雙向進氣時擾流柱通道內流動與換熱特性試驗研究

任芳，潘炳華，郭文，朱惠人

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.西北工業大學，陜西西安710072)

雙向進氣時擾流柱通道內流動與換熱特性試驗研究

任芳1，潘炳華1，郭文1，朱惠人2

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.西北工業大學，陜西西安710072)

試驗研究了兩端進氣時渦輪葉片尾緣擾流柱通道內的流動與換熱特性。試驗模型對渦輪葉片尾緣橫肋、擾流柱通道進行了簡化，并放大四倍，保留了葉片尾緣的基本特征。試驗中通過調節擾流柱通道和橫肋通道的流量分配，得到各測點的壓力分布和努賽爾數據分布。研究結果表明，擾流柱通道兩端進氣結構，使整個通道的壓力分布和換熱分布比較均勻，克服了一端進氣時流阻和壓力損失較大引起的葉尖換熱較差的缺點。

航空發動機；渦輪；雙向進氣；擾流柱；換熱特性；流量分配

1 引言

航空發動機中，較高的渦輪入口溫度對提高渦輪熱效率是非常必要的?，F代渦輪入口溫度一般都高于高溫合金的熔點，因此，需對葉片進行冷卻?，F代渦輪葉片的冷卻方式有多種，如：氣膜冷卻、沖擊冷卻、層板冷卻、擾流肋片及擾流柱冷卻等。航空發動機渦輪葉片尾緣處葉片很薄，內部冷卻通道很窄，可選擇的冷卻方式有限，擾流柱排是常用的一種強化換熱方法，同時還能增加葉片強度。冷卻氣體進入擾流柱通道，垂直流過擾流柱排，擾流柱可加強冷氣擾動，擴大換熱面積而強化端壁換熱。然后，冷氣一部分從葉尖處出流孔排出，一部分從尾緣處出流孔排出。目前擾流柱仍是渦輪葉片尾緣的主要冷卻方式。前人對短擾流柱排的流動與換熱進行了一些研究，如文獻[1]研究了擾流柱的高度、間距及通道高度對換熱及流動損失的影響；文獻[2]采用放大的模型對裝有五排短擾流柱的渦輪葉片尾緣的冷卻通道的流阻特性，及通道端壁表面上局部換熱系數進行了測量，重點研究了擾流柱直徑及形狀的影響；文獻[3]基于流體網絡計算開發的一維工程算法，對工作葉片尾緣擾流柱通道進行了計算，并與實驗結果進行了對比，結果表明，工程計算得出的弦向出流量、壓力分布從規律和數值上與實驗結果都吻合較好；文獻[4]針對尾緣梯形通道內叉排排列的圓形、橢圓形、水滴形和啞鈴形擾流柱的流動換熱特性進行了實驗研究；文獻[5]采用奈升華和傳熱傳質比擬的方法，測量了擾流柱排列形式對端壁熱質交換的影響。

上述研究都是針對葉片尾緣擾流柱區，根部進氣、頂部出氣、或根部進氣、頂部和尾縫同時出氣的情況。這兩種冷卻結構的缺點是冷氣進入尾緣區后橫向、徑向流動，流動損失較大，局部區域可能會導致燃氣倒灌，使局部溫度較高，且使實際所需流量遠大于給定流量。鑒于此，目前葉片尾緣擾流柱區常采用兩端進氣，即一部分冷氣由擾流柱區前的橫肋區跨過兩者間的隔板，從葉尖頂部的空隙進入；另一部分從葉根直接進入擾流區。這兩部份冷氣在擾流柱區域流動、換熱，冷卻葉片尾緣，同時流向逐漸由徑向轉向弦向，從尾縫出流孔流出。不同的冷氣分配會導致尾緣區流動和換熱情況不同，此方面的研究相關文獻較少。為滿足葉片尾緣冷卻設計要求，本文對該冷卻結構在不同流量分配情況下流動損失和換熱規律進行了詳細研究。

2 試驗研究方法及裝置

為便于研究，對試驗模型進行簡化：葉片沿葉高方向旋轉改為直通道，沿葉片流向彎曲簡化為由前緣向尾緣方向按8°收斂的楔形通道。進氣通道部分則設計為進氣段，保證氣流充分發展，減少氣流的進口效應。在此基礎上，按相似理論將模型試驗件放大四倍，其結構如圖1所示。試驗件采用單面加熱，提供等熱流條件，在多種不同擾流柱通道和橫肋通道流量組合條件下，通過調節入口冷氣流量，研究通道內的換熱與流動規律。試驗采用穩態液晶測溫法獲取試驗面溫度場。

圖1 試驗件三維實體模型Fig.1 3-D model of test specimen

試驗件主要分為以下幾部分：①進氣部分(進氣口和擴張型進氣通道)；②試驗測試部分(帶肋通道和擾流柱通道，橫肋通道有12條2.0 mm×2.0 mm間距20.0 mm的橫肋，擾流柱通道包括5×13個直徑9.2 mm的叉排陣列擾流柱)；③測試表面(兩個特征通道的表面可更換，做熱態試驗時用熱態板，做冷態試驗時用帶取壓孔的冷態板)；④觀察部分；⑤出氣部分(尾緣面上矩形處流孔，尺寸18.0 mm×6.4 mm，間距9.6 mm，共29個)；⑥兩通道間的中間隔板，及開在試驗通道頂部的寬4.5 mm沿型面方向的通道孔(作為流體從帶肋通道進入擾流柱通道的進口)。

3 流阻試驗

保證兩通道進氣總流量不變，測量了總流量分別為40、35、30、25、20、15 m3/h的情況下，橫肋通道流量為總流量10%～100%時各測壓點的壓力分布情況。壓力測點布置如圖2所示。帶肋通道從入口測點開始編號依次為1～13，擾流柱通道則從隔板開孔處向該通道進口處編號依次為14～26。雙通道試驗后，封堵擾流柱通道氣體進口，進行單通道壓力測量。

圖2 壓力測點布置示意圖Fig.2 Distribution of measuring points

在總流量保持不變、兩通道各按一定百分比進行分配后，測量各壓力測點的壓力分布。圖3給出了部分試驗結果，圖中流量比為橫肋通道流量占總流量的百分比，橫坐標為與總流程長度的比值，縱坐標為與單通道進氣時進口壓力的比值，Vt為總流量。由于試驗條件的限制，在總流量較低情況下，按百分比分配的流量小于5 m3/h時無法測出，只取最接近測量下限的分配情況。因此，圖3(d)中沒有低分配百分比的情況。從圖中可以看出：

(1)測點13以前的壓力較高，分布較平緩；測點14以后的壓力較低，分布呈前段低、尾段高的特點。13和14測點間壓力突降是由于隔板小孔的節流和射流作用，導致流速增加，壓力突降。

圖3 各測點壓力數據分布Fig.3 Pressure distribution of measuring stations

(2)各總流量情況下，隨著橫肋通道分配流量的增加，壓力分布整體趨勢逐漸升高，橫肋通道壓力增幅較大，而擾流柱通道變化不大。

(3)隨著總流量的減小，相同流量分配比情況下，各測點壓力逐漸降低，橫肋通道壓力變化較大，擾流柱通道壓力變化較小。作為對比，封堵擾流柱通道進口，進行單通道進氣壓力測量。總流量在2～40 m3/h間變化，間隔為2 m3/h，測量結果如圖3(d)所示。可見，單通道進氣情況下，壓力分布趨勢與雙通道進氣相似。在擾流柱通道區，低流量分配情況下壓力分布平緩，且隨著流量的增大中部壓力升高，這可能是由于射流區后流體回流所致。

4 換熱試驗

將試驗件中的測試板更換為熱態測試板，進行換熱試驗。采用通電加熱不銹鋼箔片(厚0.04 mm)提供等熱流邊界條件，來模擬發動機渦輪葉片外表面所受的熱量。試驗中保證橫肋通道和擾流柱通道的進氣流量相等，測量了流量分別為1、3、5、8、15、20 m3/h情況下測試板的溫度分布。換熱試驗工況如表1所示。

表1 換熱試驗工況Table 1 States of heat transfer test

通過處理測試板溫度場分布，經計算之后得到各情況下的Nu數分布圖，如圖4所示。其中，Vt1、Vt2分別為橫肋通道入口和擾流柱通道入口的體積流量。從圖中可知：

(1)帶肋通道中，靠近頂部隔板開孔及通道入口處Nu數較大，而通道中部較小，且在橫肋存在位置局部Nu數相對較大。這在圖3(d)上尤為明顯。

(2)擾流柱區，通道頂部和通道進口處Nu數較大，中部較小。

(3)Nu數據場連續性不太好。原因主要為電流表精度不夠高和液晶噴涂厚度不夠均勻所致。

圖4 Nu數據場Fig.4 Distribution of the Nusselt number

5 結束語

本文通過試驗研究了發動機渦輪葉片尾緣擾流柱通道雙向進氣時的流動與換熱特性，結果表明：擾流柱通道兩端進氣結構，使整個通道的壓力分布和換熱分布比較均勻，從而克服了一端進氣情況下，流阻及壓力損失較大、葉尖換熱較差的缺點。試驗結果可供渦輪葉片尾冷卻結構設計參考。

[1]Yao Peng.Heat Transfer and Friction Loss Characteristics of Pin Fin Cooling Configurations[J].Journal of Engineer? ing for Gas Turbines and Power，1984，106：246—251.

[2]朱惠人，許都純.不同直徑及形狀的短擾流柱群的流阻及換熱[J].航空動力學報，2002，17(2)：246—249.

[3]張麗，劉松齡，朱惠人.渦輪葉片尾緣擾流柱通道流動換熱計算[J].推進技術，2010，31(5)：593—598.

[4]譚曉茗，胡訓堯，張靖周.渦輪葉片尾緣梯形通道異形擾流柱流動換熱特性實驗[J].航空動力學報，2012，27 (2)：319—325.

[5]Chyu M K.Influence of an Array of Wall-Mounted Cylin?ders on the Mass Transfer from a Flat Surface[J].Interna?tional Journal of Heat and Mass Transfer，1991，34(9)：2175—2186.

Experimental Research on Flow and Heat Transfer Characteristic in Pin Fin Passage with Double-Inlet

REN Fang1，PAN Bing-hua1，GUO Wen1，ZHU Hui-ren2
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

The tests were carried out to study the heat transfer characteristic of the pin fin at the turbine blade trailing edge in the double-inlet case.The test model of turbine blade trailing edge rib and pin fin were simplified and magnified four times so to keep the basic characteristics of trailing edge.Pressure distri?bution and Nusselt number distribution at measuring points were obtained through regulating flow between pin fin passage and rib passage.The results showed that,with double-inlet structure,the distribution of pressure and heat transfer were relatively uniform,and the problem of poor heat transfer in blade tip caused by large resistance of flow and much pressure loss in pin fin passage with one inlet was conquered.

aero-engine；turbine；double-inlet；pin fin；heat transfer characteristic；flux distribution

V231.3

A

1672-2620(2013)01-0026-04

2012-05-20；

2012-11-22

任芳(1985-)，女，河南新鄭人，助理工程師，主要從事渦輪部件熱分析等方面的研究。