權少寧

（西安航空職業(yè)技術學院，陜西 西安 710089）

航空發(fā)動機渦輪機匣能夠有效控制葉尖間隙，在進行發(fā)動機設計時，準確預測運轉溫度，獲取渦輪機匣在各種狀態(tài)下的變形量，能夠有效幫助葉尖間隙控制系統(tǒng)開發(fā)。渦輪機匣是熱端部件，結構十分復雜，包括各種各樣的流動形式，即平板、凹槽、沖擊、多孔陣列等等，換熱規(guī)律也比較復雜。而因為渦輪機匣的工作環(huán)境溫度比較高，流動形式太過多元化，在溫度分析時，換熱模型實際上與具體結構存在明顯差異，從而使得難以預測機匣溫度與變形，進而不能確保葉尖間隙控制。因此，為了渦輪機匣溫度分析的準確性得到提升，應進一步深入探究渦輪機匣表面換熱規(guī)律[1]。

1 航空發(fā)動機渦輪機匣傳熱分析技術環(huán)節(jié)

基于高壓渦輪機匣進行傳熱分析，其流動傳熱分析過程比較繁雜，受各種因素影響，但是本質(zhì)上是流體動力、熱交換理論、發(fā)動機部件的有機結合。流動特性是對發(fā)動機二次流空氣的運行狀態(tài)進行探究，換熱特性是對發(fā)動機零件表面與氣流熱交換原理進行探究。流動換熱的關鍵在于求解流場，現(xiàn)階段N-S 方程的準確求解依舊是一大難題，需要以實驗為載體加以彌補[2]。

充分了解高壓渦輪機匣和主動間隙控制系統(tǒng)結構特性，熟練掌握流動傳熱的影響因素，有助于流動與傳熱分析模型構建。切實結合二次流空氣系統(tǒng)設計，進行一維分析，從而獲取渦輪機匣氣體流動環(huán)境狀態(tài)。就發(fā)動機具體結構與流動狀況，就各流動單元進行準則模塊化處理，以此構成不同類型節(jié)流單元串聯(lián)、并聯(lián)相組成的復雜空氣系統(tǒng)一維流體計算網(wǎng)絡，以進一步做計算分析，進而獲取高壓渦輪機匣流動特性。在此基礎上，對渦輪機匣進行CFD數(shù)值仿真研究，探究渦輪機匣流動換熱分布的規(guī)律性，基于數(shù)值仿真驗證換熱特性。數(shù)值仿真有利于獲取相關分布規(guī)律，但是并未全面實現(xiàn)對機匣流動換熱特性的準確分析，其特性的構建需要進行實驗驗證[3]。就熱物理模型與計算獲取邊界條件而言，基于有限元計算，獲得發(fā)動機運轉時機匣的瞬態(tài)溫度，有助于葉尖間隙分析和機匣強度設計。

總之，想要獲取渦輪機匣溫度，切實解決相關問題，關鍵就在于計算換熱邊界條件。由于機匣的復雜性，導致難以預測周圍流動換熱環(huán)境。而換熱邊界準確性在很大程度上影響著機匣溫度分析的精確性，因此換熱邊界條件分析是機匣溫度分析的關鍵，對此，必須健全既有計算方法，以數(shù)值仿真與實驗分析保障換熱邊界條件的準確性。

2 渦輪機匣數(shù)值仿真分析

高壓渦輪機匣內(nèi)部的構造十分特殊，是一個腔體，其換熱備受氣流流動影響，因為結構復雜導致無法基于既定準則進行計算。以一維空氣系統(tǒng)流動計算的進口壓力與質(zhì)量流量作為邊界條件，通過CFD 軟件進行數(shù)值計算。渦輪機匣流場結構在幾何結構影響下，其腔體結構強制內(nèi)部氣流改變方向，以構成氣流渦，對壁面產(chǎn)生相應作用，對氣流和壁面之間的換熱造成直接性影響。通過進氣孔流入機匣內(nèi)部的氣流速率非常高，直接沖擊著壁面，在沖擊區(qū)的周圍沿著邊緣逐漸流動，速率也會隨之漸漸降低[4]。沖擊孔與渦輪機匣的外壁面區(qū)域相對應，存在十分顯著的斑狀沖擊強換熱區(qū)域，其特性與沖擊孔相同，是在劇烈沖擊下導致的，也是受空氣冷卻機匣的作用造成的。

在機匣的內(nèi)壁上，前部分，受入流孔沖擊，換熱系數(shù)較大，但是沖擊區(qū)域以外，換熱系數(shù)會不斷縮小，但是減小幅度不斷變?nèi)?。中間部分，氣流和壁面之間的相互作用處于均衡狀態(tài)下，換熱系數(shù)的分布也相應的非常均衡，但是比較小。后部分，沖擊位置的氣流和壁面之間的作用十分強烈，換熱比較劇烈，系數(shù)也很大，但是沖擊區(qū)域外，相互作用減小，換熱系數(shù)也比較小。就數(shù)值分析結果可知，腔體內(nèi)部的氣流速度始終處于平衡狀態(tài)下，壁面換熱也比較均衡[5]?？傊壮隽鲗Ρ苊獾臎_擊作用很強，兩者之間的換熱也比較劇烈，系數(shù)較大。渦輪機匣結構多元化，使得氣流方向逐漸變化，造成漩渦結構復雜化。氣流渦所在位置上，氣流和壁面的相互作用比較強烈，換熱系數(shù)也較大。

3 渦輪機匣換熱實驗

3.1 裝 置

為了降低實驗難度，在不對機匣流動換熱特性造成影響的基礎上，對既有結構進行簡化，其中機匣屬于環(huán)腔結構，受對稱性的影響，選取環(huán)狀機匣具有周期性的1/27 進行深入探究，并簡化其內(nèi)部通道的圓弧面為平面。具體實驗裝置如圖1所示。

圖1 實驗裝置圖

3.2 原 理

基于瞬態(tài)法進行機匣傳熱系數(shù)測量，通過加熱器進行來流加熱，物體與環(huán)境、以及熱量傳遞尚未處于穩(wěn)定狀態(tài)的時候，應就實驗可以獲取的溫度數(shù)據(jù)與時間等相關參數(shù)，求解傳熱系數(shù)。所以，應充分了解溫度數(shù)據(jù)、時間、傳熱系數(shù)之間的關系。因為實驗的時間比較短，加熱氣流和換熱之間導致的實驗模型溫度隨之發(fā)生了一定變化，并未受到任何的其他影響，這時實驗模型導熱問題可以通過一維半無限大導熱加以解決。半無限大物體模型具體如圖2所示，其從0界面逐漸向正x向與其他坐標延伸。這種物體并不存在，但在非穩(wěn)態(tài)導熱的初始階段，很有可能會把實物看作是半無限大物體，然后進行適當處理。在進行實驗時，把加熱器接通電源之后，氣流的溫度會漸漸上升，此時擾流柱通道端壁受熱氣流加熱的影響，其材料是有機玻璃，熱擴散率比較低，測量時間較短，溫度變化只是停留在表面附近，并沒有深入到端壁內(nèi)部，所以，可以把端壁當作半無限大物體，導熱過程為一維，只需要沿厚度傳熱即可[6-7]。

圖2 一維半無限大模型

在初始階段，模型溫度之中處于均衡的狀態(tài)下，并與氣流、環(huán)境溫度之間等同，然后在氣流溫度上升的時候，氣流和壁面進行對流換熱，壁面溫度逐漸上升，同時朝向模型內(nèi)進行傳熱。此過程為

壁面溫度為

式中：t0為模型與氣流初始溫度，℃；tw為壁面溫度，℃；tg為溫度上升之后氣流溫度，℃；t（x，τ）為τ時模型深度為x的溫度，℃；ρ為模型密度，kg/m3；c為比熱容，kJ/(kg·℃)；λ為導熱系數(shù)，W/(m·℃)。

在實驗中，端壁非穩(wěn)態(tài)導熱邊界條件是第三類條件，傳熱系數(shù)是有限值，此時半無限大導熱最大時間明顯要長于計算時間。就有力玻璃的特性，可知最大時間為195 s。所以，在比最大時間小的狀態(tài)下，進行端壁溫度場測試，可以利用半無限大模型。

3.3 測 量

雷諾數(shù)為

式中：為通過實驗段質(zhì)量流量，kg/s；μ為動力黏度，N·s/m2；Ain代表入口射流孔面積，m2；d為孔徑，mm。在實驗中，雷諾數(shù)為：12×104～20×104。努賽爾數(shù)為

式中：λg為氣體導熱系數(shù)，W/(m·℃)；h為傳熱系數(shù)，W/(m·℃)。

在進行實驗的時候，電加熱器接通電源之后，氣流開始加熱，溫度逐漸上升，此時應開啟旁通電磁閥，并將直通電磁閥及時關閉。通過閥門進行工況調(diào)節(jié)，從而保證其穩(wěn)定性和可靠性。在滿足工況要求后，及時將電磁閥切換掉，加熱氣流基于實驗件，攝像機也開始運行，詳細記錄熱帶偶對氣流具體溫度的測量。在結束并變色之后，實驗結束[8]。攝像機全程記錄端壁壁面溫度變化中所產(chǎn)生的顏色變化，以及熱電偶在氣流溫度測量中產(chǎn)生的變化。在進行實驗時，加熱氣流基于實驗件，壁面受熱氣流加熱，測量時間保持幾十秒，可以將端壁作為半無限大物體。測量端壁壁面溫度、加熱時間、氣流溫度等在時間推移下呈現(xiàn)上升狀態(tài)，結合模型物性參數(shù)與初始溫度，進行傳熱系數(shù)計算。

3.4 結果分析

3.4.1 換熱分布

就實驗件結構特性，傳熱系數(shù)測量主要分為三大區(qū)域，如圖3所示，面a、面b、面c。

圖3 換熱測量表面

面a位于腔體前部分，氣流通過入口射流孔緩緩進入，對壁面造成一定沖擊，在受到阻礙之后，及時改變方向，然后漸漸向下形成回流，流動在射流沖擊的限制下進行。就努賽爾數(shù)分布可知，面a對應入口所構成的高換熱區(qū)域，按照從中間向外的順序，換熱呈現(xiàn)減弱趨勢。距離沖擊區(qū)域較遠的傳熱系數(shù)較小，尤其是最左端局部壁面換熱系數(shù)非常小。面b對應腔體后部分，在面b左端所對應的沖擊孔傳熱系數(shù)最大。在墻體凹槽位置的換熱速度下降非?？?，這主要是因為氣流下游流動到凹槽位置的時候，會隨之形成順時針的漩渦，速度快速下降，傳熱系數(shù)也隨之降低。而在入口窄縫的傳熱系數(shù)卻有了一定程度的升高，因此經(jīng)過窄縫的時候，流動速度提高，傳熱系數(shù)提高。氣流進入腔體之后，換熱處于均衡狀態(tài)。面c對應的射流孔沖擊區(qū)域換熱比較強，其中最右側最弱。面c換熱分布受熱口射流沖擊影響，從射流孔進入沖擊斜壁面，周圍換熱顯著較高。但是不同沖擊區(qū)域換熱存在明顯差異，其中中間區(qū)域在沖擊之后反卷的氣流發(fā)生碰撞，能夠強化換熱，因此，此區(qū)域換熱明顯比兩端區(qū)域要高[9]。但是，最中間區(qū)域換熱與相鄰區(qū)域換熱相比卻較低，這是因為入口流速較小。

3.4.2 平均換熱

在雷諾數(shù)增加的趨勢下，各面平均努賽爾數(shù)都有所增加，其中，面a換熱>面b換熱>面c換熱。整面努賽爾數(shù)在雷諾數(shù)增加的趨勢下呈現(xiàn)線性增加的趨勢。而且在雷諾數(shù)增加的影響下，面c 的努賽爾數(shù)在雷諾數(shù)為200 000 工況的時候，突然增大。這是由于在此工況下，沖擊孔所對應高換熱區(qū)相鄰區(qū)域內(nèi)不存在明顯的低換熱區(qū)，沖擊孔與中間孔對應的高換熱區(qū)域幾乎呈現(xiàn)相連接的狀態(tài)[10]。

4 結 論

總之，基于詳細分析航空發(fā)動機渦輪機匣流動換熱與溫度，掌握機匣流動換熱規(guī)律，構建渦輪機匣傳熱分析技術體系。通過進行流動換熱CFD 數(shù)值仿真與換熱實驗，獲得換熱分布特征。而且，沖擊孔出流強烈沖擊了壁面，在沖擊區(qū)域換熱很高，部分系數(shù)也比較大。由于渦輪機匣的內(nèi)部結構十分復雜，氣流方向一直在變化，從而構成了繁雜的漩渦結構。在存在氣流渦時，氣流和壁面之間的相互作用比較強大，壁面部分區(qū)域的換熱系數(shù)很大。另外，在雷諾數(shù)不斷增加的趨勢下，壁面的平均換熱系數(shù)也按照一定順序在逐漸增大。通過以上研究成果，不僅可以準確分析機匣溫度，還能夠進一步健全優(yōu)化傳熱設計。