航空發(fā)動機渦輪機匣傳熱分析技術研究

佟軼杰，曲勝，劉國庫

（海軍駐沈陽地區(qū)發(fā)動機專業(yè)軍事代表室，沈陽 110043）

航空發(fā)動機渦輪機匣傳熱分析技術研究

佟軼杰，曲勝，劉國庫

（海軍駐沈陽地區(qū)發(fā)動機專業(yè)軍事代表室，沈陽 110043）

佟軼杰（1979），男，碩士，工程師，從事艦船燃氣輪機、航空發(fā)動機的故障診斷、測試、維修與全壽命保障技術研究。

通過數值仿真和基礎試驗系統(tǒng)研究了渦輪機匣的傳熱特點，建立了高壓渦輪機匣傳熱分析方法?？偨Y機匣傳熱分析的主要技術環(huán)節(jié)，開展了機匣關鍵部位的CFD流動換熱數值分析，給出了機匣表面換熱分布規(guī)律，通過換熱試驗修正了機匣表面換熱分析方法；通過機匣的過渡態(tài)溫度分析,建立了渦輪機匣傳熱分析工程方法。

渦輪機匣；傳熱；工程應用；數值仿真；試驗；航空發(fā)動機

0 引言

航空發(fā)動機渦輪機匣傳熱分析一直是熱分析中的1個難點，究其原因主要是流動換熱分析難度較大。由于機匣結構復雜，流動換熱模型很難通過1維的典型準則經驗公式來模擬，而且設計中現(xiàn)有的用于機匣模型的換熱經驗準則僅有3～4種，大大增加了準確預估機匣溫度的難度；且對機匣傳熱分析很難采用統(tǒng)一的計算方法，國外現(xiàn)有的機匣結構流動或換熱的計算方法都是針對某具體結構建立的。國內外開展機匣的傳熱研究相對較少，且多集中在基礎研究上，針對工程應用的研究更少。

本文從工程應用的角度出發(fā)，對機匣的傳熱分析開展了CFD數值計算和換熱試驗研究，以數值分析和試驗為基礎獲得了機匣的流動換熱規(guī)律，總結完善機匣的換熱特性模型，開展機匣溫度預估，提高了溫度分析精度，為完善機匣設計奠定基礎。

1 技術環(huán)節(jié)分析

以某航空發(fā)動機高壓渦輪機匣為例進行機匣傳熱分析。高壓渦輪機匣的流動傳熱分析是1個比較復雜的過程，其影響因素較多，而其本質屬于流體動力與熱交換理論與發(fā)動機部件結構的結合。流動特性是對發(fā)動機內部二次流空氣的流動狀況(包括流量壓力溫度等因素)進行設計研究，而換熱特性是對發(fā)動機主要零部件的表面和氣流熱交換的原理進行研究。流動換熱的核心問題是對流場的求解，目前N-S方程的準確求解仍然是1個世界性的難題，必須通過試驗來彌補理論解的不足。

本文研究目的在于建立渦輪機匣的傳熱分析方法，其思路為：以1維流動換熱經驗公式分析為基礎，局部深化開展3維數值仿真獲得流動換熱規(guī)律，開展基礎試驗對換熱特性進行局部驗證，修正傳熱計算方法，總結出機匣的傳熱工程計算方法，最終有待發(fā)動機整機試車的溫度測試驗證。

了解高壓渦輪機匣以及主動間隙控制系統(tǒng)的結構形式和特點，掌握其影響流動傳熱的關鍵因素，為流動和傳熱分析模型的建立奠定基礎。結合整個二次流空氣系統(tǒng)設計開展1維分析獲得機匣的初步氣體流動環(huán)境。根據發(fā)動機實際結構及流動情況，針對每個流動單元進行適當的準則模化處理，形成由各不同種類的節(jié)流單元串聯(lián)和并聯(lián)組成的復雜空氣系統(tǒng)1維流體計算網絡，進行計算分析，獲得高壓渦輪機匣的流動特征和氣體分布。在1維分析的基礎上開展機匣局部深化的CFD數值仿真分析，研究獲得機匣的流動換熱分布規(guī)律，通過數值仿真達到換熱特性的概念驗證。經過多年的基礎研究,CFD技術已經被應用到實際工程設計中，能夠對發(fā)動機結構的流動傳熱特性進行較好地仿真分析。

顯然，數值仿真可以獲得規(guī)律，但還不能完全準確地分析機匣的流動換熱特性，其換熱特性的建立必須開展試驗驗證。本文對渦輪機匣的流動傳熱結構開展了基礎試驗驗證，在將來具備條件后再開展發(fā)動機試車傳熱試驗驗證，以提高技術成熟度。

根據建立的熱物理模型和計算得到的邊界條件，通過有限元計算得到發(fā)動機工作歷程下機匣的瞬態(tài)溫度，為渦輪葉尖間隙分析以及機匣強度設計奠定了良好的傳熱分析基礎。

綜上所述，為了獲得高壓渦輪機匣的溫度，需要逐一解決上述問題，其關鍵技術為對換熱邊界條件的計算分析。機匣組件是1個結構相對比較復雜的零部件，其周圍的流動換熱環(huán)境相對難以準確預估。常規(guī)換熱計算都是根據已有的經驗準則公式進行，而機匣的復雜結構導致很難有比較吻合的模型準則公式，而換熱邊界的準確度直接決定了機匣溫度分析的精度，這就使得對換熱邊界條件的分析成為整個機匣溫度分析中最關鍵的環(huán)節(jié)。需要完善原有的計算方法，通過數值仿真和試驗研究來獲得更準確的換熱邊界條件。

2 高壓渦輪機匣換熱特性研究

在流動分析結束后，獲得了機匣內外表面的工作環(huán)境，結合部件性能的分析結果，具備了換熱分析的邊界條件。通過分析機匣的流動結構形式可知，機匣的前段和中段上表面為沖擊換熱，下表面為對流換熱，機匣后段均為對流換熱。整個機匣的換熱環(huán)境具有一定的特殊性，很難直接用已有的經驗準則公式來分析計算。引入CFD的數值分析來研究機匣復雜結構的換熱情況，將CFD的結果轉化為工程可用的分析方法，從而提高換熱計算的準確度。同時，對機匣開展換熱試驗研究，以對數值仿真獲得的換熱特性進行修正完善，最終根據試驗和計算的驗證分析獲得較完善的換熱計算方法，提高分析結果的精度，為準確預估機匣的溫度奠定良好的基礎。

2.1 高壓渦輪機匣的數值分析

高壓渦輪機匣的內部為1個構造比較特殊的腔體，其內發(fā)生的復雜換熱形式包括沖擊換熱、圓管換熱、渦流換熱和封閉腔換熱等，其換熱情況主要受氣流在腔體內的流動影響，由于其結構的復雜性很難通過準則經驗公式來準確計算。本文以1維空氣系統(tǒng)流動計算結果的進口壓力和質量流量為邊界條件，利用商用CFD軟件CFX進行數值分析計算，其計算模型如圖1所示。

圖1 渦輪機匣腔CFD計算模型

渦輪機匣腔內的流場結構主要受其幾何結構的影響，復雜的機匣腔結構迫使其內部氣流方向不斷發(fā)生改變，形成氣流渦，作用于壁面，影響氣流與壁面的換熱。由進氣孔進入渦輪機匣的氣流速度很快，對壁面產生很強的沖擊作用，沿沖擊區(qū)邊緣四周流動，同時氣流速度迅速減慢。其速度分布如圖2所示，受其影響得到的復雜換熱分布如圖3所示。

圖2 機匣外腔速度分布

圖3 機匣外壁換熱分布

從圖3中可見，在沖擊孔正對沖擊的機匣外壁面區(qū)域，有明顯的斑狀沖擊強換熱區(qū)域，其換熱區(qū)域的特點與沖擊孔特點一致，是由很明顯的沖擊換熱造成的，也是空氣冷卻機匣作用的體現(xiàn)。從圖中還可見機匣2條肋的壁面是直接感受沖擊的區(qū)域，換熱較強；機匣外表面的小腔空間較小，有2排沖擊孔沖擊，腔內流動較劇烈，使得機匣表面的換熱也較強；機匣外表面大腔幾何空間較大，流動較緩慢，換熱較弱，但在接近沖擊換熱區(qū)處的換熱要強一些，換熱強度基本上隨著離沖擊區(qū)的距離增加而減弱。

在機匣內壁前段，在入流孔沖擊的作用下，在沖擊處的換熱系數很大，而在沖擊區(qū)外，換熱系數逐漸減小，但減小的趨勢漸弱；在機匣內壁中段，氣流與壁面的作用較均勻，因此壁面的換熱系數分布也較均勻，換熱系數較??；在機匣內壁后段，在壁面氣流沖擊處氣流與壁面作用較強，換熱劇烈，換熱系數較大，而在沖擊區(qū)周圍，氣流與壁面的作用減弱，因此換熱系數也減小。在發(fā)動機不同工作狀態(tài)下針對封閉腔下進行模擬發(fā)現(xiàn)，其內的流動狀態(tài)基本相似。數值分析結果顯示，腔內氣流速度均勻，壁面換熱也較均勻，略強于自然對流條件下的情況。

綜上所述，由數值分析可知：

（1）孔出流對壁面形成很強的沖擊作用，沖擊區(qū)氣流與壁面換熱很強，局部換熱系數很大；

（2）機匣腔結構復雜，導致氣流方向不斷改變，形成多而復雜的旋渦結構；

（3）在氣流渦存在的位置，氣流與壁面的作用較強，壁面局部換熱系數較大。

2.2 高壓渦輪機匣換熱試驗

在換熱特性研究中，重點分析了沖擊射流沖擊機匣表面后機匣表面的局部Nu和平均Nu，通過試驗測量了機匣表面溫度和冷卻空氣流量。在換熱特性試驗中采用了常規(guī)的熱膜法，即利用恒定的直流電流加熱機匣表面，提供1個熱流密度均勻的加熱表面，通過測量機匣表面的溫度和參考溫度間的差值，獲得機匣表面的局部換熱系數。

對機匣的局部沖擊壁面區(qū)域進行了換熱試驗研究。機匣沖擊壁面局部Nu隨著機匣進口Re的變化規(guī)律如圖4所示。從圖4中可見，機匣沖擊壁面局部的Nu隨著機匣進口Re的增大而逐步增大。這是由于試驗中機匣進口Re的增大是通過提高冷卻空氣的進口流量來實現(xiàn)的，顯然參與換熱的冷卻空氣質量流量越大，其換熱效果必然越突出，體現(xiàn)在換熱系數Nu上即隨著Re的增大而增大。

圖4 機匣沖擊換熱壁面Nu分布

在沖擊換熱的換熱準則下，對試驗結果和數值分析結果進行了比較，見表1。從表中可見，在機匣的B、C處，試驗與計算結果吻合較好，而在A處二者的差異較大。這是因為機匣在A處的腔體較大，其流動相對平緩，因此其換熱強度略小于機匣B、C處的。試驗分析結果可修正完善機匣表面的換熱計算方法，最終形成經過試驗驗證后的換熱特性分析方法。

表1 換熱特性Nu比較

2.3 工程應用

通過對機匣進行CFD數值分析和試驗研究，獲得了機匣的換熱邊界分布規(guī)律和計算方法，但由于計算網格和湍流模型的原因，特別是換熱系數的計算與壁面邊界層流動之間的關系很大，CFD數值計算還需要通過試驗驗證，并在工程使用時進行一定的修正。

針對機匣的換熱邊界研究，通過經驗公式計算、CFD分析以及試驗驗證對比可以總結歸納出工程計算方法。對于機匣沖擊換熱這類典型模型，可以在CFD計算和試驗研究基礎上歸納沖擊換熱經驗公式。而其他一些流動區(qū)域的換熱，通常不是簡單的管內典型流動，含有復雜的渦類紊流，使得局部流動換熱情況比較復雜，很難用經驗公式進行1維計算，而需要參考CFD的數值計算和試驗驗證結果進行修正。通過對高壓渦輪機匣的數值模擬和試驗研究，形成了渦輪機匣的換熱分析方法，能夠獲得較準確的邊界條件，為溫度分析奠定了良好的基礎。

3 機匣溫度分析

3.1 計算模型

為保證傳熱模型分析對象合理，高壓渦輪機匣組件的分析對象包括了高壓渦輪機匣及附近的機匣、外環(huán)、葉片緣板等傳熱零件。因整個模型比較復雜，適當簡化了計算對象，葉片離計算對象較遠，只取了葉片的下緣板,考慮導熱影響，忽略了螺栓、銷子、引氣嘴等局部3維特征的影響，簡化了一些局部幾何特征，完成了整個復雜模型的建模、分網以及溫度計算。

3.2 溫度計算

利用有限元軟件完成了某發(fā)動機工作歷程的過渡態(tài)溫度計算。以機匣典型位置——肋的根部為特征點繪制了過渡態(tài)的溫度變化曲線，如圖5所示。從圖5中可見機匣在發(fā)動機工作過程中的溫度變化情況，根據其溫度分布可以進行渦輪葉尖的間隙分析以及機匣強度壽命預估。布來看，機匣前段分布均勻，中段徑向溫差較大，而且距離較短，后段的徑向和軸向溫差都很小。

圖6 高壓渦輪機匣溫度

4 總結

圖5 高壓渦輪機匣溫度過渡態(tài)變化曲線

高壓渦輪機匣某個歷程點的溫度云圖如圖6所示。從圖6中可見，機匣的高溫區(qū)集中在與高壓渦輪外環(huán)和第1級低壓導向葉片接觸的位置，低溫區(qū)在機匣肋上。機匣中前段溫度較低，接近高壓壓氣機級間氣的溫度，這是因為機匣上表面為換熱很強的壓氣機級間氣，下表面為壓氣機出口，機匣壁很薄向前的導熱量很少。機匣中后段與高壓渦輪外環(huán)、第1級低壓導向葉片直接接觸導熱，而且第1級低壓導向葉片集氣腔的冷氣換熱較弱，以及中后段的壁較厚導熱量大，使得整個機匣的中后部溫度較高。從溫度梯度分

通過高壓渦輪機匣的流動換熱研究以及過渡態(tài)溫度分析，掌握了機匣的流動換熱規(guī)律，基本建立了渦輪機匣的傳熱分析方法。

通過對高壓渦輪機匣的流動換熱進行CFD仿真分析和換熱試驗驗證，獲得了機匣換熱分布特性。

（1）沖擊孔出流對壁面造成很強的沖擊作用，沖擊區(qū)換熱很強，局部換熱系數很大。

（2）機匣腔結構復雜，導致氣流方向不斷改變，形成多而復雜的旋渦結構；在氣流渦存在的位置，氣流與壁面的作用較強，壁面局部換熱系數較大。

（3）機匣的流道結構對換熱系數有影響，在突闊段（凹槽）換熱系數減小，在突縮段（窄縫）換熱系數增大，在死區(qū)附近換熱很弱。

（4）隨著雷諾數的增大，整個壁面的平均換熱系數依次增大。

通過將CFD數值分析和試驗研究的結果應用到工程計算中，建立了高壓渦輪機匣傳熱工程分析方法，能夠更準確地分析機匣的溫度，完善機匣傳熱設計。

5 結束語

本文的溫度分析借助了CFD仿真分析和基礎試驗驗證結果，為改進發(fā)動機部件的傳熱分析方法進行了較好的嘗試。CFD分析作為1種代替試驗的數值仿真手段，能夠很好地為一些缺乏試驗數據的計算模型提供計算分析的依據和指導，也是將來在傳熱分析中可以使用的1種手段。但是，需要認識到CFD數值仿真計算必須結合一定的試驗驗證才能更好地應用到工程分析計算中。

另外，整個機匣部件的溫度分析結果還應在發(fā)動機試驗、試車中開展壁溫測試，通過整機級的試驗驗證完善機匣的傳熱分析方法，以進一步提高其傳熱分析方法的技術成熟度。

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Heat Transfer Analysis Technology of Aeroengine Turbine Casing
TONG Yi-jie,QU Sheng,LIU Guo-ku

（Naval Aeroengine Consumer Representative Office in Shenyang,Shenyang 110043,China）

The heat transfer characteristics of turbine casing was systematically studied by the numerical simulation and basic test,and the analysis method of heat transfer for the high pressure turbine casing was built.The main technology of casing heat transfer was summarized,CDF flow and heat transfer of casing key parts was analyzed,and the distribution law of casing surface heat-transfer was obtained.The analysis method of casing surface heat-transfer was corrected by test,and then the heat transfer engineering method of turbine casing was built by casing transient temperature analysis.

turbine casing；heat transfer；engineering application;numerical simulation；test；aeroengine

2012-02-23