航空发动机涡轮机匣温度试验对比验证研究

马文昌

（海军装备部驻沈阳地区军事代表局，沈阳110031）

航空发动机涡轮机匣温度试验对比验证研究

马文昌

（海军装备部驻沈阳地区军事代表局，沈阳110031）

涡轮机匣结构复杂且工作环境比较恶劣，直接利用发动机部件开展机匣表面换热规律研究难度极大。通过采用简化模型的基础研究结合某发动机部件试验验证的方式进行研究。在基础研究中，取涡轮机匣的1个周期性扇段作为研究对象，对机匣结构中的一些圆弧、倒角、倒圆等结构进行了简化，采用数值计算和瞬态液晶测试技术获得了涡轮机匣表面换热经验关系式；在验证试验中，针对某发动机部件，在压力和温度均接近发动机工况下进行试验，获得了涡轮机匣表面换热情况，并对基础研究获得的经验关系式进行了验证。研究结果表明：基础研究获得的换热经验关系式在发动机部件试验中同样适用。应用的研究方法可供类似研究借鉴。

涡轮机匣；换热；试验；航空发动机

0 引言

航空发动机涡轮机匣是控制发动机涡轮叶尖间隙的主要部件。在发动机设计阶段，如果能够准确预估其工作温度，进而获得机匣在发动机不同状态下的变形量，对于涡轮叶尖间隙控制系统设计是有极大帮助的。涡轮机匣作为热端部件结构，其流动形式通常包含冲击、平板、凹槽、多孔阵列等，换热规律也比较复杂。针对上述流动形式，国内外学者开展了大量研究[1-6]，但针对涡轮机匣结构进行的换热特性研究开展得较少。由于涡轮机匣工作环境温度高、流动复杂，在进行温度分析时，所采用的换热模型往往与实际结构差异较大[7]，导致很难准确预估机匣温度和变形，对于叶尖间隙的控制也就无法保证。为提高涡轮机匣温度分析精度，需要开展涡轮机匣表面换热规律研究。由于涡轮机匣结构复杂，直接利用发动机部件开展换热规律研究难度极大，为降低研究难度，提出了采用简化模型的基础研究结合发动机部件的试验验证方式完成整个研究工作。

本文对涡轮机匣结构进行了简化，采用数值计算[8]和瞬态液晶测试技术[9]获得了涡轮机匣表面换热经验关系式，并在接近发动机工况下对所得到的经验关系式进行了验证。

1 流路介绍

涡轮机匣位于涡轮转子外部，是发动机通过涡轮段的结构连接部分，是发动机主要承力部件之一，也是涡轮间隙控制的主要部件。典型涡轮机匣结构和流路分布如图1所示。涡轮机匣内部的冷却气体由涡轮机匣内环射流孔进入后，沿着机匣内壁向后流动，经过涡轮机匣前后腔上的通气孔对机匣后部进行冲击冷却，最后由机匣后部排气孔排出。为确定涡轮机匣内部流动形式，指导换热规律的研究，对涡轮机匣内腔进行了流动分析。由数值计算获得的涡轮机匣内部横截面的流场分布情况如图2所示。从图中可见，整个涡轮机匣内腔的流动情况十分复杂，流场内存在冲击、平板、凹槽等多种流动形式，还有一些位置存在涡流，使得涡轮机匣内表面的换热情况比较复杂。

图1 涡轮机匣结构及流路分布

图2 机匣内部流场分布情况

2 基础研究

针对如图1所示的涡轮机匣环腔结构，考虑其对称性，取环状机匣具有周期性性质的扇段作为研究对象。由于机匣直径较大、曲率较大，可以将环形机匣内流通道的顶面和底面的圆弧面简化为平面；本文主要研究机匣表面的换热系数，一些对其换热影响较小的通道内的圆弧和倒角结构可以适当简化，从而获得了基础研究的简化模型。简化后的模型能够大幅提高数值分析的网格质量、提高计算效率，同时并不会影响研究对象的分析精度。

针对简化模型，完成了数值计算和基础试验研究，获得了涡轮机匣表面换热特性，给出了相应的研究结论[8-9]。首先开展了流动换热数值分析，初步获得机匣表面换热规律，机匣前部表面face1由于受进气孔冲击换热的影响整个换热表面换热能力很强，而中部表面face2则近似管流换热，受气流流速影响该通道处流量较小流通面积较大，因而换热能力较低，后部表面受前方进气孔影响换热较大。可以看到换热系数的大小主要受气体流动雷诺数影响，因此需建立换热系数与流动雷诺数之间的关系式。在数值计算基础上进行了多工况试验室环境下的试验研究，结合数值计算的规律以及实验结果数据的整理统计，总结获得了如图1所示face1～face3这3个表面的换热系数经验关系式

其中系数A、B的值为：

Re（雷诺数）定义为

式中：V为进口冲击孔内的平均流速；d为进口冲击孔直径；ρ为空气密度；μ为空气的动力黏性系数。

3 发动机部件验证试验

3.1验证方法

基础研究中获得的换热经验公式在发动机结构中是否适用还需要进行试验验证，而发动机结构试验是直接测试研究对象的壁温，在研究对象周围环境气体流动参数（温度、压力、速度）已知的情况下，通过引用研究获得的换热经验公式来计算机匣壁温，对比计算的温度结果和测试的温度结果差异性，从而验证基础研究获得的换热系数是否准确可用。其流程如图3所示。具体的验证方法如下：

图3 试验验证流程

（1）对某发动机涡轮机匣结构进行换热试验，获得机匣周围气流参数（压力、温度、流速）和机匣表面温度；

（2）利用经验公式和试验测得的气流参数进行计算，得到机匣表面换热边界条件，即已知分析对象的环境温度和换热系数，即可通过商用有限元软件ANSYS完成2维有限元温度计算,从而获得涡轮机匣表面的温度场；

（3）对比测试位置的计算温度和试验中测试温度，可以对基础研究中所获得的经验关系式进行校核，从而确定经验公式在发动机结构中的适用性，如经验公式校核有一定差异则通过总结试验测试结果与经验公式计算结果之间的规律，获得经验公式的修正方法，从而获得机匣温度的修正计算公式。

3.2试验装置和试验状态

在试验过程中，试验件采用某发动机涡轮机匣结构，为模拟发动机工作环境，对试验件进行了改装，在相应位置布置了用于测量气流温度、压力的测点，并对涡轮机匣内外壁温进行了测量，试验改装件如图4所示。

图4 试验改装件

图5 试验装置

除试验件外，还设计了用于进行机匣加热的燃气通道和进行冷却的冷却通道，以及用于试验装置冷却的冷却水通道，如图5所示。冷却气从集气罩入口进入，经过涡轮机匣结构后从出气口流出，试验中由试验器燃烧室提供高温燃气模拟主通道燃气温度，并提供出口背压。由于燃气温度较高，采用双层冷却结构进行冷却；冷却空气通过引气管进入集气罩，并利用电加热器调节集气罩进口气流温度。

根据发动机工作状态和试验装置的能力，完成了表1列出的4个状态的试验。

3.3试验结果及分析

在试验过程中，记录了相应的流量、压力、温度等参数以及涡轮机匣内外壁面的表面温度，具体试验参数见表2。表中除流量外，其余参数都是多个测点的平均值。前、后腔壁温测点的具体位置如图4所示。

表2 试验参数

为验证经验公式在温度分析中的准确性，根据试验件结构建立了涡轮机匣温度场计算模型，相应的计算网格及换热边界分区如图6所示。图中，face1～face3是基础研究中所针对的表面，其换热系数根据经验公式计算获得，其余边界根据测试得到的温度直接给定。

根据经验公式和壁温测试值，获得了如图6所示分区温度分析的边界条件，见表3。表中没有给定换热系数的表面表示直接加载一类边界条件。具体的计算结果如图7所示。为了对比计算温度场与测试温度之间的差异，图中标出了与测试位置相近位置的温度，计算得到的壁温(转换为摄氏度)与测试壁温比较关系见表4。从表中可见，计算温度与测试温度之间误差在5%以内，表明基础研究获得的经验关系式在发动机部件试验中同样适用。

图6 涡轮机匣温度场计算模型及换热分区

表3 换热边界条件

图7 涡轮机匣温度场计算结果（K）

表4 计算温度与测试温度对比

4 结论

（1）本文采用基础研究结合发动机部件试验验证的方式对涡轮机匣表面换热规律进行了研究，获得了涡轮机匣表面换热经验关系式，并利用某发动机涡轮机匣进行了验证。基础研究获得的涡轮机匣表面经验关系式综合考虑了多种换热效应，且经验证在发动机结构中同样适用，该换热规律可以用于相近结构机匣温度分析使用；

（2）本文所采用的基础研究结合试验验证的方法可以应用于其他结构换热规律研究，有助于降低一些复杂结构换热研究的难度；

（3）在利用简化结构进行换热特性研究时，将研究表面由弧形简化为平面，去掉一些倒圆、倒角等结构对研究结果影响不大，所得结论可以不经过发动机部件试验验证直接用于相关部件的温度分析。

[1]曾军，王鹏飞.民用航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制技术分析[J].航空科学技术，2012（2）：1-6.

ZENG Jun,WANG Pengfei.Analysis on turbine active clearance control technology of civil aircraft engine[J]. Aeronautical Science and Technology,2012（2）：1-6.（in Chinese）

[2]Chambers A C,Gillespie R H.The effect of initial cross flow on the cooling performance of a narrow impingement channel [J].Journal of Heat Transfer,2005,127（4）：358-365.

[3]Florian H,Shailendra N,Simon S,et al.Heat transfer in a confined oblique jet impingement configuration[R].ASME 2009-GT-59354.

[4]毛军逵,刘震雄,郭文.小间距单孔冲击凸面靶板流场结构实验[J].航空动力学报,2007,22（10）：1598-1603.

MAO Junkui，LIU Zhenxiong，GUO Wen.Experimental investigations on round jet impingement on flow structures of convex surface target with narrow space[J].Journal of Aerospace Power,2007,22（10）：1598-1603.（in Chinese）

[5]王克菲,朱惠人,李中洲,等.出流方式对阵列冲击换热的影响[J].航空动力学报，2010，25（10）：2273-2278.

WANG Kefei，ZHU Huiren，LIZhongzhou，et al.Influence of exit flow type on heat transfer of array impingement[J].Journal of Aerospace Power,2010，25（10）：2273-2278.（in Chinese）

[6]张靖周，李永康，谭晓茗，等.阵列射流冲击冷却局部对流换热特性的数值计算与实验研究[J].航空学报,2004，25（4）：339-342.

ZHANG Jingzhou，LI Yongkang，TAN Xiaomin，et al. Numerical computation and experimental investigation on local convective heat transfer characteristics for jet array impingement[J].Journal of Aerospace Power,2004，25（4）：339-342.（in Chinese）

[7]赵鹏，刘高文，朱晓华，等.间距对凹坑强化传热和流动阻力的影响[J].航空动力学报,2009，24（10）：2266-2271.

ZHAO Peng，LIU Gaowen，ZHU Xiaohua，et al.Influence of dimple space on heat transfer enhancement and pressure loss in a dimpled rectangular channel[J].Journal of Aerospace Power，2009，24（10）：2266-2271.（in Chinese）

[8]佟轶杰，曲胜，刘国库.航空发动机涡轮机匣传热分析技术研究[J].航空发动机，2012，38（2）：27-31.

TONG Yijie，QU Sheng，LIU Guoku，et al.Heat transfer analysis technology ofaeroengine turbine casing[J].Aeroengine，2012，38（2）：27-31.（in Chinese）

[9]杜小琴，朱惠人，张宗卫，等.涡轮机匣壁面换热特性的数值计算[J].航空工程进展，2010，1（4）：384-389.

DU Xiaoqin,ZHU Huiren,ZHANG Zongwei,et al.Numerical study on the heat transfer characteristics of turbine casing[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering，2010，1（4）：384-389.（in Chinese）

[10]张书华，张丽，朱惠人，等.涡轮机匣换热试验[J].航空动力学报，2011，26（5）：1011-1016.

ZHANG Shuhua,ZHANG Li,ZHU Huiren,et al. Experimental investigation of heat transfer characteristic in turbine casing[J].Journal of Aerospace Power,2011，26（5）：1011-1016.（in Chinese）

Tem perature Com parative Experiment on Aeroengine Turbine Casing

MAW en-chang
（Engine AffairsM ilitary RepresentativesO fficeofNavy in Shenyang Area,Shenyang 110031,China）

Due to the complicated structure and bad operation environmentof turbine casing,the heat transfer law was hardly studied by engine components.Based on the simplified model combined with engine components the casing experimental verification,taking the turbine casing 1 periodic sector as the research object,Some arc,cham fer,fillet structure ofwas simplified,and the turbine casing surface heat transfer formula was presented by the numerical calculation and transient liquid crystal test technology.An engine components were tested,which pressure and temperature are close to the operation.The turbine casing surface heat transferwas obtained and the experience formula of basic research was also verified.The study results show that the heat transfer formula in the basic study is also applicable in the engine components test,and the application studymethod can provide reference to similar studying.

turbine casing;heat transfer;experiment;aeroengine

2013-04-18

马文昌（1973），男，工程师，从事航空装备监督管理工作。