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控制合适的涡轮叶尖间隙对提高涡轮效率、降低航空发动机耗油率具有重要意义,目前主动叶尖间隙控制技术已经成为高性能民用发动机的代表性技术之一。
本文以某民用发动机中间隙主动控制高压涡轮机匣为研究对象,利用数值模拟和实验研究相结合的方法,对机匣内部的流场结构、流阻特性、机匣内表面的温度和换热系数分布规律开展了研究,重点分析高压涡轮机匣中典型换热单元内的流动与换热特性,及其随冷气入射角度、冷气孔排布方式等参数的变化规律。
针对机匣整环模型的数值计算表明,气流从进口达到冲击孔板后变为壁面流动,并通过冲击孔加速冲击机匣内壁面,充分发展后气流从孔板上翅片与肋板形成的缝隙通过,最终流出机匣。冲击孔射流达到肋板后,形成局部强化换热,同时随着气流通过孔板上翅片与肋板形成的缝隙,此处的换热也得到一定的强化。从冷却总管进口沿周向方向,机匣壁面温度升高,壁面换热系数逐步降低,离开进口90度的位置气流基本滞止,换热效果最差。当冷气流量增加后,机匣内气流速度升高,但随之带来的总压损失变大,机匣壁面的局部和平均换热效果有一定的增强。在对整环模型研究的基础上,本文对机匣内部典型换热单元开展了数值研究。研究中通过改变冲击孔直径(1mm,1.5mm,2mm)、冲击角度(30°,45°,60°)、孔间隔角度(第一排孔1.125°/2.25°/4.5°,第二排孔1.07°/2.14°/4.28°,第三排孔1.07°/2.14°/4.28°),分析了对应肋板的局部和平均换热系数,并对流动损失也进行了比对。结果表明,增加冲击孔孔径可以减小压力损失,但不利于壁面换热系数的提高:改变气流入射角度对肋片和机匣壁面平均换热系数有相反的影响规律。综合考虑压力损失和强化换热,冲击孔径为1.5mm,入射角度为45°的冷却结构比较合理。
通过上述数值模拟工作的开展,获得了高压机匣内部典型换热单元中的流动和换热特性,本文进一步利用试验研究的方法分析了其内部流动特性。试验中进口Re数为11237-39331(折合质量流量为0.006-0.021kg/s),冲击孔排布方式为第一排孔45°入射,第二排孔入射角分别为30°/45°/60°,第三排孔入射角45°。研究中发现,冲击射流以45度角入射时,所产生的流阻和总压损失是最大的,当雷诺数为22474时总压损失为3.7%。总压损失随流量增加而增大,冲击射流角度为45度时这种增大趋势最为明显,60度其次,30度时最小。