高杰， 鄭群， 岳國(guó)強(qiáng)， 董平， 姜玉廷

哈爾濱工程大學(xué) 動(dòng)力與能源工程學(xué)院， 哈爾濱 150001

燃?xì)廨啓C(jī)渦輪葉頂間隙氣熱技術(shù)研究進(jìn)展

高杰*， 鄭群， 岳國(guó)強(qiáng)， 董平， 姜玉廷

哈爾濱工程大學(xué) 動(dòng)力與能源工程學(xué)院， 哈爾濱 150001

渦輪葉頂間隙泄漏流動(dòng)對(duì)其流道內(nèi)氣動(dòng)損失、傳熱狀況甚至總體效率都有較為明顯的影響，是降低渦輪氣熱性能的關(guān)鍵因素之一。長(zhǎng)期以來(lái)，葉頂間隙區(qū)域的流動(dòng)傳熱機(jī)理及其氣熱控制一直是燃?xì)廨啓C(jī)領(lǐng)域研究的一個(gè)熱點(diǎn)和難點(diǎn)問(wèn)題。鑒于此，從葉頂間隙泄漏流動(dòng)機(jī)理及影響因素、間隙泄漏控制方法、葉頂傳熱冷卻機(jī)理、影響因素與控制、葉頂間隙氣熱優(yōu)化以及過(guò)渡態(tài)葉頂間隙變化規(guī)律及建模與控制等方面對(duì)國(guó)內(nèi)外近十年來(lái)渦輪葉頂間隙氣熱技術(shù)方面的研究進(jìn)展進(jìn)行綜述，并簡(jiǎn)要總結(jié)了葉頂間隙泄漏流的常用研究方法，包括流動(dòng)傳熱試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算方法等。最后，對(duì)渦輪葉頂間隙氣熱技術(shù)的未來(lái)研究重點(diǎn)和發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了展望。

渦輪； 葉頂間隙； 間隙泄漏流； 間隙控制； 間隙傳熱； 氣熱性能

渦輪葉頂間隙泄漏流動(dòng)對(duì)渦輪內(nèi)部流動(dòng)損失、葉頂傳熱和下游葉片通道內(nèi)流場(chǎng)的非定常特性都有著十分明顯的影響，現(xiàn)已成為降低渦輪氣熱性能的關(guān)鍵因素之一。據(jù)研究表明：在渦輪級(jí)中，大約1/3以上氣動(dòng)損失是由葉頂泄漏流造成的[1]；并且葉頂間隙高度與渦輪葉高之比每增加1%，渦輪氣動(dòng)效率將下降0.8%～1.2%[2]。充分認(rèn)識(shí)葉頂泄漏流動(dòng)與傳熱機(jī)制，并采用控制措施去盡量減小間隙泄漏流產(chǎn)生的不利影響是進(jìn)一步提高渦輪氣熱性能，發(fā)展新一代先進(jìn)燃?xì)廨啓C(jī)的重要技術(shù)途徑之一。

渦輪葉頂間隙的研究涉及內(nèi)容多，涵蓋氣動(dòng)、傳熱與結(jié)構(gòu)等各個(gè)方面，同時(shí)由于間隙泄漏流動(dòng)受多種參數(shù)制約，不同的渦輪轉(zhuǎn)子由于葉片形狀、載荷和工況等因素不同，間隙泄漏流的表現(xiàn)也各不相同。此外，由于渦輪葉頂間隙高度較小，工作環(huán)境也比較惡劣，很難進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)量。長(zhǎng)期以來(lái)，葉頂間隙泄漏流氣熱問(wèn)題研究一直是燃?xì)廨啓C(jī)領(lǐng)域研究的一個(gè)熱點(diǎn)，也同時(shí)是一個(gè)尚未認(rèn)清的難點(diǎn)問(wèn)題。2013年美國(guó)機(jī)械工程師學(xué)會(huì)(ASME)專(zhuān)門(mén)針對(duì)渦輪葉頂間隙召開(kāi)國(guó)際專(zhuān)題研討會(huì)，以期澄清渦輪葉頂間隙氣熱設(shè)計(jì)、分析與改進(jìn)等方面的關(guān)鍵科學(xué)技術(shù)問(wèn)題。

國(guó)外的葉頂泄漏流研究早在20世紀(jì)50年代就已開(kāi)展，早期主要通過(guò)理論分析去開(kāi)發(fā)量化葉頂泄漏損失的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，研究也還比較零散，而較少的試驗(yàn)研究則是在葉頂間隙模型或平面葉柵上進(jìn)行的。20世紀(jì)90年代以來(lái)，隨著試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)和計(jì)算流體力學(xué)(CFD)的發(fā)展，逐步開(kāi)展葉頂泄漏流動(dòng)結(jié)構(gòu)、損失機(jī)理、葉頂傳熱及其氣熱控制等方面的研究工作，所采用的葉片模型也以渦輪平面葉柵或低速渦輪為主。近十年來(lái)，針對(duì)實(shí)際渦輪動(dòng)葉片、實(shí)際流動(dòng)工況開(kāi)展的葉頂間隙泄漏流動(dòng)研究逐步增多。國(guó)內(nèi)的相關(guān)葉頂間隙研究雖然起步較晚，但近些年來(lái)也得到了大力發(fā)展。

鑒于Sjolander[3]、Bunker[1,4]、Bunden和Xie[5]以及楊策等[6]已對(duì)2006年以前在渦輪葉頂間隙泄漏流動(dòng)傳熱機(jī)理等方面的研究進(jìn)行了綜述和總結(jié)，本文主要綜述國(guó)內(nèi)外近十年來(lái)渦輪葉頂間隙氣熱技術(shù)方面的研究情況，詳細(xì)論述葉頂間隙泄漏流動(dòng)機(jī)理及影響因素、間隙泄漏控制方法、葉頂傳熱冷卻機(jī)理及影響因素與控制、葉頂間隙氣熱優(yōu)化以及過(guò)渡態(tài)葉頂間隙變化規(guī)律及建模與控制等方面的研究進(jìn)展，并簡(jiǎn)要總結(jié)葉頂間隙泄漏流的常用研究方法，力圖梳理出渦輪葉頂間隙氣熱技術(shù)的發(fā)展脈絡(luò)，最后對(duì)未來(lái)的研究重點(diǎn)和發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行展望。

1 葉頂間隙泄漏流動(dòng)機(jī)理及影響因素

經(jīng)過(guò)半個(gè)多世紀(jì)的研究，國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究機(jī)構(gòu)通過(guò)采用理論分析、試驗(yàn)測(cè)量與數(shù)值計(jì)算等方法對(duì)渦輪葉頂間隙泄漏流問(wèn)題進(jìn)行了廣泛的研究，在葉頂間隙泄漏流的流動(dòng)形態(tài)、間隙泄漏渦的形成和演化規(guī)律、損失機(jī)理以及泄漏流動(dòng)的影響因素等方面獲得了一定的進(jìn)展。與此同時(shí)，也逐步開(kāi)始采用先進(jìn)的研究手段去獲得實(shí)際間隙內(nèi)部泄漏流動(dòng)結(jié)構(gòu)，并探索葉頂間隙泄漏流動(dòng)損失產(chǎn)生機(jī)理等。

1.1 葉頂間隙泄漏流動(dòng)結(jié)構(gòu)及損失機(jī)制

1.1.1 間隙泄漏流動(dòng)結(jié)構(gòu)

Key和Arts[7]利用油流手段對(duì)1.34%葉高間隙下高速葉柵間隙泄漏流動(dòng)進(jìn)行了流動(dòng)顯示(見(jiàn)圖1)，研究發(fā)現(xiàn)沿間隙壓力側(cè)存在一個(gè)比較明顯的分離渦；在間隙前緣區(qū)域，泄漏流動(dòng)大致沿著軸向速度方向進(jìn)入間隙內(nèi)部，而下游區(qū)域泄漏流方向卻向葉柵下游偏斜；在間隙中后部區(qū)域，泄漏流動(dòng)從間隙壓力側(cè)進(jìn)入，然后從間隙吸力側(cè)流出；而在靠近間隙吸力側(cè)區(qū)域，油流仍維持點(diǎn)狀，這意味著泄漏流動(dòng)已發(fā)生了分離；在近間隙吸力側(cè)，可以看到一條較為明顯的“分離線”，這是由泄漏渦引起的。Stephens等[8]基于低速葉柵試驗(yàn)研究了葉頂厚薄對(duì)間隙泄漏流動(dòng)的影響，研究發(fā)現(xiàn)隨著葉頂變厚，葉頂壓力側(cè)分離/再附線的起始位置更趨近于葉片尾緣。

圖1 1.34%葉高間隙頂部與近間隙吸力側(cè)流動(dòng)可視化[7] Fig.1 Visualization of flow on blade tip and near-tipsuction side at 1.34% blade span[7]

Lee等[9]利用高分辨率油膜方法研究了大折轉(zhuǎn)角渦輪葉柵間隙流動(dòng)結(jié)構(gòu)(見(jiàn)圖2)。他們?cè)陂g隙前緣區(qū)域發(fā)現(xiàn)了“泄漏渦對(duì)”結(jié)構(gòu)，并且認(rèn)為葉頂間隙區(qū)域主要存在著兩類(lèi)流動(dòng)現(xiàn)象：間隙前部泄漏渦對(duì)的形成及發(fā)展和間隙壓力側(cè)的分離/再附過(guò)程，且兩類(lèi)現(xiàn)象的相對(duì)重要性取決于間隙大小。基于葉頂泄漏流動(dòng)可視化結(jié)果，他們給出了新的間隙泄漏流模型，如圖3所示。

圖2 3%葉高間隙頂部流動(dòng)可視化[9] Fig.2 Visualization of tip surface flow at 3% bladespan[9]

圖3 葉頂間隙泄漏流動(dòng)模型[9]Fig.3 Blade tip leakage flow models[9]

高杰等[10]應(yīng)用數(shù)值方法進(jìn)一步研究了葉頂間隙區(qū)域泄漏流結(jié)構(gòu)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)葉頂間隙內(nèi)的泄漏流動(dòng)形態(tài)根據(jù)間隙內(nèi)泄漏流動(dòng)的位置可進(jìn)一步分為“沖角驅(qū)動(dòng)型直接泄漏”、“壓力驅(qū)動(dòng)型間接泄漏”兩種類(lèi)型；雖然葉頂中后部的橫向壓差，也就是間接泄漏引起了大多數(shù)的間隙泄漏流，但葉頂泄漏流動(dòng)控制應(yīng)分別從以上這兩方面進(jìn)行考慮；并且，動(dòng)葉片通道中泄漏渦與通道渦之間存在著強(qiáng)烈的相互干擾，在適當(dāng)尺度的葉頂間隙下，泄漏渦和通道渦的相互干擾才可以得到有效利用。

1.1.2 間隙泄漏流的非定常特征

渦輪葉頂泄漏流動(dòng)具有較為明顯的非定常特性，為進(jìn)一步加深對(duì)葉頂泄漏流的認(rèn)識(shí)，近年來(lái)研究人員逐步開(kāi)始對(duì)間隙泄漏流的非定常性展開(kāi)研究。楊佃亮和豐鎮(zhèn)平[11]通過(guò)數(shù)值計(jì)算方法研究了“Aachen”1.5級(jí)渦輪葉頂間隙的非定常流動(dòng)問(wèn)題，研究發(fā)現(xiàn)渦輪內(nèi)部流場(chǎng)的強(qiáng)烈非定常性是由靜葉尾跡、通道渦與下游動(dòng)葉片間隙泄漏渦之間的相互耦合作用導(dǎo)致的，整體上，間隙吸力側(cè)的非定常性較強(qiáng)，在30%～70%軸向弦長(zhǎng)之間更為明顯。

劉火星[12]和Volino[13]等通過(guò)“前置圓柱”方法試驗(yàn)研究了渦輪葉柵尾跡對(duì)泄漏流的影響，研究發(fā)現(xiàn)上游尾跡增加了通道損失，并減小了通道渦及其附近渦系的渦量，從而減小了泄漏渦的渦量及其影響范圍。他們的研究也進(jìn)一步指出：可以利用上游尾跡與泄漏流的非定常相互干擾作用來(lái)降低泄漏渦的強(qiáng)度、減少葉頂泄漏損失，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)提高渦輪氣動(dòng)效率的目的。

對(duì)于下游靜葉片對(duì)動(dòng)葉頂部間隙泄漏流動(dòng)的非定常影響，Behr等[14]的1.5級(jí)動(dòng)態(tài)渦輪試驗(yàn)指出：下游靜葉片與動(dòng)葉片之間的相互干涉使得轉(zhuǎn)子間隙泄漏渦在周向±20%的節(jié)距范圍內(nèi)周期性移動(dòng)。不過(guò)，截至目前，在葉頂泄漏流的非定常流動(dòng)特征方面，相關(guān)研究比較有限，對(duì)泄漏流的非定常特性還知之甚少。

1.1.3 間隙泄漏渦不穩(wěn)定性及損失機(jī)制

早期葉頂泄漏流研究指出：泄漏損失主要來(lái)自于兩個(gè)部分：葉頂間隙內(nèi)的熵增損失和泄漏流進(jìn)入周?chē)髁鲿r(shí)與主流摻混所引起的損失，并且后者是主要的損失源。近來(lái)，F(xiàn)arahani和Kermani[15]通過(guò)理論分析構(gòu)建了渦輪葉頂間隙泄漏損失的計(jì)算模型，該模型是迄今為止可考慮較多葉片參數(shù)與運(yùn)行工況等影響的一個(gè)計(jì)算精度較高的模型。然而，葉頂間隙內(nèi)黏性流動(dòng)造成損失和葉頂間隙外泄漏流與附近主流之間的流動(dòng)摻混產(chǎn)生損失迄今仍然是在文獻(xiàn)中唯一可看到的葉頂間隙泄漏損失的產(chǎn)生機(jī)制，很少有人探討葉頂泄漏流的其他損失源。

渦旋破碎是“旋擰渦”所獨(dú)有的一類(lèi)不穩(wěn)定流動(dòng)現(xiàn)象，其核心特征是在渦核中存在流動(dòng)滯止點(diǎn)，并且當(dāng)前的研究工作認(rèn)為渦旋是否破碎主要依賴(lài)于旋渦強(qiáng)度和流向逆壓梯度[16]。葉頂間隙泄漏渦作為一種“旋擰渦”，其自身也自然存在著流動(dòng)穩(wěn)定性問(wèn)題。Sell等[17]通過(guò)數(shù)值計(jì)算研究發(fā)現(xiàn)，在較大的間隙高度下葉頂尾緣區(qū)域靠近吸力側(cè)存在逆向流動(dòng)，這可能是泄漏渦破碎所致。李偉等[18]利用泄漏損失經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃烷L(zhǎng)波不穩(wěn)定性理論對(duì)葉頂間隙泄漏渦的穩(wěn)定性進(jìn)行理論分析后發(fā)現(xiàn)，間隙泄漏渦具有不穩(wěn)定特性，在0.5%～2.5% 葉高間隙下的泄漏渦都是不穩(wěn)定的。Huang等[19]借助控制體模型方法對(duì)葉頂負(fù)荷分布對(duì)泄漏渦穩(wěn)定性及損失的影響進(jìn)行了分析，研究發(fā)現(xiàn)流向逆壓梯度明顯影響泄漏渦的穩(wěn)定性，在流向逆壓梯度較大時(shí)會(huì)誘發(fā)間隙泄漏渦發(fā)生破碎現(xiàn)象，帶來(lái)額外的渦破碎損失。

高杰等[20-24]利用數(shù)值方法系統(tǒng)研究了GE-E3渦輪第一級(jí)動(dòng)葉片頂部間隙泄漏渦(TLV)的破碎特性、對(duì)葉頂損失的影響、影響因素及其控制等方面內(nèi)容，結(jié)果發(fā)現(xiàn)隨著葉頂泄漏流動(dòng)從前緣(LE)向下游發(fā)展，泄漏渦趨于不穩(wěn)定，在葉片60%軸向弦長(zhǎng)位置下游的逆壓區(qū)出現(xiàn)了破碎現(xiàn)象(見(jiàn)圖4[20]，圖中Vsw為流向速度)，渦破碎后的二次流動(dòng)表現(xiàn)出較為明顯的瞬態(tài)特性，上游尾跡產(chǎn)生的“逆射流”在掠過(guò)泄漏渦的過(guò)程中與其發(fā)生較為強(qiáng)烈的相互耦合作用，導(dǎo)致渦破碎位置點(diǎn)在71%軸向弦長(zhǎng)附近周期性地前后移動(dòng)；間隙高度、泄漏渦初始狀態(tài)以及機(jī)匣刮削效應(yīng)等對(duì)泄漏渦破碎的影響較大，大量的葉頂端區(qū)摻混損失發(fā)生在渦破碎之后，是間隙泄漏損失的主要組成部分；在間隙前側(cè)噴氣，泄漏渦破碎被延遲，而在間隙后側(cè)噴氣，泄漏渦卻提前發(fā)生破碎現(xiàn)象。所有以上這些研究皆意味著葉頂間隙泄漏渦破碎是一種新的葉頂間隙泄漏損失形成機(jī)制。需注意的是，以上這些理論分析與數(shù)值計(jì)算工作還有待試驗(yàn)驗(yàn)證。

圖4 泄漏渦核及近間隙吸力側(cè)流線[20]Fig.4 TLV-core and near-tip suction side streamlines[20]

1.2 跨聲速間隙泄漏流動(dòng)結(jié)構(gòu)及損失機(jī)理

以上提到的相關(guān)研究都是在主流為中低速或者膨脹比不太高的情況下進(jìn)行的，而現(xiàn)代燃?xì)廨啓C(jī)實(shí)際工作時(shí)在高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片通道內(nèi)，由于主流是跨聲速流，這時(shí)氣體的可壓縮性不可忽略，動(dòng)葉片周?chē)绕涫侨~頂間隙內(nèi)的流動(dòng)結(jié)構(gòu)和亞聲速情況下相比會(huì)有較大的區(qū)別。

Zhang和He[25]的數(shù)值計(jì)算研究發(fā)現(xiàn)：在主流跨聲速條件下葉頂間隙內(nèi)出現(xiàn)了激波結(jié)構(gòu)(見(jiàn)圖5[26])，并帶來(lái)了激波損失，不過(guò)其在一定程度上阻塞了葉頂泄漏流動(dòng)；他們的研究也為高負(fù)荷低泄漏動(dòng)葉片設(shè)計(jì)提供了參考。鐘芳盼[27]和Li[28]等采用數(shù)值模擬的方法研究了跨聲速渦輪葉柵中平頂和凹槽頂泄漏流的氣動(dòng)性能，研究結(jié)果證實(shí)了Zhang和He[25]的發(fā)現(xiàn)，并且進(jìn)一步指出：凹槽葉頂減小了間隙泄漏流的馬赫數(shù)，間隙內(nèi)的超聲速流動(dòng)區(qū)域減小，不過(guò)反射激波結(jié)構(gòu)依然存在，總體上凹槽葉頂?shù)臍鈩?dòng)性能要優(yōu)于平頂。Gao等[29]的進(jìn)一步數(shù)值研究指出：跨聲速間隙前側(cè)與后側(cè)氣動(dòng)特性隨間隙高度的變化規(guī)律是相反的，并且間隙高度對(duì)間隙尾部的氣動(dòng)性能影響較?。浑S著間隙高度增加，激波反射得到延遲，但變得更為明顯，從而減少了間隙泄漏量，但由于間隙前部依然為亞聲速流，且增加了間隙泄漏量，從而使得總的間隙泄漏量隨間隙增加而依然增加。

王大磊等[30]利用數(shù)值計(jì)算方法求解三維非定常雷諾平均Navier-Stokes方程模擬某跨聲速高壓渦輪流場(chǎng)，研究發(fā)現(xiàn)上游靜葉尾跡和激波的相互作用使得間隙泄漏渦和泄漏損失產(chǎn)生了較為明顯的周期性波動(dòng)：當(dāng)激波靠近葉頂間隙時(shí)泄漏渦強(qiáng)度增加，而當(dāng)激波遠(yuǎn)離間隙時(shí)渦輪通道中壓力場(chǎng)變化，使得泄漏渦占據(jù)前后移動(dòng)，從而使泄漏流動(dòng)呈現(xiàn)明顯的非定常性。

圖5 跨聲速間隙流動(dòng)示意圖[26]Fig.5 Schematic of a transonic tip flow[26]

1.3 影響葉頂間隙泄漏流的主要因素

隨著對(duì)葉頂間隙泄漏流動(dòng)結(jié)構(gòu)認(rèn)識(shí)的加深，研究人員逐漸將研究領(lǐng)域延伸到葉頂間隙泄漏流的影響因素上，主要包括來(lái)流條件、間隙高度、機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)與進(jìn)氣沖角等。

1.3.1 來(lái)流條件

Zhang等[31]結(jié)合試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算方法研究了進(jìn)口湍流度與端壁邊界層對(duì)跨聲速間隙泄漏流動(dòng)的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)進(jìn)口湍流水平變化對(duì)葉頂間隙內(nèi)流動(dòng)幾乎沒(méi)有影響，但對(duì)近間隙吸力側(cè)流動(dòng)卻有明顯影響。他們認(rèn)為進(jìn)口湍流水平變化會(huì)破壞通道渦流與泄漏流之間的平衡，因此高湍流度增加了近端壁流體的慣性，進(jìn)而減弱了通道橫向二次流動(dòng)，從而使得泄漏渦向通道中間移動(dòng)，泄漏渦的橫向影響范圍有所增加，而展向影響范圍卻有所減小。趙剛等[32]的研究也證實(shí)了上述分析。對(duì)于進(jìn)口端壁邊界層的影響，Zhang等[31]認(rèn)為進(jìn)口邊界層增厚會(huì)強(qiáng)化通道內(nèi)橫向二次流動(dòng)，使得泄漏渦更趨近于葉片吸力側(cè)，從而減小泄漏渦的影響范圍。不過(guò)，他們的研究并未考慮葉片旋轉(zhuǎn)對(duì)進(jìn)口端壁邊界層的實(shí)際影響。

為了檢查葉柵模型與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)之間流動(dòng)行為上的差別，Coull和Atkins[33]利用數(shù)值方法研究了進(jìn)口條件與機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)間隙泄漏流動(dòng)的影響，從中發(fā)現(xiàn)更加真實(shí)的進(jìn)口條件對(duì)葉頂泄漏流動(dòng)影響較??；然而，當(dāng)同時(shí)考慮進(jìn)口條件與機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)間隙泄漏流動(dòng)類(lèi)型有明顯改變；在間隙吸力側(cè)前部還觀察到主流進(jìn)入間隙的現(xiàn)象，而這在一定程度上減少了間隙泄漏量。

1.3.2 間隙高度

葉頂間隙高度受多種因素影響，研究間隙變化對(duì)間隙泄漏及氣動(dòng)特性的影響是工程界提出的實(shí)際要求之一。Phutthavong和Hassan[34]的非定常數(shù)值研究指出：間隙壓力側(cè)分離泡隨著葉頂間隙的增加而增大。Sun等[35]采用諧波平衡法計(jì)算研究了間隙高度對(duì)轉(zhuǎn)靜干涉的影響，研究發(fā)現(xiàn)在間隙吸力側(cè)區(qū)域存在一條“干擾線”，該干擾線兩側(cè)的壓力脈動(dòng)規(guī)律是相反的，并且隨著間隙的增加，該干擾線遠(yuǎn)離間隙吸力側(cè)，靜葉尾跡與泄漏流的相互作用也變得尤為強(qiáng)烈。

周遜等[36]試驗(yàn)研究了葉頂間隙高度對(duì)葉柵氣動(dòng)特性的影響，研究發(fā)現(xiàn)葉頂間隙在渦輪葉柵內(nèi)誘導(dǎo)出沿葉高指向機(jī)匣的二次流動(dòng)，進(jìn)而惡化了上半葉高的流動(dòng)狀況，但輪轂損失有所下降。關(guān)于間隙高度對(duì)通道渦的影響，O’Dowd等[37]的葉柵試驗(yàn)與數(shù)值研究指出：隨著葉頂間隙的增加，通道渦強(qiáng)度得到增強(qiáng)，而且與泄漏渦之間的相對(duì)位置也發(fā)生了改變。

王大磊和樸英[38-39]的計(jì)算研究指出：葉頂間隙高度每增加1%葉高，間隙泄漏量與渦輪流量之比約增加2.1%，渦輪性能下降幅度最大值為1.8%；盡管隨著間隙高度的增加，間隙泄漏量近似呈線性增加，但渦輪效率的降低速率與間隙高度并非簡(jiǎn)單線性關(guān)系。Gao等[29]認(rèn)為這可能是間隙變化時(shí)間隙泄漏渦形態(tài)發(fā)生改變所致。

1.3.3 機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)

機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)由于減小了間隙區(qū)域葉片壓力側(cè)與吸力側(cè)的橫向壓差而減少了間隙泄漏量[40]。Palafox等[41]基于大尺度低速葉柵與PIV(Particle Image Velocimetry)試驗(yàn)研究了機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)葉頂端區(qū)流場(chǎng)的影響，研究發(fā)現(xiàn)機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)減小了間隙吸力側(cè)中前部的泄漏射流速度，但對(duì)間隙尾部并未產(chǎn)生明顯影響；此外，機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)還改變了葉頂泄漏渦的形狀，使得泄漏渦更趨近于葉片吸力面；試驗(yàn)也同時(shí)觀察到刮削渦的存在。

關(guān)于機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)葉頂跨聲速間隙泄漏流動(dòng)結(jié)構(gòu)的影響，Virdi等[42]指出：不管有無(wú)機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)，間隙內(nèi)大部分區(qū)域仍為跨聲速激波流動(dòng)，并且機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)的具體影響取決于間隙高度與葉頂結(jié)構(gòu)，而在小間隙下機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)的影響則更為明顯。

由于機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)無(wú)法考慮葉片旋轉(zhuǎn)和科氏力產(chǎn)生的影響，以往葉柵上的研究結(jié)論能否適用于真實(shí)渦輪轉(zhuǎn)子還有待驗(yàn)證。牛茂升和臧述升[43]的計(jì)算研究指出：動(dòng)葉片轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)渦輪間隙流動(dòng)有阻塞作用，葉片轉(zhuǎn)速下降加劇了動(dòng)葉出口截面氣流過(guò)偏/偏轉(zhuǎn)不足現(xiàn)象，而葉片轉(zhuǎn)速增大，則減少了間隙泄漏量，從而降低了葉頂泄漏損失。Yang等[44]認(rèn)為葉片轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)間隙泄漏的影響主要在于機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)，而Acharya和Moreaux[45]的計(jì)算研究也證實(shí)了上述分析，并進(jìn)一步指出：傳統(tǒng)上的壓力驅(qū)動(dòng)間隙泄漏流動(dòng)假設(shè)是不恰當(dāng)?shù)模~片受到的離心力與科氏力的影響也起著比較重要的作用，盡管相對(duì)于機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)來(lái)說(shuō)他們的影響較小。

1.3.4 進(jìn)氣沖角

葉頂間隙區(qū)域泄漏流動(dòng)的產(chǎn)生機(jī)理受渦輪運(yùn)行工況影響較大。進(jìn)氣沖角的變化會(huì)改變渦輪通道中的渦系結(jié)構(gòu)，進(jìn)而影響到間隙泄漏損失機(jī)理。高杰等[10]應(yīng)用數(shù)值方法研究了進(jìn)氣沖角對(duì)間隙內(nèi)部泄漏流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響，研究發(fā)現(xiàn)僅葉片前緣區(qū)域的泄漏流動(dòng)對(duì)來(lái)流沖角的變化較為敏感，而在葉片中后部區(qū)域，沖角變化對(duì)間隙流動(dòng)的影響較小。周遜等[46]的平面葉柵試驗(yàn)研究表明：來(lái)流沖角對(duì)葉柵通道渦的影響明顯大于其對(duì)泄漏渦的影響。Buske等[47]的數(shù)值研究進(jìn)一步指出：進(jìn)氣正沖角增加了葉片負(fù)荷，然而由于泄漏渦與通道渦的相互作用，泄漏損失卻有所減少，而通道渦損失卻有所增加，總體損失則隨著正沖角的增加而增加，反之亦然。

綜上所述，目前國(guó)內(nèi)外研究人員對(duì)渦輪間隙泄漏流動(dòng)結(jié)構(gòu)、損失機(jī)理及其影響因素等已有了較為深入的認(rèn)識(shí)，但仍缺乏對(duì)實(shí)際間隙尤其是高壓渦輪葉頂間隙內(nèi)部詳細(xì)流動(dòng)的深入細(xì)致研究，相關(guān)的試驗(yàn)研究也比較欠缺，還需進(jìn)一步開(kāi)展工作。

2 葉頂間隙泄漏流動(dòng)控制方法

國(guó)內(nèi)外研究人員利用數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)方法研究了許多不同類(lèi)型的葉頂間隙控制方法，這些方法通常根據(jù)其是否有能量輸入分為被動(dòng)控制(無(wú)能量輸入)和主動(dòng)控制(有能量輸入)。被動(dòng)控制較為簡(jiǎn)單易行，不需要控制回路和外界的能量消耗，而主動(dòng)控制一般以外部能量輸入為代價(jià)，在使用或工作過(guò)程中可以根據(jù)具體情況進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整。被動(dòng)控制主要是對(duì)渦輪葉頂或者機(jī)匣表面結(jié)構(gòu)進(jìn)行細(xì)微處理以改變泄漏流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，進(jìn)而減少間隙泄漏損失，主要有肋條葉頂、葉頂小翼、機(jī)匣端壁處理和其他間隙處理結(jié)構(gòu)等。主動(dòng)控制主要從葉頂/機(jī)匣噴氣控制、等離子體控制以及葉頂間隙主動(dòng)控制系統(tǒng)等三個(gè)方面展開(kāi)研究。

2.1 被動(dòng)間隙控制

2.1.1 肋條葉頂

國(guó)內(nèi)外研究人員在前期通過(guò)研究葉頂肋條的不同周向布置及其組合等對(duì)間隙泄漏流動(dòng)的影響后指出：不同的葉頂結(jié)構(gòu)對(duì)泄漏流動(dòng)具有較為明顯的影響，凹槽葉頂具有最小的泄漏損失[48]。此外，凹槽葉頂也可以避免在機(jī)匣與葉頂之間發(fā)生碰擦?xí)r損壞動(dòng)葉片，因此，凹槽葉頂成為渦輪動(dòng)葉片葉頂最常采用的結(jié)構(gòu)之一。

Yang和Feng[49]的定常數(shù)值研究以及Lee和Chae[50]的平面葉柵試驗(yàn)皆指出：在相對(duì)大的間隙下，凹槽對(duì)間隙泄漏的控制效果更為明顯，并且存在最佳的凹槽深度(3%葉高左右)使得氣動(dòng)性能最佳，而超過(guò)一定的凹槽深度，凹槽對(duì)間隙泄漏的控制作用幾乎不變。盡管如此，崔濤等[51]的渦輪葉柵深凹槽式葉頂間隙泄漏流動(dòng)試驗(yàn)則指出：深凹槽式葉頂結(jié)構(gòu)在航空燃?xì)廨啓C(jī)的減重方面具有十分重要的意義。另外，Jung等[52]針對(duì)凹槽肩壁厚度影響的非定常計(jì)算研究指出：隨著凹槽肩壁厚度的增加，渦輪性能隨之增加，當(dāng)凹槽肩壁厚度大約為2倍間隙高度時(shí)，渦輪性能最佳。Jung等[52]的研究還發(fā)現(xiàn)葉頂間隙泄漏損失受間隙吸力側(cè)肋條影響更大，而Lee等[53]針對(duì)葉頂凹槽壓力側(cè)與吸力側(cè)肋條高度的不同搭配試驗(yàn)也證實(shí)了上述結(jié)果，他們的研究還發(fā)現(xiàn)凹槽吸力側(cè)肋條高度減小形成“臺(tái)階式肋條葉頂結(jié)構(gòu)”，可以獲得更佳的渦輪氣動(dòng)性能。

隨著對(duì)凹槽葉頂結(jié)構(gòu)研究的深入，研究人員逐步從改進(jìn)雙側(cè)肋條形狀及具體參數(shù)選取上考慮凹槽葉頂結(jié)構(gòu)的改進(jìn)對(duì)渦輪葉頂端區(qū)流場(chǎng)的影響。Prakash等[54]的研究指出：凹槽壓力側(cè)(PS)肋條向葉頂內(nèi)側(cè)平移使得間隙壓力側(cè)形成臺(tái)階繞流，增加了泄漏量并減小了渦輪效率；在此基礎(chǔ)上壓力側(cè)肋條向壓力側(cè)傾斜，卻使得繞流流體發(fā)生分離，從而減少了泄漏量且提高了渦輪效率。李偉等[55]對(duì)該改進(jìn)的凹槽葉頂泄漏流場(chǎng)的細(xì)致分析也證實(shí)了上述結(jié)果。

Mischo等[56]借助于三維數(shù)值計(jì)算方法，通過(guò)細(xì)致研究凹槽葉頂內(nèi)流動(dòng)結(jié)構(gòu)及流動(dòng)機(jī)理，對(duì)某高負(fù)荷渦輪動(dòng)葉片葉頂凹槽吸力側(cè)(SS)肋條進(jìn)行了形狀改進(jìn)設(shè)計(jì)(見(jiàn)圖6(a))，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，適當(dāng)?shù)貙?duì)凹槽葉頂結(jié)構(gòu)進(jìn)行形狀改進(jìn)，可使得動(dòng)葉效率提高0.38%；進(jìn)一步的1.5級(jí)渦輪動(dòng)態(tài)試驗(yàn)[57]指出：采用新型葉頂結(jié)構(gòu)的1.5級(jí)渦輪效率提高了0.18%，不過(guò)間隙泄漏流場(chǎng)的非定常性卻有所增強(qiáng)。

基于考慮葉頂冷卻的需要，Lomakin等[58-59]嘗試對(duì)葉頂凹槽的前緣與尾緣進(jìn)行開(kāi)口處理，研究發(fā)現(xiàn)平面葉柵葉頂凹槽前緣與尾緣開(kāi)口開(kāi)度的合理匹配有利于降低間隙泄漏損失，而凹槽尾緣吸力側(cè)開(kāi)口獲得了最佳的對(duì)間隙泄漏的控制效果，在0.6%葉高間隙下間隙泄漏損失降低了25.5%。

凹槽葉頂從結(jié)構(gòu)上來(lái)看類(lèi)似于篦齒密封，而篦齒密封的封嚴(yán)性能受泄漏流動(dòng)方向和密封齒數(shù)影響較大。EI-Ghandour等[60]通過(guò)在葉頂凹槽的中弧線中間位置布置約1/3長(zhǎng)的肋條，形成了一種新的葉頂結(jié)構(gòu)，計(jì)算結(jié)果顯示：與平頂相比，葉片出口總壓損失降低了8%，獲得了比凹槽葉頂更少的總壓損失?；趯?duì)變工況條件下葉頂泄漏流場(chǎng)的深入認(rèn)識(shí)，高杰和鄭群[61]通過(guò)在葉頂凹槽內(nèi)布置正對(duì)著泄漏流方向的橫向肋條(見(jiàn)圖6(b))，也同樣獲得了比凹槽葉頂更好的對(duì)間隙泄漏的控制效果，渦輪轉(zhuǎn)子效率相對(duì)平頂動(dòng)葉約提高了0.41%，尤其在大葉頂間隙高度時(shí)更為明顯；此外，該葉頂結(jié)構(gòu)也具有良好的來(lái)流沖角適應(yīng)性，即使在較大的正/負(fù)沖角工況下仍能較好地控制間隙泄漏流動(dòng)，從而降低泄漏損失。

圖6 不同葉頂結(jié)構(gòu)示意圖[56,61]Fig. 6 Schematic of different blade tip configurations[56,61]

2.1.2 葉頂小翼

轉(zhuǎn)子葉片頂部增加小翼結(jié)構(gòu)是控制葉頂間隙泄漏流、減少間隙泄漏損失的有效手段之一[62]。Schabowski和Hodson[63]認(rèn)為葉頂小翼之所以能降低渦輪氣動(dòng)損失，主要是由于減小了間隙端區(qū)的泄漏流驅(qū)動(dòng)壓差所致。Zhou等[64]的數(shù)值計(jì)算與葉柵試驗(yàn)進(jìn)一步指出：雖然整體上葉頂小翼減小了間隙端區(qū)的泄漏流驅(qū)動(dòng)壓差，但壓力側(cè)小翼幾乎不能減小泄漏流驅(qū)動(dòng)壓差，而吸力側(cè)小翼則只能減小間隙前部的驅(qū)動(dòng)壓差。

在小翼結(jié)構(gòu)的具體設(shè)計(jì)方面，國(guó)內(nèi)外研究人員開(kāi)展了大量的數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)研究。對(duì)于壓力側(cè)小翼對(duì)葉頂間隙泄漏量與氣動(dòng)損失的影響，Kusterer等[62]數(shù)值研究了壓力側(cè)小翼對(duì)兩級(jí)渦輪性能的影響，研究發(fā)現(xiàn)壓力側(cè)小翼雖然可以明顯減少轉(zhuǎn)子葉頂間隙泄漏量，但渦輪效率僅提高了0.092%。Shavalikul和Camci[65]的數(shù)值計(jì)算與動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果也進(jìn)一步證實(shí)：壓力側(cè)小翼雖然在數(shù)值計(jì)算結(jié)果上顯示出可有效減少葉頂間隙泄漏量，但在減少間隙泄漏損失上僅表現(xiàn)出測(cè)量上的微小收益。

雖然早期研究對(duì)小翼結(jié)構(gòu)的位置選擇存在較大分歧，但近來(lái)的研究越來(lái)越傾向于認(rèn)為：在控制葉頂間隙泄漏流動(dòng)、減少間隙泄漏損失方面，吸力側(cè)小翼明顯優(yōu)于壓力側(cè)小翼[66]。Zhou等[64]的研究結(jié)果也進(jìn)一步證實(shí)：只有間隙前部的吸力側(cè)小翼才是有效的，并且在小翼上增加凹槽結(jié)構(gòu)可以進(jìn)一步控制間隙泄漏流動(dòng)?；趯?duì)小翼、凹槽狀小翼結(jié)構(gòu)端區(qū)定常與非定常泄漏流場(chǎng)的精細(xì)認(rèn)識(shí)[67]，Zhou和Zhong[68]對(duì)吸力側(cè)小翼進(jìn)行了精細(xì)設(shè)計(jì)，數(shù)值結(jié)果顯示：與凹槽葉頂結(jié)構(gòu)相比，該小翼結(jié)構(gòu)在1%葉高間隙下增加了渦輪級(jí)效率0.9%。

需指出的是，盡管早期研究認(rèn)為，葉頂小翼雖可有效減弱間隙泄漏流動(dòng)，但因其存在的冷卻與離心應(yīng)力等嚴(yán)重問(wèn)題而難以在工業(yè)上得到應(yīng)用，但來(lái)自于羅羅公司官網(wǎng)上的渦輪冷卻葉片照片顯示(見(jiàn)圖7)[69]，葉頂小翼結(jié)構(gòu)已經(jīng)或者即將在工業(yè)上得到實(shí)際應(yīng)用。

圖7 一種新型的冷卻渦輪葉片[69]Fig.7 A new type of cooled turbine blade[69]

2.1.3 機(jī)匣端壁造型

既然葉頂處理可有效減小間隙泄漏流動(dòng)，且葉頂與機(jī)匣共同組成間隙泄漏流的流通路徑，那么機(jī)匣端壁造型也應(yīng)該會(huì)對(duì)間隙泄漏流產(chǎn)生影響，進(jìn)而起到減少間隙泄漏流與泄漏損失的目的。機(jī)匣處理最先應(yīng)用在壓氣機(jī)上，主要用于改善壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度，而對(duì)于機(jī)匣處理在渦輪中的應(yīng)用卻較少有人研究。

近來(lái)，Ahmed和Masud[70]指出：在動(dòng)葉頂部前側(cè)機(jī)匣上設(shè)置臺(tái)階結(jié)構(gòu)可明顯改善渦輪級(jí)性能,如圖8所示。圖中:R為徑向間距；d為軸向間距；x為軸向坐標(biāo)；G為徑向間隙；c為弦長(zhǎng)。Gao等[71]利用數(shù)值方法詳細(xì)闡釋了機(jī)匣臺(tái)階結(jié)構(gòu)改善渦輪氣動(dòng)性能的機(jī)理，研究指出：機(jī)匣臺(tái)階結(jié)構(gòu)，一方面阻塞了間隙前部的“直接泄漏”；另一方面，由于增加了機(jī)匣進(jìn)口邊界層厚度且增強(qiáng)了機(jī)匣通道渦，從而對(duì)泄漏渦的演化發(fā)展起到了一定的限制，最終降低了葉頂間隙端區(qū)損失。

基于對(duì)渦輪葉頂端區(qū)流場(chǎng)的精細(xì)認(rèn)識(shí)，Gao[71]與查小暉[72]等提出了弧形端壁造型概念，研究發(fā)現(xiàn)：最優(yōu)的弧形端壁可提高設(shè)計(jì)點(diǎn)渦輪效率0.77%，不過(guò)原始的臺(tái)階機(jī)匣結(jié)構(gòu)獲得了最佳的變工況性能。Wei等[73]將該設(shè)計(jì)概念應(yīng)用于某兩級(jí)高壓渦輪之中，結(jié)果顯示該兩級(jí)渦輪效率提高了0.14%。在此基礎(chǔ)上，魏佐君等[74]進(jìn)一步研究了部分弧形機(jī)匣端壁對(duì)渦輪氣動(dòng)性能的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)部分機(jī)匣造型具有更寬的有效間隙范圍和更大的損失減少量。

圖8 機(jī)匣臺(tái)階結(jié)構(gòu)示意圖[70]Fig.8 Schematic of casing step structure[70]

2.1.4 其他間隙處理結(jié)構(gòu)

近來(lái)，也有一些研究人員探討了一些新穎的間隙處理方法。Nho等[75]基于平面葉柵試驗(yàn)研究了包括葉頂內(nèi)開(kāi)設(shè)多個(gè)菱形坑、葉頂凹槽內(nèi)底面處理和葉頂斜面處理等11種葉頂處理結(jié)構(gòu)，試驗(yàn)結(jié)果顯示：隨著葉頂間隙從1.5%增加到2.3%葉高，總壓損失系數(shù)增加了1%～5%，且葉頂凹槽內(nèi)底面處理獲得了較佳的對(duì)間隙泄漏損失的控制效果。Park等[76]通過(guò)在葉頂凹槽內(nèi)沿周向設(shè)置肋條也獲得了比凹槽更佳的氣動(dòng)性能。

Volino[77]通過(guò)在葉頂與端壁設(shè)置一系列周向肋條，形成交錯(cuò)式肋條葉頂結(jié)構(gòu)，明顯增加了泄漏流的流動(dòng)距離與流動(dòng)阻力，前置圓柱的葉柵試驗(yàn)表明：該結(jié)構(gòu)盡管并未減少總的葉柵損失，但卻消除了泄漏渦結(jié)構(gòu)，如果通道渦能被減弱，該結(jié)構(gòu)將獲得一個(gè)較佳的的總體性能收益。

高杰等[78]在前期研究的基礎(chǔ)上提出在葉頂面設(shè)置一系列蜂窩孔結(jié)構(gòu)，以有效減小葉頂間隙泄漏流動(dòng)，并改善渦輪葉片的變工況性能。Fu等[79]針對(duì)該葉頂蜂窩孔結(jié)構(gòu)進(jìn)行了計(jì)算研究，結(jié)果也證實(shí)：該蜂窩葉頂結(jié)構(gòu)在1%葉高間隙下使得葉頂泄漏量與能量損失系數(shù)分別降低了10.16% 與4.43%。

2.2 主動(dòng)間隙控制

2.2.1 葉頂/機(jī)匣噴氣控制

李文等[80]通過(guò)數(shù)值計(jì)算方法研究了葉頂噴氣射流對(duì)間隙泄漏及渦輪效率的影響規(guī)律，結(jié)果發(fā)現(xiàn)葉頂噴氣對(duì)泄漏流起到阻塞作用，大幅降低了泄漏量，與此同時(shí)增加噴氣量導(dǎo)致了葉頂摻混損失相應(yīng)增加，即這兩種損失為此消彼長(zhǎng)的關(guān)系。Gao等[81]進(jìn)一步認(rèn)為：葉頂噴氣對(duì)間隙泄漏損失的影響主要是葉頂噴氣對(duì)泄漏流的阻塞作用、葉頂噴氣對(duì)泄漏流的折轉(zhuǎn)作用以及葉頂噴氣與主流的摻混作用等相互作用的結(jié)果，并指出存在最佳的噴氣量使得噴氣效果最佳。

對(duì)于葉頂噴氣孔流向位置的影響，Li等[82]與Niu和Zang[83]分別采用數(shù)值計(jì)算與平面葉柵試驗(yàn)方法展開(kāi)了研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)在間隙中后部噴氣獲得了更好的對(duì)間隙泄漏的控制效果。對(duì)于葉頂噴氣孔橫向位置的影響，Chen等[84]的低速平面葉柵試驗(yàn)指出：在中弧線位置噴氣獲得了比在間隙吸力側(cè)或者間隙壓力側(cè)噴氣更高的氣動(dòng)性能。然而，Niu和Zang[85]的數(shù)值計(jì)算結(jié)果顯示在靠近葉片壓力側(cè)位置布置噴氣孔可獲得較好的對(duì)間隙泄漏的控制效果，這可能是由于Chen等[84]與Niu和Zang[85]采用了不同的葉型所致。對(duì)于葉頂噴氣角的影響，Niu和Zang[86]的數(shù)值研究指出：在45° 或60° 切向噴氣角下的噴氣效果較好，綜合考慮到工廠加工的實(shí)際情況，切向噴氣角以60° 為宜。

以上研究主要是針對(duì)平頂葉片開(kāi)展的，而在實(shí)際情況下一般是聯(lián)合采用被動(dòng)與主動(dòng)間隙控制方法以有效控制葉頂泄漏流動(dòng)，減少間隙泄漏損失。Volino[87]的平面葉柵試驗(yàn)與相應(yīng)的數(shù)值計(jì)算研究指出：在凹槽下的噴氣參數(shù)影響規(guī)律大致與平頂下噴氣一致。Gao等[81]與Zhou和Hodson[88]采用多種手段研究了凹槽聯(lián)合噴氣對(duì)間隙泄漏及氣動(dòng)損失的影響，并考慮了間隙高度變化的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)渦輪葉頂凹槽和噴氣之間存著強(qiáng)烈的對(duì)間隙泄漏的耦合控制作用，在葉頂噴氣下，葉頂凹槽結(jié)構(gòu)雖然降低了間隙泄漏量，但渦輪總體性能并沒(méi)有明顯改善；此外，在相對(duì)較小和相對(duì)較大的間隙高度下，葉頂凹槽結(jié)構(gòu)和噴氣對(duì)間隙泄漏的控制作用大小是不同的，在相對(duì)小的間隙高度下，噴氣產(chǎn)生了更大的阻塞效果，而在相對(duì)大的間隙高度下，葉頂凹槽則起主要控制作用。

正如1.2節(jié)所述，實(shí)際渦輪動(dòng)葉片周?chē)绕涫侨~頂間隙內(nèi)的流動(dòng)結(jié)構(gòu)和亞聲速情況下相比會(huì)有較大的差別，間隙泄漏的控制方法及其最佳參數(shù)也應(yīng)該有所變化。Wheeler和Saleh[89]采用簡(jiǎn)單間隙模型試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算研究了葉頂噴氣對(duì)跨聲速間隙泄漏流動(dòng)的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)跨聲速渦輪葉頂噴氣仍具有控制泄漏損失的潛力。Ledezma等[90]針對(duì)實(shí)際氣冷渦輪動(dòng)葉片展開(kāi)了環(huán)形葉柵試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)去掉葉頂凹槽的壓力側(cè)肋條可略微降低總體渦輪損失，并且把葉頂凹槽的壓力側(cè)肋條替換為小翼結(jié)構(gòu)并不改變?cè)及疾劢Y(jié)構(gòu)下的渦輪氣動(dòng)性能。結(jié)合前人研究，Ledezma等[90]做出推斷：在有葉頂冷卻措施存在情況下，簡(jiǎn)單的吸力側(cè)肋條要比凹槽的總體性能更佳。然而，Hofer和Arts[91]針對(duì)帶葉頂區(qū)域冷卻噴氣的試驗(yàn)直葉片可視化研究(見(jiàn)圖9，圖中TLV表示葉尖泄漏渦)指出：葉頂噴氣存在下，由于泄漏渦與通道渦(TPV)等的復(fù)雜相互作用，單吸力側(cè)肋條產(chǎn)生了比凹槽更高的損失。Hofer和Arts[91]還發(fā)現(xiàn)：在充分考慮冷氣與主流的能量差別下，噴氣對(duì)渦輪總體性能的影響是微小的。

由于燃?xì)廨啓C(jī)經(jīng)常運(yùn)行在變工況條件下，國(guó)內(nèi)外研究人員對(duì)此也開(kāi)展了一些研究。Niu和Zang[92]采用葉柵試驗(yàn)的方法研究了不同進(jìn)氣沖角下噴氣對(duì)間隙泄漏的控制作用，研究發(fā)現(xiàn)：即使在大正/負(fù)沖角工況下，葉頂噴氣仍可較好地控制間隙泄漏，進(jìn)而降低泄漏損失。鑒于Mercan等[93]的低速葉柵試驗(yàn)指出非均勻葉頂噴氣也可略微提高葉柵氣動(dòng)性能，并基于對(duì)變工況條件下葉頂間隙泄漏流場(chǎng)的精細(xì)認(rèn)識(shí)，Gao等[94]采用數(shù)值方法嘗試通過(guò)葉頂非均勻噴射以改善渦輪全工況性能，研究指出：噴氣量從間隙前部到尾部呈遞減分布，由于充分考慮了不同沖角下泄漏流場(chǎng)的具體特性，并重組了泄漏流和周?chē)髁鞯南嗷プ饔?，從而改善了渦輪全工況性能，渦輪各典型工況下的效率皆增加了0.15%。

機(jī)匣噴氣也是一種控制葉頂間隙泄漏流的有效手段，目前主要應(yīng)用于壓氣機(jī)中，對(duì)于機(jī)匣噴氣在渦輪中的應(yīng)用還較少開(kāi)展研究。不過(guò)，Behr等[95]的帶機(jī)匣噴氣的1.5級(jí)渦輪動(dòng)態(tài)試驗(yàn)研究指出：采用0.7%的噴氣量，在30%軸向弦長(zhǎng)位置，逆轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)方向30° 噴氣使得渦輪效率提高了0.55%。Behr等[95]與牛茂升和臧述升[96]分別采用動(dòng)態(tài)試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算方法也對(duì)機(jī)匣噴氣的參數(shù)進(jìn)行了詳細(xì)分析，在此不再贅述。

圖9 凹槽葉頂噴氣流動(dòng)示意圖[91]Fig.9 Schematic of a cavity tip with injection[91]

需要說(shuō)明的是，葉頂/機(jī)匣噴氣主要用于有冷卻需要的高壓渦輪之中，且是以改善葉頂/機(jī)匣傳熱效果為前提，因此葉頂/機(jī)匣噴氣對(duì)間隙泄漏的控制需要與葉頂/機(jī)匣的傳熱冷卻統(tǒng)一考慮，這也導(dǎo)致許多情況下噴氣對(duì)間隙泄漏的控制效果受到一定的制約。

2.2.2 葉頂間隙等離子體控制

隨著現(xiàn)代流動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展，國(guó)外研究人員嘗試將等離子體控制應(yīng)用到葉頂間隙控制上。近來(lái)，Matsunuma和Segawa[97]提出一種新的環(huán)形介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器(見(jiàn)圖10)，并分別在平板、孤立葉柵和環(huán)形整周葉柵上進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)研究證實(shí)了該等離子體激勵(lì)器減少葉頂間隙泄漏損失的有效性。

圖10 等離子體激勵(lì)器減少間隙泄漏流動(dòng)示意圖[97]Fig.10 Schematic of tip leakage flow reduction by plasma actuator[97]

2.2.3 葉頂間隙主動(dòng)控制系統(tǒng)

燃?xì)廨啓C(jī)運(yùn)行工況改變會(huì)改變?nèi)~頂間隙高度，一般地，燃?xì)廨啓C(jī)在慢車(chē)時(shí)間隙高度較大，但加速時(shí)間隙高度減小，而在巡航時(shí)間隙高度變化不大。

為了盡可能減少葉頂泄漏損失，同時(shí)又要避免葉頂與機(jī)匣之間發(fā)生碰擦，美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)格林研究中心[98]成功研制了一套可快速響應(yīng)的主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)(見(jiàn)圖11)，其利用獨(dú)立的作動(dòng)器、片狀的機(jī)械結(jié)構(gòu)和葉頂間隙測(cè)量反饋以精確地進(jìn)行間隙控制。

圖11 主動(dòng)間隙控制試驗(yàn)系統(tǒng)照片[98]Fig.11 Photograph of active clearance control test rig[98]

2.3 自適應(yīng)間隙控制

自適應(yīng)間隙控制即根據(jù)渦輪葉片通道內(nèi)壓力場(chǎng)的固有特性，通過(guò)相應(yīng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)自然生成一股噴氣射流，或者直接通過(guò)復(fù)雜且巧妙的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)葉頂間隙泄漏損失的自適應(yīng)控制。雖然從本質(zhì)上說(shuō)，自適應(yīng)間隙控制也屬于被動(dòng)間隙控制的一種，但由于其控制效果隨工況改變而隨之自動(dòng)改變，明顯區(qū)別于傳統(tǒng)的間隙處理機(jī)構(gòu)，且近來(lái)得到國(guó)內(nèi)外研究人員的持續(xù)關(guān)注與研究，故而單獨(dú)列出進(jìn)行闡述。

自適應(yīng)間隙噴氣控制概念最早是Auxier等[99]提出，通過(guò)在葉片壓力面近頂部和葉頂面之間設(shè)計(jì)圓弧形孔槽結(jié)構(gòu)引氣以抑制間隙泄漏流，不過(guò)由于葉片壓力側(cè)近頂部和葉頂面之間的壓差較小，該結(jié)構(gòu)對(duì)間隙泄漏的控制效果較差。隨后，Hamik和Willinger[100]提出利用一根小尺度內(nèi)部通道將葉片前緣與其頂部連通(見(jiàn)圖12)，這樣在葉片前緣與葉頂面之間自然壓差的作用下有一部分主流流體會(huì)進(jìn)入內(nèi)部通道最終從葉頂噴射出，并進(jìn)一步提出了相應(yīng)的葉頂泄漏損失模型(未考慮機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)的影響)。鑒于該自適應(yīng)噴氣結(jié)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)力隨著工況的變化而改變，其對(duì)泄漏的控制效果也隨著工況改變而自適應(yīng)變化。

圖12 自適應(yīng)間隙噴氣結(jié)構(gòu)示意圖[100] Fig.12 Schematic of a self-adaptive tip injectionstructure[100]

胡建軍[101]與魏明[102]等分別利用數(shù)值方法研究了間隙高度變化對(duì)自適應(yīng)噴氣間隙控制效果的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)在一定的間隙范圍內(nèi)，自適應(yīng)葉頂噴氣具有較好的對(duì)間隙泄漏的控制效果，但葉頂間隙過(guò)大時(shí)自適應(yīng)噴氣將失去控制效果。此外，魏明等[102]還詳細(xì)研究了自適應(yīng)噴氣孔參數(shù)的影響，研究指出：自適應(yīng)噴氣孔進(jìn)口位置對(duì)間隙泄漏控制效果的影響不大，而出口位置在葉頂中部且靠近間隙壓力面時(shí)，對(duì)間隙泄漏的控制效果較好，且存在最佳的噴氣孔直徑使得噴氣效果最佳，不過(guò)相對(duì)葉頂噴氣，自適應(yīng)間隙控制的效果較弱。

近來(lái)，Justak和Doux[103]基于渦輪葉頂間隙的變化原理設(shè)計(jì)了一種新穎的機(jī)匣段自適應(yīng)移動(dòng)機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)無(wú)需其他外界動(dòng)力，可隨著工況以及壓力場(chǎng)的改變實(shí)現(xiàn)機(jī)匣段的徑向自適應(yīng)移動(dòng)，從而維持葉頂間隙在合理范圍。楊家禮等[104]設(shè)計(jì)了另外一種具有類(lèi)似功能的冷氣自動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)同樣可根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行工況的改變而自動(dòng)調(diào)節(jié)冷氣限流嘴的節(jié)流面積，以控制渦輪機(jī)匣冷氣量與機(jī)匣直徑，從而有效控制葉頂間隙的變化趨勢(shì)，進(jìn)而維持葉頂間隙在一個(gè)合理的變化范圍。

綜上所述，國(guó)內(nèi)外渦輪葉頂間隙泄漏流動(dòng)控制方面的研究已開(kāi)展了較多工作，但以被動(dòng)控制居多，主動(dòng)控制方面的研究還較少；在渦輪葉柵或者低速渦輪上開(kāi)展的較多，針對(duì)高速渦輪間隙控制研究開(kāi)展的較少；穩(wěn)態(tài)研究較多，而非定常研究較少；把渦輪葉頂泄漏的主動(dòng)控制和被動(dòng)控制結(jié)合起來(lái)的研究更為少見(jiàn)。

另外，Gao等[81]與Zhou和Hodson[88]的研究皆指出：間隙泄漏損失并非與間隙泄漏量成線性關(guān)系，不僅僅是間隙泄漏量，而且還有間隙內(nèi)分離、再附與間隙外摻混過(guò)程影響葉頂間隙泄漏損失。然而，以上這些間隙控制方法大都從直接控制泄漏量的角度去控制泄漏損失，并沒(méi)有探求從控制泄漏流與周?chē)髁鲹交斓慕嵌炔扇∠鄳?yīng)控制方法。

隨著現(xiàn)代燃?xì)廨啓C(jī)渦輪部件向大功率、高效率方向發(fā)展，高渦輪進(jìn)口溫度、高負(fù)荷和冷卻葉片等已成為其主要發(fā)展趨勢(shì)，這些新特征增加了間隙泄漏射流速度，使間隙泄漏變得更為復(fù)雜，從而使得當(dāng)泄漏流進(jìn)入主流后會(huì)帶來(lái)較高的摻混損失。鑒于現(xiàn)代密封結(jié)構(gòu)或者封嚴(yán)方法對(duì)于直接控制葉頂間隙泄漏量已接近其性能極限，進(jìn)一步的渦輪葉頂端區(qū)性能改進(jìn)則需通過(guò)組織泄漏流自身來(lái)實(shí)現(xiàn)。

3 葉頂傳熱冷卻機(jī)理、影響因素及控制

葉頂間隙泄漏流具有流速快、邊界層薄和溫度高等特征，容易導(dǎo)致葉頂產(chǎn)生非常高的溫度與熱負(fù)荷。葉頂長(zhǎng)期處于高溫環(huán)境中會(huì)產(chǎn)生氧化和腐蝕，進(jìn)而影響整個(gè)葉片的氣熱性能與壽命，特別是對(duì)高壓渦輪第一級(jí)動(dòng)葉片。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外研究人員圍繞渦輪葉頂傳熱冷卻問(wèn)題的工作主要包括葉頂傳熱冷卻特性、跨聲速間隙葉頂傳熱冷卻機(jī)理、葉頂傳熱冷卻特性的影響因素以及葉頂熱負(fù)荷控制等。

3.1 葉頂傳熱冷卻特性

3.1.1 葉頂傳熱特征及非定常特性

Newton等[105]通過(guò)低速葉柵流熱試驗(yàn)與采用CFD方法的計(jì)算研究指出：在間隙內(nèi)泄漏流再附的位置以及泄漏渦沖擊近間隙吸力側(cè)的位置傳熱較強(qiáng)；Krishnababu等[106]在真實(shí)工作環(huán)境下的數(shù)值研究也證實(shí)了這一點(diǎn)。Arisi等[107]進(jìn)一步數(shù)值研究了出口馬赫數(shù)對(duì)葉頂傳熱系數(shù)(HTC)的影響(見(jiàn)圖13)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)隨著出口馬赫數(shù)的增加，整個(gè)葉片的傳熱增強(qiáng)，不過(guò)葉頂傳熱強(qiáng)化更為明顯，并且隨著出口馬赫數(shù)從0.85增加到1.00，葉頂傳熱量增加了整個(gè)葉片傳熱量的25%。

圖13 計(jì)算與測(cè)量的葉頂傳熱系數(shù)分布[107]Fig.13 Distribution of computed and measured tip heat transfer coefficients[107]

對(duì)于葉頂?shù)姆嵌ǔ鳠釂?wèn)題，Ameri等[108]數(shù)值研究了上游動(dòng)量與熱尾跡即周期性變化的總壓、總溫和湍流強(qiáng)度邊界對(duì)葉頂傳熱的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)非定常尾跡影響了葉頂傳熱的時(shí)均分布，并且該分布不同于定常計(jì)算下的傳熱分布，不過(guò)，葉頂傳熱系數(shù)的時(shí)均值與定常值差異較小，大致占平均傳熱系數(shù)的4%。同樣地，楊佃亮和豐鎮(zhèn)平[11]針對(duì)“Aachen”1.5級(jí)渦輪葉頂間隙的非定常傳熱研究也指出：葉頂表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)的時(shí)均值與定常值的偏差小于2%；他們的研究還發(fā)現(xiàn)葉頂吸力側(cè)與葉頂主泄漏通道的傳熱系數(shù)波動(dòng)較強(qiáng)。Rahman等[109]基于真實(shí)單級(jí)渦輪研究了葉頂傳熱的非定常特性，結(jié)果發(fā)現(xiàn)葉頂傳熱具有明顯的非定常特性，而定常計(jì)算似乎低估了葉頂表面?zhèn)鳠崃?；此外，上游靜葉尾跡及激波的周期性變化改變了動(dòng)葉進(jìn)口的流動(dòng)條件，從而對(duì)泄漏渦的結(jié)構(gòu)及葉頂傳熱產(chǎn)生了明顯影響，葉頂努塞爾數(shù)瞬時(shí)最大值比定常計(jì)算高出了64%。

3.1.2 間隙處理葉頂?shù)膫鳠崽匦?/p>

對(duì)于間隙處理葉片的葉頂傳熱情況，Krishnababu等[110]針對(duì)低速葉柵的數(shù)值研究指出：凹槽葉頂除了2.1.1節(jié)所述的可以控制葉頂間隙泄漏損失之外，還可以降低葉頂表面?zhèn)鳠?，這主要是由于槽內(nèi)傳熱較弱所致，不過(guò)單吸力側(cè)肋條對(duì)葉頂傳熱的控制效果與凹槽相比更佳。Park[111]與Acharya[112]等針對(duì)平頂和凹槽頂?shù)牡退偃~柵試驗(yàn)指出：對(duì)于平頂和凹槽頂來(lái)說(shuō)，由于間隙泄漏流再附的影響，間隙前部的傳熱較強(qiáng)，而隨著凹槽深度的增加，凹槽內(nèi)底面的傳熱隨之減弱。

杜昆等[113-114]分別基于定常與非定常數(shù)值方法針對(duì)實(shí)際渦輪葉片凹槽葉頂傳熱特性的研究也證實(shí)了上述結(jié)果，并進(jìn)一步指出：盡管隨著凹槽深度的增加，葉頂表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)降低，但葉頂熱負(fù)荷卻隨之增加。Naik等[115]結(jié)合高速葉柵試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算研究指出：在間隙凹槽內(nèi)存在著比較復(fù)雜的氣熱干涉，凹槽及凹槽前后緣開(kāi)口兩種結(jié)構(gòu)的傳熱分布盡管相似，但在局部有著明顯的區(qū)別，不過(guò)最高的傳熱系數(shù)皆位于葉頂中間靠近吸力側(cè)肋條區(qū)域。

3.1.3 氣膜葉頂傳熱冷卻特性

葉頂氣膜冷卻不僅能在葉頂壁面形成冷卻薄膜進(jìn)而降低葉頂?shù)臒嶝?fù)荷，同時(shí)還能起到一定的密封作用。Mhetras等[116]試驗(yàn)研究了吹風(fēng)比與凹槽深度對(duì)渦輪葉柵葉頂氣膜冷卻性能的影響，研究指出：由于氣膜孔冷氣聚集的影響，葉片尾緣的氣膜有效度較高；凹槽尾緣開(kāi)口處理也同時(shí)增加了葉片尾緣的氣膜冷卻有效度；總體上，葉頂氣膜冷卻有效度隨著槽深的增加而增加，而高吹風(fēng)比也使得葉頂表面具有較高的氣膜冷卻有效度；不過(guò)，冷氣僅從近間隙壓力側(cè)噴射卻不利于凹槽內(nèi)底面與內(nèi)側(cè)面的冷卻。Wang等[117]采用三維數(shù)值方法研究了凹槽肩壁厚度對(duì)葉頂冷卻性能的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)隨著凹槽肩壁厚度增加，間隙前部的低氣膜冷卻有效度區(qū)域變得更小，而更高的氣膜冷卻有效度出現(xiàn)在尾緣區(qū)域，不過(guò)凹槽肩壁厚度從1 mm增加到2 mm，并未改變凹槽內(nèi)底面氣膜冷卻有效度的分布。

韓昌等[118]基于PSP(Pressure Sensitive Paint)技術(shù)詳細(xì)研究了冷氣與主流的質(zhì)量比、密度比和葉頂間隙等參數(shù)影響下的葉頂氣膜冷卻特性，結(jié)果發(fā)現(xiàn)平頂冷卻射流在氣膜孔后往吸力面覆蓋，而凹槽葉頂在槽內(nèi)形成回旋渦，且冷卻射流往壓力面覆蓋并向尾緣形成累積效應(yīng)；總體上，葉頂間隙高度與葉頂表面形狀、冷氣與主流的質(zhì)量比等參數(shù)對(duì)葉頂氣膜冷卻效率有著較為明顯的關(guān)聯(lián)性影響。

對(duì)于葉頂氣膜孔位置的影響，王文三等[119]采用數(shù)值計(jì)算方法研究了葉頂冷卻布置對(duì)渦輪葉頂氣熱性能的影響，研究指出：氣膜孔沿間隙壓力面布置與沿中弧線布置相比可降低葉頂傳熱系數(shù)，并且由于氣膜孔傾斜布置降低了氣膜射流動(dòng)量，且削弱了腎形渦強(qiáng)度，從而增大了氣膜的橫向覆蓋范圍，因此靠近間隙壓力側(cè)布置氣膜孔也可以提高氣膜冷卻有效度；整體上，氣膜孔靠近壓力面且以30°角射出比垂直布置降低葉頂熱負(fù)荷2.7%。Newton等[120]基于帶有實(shí)際冷卻結(jié)構(gòu)的渦輪葉柵試驗(yàn)，采用油流方法和壓力、總壓損失等測(cè)量手段進(jìn)一步研究了葉頂氣膜冷卻的影響，研究結(jié)果證實(shí)了在間隙分離泡內(nèi)噴射冷氣的益處；Zhou等[121]的數(shù)值研究結(jié)果與Newton等[120]的研究結(jié)果比較相符。Newton等[120]的研究也進(jìn)一步指出：在分離泡內(nèi)噴射冷氣產(chǎn)生了比在葉頂間隙內(nèi)再附位置更低的葉頂熱負(fù)荷。

對(duì)于葉頂小翼的冷卻特性，Zhou等[122]的葉柵試驗(yàn)與數(shù)值研究指出：隨著吹風(fēng)比的增加，小翼表面的氣膜冷卻有效度增加，而熱負(fù)荷降低；盡管小翼結(jié)構(gòu)具有更大的葉頂表面面積以及比平頂更高的熱負(fù)荷，但小翼表面單位面積下的熱流卻遠(yuǎn)小于平頂。

對(duì)于機(jī)匣噴氣對(duì)葉頂冷卻特性的影響，Tamunobere和Acharya[123]基于低速動(dòng)態(tài)渦輪試驗(yàn)開(kāi)展了詳細(xì)研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)機(jī)匣噴氣主要影響噴氣孔正對(duì)著的葉頂位置及其下游吸力側(cè)區(qū)域，并且機(jī)匣與葉頂聯(lián)合噴氣獲得了更佳的總體氣膜覆蓋效果。

以上這些針對(duì)葉頂傳熱問(wèn)題的研究大多集中在渦輪葉頂模型或者低速平面葉柵中進(jìn)行。然而，在實(shí)際情況下，葉片轉(zhuǎn)動(dòng)必然會(huì)對(duì)葉頂傳熱產(chǎn)生影響。Lu等[124]針對(duì)實(shí)際動(dòng)葉片的數(shù)值研究指出：葉頂表面的冷氣聚集是葉頂區(qū)域壓力梯度與葉片旋轉(zhuǎn)相互作用的結(jié)果，這在基于葉柵的試驗(yàn)與數(shù)值研究中無(wú)法看到；他們還發(fā)現(xiàn)：葉頂氣膜冷卻的存在增加了平頂表面的壓力不均勻性，然而卻降低了凹槽頂表面的壓力不均勻性，并且葉頂表面高氣膜冷卻有效度區(qū)域位于40%～80%軸向弦長(zhǎng)之間的區(qū)域。Tamunobere和Acharya[125]基于低速動(dòng)態(tài)試驗(yàn)研究了葉頂及近間隙壓力側(cè)噴氣對(duì)葉頂表面氣膜冷卻的影響，研究發(fā)現(xiàn)：對(duì)于葉柵冷卻試驗(yàn)來(lái)說(shuō)，葉頂冷氣通常位于且影響間隙壓力側(cè)，而動(dòng)態(tài)試驗(yàn)下冷氣卻移向間隙吸力側(cè)，這使得間隙吸力側(cè)具有更高的氣膜覆蓋，而間隙壓力側(cè)氣膜覆蓋效果卻較差。

3.2 跨聲速間隙葉頂傳熱冷卻機(jī)理

3.2.1 跨聲速間隙傳熱特征及非定常特性

在現(xiàn)代燃?xì)廨啓C(jī)中，葉頂附近的高溫燃?xì)馔ㄟ^(guò)間隙形成高速泄漏流，甚至形成跨聲速射流，導(dǎo)致葉頂區(qū)域的傳熱機(jī)理更加復(fù)雜，且與亞聲速流動(dòng)條件下具有不同的特性。Wheeler等[126]數(shù)值研究了高速與低速間隙泄漏流下葉頂傳熱情況，研究指出：在實(shí)際流動(dòng)工況下，間隙內(nèi)部結(jié)構(gòu)與低速葉柵完全不同，在間隙內(nèi)激波與邊界層干涉導(dǎo)致了邊界層厚度的巨大變化，且高速間隙泄漏流受巨大的當(dāng)?shù)貕毫μ荻人?，并?duì)湍流耗散更加不敏感；與低速間隙泄漏流相比，高速泄漏流減少了60%的葉頂表面熱負(fù)荷，這是由于驅(qū)動(dòng)溫度與傳熱系數(shù)聯(lián)合減小所致。

Zhang等[127]應(yīng)用高速葉柵試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算方法研究了跨聲速間隙流動(dòng)的特征及其對(duì)葉頂傳熱的影響(見(jiàn)圖14)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)葉頂泄漏流在間隙壓力側(cè)分離泡位置形成斜激波，隨后在間隙內(nèi)經(jīng)歷多次反射，峰值馬赫數(shù)高達(dá)1.8，然后在間隙出口以正激波形式流出，這些激波波系導(dǎo)致葉頂表面出現(xiàn)了沿周向高低傳熱系數(shù)交替的條帶結(jié)構(gòu)。另外，Zhang[127]與Gao[29]等皆指出：在跨聲速間隙內(nèi)，間隙前部亞聲速區(qū)域具有比間隙中后部跨聲速區(qū)域更高的熱負(fù)荷。

圖14 試驗(yàn)測(cè)量的平葉頂傳熱系數(shù)分布[127]Fig.14 Experimentally measured contours of heat transfer coefficients on a flat tip[127]

對(duì)于跨聲速間隙葉頂傳熱的非定常特性問(wèn)題，Atkins等[128]應(yīng)用1.5級(jí)渦輪熱動(dòng)態(tài)試驗(yàn)聯(lián)合非定常數(shù)值計(jì)算方法展開(kāi)研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)隨著動(dòng)葉片旋轉(zhuǎn)通過(guò)上游導(dǎo)葉出口勢(shì)流場(chǎng)，高溫燃?xì)馔ㄟ^(guò)葉頂間隙時(shí)的驅(qū)動(dòng)溫度增加，進(jìn)而增加了葉頂熱流量；并且當(dāng)動(dòng)葉片前緣接近上游導(dǎo)葉尾緣，在軸向間隙區(qū)域產(chǎn)生了強(qiáng)烈的勢(shì)流干涉，這使得間隙內(nèi)流體經(jīng)歷快速的接近于等熵的氣動(dòng)加熱過(guò)程，進(jìn)而也導(dǎo)致葉頂熱流量同步增加。Shyam等[129]采用非定常計(jì)算方法研究了導(dǎo)葉-動(dòng)葉激波干涉及其對(duì)動(dòng)葉頂部傳熱的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)間隙內(nèi)的非定常性主要受無(wú)黏影響支配，并不依賴(lài)于驅(qū)動(dòng)壓比，此外間隙內(nèi)的非定常性也產(chǎn)生了間斷的高溫?zé)岚摺?/p>

3.2.2 跨聲速間隙處理葉頂?shù)膫鳠崽匦?/p>

對(duì)于間隙處理葉片的葉頂傳熱情況，Zhang等[130]數(shù)值研究了葉頂凹槽尾緣開(kāi)口處理下氣膜孔布置對(duì)其氣膜冷卻特性的影響，研究指出：葉頂凹槽結(jié)構(gòu)限制了間隙內(nèi)的超聲速流動(dòng)，從而獲得了氣動(dòng)性能上的收益，不過(guò)也增加了葉頂?shù)目傮w傳熱。

O’Dowd等[131]結(jié)合高速葉柵試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算研究了跨聲速情況下葉頂小翼表面的傳熱特性(見(jiàn)圖15)，研究指出在小翼葉頂中后部區(qū)域依然存在與激波關(guān)聯(lián)的高低傳熱條帶結(jié)構(gòu)，并且在近間隙吸力面存在著高努塞爾數(shù)(Nu)區(qū)域。Zhong等[132]進(jìn)一步研究了跨聲速間隙下凹槽狀小翼結(jié)構(gòu)的傳熱性能，研究指出小翼凹槽內(nèi)流動(dòng)與傳熱分布與單獨(dú)的凹槽結(jié)構(gòu)(見(jiàn)圖16)相似，在凹槽內(nèi)流動(dòng)再附與沖擊的位置傳熱較強(qiáng)，而在凹槽基礎(chǔ)上使用小翼主要影響小翼附近的流動(dòng)。

圖15 試驗(yàn)測(cè)量的小翼葉頂努塞爾數(shù)分布[131] Fig. 15 Experimentally measured winglet tip Nusseltnumber contours[131]

圖16 測(cè)量與計(jì)算的凹槽葉頂傳熱系數(shù)分布[132]Fig. 16 Distribution of measured and computed cavity tip heat transfer coefficients[132]

3.2.3 帶氣膜的跨聲速葉頂傳熱冷卻特性

在跨聲速渦輪中，渦輪所承受的熱負(fù)荷更高，葉頂也更容易受到熱侵蝕，因此必須采取更為有效的冷卻方式。周凱等[133]采用數(shù)值模擬的方法研究了跨聲速主流條件下高壓渦輪中平頂氣膜冷卻的氣熱特性，研究發(fā)現(xiàn)采用氣膜冷卻方法后冷氣降低了葉頂間隙內(nèi)泄漏流速度，且激波引起的葉頂傳熱分布的條帶結(jié)構(gòu)變得不再明顯。Wang等[134]數(shù)值研究了冷氣噴射對(duì)跨聲速間隙泄漏流動(dòng)傳熱的影響，研究發(fā)現(xiàn)冷氣噴射可能改變已有對(duì)不同葉頂結(jié)構(gòu)性能優(yōu)劣的認(rèn)識(shí)；另外，在葉頂尾部跨聲速區(qū)域不開(kāi)凹槽結(jié)構(gòu)會(huì)使得葉頂總的冷卻性能變得更優(yōu)。

Ma等[135]利用高速葉柵試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算方法研究了冷氣噴射對(duì)跨聲速凹槽葉頂氣膜冷卻特性的影響，研究指出：泄漏流與冷氣之間存在著強(qiáng)烈的交互干涉，且在凹槽內(nèi)存在著沿流向高低傳熱交替的條帶結(jié)構(gòu)。Arisi等[136]的高速葉柵流動(dòng)傳熱試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算研究指出：在凹槽內(nèi)中后部區(qū)域近似沿周向布置三道肋條改變了槽內(nèi)的流動(dòng)特性，明顯降低了葉頂?shù)臍饽だ鋮s有效度，這是由于冷氣與泄漏流的摻混增加所致。需要說(shuō)明的是，葉頂氣膜冷卻射流與葉頂處理在降低葉頂泄漏損失與改善葉頂傳熱方面具有強(qiáng)烈的交互作用，但這方面的研究還特別少見(jiàn)。

3.3 葉頂傳熱冷卻特性的影響因素

3.3.1 來(lái)流條件

Zhang等[31]結(jié)合試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算方法研究了進(jìn)口湍流度與端壁邊界層對(duì)跨聲速間隙葉頂傳熱的影響，研究發(fā)現(xiàn)進(jìn)口湍流度與進(jìn)口邊界層厚度對(duì)葉頂傳熱幾乎沒(méi)有影響，不過(guò)卻對(duì)近間隙吸力側(cè)傳熱產(chǎn)生了顯著的影響，這是由于通道渦與泄漏渦的相互干擾所致。

對(duì)于來(lái)流溫度的影響，Rahman等[137]的數(shù)值研究指出：進(jìn)口溫度不均勻明顯改變了間隙泄漏流的氣動(dòng)行為，進(jìn)而影響到葉頂表面的傳熱特性。Liu等[138]采用非定常計(jì)算方法模擬了不同葉頂間隙下進(jìn)口熱斑在葉頂間隙內(nèi)的遷移過(guò)程，研究發(fā)現(xiàn)熱斑在間隙內(nèi)的遷移過(guò)程在不同的間隙下是不同的，大葉頂間隙強(qiáng)化了泄漏流動(dòng)與熱斑的遷移速率，惡化了葉頂傳熱。在此基礎(chǔ)上，Liu等[139]研究了進(jìn)口預(yù)旋對(duì)熱斑在間隙內(nèi)遷移過(guò)程的影響，研究發(fā)現(xiàn)由于正預(yù)旋與泄漏流之間相互“擠壓”機(jī)制的影響，葉頂間隙傳熱分布變得更加均勻，不過(guò)負(fù)預(yù)旋卻增加了泄漏流動(dòng)以及間隙前部的熱負(fù)荷；總體上，在正/負(fù)預(yù)旋存在情況下間隙中后部的熱負(fù)荷皆有明顯降低。

3.3.2 間隙高度

Krishnababu等[110]的數(shù)值研究指出：隨著葉頂間隙高度增加，葉頂表面熱負(fù)荷也隨之增加。Anto等[140]試驗(yàn)研究了間隙高度與出口馬赫數(shù)對(duì)葉頂傳熱特性的影響，研究發(fā)現(xiàn)間隙高度從 0.9% 增加到1.8%使得葉頂傳熱系數(shù)增加了3%，而在0.9%間隙高度下，出口馬赫數(shù)從0.85增加到1.05使得傳熱系數(shù)增加了39%。

關(guān)于間隙高度對(duì)跨聲速間隙葉頂傳熱特性的影響，Zhang等[141]結(jié)合高速葉柵試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算展開(kāi)了研究，結(jié)果指出：隨著間隙高度減小，間隙內(nèi)泄漏流馬赫數(shù)也隨之降低；在間隙前部區(qū)域，表面努塞爾數(shù)隨間隙減小而減小，然而在間隙尾部區(qū)域，變化趨勢(shì)卻恰恰相反；Gao等[29]針對(duì)高速平面葉柵的數(shù)值研究也證實(shí)了這一點(diǎn)。杜昆和李軍[142]針對(duì)實(shí)際渦輪級(jí)的數(shù)值計(jì)算研究指出：隨著間隙高度增大，激波區(qū)域從尾緣向前緣擴(kuò)展，葉頂傳熱系數(shù)先減小后增大。

3.3.3 機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)

葉片與機(jī)匣之間相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)改變了間隙泄漏流動(dòng)形態(tài)，進(jìn)而改變?nèi)~頂傳熱性能。Krishnababu等[40]針對(duì)平面葉柵的數(shù)值研究指出：機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)由于減小了泄漏流速度進(jìn)而降低了葉頂總體傳熱，不過(guò)，葉片吸力面?zhèn)鳠釁s有所增加；另外，在大的間隙下機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)葉頂傳熱的影響則有所減弱。Zhou等[143]數(shù)值研究了端壁運(yùn)動(dòng)對(duì)小翼葉頂結(jié)構(gòu)渦輪葉柵氣熱性能的影響，研究指出：小翼表面努塞爾數(shù)和熱負(fù)荷隨著端壁運(yùn)動(dòng)而降低，這主要是由于端壁運(yùn)動(dòng)降低了泄漏射流速度，進(jìn)而降低了間隙泄漏量所致；在有氣膜影響下，小翼表面熱負(fù)荷隨著端壁運(yùn)動(dòng)降低了31%，而氣膜冷卻有效度增加了9%。

對(duì)于葉片轉(zhuǎn)動(dòng)的影響，牛茂升和臧述升[43]的數(shù)值計(jì)算研究指出離心力與科氏力略微減小了葉頂傳熱，且葉片轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)葉頂傳熱的影響與其對(duì)葉頂間隙泄漏流的影響一樣主要在于機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)。Zhang等[144]數(shù)值研究了轉(zhuǎn)速對(duì)GE-E3渦輪動(dòng)葉片葉頂氣膜冷卻特性的影響，研究發(fā)現(xiàn)：隨著葉片轉(zhuǎn)速的增加，葉頂表面氣膜冷卻有效度降低，同時(shí)間隙泄漏流動(dòng)裹挾冷氣向間隙前部移動(dòng)。Rezasoltani等[145]的渦輪熱動(dòng)態(tài)試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算研究也證實(shí)了這一點(diǎn)，并且指出：在葉頂間隙內(nèi)存在部分冷氣趨于逆葉片轉(zhuǎn)動(dòng)方向移動(dòng)，該現(xiàn)象由于葉片轉(zhuǎn)動(dòng)影響所致，在靜態(tài)平面葉柵中并不存在。

3.3.4 進(jìn)氣沖角

Gao等[146]試驗(yàn)研究了進(jìn)氣沖角對(duì)帶尾緣開(kāi)口的凹槽葉頂氣膜冷卻性能的影響，研究指出：進(jìn)氣沖角影響壓力側(cè)近間隙區(qū)域以及葉頂表面的冷卻射流方向，進(jìn)而改變了當(dāng)?shù)氐臍饽だ鋮s有效度分布，并且氣膜冷卻有效度峰值隨著進(jìn)氣沖角的變化向上游或者下游移動(dòng)；另外，正5° 沖角可增加凹槽內(nèi)氣膜冷卻有效度25%，不過(guò)總體氣膜冷卻有效度隨進(jìn)氣沖角從-5°～5° 變化并未有明顯改變。

3.4 葉頂熱負(fù)荷控制

葉頂傳熱與間隙泄漏流特性直接相關(guān)，不過(guò)國(guó)內(nèi)外研究人員對(duì)于葉頂熱負(fù)荷控制方面的研究工作還較少開(kāi)展，僅有的工作還基本上屬于探索性研究。Mischo等[56]針對(duì)亞聲速間隙流動(dòng)情況下葉頂凹槽吸力側(cè)肋條的改進(jìn)設(shè)計(jì)研究指出：通過(guò)對(duì)葉頂凹槽結(jié)構(gòu)的適當(dāng)改進(jìn)(見(jiàn)圖6(a))，葉頂表面努塞爾數(shù)得到了明顯降低，比原始凹槽結(jié)構(gòu)降低了7%。

對(duì)于跨聲速間隙葉頂熱負(fù)荷的控制，Shyam和Ameri[147]數(shù)值研究了葉頂表面造型對(duì)葉頂熱負(fù)荷的控制效果，研究發(fā)現(xiàn)波紋形葉頂表面設(shè)計(jì)盡管降低了5%的熱負(fù)荷，但卻導(dǎo)致氣動(dòng)損失增加了6%；傳統(tǒng)的葉頂凹槽結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)由于激波加熱的影響而使得葉頂傳熱性能變差，反而平頂設(shè)計(jì)呈現(xiàn)出較佳的傳熱性能；總體上，帶有壓力側(cè)與葉頂連通的自適應(yīng)噴氣孔的擴(kuò)張-收斂形間隙設(shè)計(jì)，不但降低了37%的熱負(fù)荷，還使得氣動(dòng)損失降低了2.84%。Maesschalck等[148]基于對(duì)跨聲速間隙內(nèi)泄漏流場(chǎng)的細(xì)致認(rèn)識(shí)，通過(guò)數(shù)值優(yōu)化的手段對(duì)葉頂表面進(jìn)行重新精細(xì)造型，研究發(fā)現(xiàn)在大部分葉頂間隙區(qū)域采用連續(xù)收斂形泄漏流動(dòng)通道，可明顯降低葉頂熱負(fù)荷，且獲得了更為光滑的機(jī)匣傳熱分布，還可略微改善氣動(dòng)性能。

鑒于在跨聲速間隙內(nèi)間隙前部亞聲速區(qū)域具有比間隙中后部跨聲速區(qū)域更高的熱負(fù)荷[29,127]，Zhang和He[149]嘗試改進(jìn)間隙前部葉頂形狀以使得間隙前部的亞聲速流動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)榭缏曀倭鲃?dòng)，從而降低間隙前部的熱負(fù)荷，研究結(jié)果證實(shí)了這種葉頂間隙前部造型以控制葉頂熱負(fù)荷方法的可行性，并進(jìn)一步指出：葉頂造型具有潛力成為一種可有效控制葉頂熱負(fù)荷與熱應(yīng)力的手段。

以上這些研究主要是從葉頂處理的角度探討葉頂熱負(fù)荷的控制。鑒于機(jī)匣端壁處理對(duì)葉頂間隙泄漏流也會(huì)產(chǎn)生明顯影響，也有研究人員嘗試了通過(guò)機(jī)匣造型來(lái)控制葉頂熱負(fù)荷，比如Thomas等[150]探討了轉(zhuǎn)子前緣機(jī)匣臺(tái)階對(duì)跨聲速渦輪葉頂間隙傳熱特性的影響，研究指出機(jī)匣臺(tái)階不僅降低了轉(zhuǎn)子葉頂前緣熱負(fù)荷，還降低了30%的機(jī)匣端壁熱負(fù)荷。另外，Maesschalck等[151]的數(shù)值研究指出：通過(guò)采用緊間隙設(shè)計(jì)，重新構(gòu)建了葉頂泄漏流動(dòng)傳熱類(lèi)型，從而有效減弱葉頂泄漏流帶來(lái)的不利影響。

綜上所述，對(duì)于渦輪葉頂傳熱冷卻特性的研究，前期針對(duì)葉頂間隙模型、高低速葉柵的流動(dòng)傳熱研究較多。隨著研究的逐步深入，針對(duì)低速渦輪、跨聲速渦輪的試驗(yàn)研究以及考慮實(shí)際渦輪葉片、實(shí)際工況和考慮級(jí)環(huán)境影響的數(shù)值研究也逐步增多。不過(guò)，國(guó)內(nèi)相關(guān)研究還較少，且以數(shù)值研究、氣動(dòng)研究為主。

4 葉頂間隙氣熱優(yōu)化

在對(duì)渦輪葉頂間隙氣動(dòng)傳熱與冷卻問(wèn)題研究的基礎(chǔ)上，國(guó)內(nèi)外研究人員也針對(duì)葉頂間隙展開(kāi)了工程設(shè)計(jì)優(yōu)化，包括單純的氣動(dòng)優(yōu)化、氣熱優(yōu)化以及氣動(dòng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化等，不過(guò)，相關(guān)的工作還較少，還需進(jìn)一步深入研究。

對(duì)于渦輪葉頂間隙的氣動(dòng)優(yōu)化問(wèn)題，豈興明和樸英[152]以某航空燃?xì)廨啓C(jī)渦輪葉頂間隙形態(tài)為研究對(duì)象，基于數(shù)值計(jì)算手段，探討了葉頂間隙的參數(shù)化建模、優(yōu)化平臺(tái)建立以及間隙形態(tài)的設(shè)計(jì)優(yōu)化等問(wèn)題，研究結(jié)果指出：經(jīng)過(guò)葉頂間隙設(shè)計(jì)優(yōu)化后的渦輪效率提高了0.395%。Kang等[153]針對(duì)葉頂凹槽結(jié)構(gòu)進(jìn)行了參數(shù)化建模，優(yōu)化變量包括凹槽肩壁厚度、凹槽深度、凹槽前緣與尾緣半徑，在此基礎(chǔ)上采用試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法確定試驗(yàn)樣本點(diǎn)，隨后利用Kriging方法構(gòu)建近似模型，優(yōu)化所得結(jié)果通過(guò)全三維計(jì)算分析進(jìn)行評(píng)估，通過(guò)增加樣本點(diǎn)，重復(fù)以上步驟直至近似模型預(yù)測(cè)值與實(shí)際計(jì)算值之間的偏差滿(mǎn)足要求，研究發(fā)現(xiàn)存在最優(yōu)的槽深與葉頂間隙之比使得渦輪性能最佳，并且盡管槽深與肩壁厚度對(duì)渦輪性能都有明顯影響，但損失機(jī)制是不同的。

對(duì)于渦輪葉頂間隙的氣熱優(yōu)化問(wèn)題，Bucchieri等[154]基于數(shù)值計(jì)算平臺(tái)，采用計(jì)算機(jī)輔助工程(CAE)等方法實(shí)現(xiàn)對(duì)實(shí)際帶葉頂氣膜冷卻葉片氣膜孔參數(shù)的自動(dòng)氣熱優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終的三維計(jì)算證實(shí)了優(yōu)化結(jié)果的氣熱性能收益。Dawes等[155]嘗試將拓?fù)渥杂煞椒☉?yīng)用到帶氣膜葉頂間隙熱負(fù)荷的管理上，通過(guò)優(yōu)化葉頂氣膜孔及凹槽參數(shù)，所得研究結(jié)果證實(shí)了復(fù)雜冷卻葉片結(jié)構(gòu)快速、高魯棒性和高靈活性自動(dòng)優(yōu)化的可行性。近來(lái)，Maral等[156]采用參數(shù)化建模的方法探討了葉頂間隙氣熱性能分析的時(shí)間成本問(wèn)題，并發(fā)現(xiàn)所計(jì)算的具有不同參數(shù)的16種凹槽葉頂結(jié)構(gòu)皆具有比平頂更佳的氣動(dòng)性能。

對(duì)于葉頂表面形狀的三維氣熱優(yōu)化問(wèn)題，Maesschalck等[157]基于沿弦向一系列二維(2D)當(dāng)?shù)亻g隙泄漏流面計(jì)算，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法實(shí)施氣動(dòng)傳熱等多目標(biāo)優(yōu)化，從而重構(gòu)葉頂表面形狀以期獲得最佳的氣熱性能(見(jiàn)圖17)，三維(3D)計(jì)算研究發(fā)現(xiàn)：優(yōu)化后的葉頂表面形狀可使得渦輪氣動(dòng)損失降低20%的同時(shí)降低40%的葉頂熱負(fù)荷。隨后，Maesschalck等[158]引入兩種新穎的葉頂間隙優(yōu)化方法：一種是針對(duì)葉頂表面進(jìn)行全三維參數(shù)化建模(可應(yīng)用于平頂類(lèi)表面優(yōu)化)；另一種是針對(duì)葉頂進(jìn)行拓?fù)浣?可應(yīng)用于凹槽類(lèi)葉頂結(jié)構(gòu)優(yōu)化，見(jiàn)圖18)，并借助于遺傳算法實(shí)施多目標(biāo)氣熱優(yōu)化，研究結(jié)果也初步證實(shí)了這兩種間隙優(yōu)化方法的工程有效性。

圖17 新穎的葉頂氣熱設(shè)計(jì)方法示意圖[157] Fig.17 Schematic of novel methodology for blade tipaerothermal design[157]

圖18 肋條類(lèi)葉頂結(jié)構(gòu)優(yōu)化途徑[158]Fig.18 Optimization approach for squealer-like blade tip structure[158]

對(duì)于葉頂間隙的氣動(dòng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化問(wèn)題，Schabowski等[159]針對(duì)一個(gè)帶凹槽狀小翼葉頂結(jié)構(gòu)的低速渦輪平面葉柵進(jìn)行了氣動(dòng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化，針對(duì)最優(yōu)葉頂結(jié)構(gòu)的低速試驗(yàn)顯示：測(cè)量的氣動(dòng)損失隨葉頂間隙的變化速率降低了37%，并且他們的研究也指出在設(shè)計(jì)葉頂結(jié)構(gòu)時(shí)需仔細(xì)考慮結(jié)構(gòu)負(fù)荷的影響。

5 過(guò)渡態(tài)葉頂間隙變化規(guī)律、建模及控制

在燃?xì)廨啓C(jī)運(yùn)行工況范圍內(nèi)，葉頂間隙高度存在著變大、減小等過(guò)渡過(guò)程。間隙過(guò)大會(huì)造成效率損失，而間隙過(guò)小，又很可能引起葉頂與機(jī)匣碰擦，嚴(yán)重危害發(fā)動(dòng)機(jī)的安全甚至釀成事故。2.2.3節(jié)所述的主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)盡管實(shí)施難度較大，但因其表現(xiàn)出的優(yōu)良的工程價(jià)值而得到研究人員的持續(xù)關(guān)注。截至目前，國(guó)內(nèi)外研究人員在渦輪葉頂間隙仿真模型和主動(dòng)間隙控制研究方面已開(kāi)展了較多的基礎(chǔ)性研究工作，包括葉頂間隙變化的影響因素及變化規(guī)律、葉頂間隙數(shù)值建模與分析方法、熱動(dòng)態(tài)間隙控制分析以及葉頂間隙氣熱性能衰減分析等。

5.1 葉頂間隙變化的影響因素及變化規(guī)律

渦輪葉頂間隙是影響其氣熱性能和結(jié)構(gòu)安全性的重要因素之一。劉永葆和房友龍[160]的仿真計(jì)算指出：渦輪通道內(nèi)溫度場(chǎng)變化是引起渦輪葉片和輪盤(pán)徑向變形的主要因素之一，且離心力對(duì)輪盤(pán)徑向變形的影響比對(duì)葉片徑向變形的影響要更為明顯，總體上，溫度和離心力變化是葉頂間隙變化的兩個(gè)主要影響因素。胡延青和申秀麗[161]通過(guò)查閱大量文獻(xiàn)總結(jié)出葉頂間隙的主要影響因素有熱負(fù)荷、離心負(fù)荷、轉(zhuǎn)子不平衡響應(yīng)、轉(zhuǎn)子熱彎曲以及機(jī)動(dòng)載荷等，并且指出在瞬態(tài)分析過(guò)程中需要綜合考慮這幾種復(fù)雜因素。

研究人員通過(guò)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)與理論分析等研究手段對(duì)渦輪葉頂間隙的變化規(guī)律(見(jiàn)圖19[1])已有較為充分的認(rèn)識(shí)，盡管如此，相關(guān)的計(jì)算分析工作還較少。賈丙輝等[162]在對(duì)渦輪葉頂間隙的變化情況進(jìn)行分析的基礎(chǔ)上，建立機(jī)匣、葉片和轉(zhuǎn)子的簡(jiǎn)化模型，并研究了機(jī)動(dòng)飛行下間隙動(dòng)態(tài)變化規(guī)律，研究指出：高壓渦輪葉頂間隙動(dòng)態(tài)變化范圍約為0.44～1.45 mm，同時(shí)加速導(dǎo)致的轉(zhuǎn)子振動(dòng)會(huì)引起間隙局部增大或減小。

圖19 葉頂間隙隨工況變化示意圖[1]Fig.19 Schematic of variation of blade tip clearance with operating conditions[1]

5.2 葉頂間隙數(shù)值建模與分析方法

渦輪葉頂間隙仿真模型常采用理論計(jì)算與經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)映射的方法，不過(guò)仿真精度受到一定的限制。周驍?shù)萚163]提出聯(lián)合半無(wú)限平面瞬態(tài)熱傳導(dǎo)與多項(xiàng)式擬合方法計(jì)算燃?xì)廨啓C(jī)動(dòng)態(tài)過(guò)程中變化的葉頂間隙，并基于間隙高度的變化量和渦輪總體性能參數(shù)的關(guān)聯(lián)關(guān)系實(shí)時(shí)修正當(dāng)前渦輪的相關(guān)性能參數(shù)，從而提高了燃?xì)廨啓C(jī)部件模型的計(jì)算精度。楊曉光和黃佳[164]改進(jìn)了一種預(yù)測(cè)渦輪葉頂間隙的縮減模型，此模型可模擬各工況下溫度、轉(zhuǎn)速和壓差對(duì)間隙高度的影響，實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)驗(yàn)證結(jié)果顯示：改進(jìn)的計(jì)算模型能快速地揭示各工況下葉頂間隙的變化規(guī)律，且具有較高的預(yù)測(cè)精度。

渦輪葉頂間隙徑向分析方法主要包括穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)間隙的計(jì)算分析，經(jīng)過(guò)幾十年的研究，研究人員對(duì)各個(gè)典型工況下的葉頂間隙分析方法已有深入認(rèn)識(shí)，不過(guò)針對(duì)過(guò)渡態(tài)葉頂間隙的分析方法還不太成熟。費(fèi)成巍和付黎[165]采用“熱固耦合”分析方法針對(duì)實(shí)際工況對(duì)渦輪葉頂間隙高度變化進(jìn)行動(dòng)態(tài)分析，在分析中充分考慮材料屬性的非線性和離心溫度等載荷的動(dòng)態(tài)可變性，分別對(duì)渦輪的葉片、輪盤(pán)和機(jī)匣等部件的變形進(jìn)行計(jì)算分析，從而獲得了渦輪葉頂間隙高度的動(dòng)態(tài)變化規(guī)律。在此基礎(chǔ)上，費(fèi)成巍和白廣忱[166]根據(jù)葉頂間隙的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，提出了高精度、高效率可靠性分析的分布式協(xié)同響應(yīng)面法，以二次響應(yīng)面函數(shù)為基礎(chǔ)建立了相應(yīng)的數(shù)學(xué)模型，驗(yàn)證結(jié)果顯示：該可靠性計(jì)算模型不但能解決實(shí)際難以分析的問(wèn)題，還能在保證計(jì)算精度的前提下提高計(jì)算效率。

5.3 熱動(dòng)態(tài)間隙控制分析

目前渦輪葉頂間隙控制常采用主動(dòng)熱控制方法，其技術(shù)思路是通過(guò)射流沖擊控制機(jī)匣溫度，進(jìn)而通過(guò)機(jī)匣熱變形來(lái)控制葉頂間隙大小。在對(duì)葉頂間隙變化的影響因素、變化規(guī)律及數(shù)值分析方法研究基礎(chǔ)上，國(guó)內(nèi)外研究人員近來(lái)逐步針對(duì)主動(dòng)間隙控制機(jī)匣系統(tǒng)開(kāi)展流動(dòng)傳熱特性研究，以期進(jìn)一步改善其控制效果。

張井山等[167]利用試驗(yàn)研究了多層機(jī)匣結(jié)構(gòu)中內(nèi)斜向沖擊射流的局部傳熱特性，重點(diǎn)分析了雷諾數(shù)、沖擊孔入射角度及其直徑等參數(shù)對(duì)帶肋機(jī)匣表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)的影響規(guī)律。姜遠(yuǎn)剛等[168]針對(duì)主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)中冷氣管氣流沖擊機(jī)匣的典型結(jié)構(gòu)，建立等尺度簡(jiǎn)化試驗(yàn)?zāi)Ｐ停ㄟ^(guò)在試驗(yàn)中依據(jù)相似準(zhǔn)則確定試驗(yàn)工況，通過(guò)改變進(jìn)口雷諾數(shù)、孔排方式和沖擊間距等參數(shù)，分析了機(jī)匣表面努塞爾數(shù)的分布和變化規(guī)律；Choi等[169]采用數(shù)值研究手段也開(kāi)展了類(lèi)似研究。

以上這些研究主要是在靜態(tài)環(huán)境下開(kāi)展的，而實(shí)際情況下葉片旋轉(zhuǎn)也必然會(huì)影響到機(jī)匣附近的流動(dòng)傳熱特性。Tamunobere等[170]通過(guò)低速動(dòng)態(tài)試驗(yàn)研究了主動(dòng)間隙控制機(jī)匣的傳熱特性，研究發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)速增加導(dǎo)致努塞爾數(shù)增加，并相應(yīng)降低了機(jī)匣沖擊孔區(qū)域的氣膜冷卻有效度。近來(lái)，Lavagnoli等[171]概述了實(shí)際工況渦輪熱動(dòng)態(tài)間隙控制的設(shè)計(jì)考慮及測(cè)試技術(shù)。

圖20 渦輪效率隨葉頂間隙變化曲線[172]Fig.20 Curves of change of turbine efficiency with blade tip gaps[172]

燃?xì)廨啓C(jī)在運(yùn)行時(shí)除了工況改變引起間隙變化之外工作載荷的變化、振動(dòng)等因素同樣會(huì)引起間隙變化。已安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)上的主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)主要是對(duì)工況改變引起的間隙變化起作用，因而對(duì)工況改變之外的其他因素引起的間隙變化卻幾乎沒(méi)有影響。高杰等[172]的研究(見(jiàn)圖20，圖中：ORI為平頂，PCC為凹槽葉頂，ACC為噴氣葉頂，CCC為凹槽聯(lián)合噴氣葉頂，ηis為等熵效率，τ/h為間隙與葉高之比)指出：在不同間隙控制措施下泄漏渦強(qiáng)度隨間隙高度的增加速度變緩，尤其在葉頂凹槽聯(lián)合噴氣下更為明顯，從而使得在復(fù)合控制措施下渦輪氣動(dòng)性能對(duì)間隙變化的敏感性最低。因此，可以進(jìn)一步探討聯(lián)合主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)與適當(dāng)?shù)拈g隙處理結(jié)構(gòu)共同實(shí)現(xiàn)對(duì)渦輪葉頂間隙的全工況有效控制。

5.4 葉頂間隙氣熱性能衰減分析

燃?xì)廨啓C(jī)在長(zhǎng)時(shí)間運(yùn)行過(guò)程中，腐蝕、磨損等因素不僅增加了葉頂間隙高度，而且也可能使得葉頂部分損壞、變形甚至材料缺失等(見(jiàn)圖21，來(lái)自網(wǎng)絡(luò))，從而改變?nèi)~頂間隙形態(tài)，造成非均勻間隙形狀，進(jìn)而影響渦輪氣熱性能。

石寶龍[173]與Gao[174]等研究了典型的軸向非均勻間隙形態(tài)對(duì)渦輪氣動(dòng)性能的影響，研究指出：軸向非均勻間隙形態(tài)改變了渦輪通道中泄漏渦與通道渦的相互作用，從而對(duì)渦輪氣動(dòng)性能產(chǎn)生了明顯影響；前臺(tái)階型間隙獲得了最少的泄漏量與最高的氣動(dòng)效率，渦輪等熵效率總體上提高了0.3%，不過(guò)漸擴(kuò)型間隙卻獲得了最大的間隙泄漏損失。

另外，Li等[175]試驗(yàn)研究了周向各葉片非均勻間隙高度對(duì)渦輪葉柵氣動(dòng)性能的影響，研究指出：增大相鄰葉片間隙高度會(huì)增大中間葉片葉頂間隙泄漏損失。綜上所述，盡管葉頂間隙形態(tài)改變會(huì)改變間隙泄漏流場(chǎng)，進(jìn)而影響葉頂傳熱冷卻特性，不過(guò)截至目前有關(guān)葉頂間隙氣熱性能衰減特性的研究還特別少見(jiàn)。

圖21 被氧化和腐蝕的葉頂Fig.21 Oxidized and corroded blade tips

6 葉頂間隙泄漏流的常用研究方法

隨著研究手段的快速發(fā)展，渦輪葉頂間隙氣熱問(wèn)題研究已由早期的以理論分析與半經(jīng)驗(yàn)方法為主發(fā)展到目前的試驗(yàn)與數(shù)值研究并重的局面。對(duì)于試驗(yàn)方法，主要是平面葉柵試驗(yàn)和少量的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，一般采用各式探針、油流、PIV和HWA(Hot Wire Anemometer)等測(cè)量氣動(dòng)參數(shù)及進(jìn)行流場(chǎng)可視化，而采用PSP、萘升華方法、TSP(Temperature Sensitive Paint)、瞬態(tài)液晶、熱膜和紅外熱像儀等測(cè)量傳熱與冷卻參數(shù)。對(duì)于數(shù)值計(jì)算方法，主要采用商業(yè)軟件和自編程序開(kāi)展研究，且以定常、非流熱耦合研究為主。另外，也有少量的理論分析工作，比如泄漏渦不穩(wěn)定性分析[18-20]、泄漏損失模型構(gòu)建[15,100]、主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)建模仿真[163-166]等。

6.1 試驗(yàn)方法

國(guó)內(nèi)外針對(duì)渦輪葉頂間隙氣熱問(wèn)題的試驗(yàn)研究主要包括氣動(dòng)試驗(yàn)和傳熱冷卻試驗(yàn)，且借助于渦輪葉柵或者旋轉(zhuǎn)渦輪開(kāi)展，不過(guò)僅國(guó)外一些著名大學(xué)利用旋轉(zhuǎn)渦輪試驗(yàn)臺(tái)開(kāi)展了相關(guān)研究，主要有瑞士聯(lián)邦理工學(xué)院、牛津大學(xué)、德州農(nóng)工大學(xué)、俄亥俄州立大學(xué)、達(dá)姆施塔特工業(yè)大學(xué)和路易斯安那州立大學(xué)等。

6.1.1 氣動(dòng)試驗(yàn)

國(guó)內(nèi)外研究人員基于低速平面葉柵開(kāi)展的研究工作相對(duì)較多[9,41,51,53,93]，主要采用墨跡、油流以及PIV等手段進(jìn)行間隙泄漏流場(chǎng)可視化研究，并采用五孔探針、快速響應(yīng)氣動(dòng)探針等進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)測(cè)量?？紤]到渦輪通道內(nèi)固有的非定常特性，Volino[13,77]與劉火星[12]等利用運(yùn)動(dòng)圓柱排模擬上游葉片尾跡，在平面葉柵上開(kāi)展尾跡與泄漏渦的相互干擾研究，主要的測(cè)量手段有五孔探針、PIV等。鑒于渦輪環(huán)形葉柵相對(duì)平面葉柵而言更接近真實(shí)流動(dòng)，Ledezma等[90]基于扇形葉柵研究了實(shí)際帶葉頂凹槽結(jié)構(gòu)渦輪動(dòng)葉片的氣動(dòng)性能。近來(lái)，也有研究人員[7,91]基于馮卡門(mén)流體動(dòng)力學(xué)研究所的暫沖式風(fēng)洞展開(kāi)跨聲速葉柵間隙泄漏流動(dòng)研究。不過(guò)有關(guān)高速葉柵方面的試驗(yàn)研究還較為少見(jiàn)。

雖然渦輪葉柵葉頂泄漏流動(dòng)研究取得了很多成果，但由于葉柵無(wú)法考慮葉片旋轉(zhuǎn)和科氏力的影響，以往葉柵上的研究結(jié)論能否適用于真實(shí)渦輪轉(zhuǎn)子還有待于旋轉(zhuǎn)渦輪試驗(yàn)驗(yàn)證。

在渦輪旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)研究方面，瑞士聯(lián)邦理工學(xué)院[95]在其1.5級(jí)“LISA”旋轉(zhuǎn)渦輪試驗(yàn)臺(tái)上針對(duì)葉頂泄漏流動(dòng)及其控制技術(shù)展開(kāi)了大量的試驗(yàn)研究。該試驗(yàn)臺(tái)采用上游進(jìn)氣，設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速為2 700 r/min，1.5級(jí)總-靜壓比為1.6，進(jìn)氣流量為12.13 kg/s，輪轂比為0.825。測(cè)量裝置主要有五孔探針、PIV和快速響應(yīng)氣動(dòng)探針，其中五孔探針用來(lái)測(cè)量穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)，而快速響應(yīng)氣動(dòng)探針和PIV用來(lái)測(cè)量瞬態(tài)流場(chǎng)。

達(dá)姆施塔特工業(yè)大學(xué)[176]針對(duì)所建立的1.5級(jí)旋轉(zhuǎn)渦輪試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行了葉頂泄漏流動(dòng)研究，并建立了相應(yīng)的高精度流場(chǎng)可視化測(cè)試方法(見(jiàn)圖22)。該開(kāi)式試驗(yàn)臺(tái)采用離心壓縮機(jī)供氣，進(jìn)氣流量為6.1 kg/s，渦輪壓比為1.056，進(jìn)口溫度為313 K，轉(zhuǎn)子雷諾數(shù)為270 000，輪轂比為0.769。主要的測(cè)量裝置有五孔探針、HWA、動(dòng)態(tài)壓力傳感器、Stereo-PIV和LDA(Laser Doppler Anemometry)等。

圖22 Stereo-PIV布置示意圖[176]Fig.22 Schematic of Stereo-PIV setup[176]

6.1.2 傳熱和冷卻試驗(yàn)

在渦輪葉柵葉頂傳熱冷卻試驗(yàn)方面，針對(duì)低速葉柵的研究相對(duì)較多[76,105,111,118,146,177]，主要利用萘升華方法、PSP、TSP和瞬態(tài)液晶等方法進(jìn)行傳熱冷卻參數(shù)測(cè)量；而在跨聲速葉柵葉頂傳熱冷卻研究方面[31,116,132,135,136,140,178]，國(guó)內(nèi)外研究人員主要采用紅外熱像儀、熱膜等測(cè)量手段展開(kāi)研究。

在渦輪旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)研究方面，俄亥俄州立大學(xué)的Molter等[179]在跨聲速1.5級(jí)旋轉(zhuǎn)渦輪試驗(yàn)臺(tái)上利用熱膜測(cè)量了平頂和凹槽頂表面的熱流分布。德州農(nóng)工大學(xué)[145]基于所建立的3級(jí)低馬赫數(shù)旋轉(zhuǎn)渦輪試驗(yàn)臺(tái)展開(kāi)了渦輪葉頂表面冷卻試驗(yàn)，該試驗(yàn)臺(tái)設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速為3 000 r/min，輪轂比為0.815，進(jìn)氣流量為3.58 kg/s，壓比為1.41，主要采用PSP技術(shù)獲得葉頂表面氣膜冷卻有效度分布。路易斯安那州立大學(xué)[123]在其所建立的單級(jí)低馬赫數(shù)旋轉(zhuǎn)渦輪試驗(yàn)臺(tái)上開(kāi)展了葉頂傳熱及其控制試驗(yàn)研究。該試驗(yàn)臺(tái)設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速為1 200 r/min，馬赫數(shù)為0.15，流量系數(shù)為0.24，載荷系數(shù)為1.06，葉高為73.598 mm，主要采用瞬態(tài)液晶進(jìn)行傳熱測(cè)量。牛津大學(xué)[128]在其建立的跨聲速1.5 級(jí)旋轉(zhuǎn)渦輪試驗(yàn)臺(tái)上也開(kāi)展了大量的葉頂傳熱試驗(yàn)。該試驗(yàn)臺(tái)壓比為3.12，折合轉(zhuǎn)速為460，轉(zhuǎn)子葉片出口馬赫數(shù)為0.98，主要采用熱膜進(jìn)行葉頂傳熱測(cè)量。

綜上所述，國(guó)外在渦輪葉頂間隙氣熱問(wèn)題的試驗(yàn)研究方面開(kāi)展了較多的工作，涵蓋從低速葉柵、高速葉柵以及動(dòng)態(tài)試驗(yàn)等各個(gè)層次上的氣動(dòng)傳熱試驗(yàn)，而國(guó)內(nèi)在此方面還較弱，已開(kāi)展的試驗(yàn)主要以低速葉柵氣動(dòng)試驗(yàn)為主，較少開(kāi)展渦輪葉柵葉頂傳熱與冷卻方面的試驗(yàn)工作；盡管北京航空航天大學(xué)、西安交通大學(xué)和哈爾濱工程大學(xué)等建有1.5級(jí)旋轉(zhuǎn)渦輪試驗(yàn)臺(tái)，但尚未開(kāi)展有關(guān)葉頂間隙泄漏流方面的試驗(yàn)工作。

6.2 數(shù)值計(jì)算方法

對(duì)于渦輪葉頂間隙內(nèi)部詳細(xì)流動(dòng)情況，由于難以進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)量，近些年來(lái)，隨CFD方法的快速發(fā)展，研究人員也同時(shí)通過(guò)三維數(shù)值模擬計(jì)算來(lái)研究間隙內(nèi)部復(fù)雜流動(dòng)情況，并取得了很大的進(jìn)展。早期主要針對(duì)葉頂間隙模型開(kāi)展數(shù)值研究，不過(guò)，隨著研究的逐步深入，目前渦輪葉頂間隙的研究對(duì)象已從渦輪平面葉柵、扇形葉柵過(guò)渡到實(shí)際動(dòng)葉片之中。

Yang[44]與王志多[180]等研究了湍流模型對(duì)于葉頂間隙泄漏流動(dòng)與傳熱的預(yù)測(cè)精度影響，研究發(fā)現(xiàn)k-ω或剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)k-ω湍流模型的預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果較為吻合。然而，Wheeler等[126]的研究指出：對(duì)于跨聲速間隙葉頂傳熱的數(shù)值預(yù)測(cè)精度似乎不依賴(lài)于湍流模型的選擇。

近來(lái)，Zhang和He[181]針對(duì)壁面熱邊界條件對(duì)渦輪葉頂間隙氣熱性能的數(shù)值研究指出：壁面溫度及其分布對(duì)葉頂跨聲間隙流場(chǎng)有著明顯的影響，并且在間隙氣動(dòng)與傳熱之間存在著強(qiáng)烈的相互干涉。因此，研究人員也逐步針對(duì)葉頂間隙開(kāi)展了流熱耦合研究[134,182]以及多學(xué)科耦合分析[183]等工作。

以上這些研究主要是采用雷諾平均數(shù)值模擬方法開(kāi)展，然而由于該方法在模擬高速泄漏流上的精度限制，近來(lái)一些研究人員也逐步探索葉頂間隙的大渦模擬[184]和直接數(shù)值模擬[185]研究，以期澄清葉頂間隙內(nèi)的復(fù)雜湍流流場(chǎng)情況及其對(duì)葉頂間隙氣動(dòng)傳熱的影響。

所采用的數(shù)值計(jì)算程序主要有自編程序和商業(yè)軟件。在計(jì)算程序開(kāi)發(fā)方面，羅羅公司[25]開(kāi)發(fā)了雷諾平均Navier-Stokes方程的預(yù)處理時(shí)間推進(jìn)求解器HYDRA?？刂品匠痰目臻g離散采用二階有限體積法，時(shí)間積分采用龍格-庫(kù)塔方法，并采用多重網(wǎng)格加速。當(dāng)?shù)貢r(shí)間步法用于定常計(jì)算，而非定常計(jì)算采用雙重時(shí)間步法或者諧函數(shù)法。德國(guó)航空航天中心[47]開(kāi)發(fā)了主要用于葉輪機(jī)械流動(dòng)計(jì)算的TRACE軟件。瑞士聯(lián)邦理工學(xué)院[57]開(kāi)發(fā)了基于節(jié)點(diǎn)的顯式有限體積法時(shí)間推進(jìn)求解器MULTI3。為防止高頻振蕩，并能夠捕捉激波，該軟件采用了二階與四階結(jié)合的數(shù)值光順?lè)椒?，整體上具有二階精度。亞琛工業(yè)大學(xué)[62]開(kāi)發(fā)了一種全三維流熱耦合求解器CHTflow。NASA格林研究中心[129]開(kāi)發(fā)了一種用于多葉片列非定常計(jì)算的并行求解器MSU-TURBO。

在商業(yè)軟件使用方面，主要是采用CFX、FLUENT與NUMECA等開(kāi)展渦輪葉頂間隙的氣熱問(wèn)題研究，在此不一一贅述。

7 結(jié)論與展望

隨著現(xiàn)代燃?xì)廨啓C(jī)向大功率、高效率方向發(fā)展，高渦輪進(jìn)口溫度、大氣流折轉(zhuǎn)角和冷卻葉片等已成為燃?xì)鉁u輪的主要發(fā)展趨勢(shì)，這些新特征使得葉頂間隙泄漏流動(dòng)及傳熱冷卻變得尤為復(fù)雜。如何有效抑制葉頂間隙泄漏流動(dòng)并有效冷卻葉頂表面成為提高燃?xì)鉁u輪效率和可靠性的關(guān)鍵。經(jīng)過(guò)半個(gè)多世紀(jì)的研究，研究人員對(duì)葉頂間隙泄漏流動(dòng)機(jī)理、葉頂傳熱冷卻機(jī)制及葉頂間隙控制方法等已有了一定的認(rèn)識(shí)，不過(guò)目前葉頂間隙泄漏流的氣熱問(wèn)題研究依然存在以下幾個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題：

第一，研究人員目前仍缺乏對(duì)實(shí)際渦輪葉片葉頂間隙內(nèi)部詳細(xì)流動(dòng)結(jié)構(gòu)、傳熱特性及泄漏損失機(jī)制的深層次研究，對(duì)影響葉頂間隙泄漏流動(dòng)與傳熱的因素也缺乏詳細(xì)的探討，特別是針對(duì)高壓渦輪跨聲速間隙泄漏流動(dòng)與傳熱特性的研究還特別少，對(duì)跨聲速渦輪中不同工況下不同葉頂所對(duì)應(yīng)的氣熱性能和傳熱冷卻機(jī)理仍不太清楚，對(duì)葉頂泄漏影響傳熱的實(shí)質(zhì)的理解還遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠。

第二，目前的葉頂間隙控制研究主要從氣動(dòng)角度展開(kāi)，且以葉頂處理、噴氣控制為主，還缺乏葉頂間隙復(fù)合控制方面的研究，對(duì)于變工況條件下各間隙控制方法的效果如何或是否依然有效還尚未可知，從氣熱角度系統(tǒng)探討間隙處理對(duì)葉頂間隙氣熱性能影響的研究還相當(dāng)有限，針對(duì)新穎的自適應(yīng)間隙控制或熱動(dòng)態(tài)間隙控制等方法的研究更為少見(jiàn)，截至目前還缺乏有效的渦輪葉頂間隙結(jié)構(gòu)快速氣熱設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。

第三，在葉頂泄漏流氣熱問(wèn)題的研究方法上，由于間隙區(qū)域測(cè)量困難，現(xiàn)有的低速葉柵試驗(yàn)的精度與可靠度仍有待加強(qiáng)，相關(guān)的高速葉柵試驗(yàn)尤其是葉頂傳熱冷卻試驗(yàn)研究還較少，考慮上游尾跡與機(jī)匣相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)影響的葉柵試驗(yàn)更是少見(jiàn)，此外也僅有國(guó)外少數(shù)著名大學(xué)才開(kāi)展了一些旋轉(zhuǎn)渦輪葉頂間隙氣熱試驗(yàn)研究。對(duì)于葉頂泄漏流問(wèn)題的數(shù)值計(jì)算研究，主要是采用CFD軟件開(kāi)展研究，且以定常、非流熱耦合計(jì)算為主，對(duì)于跨聲速間隙泄漏流動(dòng)傳熱問(wèn)題的模擬目前還依然面臨著計(jì)算精度問(wèn)題。

因此，渦輪葉頂間隙泄漏流相關(guān)的氣熱問(wèn)題依然需要進(jìn)一步的研究，今后研究的主要內(nèi)容應(yīng)該包括：

1) 使用更加精細(xì)的研究手段深入認(rèn)識(shí)實(shí)際跨聲速渦輪葉頂間隙泄漏流動(dòng)結(jié)構(gòu)、激波特性、泄漏損失來(lái)源及形式和葉頂傳熱特征，更加準(zhǔn)確且細(xì)致地分析幾何參數(shù)和流動(dòng)參數(shù)等對(duì)間隙泄漏流動(dòng)與傳熱冷卻特性的影響規(guī)律，從而澄清葉頂間隙泄漏影響傳熱的實(shí)質(zhì)，并進(jìn)一步構(gòu)建葉頂結(jié)構(gòu)氣熱性能的綜合評(píng)價(jià)方法。

2) 深入認(rèn)識(shí)現(xiàn)有常規(guī)間隙控制方法對(duì)實(shí)際渦輪葉片氣熱性能的影響規(guī)律，進(jìn)一步開(kāi)展葉頂間隙主被動(dòng)復(fù)合控制的綜合氣熱影響研究，并評(píng)估其在變工況條件下的適用性。另外，澄清葉頂間隙主動(dòng)控制機(jī)匣系統(tǒng)傳熱冷卻特性，進(jìn)而優(yōu)化主動(dòng)間隙控制機(jī)匣的瞬態(tài)響應(yīng)，并探索新穎的自適應(yīng)間隙控制、熱動(dòng)態(tài)間隙控制等方法。在以上研究基礎(chǔ)上，利用多場(chǎng)耦合方法開(kāi)展實(shí)際跨聲速渦輪葉頂結(jié)構(gòu)的多學(xué)科分析與快速優(yōu)化研究，進(jìn)而探索提出渦輪葉頂結(jié)構(gòu)的快速氣熱設(shè)計(jì)準(zhǔn)則和方案。

3) 加強(qiáng)試驗(yàn)研究，尤其是渦輪高速葉柵葉頂傳熱冷卻試驗(yàn)和動(dòng)態(tài)渦輪葉頂間隙氣熱試驗(yàn)，并采用先進(jìn)的流動(dòng)傳熱測(cè)量手段，以提高試驗(yàn)的測(cè)量精度和可靠性，從而構(gòu)建不同幾何參數(shù)與流動(dòng)參數(shù)下不同典型間隙處理結(jié)構(gòu)氣熱性能的基礎(chǔ)試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)，為渦輪葉頂結(jié)構(gòu)的工程設(shè)計(jì)以及CFD算法驗(yàn)證提供參考。

4) 對(duì)于葉頂間隙泄漏流的數(shù)值計(jì)算，根據(jù)研究問(wèn)題的實(shí)際需要，可采用流熱耦合計(jì)算，以提高葉頂傳熱冷卻參數(shù)及其實(shí)際分布的計(jì)算精度；如有必要，還需借助渦輪葉柵或者動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正湍流模型或開(kāi)發(fā)新的湍流模型。此外，也可探索高精度計(jì)算程序比如大渦模擬、直接數(shù)值模擬等在跨聲速間隙泄漏流動(dòng)問(wèn)題研究上的應(yīng)用。對(duì)于葉頂結(jié)構(gòu)的氣熱優(yōu)化以及渦輪熱動(dòng)態(tài)間隙變化規(guī)律的高精度預(yù)測(cè)等問(wèn)題，還需研究開(kāi)發(fā)相應(yīng)的流熱耦合快速分析方法。

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(責(zé)任編輯： 鮑亞平)

*Corresponding author. E-mail: gaojie_d@hrbeu.edu.cn

Research progress on turbine blade tip aerodynamics and heat transfer technology for gas turbines

GAO Jie*, ZHENG Qun, YUE Guoqiang, DONG Ping, JIANG Yuting

CollegeofPowerandEnergyEngineering,HarbinEngineeringUniversity,Harbin150001,China

The turbine blade tip leakage flow has significant influences on aerodynamic losses, heat transfer and even overall efficiency of the turbine, and is thus one of the key factors in deteriorating the turbine aerothermal performance. The flow and heat transfer mechanisms and the aerothermal control of the tip leakage have been a hot and difficult issue in the research on gas turbines. The research progresses on turbine blade tip aerodynamics and heat transfer over the past decade are reviewed in five aspects: blade tip leakage flow mechanism and its influencing factors, tip leakage flow control methods, blade tip heat transfer and cooling mechanism, influencing factors and control methods, blade tip aerothermal optimization, and blade tip clearance variation, blade tip modeling and its control at transient operations. Furthermore, the turbine blade tip leakage flow research methods, including flow and heat transfer tests and numerical methods are briefly summarized. The key trends and future research priorities regarding turbine blade tip aerodynamics and heat transfer are presented.

turbine; blade tip; tip leakage flow; tip clearance control; tip heat transfer; aerothermal performance

2016-12-05； Revised： 2017-02-26； Accepted： 2017-03-25； Published online： 2017-04-11 10:21

URL： www.cnki.net/KCMS/detail/11.1929.V.20170411.1021.002.html

s： National Natural Science Foundation of China (51406039); Natural Science Foundation of Heilongjiang Province of China (QC2016059)

V231; TK472

A

1000-6893(2017)09-521019-31

2016-12-05； 退修日期： 2017-02-26； 錄用日期： 2017-03-25； 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2017-04-11 10:21

www.cnki.net/KCMS/detail/11.1929.V.20170411.1021.002.html

國(guó)家自然科學(xué)基金 (51406039)； 黑龍江省自然科學(xué)基金 (QC2016059)

*通訊作者.E-mail: gaojie_d@hrbeu.edu.cn

高杰， 鄭群， 岳國(guó)強(qiáng)， 等． 燃?xì)廨啓C(jī)渦輪葉頂間隙氣熱技術(shù)研究進(jìn)展[J]． 航空學(xué)報(bào), 2017, 38(9): 521019. GAO J, ZHENG Q, YUE G Q, et al. Research progress on turbine blade tip aerodynamics and heat transfer technology for gas turbines[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(9): 521019.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.621019