航空發(fā)動機渦輪機匣溫度試驗對比驗證研究

馬文昌

（海軍裝備部駐沈陽地區(qū)軍事代表局，沈陽110031）

航空發(fā)動機渦輪機匣溫度試驗對比驗證研究

馬文昌

（海軍裝備部駐沈陽地區(qū)軍事代表局，沈陽110031）

渦輪機匣結構復雜且工作環(huán)境比較惡劣，直接利用發(fā)動機部件開展機匣表面換熱規(guī)律研究難度極大。通過采用簡化模型的基礎研究結合某發(fā)動機部件試驗驗證的方式進行研究。在基礎研究中，取渦輪機匣的1個周期性扇段作為研究對象，對機匣結構中的一些圓弧、倒角、倒圓等結構進行了簡化，采用數(shù)值計算和瞬態(tài)液晶測試技術獲得了渦輪機匣表面換熱經(jīng)驗關系式；在驗證試驗中，針對某發(fā)動機部件，在壓力和溫度均接近發(fā)動機工況下進行試驗，獲得了渦輪機匣表面換熱情況，并對基礎研究獲得的經(jīng)驗關系式進行了驗證。研究結果表明：基礎研究獲得的換熱經(jīng)驗關系式在發(fā)動機部件試驗中同樣適用。應用的研究方法可供類似研究借鑒。

渦輪機匣；換熱；試驗；航空發(fā)動機

0 引言

航空發(fā)動機渦輪機匣是控制發(fā)動機渦輪葉尖間隙的主要部件。在發(fā)動機設計階段，如果能夠準確預估其工作溫度，進而獲得機匣在發(fā)動機不同狀態(tài)下的變形量，對于渦輪葉尖間隙控制系統(tǒng)設計是有極大幫助的。渦輪機匣作為熱端部件結構，其流動形式通常包含沖擊、平板、凹槽、多孔陣列等，換熱規(guī)律也比較復雜。針對上述流動形式，國內(nèi)外學者開展了大量研究[1-6]，但針對渦輪機匣結構進行的換熱特性研究開展得較少。由于渦輪機匣工作環(huán)境溫度高、流動復雜，在進行溫度分析時，所采用的換熱模型往往與實際結構差異較大[7]，導致很難準確預估機匣溫度和變形，對于葉尖間隙的控制也就無法保證。為提高渦輪機匣溫度分析精度，需要開展渦輪機匣表面換熱規(guī)律研究。由于渦輪機匣結構復雜，直接利用發(fā)動機部件開展換熱規(guī)律研究難度極大，為降低研究難度，提出了采用簡化模型的基礎研究結合發(fā)動機部件的試驗驗證方式完成整個研究工作。

本文對渦輪機匣結構進行了簡化，采用數(shù)值計算[8]和瞬態(tài)液晶測試技術[9]獲得了渦輪機匣表面換熱經(jīng)驗關系式，并在接近發(fā)動機工況下對所得到的經(jīng)驗關系式進行了驗證。

1 流路介紹

渦輪機匣位于渦輪轉(zhuǎn)子外部，是發(fā)動機通過渦輪段的結構連接部分，是發(fā)動機主要承力部件之一，也是渦輪間隙控制的主要部件。典型渦輪機匣結構和流路分布如圖1所示。渦輪機匣內(nèi)部的冷卻氣體由渦輪機匣內(nèi)環(huán)射流孔進入后，沿著機匣內(nèi)壁向后流動，經(jīng)過渦輪機匣前后腔上的通氣孔對機匣后部進行沖擊冷卻，最后由機匣后部排氣孔排出。為確定渦輪機匣內(nèi)部流動形式，指導換熱規(guī)律的研究，對渦輪機匣內(nèi)腔進行了流動分析。由數(shù)值計算獲得的渦輪機匣內(nèi)部橫截面的流場分布情況如圖2所示。從圖中可見，整個渦輪機匣內(nèi)腔的流動情況十分復雜，流場內(nèi)存在沖擊、平板、凹槽等多種流動形式，還有一些位置存在渦流，使得渦輪機匣內(nèi)表面的換熱情況比較復雜。

圖1 渦輪機匣結構及流路分布

圖2 機匣內(nèi)部流場分布情況

2 基礎研究

針對如圖1所示的渦輪機匣環(huán)腔結構，考慮其對稱性，取環(huán)狀機匣具有周期性性質(zhì)的扇段作為研究對象。由于機匣直徑較大、曲率較大，可以將環(huán)形機匣內(nèi)流通道的頂面和底面的圓弧面簡化為平面；本文主要研究機匣表面的換熱系數(shù)，一些對其換熱影響較小的通道內(nèi)的圓弧和倒角結構可以適當簡化，從而獲得了基礎研究的簡化模型。簡化后的模型能夠大幅提高數(shù)值分析的網(wǎng)格質(zhì)量、提高計算效率，同時并不會影響研究對象的分析精度。

針對簡化模型，完成了數(shù)值計算和基礎試驗研究，獲得了渦輪機匣表面換熱特性，給出了相應的研究結論[8-9]。首先開展了流動換熱數(shù)值分析，初步獲得機匣表面換熱規(guī)律，機匣前部表面face1由于受進氣孔沖擊換熱的影響整個換熱表面換熱能力很強，而中部表面face2則近似管流換熱，受氣流流速影響該通道處流量較小流通面積較大，因而換熱能力較低，后部表面受前方進氣孔影響換熱較大。可以看到換熱系數(shù)的大小主要受氣體流動雷諾數(shù)影響，因此需建立換熱系數(shù)與流動雷諾數(shù)之間的關系式。在數(shù)值計算基礎上進行了多工況試驗室環(huán)境下的試驗研究，結合數(shù)值計算的規(guī)律以及實驗結果數(shù)據(jù)的整理統(tǒng)計，總結獲得了如圖1所示face1～face3這3個表面的換熱系數(shù)經(jīng)驗關系式

其中系數(shù)A、B的值為：

Re（雷諾數(shù)）定義為

式中：V為進口沖擊孔內(nèi)的平均流速；d為進口沖擊孔直徑；ρ為空氣密度；μ為空氣的動力黏性系數(shù)。

3 發(fā)動機部件驗證試驗

3.1驗證方法

基礎研究中獲得的換熱經(jīng)驗公式在發(fā)動機結構中是否適用還需要進行試驗驗證，而發(fā)動機結構試驗是直接測試研究對象的壁溫，在研究對象周圍環(huán)境氣體流動參數(shù)（溫度、壓力、速度）已知的情況下，通過引用研究獲得的換熱經(jīng)驗公式來計算機匣壁溫，對比計算的溫度結果和測試的溫度結果差異性，從而驗證基礎研究獲得的換熱系數(shù)是否準確可用。其流程如圖3所示。具體的驗證方法如下：

圖3 試驗驗證流程

（1）對某發(fā)動機渦輪機匣結構進行換熱試驗，獲得機匣周圍氣流參數(shù)（壓力、溫度、流速）和機匣表面溫度；

（2）利用經(jīng)驗公式和試驗測得的氣流參數(shù)進行計算，得到機匣表面換熱邊界條件，即已知分析對象的環(huán)境溫度和換熱系數(shù)，即可通過商用有限元軟件ANSYS完成2維有限元溫度計算,從而獲得渦輪機匣表面的溫度場；

（3）對比測試位置的計算溫度和試驗中測試溫度，可以對基礎研究中所獲得的經(jīng)驗關系式進行校核，從而確定經(jīng)驗公式在發(fā)動機結構中的適用性，如經(jīng)驗公式校核有一定差異則通過總結試驗測試結果與經(jīng)驗公式計算結果之間的規(guī)律，獲得經(jīng)驗公式的修正方法，從而獲得機匣溫度的修正計算公式。

3.2試驗裝置和試驗狀態(tài)

在試驗過程中，試驗件采用某發(fā)動機渦輪機匣結構，為模擬發(fā)動機工作環(huán)境，對試驗件進行了改裝，在相應位置布置了用于測量氣流溫度、壓力的測點，并對渦輪機匣內(nèi)外壁溫進行了測量，試驗改裝件如圖4所示。

圖4 試驗改裝件

圖5 試驗裝置

除試驗件外，還設計了用于進行機匣加熱的燃氣通道和進行冷卻的冷卻通道，以及用于試驗裝置冷卻的冷卻水通道，如圖5所示。冷卻氣從集氣罩入口進入，經(jīng)過渦輪機匣結構后從出氣口流出，試驗中由試驗器燃燒室提供高溫燃氣模擬主通道燃氣溫度，并提供出口背壓。由于燃氣溫度較高，采用雙層冷卻結構進行冷卻；冷卻空氣通過引氣管進入集氣罩，并利用電加熱器調(diào)節(jié)集氣罩進口氣流溫度。

根據(jù)發(fā)動機工作狀態(tài)和試驗裝置的能力，完成了表1列出的4個狀態(tài)的試驗。

3.3試驗結果及分析

在試驗過程中，記錄了相應的流量、壓力、溫度等參數(shù)以及渦輪機匣內(nèi)外壁面的表面溫度，具體試驗參數(shù)見表2。表中除流量外，其余參數(shù)都是多個測點的平均值。前、后腔壁溫測點的具體位置如圖4所示。

表2 試驗參數(shù)

為驗證經(jīng)驗公式在溫度分析中的準確性，根據(jù)試驗件結構建立了渦輪機匣溫度場計算模型，相應的計算網(wǎng)格及換熱邊界分區(qū)如圖6所示。圖中，face1～face3是基礎研究中所針對的表面，其換熱系數(shù)根據(jù)經(jīng)驗公式計算獲得，其余邊界根據(jù)測試得到的溫度直接給定。

根據(jù)經(jīng)驗公式和壁溫測試值，獲得了如圖6所示分區(qū)溫度分析的邊界條件，見表3。表中沒有給定換熱系數(shù)的表面表示直接加載一類邊界條件。具體的計算結果如圖7所示。為了對比計算溫度場與測試溫度之間的差異，圖中標出了與測試位置相近位置的溫度，計算得到的壁溫(轉(zhuǎn)換為攝氏度)與測試壁溫比較關系見表4。從表中可見，計算溫度與測試溫度之間誤差在5%以內(nèi)，表明基礎研究獲得的經(jīng)驗關系式在發(fā)動機部件試驗中同樣適用。

圖6 渦輪機匣溫度場計算模型及換熱分區(qū)

表3 換熱邊界條件

圖7 渦輪機匣溫度場計算結果（K）

表4 計算溫度與測試溫度對比

4 結論

（1）本文采用基礎研究結合發(fā)動機部件試驗驗證的方式對渦輪機匣表面換熱規(guī)律進行了研究，獲得了渦輪機匣表面換熱經(jīng)驗關系式，并利用某發(fā)動機渦輪機匣進行了驗證。基礎研究獲得的渦輪機匣表面經(jīng)驗關系式綜合考慮了多種換熱效應，且經(jīng)驗證在發(fā)動機結構中同樣適用，該換熱規(guī)律可以用于相近結構機匣溫度分析使用；

（2）本文所采用的基礎研究結合試驗驗證的方法可以應用于其他結構換熱規(guī)律研究，有助于降低一些復雜結構換熱研究的難度；

（3）在利用簡化結構進行換熱特性研究時，將研究表面由弧形簡化為平面，去掉一些倒圓、倒角等結構對研究結果影響不大，所得結論可以不經(jīng)過發(fā)動機部件試驗驗證直接用于相關部件的溫度分析。

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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

馬文昌（1973），男，工程師，從事航空裝備監(jiān)督管理工作。