周 峰

（中國(guó)民航大學(xué)工程技術(shù)訓(xùn)練中心，天津 300300）

渦輪葉片新型熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的數(shù)值研究

周 峰

（中國(guó)民航大學(xué)工程技術(shù)訓(xùn)練中心，天津 300300）

據(jù)一線維修人員反饋，渦輪葉片燒蝕日趨嚴(yán)峻，給機(jī)務(wù)維修和航空公司運(yùn)營(yíng)帶來很大壓力。葉片燒蝕的根本原因在于傳統(tǒng)冷卻結(jié)構(gòu)不能滿足燃?xì)鉁囟壬叩男枰?，針?duì)該問題研究一種新型的縫型冷卻結(jié)構(gòu)，并通過數(shù)值計(jì)算從冷卻效率與氣動(dòng)損失兩方面驗(yàn)證該結(jié)構(gòu)的冷卻效果。結(jié)果顯示：在工作吹風(fēng)比適當(dāng)范圍內(nèi)，縫型結(jié)構(gòu)在展向與延伸方向都有明顯均勻冷卻性，顯著降低了葉片表面由冷卻不均產(chǎn)生的熱應(yīng)力，起到減緩葉片燒蝕、延長(zhǎng)使用壽命的目的，同時(shí)在壓力損失及加工清理維護(hù)方面也明顯優(yōu)于傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)。

氣膜冷卻；葉片；均勻冷卻；壓力損失

現(xiàn)代民航的發(fā)展對(duì)飛機(jī)性能的要求越來越高，飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性和航程成為衡量飛機(jī)性能的兩個(gè)重要指標(biāo)，而這兩項(xiàng)指標(biāo)的提高都需依賴更高性能的發(fā)動(dòng)機(jī)來實(shí)現(xiàn)。提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能通常采取的措施主要是提高發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前燃?xì)鉁囟?。目前主流的渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)鉁囟仍缫殉^渦輪葉片材料本身的耐熱極限，使得渦輪葉片的壽命顯著縮短。據(jù)航空公司一線維修人員反映，由于高溫燃?xì)獾挠绊?，在役航空發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪葉片使用壽命遠(yuǎn)達(dá)不到其設(shè)計(jì)時(shí)間。無論是葉片維修還是更換，工作頻率顯著加快，給航空公司和機(jī)務(wù)工作人員帶來很大的困擾。為解決該矛盾，通常從兩方面入手：一是研究新型耐高溫材料來延長(zhǎng)葉片壽命；二是采用先進(jìn)冷卻技術(shù)進(jìn)行主動(dòng)熱防護(hù)，利用冷氣來降低葉片表面溫度。據(jù)統(tǒng)計(jì)，近年來航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁囟纫悦磕?0℃左右的速度迅速增長(zhǎng)，而新型材料的耐高溫性能增長(zhǎng)速度僅以每年近8℃的幅度提高[1-5]。這就意味著僅依靠新型耐熱材料的耐高溫性能遠(yuǎn)不能滿足民航發(fā)展和航空市場(chǎng)的要求。因此渦輪葉片的熱防護(hù)只能更多依賴主動(dòng)冷卻方式來實(shí)現(xiàn)。

主動(dòng)冷卻方式可以分為沖擊冷卻、對(duì)流冷卻、發(fā)散冷卻和氣膜冷卻。其中氣膜冷卻應(yīng)用范圍最廣，將用于葉片冷卻的相對(duì)低溫氣體通過高溫部件表面結(jié)構(gòu)沿某個(gè)特定方向噴出，在來流燃?xì)獾膲毫澳Σ亮ψ饔孟?，冷氣流線發(fā)生彎曲，從而貼附在固體壁面上形成低溫冷氣膜，使得入射區(qū)及下游區(qū)表面免受損傷的一種熱防護(hù)方法，如圖1所示[1]。

圖1 氣膜冷卻原理圖Fig.1 Film cooling principle diagram

氣膜冷卻實(shí)質(zhì)上是一個(gè)不同流體間相互作用、摻混融合的復(fù)雜過程。影響其冷卻效果的因素很多。目前使用最多的是孔型冷卻結(jié)構(gòu)，即在葉片表面加工離散小孔，冷卻氣體通過小孔噴射出來，在來流燃?xì)庾饔孟?，通過貼附在葉片表面形成冷氣膜，起到隔離高溫燃?xì)?、降低葉片表面溫度的效果，其結(jié)構(gòu)如圖2所示[1]。

圖2 渦輪葉片氣膜冷卻簡(jiǎn)圖Fig.2 Turbine blade film cooling schematic

該結(jié)構(gòu)有自身的局限性，且隨著燃?xì)鉁囟鹊某掷m(xù)增加越來越顯著。由于加工在葉片表面的小孔是離散的、不連續(xù)的，通過其噴射出的冷氣也是不連續(xù)的，每個(gè)小孔在其下游會(huì)形成一條低溫“冷卻帶”，相鄰兩條“冷卻帶”中間是沒有冷氣覆蓋的區(qū)域，也就是高溫區(qū)。葉片表面會(huì)形成高低溫區(qū)域交替存在的情形[6-7]。由于相鄰區(qū)域間有溫度梯度，熱應(yīng)力的存在會(huì)在更深程度損傷葉片，從而大大降低葉片使用壽命。其次，該結(jié)構(gòu)加工難度大，葉片自身尺寸小，再在其表面加工毫米級(jí)的孔就更困難了，為達(dá)到設(shè)計(jì)冷卻效果，小孔的孔徑、角度、方向等的加工精度都非常高，無形中延長(zhǎng)了葉片的制造周期。此外，孔徑加工太小，工作過程中易被雜物堵塞；孔徑加工大，又會(huì)使葉片出現(xiàn)強(qiáng)度不夠等問題[8]。

綜合考慮傳統(tǒng)孔型冷卻結(jié)構(gòu)的上述弊端，設(shè)計(jì)一種新型的縫型冷卻結(jié)構(gòu)。其結(jié)構(gòu)是在葉片表面加工一條細(xì)小的縫，該結(jié)構(gòu)與冷腔相通，低溫氣體進(jìn)入冷氣腔再通過細(xì)縫均勻噴射出來。細(xì)縫出口沿著葉片表面的切線，更利于冷氣平鋪在葉片表面發(fā)揮其熱防護(hù)作用。如圖3所示，縫型冷卻結(jié)構(gòu)有細(xì)縫、唇口，同時(shí)為保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度在中間加工幾條肋片。

圖3 開縫結(jié)構(gòu)模型Fig.3 Slotted structure model

1 計(jì)算模型

1.1 物理模型

采用數(shù)值計(jì)算研究新型氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的冷卻效果，選取應(yīng)用廣泛的渦輪導(dǎo)葉E3作為基礎(chǔ)模型。開縫位置選擇在葉盆面中后部，距前緣占整體長(zhǎng)度的60%。開縫寬度即流體噴射寬度為1.0 mm，唇口厚為0.6 mm。共有5個(gè)細(xì)縫通道，相鄰縫之間加工4個(gè)肋片，寬度均為0.5 mm。計(jì)算結(jié)構(gòu)分為兩個(gè)域，一個(gè)是葉片本身構(gòu)成的固體域，另一個(gè)是燃?xì)馀c冷氣流動(dòng)空間構(gòu)成的流體域，如圖4所示。

圖4 E3導(dǎo)葉輪廓及流體域Fig.4 E3vane profile and fluid domain

1.2 網(wǎng)格模型

目前，四面體、六面體和多面體網(wǎng)格在數(shù)值計(jì)算中應(yīng)用最為廣泛。通過將計(jì)算精度與所需網(wǎng)格數(shù)量比較，多面體網(wǎng)格更適宜應(yīng)用在流固耦合算例中。為了得到最佳計(jì)算結(jié)果，流體域的網(wǎng)格尺寸設(shè)置略大，而流固接觸面、開縫位置及葉片尾緣處采用了局部加密處理，更利于后期對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析。在有流體流動(dòng)的固體表面劃分邊界層，邊界層數(shù)為6層，相鄰兩層的遞進(jìn)參數(shù)為1.2，使得y+小于1，整體網(wǎng)格平滑過渡，有利于提高計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確度和精度。開縫位置局部放大圖如圖5所示。通過網(wǎng)格無關(guān)解分析，網(wǎng)格最終確定為246萬。

1.3 計(jì)算邊界條件

圖5 網(wǎng)格局部放大圖Fig.5 Local amplification of mesh

研究過程中，燃?xì)饧袄錃馊肟谶吔鐥l件設(shè)置為質(zhì)量流量入口和各自氣體的溫度，出口邊界設(shè)置為壓力出口，同時(shí)為接近葉片的實(shí)際工作過程，將兩側(cè)面邊界設(shè)為周期性邊界條件。

2 計(jì)算結(jié)果分析

主要研究?jī)蓚€(gè)評(píng)價(jià)冷卻效果的指標(biāo)參數(shù)，一個(gè)是冷卻效率，即

其中：Thot為入口處燃?xì)鉁囟龋籘blade為葉片表面溫度；Tcold為冷氣溫度。

另一個(gè)指標(biāo)參數(shù)為壓力損失系數(shù)，其標(biāo)志著系統(tǒng)整體能量的損失，即

其中：Pin總為燃?xì)馊肟诳倝海籔out總為出口總壓；uin為燃?xì)馊肟谒俣?；ρ為入口密度?/p>

吹風(fēng)比的定義為

其中：ρc為冷氣密度；ρ0為來流燃?xì)饷芏?；Uc為冷氣速度；U0為來流燃?xì)馑俣取ＤＰ驮?個(gè)不同吹風(fēng)比條件下計(jì)算，收斂曲線如圖6所示。由圖6中收斂曲線可知，各參考指標(biāo)的誤差值都在10-4以下，各工況下的流線圖如圖7所示。各工況下葉片表面的溫度分布如圖8所示。

圖6 模型計(jì)算收斂曲線圖Fig.6 Convergence curve of model computation

圖7 模型計(jì)算流線圖Fig.7 Streamline of model computation

圖8 葉片表面溫度分布云圖Fig.8 Nephogram of vane surface temperature

為更加便于分析結(jié)果，在葉片的根部、中部、頂部分別提取表面的溫度值，并將結(jié)果帶入式（1）中得到冷卻效率，如圖9所示。

由圖9可知，當(dāng)吹風(fēng)比較小時(shí)，葉片不同位置處的冷卻效率差別較大，且距離葉根越遠(yuǎn)，冷卻效果越差。這是因?yàn)槔錃馐怯扇~根位置進(jìn)入冷腔，靠近根部位置冷氣壓力大，出口流速也高，冷卻效果好。位置上升，壓力逐漸減小，出口流速降低，葉片表面溫度高，冷卻效率差。則展向方向上的均勻冷卻性差，葉片表面有較大的熱應(yīng)力。增大吹風(fēng)比，則均勻冷卻性顯著提高，展向方向上冷卻效率幾乎重合，沿流動(dòng)方向，前后冷卻效率差值也很小。可知縫型冷卻結(jié)構(gòu)在葉片熱防護(hù)上有明顯的均勻冷卻，從而可大大降低表面熱應(yīng)力給葉片造成的深度損傷。將計(jì)算結(jié)果代入式（2），整理得到如表1所示數(shù)據(jù)。

圖9 葉片表面冷卻效率曲線圖Fig.9 Curve of vane surface cooling efficiency

表1 不同吹風(fēng)比下系統(tǒng)氣動(dòng)損失系數(shù)Tab.1 System aerodynamic loss coefficient with different blowing ratios

由表1可知，在新型結(jié)構(gòu)下，壓力損失系數(shù)隨吹風(fēng)比增加呈減小趨勢(shì)。因?yàn)楫?dāng)冷氣流量較小時(shí)，出口流速緩慢，與高速流動(dòng)的來流燃?xì)庥谐浞謺r(shí)間摻混導(dǎo)致湍流度增加，內(nèi)外流體摻混完全，故系統(tǒng)的氣動(dòng)損失大。增大吹風(fēng)比，冷氣出口流速增加，與燃?xì)鈸交鞎r(shí)間縮短，導(dǎo)致系統(tǒng)湍流度降低，氣動(dòng)損失系數(shù)減小。

3 結(jié)語

針對(duì)傳統(tǒng)孔型結(jié)構(gòu)存在的弊端，提出了新型縫型氣膜冷卻結(jié)構(gòu)。并通過數(shù)值模擬計(jì)算方法對(duì)其冷卻效果進(jìn)行驗(yàn)證分析。在計(jì)算工況及吹風(fēng)比最大條件下，冷氣流量占燃?xì)饬髁?.8%，由此可知，其工作范圍調(diào)節(jié)量很大。結(jié)果表明：①在吹風(fēng)比過小時(shí)，由于冷氣流量相對(duì)不足，均勻冷卻效果不明顯。但當(dāng)吹風(fēng)比增大時(shí)，該新型結(jié)構(gòu)均勻冷卻性的優(yōu)勢(shì)凸顯出來。無論在葉片展向還是延伸方向上都有明顯均勻冷卻效果，這意味著在葉片表面溫度梯度小，大大降低了熱應(yīng)力給葉片造成的內(nèi)部深度損傷，從而延長(zhǎng)了葉片壽命。②壓力損失方面，縫型冷卻結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)損失方面明顯優(yōu)于孔型結(jié)構(gòu)。吹風(fēng)比增加使系統(tǒng)氣動(dòng)損失降低，這與傳統(tǒng)孔型結(jié)構(gòu)正相反，這是由于孔型結(jié)構(gòu)都與來流燃?xì)庥休^大角度，而縫型冷卻結(jié)構(gòu)的冷氣是沿著葉片切線方向噴射的，冷氣流速越大，與來流燃?xì)鈸交鞎r(shí)間越短，摻混程度越低導(dǎo)致系統(tǒng)的湍流度越低，故系統(tǒng)氣動(dòng)損失越小。③易于加工及清理。通過調(diào)研發(fā)現(xiàn)，在葉片表面加工細(xì)縫的難度遠(yuǎn)小于加工離散小孔，現(xiàn)代激光加工技術(shù)足以實(shí)現(xiàn)加工出精度滿足要求的細(xì)縫尺寸。且在維護(hù)方面，細(xì)縫結(jié)構(gòu)清理難度與復(fù)雜程度要遠(yuǎn)低于孔型結(jié)構(gòu)。

[1]楊 慶.抑渦孔氣膜冷卻流動(dòng)與換熱機(jī)理的大渦模擬和實(shí)驗(yàn)研究[D].北京:北京航空航天大學(xué),2013.

[2]劉曉紅.小孔輔助結(jié)構(gòu)對(duì)氣膜冷卻效果的影響 [D].北京:北京航空航天大學(xué),2010.

[3]孫 璐,章大海,曾 敏,等.開槽前擴(kuò)孔及復(fù)合角對(duì)氣膜冷卻的影響[J].工程熱物理學(xué)報(bào),2009,30(10):1723-1725.

[4]陳 鑫,何立明,于錦祿,等.利用橫向槽改善氣膜冷卻效率的實(shí)驗(yàn)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2010,25(2):291-294.

[5]李 佳,韓 昌,任 靜,等.基于壓敏漆的帶橫槽氣膜冷卻實(shí)驗(yàn)與數(shù)值研究[J].工程熱物理學(xué)報(bào),2010,31(2):239-242.

[6]李少華,宋東輝.不同孔形平板氣膜冷卻的數(shù)值模擬[J].中國(guó)電機(jī)工程學(xué)報(bào),2006,26(17):112-116.

[7]章大海,陳秋煬,曾 敏,等.不同橫槽結(jié)構(gòu)對(duì)氣膜冷卻效率影響的數(shù)值研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2008,23(4):611-616.

[8]楊成鳳,張靖周.利用楔形突體結(jié)構(gòu)改善氣膜冷卻效率的數(shù)值研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究,2008,29(2):32-36.

（責(zé)任編輯：劉佩佩）

Numerical study of new thermal protection structure on turbine blade

ZHOU Feng
（Engineering Techniques Training Center,CAUC,Tianjin 300300,China）

According to front-line feedback,turbine blade erosion is increasing,bringing huge pressure to the maintenance and operation of airlines.The root cause of blade ablation is that the traditional cooling structure cannot meet the needs of gas temperature rise.A new type of slit cooling structure is proposed and its structure cooling effect is verified through numerical calculation on both cooling efficiency and pneumatic loss.Results show that in appropriate range of blowing ratio,the seam type structure makes obvious uniform cooling effect in both spanwise and extending direction of blade.It significantly reduces thermal stress generated by uneven cooling on blade surface,so the extent of blade ablation is reduced and the service life of blade is extended.Simultaneously the seam structure is also superior to traditional structure in the pressure loss,cleaning and maintenance.

film cooling;blade;even cooling;pressure loss

V21

：A

：1674－5590（2017）04－0021－04

2017-03-28；

：2017-05-04

周峰（1988—），男，河北滄州人，助教，碩士，研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件冷卻.