航空發(fā)動機(jī)渦輪機(jī)匣溫度試驗(yàn)對比驗(yàn)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(jī)渦輪機(jī)匣溫度試驗(yàn)對比驗(yàn)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(jī)匣結(jié)構(gòu)復(fù)雜且工作環(huán)境比較惡劣，直接利用發(fā)動機(jī)部件開展機(jī)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(chǔ)研究結(jié)合某發(fā)動機(jī)部件試驗(yàn)驗(yàn)證的方式進(jìn)行研究。在基礎(chǔ)研究中，取渦輪機(jī)匣的1個(gè)周期性扇段作為研究對象，對機(jī)匣結(jié)構(gòu)中的一些圓弧、倒角、倒圓等結(jié)構(gòu)進(jìn)行了簡化，采用數(shù)值計(jì)算和瞬態(tài)液晶測試技術(shù)獲得了渦輪機(jī)匣表面換熱經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式；在驗(yàn)證試驗(yàn)中，針對某發(fā)動機(jī)部件，在壓力和溫度均接近發(fā)動機(jī)工況下進(jìn)行試驗(yàn)，獲得了渦輪機(jī)匣表面換熱情況，并對基礎(chǔ)研究獲得的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式進(jìn)行了驗(yàn)證。研究結(jié)果表明：基礎(chǔ)研究獲得的換熱經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式在發(fā)動機(jī)部件試驗(yàn)中同樣適用。應(yīng)用的研究方法可供類似研究借鑒。

渦輪機(jī)匣；換熱；試驗(yàn)；航空發(fā)動機(jī)

0 引言

航空發(fā)動機(jī)渦輪機(jī)匣是控制發(fā)動機(jī)渦輪葉尖間隙的主要部件。在發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)階段，如果能夠準(zhǔn)確預(yù)估其工作溫度，進(jìn)而獲得機(jī)匣在發(fā)動機(jī)不同狀態(tài)下的變形量，對于渦輪葉尖間隙控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)是有極大幫助的。渦輪機(jī)匣作為熱端部件結(jié)構(gòu)，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(fù)雜。針對上述流動形式，國內(nèi)外學(xué)者開展了大量研究[1-6]，但針對渦輪機(jī)匣結(jié)構(gòu)進(jìn)行的換熱特性研究開展得較少。由于渦輪機(jī)匣工作環(huán)境溫度高、流動復(fù)雜，在進(jìn)行溫度分析時(shí)，所采用的換熱模型往往與實(shí)際結(jié)構(gòu)差異較大[7]，導(dǎo)致很難準(zhǔn)確預(yù)估機(jī)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(jī)匣溫度分析精度，需要開展渦輪機(jī)匣表面換熱規(guī)律研究。由于渦輪機(jī)匣結(jié)構(gòu)復(fù)雜，直接利用發(fā)動機(jī)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(chǔ)研究結(jié)合發(fā)動機(jī)部件的試驗(yàn)驗(yàn)證方式完成整個(gè)研究工作。

本文對渦輪機(jī)匣結(jié)構(gòu)進(jìn)行了簡化，采用數(shù)值計(jì)算[8]和瞬態(tài)液晶測試技術(shù)[9]獲得了渦輪機(jī)匣表面換熱經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式，并在接近發(fā)動機(jī)工況下對所得到的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式進(jìn)行了驗(yàn)證。

1 流路介紹

渦輪機(jī)匣位于渦輪轉(zhuǎn)子外部，是發(fā)動機(jī)通過渦輪段的結(jié)構(gòu)連接部分，是發(fā)動機(jī)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(jī)匣結(jié)構(gòu)和流路分布如圖1所示。渦輪機(jī)匣內(nèi)部的冷卻氣體由渦輪機(jī)匣內(nèi)環(huán)射流孔進(jìn)入后，沿著機(jī)匣內(nèi)壁向后流動，經(jīng)過渦輪機(jī)匣前后腔上的通氣孔對機(jī)匣后部進(jìn)行沖擊冷卻，最后由機(jī)匣后部排氣孔排出。為確定渦輪機(jī)匣內(nèi)部流動形式，指導(dǎo)換熱規(guī)律的研究，對渦輪機(jī)匣內(nèi)腔進(jìn)行了流動分析。由數(shù)值計(jì)算獲得的渦輪機(jī)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(gè)渦輪機(jī)匣內(nèi)腔的流動情況十分復(fù)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(jī)匣內(nèi)表面的換熱情況比較復(fù)雜。

圖1 渦輪機(jī)匣結(jié)構(gòu)及流路分布

圖2 機(jī)匣內(nèi)部流場分布情況

2 基礎(chǔ)研究

針對如圖1所示的渦輪機(jī)匣環(huán)腔結(jié)構(gòu)，考慮其對稱性，取環(huán)狀機(jī)匣具有周期性性質(zhì)的扇段作為研究對象。由于機(jī)匣直徑較大、曲率較大，可以將環(huán)形機(jī)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(jī)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(jié)構(gòu)可以適當(dāng)簡化，從而獲得了基礎(chǔ)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(jì)算效率，同時(shí)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(jì)算和基礎(chǔ)試驗(yàn)研究，獲得了渦輪機(jī)匣表面換熱特性，給出了相應(yīng)的研究結(jié)論[8-9]。首先開展了流動換熱數(shù)值分析，初步獲得機(jī)匣表面換熱規(guī)律，機(jī)匣前部表面face1由于受進(jìn)氣孔沖擊換熱的影響整個(gè)換熱表面換熱能力很強(qiáng)，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(jìn)氣孔影響換熱較大?？梢钥吹綋Q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(guān)系式。在數(shù)值計(jì)算基礎(chǔ)上進(jìn)行了多工況試驗(yàn)室環(huán)境下的試驗(yàn)研究，結(jié)合數(shù)值計(jì)算的規(guī)律以及實(shí)驗(yàn)結(jié)果數(shù)據(jù)的整理統(tǒng)計(jì)，總結(jié)獲得了如圖1所示face1～face3這3個(gè)表面的換熱系數(shù)經(jīng)驗(yàn)關(guān)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(jìn)口沖擊孔內(nèi)的平均流速；d為進(jìn)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(jī)部件驗(yàn)證試驗(yàn)

3.1驗(yàn)證方法

基礎(chǔ)研究中獲得的換熱經(jīng)驗(yàn)公式在發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)中是否適用還需要進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，而發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)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(yàn)公式來計(jì)算機(jī)匣壁溫，對比計(jì)算的溫度結(jié)果和測試的溫度結(jié)果差異性，從而驗(yàn)證基礎(chǔ)研究獲得的換熱系數(shù)是否準(zhǔn)確可用。其流程如圖3所示。具體的驗(yàn)證方法如下：

圖3 試驗(yàn)驗(yàn)證流程

（1）對某發(fā)動機(jī)渦輪機(jī)匣結(jié)構(gòu)進(jìn)行換熱試驗(yàn)，獲得機(jī)匣周圍氣流參數(shù)（壓力、溫度、流速）和機(jī)匣表面溫度；

（2）利用經(jīng)驗(yàn)公式和試驗(yàn)測得的氣流參數(shù)進(jìn)行計(jì)算，得到機(jī)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(jì)算,從而獲得渦輪機(jī)匣表面的溫度場；

（3）對比測試位置的計(jì)算溫度和試驗(yàn)中測試溫度，可以對基礎(chǔ)研究中所獲得的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式進(jìn)行校核，從而確定經(jīng)驗(yàn)公式在發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)中的適用性，如經(jīng)驗(yàn)公式校核有一定差異則通過總結(jié)試驗(yàn)測試結(jié)果與經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算結(jié)果之間的規(guī)律，獲得經(jīng)驗(yàn)公式的修正方法，從而獲得機(jī)匣溫度的修正計(jì)算公式。

3.2試驗(yàn)裝置和試驗(yàn)狀態(tài)

在試驗(yàn)過程中，試驗(yàn)件采用某發(fā)動機(jī)渦輪機(jī)匣結(jié)構(gòu)，為模擬發(fā)動機(jī)工作環(huán)境，對試驗(yàn)件進(jìn)行了改裝，在相應(yīng)位置布置了用于測量氣流溫度、壓力的測點(diǎn)，并對渦輪機(jī)匣內(nèi)外壁溫進(jìn)行了測量，試驗(yàn)改裝件如圖4所示。

圖4 試驗(yàn)改裝件

圖5 試驗(yàn)裝置

除試驗(yàn)件外，還設(shè)計(jì)了用于進(jìn)行機(jī)匣加熱的燃?xì)馔ǖ篮瓦M(jìn)行冷卻的冷卻通道，以及用于試驗(yàn)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(jìn)入，經(jīng)過渦輪機(jī)匣結(jié)構(gòu)后從出氣口流出，試驗(yàn)中由試驗(yàn)器燃燒室提供高溫燃?xì)饽M主通道燃?xì)鉁囟龋⑻峁┏隹诒硥?。由于燃?xì)鉁囟容^高，采用雙層冷卻結(jié)構(gòu)進(jìn)行冷卻；冷卻空氣通過引氣管進(jìn)入集氣罩，并利用電加熱器調(diào)節(jié)集氣罩進(jìn)口氣流溫度。

根據(jù)發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)和試驗(yàn)裝置的能力，完成了表1列出的4個(gè)狀態(tài)的試驗(yàn)。

3.3試驗(yàn)結(jié)果及分析

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

表2 試驗(yàn)參數(shù)

為驗(yàn)證經(jīng)驗(yàn)公式在溫度分析中的準(zhǔn)確性，根據(jù)試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)建立了渦輪機(jī)匣溫度場計(jì)算模型，相應(yīng)的計(jì)算網(wǎng)格及換熱邊界分區(qū)如圖6所示。圖中，face1～face3是基礎(chǔ)研究中所針對的表面，其換熱系數(shù)根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)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(yàn)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(jì)算結(jié)果如圖7所示。為了對比計(jì)算溫度場與測試溫度之間的差異，圖中標(biāo)出了與測試位置相近位置的溫度，計(jì)算得到的壁溫(轉(zhuǎn)換為攝氏度)與測試壁溫比較關(guān)系見表4。從表中可見，計(jì)算溫度與測試溫度之間誤差在5%以內(nèi)，表明基礎(chǔ)研究獲得的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式在發(fā)動機(jī)部件試驗(yàn)中同樣適用。

圖6 渦輪機(jī)匣溫度場計(jì)算模型及換熱分區(qū)

表3 換熱邊界條件

圖7 渦輪機(jī)匣溫度場計(jì)算結(jié)果（K）

表4 計(jì)算溫度與測試溫度對比

4 結(jié)論

（1）本文采用基礎(chǔ)研究結(jié)合發(fā)動機(jī)部件試驗(yàn)驗(yàn)證的方式對渦輪機(jī)匣表面換熱規(guī)律進(jìn)行了研究，獲得了渦輪機(jī)匣表面換熱經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式，并利用某發(fā)動機(jī)渦輪機(jī)匣進(jìn)行了驗(yàn)證?；A(chǔ)研究獲得的渦輪機(jī)匣表面經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式綜合考慮了多種換熱效應(yīng)，且經(jīng)驗(yàn)證在發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)中同樣適用，該換熱規(guī)律可以用于相近結(jié)構(gòu)機(jī)匣溫度分析使用；

（2）本文所采用的基礎(chǔ)研究結(jié)合試驗(yàn)驗(yàn)證的方法可以應(yīng)用于其他結(jié)構(gòu)換熱規(guī)律研究，有助于降低一些復(fù)雜結(jié)構(gòu)換熱研究的難度；

（3）在利用簡化結(jié)構(gòu)進(jìn)行換熱特性研究時(shí)，將研究表面由弧形簡化為平面，去掉一些倒圓、倒角等結(jié)構(gòu)對研究結(jié)果影響不大，所得結(jié)論可以不經(jīng)過發(fā)動機(jī)部件試驗(yàn)驗(yàn)證直接用于相關(guān)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。