旋轉狀態下氣膜冷卻效率試驗研究

潘炳華，任芳，郭文，陶智

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.北京航空航天大學，北京100191)

旋轉狀態下氣膜冷卻效率試驗研究

潘炳華1，任芳1，郭文1，陶智2

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.北京航空航天大學，北京100191)

以某型發動機高壓渦輪轉子葉片吸力面腮區氣膜孔為研究對象，通過模擬發動機狀態的模型試驗，研究了旋轉數、吹風比和主流雷諾數對氣膜孔冷卻效率的影響。結果表明，旋轉會導致氣膜覆蓋區域向高半徑方向偏轉，且旋轉數越大，偏轉角度越大，氣膜冷卻效率越低；同時，旋轉會弱化吹風比、主流雷諾數等對氣膜冷氣效率的影響。研究獲得的旋轉狀態下渦輪轉子葉片型面典型區域氣膜冷卻特性的試驗數據，可為發動機轉子葉片冷卻設計提供參考。

航空發動機；渦輪葉片；氣膜冷卻；吹風比；旋轉數

1 引言

氣膜冷卻是高負荷燃氣渦輪上應用廣泛的冷卻方式之一。通過在壁面附近以一定角度射入一股低溫氣流，將高溫燃氣與壁面隔離，達到對受熱壁面進行冷卻、保護的作用。國外學者對此開展了廣泛、深入的研究。如Ito等[1]在不同葉柵上研究了葉片表面曲率對氣膜覆蓋效果的影響；Drost等[2]對壓力面和吸力面的氣膜效率進行了對比研究，發現吸力面的氣膜孔效率高于壓力面；Gritsch等[3]研究了氣膜孔幾何形狀對氣膜效率和孔流量系數的影響。國內高校和科研院所近年來也對氣膜冷卻葉片進行了大量的數值研究。如曾軍等[4]采用源項模擬技術對氣膜冷卻導向葉片進行了數值模擬，其結果與試驗數據吻合較好；朱惠人等[5]在低雷諾數k-ε雙方程紊流模型程序的基礎上，引入一種離散孔氣膜冷卻的噴射模型，使該程序能較好地預測渦輪葉片上有冷氣出流情況下的冷卻效率；吳宏等[6]數值模擬了旋轉狀態下曲率表面的氣膜冷卻效率，表明不同曲率表面的氣膜冷卻效率不同。但國內學者對氣膜冷卻的試驗研究相對較少，且試驗方案基本局限于靜止狀態，如向安定等[7]進行的渦輪葉片表面氣膜冷卻傳熱試驗研究。本文通過模擬發動機狀態的模型試驗，研究了旋轉狀態下旋轉數、吹風比和主流雷諾數對氣膜孔冷卻效率的影響。

2 試驗模型

試驗模型為彎曲的圓弧表面，曲率半徑r=200 mm。其彎曲表面并非真實形狀的渦輪葉片，而是采用圓弧段來模擬不同形式的曲面，如圖1所示。試驗件的主流通道部分為縱截面尺寸固定(60 mm×60 mm)的方形通道，其中包含試驗表面的部分為圓弧形，中心角為36°，對應測試面圓弧長度約為125 mm，圓弧段兩端分別為進、出口直通道。氣膜孔位于圓弧表面的正中間位置，為標準圓柱形，其直徑D為4 mm，流向傾斜角α為30°，側向傾斜角?為0°，展向傾斜角β為90°。氣膜孔中心到旋轉軸心的距離為450 mm。氣膜孔下游圓弧長度s為60 mm，此為試驗有效測試區域。

圖1 試驗模型示意圖Fig.1 Experimental model

試驗模型采用導熱系數較小的夾布膠木材料加工而成。在進行氣膜冷卻效率試驗時，為盡量準確模擬絕熱壁面邊界條件，在試驗模型內部采用增加空氣隔熱層及背面采用增加絕熱材料的方法，以減小試驗件導熱損失，降低絕熱壁溫測試誤差。

3 試驗狀態

以空氣作為冷卻工質。選取D為特征尺度，利用試驗方法研究旋轉狀態下各主要影響因素(如吹風比M、主流雷諾數ReD、旋轉數Rt等)對彎曲葉片氣膜冷卻效率η的影響規律。主要研究內容為：

(1)確定M在0.2～2.0范圍時，研究M分別約為0.4、0.8、1.2和1.6工況下η的變化規律；

(2)確定ReD在1 800～5 000范圍時，研究對應主流流量分別為200 kg/h、300 kg/h及400 kg/h時η的變化規律；

(3)確定Rt在0～0.020 0范圍時，研究對應旋轉速度ω分別為0 r/min、500 r/min及800 r/min時η的變化規律。

4 試驗結果

4.1 吹風比的影響

圖2、圖3分別給出了靜止和旋轉狀態下，不同M時模型表面η的二維等值線圖，圖中所示為ReD= 4 797時的試驗結果。如圖2所示，靜止狀態時，氣膜冷卻軌跡沿主流方向中心線(s軸)呈對稱分布；并且隨著流向無量綱距離(s/D)的增加，各個M下η均單調下降。原因為隨著流動的發展，冷卻氣體逐漸耗散，其冷卻能力逐漸降低，導致η下降。從圖中還可明顯看出，隨著M的增大，氣膜軌跡覆蓋范圍明顯減小。這是因為M增大使得冷卻氣體的質量流量相應增加，其穿透主流的能力也逐漸增強，導致氣膜貼附壁面的能力下降，分離趨勢增強，從而對η產生較大影響。

如圖3所示，旋轉狀態時，在模型表面上旋轉使得氣膜沿徑向(z軸方向)發生偏轉，且偏向于高半徑(+z)方向，這是射流受到旋轉哥氏力和主流綜合作用的結果。理論分析可知，在試驗模型的凸表面上(對應渦輪葉片的吸力面)，哥氏力指向高半徑方向，使得冷氣在噴出氣膜孔后有向該方向偏轉的趨勢；同時，由于壁面曲率的影響，主流速度方向與旋轉角速度方向存在一定夾角，使得主流流體也因旋轉哥氏力的存在明顯影響z方向的分速度，從而影響射流軌跡。從數值上看，隨著M的增加，旋轉狀態下的η略有下降，但下降趨勢沒有靜止狀態時的明顯。

4.2 旋轉數的影響

圖4給出了ReD=4 797、Rt=0.015 9條件下η的二維等值線圖。對比圖2(a)、圖3(a)和圖4(a)，可清楚看到旋轉對氣膜覆蓋區的影響。靜止狀態下冷氣在氣膜孔下游的覆蓋區域分布基本對稱，且隨著s/D的增加，η逐漸降低。受旋轉哥氏力和主流流場的綜合作用，旋轉狀態時氣膜明顯向高半徑方向偏轉，且隨著Rt的增加，氣膜偏轉更加明顯。

對于較大吹風比的情況(M=1.2)，如圖2(c)、圖3(c)和圖4(b)所示，η的分布規律與M=0.4時的結果較為相似，同樣可看到氣膜在旋轉狀態下的偏轉，且轉速越高偏轉越明顯。

圖2 靜止狀態下不同吹風比時氣膜冷卻效率的二維等值線圖(Rt=0，ReD=4 797)Fig.2 2D contours of film cooling efficiency under stationary status with different blowing ratio(Rt=0，ReD=4 797)

圖3 旋轉狀態下不同吹風比時氣膜冷卻效率的二維等值線圖(Rt=0.01，ReD=4 797)Fig.3 2D contours of film cooling efficiency under rotational status with different blowing ratio(Rt=0.01，ReD=4 797)

圖4 Rt=0.015 9時氣膜冷卻效率的二維等值線圖(ReD=4 797)Fig.4 2D contours of film cooling efficiency (ReD=4 797，Rt=0.015 9)

圖5 為不同旋轉數時側向平均的η隨s/D的分布曲線。可見，當M=0.4時，靜止狀態下η的下降趨勢較緩，但η值相對較高，證明此時氣膜可較好地貼附壁面，冷氣與主流的摻混較弱。隨著Rt的增加，如圖5(a)中的Rt=0.010 0、0.015 9，η從氣膜孔出口處便開始急劇下降，這是因為旋轉使得氣膜附壁能力下降所致。此外，由于旋轉加劇了主流與冷氣的摻混，降低了冷氣的冷卻能力，加劇了氣膜冷卻效率的降低。

對比圖5可見，當M增大到1.2時，Rt對η的影響與M=0.4時相似。對于靜止狀態，η下降較平緩，且數值上高于旋轉狀態(Rt=0.015 9的0～1范圍內除外)；旋轉狀態下，η隨s/D明顯降低。這說明M相同時，旋轉狀態下的氣膜較靜止時更易發生分離。

4.3 主流雷諾數的影響D

圖6給出了M=0.4，Rt=0.010 0時不同ReD下η的二維等值線圖。結合圖3(a)可看出，相同旋轉數和吹風比條件下，ReD的改變對氣膜偏轉沒有產生較大影響，但卻使得主流流體的流動狀態發生了變化，因此會在一定程度上影響η的分布。

圖5 不同旋轉數時氣膜冷卻效率隨s/D的分布(ReD=4 797)Fig.5 Average film cooling efficiency vs.s/Dwith different rotation number(ReD=4 797)

圖7 給出了不同ReD時η隨s/D的分布曲線。從圖中看，M=0.4時，ReD的升高使得η先上升后大幅降低。這是因為在M不變時，ReD的升高增強了主流對射流的抑制，使得冷卻氣體能更好地貼附壁面，增大了氣膜冷卻效率；而當ReD進一步升高時，主流的擾動能力越來越強，增強了主流與射流的摻混，降低了射流的冷卻能力。

M=0.8時，ReD的影響有所下降。當ReD升高時，η先是變化不大，而后降低。不過ReD的這一影響在氣膜孔附近已變得不太明顯，只在遠離氣膜孔的下游區可清楚觀察到。這是因為隨著M的增大，射流的能力也有所增加，因此在ReD較小時射流對于主流特性的變化不太敏感，而當ReD進一步增大時才對射流產生較大影響。在遠離氣膜孔位置，由于射流的耗散，其保持自身穩定性的能力也逐漸降低，因此更易受到主流流動的影響。

圖6 不同主流雷諾數時氣膜冷卻效率的二維等值線圖(M=0.4，Rt=0.010 0) Fig.6 2D contours of film cooling efficiency with different mainstream Reynolds number(M=0.4，Rt=0.010 0)

圖7 不同主流雷諾數時氣膜冷卻效率隨s/D的分布(Rt=0.010 0)Fig.7 Average film cooling efficiency vs.s/Dwith different mainstream Reynolds number(Rt=0.010 0)

M=1.2和1.6時，ReD對氣膜孔下游的影響較小，但對遠離氣膜孔位置的冷卻效率的影響十分顯著。這是因為隨著M的增大，冷氣的穿透能力也在增加，且在氣膜孔下游某個位置發生分離，此時主流擾動能力的增強會進一步增強射流與主流的摻混，因此η明顯降低。

5 結論

(1)冷卻氣體噴出氣膜孔后，在向下游的發展過程中逐漸耗散，主流與冷氣的摻混逐漸增強，氣膜冷卻效率隨流向無量綱弧長逐漸降低，氣膜覆蓋范圍逐漸減小。

(2)吹風比是影響氣膜冷卻效率的一個重要因素。隨著吹風比的增大，在靜止狀態下，逐漸增強的冷氣動量及穿透能力使得氣膜孔的冷卻效率逐漸降低；在旋轉狀態下，吹風比對氣膜冷卻效率的影響相對靜止狀態明顯減小，且隨著轉速的升高，吹風比的影響進一步降低。

(3)旋轉數會對氣膜冷卻效率的分布產生兩個主要影響：一是使得氣膜覆蓋區域向高半徑方向偏轉，且旋轉數越大，偏轉角度越大；二是旋轉數增加使得氣膜冷卻效率逐漸降低。

(4)旋轉狀態下主流雷諾數的改變對于氣膜軌跡偏轉沒有影響，但較高的主流雷諾數會使得空氣冷卻時的氣膜冷卻效率明顯降低。

[1]Ito S，Goldstein R J，Eckert E R.Film Cooling of a Gas Turbine Blade[J].Journal of Engineering for Power，1978，100：476—481.

[2]Drost U，Bolcs A，Hoffs A.Utilization of the Transient Liq?uid Crystal Technique for Film Cooling Effectiveness and Heat Transfer Investigations on a Flat Plate and a Turbine Airfoil[R].ASME 97-GT-26，1997.

[3]Gritsch M，Colban W，Schar H.Effect of Hole Geometry on the Thermal Performance of Fan-Shaped Film Cooling Holes[J].Journal of Turbomachinary，2005，127(4)：718—725.

[4]曾軍，王彬，康涌.氣膜冷卻渦輪導向葉片流場數值模擬[J].燃氣渦輪試驗與研究，2006，19(4)：16—19.

[5]朱惠人，劉松齡，余志紅.渦輪葉片氣膜冷卻的數值模擬[J].航空學報，1999，20(5)：416—420.

[6]吳宏，孟恒輝，陶智.旋轉對曲率表面氣膜冷卻效率影響的數值研究[J].航空學報，2009，30(9)：1624—1629.

[7]向安定，羅小強，朱惠人.渦輪葉片表面氣膜冷卻的傳熱試驗研究[J].航空動力學報，2002，17(5)：577—581.

Experimental Research of Film-Hole Cooling Efficiency in Rotation Status

PAN Bing-hua1，REN Fang1，GUO Wen1，TAO Zhi2
(
1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

Experimental investigations were carried out to study the influence of rotation number,blowing ratio and mainstream Reynolds number on film cooling efficiency by simulating engine working condition. The results show that rotation will make the film coverage region lean to higher radial direction,the deflec?tion angle will become larger and the film cooling efficiency lower as the rotation number gets greater.At the same time,rotation will weaken the effect of blowing ratio and mainstream Reynolds number on film cooling efficiency.The test data of film-hole cooling characteristics at the typical regions of HPT surface gained through the study could be referential to the experiment database of the engine blade cooling design. Key words:aero-engine；turbine blade；film cooling；blowing ratio；rotation number

V231.3

A

1672-2620(2013)01-0030-05

2012-05-14；

2012-09-12

潘炳華(1976-)，男，重慶合川人，高級工程師，碩士，主要從事航空發動機空氣系統與熱分析研究。