吳向宇，丁新星，謝建文，張志述，韓緒軍

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽110015）

前緣氣膜孔布局對渦輪轉(zhuǎn)子葉片流動(dòng)傳熱的影響

吳向宇，丁新星，謝建文，張志述，韓緒軍

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽110015）

為了研究不同前緣氣膜孔布局對葉片內(nèi)部冷卻系統(tǒng)、溫度場分布的影響，針對某典型沖擊-對流-氣膜復(fù)合冷卻高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片，保持葉片主體冷卻結(jié)構(gòu)不變，通過改變?nèi)~片前緣各列氣膜孔的數(shù)量形成5種結(jié)構(gòu)方案，完成了1維流動(dòng)換熱及3維有限元溫度場計(jì)算。并模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工況，試驗(yàn)研究了葉片內(nèi)腔流量特性、葉片中下部2個(gè)截面的平均冷卻效果隨壓比、流量比的變化規(guī)律。計(jì)算及試驗(yàn)結(jié)果均表明：渦輪轉(zhuǎn)子葉片前緣氣膜孔數(shù)量及布局對葉片前腔冷氣量、前緣溫度分布影響明顯，而對后腔冷氣量、尾緣溫度影響較小。

氣膜冷卻；渦輪轉(zhuǎn)子葉片；流量特性；冷卻效果;航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

從19世紀(jì)70年代起，氣膜冷卻作為1項(xiàng)新的冷卻技術(shù)應(yīng)用于渦輪葉片以來，已經(jīng)成為渦輪葉片外表面的重要冷卻技術(shù)。渦輪導(dǎo)向葉片和轉(zhuǎn)子葉片前緣承受最大的熱負(fù)荷，是重要的冷卻區(qū)域，前緣周圍通常設(shè)計(jì)有密集的冷卻孔陣列（稱為噴淋頭）。Polanka 等[1]、Witteveld 等[2]、Cutbith 和 Bogard[3]在低和高主流紊流強(qiáng)度條件下，測量了模擬導(dǎo)向葉片噴淋頭內(nèi)和下游的氣膜冷卻效率；Ames[4]等試驗(yàn)研究了噴淋頭吹風(fēng)對傳熱系數(shù)的影響，在高主流紊流強(qiáng)度條件下，緊靠噴淋頭下游，傳熱系數(shù)比無吹風(fēng)時(shí)的基準(zhǔn)值提高20%。

為確定氣膜冷卻效率、傳熱系數(shù)和凈熱流降低量，Mehendale和Han[5]試驗(yàn)了4排孔結(jié)構(gòu)：孔排位置設(shè)在距駐點(diǎn)線±15°和±40°處。氣膜冷卻效率在吹風(fēng)比0.8時(shí)達(dá)到最高。橫向平均的氣膜冷卻效率η在第1排孔下游為0.44，在第2排孔下游為0.55。出于相同的目的，Reiss和B?lcs[6]試驗(yàn)了5排孔結(jié)構(gòu)：孔排位于距駐點(diǎn)線 0°、±20°、±40°處，吹風(fēng)比范圍為0.6～1.5，研究的焦點(diǎn)是比較圓柱形孔和2種不同擴(kuò)展結(jié)構(gòu)成型孔的相對冷卻效率?？偟膩碚f，簸箕形孔的平均氣膜冷卻效率η=0.4～0.5，高于圓柱形孔和徑向擴(kuò)展孔。Albert等[7]、Mouzon等[8]采用3排簸箕形孔結(jié)構(gòu)做了試驗(yàn)，研究結(jié)果發(fā)現(xiàn)氣膜冷卻效率隨著吹風(fēng)比增大而提高，在吹風(fēng)比2.5時(shí)，得到最大的傳熱系數(shù)和最大的凈熱流降低量。

國內(nèi)高校等研究機(jī)構(gòu)也在氣膜冷卻流動(dòng)換熱及冷卻效率方面開展了試驗(yàn)及數(shù)值研究。李廣超、朱惠人、戴萍等[10]研究了氣膜孔布局、幾何結(jié)構(gòu)對葉片氣膜冷卻效率及表面氣膜冷卻換熱系數(shù)的影響；朱進(jìn)容等[13]研究了旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下渦輪葉片前緣的流動(dòng)與換熱；顏培剛等[14]對渦輪葉柵前緣氣膜冷卻進(jìn)行了數(shù)值模擬。

本文針對某典型高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片前緣氣膜冷卻孔位置排布對葉片流量分配及溫度場進(jìn)行了計(jì)算分析及試驗(yàn)研究，并與前緣不開氣膜孔的結(jié)果進(jìn)行了對比分析。

1 葉片前緣冷卻結(jié)構(gòu)

先進(jìn)的高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片普遍采用外部氣膜冷卻與內(nèi)流冷卻相結(jié)合的復(fù)合冷卻方法，葉片內(nèi)部結(jié)構(gòu)趨向復(fù)雜，因此引入肋壁強(qiáng)化換熱、擾流柱強(qiáng)化換熱等以提高冷卻效率。典型的高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片多采用整體鑄造蓋板，對流沖擊氣膜多通道復(fù)合冷卻形式：冷卻空氣從葉片榫頭底部進(jìn)入葉片內(nèi)部，之后分成2～3個(gè)獨(dú)立通道分別對葉片前緣、中部及尾緣進(jìn)行冷卻，通常對前緣采用帶肋通道回轉(zhuǎn)對流加沖擊對流強(qiáng)化冷卻及外表面多排氣膜孔冷卻；對葉身中部采用帶肋壁的多通道回轉(zhuǎn)對流加氣膜冷卻；對葉片尾緣采用擾流肋及擾流柱強(qiáng)化對流冷卻加尾緣劈縫氣膜冷卻；對葉尖通常在頂蓋上設(shè)有氣膜孔進(jìn)行冷卻，部分葉片在緣板部位設(shè)計(jì)了離散氣膜孔對緣板進(jìn)行冷卻。

所研究的渦輪轉(zhuǎn)子葉片前緣結(jié)構(gòu)與先進(jìn)高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片冷卻結(jié)構(gòu)（如圖1所示）類似，對葉片采用雙腔7通道對流-沖擊-氣膜復(fù)合冷卻形式，前3個(gè)通道為前腔，后4個(gè)通道為后腔。前腔冷氣從第2通道沖擊進(jìn)入第1通道，從分布于前緣及葉尖的氣膜孔流出。葉片前緣設(shè)有5排氣膜孔，將前緣中間3列氣膜孔設(shè)計(jì)成徑向復(fù)合傾斜（孔徑Ф0.5），另外2列氣膜孔在葉型截面上傾斜（孔徑Ф0.3），如圖2所示。

在渦輪冷卻葉片氣膜孔設(shè)計(jì)時(shí)除了考慮冷卻需要之外，開設(shè)氣膜孔帶來的應(yīng)力集中等強(qiáng)度壽命問題是設(shè)計(jì)者必須關(guān)注的焦點(diǎn)，對于高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片尤其如此。計(jì)算分析及試驗(yàn)研究的5種葉片前緣氣膜孔布局方案是以上述方案為基礎(chǔ)，考慮到氣膜孔對葉片局部強(qiáng)度的影響設(shè)計(jì)了不同的氣膜孔布局。其中方案4葉片前緣無氣膜孔，另外4種方案葉片前緣氣膜孔布局如圖3所示。各方案葉片各列氣膜孔的數(shù)量分布情況見表1。重點(diǎn)研究了氣膜孔對渦輪轉(zhuǎn)子葉片前緣流動(dòng)傳熱的影響，研究時(shí)保持葉片主體冷卻結(jié)構(gòu)不變，分別改變?nèi)~片前緣各列氣膜孔的數(shù)量形成不同的結(jié)構(gòu)方案，進(jìn)行葉片冷卻系統(tǒng)、溫度場計(jì)算分析及流量特性、冷卻效果試驗(yàn)。

表1 葉片前緣氣膜孔數(shù)量

2 冷卻系統(tǒng)及溫度場計(jì)算分析

將葉片內(nèi)部冷卻結(jié)構(gòu)離散成典型的流動(dòng)和換熱單元，采用如文獻(xiàn)[16]中所提到的1維流動(dòng)網(wǎng)絡(luò)法進(jìn)行葉片流動(dòng)換熱計(jì)算（如圖4所示）。根據(jù)各方案葉片相對冷氣用量（如圖5所示并見表2）及葉片前緣氣膜孔位置給出的計(jì)算結(jié)果分析，方案4前腔及總冷氣用量均小于其他方案的，后腔冷氣量略大。其他方案葉片后腔冷氣量變化較小，前腔流量及總流量從大到小依次為方案3、2、5、1。

表2 葉片相對用氣量計(jì)算結(jié)果（相對于高壓壓氣機(jī)進(jìn)口） %

采用商用軟件ANSYS完成葉片3維有限元溫度場計(jì)算。結(jié)果表明前緣氣膜孔的變化對葉片尾緣溫度基本無影響，各方案葉片前緣局部溫度及分布變化明顯。方案4葉片前緣無氣膜孔，溫度最高，方案1前緣下部及方案5中上部溫度略高，方案2、3溫度接近。各方案葉片3維有限元溫度場計(jì)算前緣局部溫度的對比情況如圖6所示。葉片冷氣用量及溫度分布的變化情況直接反映了葉片前緣不同列氣膜孔數(shù)量及布局變化對冷氣出流面積（流阻）及氣膜覆蓋效果等所帶來的影響。

3 流量特性及冷卻效果試驗(yàn)對比分析

不同前緣氣膜孔排布的5種結(jié)構(gòu)方案流量特性試驗(yàn)在常溫條件下進(jìn)行，試驗(yàn)件由4片陪襯件和1片主試驗(yàn)件組成扇形葉柵通道。在試驗(yàn)時(shí)堵住葉片后腔，只給前腔供冷氣，首先將主流氣參數(shù)調(diào)到試驗(yàn)狀態(tài)，然后通過調(diào)節(jié)冷氣的壓力測得測量葉片前腔冷氣流量隨冷氣進(jìn)口總壓與葉柵出口燃?xì)忪o壓比的變化曲線，進(jìn)、出口壓比在1.0～2.4范圍內(nèi)變化。流量特性試驗(yàn)裝置如圖7所示。

流量特性試驗(yàn)獲得的方案1、2、3、5葉片前腔流量隨冷氣進(jìn)、出口壓比的變化規(guī)律如圖8所示。由于方案4的前緣葉身無氣膜孔，只有葉尖頂蓋上有幾個(gè)小的除塵孔，實(shí)際流量非常小。受小流量測量儀器測量能力限制，未能獲得方案4的流量特性曲線。從其它各方案試驗(yàn)結(jié)果可見，葉片前腔流量特性變化規(guī)律一致，換算流量均隨著壓比的增大而增大，并且趨勢逐漸變緩，特別是經(jīng)過臨界壓比后，換算流量基本不再增加。在相同壓比條件下，葉片前腔流量由大到小依次為方案2、5、3、1、4，各方案流量大小關(guān)系一方面與氣膜孔數(shù)量相關(guān)，同時(shí)也與孔在前緣的具體位置相關(guān)。

采用與流量特性相同的試驗(yàn)裝置模擬發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工況條件下，對上述5種不同前緣氣膜孔排布結(jié)構(gòu)葉片進(jìn)行2個(gè)截面的冷卻效果試驗(yàn)。主試驗(yàn)件表面埋設(shè)了多個(gè)熱電偶進(jìn)行葉片壁溫測量，為更多獲得葉片前緣的溫度數(shù)據(jù)，在不影響氣膜孔出流的情況下，盡可能多地在葉片前緣多布置熱電偶，并且為了使各方案的冷效數(shù)據(jù)具有對比性，所有方案的對應(yīng)測點(diǎn)位置保持一致。熱電偶序號(hào)布置位置如圖9所示。考慮試驗(yàn)件測試改裝實(shí)際工藝能力，在葉身中間截面及中間靠下截面布置32個(gè)測點(diǎn)，其中中截面15個(gè)測點(diǎn)（序號(hào)2～16），中間靠下截面17個(gè)測點(diǎn)（序號(hào) 1～17）。

在試驗(yàn)時(shí)，調(diào)節(jié)主流燃?xì)鈱傩院蜏乇冗_(dá)到試驗(yàn)要求的參數(shù)值，改變冷氣進(jìn)口流量使流量比在0.01～0.04范圍內(nèi)變化，測量并記錄葉片表面的溫度同時(shí)記錄壓比與表面壁溫對應(yīng)的數(shù)據(jù)值，得出該狀態(tài)下冷卻效果隨壓比的變化曲線，各方案試驗(yàn)參數(shù)及過程均相同。

以試驗(yàn)測得的葉片表面平均溫度為壁溫，計(jì)算得到各方案葉片的平均冷卻效果隨進(jìn)、出口壓比的變化趨勢如10所示。試驗(yàn)獲得的冷卻效果隨冷氣與燃?xì)饬髁勘鹊淖兓?guī)律如圖11所示。從圖中可見，各方案冷卻效果隨壓比的變化趨勢基本一致，在同一壓比下，冷卻效果從高到低依次為方案3、2、5、1、4，這與流量特性試驗(yàn)結(jié)果的排列順序稍有不同，可能是因?yàn)闊犭娕紦p壞使得局部測點(diǎn)沒有溫度數(shù)據(jù)造成的。與其他方案相比，方案4由于前緣沒有氣膜孔，葉片整體壁溫偏高，冷卻效果明顯偏低。分析各方案葉片冷卻效果隨流量比的變化規(guī)律與隨壓比的變化規(guī)律相一致。

4 結(jié)論

（1）高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片前緣陣列式氣膜孔設(shè)計(jì)是降低葉片局部溫度的有效措施，氣膜孔孔徑、數(shù)量及分布對葉片前腔流量分配、前緣溫度分布有明顯影響，對后腔流量、葉片尾緣溫度影響相對較?。涣髁看笮￡P(guān)系與氣膜孔孔徑和數(shù)量相關(guān)，也和氣膜孔在前緣的具體位置有關(guān)。

（2）葉片前緣只有內(nèi)部對流沖擊冷卻而無氣膜冷卻時(shí)（方案4），葉片前腔流量偏小，前緣溫度偏高，冷卻效果偏低。試驗(yàn)結(jié)果表明，在相同壓比下，前腔流量及總流量從大到小依次為方案2、5、3、1、4；冷卻效果從高到低依次為方案 3、2、5、1、4。

（3）同一方案葉片換算流量及冷卻效果均在一定范圍內(nèi)隨冷氣與燃?xì)鈮罕鹊脑龃蠖龃蟆Ｈ~片內(nèi)部冷卻系統(tǒng)1維流動(dòng)換熱計(jì)算及3維有限元溫度場計(jì)算結(jié)果與流量特性、冷卻效果試驗(yàn)結(jié)論基本一致。

[1]Polanka M D,Witteveld V C,Bogard D G.Film cooling effectiveness in the showerhead region of a gas turbine vane partⅠ:stagnation region and near pressure side[R].ASME 99-GT-048.

[2]Witteveld V C,PolankaM D,Bogard D G.Film cooling effectiveness in the showerhead region of a gas turbine vane partⅡ:stagnation region and near suction side[R].ASME 99-GT-049.

[3]Cutbirth J M,Bogard D G.Thermal field and flow visualization within the stagnation region of a film cooled turbine vane[J].Journal of Turbomachinery,2002,124：200-206.

[4]Ames F E.Aspects of vane film cooling with high turbulence partⅠ：heat transfer[J].Journal of Turbomachinery,1998,120：768-776.[5]Mehendale A B,Han J C.Influence of high main-stream turbulence on leading edge film cooling heat transfer [J].Journal of Turbomachinery,1992,114:706-715.

[6]Resis H,B?lcs A.Experimental study of showerhead cooling on a cylindercomparing severalconfigurationsusing cylindricaland shaped holes[J].Journal of Turbomachinery,2000,122:161-169.

[7]Albert J E,Cunha F,Bogard D G.Adiabatic and overall effectiveness for a film cooled blade[R].ASME 2004-GT-53998.

[8]Mouzon B D,Yerrell E J,Albert J E,et al.Net heat flux reduction and overall effectiveness for a turbine blade leading edge[R].ASME 2005-GT-69002.

[9]Cutbirth J,Bogard D.Effects of coolant density ratio on film cooling[R].ASME 2003-GT-38582.

[10]李廣超,朱惠人,白江濤，等.氣膜孔布局對前緣氣膜冷卻效率影響的實(shí)驗(yàn)[J].推進(jìn)技術(shù),2008,29（2）:153-157.LI Guangchao,ZHU Huiren,BAI Jiangtao,et al.Experimental investigation of film cooling effectiveness on leading edge with various geometries[J].Journal of Propulsion Technology，2008,29（2）:153-157.（in Chinese）

[11]朱惠人,馬蘭,許都純,等.孔位對渦輪葉片表面氣膜冷卻換熱系數(shù)的影響[J].推進(jìn)技術(shù),2005,26（4）：302-306.ZHU Huiren,MA Lan,XU Duchun，et al.Influences of position of hole-rows on film cooling heat transfer of turbine blade surface[J].JournalofPropulsion Technology,2005,26 （4）：302-306（in Chinese）

[12]戴萍.氣膜孔幾何結(jié)構(gòu)對渦輪葉片氣膜冷卻的影響研究 [D].哈爾濱工程大學(xué)，2010.DAI Ping.Study on the influence of film hole configuration on turbine blade film cooling[D].Harbin Engineering University,2010.（in Chinese）

[13]朱進(jìn)容,吳宏,陶智,等.旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下渦輪葉片前緣的流動(dòng)與換熱[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2005,31（2）:261-264.ZHU Jinrong,WU Hong,TAO Zhi,et al.Fluid flow and heat transfer characteristics in the leading of blades at rotating state[J].Journal of Bei-jing University of Aeronautics and Astronautics，2005,31（2）:261-264（in Chinese）

[14]顏培剛,王松濤,韓萬金,等.渦輪葉柵前緣氣膜冷卻數(shù)值模擬[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2003,18（5）:623-628.YAN Peigang,WANG Songtao,HAN Wanjin,et al.Numerical simulation of leading edge film-cooling in a turbine cascade[J].Journal of Aerospace Power,2003,18（5）,623-628.（in Chinese）

[15]Sipatov A,Gomzikov L,Latyshev V,et al.Three dimensional heat transferanalysisof high pressure turbine blade [R].ASME 2009-GT-59163.

Influence of Leading Edge Film Holes Layout on Turbine Rotor Blade Flow and Heat Transfer Characteristics

WU Xiang-yu， DING Xin-xing， XIE Jian-wen， ZHANG Zhi-shu， HAN Xu-jun
（AECC Shenyang Engine Research Institute,Shenyang 110015,China）

In order to investigate the influence of different leading edge film holes layout on the internal cooling system and metal temperature distribution,a typical impinging-convection-film cooling high pressure turbine rotor blade were carried out.One dimensional flow heat transfer and three dimensional finite element temperature prediction were accomplished for five different schemes,which the number of film holes of each column in leading edge was changed respectively and the main body cooling structure of blade maintain unchanged.Tests were performed under simulated real engine operating conditions.The internal flow characteristics and the average cooling effectiveness of two sections of the blade were studied with different pressure ratio and flow ratio.Both the calculation and experiment results show that the number of the film holes and the layout of the holes in the leading edge of the turbine rotor blades have a significant effect on cooling air flow of the front cavity and leading edge temperature distribution,and the influence on cooling air flow of back cavity and trailing edge temperature distribution are slight.

film-cooling;turbine blade;flow characteristics;cooling effectiveness;aeroengine

V 231.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.03.002

2016-08-15 基金項(xiàng)目：國防重點(diǎn)科研項(xiàng)目資助

吳向宇（1969），女，博士，自然科學(xué)研究員，從事渦輪冷卻葉片設(shè)計(jì)工作；E-mail:wxy6998@sina.com。

吳向宇，丁新星，謝建文,等.前緣氣膜孔布局對渦輪轉(zhuǎn)子葉片流動(dòng)傳熱的影響[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2017，43（3）：5-9.WUXiangyu,DingXinxing,XIE Jianwen,et al.Influence ofleadingedge filmholes layout on turbine rotor blade flowand heat transfer characteristics[J].Aeroengine，2017，43（3）：5-9.