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以某航空发动机叶尖间隙主动控制高压机匣典型换热单元为研究对象，通过改变冷却空气入射角度、通道几何形状和排布方式，分析进气方式变化对机匣内壁温度和换热系数的影响。研究中采用CFD数值模拟方法，分析了在相同流量下，机匣内壁平均温度和局部换热系数h随入射空气角度和孔径改变的变化规律。研究结果表明，通过冲击孔进入机匣的冷却空气速度衰减迅速，换热主要集中在机匣上加强肋附近位置.在本文的研究工况中，采用1.5mm孔径的冲击孔，入射角度45°的进气结构可以获得最佳的换热效果。