丁国玉，何小民，金 义，吴泽俊，葛佳伟

（南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016）

0 引言

21世纪初期，为了满足未来的军用航空发动机的气动热力性能要求，常规航空发动机燃烧室发展到第4代，并向着高推重比方向发展。高推重比燃烧室要求具有较大的温升，因而也称为高温升燃烧室。燃烧室出口温度越来越高，其最高出口温度随推重比的提高而不断增大。随着涡轮进口温度的提高，允许的热点最大温度偏差及燃烧室出口温度分布对理想温度分布的偏离值并没有变化，这样对燃烧室出口温度分布的要求就更高。涡轮进口燃气平均径向温度偏离理想温度分布，会明显影响到涡轮导向器叶片和转子叶片的寿命。对于高推重比燃烧室来说，如果仍维持与现在温度水平相当的出口温度分布系数，则其局部最高温度将会大幅度升高。按照出口温度分布系数为0.25计算，推重比为20的燃烧室最高出口温度将达到2670 K，热点温度比平均温度高300 K[1-6]，很难保证涡轮在如此高的出口温度下正常工作。因此，更加均匀的燃烧室出口温度分布显得尤其重要。

在航空发动机燃烧室中，油雾蒸发、扩散掺合的速度和浓度，决定于局部流速，即“速度场”决定“浓度场”；分子碰撞、燃烧放热的速度和数量，决定于局部温度、压力及燃料浓度，即“浓度场”决定“温度场”；按此观点，主燃区的速度场决定火焰筒出口温度场[7]。可见，主燃区出口速度分布和温度分布直接影响燃烧室出口温度分布质量,尤其影响燃烧室出口温度场热点形成。……