文章编号：1000-8055（2023）06-1350-10doi：10.13224/j.cnki.jasp.20210614民用大涵道比涡扇发动机核心机舱通风冷却试验尹华莉1，单勇1，邓明2，刘昊2，崔玉超2，张靖周1，谭晓茗1（1.南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016；2.中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，上海201210）摘要：设计了全尺寸大涵道比涡扇发动机核心机舱通风换热试验系统，通过改变冷却气流流量、核心机机匣表面发热量以及核心机舱外壳保温层来研究舱内对流换热特性。试验结果表明：引气流量增加，各段核心机机匣的表面传热系数均随之增大；因前/后舱间存在高阶法兰，前舱引气量增加对后舱机匣表面对流换热几乎没影响；引气流量达到单孔进气0.05kg/s后，舱内空间温度的改善有限；空间上，前舱上部气流温度比下部高出10K左右，后舱高出20K左右；相同引气流量下，机匣表面发热量提高，各段机匣的表面传热系数略提高，差值约10W/（m2·K）；保温层的存在导致核心机机匣通过辐射换热的方式向环境传递的热量减小，此时传热的方式主要依靠对流换热，因此表面传热系数相对提高，差值最大约60W/（m2·K）。采用最小二乘法获得各段核心机机匣表面传热经验公式，可为大涵道比涡扇发动机核心机舱通风冷却工程设计提供参考。关键词：涡扇发动机；核心机机舱；通风冷却；对流换热；试验测试中图分类号：V231.1文献标志码：AVentilationandcoolingtestofthecorenacelleforcivilturbofanenginewithlargebypassratioYINHuali1，SHANYong1，DENGMing2，LIUHao2，CUIYuchao2，ZHANGJingzhou1，TANXiaoming1（1.CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China；2.ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute,CommercialAircraftCorporationofChina,Limited,Shanghai201210,China）Abstract:Afull-scalelargebypassratioturbofanenginecorenacelleventilationandheattransfertestsystemwasdesignedbychangingthecoolingairflowrate,theheatgenerationonthecorecasingsurfaceandthecorenacelleshellinsulationtostudytheconvectiveheattransfercharacteristicsinthecabin.Theresultsshowedthatwiththeincreaseofintakeairflowrate,thesurfaceheattransfercoefficientofthecorecasingofeachsectionincreasedaccordingly.Duetothepresenceofhigh-levelflangesinthefront/rearcompartments,theincreaseinthefrontcompartmen...
