可以看出，隨著冷卻孔直徑從0.5 mm增至1.0 mm，主燃區附近由2 000 K溫區向2 400 K溫區過渡，主燃區溫度明顯升高；高溫區不斷向燃燒室出口擴展，2 000 K溫區向出口方向延伸，高溫燃氣在火焰筒出口未能有效混合，導致出口溫度分布中間高、兩側低的特征趨勢更顯著，不利于形成均勻分布的出口溫度場，這與Pang等^［22］的研究結果一致。

冷卻孔直徑對火焰筒近壁面溫度評價指標R_t的影響如圖12所示。可以看出，當冷卻孔直徑從0.5 mm增加至1.0 mm時，R_t分別降低了20.76%、37.20%、47.05%、52.56%和57.89%。冷卻孔直徑增加使得火焰筒近壁面的氣體溫度大幅降低，冷卻孔直徑為1.0 mm時，近壁面溫度超過1 223 K的占比僅有2.40%。這主要是由于冷卻孔直徑增大使得壁面冷卻空氣量大幅增加，冷空氣能夠較好地黏附壁面流動，防止高溫燃氣直接沖刷火焰筒壁面，使得壁面得到良好的熱防護。

2.2 冷卻孔角度對燃燒室性能的影響

冷卻孔角度主要控制冷卻射流空氣的水平分動量和垂直分動量。冷空氣能否在火焰筒壁面上形成緊密貼壁的冷卻氣膜是影響壁面冷卻效果的關鍵^［10］。高溫合金GH536要求的連續工作環境溫度不超過1 223 K，因此以“上游冷卻孔流出的冷卻空氣能否較好地覆蓋壁面，并與下級冷卻孔流出的冷卻空氣共同配合形成完整光順的1 223 K溫度層”為判斷壁面冷卻效果的準則。冷卻孔角度對火焰筒外環、內環壁面溫度的影響分別如圖13和圖14所示。圖中所示冷卻孔編號對應冷卻孔下游完整/非完整覆蓋1 223 K溫度層。冷卻孔出口溫度分布呈現明顯的“煙囪狀”溫度層，隨著冷卻孔角度的增加，煙囪狀火炬尾跡由緊貼壁面發展至遠離壁面。

從圖13可以看出，當冷卻孔角度為20°、40°和60°時，受到旋流高溫燃氣沖擊壁面作用，火焰筒前端的冷卻效果均較差，冷卻氣膜未能對壁面形成良好的覆蓋；火焰筒后端的冷卻效果均較好，形成了發展光順、厚度均勻的溫度分層。當冷卻孔角度為90°時，火焰筒前端O1～O4段的氣膜溫度較低，冷卻效果較好；而在O5～O14冷卻段，主流與冷卻空氣換熱劇烈，導致冷卻孔出口的溫度劇烈升高，未能形成穩定的1 223 K溫度層，壁面未能得到很好的冷卻保護。垂直冷卻孔的布置能夠改善火焰筒前端高溫旋流燃氣直接沖刷壁面的問題，這與Ji等^［19］的研究結果基本一致。

從圖14可以看出，冷卻孔角度20°時，緊貼壁面的溫度層延展光順，厚度均勻，1 223 K溫度層完整覆蓋了I1～I14壁面冷卻段。冷卻角度增大至40°和60°時，I1～I5段的冷卻效果較差，這可能是冷卻角度增大導致空氣的射流垂直分動量增大，一方面貼附壁面流動能力較弱，另一方面阻礙了頭部喉舌出口空氣沿壁面流動；I6～I14段未受到高溫氣體沖刷，冷卻效果良好。對比20°、40°和60°的壁面冷卻情況可知，隨著冷卻孔角度的增加，射流空氣的垂直分動量增加，沿壁面發展的溫度層厚度不斷增加，這可能導致火焰筒出口的內外壁面溫度分布不均勻。冷卻孔角度為90°時，I3～I4和I12～I14段的冷卻效果差，I1～I2和I5～I11段冷卻出口附近的溫度較低，覆蓋溫度層厚度大幅增加。主要原因在于，冷卻孔角度為90°時，大部分內環冷卻射流空氣存在逆向水平分動量，與上游冷卻空氣混合后，氣流貼附壁面流動速度降低。而該角度下垂直分動量非常大，導致冷卻空氣向燃燒室內集中，與主流燃氣發生劇烈混合的同時補充氧氣，造成未燃盡碳氫化合物繼續燃燒。

冷卻孔角度對燃燒效率和未燃盡碳氫化合物UHC摩爾分數的影響如圖15所示。可以看出，當冷卻孔角度從20°增加至60°時，燃燒室出口的UHC摩爾分數從7.60×10^－5增加至9.57×10^－5，燃燒效率從99.76%降低至99.72%。這是由于較大的冷卻射流角度使得冷卻空氣的垂直分動量較大，溫度較低的冷卻空氣與燃氣主流混合造成火焰淬息，UHC濃度升高，燃燒效率降低。而當冷卻孔角度為90°時，冷卻空氣射流垂直火焰筒壁面，在火焰筒內外環壁面存在逆向射流進氣，其與主流逆向混合充分燃燒，出口UHC摩爾分數降低至3.37×10^－5，燃燒效率大幅提高至99.90%。

冷卻孔角度對出口總溫分布和?_OTDF/?_RTDF的影響分別如圖16和圖17所示。

從圖16和圖17可以看出，冷卻孔角度為20°、40°和60°時，出口不同徑向位置處的周向總溫分布較為均勻，出口?_OTDF和?_RTDF幾乎保持不變。這主要是由于冷卻孔內流出的冷卻空氣大部分貼附壁面流動，因而冷卻射流空氣穿透深度較淺，與燃氣主流的混合擾動能力較差，對火焰筒出口溫度分布均勻性影響較小。當冷卻孔角度為90°時，冷卻射流空氣與主流逆向流動，冷卻空氣與主流劇烈混合，出口?_OTDF和?_RTDF分別降低至0.125和0.088，出口溫度分布的均勻性顯著提高。

冷卻孔角度對火焰筒近壁面溫度評價指標R_t的影響如圖18所示。可以看出，當冷卻孔角度從20°變化至40°、60°和90°時，R_t分別增加了8.51%、8.12%和38.28%。冷卻孔角度增大，冷卻空氣射流貼附壁面流動的能力減弱，未能在壁面上形成冷卻薄膜，造成壁面溫度超過1 223 K的面積增加，壁面冷卻效果變差。冷卻孔角度從40°增至60°時，溫度評價指標R_t略微降低，這可能是冷卻射流空氣垂直分量增加，沿火焰筒壁面冷空氣層逐漸增厚，導致火焰筒出口段的冷卻效果加強。

3 結 論

（1）隨著冷卻孔直徑的增大，頭部旋流器的流通空氣比例逐漸減小，壁面冷卻孔內的空氣流通量迅速增加，燃燒室的總壓損失逐漸降低，出口平均溫度和燃燒效率不斷降低，燃燒室出口的溫度場分布逐漸惡化。冷卻孔直徑從0.5 mm增加至1.0 mm時，?_OTDF從0.068增至0.438，?_RTDF從0.060增至0.419，燃燒效率從99.94%降低至99.25%，總壓損失系數從7.82%降低至3.59%。

（2）冷卻孔角度為20°、40°和60°時，火焰筒前端受到高溫旋流燃氣直接沖擊，冷卻效果較差；火焰筒中后段的冷卻效果較好，形成了發展光順、厚度均勻的溫度層。冷卻孔內流出的冷卻空氣大部分貼附壁面流動，對主流燃氣的混合擾動能力較弱，出口?_OTDF和?_RTDF幾乎保持不變，對火焰筒出口溫度分布的均勻性影響較小。

（3）當冷卻孔角度為90°時，垂直布置的冷卻孔能夠改善火焰筒前端高溫旋流燃氣沖刷壁面的問題，但火焰筒中后段壁面的冷卻效果惡化。90°的冷卻氣射流與主流混合氣逆向流動并充分混合燃燒，燃燒效率大幅提高至99.90%。逆向流動導致冷卻空氣與主流燃氣劇烈混合，出口?_OTDF和?_RTDF分別降低至0.125和0.088。

未來可針對多斜孔發散冷卻結構，進一步開展冷卻孔角度組合方式及排列方式對燃燒室性能及壁面冷卻效果影響的數值模擬研究，得到適用于貧燃預混燃燒室的最優發散冷卻結構。

參考文獻：

［1］交通運輸部. 交通運輸部關于修改《渦輪發動機飛機燃油排泄和排氣排出物規定》的決定：中華人民共和國交通運輸部令2022年第40號 ［EB/OL］. （2023-01-19）［2024-05-01］. https：//xxgk.mot.gov.cn/2020/jigou/fgs/202301/t20230119_3740982.html.

［2］ORGANIZATION I C A. Review and the establishment of medium and long term technology goals for NO_x ［EB/OL］. （2010-02-01） ［2024-05-01］. https：//store.accuristech.com/standards/icao-9953？product_id=2809718.

［3］ZENG Qinghua，CHEN Xuanwu. Combustor technology of high temperature rise for aero engine ［J］. Progress in Aerospace Sciences，2023，140：100927.

［4］LIU Yize，SUN Xiaoxiao，SETHI V，et al. Review of modern low emissions combustion technologies for aero gas turbine engines ［J］. Progress in Aerospace Sciences，2017，94：12-45.

［5］張弛，林宇震，徐華勝，等. 民用航空發動機低排放燃燒室技術發展現狀及水平 ［J］. 航空學報，2014，35（2）：332-350.

ZHANG Chi，LIN Yuzhen，XU Huasheng，et al. Development status and level of low emissions combustor technologies for civil aero-engine ［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2014，35（2）：332-350.

［6］李鋒，郭瑞卿，高賢智，等. 基于分層和分級燃燒機理的低污染燃燒室設計和排放性能預估 ［J］. 航空動力學報，2014，29（12）：2795-2800.

LI Feng，GUO Ruiqing，GAO Xianzhi，et al. Low pollution combustor design and emission performance prediction based on stratified and staged combustion mechanism ［J］. Journal of Aerospace Power，2014，29（12）：2795-2800.

［7］FOUST M J，THOMSEN D，STICKLES R，et al. Development of the GE aviation low emissions TAPS combustor for next generation aircraft engines ［C］//50th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston，VA，USA：AIAA，2012：AIAA 2012-936.

［8］LEE C M，CHANG C，KRAMER S，et al. NASA project develops next generation low-emissions combustor technologies ［C］//51st AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston，VA，USA：AIAA，2013：AIAA 2013-540.

［9］MONGIA H C. TAPS：a fourth generation propulsion combustor technology for low emissions ［C］//AIAA International Air and Space Symposium and Exposition：the Next 100 Years. Reston，VA，USA：AIAA，2003：AIAA 2003-2657.

［10］金如山，黨進，劉富強. 新一代航空發動機燃燒室 ［J］. 工程熱物理學報，2022，43（2）：543-552.

JIN Rushan，DANG Jin，LIU Fuqiang. New generation aero-engine combustor ［J］. Journal of Engineering Thermophysics，2022，43（2）：543-552.

［11］KREWINKEL R. A review of gas turbine effusion cooling studies ［J］. International Journal of Heat and Mass Transfer，2013，66：706-722.

［12］ANDREINI A，CACIOLLI G，FACCHINI B，et al. Density ratio effects on the cooling performances of a combustor liner cooled by a combined slot/effusion system ［C］//ASME Turbo Expo 2012：Turbine Technical Conference and Exposition. New York，USA：ASME，2012：903-914.

［13］許全宏，李濤，薛航，等. 多斜孔壁冷卻方式小孔內對流換熱的數值模擬 ［J］. 航空動力學報，2009，24（5）：957-962.

XU Quanhong，LI Tao，XUE Hang，et al. Convective heat transfer simulation in holes of inclined multihole wall film cooling ［J］. Journal of Aerospace Power，2009，24（5）：957-962.

［14］劉常春，吉洪湖，楊芳芳，等. 孔陣排列和偏轉角對多斜孔壁火焰筒冷卻效果的影響研究 ［J］. 推進技術，2013，34（10）：1369-1375.

LIU Changchun，JI Honghu，YANG Fangfang，et al. Numerical study on cooling effects of hole arrangement and deflected angle of inclined multi-hole on annular flame tube ［J］. Journal of Propulsion Technology，2013，34（10）：1369-1375.

［15］GE Bing，JI Yongbin，CHI Zhongran，et al. Effusion cooling characteristics of a model combustor liner at non-reacting/reacting flow conditions ［J］. Applied Thermal Engineering，2017，113：902-911.

［16］蘆翔，賈玉良，吉雍彬，等. 旋流燃燒室不同孔型發散冷卻特性的對比［J/OL］. 航空動力學報. （2023-11-02）［2024-06-09］. https：//doi.org/10.13224/j.cnki.jasp.20220313.

LU Xiang，JIA Yuliang，JI Yongbin，et al. Comparison of effusion cooling characteristics in a swirl-stabilized combustor between cylindrical and fan-shaped holes［J/OL］. Journal of Aerospace Power. （2023-11-02）［2024-06-09］. https：//doi.org/10.13224/j.cnki.jasp.20220313.

［17］WANG Jin，HU Zhenwei，DU Cong，et al. Numerical study of effusion cooling of a gas turbine combustor liner ［J］. Fuel，2021，294：120578.

［18］ANDREINI A，BECCHI R，FACCHINI B，et al. The effect of effusion holes inclination angle on the adiabatic film cooling effectiveness in a three-sector gas turbine combustor rig with a realistic swirling flow ［J］. International Journal of Thermal Sciences，2017，121：75-88.

［19］JI Yongbin，GE Bing，ZANG Shusheng. Analysis of effusion cooling under realistic swirl reacting flow in gas turbine combustor ［J］. Applied Thermal Engineering，2022，216：119101.

［20］PARK S，JUNG E Y，KIM S H，et al. Enhancement of film cooling effectiveness using backward injection holes ［J］. International Journal of Thermal Sciences，2016，110：314-324.

［21］SINGH K，PREMACHANDRAN B，RAVI M R. Experimental and numerical studies on film cooling with reverse/backward coolant injection ［J］. International Journal of Thermal Sciences，2017，111：390-408.

［22］PANG Liyao，ZHAO Ningbo，XU Honghao，et al. Numerical simulations on effect of cooling hole diameter on the outlet temperature distribution for a gas turbine combustor ［J］. Applied Thermal Engineering，2023，234：121308.

［23］渠立紅，張靖周，譚曉茗. 發散孔結構參數對橫向波紋表面氣膜絕熱冷卻效率的影響 ［J］. 航空動力學報，2018，33（3）：590-596.

QU Lihong，ZHANG Jingzhou，TAN Xiaoming. Effects of structural parameters of effusion holes on adiabatic film cooling effectiveness over transverse corrugated surface ［J］. Journal of Aerospace Power，2018，33（3）：590-596.

［24］楊光，邵衛衛，張哲巔. 孔布局對切向發散結構綜合冷卻效率的影響 ［J］. 推進技術，2023，44（5）：166-175.

YANG Guang，SHAO Weiwei，ZHANG Zhedian. Effects of hole arrangement on overall cooling effectiveness for tangential effusion cooling ［J］. Journal of Propulsion Technology，2023，44（5）：166-175.

［25］張玉芳，黃望全. 用于沖擊/發散雙層壁冷卻數值模擬的源項法模型 ［J］. 南京航空航天大學學報，2017，49（S1）：24-29.

ZHANG Yufang，HUANG Wangquan. Source term model for impingement/effusion double-wall cooling numerical simulation ［J］. Journal of Nanjing University of Aeronautics amp; Astronautics，2017，49（S1）：24-29.

［26］四川大學燃燒動力學中心. 燃燒動力學平臺CDS網絡版 ［EB/OL］. ［2024-05-01］. https：//cds.scu.edu.cn/.

［27］WANG Tianyi，XUAN Yimin，HAN Xingsi. Investigation on hybrid thermal features of aero-engines from combustor to turbine ［J］. International Journal of Heat and Mass Transfer，2023，200：123559.

［28］DAI Huwei，ZHANG Junhong，REN Yanyan，et al. Effect of cooling hole configurations on combustion and heat transfer in an aero-engine combustor ［J］. Applied Thermal Engineering，2021，182：115664.

（編輯 亢列梅）