● 摘要
不断地提高发动机的推重比、降低耗油率、增强可靠性和耐久性是现代航空发动机的发展趋势，实现前两者的有效途径是增加压气机压缩比，提高涡轮进口温度。现有航空发动机热端部件材料不能够承受越来越高的燃气进口温度，所以航空发动机都设计有先进的内流空气冷却系统，冷却空气从压气机主流通道的适当位置引入。由于流阻的作用，向心引气过程中，气流的总压会逐渐降低，总温会逐渐升高；过量的冷却空气会使航空发动机的总体性能降低，所以向心引气系统的研究对保证冷却空气满足冷却效果意义重大。本文将实际航空发动机内流空气系统的向心引气流动（高压压气机部分）简化为径向内流旋转盘腔模型，以模型实验和数值计算相结合的方法对径向内流旋转腔及其管式减阻结构的流动和总压损失特性进行研究，指导向心引气系统的工程设计。实验研究分别从鼓筒孔截面形状、不同减涡管长以及两种结构共同作用三个角度展开。实验获得了不同引气结构，不同流量和转速情况下的总压损失数据。研究表明：全部实验结构的总压损失随转速的增加而增加；随流量的增加，总压损失总体呈现上升趋势；湍流参数和罗斯比数能够分别有效控制径向内流旋转腔和管式结构的流动和总压损失特性；在实际发动机的湍流参数和罗斯比数工作区，无管结构的总压损失全面大于管式结构，圆形鼓筒孔无管结构的总压损失最大，长圆形鼓筒孔（92mm）管式结构的总压损失最小；（46mmx5+92mmx10）复合管式结构能够降低减阻结构重量，进一步减少总压损失。采用SST k-ω湍流模型对径向内流旋转腔以及管式结构的流动进行数值研究，通过与实验数据的对比表明，应用得到的计算结果在趋势上与实验结果相近，但数值上仍有较大差异。对长圆形孔进行优化设计，可以进一步减少总压损失。