涡轮主动间隙控制(ACC)技术能通过控制叶尖间隙变化，实现叶尖间隙在发动机主要工作状态下尽可能小，以改善发动机性能，降低油耗，增加寿命。

  在已有工程应用中，主要经过控制涡轮机匣热变形，实现对高压涡轮(HPT)叶尖间隙的主动控制。

  具有良好换热效果的机匣冲击冷却设计，以及不同冷气量冲击冷却后的机匣温度分布与响应特性，是设计高效ACC系统的关键。

  冲击换热在高温部件冷却领域应用广泛，针对单孔、阵列孔排的冲击换热已有大量研究。

  美国航空航天局(NASA)通过开展大量的涡轮机匣冲击换热和温度分布测量试验，已建立ACC系统涡轮机匣的基本传热数据，并以此来优化涡轮机匣冷却设计。

  文献的研究表明单孔冲击换热的局部传热系数主要受冲击流雷诺数、冲击间距比、冲击滞止区相对距离等影响，冲击角度会影响冲击区最强换热的位置。

  张泽远等发现增加孔排间距与直径比能扩大双排冲击射流的有效冷却范围，但会减弱两排孔之间区域的表面传热系数。

  研究发现在多孔冲击射流时，射流冲击到靶面后散射形成的横向流会对相邻冲击射流的流动和换热造成影响。

  针对ACC系统涡轮机匣冲击换热特点，研究了冲击角度、冲击间距比、冲击雷诺数、冲击孔排布等对换热效果的影响，结果显示冲击角度为45°时的换热效果优于30°和60°。

  冲击雷诺数是影响传热系数的重要的因素，冲击间距比对驻点区换热影响较小；冷却管上冲击孔沿周向均匀排布的情形下，机匣表面温度在周向上存在很明显差异。

  实际上，高压涡轮机匣为双层构造，工作时候的温度高，其冷却结构、内外流动与换热非常复杂。

  因此，在ACC系统模块设计中，掌握机匣温度分布及响应最重要，但目前缺乏该方面的研究工作，尤其是基于真实机匣模型开展相关研究意义重大。

  开展了ACC系统冷气供气总管与多排机匣冲击冷却管的流动特性研究，以及高温、高压试验条件下的涡轮机匣温度分布、机匣温度随冷气的响应测试。

  主要由主气供气与加温系统、主气排气水冷系统、冷气供气与加温系统、检测系统、试验状态监视和数据采集系统等组成。

  主气采用两级燃烧室加温，最高温度为1 300 K，最大流量为5．5kg／s。

  机匣外部冲击冷却空气为常温，为实现流量控制，在供气管路上安装电动控制阀门。

  根据某发动机双级高压涡轮(HPT)方案，设计了全尺寸ACC机匣组件试验件，其主要结构特征与实际部件一致。

  试验件结构方案见图2，主要包含真实尺寸的两级涡轮机匣组件、外机匣冷却供气总管、用于控制机匣温度的4排冲击冷却管、主燃气流道、两级机匣内部空气系统等。

  每排冲击冷却管由2段180°的弯管组成，沿周向覆盖涡轮外机匣，每段弯管的进气端与供气总管连通，另一端封闭。

  冲击冷却管为多孔管，管壁分布数量众多的冲击孔，其功能为将集中供入的冷气合理分配到整个环形机匣冷却面上，以控制机匣温度。

  外机匣选用实际部件所用材料GH4169，其余零件材料为奥氏体不锈钢0Cr18Ni9。

  试验中用铠装K型热电偶对编号为TB01~TB31的31处机匣组件温度进行测量。

  每处温度沿周向布置8个测点，测点位置周向分布及编号，在测点所在零件上加工小孔，将热电偶埋入小孔并固定。

  采用压力传感器对供气总管内部编号为PJ01~PJ08的8处静压进行测量。

  用铠装K型热电偶对编号为TA01~TA05的5处腔室温度测量，用压力传感器对编号为P－1和P－2的2处机匣内部腔室压力测量。

  考虑到4排冲击冷却管均由左右对称分布的两段弯管组成，在供气流量较大的冲击冷却管2左右两段弯管均布置管内静压测量，在其他3排冲击冷却管的左侧(主流燃气流向视图)弯管布置管内静压测量。

  冲击冷却管内压力采用压力传感器测量，测点布置在管子上壁面，测试位置由PC1／L、PC2／L、PC2／R、PC3／L、PC4／L表示(L代表左侧弯管，R代表右侧弯管)，每段冲击冷却管沿程静压测点周向位置分布及编号见图3(e))。

  主气流量和两级燃烧室燃油流量分别采取了喷嘴流量计和燃油流量计测量，供入涡轮机匣内腔的冷气流量用流量管测量，机匣外部冲击冷却空气流量用科氏流量计测量。

  主流通道进口总压、静压和出口静压用压力传感器测量，主流道进出口总温用铠装K型热电偶测量。主要测试仪器精度见表1。

  为了较真实地模拟涡轮机匣温度分布，试验时由主燃气流道的高温燃气对机匣流道侧进行加温，同时供入一级和二级涡轮机匣内部冷气，待机匣热平衡后录取测试参数(ACC系统不工作)。

  然后打开机匣冲击冷却供气管路阀门(ACC系统工作)，调节阀门开度控制冷气量，测量不同阀门开度下的机匣温度分布及响应、供气总管与冲击冷却管沿程压力分布等参数。

  本文试验目的是获得ACC冷却系统的流动特性及机匣传热特性，故试验参数选取原则是能模拟发动机巡航状态ACC工作时的冷却系统实际流动及机匣组件的温度分布，而不是达到实际的温度水平。

  最终选取的冷气流量与发动机ACC工作时的冷气流量相当，按照机匣燃气侧换热相似准则，确定主流燃气流量；根据计算的真实机匣温度分布及冷气与燃气温比相似原则，确定燃气与冷气温度。

  本文试验数据录取时的主流燃气温度为773K，流量为4kg／s；一级和二级涡轮机匣内部冷气流量分别为0．10kg／s和0．15kg／s，温度为673K；按照不同的阀门开度，涡轮机匣外部冲击冷却冷气雷诺数为0~153 616，温度为300K。

  定义ACC机匣冲击冷却冷气雷诺数为Rec＝4c／(πμdc)(1)式中c为供气总管进口流量，μ为空气动力黏度，dc为供气总管当量直径。

  在冲击冷却管几何参数确定的条件下，冲击雷诺数取决于冲击冷却管内压力大小及分布。

  图4给出了不同Rec下供气总管压力分布。如图所示，供气总管内部压力在不同Rec下均匀性良好；由供气总管分别进入冲击冷却管1、2、3、4的进口压力PJ08、PJ07、PJ06、PJ05基本相同。

  图5给出了Rec为134554时各冲击冷却管的管内压力分布，图中所示为冲击冷却管1、3、4的顺航向左侧180°管路压力分布，以及冲击冷却管2左右两侧管路压力分布。

  冲击冷却管2的左右侧管路沿程压力变化趋势一致，从进气端开始沿程压力逐渐增大，左右侧管路进气端与末端的压力增幅均达到1．7％。

  总体来看，各排冲击冷却管内压力具有较好均匀性，在冲击冷却管所开冲击孔沿周向均匀分布时，不会造成机匣冷却区域冲击雷诺数差异较大的情形。

  本文针对全尺寸双级高压涡轮ACC系统机匣组件试验件，通过模拟ACC系统在高温、高压试验条件下的工作过程。

  研究了供气总管与冲击冷却管的流动特性，以及机匣组件的温度分布与响应特性，得到如下结果：

  ACC系统机匣冲击冷却管从进气端至封闭末端的沿程压力逐渐升高，但随着冲击冷却管开孔面积比的增大，管内沿程压力趋于均匀。

  ACC系统不工作和工作时，涡轮机匣不一样的部位周向温度分布的最大相对偏差分别为4．8％和5．8％，一致性较好。

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