燃氣輪機渦輪葉頂間隙氣熱技術研究進展

高杰， 鄭群， 岳國強， 董平， 姜玉廷

哈爾濱工程大學 動力與能源工程學院， 哈爾濱 150001

燃氣輪機渦輪葉頂間隙氣熱技術研究進展

高杰*， 鄭群， 岳國強， 董平， 姜玉廷

哈爾濱工程大學 動力與能源工程學院， 哈爾濱 150001

渦輪葉頂間隙泄漏流動對其流道內氣動損失、傳熱狀況甚至總體效率都有較為明顯的影響，是降低渦輪氣熱性能的關鍵因素之一。長期以來，葉頂間隙區域的流動傳熱機理及其氣熱控制一直是燃氣輪機領域研究的一個熱點和難點問題。鑒于此，從葉頂間隙泄漏流動機理及影響因素、間隙泄漏控制方法、葉頂傳熱冷卻機理、影響因素與控制、葉頂間隙氣熱優化以及過渡態葉頂間隙變化規律及建模與控制等方面對國內外近十年來渦輪葉頂間隙氣熱技術方面的研究進展進行綜述，并簡要總結了葉頂間隙泄漏流的常用研究方法，包括流動傳熱試驗與數值計算方法等。最后，對渦輪葉頂間隙氣熱技術的未來研究重點和發展趨勢進行了展望。

渦輪； 葉頂間隙； 間隙泄漏流； 間隙控制； 間隙傳熱； 氣熱性能

渦輪葉頂間隙泄漏流動對渦輪內部流動損失、葉頂傳熱和下游葉片通道內流場的非定常特性都有著十分明顯的影響，現已成為降低渦輪氣熱性能的關鍵因素之一。據研究表明：在渦輪級中，大約1/3以上氣動損失是由葉頂泄漏流造成的[1]；并且葉頂間隙高度與渦輪葉高之比每增加1%，渦輪氣動效率將下降0.8%～1.2%[2]。充分認識葉頂泄漏流動與傳熱機制，并采用控制措施去盡量減小間隙泄漏流產生的不利影響是進一步提高渦輪氣熱性能，發展新一代先進燃氣輪機的重要技術途徑之一。

渦輪葉頂間隙的研究涉及內容多，涵蓋氣動、傳熱與結構等各個方面，同時由于間隙泄漏流動受多種參數制約，不同的渦輪轉子由于葉片形狀、載荷和工況等因素不同，間隙泄漏流的表現也各不相同。此外，由于渦輪葉頂間隙高度較小，工作環境也比較惡劣，很難進行試驗測量。長期以來，葉頂間隙泄漏流氣熱問題研究一直是燃氣輪機領域研究的一個熱點，也同時是一個尚未認清的難點問題。2013年美國機械工程師學會(ASME)專門針對渦輪葉頂間隙召開國際專題研討會，以期澄清渦輪葉頂間隙氣熱設計、分析與改進等方面的關鍵科學技術問題。

國外的葉頂泄漏流研究早在20世紀50年代就已開展，早期主要通過理論分析去開發量化葉頂泄漏損失的經驗模型，研究也還比較零散，而較少的試驗研究則是在葉頂間隙模型或平面葉柵上進行的。20世紀90年代以來，隨著試驗測試技術和計算流體力學(CFD)的發展，逐步開展葉頂泄漏流動結構、損失機理、葉頂傳熱及其氣熱控制等方面的研究工作，所采用的葉片模型也以渦輪平面葉柵或低速渦輪為主。近十年來，針對實際渦輪動葉片、實際流動工況開展的葉頂間隙泄漏流動研究逐步增多。國內的相關葉頂間隙研究雖然起步較晚，但近些年來也得到了大力發展。

鑒于Sjolander[3]、Bunker[1,4]、Bunden和Xie[5]以及楊策等[6]已對2006年以前在渦輪葉頂間隙泄漏流動傳熱機理等方面的研究進行了綜述和總結，本文主要綜述國內外近十年來渦輪葉頂間隙氣熱技術方面的研究情況，詳細論述葉頂間隙泄漏流動機理及影響因素、間隙泄漏控制方法、葉頂傳熱冷卻機理及影響因素與控制、葉頂間隙氣熱優化以及過渡態葉頂間隙變化規律及建模與控制等方面的研究進展，并簡要總結葉頂間隙泄漏流的常用研究方法，力圖梳理出渦輪葉頂間隙氣熱技術的發展脈絡，最后對未來的研究重點和發展趨勢進行展望。

1 葉頂間隙泄漏流動機理及影響因素

經過半個多世紀的研究，國內外相關研究機構通過采用理論分析、試驗測量與數值計算等方法對渦輪葉頂間隙泄漏流問題進行了廣泛的研究，在葉頂間隙泄漏流的流動形態、間隙泄漏渦的形成和演化規律、損失機理以及泄漏流動的影響因素等方面獲得了一定的進展。與此同時，也逐步開始采用先進的研究手段去獲得實際間隙內部泄漏流動結構，并探索葉頂間隙泄漏流動損失產生機理等。

1.1 葉頂間隙泄漏流動結構及損失機制

1.1.1 間隙泄漏流動結構

Key和Arts[7]利用油流手段對1.34%葉高間隙下高速葉柵間隙泄漏流動進行了流動顯示(見圖1)，研究發現沿間隙壓力側存在一個比較明顯的分離渦；在間隙前緣區域，泄漏流動大致沿著軸向速度方向進入間隙內部，而下游區域泄漏流方向卻向葉柵下游偏斜；在間隙中后部區域，泄漏流動從間隙壓力側進入，然后從間隙吸力側流出；而在靠近間隙吸力側區域，油流仍維持點狀，這意味著泄漏流動已發生了分離；在近間隙吸力側，可以看到一條較為明顯的“分離線”，這是由泄漏渦引起的。Stephens等[8]基于低速葉柵試驗研究了葉頂厚薄對間隙泄漏流動的影響，研究發現隨著葉頂變厚，葉頂壓力側分離/再附線的起始位置更趨近于葉片尾緣。

圖1 1.34%葉高間隙頂部與近間隙吸力側流動可視化[7] Fig.1 Visualization of flow on blade tip and near-tipsuction side at 1.34% blade span[7]

Lee等[9]利用高分辨率油膜方法研究了大折轉角渦輪葉柵間隙流動結構(見圖2)。他們在間隙前緣區域發現了“泄漏渦對”結構，并且認為葉頂間隙區域主要存在著兩類流動現象：間隙前部泄漏渦對的形成及發展和間隙壓力側的分離/再附過程，且兩類現象的相對重要性取決于間隙大小。基于葉頂泄漏流動可視化結果，他們給出了新的間隙泄漏流模型，如圖3所示。

圖2 3%葉高間隙頂部流動可視化[9] Fig.2 Visualization of tip surface flow at 3% bladespan[9]

圖3 葉頂間隙泄漏流動模型[9]Fig.3 Blade tip leakage flow models[9]

高杰等[10]應用數值方法進一步研究了葉頂間隙區域泄漏流結構，結果發現葉頂間隙內的泄漏流動形態根據間隙內泄漏流動的位置可進一步分為“沖角驅動型直接泄漏”、“壓力驅動型間接泄漏”兩種類型；雖然葉頂中后部的橫向壓差，也就是間接泄漏引起了大多數的間隙泄漏流，但葉頂泄漏流動控制應分別從以上這兩方面進行考慮；并且，動葉片通道中泄漏渦與通道渦之間存在著強烈的相互干擾，在適當尺度的葉頂間隙下，泄漏渦和通道渦的相互干擾才可以得到有效利用。

1.1.2 間隙泄漏流的非定常特征

渦輪葉頂泄漏流動具有較為明顯的非定常特性，為進一步加深對葉頂泄漏流的認識，近年來研究人員逐步開始對間隙泄漏流的非定常性展開研究。楊佃亮和豐鎮平[11]通過數值計算方法研究了“Aachen”1.5級渦輪葉頂間隙的非定常流動問題，研究發現渦輪內部流場的強烈非定常性是由靜葉尾跡、通道渦與下游動葉片間隙泄漏渦之間的相互耦合作用導致的，整體上，間隙吸力側的非定常性較強，在30%～70%軸向弦長之間更為明顯。

劉火星[12]和Volino[13]等通過“前置圓柱”方法試驗研究了渦輪葉柵尾跡對泄漏流的影響，研究發現上游尾跡增加了通道損失，并減小了通道渦及其附近渦系的渦量，從而減小了泄漏渦的渦量及其影響范圍。他們的研究也進一步指出：可以利用上游尾跡與泄漏流的非定常相互干擾作用來降低泄漏渦的強度、減少葉頂泄漏損失，進而實現提高渦輪氣動效率的目的。

對于下游靜葉片對動葉頂部間隙泄漏流動的非定常影響，Behr等[14]的1.5級動態渦輪試驗指出：下游靜葉片與動葉片之間的相互干涉使得轉子間隙泄漏渦在周向±20%的節距范圍內周期性移動。不過，截至目前，在葉頂泄漏流的非定常流動特征方面，相關研究比較有限，對泄漏流的非定常特性還知之甚少。

1.1.3 間隙泄漏渦不穩定性及損失機制

早期葉頂泄漏流研究指出：泄漏損失主要來自于兩個部分：葉頂間隙內的熵增損失和泄漏流進入周圍主流時與主流摻混所引起的損失，并且后者是主要的損失源。近來，Farahani和Kermani[15]通過理論分析構建了渦輪葉頂間隙泄漏損失的計算模型，該模型是迄今為止可考慮較多葉片參數與運行工況等影響的一個計算精度較高的模型。然而，葉頂間隙內黏性流動造成損失和葉頂間隙外泄漏流與附近主流之間的流動摻混產生損失迄今仍然是在文獻中唯一可看到的葉頂間隙泄漏損失的產生機制，很少有人探討葉頂泄漏流的其他損失源。

渦旋破碎是“旋擰渦”所獨有的一類不穩定流動現象，其核心特征是在渦核中存在流動滯止點，并且當前的研究工作認為渦旋是否破碎主要依賴于旋渦強度和流向逆壓梯度[16]。葉頂間隙泄漏渦作為一種“旋擰渦”，其自身也自然存在著流動穩定性問題。Sell等[17]通過數值計算研究發現，在較大的間隙高度下葉頂尾緣區域靠近吸力側存在逆向流動，這可能是泄漏渦破碎所致。李偉等[18]利用泄漏損失經驗模型和長波不穩定性理論對葉頂間隙泄漏渦的穩定性進行理論分析后發現，間隙泄漏渦具有不穩定特性，在0.5%～2.5% 葉高間隙下的泄漏渦都是不穩定的。Huang等[19]借助控制體模型方法對葉頂負荷分布對泄漏渦穩定性及損失的影響進行了分析，研究發現流向逆壓梯度明顯影響泄漏渦的穩定性，在流向逆壓梯度較大時會誘發間隙泄漏渦發生破碎現象，帶來額外的渦破碎損失。

高杰等[20-24]利用數值方法系統研究了GE-E3渦輪第一級動葉片頂部間隙泄漏渦(TLV)的破碎特性、對葉頂損失的影響、影響因素及其控制等方面內容，結果發現隨著葉頂泄漏流動從前緣(LE)向下游發展，泄漏渦趨于不穩定，在葉片60%軸向弦長位置下游的逆壓區出現了破碎現象(見圖4[20]，圖中Vsw為流向速度)，渦破碎后的二次流動表現出較為明顯的瞬態特性，上游尾跡產生的“逆射流”在掠過泄漏渦的過程中與其發生較為強烈的相互耦合作用，導致渦破碎位置點在71%軸向弦長附近周期性地前后移動；間隙高度、泄漏渦初始狀態以及機匣刮削效應等對泄漏渦破碎的影響較大，大量的葉頂端區摻混損失發生在渦破碎之后，是間隙泄漏損失的主要組成部分；在間隙前側噴氣，泄漏渦破碎被延遲，而在間隙后側噴氣，泄漏渦卻提前發生破碎現象。所有以上這些研究皆意味著葉頂間隙泄漏渦破碎是一種新的葉頂間隙泄漏損失形成機制。需注意的是，以上這些理論分析與數值計算工作還有待試驗驗證。

圖4 泄漏渦核及近間隙吸力側流線[20]Fig.4 TLV-core and near-tip suction side streamlines[20]

1.2 跨聲速間隙泄漏流動結構及損失機理

以上提到的相關研究都是在主流為中低速或者膨脹比不太高的情況下進行的，而現代燃氣輪機實際工作時在高壓渦輪轉子葉片通道內，由于主流是跨聲速流，這時氣體的可壓縮性不可忽略，動葉片周圍尤其是葉頂間隙內的流動結構和亞聲速情況下相比會有較大的區別。

Zhang和He[25]的數值計算研究發現：在主流跨聲速條件下葉頂間隙內出現了激波結構(見圖5[26])，并帶來了激波損失，不過其在一定程度上阻塞了葉頂泄漏流動；他們的研究也為高負荷低泄漏動葉片設計提供了參考。鐘芳盼[27]和Li[28]等采用數值模擬的方法研究了跨聲速渦輪葉柵中平頂和凹槽頂泄漏流的氣動性能，研究結果證實了Zhang和He[25]的發現，并且進一步指出：凹槽葉頂減小了間隙泄漏流的馬赫數，間隙內的超聲速流動區域減小，不過反射激波結構依然存在，總體上凹槽葉頂的氣動性能要優于平頂。Gao等[29]的進一步數值研究指出：跨聲速間隙前側與后側氣動特性隨間隙高度的變化規律是相反的，并且間隙高度對間隙尾部的氣動性能影響較小；隨著間隙高度增加，激波反射得到延遲，但變得更為明顯，從而減少了間隙泄漏量，但由于間隙前部依然為亞聲速流，且增加了間隙泄漏量，從而使得總的間隙泄漏量隨間隙增加而依然增加。

王大磊等[30]利用數值計算方法求解三維非定常雷諾平均Navier-Stokes方程模擬某跨聲速高壓渦輪流場，研究發現上游靜葉尾跡和激波的相互作用使得間隙泄漏渦和泄漏損失產生了較為明顯的周期性波動：當激波靠近葉頂間隙時泄漏渦強度增加，而當激波遠離間隙時渦輪通道中壓力場變化，使得泄漏渦占據前后移動，從而使泄漏流動呈現明顯的非定常性。

圖5 跨聲速間隙流動示意圖[26]Fig.5 Schematic of a transonic tip flow[26]

1.3 影響葉頂間隙泄漏流的主要因素

隨著對葉頂間隙泄漏流動結構認識的加深，研究人員逐漸將研究領域延伸到葉頂間隙泄漏流的影響因素上，主要包括來流條件、間隙高度、機匣相對轉動與進氣沖角等。

1.3.1 來流條件

Zhang等[31]結合試驗與數值計算方法研究了進口湍流度與端壁邊界層對跨聲速間隙泄漏流動的影響，結果發現進口湍流水平變化對葉頂間隙內流動幾乎沒有影響，但對近間隙吸力側流動卻有明顯影響。他們認為進口湍流水平變化會破壞通道渦流與泄漏流之間的平衡，因此高湍流度增加了近端壁流體的慣性，進而減弱了通道橫向二次流動，從而使得泄漏渦向通道中間移動，泄漏渦的橫向影響范圍有所增加，而展向影響范圍卻有所減小。趙剛等[32]的研究也證實了上述分析。對于進口端壁邊界層的影響，Zhang等[31]認為進口邊界層增厚會強化通道內橫向二次流動，使得泄漏渦更趨近于葉片吸力側，從而減小泄漏渦的影響范圍。不過，他們的研究并未考慮葉片旋轉對進口端壁邊界層的實際影響。

為了檢查葉柵模型與真實發動機之間流動行為上的差別，Coull和Atkins[33]利用數值方法研究了進口條件與機匣相對轉動對間隙泄漏流動的影響，從中發現更加真實的進口條件對葉頂泄漏流動影響較小；然而，當同時考慮進口條件與機匣相對轉動時間隙泄漏流動類型有明顯改變；在間隙吸力側前部還觀察到主流進入間隙的現象，而這在一定程度上減少了間隙泄漏量。

1.3.2 間隙高度

葉頂間隙高度受多種因素影響，研究間隙變化對間隙泄漏及氣動特性的影響是工程界提出的實際要求之一。Phutthavong和Hassan[34]的非定常數值研究指出：間隙壓力側分離泡隨著葉頂間隙的增加而增大。Sun等[35]采用諧波平衡法計算研究了間隙高度對轉靜干涉的影響，研究發現在間隙吸力側區域存在一條“干擾線”，該干擾線兩側的壓力脈動規律是相反的，并且隨著間隙的增加，該干擾線遠離間隙吸力側，靜葉尾跡與泄漏流的相互作用也變得尤為強烈。

周遜等[36]試驗研究了葉頂間隙高度對葉柵氣動特性的影響，研究發現葉頂間隙在渦輪葉柵內誘導出沿葉高指向機匣的二次流動，進而惡化了上半葉高的流動狀況，但輪轂損失有所下降。關于間隙高度對通道渦的影響，O’Dowd等[37]的葉柵試驗與數值研究指出：隨著葉頂間隙的增加，通道渦強度得到增強，而且與泄漏渦之間的相對位置也發生了改變。

王大磊和樸英[38-39]的計算研究指出：葉頂間隙高度每增加1%葉高，間隙泄漏量與渦輪流量之比約增加2.1%，渦輪性能下降幅度最大值為1.8%；盡管隨著間隙高度的增加，間隙泄漏量近似呈線性增加，但渦輪效率的降低速率與間隙高度并非簡單線性關系。Gao等[29]認為這可能是間隙變化時間隙泄漏渦形態發生改變所致。

1.3.3 機匣相對轉動

機匣相對轉動由于減小了間隙區域葉片壓力側與吸力側的橫向壓差而減少了間隙泄漏量[40]。Palafox等[41]基于大尺度低速葉柵與PIV(Particle Image Velocimetry)試驗研究了機匣相對轉動對葉頂端區流場的影響，研究發現機匣相對轉動減小了間隙吸力側中前部的泄漏射流速度，但對間隙尾部并未產生明顯影響；此外，機匣相對轉動還改變了葉頂泄漏渦的形狀，使得泄漏渦更趨近于葉片吸力面；試驗也同時觀察到刮削渦的存在。

關于機匣相對轉動對葉頂跨聲速間隙泄漏流動結構的影響，Virdi等[42]指出：不管有無機匣相對轉動，間隙內大部分區域仍為跨聲速激波流動，并且機匣相對轉動的具體影響取決于間隙高度與葉頂結構，而在小間隙下機匣相對轉動的影響則更為明顯。

由于機匣相對轉動無法考慮葉片旋轉和科氏力產生的影響，以往葉柵上的研究結論能否適用于真實渦輪轉子還有待驗證。牛茂升和臧述升[43]的計算研究指出：動葉片轉動對渦輪間隙流動有阻塞作用，葉片轉速下降加劇了動葉出口截面氣流過偏/偏轉不足現象，而葉片轉速增大，則減少了間隙泄漏量，從而降低了葉頂泄漏損失。Yang等[44]認為葉片轉動對間隙泄漏的影響主要在于機匣相對轉動，而Acharya和Moreaux[45]的計算研究也證實了上述分析，并進一步指出：傳統上的壓力驅動間隙泄漏流動假設是不恰當的，葉片受到的離心力與科氏力的影響也起著比較重要的作用，盡管相對于機匣相對轉動來說他們的影響較小。

1.3.4 進氣沖角

葉頂間隙區域泄漏流動的產生機理受渦輪運行工況影響較大。進氣沖角的變化會改變渦輪通道中的渦系結構，進而影響到間隙泄漏損失機理。高杰等[10]應用數值方法研究了進氣沖角對間隙內部泄漏流場結構的影響，研究發現僅葉片前緣區域的泄漏流動對來流沖角的變化較為敏感，而在葉片中后部區域，沖角變化對間隙流動的影響較小。周遜等[46]的平面葉柵試驗研究表明：來流沖角對葉柵通道渦的影響明顯大于其對泄漏渦的影響。Buske等[47]的數值研究進一步指出：進氣正沖角增加了葉片負荷，然而由于泄漏渦與通道渦的相互作用，泄漏損失卻有所減少，而通道渦損失卻有所增加，總體損失則隨著正沖角的增加而增加，反之亦然。

綜上所述，目前國內外研究人員對渦輪間隙泄漏流動結構、損失機理及其影響因素等已有了較為深入的認識，但仍缺乏對實際間隙尤其是高壓渦輪葉頂間隙內部詳細流動的深入細致研究，相關的試驗研究也比較欠缺，還需進一步開展工作。

2 葉頂間隙泄漏流動控制方法

國內外研究人員利用數值計算和試驗方法研究了許多不同類型的葉頂間隙控制方法，這些方法通常根據其是否有能量輸入分為被動控制(無能量輸入)和主動控制(有能量輸入)。被動控制較為簡單易行，不需要控制回路和外界的能量消耗，而主動控制一般以外部能量輸入為代價，在使用或工作過程中可以根據具體情況進行適當調整。被動控制主要是對渦輪葉頂或者機匣表面結構進行細微處理以改變泄漏流場結構，進而減少間隙泄漏損失，主要有肋條葉頂、葉頂小翼、機匣端壁處理和其他間隙處理結構等。主動控制主要從葉頂/機匣噴氣控制、等離子體控制以及葉頂間隙主動控制系統等三個方面展開研究。

2.1 被動間隙控制

2.1.1 肋條葉頂

國內外研究人員在前期通過研究葉頂肋條的不同周向布置及其組合等對間隙泄漏流動的影響后指出：不同的葉頂結構對泄漏流動具有較為明顯的影響，凹槽葉頂具有最小的泄漏損失[48]。此外，凹槽葉頂也可以避免在機匣與葉頂之間發生碰擦時損壞動葉片，因此，凹槽葉頂成為渦輪動葉片葉頂最常采用的結構之一。

Yang和Feng[49]的定常數值研究以及Lee和Chae[50]的平面葉柵試驗皆指出：在相對大的間隙下，凹槽對間隙泄漏的控制效果更為明顯，并且存在最佳的凹槽深度(3%葉高左右)使得氣動性能最佳，而超過一定的凹槽深度，凹槽對間隙泄漏的控制作用幾乎不變。盡管如此，崔濤等[51]的渦輪葉柵深凹槽式葉頂間隙泄漏流動試驗則指出：深凹槽式葉頂結構在航空燃氣輪機的減重方面具有十分重要的意義。另外，Jung等[52]針對凹槽肩壁厚度影響的非定常計算研究指出：隨著凹槽肩壁厚度的增加，渦輪性能隨之增加，當凹槽肩壁厚度大約為2倍間隙高度時，渦輪性能最佳。Jung等[52]的研究還發現葉頂間隙泄漏損失受間隙吸力側肋條影響更大，而Lee等[53]針對葉頂凹槽壓力側與吸力側肋條高度的不同搭配試驗也證實了上述結果，他們的研究還發現凹槽吸力側肋條高度減小形成“臺階式肋條葉頂結構”，可以獲得更佳的渦輪氣動性能。

隨著對凹槽葉頂結構研究的深入，研究人員逐步從改進雙側肋條形狀及具體參數選取上考慮凹槽葉頂結構的改進對渦輪葉頂端區流場的影響。Prakash等[54]的研究指出：凹槽壓力側(PS)肋條向葉頂內側平移使得間隙壓力側形成臺階繞流，增加了泄漏量并減小了渦輪效率；在此基礎上壓力側肋條向壓力側傾斜，卻使得繞流流體發生分離，從而減少了泄漏量且提高了渦輪效率。李偉等[55]對該改進的凹槽葉頂泄漏流場的細致分析也證實了上述結果。

Mischo等[56]借助于三維數值計算方法，通過細致研究凹槽葉頂內流動結構及流動機理，對某高負荷渦輪動葉片葉頂凹槽吸力側(SS)肋條進行了形狀改進設計(見圖6(a))，結果發現，適當地對凹槽葉頂結構進行形狀改進，可使得動葉效率提高0.38%；進一步的1.5級渦輪動態試驗[57]指出：采用新型葉頂結構的1.5級渦輪效率提高了0.18%，不過間隙泄漏流場的非定常性卻有所增強。

基于考慮葉頂冷卻的需要，Lomakin等[58-59]嘗試對葉頂凹槽的前緣與尾緣進行開口處理，研究發現平面葉柵葉頂凹槽前緣與尾緣開口開度的合理匹配有利于降低間隙泄漏損失，而凹槽尾緣吸力側開口獲得了最佳的對間隙泄漏的控制效果，在0.6%葉高間隙下間隙泄漏損失降低了25.5%。

凹槽葉頂從結構上來看類似于篦齒密封，而篦齒密封的封嚴性能受泄漏流動方向和密封齒數影響較大。EI-Ghandour等[60]通過在葉頂凹槽的中弧線中間位置布置約1/3長的肋條，形成了一種新的葉頂結構，計算結果顯示：與平頂相比，葉片出口總壓損失降低了8%，獲得了比凹槽葉頂更少的總壓損失。基于對變工況條件下葉頂泄漏流場的深入認識，高杰和鄭群[61]通過在葉頂凹槽內布置正對著泄漏流方向的橫向肋條(見圖6(b))，也同樣獲得了比凹槽葉頂更好的對間隙泄漏的控制效果，渦輪轉子效率相對平頂動葉約提高了0.41%，尤其在大葉頂間隙高度時更為明顯；此外，該葉頂結構也具有良好的來流沖角適應性，即使在較大的正/負沖角工況下仍能較好地控制間隙泄漏流動，從而降低泄漏損失。

圖6 不同葉頂結構示意圖[56,61]Fig. 6 Schematic of different blade tip configurations[56,61]

2.1.2 葉頂小翼

轉子葉片頂部增加小翼結構是控制葉頂間隙泄漏流、減少間隙泄漏損失的有效手段之一[62]。Schabowski和Hodson[63]認為葉頂小翼之所以能降低渦輪氣動損失，主要是由于減小了間隙端區的泄漏流驅動壓差所致。Zhou等[64]的數值計算與葉柵試驗進一步指出：雖然整體上葉頂小翼減小了間隙端區的泄漏流驅動壓差，但壓力側小翼幾乎不能減小泄漏流驅動壓差，而吸力側小翼則只能減小間隙前部的驅動壓差。

在小翼結構的具體設計方面，國內外研究人員開展了大量的數值計算與試驗研究。對于壓力側小翼對葉頂間隙泄漏量與氣動損失的影響，Kusterer等[62]數值研究了壓力側小翼對兩級渦輪性能的影響，研究發現壓力側小翼雖然可以明顯減少轉子葉頂間隙泄漏量，但渦輪效率僅提高了0.092%。Shavalikul和Camci[65]的數值計算與動態試驗結果也進一步證實：壓力側小翼雖然在數值計算結果上顯示出可有效減少葉頂間隙泄漏量，但在減少間隙泄漏損失上僅表現出測量上的微小收益。

雖然早期研究對小翼結構的位置選擇存在較大分歧，但近來的研究越來越傾向于認為：在控制葉頂間隙泄漏流動、減少間隙泄漏損失方面，吸力側小翼明顯優于壓力側小翼[66]。Zhou等[64]的研究結果也進一步證實：只有間隙前部的吸力側小翼才是有效的，并且在小翼上增加凹槽結構可以進一步控制間隙泄漏流動。基于對小翼、凹槽狀小翼結構端區定常與非定常泄漏流場的精細認識[67]，Zhou和Zhong[68]對吸力側小翼進行了精細設計，數值結果顯示：與凹槽葉頂結構相比，該小翼結構在1%葉高間隙下增加了渦輪級效率0.9%。

需指出的是，盡管早期研究認為，葉頂小翼雖可有效減弱間隙泄漏流動，但因其存在的冷卻與離心應力等嚴重問題而難以在工業上得到應用，但來自于羅羅公司官網上的渦輪冷卻葉片照片顯示(見圖7)[69]，葉頂小翼結構已經或者即將在工業上得到實際應用。

圖7 一種新型的冷卻渦輪葉片[69]Fig.7 A new type of cooled turbine blade[69]

2.1.3 機匣端壁造型

既然葉頂處理可有效減小間隙泄漏流動，且葉頂與機匣共同組成間隙泄漏流的流通路徑，那么機匣端壁造型也應該會對間隙泄漏流產生影響，進而起到減少間隙泄漏流與泄漏損失的目的。機匣處理最先應用在壓氣機上，主要用于改善壓氣機的穩定裕度，而對于機匣處理在渦輪中的應用卻較少有人研究。

近來，Ahmed和Masud[70]指出：在動葉頂部前側機匣上設置臺階結構可明顯改善渦輪級性能,如圖8所示。圖中:R為徑向間距；d為軸向間距；x為軸向坐標；G為徑向間隙；c為弦長。Gao等[71]利用數值方法詳細闡釋了機匣臺階結構改善渦輪氣動性能的機理，研究指出：機匣臺階結構，一方面阻塞了間隙前部的“直接泄漏”；另一方面，由于增加了機匣進口邊界層厚度且增強了機匣通道渦，從而對泄漏渦的演化發展起到了一定的限制，最終降低了葉頂間隙端區損失。

基于對渦輪葉頂端區流場的精細認識，Gao[71]與查小暉[72]等提出了弧形端壁造型概念，研究發現：最優的弧形端壁可提高設計點渦輪效率0.77%，不過原始的臺階機匣結構獲得了最佳的變工況性能。Wei等[73]將該設計概念應用于某兩級高壓渦輪之中，結果顯示該兩級渦輪效率提高了0.14%。在此基礎上，魏佐君等[74]進一步研究了部分弧形機匣端壁對渦輪氣動性能的影響，結果發現部分機匣造型具有更寬的有效間隙范圍和更大的損失減少量。

圖8 機匣臺階結構示意圖[70]Fig.8 Schematic of casing step structure[70]

2.1.4 其他間隙處理結構

近來，也有一些研究人員探討了一些新穎的間隙處理方法。Nho等[75]基于平面葉柵試驗研究了包括葉頂內開設多個菱形坑、葉頂凹槽內底面處理和葉頂斜面處理等11種葉頂處理結構，試驗結果顯示：隨著葉頂間隙從1.5%增加到2.3%葉高，總壓損失系數增加了1%～5%，且葉頂凹槽內底面處理獲得了較佳的對間隙泄漏損失的控制效果。Park等[76]通過在葉頂凹槽內沿周向設置肋條也獲得了比凹槽更佳的氣動性能。

Volino[77]通過在葉頂與端壁設置一系列周向肋條，形成交錯式肋條葉頂結構，明顯增加了泄漏流的流動距離與流動阻力，前置圓柱的葉柵試驗表明：該結構盡管并未減少總的葉柵損失，但卻消除了泄漏渦結構，如果通道渦能被減弱，該結構將獲得一個較佳的的總體性能收益。

高杰等[78]在前期研究的基礎上提出在葉頂面設置一系列蜂窩孔結構，以有效減小葉頂間隙泄漏流動，并改善渦輪葉片的變工況性能。Fu等[79]針對該葉頂蜂窩孔結構進行了計算研究，結果也證實：該蜂窩葉頂結構在1%葉高間隙下使得葉頂泄漏量與能量損失系數分別降低了10.16% 與4.43%。

2.2 主動間隙控制

2.2.1 葉頂/機匣噴氣控制

李文等[80]通過數值計算方法研究了葉頂噴氣射流對間隙泄漏及渦輪效率的影響規律，結果發現葉頂噴氣對泄漏流起到阻塞作用，大幅降低了泄漏量，與此同時增加噴氣量導致了葉頂摻混損失相應增加，即這兩種損失為此消彼長的關系。Gao等[81]進一步認為：葉頂噴氣對間隙泄漏損失的影響主要是葉頂噴氣對泄漏流的阻塞作用、葉頂噴氣對泄漏流的折轉作用以及葉頂噴氣與主流的摻混作用等相互作用的結果，并指出存在最佳的噴氣量使得噴氣效果最佳。

對于葉頂噴氣孔流向位置的影響，Li等[82]與Niu和Zang[83]分別采用數值計算與平面葉柵試驗方法展開了研究，結果發現在間隙中后部噴氣獲得了更好的對間隙泄漏的控制效果。對于葉頂噴氣孔橫向位置的影響，Chen等[84]的低速平面葉柵試驗指出：在中弧線位置噴氣獲得了比在間隙吸力側或者間隙壓力側噴氣更高的氣動性能。然而，Niu和Zang[85]的數值計算結果顯示在靠近葉片壓力側位置布置噴氣孔可獲得較好的對間隙泄漏的控制效果，這可能是由于Chen等[84]與Niu和Zang[85]采用了不同的葉型所致。對于葉頂噴氣角的影響，Niu和Zang[86]的數值研究指出：在45° 或60° 切向噴氣角下的噴氣效果較好，綜合考慮到工廠加工的實際情況，切向噴氣角以60° 為宜。

以上研究主要是針對平頂葉片開展的，而在實際情況下一般是聯合采用被動與主動間隙控制方法以有效控制葉頂泄漏流動，減少間隙泄漏損失。Volino[87]的平面葉柵試驗與相應的數值計算研究指出：在凹槽下的噴氣參數影響規律大致與平頂下噴氣一致。Gao等[81]與Zhou和Hodson[88]采用多種手段研究了凹槽聯合噴氣對間隙泄漏及氣動損失的影響，并考慮了間隙高度變化的影響，結果發現渦輪葉頂凹槽和噴氣之間存著強烈的對間隙泄漏的耦合控制作用，在葉頂噴氣下，葉頂凹槽結構雖然降低了間隙泄漏量，但渦輪總體性能并沒有明顯改善；此外，在相對較小和相對較大的間隙高度下，葉頂凹槽結構和噴氣對間隙泄漏的控制作用大小是不同的，在相對小的間隙高度下，噴氣產生了更大的阻塞效果，而在相對大的間隙高度下，葉頂凹槽則起主要控制作用。

正如1.2節所述，實際渦輪動葉片周圍尤其是葉頂間隙內的流動結構和亞聲速情況下相比會有較大的差別，間隙泄漏的控制方法及其最佳參數也應該有所變化。Wheeler和Saleh[89]采用簡單間隙模型試驗與數值計算研究了葉頂噴氣對跨聲速間隙泄漏流動的影響，結果發現跨聲速渦輪葉頂噴氣仍具有控制泄漏損失的潛力。Ledezma等[90]針對實際氣冷渦輪動葉片展開了環形葉柵試驗與數值計算研究，結果發現去掉葉頂凹槽的壓力側肋條可略微降低總體渦輪損失，并且把葉頂凹槽的壓力側肋條替換為小翼結構并不改變原始凹槽結構下的渦輪氣動性能。結合前人研究，Ledezma等[90]做出推斷：在有葉頂冷卻措施存在情況下，簡單的吸力側肋條要比凹槽的總體性能更佳。然而，Hofer和Arts[91]針對帶葉頂區域冷卻噴氣的試驗直葉片可視化研究(見圖9，圖中TLV表示葉尖泄漏渦)指出：葉頂噴氣存在下，由于泄漏渦與通道渦(TPV)等的復雜相互作用，單吸力側肋條產生了比凹槽更高的損失。Hofer和Arts[91]還發現：在充分考慮冷氣與主流的能量差別下，噴氣對渦輪總體性能的影響是微小的。

由于燃氣輪機經常運行在變工況條件下，國內外研究人員對此也開展了一些研究。Niu和Zang[92]采用葉柵試驗的方法研究了不同進氣沖角下噴氣對間隙泄漏的控制作用，研究發現：即使在大正/負沖角工況下，葉頂噴氣仍可較好地控制間隙泄漏，進而降低泄漏損失。鑒于Mercan等[93]的低速葉柵試驗指出非均勻葉頂噴氣也可略微提高葉柵氣動性能，并基于對變工況條件下葉頂間隙泄漏流場的精細認識，Gao等[94]采用數值方法嘗試通過葉頂非均勻噴射以改善渦輪全工況性能，研究指出：噴氣量從間隙前部到尾部呈遞減分布，由于充分考慮了不同沖角下泄漏流場的具體特性，并重組了泄漏流和周圍主流的相互作用，從而改善了渦輪全工況性能，渦輪各典型工況下的效率皆增加了0.15%。

機匣噴氣也是一種控制葉頂間隙泄漏流的有效手段，目前主要應用于壓氣機中，對于機匣噴氣在渦輪中的應用還較少開展研究。不過，Behr等[95]的帶機匣噴氣的1.5級渦輪動態試驗研究指出：采用0.7%的噴氣量，在30%軸向弦長位置，逆轉子旋轉方向30° 噴氣使得渦輪效率提高了0.55%。Behr等[95]與牛茂升和臧述升[96]分別采用動態試驗與數值計算方法也對機匣噴氣的參數進行了詳細分析，在此不再贅述。

圖9 凹槽葉頂噴氣流動示意圖[91]Fig.9 Schematic of a cavity tip with injection[91]

需要說明的是，葉頂/機匣噴氣主要用于有冷卻需要的高壓渦輪之中，且是以改善葉頂/機匣傳熱效果為前提，因此葉頂/機匣噴氣對間隙泄漏的控制需要與葉頂/機匣的傳熱冷卻統一考慮，這也導致許多情況下噴氣對間隙泄漏的控制效果受到一定的制約。

2.2.2 葉頂間隙等離子體控制

隨著現代流動控制技術的發展，國外研究人員嘗試將等離子體控制應用到葉頂間隙控制上。近來，Matsunuma和Segawa[97]提出一種新的環形介質阻擋放電等離子體激勵器(見圖10)，并分別在平板、孤立葉柵和環形整周葉柵上進行了試驗驗證，試驗研究證實了該等離子體激勵器減少葉頂間隙泄漏損失的有效性。

圖10 等離子體激勵器減少間隙泄漏流動示意圖[97]Fig.10 Schematic of tip leakage flow reduction by plasma actuator[97]

2.2.3 葉頂間隙主動控制系統

燃氣輪機運行工況改變會改變葉頂間隙高度，一般地，燃氣輪機在慢車時間隙高度較大，但加速時間隙高度減小，而在巡航時間隙高度變化不大。

為了盡可能減少葉頂泄漏損失，同時又要避免葉頂與機匣之間發生碰擦，美國國家航空航天局(NASA)格林研究中心[98]成功研制了一套可快速響應的主動間隙控制系統(見圖11)，其利用獨立的作動器、片狀的機械結構和葉頂間隙測量反饋以精確地進行間隙控制。

圖11 主動間隙控制試驗系統照片[98]Fig.11 Photograph of active clearance control test rig[98]

2.3 自適應間隙控制

自適應間隙控制即根據渦輪葉片通道內壓力場的固有特性，通過相應的結構設計自然生成一股噴氣射流，或者直接通過復雜且巧妙的結構設計實現葉頂間隙泄漏損失的自適應控制。雖然從本質上說，自適應間隙控制也屬于被動間隙控制的一種，但由于其控制效果隨工況改變而隨之自動改變，明顯區別于傳統的間隙處理機構，且近來得到國內外研究人員的持續關注與研究，故而單獨列出進行闡述。

自適應間隙噴氣控制概念最早是Auxier等[99]提出，通過在葉片壓力面近頂部和葉頂面之間設計圓弧形孔槽結構引氣以抑制間隙泄漏流，不過由于葉片壓力側近頂部和葉頂面之間的壓差較小，該結構對間隙泄漏的控制效果較差。隨后，Hamik和Willinger[100]提出利用一根小尺度內部通道將葉片前緣與其頂部連通(見圖12)，這樣在葉片前緣與葉頂面之間自然壓差的作用下有一部分主流流體會進入內部通道最終從葉頂噴射出，并進一步提出了相應的葉頂泄漏損失模型(未考慮機匣相對轉動的影響)。鑒于該自適應噴氣結構的驅動力隨著工況的變化而改變，其對泄漏的控制效果也隨著工況改變而自適應變化。

圖12 自適應間隙噴氣結構示意圖[100] Fig.12 Schematic of a self-adaptive tip injectionstructure[100]

胡建軍[101]與魏明[102]等分別利用數值方法研究了間隙高度變化對自適應噴氣間隙控制效果的影響，結果發現在一定的間隙范圍內，自適應葉頂噴氣具有較好的對間隙泄漏的控制效果，但葉頂間隙過大時自適應噴氣將失去控制效果。此外，魏明等[102]還詳細研究了自適應噴氣孔參數的影響，研究指出：自適應噴氣孔進口位置對間隙泄漏控制效果的影響不大，而出口位置在葉頂中部且靠近間隙壓力面時，對間隙泄漏的控制效果較好，且存在最佳的噴氣孔直徑使得噴氣效果最佳，不過相對葉頂噴氣，自適應間隙控制的效果較弱。

近來，Justak和Doux[103]基于渦輪葉頂間隙的變化原理設計了一種新穎的機匣段自適應移動機構，該機構無需其他外界動力，可隨著工況以及壓力場的改變實現機匣段的徑向自適應移動，從而維持葉頂間隙在合理范圍。楊家禮等[104]設計了另外一種具有類似功能的冷氣自動調節機構，該機構同樣可根據發動機運行工況的改變而自動調節冷氣限流嘴的節流面積，以控制渦輪機匣冷氣量與機匣直徑，從而有效控制葉頂間隙的變化趨勢，進而維持葉頂間隙在一個合理的變化范圍。

綜上所述，國內外渦輪葉頂間隙泄漏流動控制方面的研究已開展了較多工作，但以被動控制居多，主動控制方面的研究還較少；在渦輪葉柵或者低速渦輪上開展的較多，針對高速渦輪間隙控制研究開展的較少；穩態研究較多，而非定常研究較少；把渦輪葉頂泄漏的主動控制和被動控制結合起來的研究更為少見。

另外，Gao等[81]與Zhou和Hodson[88]的研究皆指出：間隙泄漏損失并非與間隙泄漏量成線性關系，不僅僅是間隙泄漏量，而且還有間隙內分離、再附與間隙外摻混過程影響葉頂間隙泄漏損失。然而，以上這些間隙控制方法大都從直接控制泄漏量的角度去控制泄漏損失，并沒有探求從控制泄漏流與周圍主流摻混的角度采取相應控制方法。

隨著現代燃氣輪機渦輪部件向大功率、高效率方向發展，高渦輪進口溫度、高負荷和冷卻葉片等已成為其主要發展趨勢，這些新特征增加了間隙泄漏射流速度，使間隙泄漏變得更為復雜，從而使得當泄漏流進入主流后會帶來較高的摻混損失。鑒于現代密封結構或者封嚴方法對于直接控制葉頂間隙泄漏量已接近其性能極限，進一步的渦輪葉頂端區性能改進則需通過組織泄漏流自身來實現。

3 葉頂傳熱冷卻機理、影響因素及控制

葉頂間隙泄漏流具有流速快、邊界層薄和溫度高等特征，容易導致葉頂產生非常高的溫度與熱負荷。葉頂長期處于高溫環境中會產生氧化和腐蝕，進而影響整個葉片的氣熱性能與壽命，特別是對高壓渦輪第一級動葉片。近年來，國內外研究人員圍繞渦輪葉頂傳熱冷卻問題的工作主要包括葉頂傳熱冷卻特性、跨聲速間隙葉頂傳熱冷卻機理、葉頂傳熱冷卻特性的影響因素以及葉頂熱負荷控制等。

3.1 葉頂傳熱冷卻特性

3.1.1 葉頂傳熱特征及非定常特性

Newton等[105]通過低速葉柵流熱試驗與采用CFD方法的計算研究指出：在間隙內泄漏流再附的位置以及泄漏渦沖擊近間隙吸力側的位置傳熱較強；Krishnababu等[106]在真實工作環境下的數值研究也證實了這一點。Arisi等[107]進一步數值研究了出口馬赫數對葉頂傳熱系數(HTC)的影響(見圖13)，結果發現隨著出口馬赫數的增加，整個葉片的傳熱增強，不過葉頂傳熱強化更為明顯，并且隨著出口馬赫數從0.85增加到1.00，葉頂傳熱量增加了整個葉片傳熱量的25%。

圖13 計算與測量的葉頂傳熱系數分布[107]Fig.13 Distribution of computed and measured tip heat transfer coefficients[107]

對于葉頂的非定常傳熱問題，Ameri等[108]數值研究了上游動量與熱尾跡即周期性變化的總壓、總溫和湍流強度邊界對葉頂傳熱的影響，結果發現非定常尾跡影響了葉頂傳熱的時均分布，并且該分布不同于定常計算下的傳熱分布，不過，葉頂傳熱系數的時均值與定常值差異較小，大致占平均傳熱系數的4%。同樣地，楊佃亮和豐鎮平[11]針對“Aachen”1.5級渦輪葉頂間隙的非定常傳熱研究也指出：葉頂表面傳熱系數的時均值與定常值的偏差小于2%；他們的研究還發現葉頂吸力側與葉頂主泄漏通道的傳熱系數波動較強。Rahman等[109]基于真實單級渦輪研究了葉頂傳熱的非定常特性，結果發現葉頂傳熱具有明顯的非定常特性，而定常計算似乎低估了葉頂表面傳熱量；此外，上游靜葉尾跡及激波的周期性變化改變了動葉進口的流動條件，從而對泄漏渦的結構及葉頂傳熱產生了明顯影響，葉頂努塞爾數瞬時最大值比定常計算高出了64%。

3.1.2 間隙處理葉頂的傳熱特性

對于間隙處理葉片的葉頂傳熱情況，Krishnababu等[110]針對低速葉柵的數值研究指出：凹槽葉頂除了2.1.1節所述的可以控制葉頂間隙泄漏損失之外，還可以降低葉頂表面傳熱，這主要是由于槽內傳熱較弱所致，不過單吸力側肋條對葉頂傳熱的控制效果與凹槽相比更佳。Park[111]與Acharya[112]等針對平頂和凹槽頂的低速葉柵試驗指出：對于平頂和凹槽頂來說，由于間隙泄漏流再附的影響，間隙前部的傳熱較強，而隨著凹槽深度的增加，凹槽內底面的傳熱隨之減弱。

杜昆等[113-114]分別基于定常與非定常數值方法針對實際渦輪葉片凹槽葉頂傳熱特性的研究也證實了上述結果，并進一步指出：盡管隨著凹槽深度的增加，葉頂表面傳熱系數降低，但葉頂熱負荷卻隨之增加。Naik等[115]結合高速葉柵試驗與數值計算研究指出：在間隙凹槽內存在著比較復雜的氣熱干涉，凹槽及凹槽前后緣開口兩種結構的傳熱分布盡管相似，但在局部有著明顯的區別，不過最高的傳熱系數皆位于葉頂中間靠近吸力側肋條區域。

3.1.3 氣膜葉頂傳熱冷卻特性

葉頂氣膜冷卻不僅能在葉頂壁面形成冷卻薄膜進而降低葉頂的熱負荷，同時還能起到一定的密封作用。Mhetras等[116]試驗研究了吹風比與凹槽深度對渦輪葉柵葉頂氣膜冷卻性能的影響，研究指出：由于氣膜孔冷氣聚集的影響，葉片尾緣的氣膜有效度較高；凹槽尾緣開口處理也同時增加了葉片尾緣的氣膜冷卻有效度；總體上，葉頂氣膜冷卻有效度隨著槽深的增加而增加，而高吹風比也使得葉頂表面具有較高的氣膜冷卻有效度；不過，冷氣僅從近間隙壓力側噴射卻不利于凹槽內底面與內側面的冷卻。Wang等[117]采用三維數值方法研究了凹槽肩壁厚度對葉頂冷卻性能的影響，結果發現隨著凹槽肩壁厚度增加，間隙前部的低氣膜冷卻有效度區域變得更小，而更高的氣膜冷卻有效度出現在尾緣區域，不過凹槽肩壁厚度從1 mm增加到2 mm，并未改變凹槽內底面氣膜冷卻有效度的分布。

韓昌等[118]基于PSP(Pressure Sensitive Paint)技術詳細研究了冷氣與主流的質量比、密度比和葉頂間隙等參數影響下的葉頂氣膜冷卻特性，結果發現平頂冷卻射流在氣膜孔后往吸力面覆蓋，而凹槽葉頂在槽內形成回旋渦，且冷卻射流往壓力面覆蓋并向尾緣形成累積效應；總體上，葉頂間隙高度與葉頂表面形狀、冷氣與主流的質量比等參數對葉頂氣膜冷卻效率有著較為明顯的關聯性影響。

對于葉頂氣膜孔位置的影響，王文三等[119]采用數值計算方法研究了葉頂冷卻布置對渦輪葉頂氣熱性能的影響，研究指出：氣膜孔沿間隙壓力面布置與沿中弧線布置相比可降低葉頂傳熱系數，并且由于氣膜孔傾斜布置降低了氣膜射流動量，且削弱了腎形渦強度，從而增大了氣膜的橫向覆蓋范圍，因此靠近間隙壓力側布置氣膜孔也可以提高氣膜冷卻有效度；整體上，氣膜孔靠近壓力面且以30°角射出比垂直布置降低葉頂熱負荷2.7%。Newton等[120]基于帶有實際冷卻結構的渦輪葉柵試驗，采用油流方法和壓力、總壓損失等測量手段進一步研究了葉頂氣膜冷卻的影響，研究結果證實了在間隙分離泡內噴射冷氣的益處；Zhou等[121]的數值研究結果與Newton等[120]的研究結果比較相符。Newton等[120]的研究也進一步指出：在分離泡內噴射冷氣產生了比在葉頂間隙內再附位置更低的葉頂熱負荷。

對于葉頂小翼的冷卻特性，Zhou等[122]的葉柵試驗與數值研究指出：隨著吹風比的增加，小翼表面的氣膜冷卻有效度增加，而熱負荷降低；盡管小翼結構具有更大的葉頂表面面積以及比平頂更高的熱負荷，但小翼表面單位面積下的熱流卻遠小于平頂。

對于機匣噴氣對葉頂冷卻特性的影響，Tamunobere和Acharya[123]基于低速動態渦輪試驗開展了詳細研究，結果發現機匣噴氣主要影響噴氣孔正對著的葉頂位置及其下游吸力側區域，并且機匣與葉頂聯合噴氣獲得了更佳的總體氣膜覆蓋效果。

以上這些針對葉頂傳熱問題的研究大多集中在渦輪葉頂模型或者低速平面葉柵中進行。然而，在實際情況下，葉片轉動必然會對葉頂傳熱產生影響。Lu等[124]針對實際動葉片的數值研究指出：葉頂表面的冷氣聚集是葉頂區域壓力梯度與葉片旋轉相互作用的結果，這在基于葉柵的試驗與數值研究中無法看到；他們還發現：葉頂氣膜冷卻的存在增加了平頂表面的壓力不均勻性，然而卻降低了凹槽頂表面的壓力不均勻性，并且葉頂表面高氣膜冷卻有效度區域位于40%～80%軸向弦長之間的區域。Tamunobere和Acharya[125]基于低速動態試驗研究了葉頂及近間隙壓力側噴氣對葉頂表面氣膜冷卻的影響，研究發現：對于葉柵冷卻試驗來說，葉頂冷氣通常位于且影響間隙壓力側，而動態試驗下冷氣卻移向間隙吸力側，這使得間隙吸力側具有更高的氣膜覆蓋，而間隙壓力側氣膜覆蓋效果卻較差。

3.2 跨聲速間隙葉頂傳熱冷卻機理

3.2.1 跨聲速間隙傳熱特征及非定常特性

在現代燃氣輪機中，葉頂附近的高溫燃氣通過間隙形成高速泄漏流，甚至形成跨聲速射流，導致葉頂區域的傳熱機理更加復雜，且與亞聲速流動條件下具有不同的特性。Wheeler等[126]數值研究了高速與低速間隙泄漏流下葉頂傳熱情況，研究指出：在實際流動工況下，間隙內部結構與低速葉柵完全不同，在間隙內激波與邊界層干涉導致了邊界層厚度的巨大變化，且高速間隙泄漏流受巨大的當地壓力梯度所支配，并對湍流耗散更加不敏感；與低速間隙泄漏流相比，高速泄漏流減少了60%的葉頂表面熱負荷，這是由于驅動溫度與傳熱系數聯合減小所致。

Zhang等[127]應用高速葉柵試驗與數值計算方法研究了跨聲速間隙流動的特征及其對葉頂傳熱的影響(見圖14)，結果發現葉頂泄漏流在間隙壓力側分離泡位置形成斜激波，隨后在間隙內經歷多次反射，峰值馬赫數高達1.8，然后在間隙出口以正激波形式流出，這些激波波系導致葉頂表面出現了沿周向高低傳熱系數交替的條帶結構。另外，Zhang[127]與Gao[29]等皆指出：在跨聲速間隙內，間隙前部亞聲速區域具有比間隙中后部跨聲速區域更高的熱負荷。

圖14 試驗測量的平葉頂傳熱系數分布[127]Fig.14 Experimentally measured contours of heat transfer coefficients on a flat tip[127]

對于跨聲速間隙葉頂傳熱的非定常特性問題，Atkins等[128]應用1.5級渦輪熱動態試驗聯合非定常數值計算方法展開研究，結果發現隨著動葉片旋轉通過上游導葉出口勢流場，高溫燃氣通過葉頂間隙時的驅動溫度增加，進而增加了葉頂熱流量；并且當動葉片前緣接近上游導葉尾緣，在軸向間隙區域產生了強烈的勢流干涉，這使得間隙內流體經歷快速的接近于等熵的氣動加熱過程，進而也導致葉頂熱流量同步增加。Shyam等[129]采用非定常計算方法研究了導葉-動葉激波干涉及其對動葉頂部傳熱的影響，結果發現間隙內的非定常性主要受無黏影響支配，并不依賴于驅動壓比，此外間隙內的非定常性也產生了間斷的高溫熱斑。

3.2.2 跨聲速間隙處理葉頂的傳熱特性

對于間隙處理葉片的葉頂傳熱情況，Zhang等[130]數值研究了葉頂凹槽尾緣開口處理下氣膜孔布置對其氣膜冷卻特性的影響，研究指出：葉頂凹槽結構限制了間隙內的超聲速流動，從而獲得了氣動性能上的收益，不過也增加了葉頂的總體傳熱。

O’Dowd等[131]結合高速葉柵試驗與數值計算研究了跨聲速情況下葉頂小翼表面的傳熱特性(見圖15)，研究指出在小翼葉頂中后部區域依然存在與激波關聯的高低傳熱條帶結構，并且在近間隙吸力面存在著高努塞爾數(Nu)區域。Zhong等[132]進一步研究了跨聲速間隙下凹槽狀小翼結構的傳熱性能，研究指出小翼凹槽內流動與傳熱分布與單獨的凹槽結構(見圖16)相似，在凹槽內流動再附與沖擊的位置傳熱較強，而在凹槽基礎上使用小翼主要影響小翼附近的流動。

圖15 試驗測量的小翼葉頂努塞爾數分布[131] Fig. 15 Experimentally measured winglet tip Nusseltnumber contours[131]

圖16 測量與計算的凹槽葉頂傳熱系數分布[132]Fig. 16 Distribution of measured and computed cavity tip heat transfer coefficients[132]

3.2.3 帶氣膜的跨聲速葉頂傳熱冷卻特性

在跨聲速渦輪中，渦輪所承受的熱負荷更高，葉頂也更容易受到熱侵蝕，因此必須采取更為有效的冷卻方式。周凱等[133]采用數值模擬的方法研究了跨聲速主流條件下高壓渦輪中平頂氣膜冷卻的氣熱特性，研究發現采用氣膜冷卻方法后冷氣降低了葉頂間隙內泄漏流速度，且激波引起的葉頂傳熱分布的條帶結構變得不再明顯。Wang等[134]數值研究了冷氣噴射對跨聲速間隙泄漏流動傳熱的影響，研究發現冷氣噴射可能改變已有對不同葉頂結構性能優劣的認識；另外，在葉頂尾部跨聲速區域不開凹槽結構會使得葉頂總的冷卻性能變得更優。

Ma等[135]利用高速葉柵試驗與數值計算方法研究了冷氣噴射對跨聲速凹槽葉頂氣膜冷卻特性的影響，研究指出：泄漏流與冷氣之間存在著強烈的交互干涉，且在凹槽內存在著沿流向高低傳熱交替的條帶結構。Arisi等[136]的高速葉柵流動傳熱試驗與數值計算研究指出：在凹槽內中后部區域近似沿周向布置三道肋條改變了槽內的流動特性，明顯降低了葉頂的氣膜冷卻有效度，這是由于冷氣與泄漏流的摻混增加所致。需要說明的是，葉頂氣膜冷卻射流與葉頂處理在降低葉頂泄漏損失與改善葉頂傳熱方面具有強烈的交互作用，但這方面的研究還特別少見。

3.3 葉頂傳熱冷卻特性的影響因素

3.3.1 來流條件

Zhang等[31]結合試驗與數值計算方法研究了進口湍流度與端壁邊界層對跨聲速間隙葉頂傳熱的影響，研究發現進口湍流度與進口邊界層厚度對葉頂傳熱幾乎沒有影響，不過卻對近間隙吸力側傳熱產生了顯著的影響，這是由于通道渦與泄漏渦的相互干擾所致。

對于來流溫度的影響，Rahman等[137]的數值研究指出：進口溫度不均勻明顯改變了間隙泄漏流的氣動行為，進而影響到葉頂表面的傳熱特性。Liu等[138]采用非定常計算方法模擬了不同葉頂間隙下進口熱斑在葉頂間隙內的遷移過程，研究發現熱斑在間隙內的遷移過程在不同的間隙下是不同的，大葉頂間隙強化了泄漏流動與熱斑的遷移速率，惡化了葉頂傳熱。在此基礎上，Liu等[139]研究了進口預旋對熱斑在間隙內遷移過程的影響，研究發現由于正預旋與泄漏流之間相互“擠壓”機制的影響，葉頂間隙傳熱分布變得更加均勻，不過負預旋卻增加了泄漏流動以及間隙前部的熱負荷；總體上，在正/負預旋存在情況下間隙中后部的熱負荷皆有明顯降低。

3.3.2 間隙高度

Krishnababu等[110]的數值研究指出：隨著葉頂間隙高度增加，葉頂表面熱負荷也隨之增加。Anto等[140]試驗研究了間隙高度與出口馬赫數對葉頂傳熱特性的影響，研究發現間隙高度從 0.9% 增加到1.8%使得葉頂傳熱系數增加了3%，而在0.9%間隙高度下，出口馬赫數從0.85增加到1.05使得傳熱系數增加了39%。

關于間隙高度對跨聲速間隙葉頂傳熱特性的影響，Zhang等[141]結合高速葉柵試驗與數值計算展開了研究，結果指出：隨著間隙高度減小，間隙內泄漏流馬赫數也隨之降低；在間隙前部區域，表面努塞爾數隨間隙減小而減小，然而在間隙尾部區域，變化趨勢卻恰恰相反；Gao等[29]針對高速平面葉柵的數值研究也證實了這一點。杜昆和李軍[142]針對實際渦輪級的數值計算研究指出：隨著間隙高度增大，激波區域從尾緣向前緣擴展，葉頂傳熱系數先減小后增大。

3.3.3 機匣相對轉動

葉片與機匣之間相對轉動改變了間隙泄漏流動形態，進而改變葉頂傳熱性能。Krishnababu等[40]針對平面葉柵的數值研究指出：機匣相對轉動由于減小了泄漏流速度進而降低了葉頂總體傳熱，不過，葉片吸力面傳熱卻有所增加；另外，在大的間隙下機匣相對轉動對葉頂傳熱的影響則有所減弱。Zhou等[143]數值研究了端壁運動對小翼葉頂結構渦輪葉柵氣熱性能的影響，研究指出：小翼表面努塞爾數和熱負荷隨著端壁運動而降低，這主要是由于端壁運動降低了泄漏射流速度，進而降低了間隙泄漏量所致；在有氣膜影響下，小翼表面熱負荷隨著端壁運動降低了31%，而氣膜冷卻有效度增加了9%。

對于葉片轉動的影響，牛茂升和臧述升[43]的數值計算研究指出離心力與科氏力略微減小了葉頂傳熱，且葉片轉動對葉頂傳熱的影響與其對葉頂間隙泄漏流的影響一樣主要在于機匣相對轉動。Zhang等[144]數值研究了轉速對GE-E3渦輪動葉片葉頂氣膜冷卻特性的影響，研究發現：隨著葉片轉速的增加，葉頂表面氣膜冷卻有效度降低，同時間隙泄漏流動裹挾冷氣向間隙前部移動。Rezasoltani等[145]的渦輪熱動態試驗與數值計算研究也證實了這一點，并且指出：在葉頂間隙內存在部分冷氣趨于逆葉片轉動方向移動，該現象由于葉片轉動影響所致，在靜態平面葉柵中并不存在。

3.3.4 進氣沖角

Gao等[146]試驗研究了進氣沖角對帶尾緣開口的凹槽葉頂氣膜冷卻性能的影響，研究指出：進氣沖角影響壓力側近間隙區域以及葉頂表面的冷卻射流方向，進而改變了當地的氣膜冷卻有效度分布，并且氣膜冷卻有效度峰值隨著進氣沖角的變化向上游或者下游移動；另外，正5° 沖角可增加凹槽內氣膜冷卻有效度25%，不過總體氣膜冷卻有效度隨進氣沖角從-5°～5° 變化并未有明顯改變。

3.4 葉頂熱負荷控制

葉頂傳熱與間隙泄漏流特性直接相關，不過國內外研究人員對于葉頂熱負荷控制方面的研究工作還較少開展，僅有的工作還基本上屬于探索性研究。Mischo等[56]針對亞聲速間隙流動情況下葉頂凹槽吸力側肋條的改進設計研究指出：通過對葉頂凹槽結構的適當改進(見圖6(a))，葉頂表面努塞爾數得到了明顯降低，比原始凹槽結構降低了7%。

對于跨聲速間隙葉頂熱負荷的控制，Shyam和Ameri[147]數值研究了葉頂表面造型對葉頂熱負荷的控制效果，研究發現波紋形葉頂表面設計盡管降低了5%的熱負荷，但卻導致氣動損失增加了6%；傳統的葉頂凹槽結構設計由于激波加熱的影響而使得葉頂傳熱性能變差，反而平頂設計呈現出較佳的傳熱性能；總體上，帶有壓力側與葉頂連通的自適應噴氣孔的擴張-收斂形間隙設計，不但降低了37%的熱負荷，還使得氣動損失降低了2.84%。Maesschalck等[148]基于對跨聲速間隙內泄漏流場的細致認識，通過數值優化的手段對葉頂表面進行重新精細造型，研究發現在大部分葉頂間隙區域采用連續收斂形泄漏流動通道，可明顯降低葉頂熱負荷，且獲得了更為光滑的機匣傳熱分布，還可略微改善氣動性能。

鑒于在跨聲速間隙內間隙前部亞聲速區域具有比間隙中后部跨聲速區域更高的熱負荷[29,127]，Zhang和He[149]嘗試改進間隙前部葉頂形狀以使得間隙前部的亞聲速流動轉變為跨聲速流動，從而降低間隙前部的熱負荷，研究結果證實了這種葉頂間隙前部造型以控制葉頂熱負荷方法的可行性，并進一步指出：葉頂造型具有潛力成為一種可有效控制葉頂熱負荷與熱應力的手段。

以上這些研究主要是從葉頂處理的角度探討葉頂熱負荷的控制。鑒于機匣端壁處理對葉頂間隙泄漏流也會產生明顯影響，也有研究人員嘗試了通過機匣造型來控制葉頂熱負荷，比如Thomas等[150]探討了轉子前緣機匣臺階對跨聲速渦輪葉頂間隙傳熱特性的影響，研究指出機匣臺階不僅降低了轉子葉頂前緣熱負荷，還降低了30%的機匣端壁熱負荷。另外，Maesschalck等[151]的數值研究指出：通過采用緊間隙設計，重新構建了葉頂泄漏流動傳熱類型，從而有效減弱葉頂泄漏流帶來的不利影響。

綜上所述，對于渦輪葉頂傳熱冷卻特性的研究，前期針對葉頂間隙模型、高低速葉柵的流動傳熱研究較多。隨著研究的逐步深入，針對低速渦輪、跨聲速渦輪的試驗研究以及考慮實際渦輪葉片、實際工況和考慮級環境影響的數值研究也逐步增多。不過，國內相關研究還較少，且以數值研究、氣動研究為主。

4 葉頂間隙氣熱優化

在對渦輪葉頂間隙氣動傳熱與冷卻問題研究的基礎上，國內外研究人員也針對葉頂間隙展開了工程設計優化，包括單純的氣動優化、氣熱優化以及氣動結構優化等，不過，相關的工作還較少，還需進一步深入研究。

對于渦輪葉頂間隙的氣動優化問題，豈興明和樸英[152]以某航空燃氣輪機渦輪葉頂間隙形態為研究對象，基于數值計算手段，探討了葉頂間隙的參數化建模、優化平臺建立以及間隙形態的設計優化等問題，研究結果指出：經過葉頂間隙設計優化后的渦輪效率提高了0.395%。Kang等[153]針對葉頂凹槽結構進行了參數化建模，優化變量包括凹槽肩壁厚度、凹槽深度、凹槽前緣與尾緣半徑，在此基礎上采用試驗設計方法確定試驗樣本點，隨后利用Kriging方法構建近似模型，優化所得結果通過全三維計算分析進行評估，通過增加樣本點，重復以上步驟直至近似模型預測值與實際計算值之間的偏差滿足要求，研究發現存在最優的槽深與葉頂間隙之比使得渦輪性能最佳，并且盡管槽深與肩壁厚度對渦輪性能都有明顯影響，但損失機制是不同的。

對于渦輪葉頂間隙的氣熱優化問題，Bucchieri等[154]基于數值計算平臺，采用計算機輔助工程(CAE)等方法實現對實際帶葉頂氣膜冷卻葉片氣膜孔參數的自動氣熱優化設計，最終的三維計算證實了優化結果的氣熱性能收益。Dawes等[155]嘗試將拓撲自由方法應用到帶氣膜葉頂間隙熱負荷的管理上，通過優化葉頂氣膜孔及凹槽參數，所得研究結果證實了復雜冷卻葉片結構快速、高魯棒性和高靈活性自動優化的可行性。近來，Maral等[156]采用參數化建模的方法探討了葉頂間隙氣熱性能分析的時間成本問題，并發現所計算的具有不同參數的16種凹槽葉頂結構皆具有比平頂更佳的氣動性能。

對于葉頂表面形狀的三維氣熱優化問題，Maesschalck等[157]基于沿弦向一系列二維(2D)當地間隙泄漏流面計算，利用神經網絡方法實施氣動傳熱等多目標優化，從而重構葉頂表面形狀以期獲得最佳的氣熱性能(見圖17)，三維(3D)計算研究發現：優化后的葉頂表面形狀可使得渦輪氣動損失降低20%的同時降低40%的葉頂熱負荷。隨后，Maesschalck等[158]引入兩種新穎的葉頂間隙優化方法：一種是針對葉頂表面進行全三維參數化建模(可應用于平頂類表面優化)；另一種是針對葉頂進行拓撲建模(可應用于凹槽類葉頂結構優化，見圖18)，并借助于遺傳算法實施多目標氣熱優化，研究結果也初步證實了這兩種間隙優化方法的工程有效性。

圖17 新穎的葉頂氣熱設計方法示意圖[157] Fig.17 Schematic of novel methodology for blade tipaerothermal design[157]

圖18 肋條類葉頂結構優化途徑[158]Fig.18 Optimization approach for squealer-like blade tip structure[158]

對于葉頂間隙的氣動結構優化問題，Schabowski等[159]針對一個帶凹槽狀小翼葉頂結構的低速渦輪平面葉柵進行了氣動結構優化，針對最優葉頂結構的低速試驗顯示：測量的氣動損失隨葉頂間隙的變化速率降低了37%，并且他們的研究也指出在設計葉頂結構時需仔細考慮結構負荷的影響。

5 過渡態葉頂間隙變化規律、建模及控制

在燃氣輪機運行工況范圍內，葉頂間隙高度存在著變大、減小等過渡過程。間隙過大會造成效率損失，而間隙過小，又很可能引起葉頂與機匣碰擦，嚴重危害發動機的安全甚至釀成事故。2.2.3節所述的主動間隙控制系統盡管實施難度較大，但因其表現出的優良的工程價值而得到研究人員的持續關注。截至目前，國內外研究人員在渦輪葉頂間隙仿真模型和主動間隙控制研究方面已開展了較多的基礎性研究工作，包括葉頂間隙變化的影響因素及變化規律、葉頂間隙數值建模與分析方法、熱動態間隙控制分析以及葉頂間隙氣熱性能衰減分析等。

5.1 葉頂間隙變化的影響因素及變化規律

渦輪葉頂間隙是影響其氣熱性能和結構安全性的重要因素之一。劉永葆和房友龍[160]的仿真計算指出：渦輪通道內溫度場變化是引起渦輪葉片和輪盤徑向變形的主要因素之一，且離心力對輪盤徑向變形的影響比對葉片徑向變形的影響要更為明顯，總體上，溫度和離心力變化是葉頂間隙變化的兩個主要影響因素。胡延青和申秀麗[161]通過查閱大量文獻總結出葉頂間隙的主要影響因素有熱負荷、離心負荷、轉子不平衡響應、轉子熱彎曲以及機動載荷等，并且指出在瞬態分析過程中需要綜合考慮這幾種復雜因素。

研究人員通過動態試驗與理論分析等研究手段對渦輪葉頂間隙的變化規律(見圖19[1])已有較為充分的認識，盡管如此，相關的計算分析工作還較少。賈丙輝等[162]在對渦輪葉頂間隙的變化情況進行分析的基礎上，建立機匣、葉片和轉子的簡化模型，并研究了機動飛行下間隙動態變化規律，研究指出：高壓渦輪葉頂間隙動態變化范圍約為0.44～1.45 mm，同時加速導致的轉子振動會引起間隙局部增大或減小。

圖19 葉頂間隙隨工況變化示意圖[1]Fig.19 Schematic of variation of blade tip clearance with operating conditions[1]

5.2 葉頂間隙數值建模與分析方法

渦輪葉頂間隙仿真模型常采用理論計算與經驗數據映射的方法，不過仿真精度受到一定的限制。周驍等[163]提出聯合半無限平面瞬態熱傳導與多項式擬合方法計算燃氣輪機動態過程中變化的葉頂間隙，并基于間隙高度的變化量和渦輪總體性能參數的關聯關系實時修正當前渦輪的相關性能參數，從而提高了燃氣輪機部件模型的計算精度。楊曉光和黃佳[164]改進了一種預測渦輪葉頂間隙的縮減模型，此模型可模擬各工況下溫度、轉速和壓差對間隙高度的影響，實際燃氣輪機驗證結果顯示：改進的計算模型能快速地揭示各工況下葉頂間隙的變化規律，且具有較高的預測精度。

渦輪葉頂間隙徑向分析方法主要包括穩態和瞬態間隙的計算分析，經過幾十年的研究，研究人員對各個典型工況下的葉頂間隙分析方法已有深入認識，不過針對過渡態葉頂間隙的分析方法還不太成熟。費成巍和付黎[165]采用“熱固耦合”分析方法針對實際工況對渦輪葉頂間隙高度變化進行動態分析，在分析中充分考慮材料屬性的非線性和離心溫度等載荷的動態可變性，分別對渦輪的葉片、輪盤和機匣等部件的變形進行計算分析，從而獲得了渦輪葉頂間隙高度的動態變化規律。在此基礎上，費成巍和白廣忱[166]根據葉頂間隙的結構特點，提出了高精度、高效率可靠性分析的分布式協同響應面法，以二次響應面函數為基礎建立了相應的數學模型，驗證結果顯示：該可靠性計算模型不但能解決實際難以分析的問題，還能在保證計算精度的前提下提高計算效率。

5.3 熱動態間隙控制分析

目前渦輪葉頂間隙控制常采用主動熱控制方法，其技術思路是通過射流沖擊控制機匣溫度，進而通過機匣熱變形來控制葉頂間隙大小。在對葉頂間隙變化的影響因素、變化規律及數值分析方法研究基礎上，國內外研究人員近來逐步針對主動間隙控制機匣系統開展流動傳熱特性研究，以期進一步改善其控制效果。

張井山等[167]利用試驗研究了多層機匣結構中內斜向沖擊射流的局部傳熱特性，重點分析了雷諾數、沖擊孔入射角度及其直徑等參數對帶肋機匣表面傳熱系數的影響規律。姜遠剛等[168]針對主動間隙控制系統中冷氣管氣流沖擊機匣的典型結構，建立等尺度簡化試驗模型，通過在試驗中依據相似準則確定試驗工況，通過改變進口雷諾數、孔排方式和沖擊間距等參數，分析了機匣表面努塞爾數的分布和變化規律；Choi等[169]采用數值研究手段也開展了類似研究。

以上這些研究主要是在靜態環境下開展的，而實際情況下葉片旋轉也必然會影響到機匣附近的流動傳熱特性。Tamunobere等[170]通過低速動態試驗研究了主動間隙控制機匣的傳熱特性，研究發現轉速增加導致努塞爾數增加，并相應降低了機匣沖擊孔區域的氣膜冷卻有效度。近來，Lavagnoli等[171]概述了實際工況渦輪熱動態間隙控制的設計考慮及測試技術。

圖20 渦輪效率隨葉頂間隙變化曲線[172]Fig.20 Curves of change of turbine efficiency with blade tip gaps[172]

燃氣輪機在運行時除了工況改變引起間隙變化之外工作載荷的變化、振動等因素同樣會引起間隙變化。已安裝在發動機上的主動間隙控制系統主要是對工況改變引起的間隙變化起作用，因而對工況改變之外的其他因素引起的間隙變化卻幾乎沒有影響。高杰等[172]的研究(見圖20，圖中：ORI為平頂，PCC為凹槽葉頂，ACC為噴氣葉頂，CCC為凹槽聯合噴氣葉頂，ηis為等熵效率，τ/h為間隙與葉高之比)指出：在不同間隙控制措施下泄漏渦強度隨間隙高度的增加速度變緩，尤其在葉頂凹槽聯合噴氣下更為明顯，從而使得在復合控制措施下渦輪氣動性能對間隙變化的敏感性最低。因此，可以進一步探討聯合主動間隙控制系統與適當的間隙處理結構共同實現對渦輪葉頂間隙的全工況有效控制。

5.4 葉頂間隙氣熱性能衰減分析

燃氣輪機在長時間運行過程中，腐蝕、磨損等因素不僅增加了葉頂間隙高度，而且也可能使得葉頂部分損壞、變形甚至材料缺失等(見圖21，來自網絡)，從而改變葉頂間隙形態，造成非均勻間隙形狀，進而影響渦輪氣熱性能。

石寶龍[173]與Gao[174]等研究了典型的軸向非均勻間隙形態對渦輪氣動性能的影響，研究指出：軸向非均勻間隙形態改變了渦輪通道中泄漏渦與通道渦的相互作用，從而對渦輪氣動性能產生了明顯影響；前臺階型間隙獲得了最少的泄漏量與最高的氣動效率，渦輪等熵效率總體上提高了0.3%，不過漸擴型間隙卻獲得了最大的間隙泄漏損失。

另外，Li等[175]試驗研究了周向各葉片非均勻間隙高度對渦輪葉柵氣動性能的影響，研究指出：增大相鄰葉片間隙高度會增大中間葉片葉頂間隙泄漏損失。綜上所述，盡管葉頂間隙形態改變會改變間隙泄漏流場，進而影響葉頂傳熱冷卻特性，不過截至目前有關葉頂間隙氣熱性能衰減特性的研究還特別少見。

圖21 被氧化和腐蝕的葉頂Fig.21 Oxidized and corroded blade tips

6 葉頂間隙泄漏流的常用研究方法

隨著研究手段的快速發展，渦輪葉頂間隙氣熱問題研究已由早期的以理論分析與半經驗方法為主發展到目前的試驗與數值研究并重的局面。對于試驗方法，主要是平面葉柵試驗和少量的動態試驗，一般采用各式探針、油流、PIV和HWA(Hot Wire Anemometer)等測量氣動參數及進行流場可視化，而采用PSP、萘升華方法、TSP(Temperature Sensitive Paint)、瞬態液晶、熱膜和紅外熱像儀等測量傳熱與冷卻參數。對于數值計算方法，主要采用商業軟件和自編程序開展研究，且以定常、非流熱耦合研究為主。另外，也有少量的理論分析工作，比如泄漏渦不穩定性分析[18-20]、泄漏損失模型構建[15,100]、主動間隙控制系統建模仿真[163-166]等。

6.1 試驗方法

國內外針對渦輪葉頂間隙氣熱問題的試驗研究主要包括氣動試驗和傳熱冷卻試驗，且借助于渦輪葉柵或者旋轉渦輪開展，不過僅國外一些著名大學利用旋轉渦輪試驗臺開展了相關研究，主要有瑞士聯邦理工學院、牛津大學、德州農工大學、俄亥俄州立大學、達姆施塔特工業大學和路易斯安那州立大學等。

6.1.1 氣動試驗

國內外研究人員基于低速平面葉柵開展的研究工作相對較多[9,41,51,53,93]，主要采用墨跡、油流以及PIV等手段進行間隙泄漏流場可視化研究，并采用五孔探針、快速響應氣動探針等進行氣動參數測量。考慮到渦輪通道內固有的非定常特性，Volino[13,77]與劉火星[12]等利用運動圓柱排模擬上游葉片尾跡，在平面葉柵上開展尾跡與泄漏渦的相互干擾研究，主要的測量手段有五孔探針、PIV等。鑒于渦輪環形葉柵相對平面葉柵而言更接近真實流動，Ledezma等[90]基于扇形葉柵研究了實際帶葉頂凹槽結構渦輪動葉片的氣動性能。近來，也有研究人員[7,91]基于馮卡門流體動力學研究所的暫沖式風洞展開跨聲速葉柵間隙泄漏流動研究。不過有關高速葉柵方面的試驗研究還較為少見。

雖然渦輪葉柵葉頂泄漏流動研究取得了很多成果，但由于葉柵無法考慮葉片旋轉和科氏力的影響，以往葉柵上的研究結論能否適用于真實渦輪轉子還有待于旋轉渦輪試驗驗證。

在渦輪旋轉試驗研究方面，瑞士聯邦理工學院[95]在其1.5級“LISA”旋轉渦輪試驗臺上針對葉頂泄漏流動及其控制技術展開了大量的試驗研究。該試驗臺采用上游進氣，設計轉速為2 700 r/min，1.5級總-靜壓比為1.6，進氣流量為12.13 kg/s，輪轂比為0.825。測量裝置主要有五孔探針、PIV和快速響應氣動探針，其中五孔探針用來測量穩態流場，而快速響應氣動探針和PIV用來測量瞬態流場。

達姆施塔特工業大學[176]針對所建立的1.5級旋轉渦輪試驗臺進行了葉頂泄漏流動研究，并建立了相應的高精度流場可視化測試方法(見圖22)。該開式試驗臺采用離心壓縮機供氣，進氣流量為6.1 kg/s，渦輪壓比為1.056，進口溫度為313 K，轉子雷諾數為270 000，輪轂比為0.769。主要的測量裝置有五孔探針、HWA、動態壓力傳感器、Stereo-PIV和LDA(Laser Doppler Anemometry)等。

圖22 Stereo-PIV布置示意圖[176]Fig.22 Schematic of Stereo-PIV setup[176]

6.1.2 傳熱和冷卻試驗

在渦輪葉柵葉頂傳熱冷卻試驗方面，針對低速葉柵的研究相對較多[76,105,111,118,146,177]，主要利用萘升華方法、PSP、TSP和瞬態液晶等方法進行傳熱冷卻參數測量；而在跨聲速葉柵葉頂傳熱冷卻研究方面[31,116,132,135,136,140,178]，國內外研究人員主要采用紅外熱像儀、熱膜等測量手段展開研究。

在渦輪旋轉試驗研究方面，俄亥俄州立大學的Molter等[179]在跨聲速1.5級旋轉渦輪試驗臺上利用熱膜測量了平頂和凹槽頂表面的熱流分布。德州農工大學[145]基于所建立的3級低馬赫數旋轉渦輪試驗臺展開了渦輪葉頂表面冷卻試驗，該試驗臺設計轉速為3 000 r/min，輪轂比為0.815，進氣流量為3.58 kg/s，壓比為1.41，主要采用PSP技術獲得葉頂表面氣膜冷卻有效度分布。路易斯安那州立大學[123]在其所建立的單級低馬赫數旋轉渦輪試驗臺上開展了葉頂傳熱及其控制試驗研究。該試驗臺設計轉速為1 200 r/min，馬赫數為0.15，流量系數為0.24，載荷系數為1.06，葉高為73.598 mm，主要采用瞬態液晶進行傳熱測量。牛津大學[128]在其建立的跨聲速1.5 級旋轉渦輪試驗臺上也開展了大量的葉頂傳熱試驗。該試驗臺壓比為3.12，折合轉速為460，轉子葉片出口馬赫數為0.98，主要采用熱膜進行葉頂傳熱測量。

綜上所述，國外在渦輪葉頂間隙氣熱問題的試驗研究方面開展了較多的工作，涵蓋從低速葉柵、高速葉柵以及動態試驗等各個層次上的氣動傳熱試驗，而國內在此方面還較弱，已開展的試驗主要以低速葉柵氣動試驗為主，較少開展渦輪葉柵葉頂傳熱與冷卻方面的試驗工作；盡管北京航空航天大學、西安交通大學和哈爾濱工程大學等建有1.5級旋轉渦輪試驗臺，但尚未開展有關葉頂間隙泄漏流方面的試驗工作。

6.2 數值計算方法

對于渦輪葉頂間隙內部詳細流動情況，由于難以進行試驗測量，近些年來，隨CFD方法的快速發展，研究人員也同時通過三維數值模擬計算來研究間隙內部復雜流動情況，并取得了很大的進展。早期主要針對葉頂間隙模型開展數值研究，不過，隨著研究的逐步深入，目前渦輪葉頂間隙的研究對象已從渦輪平面葉柵、扇形葉柵過渡到實際動葉片之中。

Yang[44]與王志多[180]等研究了湍流模型對于葉頂間隙泄漏流動與傳熱的預測精度影響，研究發現k-ω或剪切應力輸運(SST)k-ω湍流模型的預測結果與試驗結果較為吻合。然而，Wheeler等[126]的研究指出：對于跨聲速間隙葉頂傳熱的數值預測精度似乎不依賴于湍流模型的選擇。

近來，Zhang和He[181]針對壁面熱邊界條件對渦輪葉頂間隙氣熱性能的數值研究指出：壁面溫度及其分布對葉頂跨聲間隙流場有著明顯的影響，并且在間隙氣動與傳熱之間存在著強烈的相互干涉。因此，研究人員也逐步針對葉頂間隙開展了流熱耦合研究[134,182]以及多學科耦合分析[183]等工作。

以上這些研究主要是采用雷諾平均數值模擬方法開展，然而由于該方法在模擬高速泄漏流上的精度限制，近來一些研究人員也逐步探索葉頂間隙的大渦模擬[184]和直接數值模擬[185]研究，以期澄清葉頂間隙內的復雜湍流流場情況及其對葉頂間隙氣動傳熱的影響。

所采用的數值計算程序主要有自編程序和商業軟件。在計算程序開發方面，羅羅公司[25]開發了雷諾平均Navier-Stokes方程的預處理時間推進求解器HYDRA。控制方程的空間離散采用二階有限體積法，時間積分采用龍格-庫塔方法，并采用多重網格加速。當地時間步法用于定常計算，而非定常計算采用雙重時間步法或者諧函數法。德國航空航天中心[47]開發了主要用于葉輪機械流動計算的TRACE軟件。瑞士聯邦理工學院[57]開發了基于節點的顯式有限體積法時間推進求解器MULTI3。為防止高頻振蕩，并能夠捕捉激波，該軟件采用了二階與四階結合的數值光順方法，整體上具有二階精度。亞琛工業大學[62]開發了一種全三維流熱耦合求解器CHTflow。NASA格林研究中心[129]開發了一種用于多葉片列非定常計算的并行求解器MSU-TURBO。

在商業軟件使用方面，主要是采用CFX、FLUENT與NUMECA等開展渦輪葉頂間隙的氣熱問題研究，在此不一一贅述。

7 結論與展望

隨著現代燃氣輪機向大功率、高效率方向發展，高渦輪進口溫度、大氣流折轉角和冷卻葉片等已成為燃氣渦輪的主要發展趨勢，這些新特征使得葉頂間隙泄漏流動及傳熱冷卻變得尤為復雜。如何有效抑制葉頂間隙泄漏流動并有效冷卻葉頂表面成為提高燃氣渦輪效率和可靠性的關鍵。經過半個多世紀的研究，研究人員對葉頂間隙泄漏流動機理、葉頂傳熱冷卻機制及葉頂間隙控制方法等已有了一定的認識，不過目前葉頂間隙泄漏流的氣熱問題研究依然存在以下幾個關鍵問題：

第一，研究人員目前仍缺乏對實際渦輪葉片葉頂間隙內部詳細流動結構、傳熱特性及泄漏損失機制的深層次研究，對影響葉頂間隙泄漏流動與傳熱的因素也缺乏詳細的探討，特別是針對高壓渦輪跨聲速間隙泄漏流動與傳熱特性的研究還特別少，對跨聲速渦輪中不同工況下不同葉頂所對應的氣熱性能和傳熱冷卻機理仍不太清楚，對葉頂泄漏影響傳熱的實質的理解還遠遠不夠。

第二，目前的葉頂間隙控制研究主要從氣動角度展開，且以葉頂處理、噴氣控制為主，還缺乏葉頂間隙復合控制方面的研究，對于變工況條件下各間隙控制方法的效果如何或是否依然有效還尚未可知，從氣熱角度系統探討間隙處理對葉頂間隙氣熱性能影響的研究還相當有限，針對新穎的自適應間隙控制或熱動態間隙控制等方法的研究更為少見，截至目前還缺乏有效的渦輪葉頂間隙結構快速氣熱設計準則。

第三，在葉頂泄漏流氣熱問題的研究方法上，由于間隙區域測量困難，現有的低速葉柵試驗的精度與可靠度仍有待加強，相關的高速葉柵試驗尤其是葉頂傳熱冷卻試驗研究還較少，考慮上游尾跡與機匣相對轉動影響的葉柵試驗更是少見，此外也僅有國外少數著名大學才開展了一些旋轉渦輪葉頂間隙氣熱試驗研究。對于葉頂泄漏流問題的數值計算研究，主要是采用CFD軟件開展研究，且以定常、非流熱耦合計算為主，對于跨聲速間隙泄漏流動傳熱問題的模擬目前還依然面臨著計算精度問題。

因此，渦輪葉頂間隙泄漏流相關的氣熱問題依然需要進一步的研究，今后研究的主要內容應該包括：

1) 使用更加精細的研究手段深入認識實際跨聲速渦輪葉頂間隙泄漏流動結構、激波特性、泄漏損失來源及形式和葉頂傳熱特征，更加準確且細致地分析幾何參數和流動參數等對間隙泄漏流動與傳熱冷卻特性的影響規律，從而澄清葉頂間隙泄漏影響傳熱的實質，并進一步構建葉頂結構氣熱性能的綜合評價方法。

2) 深入認識現有常規間隙控制方法對實際渦輪葉片氣熱性能的影響規律，進一步開展葉頂間隙主被動復合控制的綜合氣熱影響研究，并評估其在變工況條件下的適用性。另外，澄清葉頂間隙主動控制機匣系統傳熱冷卻特性，進而優化主動間隙控制機匣的瞬態響應，并探索新穎的自適應間隙控制、熱動態間隙控制等方法。在以上研究基礎上，利用多場耦合方法開展實際跨聲速渦輪葉頂結構的多學科分析與快速優化研究，進而探索提出渦輪葉頂結構的快速氣熱設計準則和方案。

3) 加強試驗研究，尤其是渦輪高速葉柵葉頂傳熱冷卻試驗和動態渦輪葉頂間隙氣熱試驗，并采用先進的流動傳熱測量手段，以提高試驗的測量精度和可靠性，從而構建不同幾何參數與流動參數下不同典型間隙處理結構氣熱性能的基礎試驗數據庫，為渦輪葉頂結構的工程設計以及CFD算法驗證提供參考。

4) 對于葉頂間隙泄漏流的數值計算，根據研究問題的實際需要，可采用流熱耦合計算，以提高葉頂傳熱冷卻參數及其實際分布的計算精度；如有必要，還需借助渦輪葉柵或者動態試驗數據修正湍流模型或開發新的湍流模型。此外，也可探索高精度計算程序比如大渦模擬、直接數值模擬等在跨聲速間隙泄漏流動問題研究上的應用。對于葉頂結構的氣熱優化以及渦輪熱動態間隙變化規律的高精度預測等問題，還需研究開發相應的流熱耦合快速分析方法。

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(責任編輯： 鮑亞平)

*Corresponding author. E-mail: gaojie_d@hrbeu.edu.cn

Research progress on turbine blade tip aerodynamics and heat transfer technology for gas turbines

GAO Jie*, ZHENG Qun, YUE Guoqiang, DONG Ping, JIANG Yuting

CollegeofPowerandEnergyEngineering,HarbinEngineeringUniversity,Harbin150001,China

The turbine blade tip leakage flow has significant influences on aerodynamic losses, heat transfer and even overall efficiency of the turbine, and is thus one of the key factors in deteriorating the turbine aerothermal performance. The flow and heat transfer mechanisms and the aerothermal control of the tip leakage have been a hot and difficult issue in the research on gas turbines. The research progresses on turbine blade tip aerodynamics and heat transfer over the past decade are reviewed in five aspects: blade tip leakage flow mechanism and its influencing factors, tip leakage flow control methods, blade tip heat transfer and cooling mechanism, influencing factors and control methods, blade tip aerothermal optimization, and blade tip clearance variation, blade tip modeling and its control at transient operations. Furthermore, the turbine blade tip leakage flow research methods, including flow and heat transfer tests and numerical methods are briefly summarized. The key trends and future research priorities regarding turbine blade tip aerodynamics and heat transfer are presented.

turbine; blade tip; tip leakage flow; tip clearance control; tip heat transfer; aerothermal performance

2016-12-05； Revised： 2017-02-26； Accepted： 2017-03-25； Published online： 2017-04-11 10:21

URL： www.cnki.net/KCMS/detail/11.1929.V.20170411.1021.002.html

s： National Natural Science Foundation of China (51406039); Natural Science Foundation of Heilongjiang Province of China (QC2016059)

V231; TK472

A

1000-6893(2017)09-521019-31

2016-12-05； 退修日期： 2017-02-26； 錄用日期： 2017-03-25； 網絡出版時間： 2017-04-11 10:21

www.cnki.net/KCMS/detail/11.1929.V.20170411.1021.002.html

國家自然科學基金 (51406039)； 黑龍江省自然科學基金 (QC2016059)

*通訊作者.E-mail: gaojie_d@hrbeu.edu.cn

高杰， 鄭群， 岳國強， 等． 燃氣輪機渦輪葉頂間隙氣熱技術研究進展[J]． 航空學報, 2017, 38(9): 521019. GAO J, ZHENG Q, YUE G Q, et al. Research progress on turbine blade tip aerodynamics and heat transfer technology for gas turbines[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(9): 521019.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.621019