【摘 要】
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在航空发动机中,高压涡轮外环作为热端部件,其冷却设计至关重要。本文以某型发动机高压涡轮外环研究对象,对高压涡轮外环综合冷却特性进行试验研究。重点分析了进气角度、吹风比、主流马赫数、温比参数变化对外环燃气侧表面综合冷却特性的影响。论文利用红外测试方法,首先研究了90°垂直进气时吹风比M（0.7-3）、主流马赫数Ma（0.2～0.6）、温比τ（1.2-1.4）工况下,高压涡轮外环燃气侧综合冷却特性。研
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在航空发动机中,高压涡轮外环作为热端部件,其冷却设计至关重要。本文以某型发动机高压涡轮外环研究对象,对高压涡轮外环综合冷却特性进行试验研究。重点分析了进气角度、吹风比、主流马赫数、温比参数变化对外环燃气侧表面综合冷却特性的影响。论文利用红外测试方法,首先研究了90°垂直进气时吹风比M（0.7-3）、主流马赫数Ma（0.2～0.6）、温比τ（1.2-1.4）工况下,高压涡轮外环燃气侧综合冷却特性。研究发现,在典型工况下,外环表面综合冷却温度整体分布并不均匀,沿着主流方向先降低后升高。在外环前缘、外环尾缘和外环尾缘与壁面接触处出现局部高温区;外环综合冷却效率整体分布并不均匀。第一排气膜孔对下游综合冷却效果的影响最大。随着吹风比的增加,外环燃气侧综合冷却效率逐渐升高。吹风比从1增加到1.5时,面平均综合冷却效率增加最多,增幅达到了9.9%。随着温比的增加,外环燃气侧综合冷却效率逐渐降低。高温比对综合冷却效率影响较大。温比由1.5减少到1.4时,面平均综合冷却效率增加最多,增加了5.46%。温比为1.2时,外环表面综合冷却分布最均匀。随着主流马赫数的增加,外环燃气侧综合冷却效率逐渐先降低再升高,最优主流马赫数为0.2。主流马赫数由0.3增加到0.4时,面平均综合冷却效率变化最显著,降低了24.33%。主流马赫数为0.2时,外环表面综合冷却分布最均匀。在此基础上,本文针对泄露流可能导致的燃气入流角偏转,开展了167°倾斜进气时外环综合冷却效率研究。167°倾斜进气时外环综合冷却效率明显优于90°垂直进气。167°倾斜进气不仅增加了第一排气膜孔的覆盖面积,而且提高了第三排气膜孔附近的综合冷却效率。与90°垂直进气不同的是,第三排气膜孔对下游综合冷却效率的影响最大,其次是第二排气膜孔,最后是第三排气膜孔。典型吹风比、温比、主流马赫数下,167°倾斜进气不仅提高了外环综合冷却效率,而且综合冷却效率分布相对均匀。167°倾斜进气时轴向、周向平均综合冷却效率都高于90°垂直进气的轴向、周向平均综合冷却效率。
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