隨著航空發動機推重比的不斷提高，新一代加力燃燒室入口溫度己達1300 k以上，由于中心錐是發動機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錐的冷卻帶來了挑戰。氣膜冷卻作為航空發動機高溫部件重要的冷卻手段之一，國外和國內對其研究已經有幾十年歷史，技術比較成熟。但是上述研究主要關于渦輪葉片和主燃燒室的冷卻，對于內錐冷卻的這一塊的研究相對較少，特別是有關加力內錐冷卻的試驗研究。

　　李麗、李佳等用異性氣體作為冷氣驗證了密度比對氣膜冷卻的影響，但是氣膜冷卻試驗主次流溫差太小，跟真實結果有一定的差距。張勃等對比了縫槽和氣膜孔兩種氣膜冷卻方案，發現在相同冷氣量下，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內錐氣膜冷卻的影響。發現孔徑d= 1.0 mm時，冷卻效果最好，內錐壁溫最高可下降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塞錐冷卻效果和噴管的氣動性能的影響。當冷氣量為主流質量流量1%時，塞錐溫度大幅下降；當冷氣量增至3%時，冷卻效果和前者差不多，但是息壓損失較為顯著。單勇在實驗中采用1/3的縮尺模型研究了中心錐的氣膜冷卻效果，但是試驗中冷熱氣流溫度遠低于發動機現實溫度，總流量也偏小。一種新型加力燃燒室如圖1，采用整流支板、加力內錐、火焰穩定器和噴油裝置一體化設計，有利于防止油管和火焰穩定器的燒蝕。

　　本文主要研究某新型加力燃燒室其內錐的氣膜冷卻特性，采用試驗和數值模擬相結合的方法，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，以降低內錐壁面溫度和發動機向后的紅外輻射強度。
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