短周期風洞中導葉壓力面氣膜冷卻實驗研究

， ， ，

(西北工業大學動力與能源學院，陜西 西安 710072)

短周期風洞中導葉壓力面氣膜冷卻實驗研究

馬曉飛，張麗，劉聰，樊劍博

(西北工業大學動力與能源學院，陜西 西安 710072)

在短周期跨聲速葉柵風洞中，采用放大的葉片模型，對具有單排氣膜孔的導葉壓力面54%相對弧長后的換熱系數和氣膜冷卻效率進行測量，研究雷諾數、壓比以及吹風比的影響。結果表明，壓比是影響表面壓力系數的主要因素。

短周期風洞；雷諾數；壓比；吹風比；表面壓力系數

0 引言

提高渦輪前燃氣溫度是增加發動機推重比的有效途徑之一，它對葉片材料耐溫極限以及冷卻問題提出了新的要求。目前葉片熱防護多采用氣膜冷卻技術，因此，研究葉片型面的氣膜冷卻特性顯得特別重要。國外針對影響氣膜冷卻特性的不同因素已經進行了大量研究[1-12]。

相較平板和低速風洞中的實驗，這里研究的雷諾數從40萬～80萬，吹風比與上述文獻基本相同，并對上述文獻未提及的壓比的影響進行研究。

1 實驗裝置及實驗方法

實驗在短周期跨聲速葉柵風洞中進行，實驗裝置的原理如圖1所示。高壓氣源容積為140m3。電動閥起安全作用。快速閥實現實驗的快速開啟與停止。調壓閥用于維持實驗過程中主流狀態的穩定。節流閥、蝶閥和引射器共同調節葉柵進、出口壓力。實驗段上游的大開角擴散段和穩壓艙保證進入實驗段氣流的均勻性。風洞采用高壓氣源吹氣和引射器吸氣相結合的結構，拓寬實驗雷諾數范圍。風洞二次流系統氣源同主流是分開的，由高壓氣罐、閥門、流量控制器、電加熱器和葉片內腔組成。實驗設備信息與參考文獻[13]基本相同。

圖1 短周期風洞實驗裝置

該風洞實驗段主要參數：入口截面尺寸為513mm×120mm，有效工作時間大于5 s，葉片個數為5個，基于葉柵弦長的進口雷諾數Re范圍1.0×105～16.0×105，出口馬赫數Ma范圍0～1.6，空氣流量范圍0.5～20.0kg/s。

實驗葉柵的主要幾何參數：葉片弦長為122mm，軸向弦長為70mm，葉柵柵距為87.5 mm，葉高為120mm，進氣角為90°，出氣角為15°。實驗段平面如圖2所示。測量換熱和氣膜冷卻的葉片由PEEK材料制成，葉片壓力面布置有6路熱電偶，位于氣膜孔軸線上，氣膜孔位置和熱電偶布局如圖3所示。實驗段入口處布置有Φ0.1mm的熱電偶測量主流總溫。測量表面靜壓的鋼制葉片表面布置有直徑為Φ0.5 mm的靜壓孔(壓力面9個)，采用壓力掃描閥測量。熱電偶和壓力掃描閥的采樣頻率分別為10kHz和100Hz。表1為放大實驗葉片模型氣膜孔排幾何參數。其中，S為孔中心位置的相對弧長；P/D為孔排內氣膜孔間距與孔徑之比；N為孔數；θ為孔的出氣方向與葉片表面的夾角；α為孔的出氣方向與徑向的夾角。

圖2 實驗段平面

圖3 導葉表面氣膜孔排和熱電偶

表1 放大葉片模型氣膜孔參數

S/%D/mmP/DNθ/(°)α/(°)540 892 823528 0178 0

實驗采用反向熱流法，熱流從壁面傳向主流。實驗之前引一股加熱氣流從實驗段下方通到實驗段內給葉片加熱，待葉片溫度穩定后即可進行實驗。

2 實驗工況與數據處理

2.1 實驗工況

由葉柵雷諾數Re、壓比PR和吹風比BR調節實驗狀態，其中基于葉柵弦長和來流速度的雷諾數為：

Re=ρ1V1L/μ1

(1)

PR=p1t/p2

(2)

(3)

ρ1，V1，μ1分別為葉柵入口氣流密度，速度以及動力粘性系數；L為葉柵弦長；p1t，p2分別為葉柵進口總壓和出口靜壓;ρc，ρg分別為冷氣和主流的密度；uc，ug分別為冷氣和主流的速度。

表面靜壓采用表面壓力系數為：

(4)

p為當地表面靜壓；p1t為葉柵進口總壓；p1為葉柵進口靜壓。

實驗中表面熱流和氣膜冷卻效率可為：

qw=h(Taw-Tc)

(5)

(6)

Taw是絕熱壁溫；Tc為冷氣溫度；Tgr為主流恢復溫度。

在Re=4.0×105，6.0×105，8.0×105和PR=1.2，1.4，2.0，以及Br=0.5，1.0，1.5，2.0狀態下，進行了36組換熱與氣膜冷卻實驗。

2.2 數據處理

實驗數據的處理采用瞬態響應法[14-15]。有氣膜冷卻時換熱系數和冷卻效率都根據以下公式來求，即

(7)

以qw/(Tgr-Tc)為因變量，(Tgr-Tw)/(Tgr-Tc)為自變量，對實驗數據進行線性擬合，實驗次數為2次，氣動狀態相同，不同的是實驗端壁的加熱溫度，原則是一次實驗中盡量讓壁面熱流密度接近零值，另一次實驗中壁面熱流密度比較大，這樣直線斜率為換熱系數，直線在橫軸的截距為絕熱氣膜冷卻效率。實驗誤差主要來自實驗狀態偏差以及葉片溫度測量，參考文獻[16]已對實驗誤差進行了詳細的評估，在Re=2.0×105～10.0×105，PR=1.1～2.3范圍內，利用誤差傳遞公式計算出實驗參數相對誤差的上限。表2為實驗參數的相對誤差。

表2 實驗誤差 %

RePRCpBRhη3 453 3520 2

3 實驗結果與分析

3.1 葉片表面靜壓測量結果

圖4為雷諾數對葉片表面壓力系數的影響，氣膜孔排位于壓力面54%相對弧長處，在圖中已標出。圖中橫坐標s為相對弧長，0～-1為壓力面相對弧長，0～1為吸力面相對弧長。

從圖4可以看出，整個壓力面及吸力面約64%相對弧長前，隨雷諾數的增大壓力系數幾乎沒有變化，只是在吸力面約64%相對弧長后都開始增大。受順壓梯度的作用，壓力面10%相對弧長后壓力系數沿途下降，引起緊貼邊界層的主流沿途加速，而10%到大約50%相對弧長處氣流加速較為平緩。從50%相對弧長至尾緣處，壓力系數下降較為劇烈，同時流速上升較快，促使流動趨于穩定，避免流動分離現象的產生。受大的逆壓梯度的作用，吸力面約64%相對弧長處壓力系數出現最小值，導致邊界層的分離，此時氣流加速過程完成，隨后氣流開始減速。總體看來壓力系數受雷諾數的影響較小。

圖4 雷諾數對壓力系數分布的影響

圖5為壓比對壓力系數的影響。從圖5中可以看出，壓力面壓力系數受壓比的影響相對吸力面較小，而吸力面壓力系數隨壓比的增大差別增大。壓力面：前緣區域小于10%相對弧長區域速度變化劇烈，流動加速顯著，而后速度變化趨緩，在50%相對弧長區域到尾緣速度逐漸快速增大，流動趨于穩定。吸力面：從前緣開始速度變化顯著，直至拐點速度變化開始減緩直至尾緣。同時吸力面隨壓比的增大壓力系數的最小值點后移，吸力面氣流加速過程在約64%相對弧長處就已完成。

圖5 壓比對壓力系數分布的影響

3.2 換熱測量結果

圖6為不同吹風比對壓力面換熱系數的影響。圖中橫坐標X/D為從氣膜孔中心算起，下游弧長與孔徑的比。圖4和5標出了氣膜孔排位置，-54%～-1相對弧長的方向與后文圖中0～50倍孔徑的方向相對應。從圖6可以看出，換熱系數隨吹風比的增大而增大。在低吹風比下，冷氣對主流擾動使得換熱系數增強，同時邊界層的增厚削弱了這種對換熱系數增強的趨勢，因此，換熱系數相對趨于平緩。在中高吹風比下冷氣流量以及速度的增大，使得其對主流的擾動增強，換熱系數逐漸增大。個別點換熱系數較低,可能是因為冷氣動量較大穿透邊界層進入主流的能力增強，對主流的擾動遠離壁面，導致邊界層內的冷氣量較小引起的。隨著沿主流方向冷氣結構的逐漸解體以及湍流邊界層的增厚，4種情況下壓力面后段換熱系數逐漸減小。

圖6 吹風比對換熱系數分布的影響

圖7為壓比對換熱系數的影響。從圖7中可以看出，換熱系數隨壓比的增大變化不大。換熱系數先增大，在X/D=13處達最大值，而后又開始減小，在X/D=20處出現低點，隨后在小幅增大后開始逐漸降低。原因與中高吹風比的影響相似。從圖5可知，受順壓梯度的影響，表面流動趨于穩定，因此，壓比對換熱系數產生的影響不大。

圖8為雷諾數對壓力面換熱系數的影響。換熱系數隨雷諾數的增大而增大。在低吹風比時，不同雷諾數下的換熱系數呈現先增后降的趨勢，而在高吹風比時，不同雷諾數下的換熱系數呈現的先增后降再升又降的趨勢。

圖7 壓比對換熱系數分布的影響

圖8 雷諾數對換熱系數分布的影響

這是因為低吹風比時，主流動量大于冷氣動量，加之冷氣量較少，主流對換熱系數的影響起主導作用，而后由于邊界層的增厚對換熱產生不利影響，所以出現了換熱系數先增后降的趨勢。在高吹風比時孔下游附近由于冷氣對主流的擾動作用使得換熱系數開始很大，隨后由于其穿透邊界層，僅有小部分的冷氣存在于邊界層內，換熱系數存在較低的區域，邊界層的發展引起換熱系數的增大，而邊界層厚度的增加又引起換熱系數的減小。

3.3 冷卻效率測量結果

圖9為吹風比對壓力面孔下游氣膜冷卻效率的影響。在孔下游附近冷卻效率隨吹風比的增大而減小，而在20倍孔徑后隨吹風比的增大冷卻效率增大。吹風比為0.5時，孔下游的冷卻效率較高，達到0.34左右。隨著吹風比從1.0～2.0，孔下游的冷卻效率逐漸降低，吹風比為2.0時冷卻效率最低，為0.05。這是因為低吹風比時，孔下游冷氣射流速度很小，被主流氣體壓附在壁面上，冷卻效率較高。而在中高吹風比下，孔出口處冷氣射流速度較大穿透主流氣體，導致孔附近冷卻效率較低，隨后冷氣量的加大，更多的冷氣在主流的作用下逐漸重新附著于壁面，冷卻效率逐漸增大。20倍孔徑后，低吹風比下距離孔下游較遠處由于冷氣量的不足引起氣膜覆蓋的減少，冷卻效率沿途降低；高吹風比下，冷氣相對較為充足，在主流加速的作用下，足夠多的冷氣貼附在壁面，冷卻效率逐漸減小，但這種變化趨緩。

圖9 吹風比對氣膜冷卻效率分布的影響

圖10為壓比對冷卻效率的的影響。結合圖5可知，壓比對壓力面壓力系數的影響相對吸力面較小，壓力面后半段處于順壓梯度下，從50%相對弧長到尾緣，主流處于持續加速過程，速度快速增大，流動趨于穩定。冷卻效率曲線呈先增大后緩慢降低的趨勢，在X/D=13時達到最大值，但總體上壓比對冷卻效率的影響不大。而圖10中冷卻效率曲線趨勢的原因與中高吹風比對冷卻效率影響的原因相似。

圖10 壓比對氣膜冷卻效率分布的影響

圖11為雷諾數對冷卻效率的影響。結合圖4可知，雷諾數對壓力面壓力系數影響較小，受順壓梯度作用使流速上升較快，并促使流動穩定。因此，雷諾數對冷卻效率的影響較小。吹風比為0.5時，總體呈現下降的趨勢，而且這種下降趨勢較為劇烈，吹風比為1.5時，呈現先由小急劇增大再減小的趨勢，最大值也出現在X/D=13處。同樣圖中冷卻效率曲線趨勢的原因吹風比對冷卻效率影響的原因相似。

圖11 雷諾數對氣膜冷卻效率分布的影響

4 結束語

在短周期葉柵風洞中研究了放大導葉壓力面54%相對弧長后的表面換熱與氣膜冷卻特性，主要得到以下結論：

a.雷諾數對壓力系數的影響不大。壓力系數主要受壓比的影響，并隨壓比的增大差別越來越大，且在吸力面最小壓力系數點后移。相對于吸力面，壓力面受壓比的影響較小。

b.換熱系數隨吹風比、雷諾數的增大而增大，受壓比的影響不大。低吹風比下換熱系數的變化趨勢較為平緩，而中高吹風比下換熱系數呈現先增后降的趨勢，并在20倍孔徑處出現較低點，隨后又增加到30倍孔徑處開始逐漸降低。

c.在氣膜孔下游20倍孔徑內冷卻效率隨著吹風比的增大而減小，而距離孔20倍孔徑后隨吹風比的增大冷卻效率也隨之增大。在20倍孔徑區域內，吹風比為0.5時，孔下游冷卻效率達到0.34左右，吹風比2.0時冷卻效率僅為0.05；距離孔20倍孔徑后吹風比2.0時的冷卻效率相對較高，且各吹風比下的冷卻效率變化較為平緩。

d.在研究區域內，吹風比對換熱系數和氣膜冷卻效率都有較為顯著的影響；雷諾數僅對換熱系數影響較大；壓比則對二者產生的影響都不大。

[1] Ito S，Goldstein R J.Aerodynamic loss in a gas tuthine stage with film cooling [J].Journal of Engineering for Power，1980，102(2)：964-970.

[2] Mehendale A B，Ekkad S V，Han J C.Mainstream turbulence effect on film effectiveness and heat transfer coefficient of a gas turbine blade with air and CO2film injection [J].Int.Journal of Heat and Mass Transfer，1994(37)：2707-2714.

[3] Jiang H W，Han J C.Effect of film hole row location on film effectiveness on a gas turbine blade[J].ASME Journal of Heat Transfer，1996(118):327 -333.

[4] Ou S，Han J C.Mehendale A B，et al.Unsteadywake over a linear turbine blade cascade with air and CO2film injecti on: (I) Effect on heat transfer coefficients[J].ASME Journal of Turbomachinery，1994(116):721-729.

[5] Mehendale A B，Han J C，Ou S，et al.Unsteadywa- ke over a linear turbine blade cascade with air and CO2film injection: (I) Effect on film effectiveness and heat transfer distributions [J].ASME Journal of Turbomachinery，1994(116): 730-737.

[6] 韓振興，劉 石，劉建軍，等.吹風比對燃汽輪機平板氣膜冷卻特性影響的實驗研究[J].中國電機工程學報，2005，25(18)：91-96.

[7] 向安定，劉松齡，朱惠人，等.渦輪工作葉片表面氣膜冷卻效率的實驗研究[J].推進技術，2004，25(1):39-43.

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

[9] 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的影響[J].推進技術，2005，26(4):302-306.

[10] 朱惠人，向安定，許都純，等.渦輪葉片表面氣膜冷卻效率的實驗研究[J].推進技術，2003，24(6):528-531.

[11] 李靜美，趙潤民，王吉南.用短周期風洞進行渦輪葉片傳熱實驗初探[J].航空動力學報，1987，2(2):18-22.

[12] 周 勇，趙曉路，徐建中.短周期實驗臺渦輪機匣換熱實時測量初探[J].工程熱物理學報，2008，29(2):208-302.

[13] 朱彥偉.短周期傳熱風洞氣動特性模擬與控制方法研究[D].西安：西北工業大學，2007.

[14] Oldfield M L G.Impulseresponse processing of tran- sient heat transfer gauge signals[J].Turbomach，2008，130(2):1-9.

[15] 朱惠人，成文娟，李紅才.短周期風洞葉柵瞬態換熱實驗數據處理[J].航空動力學報，2011，26(6)：1301-1309.

[16] 李紅才.短周期跨音速風洞實驗技術及葉片換熱和氣膜冷卻研究[D].西安：西北工業大學，2013.

Film Cooling Experimental Research of Vane Pressure Surfacein Short Duration Wind Tunnel

MAXiaofei，ZHANGLi，LIUCong，FANJianbo

(School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

Heat transfer coefficient and film cooling effectiveness of single row holes located at an enlar- ged vane pressure surface after 54% relative to the arc length were conducted in a short duration wind tunnel. Studied the influence of Reynolds number，pressure ratio and blowing ratio. The results suggest that the pressu- re ratio is the main factor affecting the pressure coefficient distribution.

short duration wind tunnel; Reynolds number;pressure ratio; blowing ratio; surface static pressure coefficient

2014-05-13

V231.1

A

1001-2257(2014)09-0026-05

馬曉飛(1987-)，男，陜西渭南人，碩士研究生，研究方向為航空發動機高溫部件強化傳熱及氣膜冷卻技術。