趙子晨，何立明，張倩，肖陽，代勝吉

(空軍工程大學 航空航天工程學院，西安　710038)

“月牙形凸臺+等離子體激勵器”結(jié)構(gòu)改善氣膜冷卻效果的數(shù)值仿真

趙子晨，何立明，張倩，肖陽，代勝吉

(空軍工程大學 航空航天工程學院，西安710038)

摘要：利用等離子體激勵器作為改善氣膜冷卻效果的方法在近年來得到了初步研究，但現(xiàn)階段改善程度依然有限。提出“月牙形凸臺+等離子體激勵器”新型氣膜冷卻結(jié)構(gòu)，通過CFD計算方法分析常規(guī)圓形孔、帶月牙形凸臺和帶等離子體氣動激勵等不同氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的流場特性、溫度場特性和冷卻效率。結(jié)果表明：在圓形孔氣膜冷卻結(jié)構(gòu)中，流場中形成了腎形渦對，由于腎形渦對使得冷流抬離壁面以及卷吸熱流的作用，壁面的冷卻效果最差；冷流經(jīng)過等離子體激勵器或月牙形凸臺后，流場產(chǎn)生了反腎形渦對，抑制了腎形渦對的結(jié)構(gòu)尺寸和強度，與圓形孔氣膜冷卻結(jié)構(gòu)相比，氣膜冷卻效果在展向和流向上得到較大改善；在“月牙形凸臺+等離子體激勵器”氣膜冷卻結(jié)構(gòu)中，冷熱流摻混后形成的反腎形渦對強度最大，并且顯著提高了孔間區(qū)域的冷卻效率，在各吹風比下氣膜冷卻效果最佳。

關(guān)鍵詞：月牙形凸臺；等離子體激勵器；腎形渦對；反腎形渦對；冷卻效率

0引言

目前，航空發(fā)動機廣泛采用燃氣渦輪發(fā)動機。國外最新的航空發(fā)動機其渦輪前燃氣溫度范圍已高達1 811～2 144 K，而高溫合金的工作溫度不會超過1 500 K[1]，這就使渦輪前燃氣溫度遠遠超出燃燒室和渦輪等熱端部件材料的耐高溫性能極限。因此，必須對燃燒室、渦輪葉片等高溫部件采用相應的高效冷卻措施進行熱防護[2-3]。在各種冷卻技術(shù)中，氣膜冷卻的應用最為廣泛且最具前景，而提高氣膜冷卻效率的關(guān)鍵是降低冷卻氣膜出流的穿透率和提高氣膜的貼壁性。

為了提高氣膜冷卻效率、改善氣膜冷卻效果，國內(nèi)外進行了廣泛研究，目前研究的內(nèi)容主要包括三個方面：

(1) 氣膜孔/縫的幾何參數(shù)，包括幾何形狀、孔/縫的傾斜角、長徑比/長寬比、孔徑/縫寬、排列形式等。朱惠人等[4]針對氣膜孔形狀影響排孔下游的冷卻效率進行研究，表明在較高吹風比下圓錐形孔排和簸箕形孔排的平均冷卻效率及二次流覆蓋區(qū)域均大于圓柱形孔排。劉存良等[5]對比了收縮-擴張型氣膜孔、圓形孔和扇形孔對氣膜冷卻效率的影響機理，結(jié)果表明：收縮-擴張孔的收縮作用使得孔內(nèi)的流動分離小，出口速度較為均勻，展向速度較大；收縮-擴張孔減小了射流的流向厚度,增大了射流的展向?qū)挾?從而擴大了射流覆蓋區(qū)域,并形成了與圓形孔和扇形孔射流相比作用相反的反腎形渦對,從而獲得了更高的冷卻效率。李永紅等[6]研究了兩種出口-入口面積比不同的收縮擴張形孔的氣膜冷卻機理，得到出口-入口面積比對冷卻效率和換熱系數(shù)的分布規(guī)律沒有明顯影響，但對冷卻效率和換熱系數(shù)的數(shù)值影響較大，面積比越大，平均氣膜冷卻效率越低，換熱系數(shù)在上游越低，在下游越高。劉捷等[7]對不同復合角典型單排孔冷卻結(jié)構(gòu)的平板的氣膜冷卻特性進行了實驗研究，發(fā)現(xiàn)所有復合角條件下的冷卻性能都優(yōu)于相同條件下的簡單角并且吹風比越大、復合角越小時的性能越優(yōu)。

(2) 氣膜孔/縫的氣動參數(shù)，包括雷諾數(shù)、吹風比、密度比、湍流度等。雷云濤等[8]研究不同吹風比下單孔結(jié)構(gòu)的冷卻特性，表明隨著吹風比的增大，由于卷吸作用的增強，射流大部分脫離壁面與主流摻混使得冷卻效率不斷降低。許衛(wèi)疆等[9]采用采用數(shù)值模擬方法研究了動量比、湍流度和密度比對圓柱形氣膜孔流動的影響，結(jié)果表明隨著動量比的增大，二次流在出口處逐漸偏離葉片，冷卻效率降低；在低密度比下，湍流度對冷卻效率影響不大；當密度比為1.5時，湍流度對冷卻效率產(chǎn)生顯著影響；密度比越小，冷卻效率越低。劉元清等[10]研究了湍流度對圓孔和后擴孔氣膜冷卻效率的影響，發(fā)現(xiàn)小吹風比下湍流度降低趨向使下游區(qū)域冷卻效果惡化，大吹風下湍流度的提高強化了冷卻氣流向壁面的擴散，提高了下游區(qū)域的冷卻效率。

(3) 氣膜孔/縫前、中、后的流場調(diào)節(jié)形式，例如上游設置斜坡、出口處設置凸片或橫向槽、下游設置凸臺等。呂騁予等[11]測試了氣膜孔上游斜坡條件下氣膜冷卻流場，發(fā)現(xiàn)斜坡延緩了主流通過腎形渦對與滲流的摻混作用，主流貼近壁面的區(qū)域動量降低。陳鑫等[12]針對橫向槽氣膜冷卻結(jié)構(gòu)進行了數(shù)值和實驗研究，結(jié)果表明橫向槽減弱了氣膜出流向主流的垂直穿透能力，二次流在流出橫向槽后能更好的貼覆絕熱壁面可以改善氣膜冷卻效果。Eiji Sakai等[13]對比了半圓柱型、半球型和圓柱型三種凸臺結(jié)構(gòu)，結(jié)果表明冷流經(jīng)過圓柱型凸臺結(jié)構(gòu)，在流場中形成了縱向渦和反腎形渦對，使得氣膜冷卻效率高于其他凸臺結(jié)構(gòu)。

等離子體流動控制是基于等離子體氣動激勵的新型主動流動控制技術(shù)。等離子體在邊界層控制、抑制失速分離、翼型減阻、旋渦控制、圓柱繞流控制、提高燃燒穩(wěn)定性和效率等方面都非常有效[14-15]。隨著等離子體流動控制技術(shù)被廣泛關(guān)注，這為氣膜冷卻提供了新的思路。Jin-Lu Yu等[16]和Chin-Cheng Wang等[17]將等離子體氣動激勵應用到氣膜冷卻上，揭示了等離子體氣動激勵改善氣膜冷卻效果的機理，認為這種氣膜冷卻技術(shù)結(jié)構(gòu)簡單、適應工況廣，具有廣闊的應用前景。

本文根據(jù)常規(guī)圓形孔氣膜冷卻結(jié)構(gòu)，結(jié)合等離子體氣動激勵和月牙形凸臺對氣膜冷卻效果的改善作用，提出“等離子體激勵器+月牙形凸臺”新型氣膜孔冷卻結(jié)構(gòu)，即在氣膜孔出口的下游位置設置一個月牙形的凸臺，在月牙形凸臺后緊跟著敷設等離子體激勵器。通過對其流場和溫度場特性進行數(shù)值模擬，分析不同氣膜冷卻結(jié)構(gòu)對冷卻效果的影響機理，為今后不同新型冷卻結(jié)構(gòu)相互匹配優(yōu)化研究奠定基礎。

1數(shù)值模擬方法

1.1幾何模型及網(wǎng)格生成

常規(guī)圓形孔氣膜冷卻結(jié)構(gòu)(Case 1)的計算域如圖1所示，計算域由主流通道、射流通道和供氣腔三部分組成。熱流從主流通道進入，冷流進入供氣腔后通過射流通道進入主流通道，冷流與熱流摻混后向下游流動。射流通道為單個圓孔，與主流的夾角為30°，孔徑(D)為0.002 m，射流通道長3D。冷卻主流通道長30D，寬4D，高10D；供氣腔長10D，寬4D，高5D?；贑ase 1，將等離子體激勵器敷設在氣膜孔下游距氣膜孔2D位置處，可得到Case 2。將長、寬、高分別為1.5D、2D、0.25D的月牙形凸臺(如圖2所示)設置在氣膜孔下游0.5D處，可以得到Case 3。在Case 3的基礎上，將等離子體激勵器敷設在月牙形凸臺后面，距離凸臺邊緣(L)為0D，可以得到“等離子體激勵器+月牙形凸臺”氣膜孔冷卻結(jié)構(gòu)，即Case 4。

圖1　計算域幾何結(jié)構(gòu)

(a) 俯視圖

(b) 中心剖面圖

利用ICEM進行網(wǎng)格劃分，計算域網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。氣膜孔及月牙形凸臺附近的網(wǎng)格劃分如圖3所示，在主流通道下壁面，供氣腔上下壁面和氣膜孔邊界上的加密網(wǎng)格設置邊界層。對Case 1和Case 3的氣膜冷卻結(jié)構(gòu)計算模型進行網(wǎng)格獨立性檢驗，最終兩種冷卻結(jié)對應的網(wǎng)格單元數(shù)量分別為1016781和1135864個。

(a) 氣膜孔附近網(wǎng)格

(b) 月牙形凸臺附近網(wǎng)格

1.2邊界條件和參數(shù)設定

1.3氣動激勵唯象學模型

從唯象學角度看，等離子體氣動激勵的作用效果可以由作用于流體的局部體積力的效果來近似模擬。本文采用文獻[18]的模型進行計算，線性體積力的作用區(qū)域如圖4中三角形AOB所示。該區(qū)域中，電場強度為線性分布，原點O處的電場強度為E0，在區(qū)域邊界AO、OB和AB上的截斷電場強度為Ebr，區(qū)域內(nèi)沿坐標軸正方向電場強度逐漸減小，因此電場強度分布

|E|=E0-k1x-k2y

(1)

式中：E0=U0/d，U0為激勵器激勵電壓，d為x方向電極間距離；k1=(E0-Ebr)/b，k2=(E0-Ebr)/a，k1、k2為電場強度空間分布系數(shù)，表征電場強度的空間分布梯度。

圖4　線性體積力分布模型

通過線性體積力分布模型得到的電場分布，建立時均體積力分布規(guī)律：

Favg=ρcecvΔtEδ

(2)

式中：ρc為電荷密度；ec為電荷常數(shù)；v為電源頻率；Δt為激勵電源電壓的半周期；δ取值為1(表示在三角形區(qū)域內(nèi)存在體積力)或0(表示在三角形區(qū)域外沒有體積力)。

在求解等離子體氣動激勵對冷流的影響中，將等效體積力分布(Favg)作為動量源項添加到不可壓Navier-Stokes方程中。

1.4數(shù)值計算方法

采用RNGk-ε湍流模型來模擬湍流流動。對流項采用二階迎風格式離散，速度和壓力耦合采用SIMPLEC算法。各方程相對殘差小于10-6，殘差曲線平緩且壁面溫度基本不變時獲得收斂解。

2計算結(jié)果與分析

2.1模型驗證

以Schmidt等的實驗[19]為研究對象進行數(shù)值模擬，吹風比M=0.6和M=1.25時本文數(shù)值模擬與Schmidt等的實驗獲得的氣膜孔中心線氣膜冷卻效率的分布情況如圖5所示。

圖5　計算與實驗結(jié)果對比

從圖5可以看出：數(shù)值模擬結(jié)果與實驗結(jié)果吻合較好，計算平均誤差小于5.0%，表明本文所采用的數(shù)值計算方法能夠有效預測氣膜冷卻特性。

2.2流場和溫度場分析

吹風比M=1.0時，不同形式氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的冷流跡線的示意圖如圖6所示?？梢钥闯觯涸贑ase1中冷流向下游運動過程中逐漸抬離壁面，沿展向方向覆蓋的區(qū)域較小，這對壁面的冷卻效果會產(chǎn)生不利影響；在Case2中冷流受到等離子體氣動激勵誘導后，緊貼壁面向下游運動，在展向覆蓋較寬，壁面冷卻效果較Case1有所改善；在Case3中月牙形凸臺結(jié)構(gòu)對冷流產(chǎn)生一定影響，使得冷流緊貼壁面，并向兩側(cè)擴展；在Case4中冷流經(jīng)過月牙形凸臺和等離子體激勵器后，冷流貼緊壁面，在展向上冷流覆蓋區(qū)域最大，與其他三種形式的冷卻結(jié)構(gòu)相比，相鄰氣膜孔間的壁面的冷卻效果可能最佳。

(a)Case1(b)Case2

(c)Case3(d)Case4

圖6冷流跡線分布

Fig.6Distributionofcoolingflowpathline

當吹風比M=1.0時，四種形式氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的速度場-溫度場分布如圖7所示。

(a) Case 1

(b) Case 2

(c) Case 3

(d) Case 4

從圖7可以看出：在Case1中冷流從氣膜孔流出后與主流發(fā)生強烈的摻混，形成腎形渦對，冷流向下游運動中腎形渦對逐漸發(fā)展，使得冷流逐漸抬起，同時熱流由于卷吸作用到達冷流底部，壁面的冷卻效果逐漸減弱；Case2與Case1比較，冷流經(jīng)過等離子體激勵器時，受到等效體積力作用，展向覆蓋區(qū)域上得到了擴展，形成了與腎形渦對旋向相反的渦結(jié)構(gòu)(下文稱反腎形渦對)，抑制了腎形渦的尺寸，得到了較好的冷卻效果；在Case3中冷流經(jīng)過月牙形凸臺，沿展向方向覆蓋較好，同時流場產(chǎn)生了反腎形渦對，與Case1相比，氣膜冷卻效果得到了較大的改善；與其他三種冷卻結(jié)構(gòu)相比，Case4中的冷流經(jīng)過月牙形凸臺和等離子體激勵器后，反腎形渦對的強度增大，很好地抑制了腎形渦對的結(jié)構(gòu)尺寸和強度，冷流在展向覆蓋區(qū)域最大，孔間區(qū)域的冷卻效果最佳。

2.3絕熱冷卻效率分析

為了更好地對比分析四種氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的冷卻效果，選取氣膜孔下游的中心線冷卻效率、不同位置處的展向冷卻效率、展向平均冷卻效率和全局冷卻效率四種參數(shù)進行說明。中心線冷卻效率是氣膜孔流向中心對稱線上的絕熱冷卻效率，展向冷卻效率是不同位置處截面展向上的絕熱冷卻效率，展向平均冷卻效率是各個位置截面處的線平均絕熱冷卻效率，全局冷卻效率是氣膜孔下游冷卻壁面的面平均絕熱冷卻效率。

在吹風比M=1.0時，四種氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的中心線冷卻效率和局部展向冷卻效率分布如圖8所示。

(a) 中心線效率

(b) 展向效率(x/D=4)

(c) 展向效率(x/D=16)

從圖8可以看出：Case1中冷流經(jīng)過圓形孔，流場產(chǎn)生了腎形渦對，由于腎形渦對的不利影響，冷流的展向覆蓋區(qū)域最小，冷卻效率最低；在氣膜孔后敷設等離子體激勵器或月牙形凸臺(Case2和Case3)，產(chǎn)生了反腎形渦對，使冷流在流向和展向上得到了較好地覆蓋，提高了中心線和展向冷卻效率；Case4中，冷流經(jīng)過月牙形凸臺和等離子體激勵器的誘導作用，產(chǎn)生的反腎形渦對強度最大，冷流在展向上覆蓋到整個孔間區(qū)域(尤其是1

吹風比M=1.0時，四種氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的展向平均冷卻效率分布如圖9所示。

圖9　展向平均效率

從圖9可以看出：由于流動結(jié)構(gòu)的改善，相對于常規(guī)圓形氣膜孔，等離子體激勵器和月牙形凸臺氣膜冷卻結(jié)構(gòu)冷流貼附和展向覆蓋效果有了極大的改觀；Case1的冷卻效率最低，其平均值為20.1%；施加等離子體激勵器后，Case2的冷卻效率得到提高，其平均值為32.4%；與Case1相比，Case3中冷流從氣膜孔流出，經(jīng)過月牙形凸臺后，冷卻效率得到提高；Case3在x/D<5的區(qū)域冷卻效率比Case2高，在x/D>5的區(qū)域冷卻效率比Case2低，其平均值為28.9%；Case4與其他冷卻結(jié)構(gòu)相比，形成的反腎形渦對強度最大，對腎形渦對的抑制效果最好，氣膜冷卻效率最高，其平均值為35.8%。但在M=1.0下，冷流的流量較小，冷卻能力有限，因而在流向上展向平均冷卻效率在x/D>11的區(qū)域比Case2低。

在不同吹風比下，四種氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的全局平均冷卻效率分布如圖10所示?？梢钥闯觯涸诓煌碉L比下，Case4的冷卻效率最高，Case2 和Case3次之，Case1最低；與Case1相比，在吹風比M=0.5、1.0和1.5下，Case2的全局平均氣膜冷卻效率分別提高了38.4%、61.5%和51.9%，Case3的全局平均氣膜冷卻效率分別提高了10.7%、44.1%和22.7%，Case4的全局平均冷卻效率分別提高了37.8%、78.3%和98.1%；對于四種氣膜冷卻結(jié)構(gòu)，在吹風比M=1.0時氣膜冷卻效率最高，M=0.5時次之，M=1.5時最低。這是因為M=0.5時，冷流的流量和動量較小，冷卻能力不足；而M=1.5時，冷流的動量較大，穿透主流的能力較強，不易貼壁。

圖10　全局平均冷卻效率比較

3結(jié)論

本文提出了“等離子體激勵器+月牙形凸臺”新型氣膜孔冷卻結(jié)構(gòu)，并分析了不同氣膜冷卻結(jié)構(gòu)對冷卻效果的影響。

(1) 在帶有等離子體激勵器和月牙形凸臺氣膜冷卻結(jié)構(gòu)中，氣膜孔出流經(jīng)過等離子體激勵器或月牙形凸臺，冷流在流向方向貼壁效果更好，展向覆蓋范圍擴大，并且流場形成了反腎形渦對，抑制了腎形渦對的尺寸結(jié)構(gòu)和強度。“等離子體激勵器+月牙形凸臺”氣膜冷卻結(jié)構(gòu)中的冷流同時經(jīng)過月牙形凸臺和等離子體激勵器，形成的反腎形渦對強度最大，使冷流在展向和流向方向加速流動，覆蓋效果更好。

(2) 與常規(guī)圓形孔氣膜冷卻結(jié)構(gòu)相比，其他三種冷卻結(jié)構(gòu)的中心線冷卻效率、展向冷卻效率及展向平均冷卻效率都得到較大改善。當吹風比M=1.0時，全局平均冷卻效率分別提高了61.5%、44.1%和78.3%。

(3) 新型冷卻結(jié)構(gòu)結(jié)合了等離子體激勵器和月牙形凸臺的優(yōu)勢，在流向和展向上極大地改善了氣膜冷卻效果，在各工況下，是效果最佳的氣膜冷卻結(jié)構(gòu)。

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Numerical Simulation on Improving Film Cooling Effectiveness with Crescent-shaped Block & Plasma Actuator Structure

Zhao Zichen, He Liming, Zhang Qian, Xiao Yang, Dai Shengji

(College of Aeronautics and Astronautics Engineering, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, China)

Abstract:The method that the plasma actuator used to improve film cooling effectiveness has been preliminarily researched in recent years, while the improvement remains limited at the present stage. The crescent-shaped block & plasma actuator structure is put forward. With CFD method, flow field characteristics, temperature characteristics and cooling effectiveness are analyzed for two different film cooling structures: the common circle-hole, and the crescent-shaped block and plasma actuator film cooling structure. The results show that in circle-hole film cooling structure, counter-rotating vortex pair(CRVP), which lifted the cooling flow and entrain the hot flow, is formed, therefore the cooling effectiveness is the lowest. In the plasma actuator structures and crescent-shaped block structures, anti-CRVP, which restrained the scale and strength of CRVP, is formed. Compared to that with common circle-hole cooling structure, the film cooling effectiveness is improved a lot both in lateral and streamwise. In the crescent-shaped block & plasma actuator structure, the anti-CRVP reached its maximum, therefore significantly improving cooling effectiveness in the area between the holes and generating the best cooling performance.

Key words:crescent-shaped block; plasma actuator; CRVP; anti-CRVP; film cooling effectiveness

收稿日期：2016-01-02；修回日期：2016-02-05

通信作者：趙子晨,zichenzhao@163.com

文章編號:1674-8190(2016)02-135-08

中圖分類號：V231.1

文獻標識碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.02.001

作者簡介：

趙子晨(1992-)，男，碩士研究生。主要研究方向：航空發(fā)動機燃燒室先進冷卻方法。

何立明(1958-)，男，博士，教授。主要研究方向：飛機推進系統(tǒng)氣動熱力理論與工程、新型燃燒室冷卻技術(shù)、脈沖爆震發(fā)動機和等離子體點火助燃技術(shù)。

張倩(1989-)，女， 碩士。主要研究方向：燃燒室冷卻技術(shù)、等離子體動力學。

肖陽(1966-)，男，博士研究生。主要研究方向：航空發(fā)動機燃燒室先進冷卻方法。

代勝吉(1989-), 男, 博士研究生。主要研究方向：航空發(fā)動機燃燒室先進冷卻方法。

(編輯：趙毓梅)