劉慶東，尤宏德

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽 110015）

復(fù)合傾斜沖擊冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計及應(yīng)用

劉慶東，尤宏德

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽 110015）

以某型航空發(fā)動機低壓渦輪導(dǎo)向葉片局部結(jié)構(gòu)設(shè)計為研究對象，研發(fā)了1種復(fù)合傾斜沖擊冷卻的結(jié)構(gòu)形式，介紹了復(fù)合傾斜角度沖擊冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計特點，并進行了流動特性和溫度場的計算分析，計算分析和壁溫測試表明：復(fù)合傾斜沖擊冷卻方式能以較小的冷氣流量對壁面形成了較好的冷卻效果；對葉片上緣板表面形成了均勻沖擊冷卻的效果，發(fā)動機臺架試車也驗證了該冷卻結(jié)構(gòu)的性能和可靠性。

渦輪；葉片；沖擊冷卻；復(fù)合傾斜；結(jié)構(gòu)設(shè)計；航空發(fā)動機

0 引言

隨著航空發(fā)動機性能指標的不斷提升，渦輪進口燃氣溫度越來越高，因而冷卻技術(shù)對于高溫渦輪研制非常關(guān)鍵。其中以渦輪冷卻葉片所采用的冷卻技術(shù)最具有代表性，渦輪前幾級葉片普遍需要通過采用適當?shù)睦鋮s結(jié)構(gòu)形式，降低葉片壁面的溫度，保證使用要求。目前，渦輪冷卻葉片的冷卻方式主要包括對流冷卻、沖擊冷卻、氣膜冷卻、肋壁強化換熱和擾流柱強化換熱等。在各種冷卻方式中，沖擊冷卻技術(shù)應(yīng)用較多，主要用在導(dǎo)向葉片內(nèi)腔帶襯套結(jié)構(gòu)及轉(zhuǎn)子葉片前緣冷卻，其中大量研究及工程應(yīng)用是采用垂直靶面進行沖擊冷卻[1]，以期在靶面部位獲得較高的冷卻換熱系數(shù)，進而降低葉片表面的壁面溫度，但這種冷卻形式往往需要較高的冷氣壓力和較大的冷氣流量，而在發(fā)動機中冷氣用量的增加往往意味著發(fā)動機性能的下降，所以當葉片冷氣用量受到限制時，則需要對冷卻結(jié)構(gòu)形式進行優(yōu)化和調(diào)整。在高推比發(fā)動機中，先進的渦輪葉片正在研究采用鑄冷和發(fā)散冷卻等先進冷卻技術(shù)，以達到最佳的冷卻效果[2]。

本文通過采用傾斜沖擊冷卻，增加沖擊換熱面積，使壁面冷卻更均勻，以較小的冷氣用量獲得了較好的冷卻效果。

1 復(fù)合傾斜沖擊冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計

發(fā)動機渦輪葉片冷卻技術(shù)的發(fā)展歷程如圖1所示，在導(dǎo)向葉片內(nèi)腔帶襯套結(jié)構(gòu)及轉(zhuǎn)子葉片前緣冷卻主要應(yīng)用沖擊冷卻技術(shù)如圖2所示。本文在傳統(tǒng)常規(guī)沖擊冷卻結(jié)構(gòu)[3]形式（如圖3所示）上設(shè)計了1種傾斜沖擊冷卻的結(jié)構(gòu)形式，如圖4所示。

某型發(fā)動機低壓渦輪導(dǎo)向葉片在設(shè)計研制中前緣上緣板前端溫度偏高（如圖5所示的圓圈部位），雖然滿足材料使用要求，但該處結(jié)構(gòu)較為單薄，懸壁伸出較長，且周向長度尺寸較大（如圖6所示），根據(jù)以往發(fā)動機工程研制經(jīng)驗，由于燃燒室溫場的不均勻性，在長期使用中易出現(xiàn)熱疲勞開裂等問題，故而分析認為需要對此處進行冷卻，由于發(fā)動機能夠給該處提供的冷氣量較少，其冷卻只允許采用盡可能少的冷氣用量，以期達到較好的壁面冷卻效果。

在設(shè)計初期，按照腔1冗腔考慮（如圖7所示），腔內(nèi)沒有冷氣，故此需要對導(dǎo)向葉片上緣板冷卻，將冷氣引入到腔1，由于腔1體積相對較大，如果簡單地將冷氣引入到腔1，不會對導(dǎo)向葉片上緣板前端形成較好的冷卻效果，而該處結(jié)構(gòu)空間較小，無法布置強化換熱肋等強化換熱結(jié)構(gòu)，如果采用其它形式的冷卻結(jié)構(gòu)，制造工藝又過于復(fù)雜，制造難度較大。為了更好地對上緣板前端表面形成冷卻，設(shè)計了復(fù)合傾斜沖擊冷卻的結(jié)構(gòu)（如圖7、8所示），在導(dǎo)向葉片前安裝邊上開孔，引入冷卻氣，對上緣板上表面形成沖擊冷卻，從而降低導(dǎo)向葉片上緣板燃氣邊壁面的溫度。沖擊冷卻孔為復(fù)合傾斜結(jié)構(gòu)，孔徑為Ф=0.6 mm，數(shù)量為12個，均勻布置在導(dǎo)向葉片前端安裝邊，沖擊孔中心線與發(fā)動機軸向和周向都形成一定的夾角（如圖8所示），設(shè)想氣流從沖擊孔流出后對上緣板非流道面形成非垂直方向的冷氣沖擊和覆蓋，同時在腔1內(nèi)形成環(huán)向流動，之后從上緣板前端面的縫隙處流到主燃氣通道。由于該種冷卻形式3維流動特性非常明顯，采用常規(guī)1維分析方法并不適用，為了分析該種冷卻形式的流動和換熱情況，本文采用CFD軟件進行3維流動特性和溫度場分析。

2 流動特性和溫度場的計算分析

2.1 幾何建模與網(wǎng)格劃分

本文采用UGNX3.0軟件進行實體建模，計算模型選在從緣板前緣到葉身前緣的區(qū)域，計算模型如圖9所示。

采用ANSYS ICEM CFD11.0軟件進行網(wǎng)格劃分，因為結(jié)構(gòu)復(fù)雜，不適用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，所以采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，即4面體網(wǎng)格，4面體網(wǎng)格最大單元尺寸為0.8mm，流固耦合面面網(wǎng)格最大單元尺寸為0.25mm；對于流體靠近壁面區(qū)域，為了提高計算精度，對邊界層進行了加密處理，即使用3棱柱形網(wǎng)格填充壁面區(qū)域。本計算模型邊界層共用了4層3棱柱網(wǎng)格加密，3棱柱網(wǎng)格初始高度為0.04mm，高度比為1.3。

網(wǎng)格劃分情況：固體域網(wǎng)格總數(shù)為358856，節(jié)點總數(shù)為71601，4面體網(wǎng)格數(shù)為358856；流體域網(wǎng)格總數(shù)為525588，節(jié)點總數(shù)為129767，4面體網(wǎng)格數(shù)為434437，3棱柱網(wǎng)格數(shù)為91151。計算域網(wǎng)格和局部加密情況如圖10、11所示。

2.2 邊界條件

本文采用的邊界條件為幾何型邊界條件和數(shù)值型邊界條件。

（1）幾何型邊界條件是指在切割出計算域時模型4周的邊界面，為了使計算模型和實際模型同樣具有周期性，這些切面（既包括固體的也包括流體的）在計算中被分別指定了周期性邊界條件。所有的壁面也是幾何型邊界條件，光滑無滑移。

（2）數(shù)值型邊界條件包括流體進、出口的流動參數(shù)。流體與固體交界面按耦合面處理。

2.3 計算參數(shù)設(shè)定

計算3維可壓縮流動的湍流納維－斯托克斯方程，穩(wěn)態(tài)、無旋轉(zhuǎn)、不考慮浮升力和輻射；流體計算域傳熱方程采用總能方程，湍流模型為標準的k-ε模型，燃氣入口湍流度設(shè)為10%,在壁面處理上，采用壁面無滑移邊界條件，配以壁面函數(shù)率Wall Function；固體計算域傳熱方程采用熱能方程；流體域固體域計算初始溫度均為1000K。

2.4 計算結(jié)果及分析

3維數(shù)值計算得到了計算區(qū)域的溫度場和速度場。緣板不冷卻與冷卻的最高壁溫對比情況見表1，有冷卻措施的流體計算域速度場和緣板前緣溫度場如圖12所示。

表1 緣板溫度和冷氣用量

2.4.1 流場分析

從圖12分析可見：冷氣在斜孔內(nèi)的流速較大，對斜孔的冷卻較強，所以形成了沿孔傾斜方向的低溫區(qū)。冷氣經(jīng)斜孔以較大速度進入腔1，一部分氣流沿著緣板外壁面與高壓渦輪機匣所形成的環(huán)形縫隙流出（以下簡稱為環(huán)形縫隙），對該區(qū)域形成斜向沖擊冷卻；另一部氣流在空腔內(nèi)沿周向旋轉(zhuǎn)流動，至冷卻緣板掛鉤處壁面后，再從環(huán)形縫隙流出；由于冷氣流動方向與發(fā)動機中心軸線傾斜，存在較大的周向分量，因此，冷氣會在腔內(nèi)沿周向流動，延長了冷氣對緣板上壁面的作用時間，提高了冷氣的利用效率；由于斜孔中心線與發(fā)動機軸線在水平面投影的夾角較大，使得冷氣沖擊到緣板壁面的距離較長，加之冷氣在空腔內(nèi)旋轉(zhuǎn)流動作用，使得冷氣沒有形成明顯的沖擊區(qū)，各處的冷卻效果均勻，達到溫度分布均勻。從環(huán)形縫隙出來的冷氣在緣板的前緣處與主流燃氣匯合，降低緣板內(nèi)壁面燃氣附面層內(nèi)的流體溫度，從而減小了燃氣對緣板的加熱功率。由于冷氣流量較小，排氣面積較大，而主流流量和流速很高，所以，此處冷氣很難形成氣膜。綜上所述，此種冷卻形式利用了“冷氣沖擊作用”、“冷氣在腔內(nèi)沿周向流動作用”和“冷氣與主流摻混作用”3部分來對緣板進行冷卻。

2.4.2 溫度場分析

對緣板前緣進行冷卻時（如圖10所示），緣板前緣最高溫度為1048.6 K，最大溫差約為55K；相對無冷卻措施情況,溫度降低約130K，緣板與燃氣接觸的固體區(qū)域最大溫差降低約40K。單孔流量為0.0005015kg/s，全環(huán)180個孔的總流量為0.09027kg/s，冷氣用量相對壓氣機進口流量約為0.09%。

在實際工作環(huán)境中，由于燃燒室存在溫度場分布不勻均的問題，為了分析燃燒室溫度場分布不均勻而對導(dǎo)向葉片緣板的溫度影響，對該冷卻設(shè)計進行了進一步的校核，結(jié)果表明，該處溫度能夠滿足結(jié)構(gòu)的長期使用要求（如圖13所示）。

3 壁溫測量結(jié)果分析

為了驗證設(shè)計效果，進行了葉片局部壁溫測試，壁溫測試采用了示溫漆的測試方法。在發(fā)動機上按周向均布選取了3組低壓渦輪導(dǎo)向葉片（如圖14所示），對渦輪導(dǎo)向葉片上緣板前端流道面和非流道表面均涂覆了示溫漆，如圖15所示。

在發(fā)動機試車結(jié)束后，對低壓渦輪導(dǎo)向器進行了分解檢查，同時對涂覆示溫漆葉片進行了重點觀察，發(fā)現(xiàn)葉片上緣板流道面示溫漆大部分脫落，而葉片非流道表面的示溫漆則保留較為完整，如圖16所示。故此研究判斷非流道表面的溫度情況，進而推斷流道面的葉片壁面溫度情況，根據(jù)非流道面的測試結(jié)果，初步推斷流道面壁溫為923～943K（650～670℃），低于分析預(yù)估值。試車溫度低于預(yù)估值的主要原因是：本次試車狀態(tài)未達到設(shè)計點要求；在計算分析中并未分析高壓渦輪外環(huán)塊尾緣冷卻氣出流對葉片上緣板的冷卻效果，有可能存在葉片上緣板壁溫預(yù)估偏高的情況。

綜合數(shù)臺發(fā)動機試車后分解檢查情況以及該次壁溫測試情況來看，葉片上緣板壁溫均勻，未出現(xiàn)高溫過熱現(xiàn)象。

4 結(jié)論

（1）綜合數(shù)臺發(fā)動機試車后分解檢查情況以及壁溫測試情況表明，葉片上緣板壁溫均勻，未出現(xiàn)高溫過熱現(xiàn)象。

（2）大角度傾斜沖擊冷卻技術(shù)是對傳統(tǒng)沖擊冷卻技術(shù)的拓展和延伸，更具有工程實際應(yīng)用價值。

（3）通過大角度傾斜沖擊冷卻設(shè)計技術(shù)的研究，拓寬和發(fā)展對傳統(tǒng)冷卻技術(shù)的認識和理解，在更多的應(yīng)用領(lǐng)域不斷摸索創(chuàng)新冷卻技術(shù)的設(shè)計。

[1]谷振鵬，王開.沖擊加氣膜組合式換熱效果的試驗研究[J].航空發(fā)動機，2010，36（5）：52-55.

[2]林宏鎮(zhèn)，汪光火，蔣章焰.高性能航發(fā)發(fā)動機傳熱技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2005：12-17.

[3]韓介勤，桑地普·杜達，斯瑞納斯·艾卡德.燃氣輪機傳熱和冷卻技術(shù)[M].西安：西安交通大學(xué)出版社，2005：171-189.

[4]《航空制造工程手冊》總編委會.航空制造工程手冊：發(fā)動機葉片工藝[M].北京：航空工業(yè)出版社，1997：426-435.

[5]劉 軍.航空發(fā)動機氣膜冷卻孔的打孔工藝 [J].航空發(fā)動機，1995（2）：31-36.

[6]Lakshminarayana B.Turbine cooling and heat transfer in fluid dynamics and heat transfer of turbomachinery[M].New York:John Wiley,1996：597-721.

[7]Bunker R.Gas turbine heat transfer:ten remaining hot gas path challenges[J].Journal of Turbomachinery,2007,129（2）:193-201.

[8]Funatogawa O,Fujimura T,Kobayashi K.Research and development of ECO engine[J].Journal of the Gas Turbine Society of Japan,2006，34（3）：18-23.

[9]Leylek J,Zerkle R.Discrete-jet film cooling:A comparison of computational results with experiments[J].Journal of Turbomachinery,1994,116（3）：358-368.

[10]McGrath E L,Leylek J.Physics of hot crossflow ingestion in film cooling[J].Journal of Turbomachinery,1999（1）：532-541.

Design and Application of Combined Oblique Impact Cooling Structure

LIU Qing-dong，YOU Hong-de
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shengyang 110015,China）

Take local structure of low pressure turbine guide vane for an engine as the research object,a combined oblique impact structure form was developed.The design characteristics of combined oblique impact cooling structure were introduced and the flow characteristics and temperature field were calculated and anylzed.The analysis results and wall－temperature test results show that the cooling structure can have better wall cooling effect with less cooling air flow,and has uniform impact cooling effect on the surface of the upper side plate of vane.The performance and reliability of the cooling structure also are validated by the engine bench test.

turbine;vane;impact cooling;combined oblique;structure design;aeroengine

劉慶東（1980），男，碩士，工程師，從事航空發(fā)動機渦輪冷卻葉片設(shè)計工作。