● 摘要
现代航空发动机都设计有先进的内流空气冷却系统，其主要作用是冷却涡轮等热端部件，保证航空发动机可靠、高效的工作。冷却空气通常在高压压气机主流通道引出、经不同路径通道需要冷却的部件。径向内流核区由于旋转作用会有旋涡生成，使冷却空气产生很大的压力损失和并限制最大冷却流量。压力损失很大程度上取决于旋转速度和质量流量。减涡管可以防止旋涡的发展,因此减少了压力损失。本文将实际航空发动机内流空气冷却系统的引气流动简化为径向内流旋转盘腔模型，采用试验方法分别研究了径向内流旋转旋转腔和管式减涡结构的压力损失特性，测试了长圆孔和圆孔进口形状，不同工况下的旋转盘腔的进、出口总压，分析了流量系数，旋转雷诺数，湍流参数和罗斯比数对不同进口形状径向内流旋转盘腔总压损失的影响规律。试验结果表明：旋转盘腔的总压损失随旋转雷诺数的增大而增大，随流量系数的增大而增大。与旋转腔结果相比，减涡管可以明显减少的压力损失。对不同导流叶片角度的结果进行了比较，结果显示在试验范围内压力损失特性并没有明显的变化。对于旋转腔结构，长圆形入口形状要优于圆形入口形状。对于管式减涡结构，在大流量、低转速时，圆形入口形状要优于长圆形入口形状；在小流量、高转速时，长圆形入口形状要优于圆形入口形状。而后者更接近真实发动机运行工况，故安装管式减涡结构和设计为长圆形入口形状均可以有效减少压力损失。