作为发动机承力系统的重要构件,涡轮机匣内部空气流动和换热特性显著影响了机匣温度及变形规律。本文以两种涡轮机匣部件为研究对象,利用数值模拟和试验研究相结合的方法,对涡轮机匣内部流场结构、流动损失、机匣内部冲击换热特性以及外环燃气侧表面的综合冷却效率展开了分析,为进一步的优化设计及工程研制提供基础数据参考。论文首先利用三维数值模拟方法,针对A型涡轮机匣的冷却方案开展计算,获得了典型设计状态下机匣内部复杂多排阵列冲击冷却中的空气运动特征和流量分配规律,并就每一个流路进行了对应的流动损失和冲击靶板换热特性的分析。同时还研究了供气状态变化对涡轮机匣内部的流动换热的影响规律。研究中发现,机匣内部空气流动损失主要发生在各节流孔处,最大相对压降可达519MPa。由于机匣多层结构特征,冲击射流在腔内会形成多个涡系结构。计算结果表明,不同位置阵列冲击射流的流动和换热规律差异很大,机匣结构和出流孔会显著影响冲击射流空间发展,进而导致局部和平均换热效果改变。机匣温度最高出现在一级外环靠近燃气侧,最低出现在二级外环上侧靠近冷气侧的机匣处。在此基础上,针对A型机匣带出流孔的典型冷却单元利用热膜法开展了试验研究,重点分析了冲击靶板Nu数随冲击雷诺数Rej(3400~14000)、冲击间距比H/d(2~4.5)、冲击孔出流孔间距与冲击孔直径比P/d(1.875~3.875)等参数的变化规律。试验中发现随着冲击雷诺数Rej的增加,内表面换热系数逐步增强。出流孔的存在能局部强化靶板的换热特性。当P/d=2.875时,阵列冲击/气膜复合冷却结构内表面换热效果达到最佳,而在本文研究工况下,H/d对局部换热系数的影响整体不大。最后,文章针对B型涡轮机匣冷却结构,分别就高压和低压部分进行了数值模拟计算,获得了典型设计状态下的高低压涡轮机匣冲击/气膜复合冷却下的流量分配、流动损失、换热特性和综合冷却效果。研究中发现,不同工作状态下流量分配规律基本保持不变。冲击射流可以有效提高靶面的局部换热效果,同时也受到了出流孔和机匣结构的显著影响。外环燃气侧表面的综合冷却效率在气膜孔出口处最高,远离气膜孔中心逐渐降低。不同工作状态下的综合冷却效率随着吹风比的增加而升高。