尾緣冷氣噴射對超聲渦輪葉柵性能的影響

王彬，黃康才(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

尾緣冷氣噴射對超聲渦輪葉柵性能的影響

王彬，黃康才
(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

采用試驗與數值模擬相結合的方法，研究了某超聲速渦輪導向葉柵尾緣冷氣噴射對葉柵流場結構的影響。數值模擬時，使用環形葉柵模型近似模擬平面葉柵內的流動。研究結果表明：數值模擬結果與試驗結果吻合較好；尾緣冷氣噴射可減少主氣流在尾緣停滯區的能量耗損，削弱葉柵尾緣處的內邊緣激波，葉柵氣動效率隨冷氣量的增加先增大后減小；尾緣冷氣噴射對葉柵出口附近氣流角的周向分布有影響，但對質量平均的葉柵出口氣流角基本無影響。

葉柵氣動效率；冷氣噴射；尾緣停滯區；源項模擬技術；葉柵風洞試驗

1 引言

現代航空燃氣渦輪發動機對更大單位推力和更低耗油率的追求，使得高壓渦輪進口溫度不斷提高，甚至超出了渦輪葉片材料的最大許用溫度，這就需要對渦輪葉片進行有效冷卻。在葉片不同位置進行冷氣噴射以形成氣膜冷卻或沖擊冷卻是諸多冷卻方式中的一種，而在葉片尾緣進行冷氣噴射是其最重要的形式之一。

國外學者和研究機構對渦輪葉柵尾緣冷氣噴射進行了大量研究。Sieverding等[1]研究了在壓力側開有半劈縫冷卻結構的渦輪導向葉片下游流場，認為由于冷氣與主流快速摻混，壓力側半劈縫冷氣噴射不會產生更復雜的流譜。Kapteijn等[2]采用試驗的方法對比研究了全劈縫和壓力側半劈縫兩種冷卻結構的導向葉片，相對于全劈縫結構，半劈縫結構會產生更高的損失，尤其是當葉片處于超聲速流動時。Pappu等[3]研究了單個冷卻渦輪葉片尾緣冷氣噴射對下游摻混損失的氣動影響，認為當冷氣噴射速度比為1時，尾緣冷氣噴射可減小摻混損失。Deckers等[4]研究了不同出口馬赫數和不同冷氣量下帶尾緣冷氣噴射的二維葉柵氣動性能，認為尾緣冷氣噴射可增加尾緣后的壓力并減小葉柵總損失。而P&W公司在其E3計劃高壓渦輪詳細設計報告[5]中指出，尾緣吹氣可使部件效率提高約1.1%。國內有學者采用理論分析、數值模擬及葉柵試驗等方法對尾緣冷氣噴射渦輪葉柵進行了研究[6～10]，但這些研究主要以亞、跨聲葉柵為主，其觀點和結論具有一定局限性。

不同于以葉片表面摩擦為主要損失的亞聲速葉柵，超聲速葉柵通常具有較小的彎角(甚至為負彎角)，槽道內存在較強的激波及激波與附面層的相互干擾，柵后氣流不均勻性強，流動現象十分復雜，其損失主要由激波損失、尾緣損失和葉片表面摩擦損失組成。本文采用數值模擬方法對某尾緣冷氣噴射的超聲速渦輪導向葉柵的損失特性進行了研究，并與試驗結果進行了對比。

圖1 葉柵示意圖Fig.1 The sketcHof cascade

圖2 計算網格Fig.2 The computationalgrids

2 試驗器及試驗葉柵

試驗在中國燃氣渦輪研究院超、跨聲速平面葉柵風洞試驗器[11]上進行。為進行帶冷氣噴射平面葉柵試驗，增設了由同一氣源站提供高壓空氣的冷氣噴射系統。該系統由冷氣進口閘閥、調壓閥、孔板流量計和多接嘴穩壓罐組成。調壓閥采取遠距離控制，使之達到所要求的噴氣流量比，并采用從葉片兩端引入高壓空氣的方法保證噴氣均勻。試驗葉柵有4個噴氣葉片，保證3個完整的帶冷氣噴射的槽道。

本文所研究的葉柵如圖1所示，主要參數如下：柵距t=53.21 mm，弦長b=76.62 mm，安裝角βs= 32.02°，有效出氣角β2ef=12.18°，設計出口等熵馬赫數M2t=1.25，尾緣厚1.6mm，尾縫寬0.5mm。

3 數值模擬方法

計算網格采用CFX-TurboGrid1.6[12]中的軸流-大安裝角模板(BCOC)生成。葉片附近生成O型網格，葉片通道和前緣采用C型網格，尾緣使用兩個H型網格。為模擬尾緣冷氣流動，使用了源項模擬技術，即采用一條網格槽縫模擬尾縫，槽縫面積近似等于尾縫面積[13]。圖2為計算網格示意圖，網格總數約75萬，最小剪切角35.50°。

模擬計算采用三維計算分析軟件CFX 12.0[14]。進口給定均勻的總壓、總溫和進口氣流角，出口給定平均靜壓。壁面滿足無滑移和絕熱條件，周期性邊界強迫對應點所有物理參數相等。需要輸入的冷氣參數包括質量流量、冷氣流動方向角、冷氣總溫、冷氣湍流度和渦粘性比。本次計算采用SST湍流模型、定比熱，粘性系數和導熱系數采用Sutherland法則，收斂精度5.0×10-4。

4 結果分析

4.1 冷氣量對葉片表面等熵馬赫數的影響

計算出口截面位置與試驗出口測量截面位置保持一致，均距葉片尾緣0.45t。文中x/b為相對弦長。

圖3、圖4分別給出了M2t=1.25、尾緣噴射相對冷氣量Gc=0.0%～4.0%時，三維計算及試驗測得的葉片表面等熵馬赫數分布。圖3(a)為全局視圖，圖3 (b)為葉背喉道至尾緣斜切口段等熵馬赫數放大圖。從圖中可看出，尾緣冷氣噴射只影響葉背喉道至尾緣斜切口段的等熵馬赫數分布，隨著冷氣量的增大，等熵馬赫數峰值降低且位置略有前移。對比圖3和圖4可看出，三維計算與試驗所測的葉片表面等熵馬赫數分布規律基本一致。

圖5給出了M2t=1.25，Gc=0.0%、1.0%、2.0%和3.0%時葉片槽道馬赫數等值線分布。可見，隨著冷氣量的增加，尾緣內邊緣激波在相鄰葉片葉背上的反射點逆流向上移，且槽道內最大馬赫數減小。

圖6給出了某亞聲速葉柵出口馬赫數為0.88時，葉片表面等熵馬赫數隨尾緣噴射冷氣量(冷氣量從1.0%增加到3.8%)的變化。從圖中可看出，相對于超聲速葉柵，亞聲速葉柵的葉片表面等熵馬赫數幾乎不受尾緣冷氣噴射的影響。

4.2 冷氣量對葉柵氣動效率的影響

對于帶冷氣的渦輪葉柵，冷氣總壓對葉柵出口總壓有一定影響。為準確評估冷卻葉柵性能，本文給出了冷卻渦輪葉柵氣動效率的定義：

圖3 葉片表面等熵馬赫數分布(計算)Fig.3 The isentropic MacHnumber distribution of cascade surface(CFD)

圖4 葉片表面等熵馬赫數分布(試驗)Fig.4 The isentropic MacHnumber distribution of cascade surface(test)

式中：P為壓力，Pa；G為流量，kg/s；T為溫度，K；C為速度，m/s；k為比熱比，本文k=1.4；cp為定壓比熱，J/(kg·K)；上標*代表滯止；下標0代表葉柵進口主流，2代表葉柵出口，c代表冷氣，i代表第i股冷氣。

圖7給出了所研究葉柵氣動效率隨尾緣噴射冷氣量的變化趨勢。可見，葉柵氣動效率隨冷氣量的增加先增后減，且計算結果與試驗結果基本一致。

對于無冷卻葉柵(見圖8(a))，當主氣流從葉片尾緣處的葉盆、葉背離開尾緣時，其后面產生流體分離界面及停滯區。主氣流在粘性作用下不斷從停滯區帶走低能量流體而消耗自身能量，同時又因部分主氣流填充該區域而進一步消耗自身能量，在尾緣后形成一對渦，產生尾緣損失，從而降低葉柵氣動效率。從圖8(a)還可看出，由于葉背流速高，附面層薄，主氣流的引射作用更強，尾緣后靠近葉背的漩渦較大。當有冷氣從尾緣處尾縫噴射出時(見圖8(b))，冷氣會填充尾緣后的停滯區，削弱尾緣后的對渦(Gc=3.0%時對渦接近消失)，增加尾緣后的壓力，使尾跡得到強化，從而降低尾緣損失，提高葉柵氣動效率。同時，尾緣冷氣噴射還可削弱尾緣處的內邊緣激波，減弱尾緣后氣流的過度膨脹，從而減小激波損失，進一步提高葉柵氣動效率。冷氣離開葉片尾緣后很快完成與主氣流的摻混，帶來摻混損失。當由冷氣噴射引起的激波損失和尾緣損失的減小量大于由冷氣與主氣流摻混帶來的摻混損失時，葉柵氣動效率提高；反之，葉柵氣動效率降低。

圖5 不同冷氣量時槽道馬赫數等值線分布Fig.5 The isoline distribution ofMacHnumber in flow passage atvaried coolantmass flow ratio

圖6 某亞聲速葉柵葉片表面等熵馬赫數分布Fig.6 The isentropic MacHnumber distribution ofa subsonic cascade surface

圖7 不同冷氣量時葉柵的氣動效率Fig.7 The aerodynamic efficiency of cascade atvaried coolant flow ratio

圖8 尾緣附近流線示意圖Fig.8 The sketcHof stream line near trailing edge

4.3 冷氣量對葉柵出口氣流角的影響

超聲速氣流經過外邊緣激波時會折向軸線方向，經過內邊緣激波時會折向額線方向，且激波越強，氣流方向折轉越大。因此，超聲葉柵后氣流角沿周向分布極不均勻。當有尾緣冷氣噴射時，會削弱尾緣處的邊緣激波，所以冷氣量對葉柵出口氣流角沿周向的分布有一定影響。

圖9給出了距尾緣0.1t截面一個柵距內氣流角沿周向的分布。從圖中可明顯看出，隨著冷氣量的增加，內邊緣激波減弱，氣流折轉減小；同時，尾緣冷氣噴射對外邊緣激波的影響較小。

圖10給出了測量截面位置質量平均的葉柵出口氣流角隨冷氣量的變化趨勢。試驗和計算結果都表明，尾緣冷氣噴射對質量平均的葉柵出口氣流角基本無影響。原因為：噴射冷氣流量相對于主流流量來說很小，且噴射方向與主流在尾緣出口附近的流動方向基本一致；測量截面位置距葉柵尾緣較遠，冷氣與主流的摻混基本完成。

圖9 不同冷氣量時一個柵距內葉柵出口氣流角的周向分布Fig.9 The outlet flow angle distribution in one pitcHatvaried coolant flow ratio

圖10 不同冷氣量時葉柵出口氣流角Fig.10 The outlet flow angle of cascade atvaried coolant flow ratio

5 結論

(1)冷氣噴射只影響葉柵葉背尾緣至喉道段的葉片表面等熵馬赫數分布，隨著冷氣量的增加，等熵馬赫數峰值減小且位置略有前移。

(2)葉柵氣動效率隨冷氣量的增加先增后減。

(3)冷氣噴射影響葉柵出口附近氣流角的周向分布，但對質量平均的葉柵出口氣流角基本無影響。

(4)在超聲冷卻葉柵設計時，需考慮尾緣冷氣量對葉柵氣動效率的影響，且試驗時要合理安排出口測量截面位置及測點。

[1]Sieverding C H，Arts T，Dénos R，et al.Investigation of the Flow Field Downstream of a Turbine Trailing Edge Cooled Nozzle Guide Vane[J].Journal of Turbomachinery，1996，118：291—300.

[2]Kapteijn C，Amecke J，Michelassi V.Aerodynamic Perfor?mance of a Transonic Turbine Guide Vane witHTrailing Edge Coolant Ejection：Part 1–Experimental Approach[J]. Journalof Turbomachinery，1996，118：519—528.

[3]Pappu K R，Schobeiri M T.Optimization of Trailing Edge Ejection Mixing Losses：A Theoretical and Experimental Study[R].ASME 97-GT-523，1997.

[4]Deckers M，Denton J D.The Aerodynamics of Trail?ing-Edge-Cooled Transonic Turbine Blades：Part 1–Ex?perimental Approach[R].ASME 97-GT-518，1997.

[5]Thulin R D，Howe D C，Singer ID.Energy Efficient En?gine—High-Pressure Turbine Detailed Design Report[R]. NASA CR-165608，1984.

[6]高麗敏，王尚錦.渦輪葉柵尾緣冷氣噴射對主流場干擾的物理模型的研究[J].航空動力學報，1999，14(4)：405—408.

[7]曾軍，程信華.渦輪葉柵尾緣冷氣噴射的數值模擬[J].燃氣渦輪試驗與研究，2000，13(1)：40—44.

[8]高麗敏，劉波，姜正禮，等.不同尾緣噴射對渦輪葉柵氣動性能的影響[J].推進技術，2000，21(2)：33—36.

[9]姜正禮，仲永興，程信華.高壓渦輪葉柵尾緣損失的試驗研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2001，14(3)：11—15.

[10]王掩剛，梅運煥，劉波，等.計算渦輪葉片尾緣對開縫噴氣的數值方法[J].推進技術，2002，23(4)：315—317.

[11]姜正禮，凌代軍.葉片表面噴氣對葉柵性能影響的試驗研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2005，18(4)：7—9.

[12]CFX-TurboGrid User Documentation[M].Version 1.6.Wa?terloo：AEA Technology Engineering Software Ltd.，2002.

[13]曾軍，王彬，康涌.氣膜冷卻渦輪導向葉片流場數值模擬[C]//.高推重比發動機預研論文選集.四川成都：中國燃氣渦輪研究院，2006.

[14]ANSYS CFX[M].Release 12.0.Canonsburg：ANSYS Inc.，2009.

In fluence of Trailing-Edge Coolan t Ejection on Supersonic Tu rbine Cascade Perform ance

WANG Bin，HUANG Kang-cai
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

The influence of cooling jet from a supersonic turbine guide vane cascade trailing-edge on the cascade flow-field was investigated by using simulation results and test results.An annular cascademodel was used to simulate the flow-field in the plane cascade approximately.The results show that the dissipa?tion of themain stream energy in the trailing edge stagnation region and the strengtHof the shock wave locat?ed at the pressure side of the trailing edge can be reduced by the trailing-edge coolant jet.The aerodynamic efficiency of the cascadewill increase firstly and then decreasewhile the coolantejectionmass ratio increas?es.The numerical simulation results are good agreementwitHtest results.The circum ferential distribution of flow angle located at cascade exit is influenced by trailing edge coolantejection,while the outlet flow an?gle at cascadewitHaveragedmass is not.

cascade aerodynamic efficiency；coolantejection；stagnation region at trailing edge；source term modeling technique；cascadewind tunnelexperiment

V231.3

A

1672-2620(2012)04-0037-05

2012-04-05；

2012-07-03

王彬(1979-)，男，陜西禮泉人，高級工程師，碩士研究生，主要從事渦輪氣動設計及試驗研究。