提高涡轮进口温度是改善航空发动机的性能和经济性要求的最为有效措施,为满足材料耐热性能与发动机结构强度的要求,一定要采取大量的冷却措施。
目前已有大量的关于涡轮叶片冷却换热方面的研究,涡轮机匣作为发动机承力系统的重要构件,对其换热的研究也尤为重要。
分析了简化的二维和三维低压涡轮机匣模型,给出机匣外表面及内部的温度分布、表面换热系数等参数,为计算低压涡轮机匣的热变形提供了条件。
在对机匣内部流动和换热影响可忽略的情况下,本文对涡轮机匣模型进行了一定简化,采用分段计算技术,预测了在给定流量情况下涡轮机匣壁面的换热系数分布规律,为实验分析机匣换热规律及其热变形研究提供了参考。
本文机匣模型很复杂,若作为整体进行模拟,不但网格划分很难,计算量很大,一般的计算机都很难满足规定的要求,而且结果往往也难于收敛。
为此,将模型剖分为三段分别进行模拟,同时为了减小截面积对气流流量分布的影响在小截面处剖分而且各段之间采用耦合计算进行连接。
计算时首先计算第一段完成后在其出口内部读取第二段入口的各种物理量分布数据作为第二段的入口分布数据接着进行第二段的计算以此类推进行第三段的计算这样就完成了第一轮计算。
此外为了消除上下游之间的相互作用将下游段入口内部的数据作为上游段出口的数据采用多轮反复计算。
即在第二轮计算中，将第一轮计算出的第二段入口内部第一段出口处的各种物理量分布，作为第一段的出口分布数据。
然后将计算得出的第一段出口内部的物理量分布数据作为第二段入口的分布数据，第二段的出口分布数据为第一轮计算出的第三段入口内部的物理量分布数据。
即各段每一次模拟时连接处边界的数据为相应位置处上一次的计算结果这样以此类推进行下一轮的计算直到前后两轮的计算结果不存在差异。
由上述可见分段计算技术的关键是各段连接处的数据传递。壁面换热特性取决于多种因素如流动动力、流动状态、流体有无相变、壁面的几何形状等以单相强制对流为例换热系数。
可以看出当壁面的几何形状和流体的物理性质一定时壁面换热主要根据气流速度u。因此数值模拟时各段连接处的数据传递只需要速度传递就能达到本文的研究目的。
涡轮机匣沿周向由完全相同的27段组成为简化分析取其中1／27作为研究对象并将弧形壁面简化为平直壁面。
根据前面所述数值模拟时各段连接处的边界条件由相应位置处上一次计算出的速度分布给出。
结合中论述选择标准k-ε湍流模型加增强壁面函数进行数值模拟采用隐式压力分离解法压力速度耦合方法为Simplec方法离散格式为二阶精度的迎风格式。
根据所选湍流模型的特点对换热壁面附加了边界层网格。此外为保证耦合计算连接处的网格划分完全相同。
经过无关性分析最终采用的计算网格数第一段大约228万第二段大约258万第三段大约375万可见若将模型作为整体进行研究一般的计算机很难满足要求。
p测点为轴向某横截面上的静压强；p出口为出口的静压强；ρv2／2为入口动压头；q为壁面热流密度；Tw为壁温；Tf为流体温度。
实验与计算的最大相对误差为3．2％可见计算结果与实验结果在误差允许范围内吻合很好证明所采用的计算方式的计算精度较高。
流场结构主要受入口气流条件和几何模型结构的影响高速气流从进气孔喷入后对上壁面产生很强的冲击作用迫使气流速度迅速减小。
沿圆周方向气流在相邻孔之间发生碰撞使得气流方向发生改变垂直向下与下壁面形成二次冲击作用同时在冲击区两侧形成对转气流涡涡中心流速很低。
道逐渐变窄,有明显的气流涡存在,且不同的截面上,气流涡的分布位置也不同。
在过孔轴线的截面D上,气流涡位于较上游位置处且在腔的中间位置,在截面B和截面C上,气流涡位于较下游位置,但截面B上气流涡接近下壁面,截面C上气流涡距上壁面较近。
沿进气孔下游,气流流过一段等截面通道后,在凹腔里形成顺时针旋转的气流涡,但是凹腔里并不是所有位置都有气流涡存在。
对壁面w-1,冲击区气流与壁面作用强烈,因此换热很强,换热系数很大,而冲击区外气流与壁面相互作用逐渐减弱,换热系数逐渐减小。
对下壁面w-2,由于气流的二次冲击作用,Ⅰ处换热系数明显较高,同时气流涡的作用也增强了壁面的换热,如位置Ⅰ处和位置Ⅱ处。
由于凹腔内气流速度较小,凹腔壁面w-3上换热系数比较小,但是气流涡作用处,换热仍然较强,而没有气流涡的位置处,换热很弱。
同时,内部扰流柱的扰流作用迫使气流方向发生改变,形成强烈的气流涡,作用于扰流柱壁面。
可以看出,扰流柱上侧的气流冲击柱面,且扰流柱的位置不同,气流涡的分布位置和大小也不同。
大扰流柱的上下侧都有气流涡存在,但是上侧的气流涡较弱,下侧的气流涡沿顺时针旋转,使右侧壁面受到较小的冲击。
由于小扰流柱下侧距离壁面太近,只有上侧才存在气流涡,涡的作用较强且涡中心距柱面的距离较远。
此外,在凹腔里存在一对气流涡,呈上下分布,上面的涡逆时针旋转,较强烈,下面的涡顺时针旋转,相对较弱,但是在中间出口孔的位置处和在截面E上,凹腔里却没有气流涡存在。
由此可见,第二段中气流与壁面的作用较均匀,因此壁面的换热系数分布也比较均匀,如图8所示。
但是在中间出口孔位置处由于凹腔里不存在气流涡,气流与壁面的作用较弱,因此壁面Ⅳ处的局部换热系数较小。
气流喷入第三段腔中,对右侧斜壁面产生较强的冲击,流速迅速减小,截面G的速度云图和矢量图。
此外，气流与右侧壁面相互作用后，向下侧流动在腔内形成顺时针方向的气流涡，且随距入口孔的距离的增大，气流涡减弱在截面上已不存在这样的气流涡。
可以看出壁面w-7上气流冲击处气流与壁面作用较强，换热剧烈换热系数较大，但是在冲击区周围气流与壁面的作用减弱换热系数减小。
另外由于第二段中扰流柱在模型中的分布不对称造成第三段中各个入口孔内的气流分布不均匀最后导致冲击壁面换热分布也不完全对称。
在壁面w-8上由于出口小孔剧烈的抽吸作用气流速度增大与边缘壁面的作用增强因此在小孔边缘换热系数相对较大。
本文采用分段计算技术在连接处生成完全相同的网格采用耦合计算的方法，对涡轮机匣模型进行了数值模拟，并定性分析了机匣壁面的换热特性为实验，分析机匣换热规律及其热变形研究提供了参考。
（1）孔出流对壁面形成很强的冲击作用冲击区气流与壁面换热很强局部换热系数很大；
［1］郁新华全栋梁刘松龄．层板结构冷却有效性的研究［J］.航空动力学报200318（5）：615-622.
［2］全栋梁刘松龄李江海．层板冷却结构强化换热机理［J］.航空动力学报200419（6）：860-865.
［3］陶智吕东丁水汀等．扰流柱直径对倾斜出流孔层板内流动和换热影响的数值研究［J］．航空动力学报200722（4）：540-546.
［4］周序．航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制系统传热问题的数值模拟［D］．南京航空航天大学能源与动力学院2002.
［5］栾春娟，侯海燕．世界生物技术领域专利计量研究［J］．科技管理研究，2009.
