高压涡轮主动间隙控制(Active Clearance Control,ACC)技术是航空发动机改善性能、降低耗油率、提高发动机可靠性的重要技术措施之一。实际工程应用中,高压涡轮ACC技术主要通过涡轮机匣的热变形控制来实现,低阻紧凑的供气流路和简洁高效的机匣传热设计则是ACC系统最基础的两个技术。论文首先依据ACC系统供气流路特征,抽象和模化出典型流动元件,理论推导了各流动元件的解析模型,然后结合三维数值仿真和已有的工程数据积累,建立了工程适用的快速分析模型,并借助Flowmaster软件平台定制开发了ACC系统供气流路的一维分析模块。随后系统分析了ACC系统供气流路压力分布和冷气分配、机匣温度分布和变形控制规律,揭示了ACC系统供气流路供气总管和冲击冷却管的流动机理。针对双级高压涡轮,建立了满足良好可控热变形需求的供气流路及机匣设计方案。计算分析结果表明,当ACC系统工作时,冷却空气通过冷却管上射流孔,冲击冷却机匣凸缘和法兰边等区域,有效控制了这些区域的温度。通过机匣温度分布的合理调节,第一级和第二级涡轮外环的径向位移收缩量明显,径向位移变化得到了很好控制。在上述机理研究的基础上,本文研究并提出了准部件级的高压涡轮ACC系统试验验证方案,构建了满足高温、高压试验条件的试验系统,完成了真实结构的准部件级高压涡轮ACC系统试验件设计与制造,突破了复杂涡轮机匣结构在高温高压试验条件下的高精度涡轮外环动态径向位移和涡轮机匣组件全结构特征点温度测试技术。在准部件级的真实结构全尺寸双级高压涡轮ACC系统验证试验中,详细研究了ACC系统供气流路流动特性、涡轮机匣温度分布及热响应特性、ACC系统工作时的涡轮外环径向位移响应特性。试验中发现:在冷气雷诺数一定时,ACC系统供气流路中的供气总管压力分布均匀,冲击冷却管从进气端至封闭末端的沿程压力均呈升高趋势,但随冲击冷却管开孔面积比(冷却管进口面积与全部冲击孔出流面积比)的增大,管内压力趋于一致,4排冲击冷却管中的最大压力升幅(两端的压力相对变化幅度)为1.7%。ACC系统工作时,第一级涡轮外环周向平均径向位移收缩量和单点径向位移收缩量的最大相对偏差为18.3%,而第二级涡轮外环周向平均径向位移收缩量和单点径向位移收缩量的最大相对偏差为8.8%。试验结果表明,ACC供气流路能有效调节涡轮机匣特征位置的温度,涡轮外机匣温度随ACC系统冷气雷诺数的增大而快速降低。机匣各冷却部位平均绝对温降介于100~167K,平均相对温降(绝对温降与ACC系统不工作时温度的百分比)达到16%~37%。当ACC系统控制阀门全打开时,第一级涡轮外环和第二级涡轮外环的径向位移收缩量分别达到了0.59mm和0.74mm,达到了预期效果。此外,在ACC系统控制阀门打开、关闭及状态变化的过渡态中,涡轮机匣温度及两级涡轮外环径向位移收缩量均具有满意的响应速率。