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涡轮机匣是航空发动机通过涡轮段的关键支撑,是控制发动机涡轮叶顶间隙的主要部件,它承受着主要的热负荷、机械载荷和气动载荷,工作环境非常恶劣。热端部件冷却方法的研究一直是现阶段高温燃气发动机关键技术的热点和难点。作为典型的燃气轮机涡轮段热端部件之一,涡轮机匣的通道结构因为布局需要通常很不规则,而且结构复杂,往往包含多种流动形式,导致其换热规律差距也很大,很难有统一的计算方法。目前,实验手段和三维、稳态传热数值方法是研究涡轮机匣流动与换热问题的两个有效方式。本文以某型双层多孔阵列涡轮机匣结构为研究对象,采用基础的换热实验,研究机匣内部的流动与换热特性,并将实验结果与商业软件ANSYS Fluent流体-固体耦合传热计算的结果作比较,两种方法的流场数据和温度数据吻合较好,在一定误差范围内,可认为耦合计算具有一定的准确度和可信性。此涡轮机匣冷却实际上是包含冲击冷却和气膜冷却的组合式冷却,实验采用固定热源代替实际热燃气的研究方法具有一定程度的不足,本文采用流体-固体耦合传热方法研究了此具有“冲击+气膜”组合式冷却特点的涡轮机匣结构在真实工况下的换热特性。首先,研究了气动参数吹风比BR对初始模型的冷却效率、温度分布和热通量的影响规律,分析了气膜的流向和展向有效性。而后研究了几何参数冲击距H/L和气膜角β对组合式冷却换热特性的影响,结果表明,减小冲击距和减小气膜角,都会提升冲击平面和气膜平面的平均冷却效率；减小气膜角还能有效提升气膜的流向和展向有效性。本文的相关研究都能为工程设计提供有价值的参考。