涡轮机匣作为航空发动机的主要承力部件,其不同工作状态下的变形量对发动机安全高效的运行具有显著影响,而变形量与温度分布密切相关。本文以某型航空发动机涡轮机匣作为研究对象,分别以数值模拟和试验的方法对其流动换热特性进行研究,并以数值模拟结果为基础,对机匣进行瞬态换热计算,获得机匣温度随时间的变化规律。本文首先对涡轮机匣进行稳态数值计算,分析不同工况下机匣内部流动换热特性,研究发现,腔内气流具有复杂的旋涡结构,随着气流的流动,机匣内各腔室存在不同程度的泄漏,使得在流动过程中,冷气逐渐减小。换热方面,由于机匣内部射流冲击结构的存在,使冲击靶面滞止区换热最好,随着气流的贴壁流动,换热逐渐减弱。机匣模型温度最高区域出现于与高温燃气直接接触的陶瓷涂层壁面上,随着与陶瓷涂层间距离的增加,温度逐渐下降。在稳态计算基础上,本文对部分机匣腔室进行了试验研究,使用热膜法研究其冲击靶面的换热特性,试验结果表明,当试验工况发生改变时,各腔室冲击靶面换热特性分布规律基本不变,且随着冲击雷诺数的增加,靶面换热效果更加显著。本文最后对机匣分别进行二维和三维瞬态计算,分析机匣温度随时间的变化规律,计算发现,机匣温度变化规律与载荷变化规律基本一致,当载荷短时间内保持不变时,机匣温度随时间逐渐变化至稳定状态,温度变化速率逐渐降低。与载荷增加阶段相比,载荷减小阶段模型响应时间更大,机匣更难冷却。两种计算方法所得温度变化规律基本一样,当机匣达到热平衡状态时,三维计算结果比二维计算结果略高,误差在可接受范围内。