熱斑壓力比對氣冷渦輪葉柵表面熱負荷的影響

苗 輝，朱江楠，馬薏文，劉志剛，張曉東

(1.中國航空發動機研究院，北京 101304；2.中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都 610500)

1 引言

在航空發動機實際工作中，燃燒室出口截面(即渦輪進口截面)的燃氣溫度存在嚴重的非均勻性，該截面最高溫度會明顯高于平均溫度，差值高達100～200 K，這種局部的高溫氣流被稱作熱斑[1]。熱斑的存在顯著增加了渦輪的熱負荷，極大地影響著渦輪的可靠性和使用壽命。充分掌握渦輪進口熱斑的影響規律及影響因素，是渦輪部件冷卻結構精細化設計的必要條件。國外學者已經通過數值與試驗研究對渦輪進口熱斑遷移特性開展了探討。其中最早被研究的一個對熱斑有明顯影響的因素是熱斑引入位置與葉片之間的相對位置[2]，其他相關影響因素還有熱斑的形狀[3-4]、熱斑與主流氣體溫度比[5]、葉柵結構形狀[6-9]以及冷卻流[10-11]等。國內有關熱斑影響的研究起步相對較晚，2000年左右的才開始開展了一些數值與試驗研究[12-15]。

熱斑引入的周向、徑向位置差異會造成渦輪葉柵內溫度場的不同表現。周向位置上，在熱斑完全沖擊第一級靜葉時，熱斑熱流與靜葉尾跡混合后作用在動葉上的熱負荷明顯變小，第二級導葉上的熱負荷也可被減輕，但此時付出了第一級導葉熱負荷激增的代價[16]。徑向位置上，在熱斑往葉尖方向移動時，輪轂附近的熱負荷逐漸降低，渦輪機匣附近熱負荷則上升。綜合考慮理想的熱斑引入位置時，最佳選擇應該是將熱斑直接正向沖擊在第一級導葉靠近葉根位置[17]。

分析過往研究發現，大多工作圍繞單一熱斑開展，但實際情況中，從燃燒室后端引入渦輪的熱斑數量、形狀、大小、范圍都不盡相同。如對于橢圓形熱斑來說，它與周圍主流有更大的接觸面積，并在徑向上比周向上摻混得更加劇烈[18-19]。熱斑溫比在不同工況下的浮動范圍非常大，對下游部件產生的直接熱負荷分布不均勻。由于動葉壓力面附近有間歇性的流動分離，一層薄低溫流會出現在熱斑流與壁面之間，當熱斑溫比上升時，流動分離的頻率也會隨之增加[20]。

近期的研究越來越多地關注葉柵彎扭、非軸對稱端壁和葉頂間隙等葉柵結構對熱斑遷移的影響。通過控制靜葉出口流場來調整熱斑在動葉中的遷移是削弱熱斑產生高熱負荷區域的有效方法，葉柵彎扭等結構能夠顯著改變靜葉出口流場分布，降低葉柵氣動損失[21]。正彎葉型可以顯著削弱熱斑向動葉壓力面的徑向遷移，使動葉壓力面和葉頂熱負荷顯著降低。葉頂間隙泄漏流動也對熱斑的徑向遷移有很大影響，其增強了熱斑向動葉壁面的遷移，使動葉壁面時均溫度增加[22]。使用非軸對稱端壁產生的附加二次流可以有效削弱二次流損失，但對動葉壁面靜溫的影響很小。另外，葉片數作為渦輪葉柵設計的一個關鍵參數，對渦輪氣熱性能影響很大，導葉數較多時，帶有熱斑的動葉表面溫度越低，并且存在最優的動葉數使動葉壁面時均熱負荷最低[23-24]。

對于渦輪入口處溫度場畸變的影響，熱斑特性參數和葉型結構的合理選擇可在一定程度上削弱熱斑產生的高熱負荷區域，但目前可行性最高且應用較多的方法是采用先進的氣膜冷卻技術。對比其他冷卻方法來講，氣膜冷卻結構效率更高，對冷卻氣流速度的限制更少，便于有針對性地減小熱斑負面影響[25]。氣膜冷卻對熱斑的削弱作用在不同位置差異很大，前緣冷卻氣流主要削弱輪轂區域的高溫區，壓力面冷氣對熱斑的影響甚微，而吸力面上的氣膜幾乎可消除熱斑影響。

綜上，國內外針對熱斑問題開展的工作，鮮有涉及熱斑壓力與主流壓力之比(本文定義為熱斑壓力比)的影響規律的研究。在實際發動機工作條件下，由于燃燒室火焰筒二次孔橫向射流造成的速度不均勻性會導致渦輪進口截面的總壓出現不均勻性。這種不均勻性雖然不大(如±3%)，但其與溫度不均勻性同時存在，對渦輪部件會有明顯的影響。本文針對圓形熱斑對渦輪葉柵的影響進行試驗和數值研究，以便深化對熱斑效應的認識，為更精細化地設計渦輪冷卻系統、合理減少冷卻氣量提供依據。

2 試驗介紹

2.1 試驗系統

試驗系統內部結構見圖1，主要由進口延長段、轉接段、湍流熱斑段、試驗段等組成。轉接段的作用是將延長段中的流體引入流道；湍流熱斑段的作用是通過擾流棒和次流引氣管來模擬試驗所需的進口湍流度和熱斑；試驗段的作用是固定試驗葉柵和冷氣集氣腔，并通過其上安裝的測試受感部采集葉柵進出口數據。需說明的是，雖然真實發動機的熱斑溫度本身并不均勻，試驗中次流引氣管以均勻溫度的方式來模擬熱斑條件時，保持試驗中的熱斑溫度比接近于實際發動機燃燒室出口截面熱斑平均溫度與整個截面平均溫度之比，且熱斑面積相似。詳細介紹見文獻[26]。

圖1 試驗系統示意圖Fig.1 Schematic views of test setup

2.2 試驗件

試驗中共有5 個渦輪葉片形成的4 個葉柵通道。5個葉片中只有1個葉片為測量葉片，其余為實心陪襯葉片；葉片材料為環氧樹脂，采用C3X模型，有7 排氣膜孔，其中前緣3 排，壓力面和吸力面各2排；葉片表面有為鋪設熱偶絲而切出的槽道。渦輪葉片模型和試驗件照片如圖2所示。

圖2 試驗葉片(左-示意圖；右-照片)Fig.2 Test turbine vane(Left:schematic view;Right:photo)

2.3 試驗條件

本試驗研究的目的是為校核數值研究方案提供基礎數據。受試驗資源限制，試驗條件如表1 所示。試驗中，在試驗條件穩定后錄取葉片表面各點熱電偶溫度數據。

表1 試驗條件Table 1 Test Conditions

3 數值計算方法

計算域如圖3 所示，取一個渦輪葉片周期為計算對象，沿兩側渦輪通道中心線形成的曲面為邊界，并取為周期性邊界。熱斑管模型與試驗條件的一致。由于葉片材料為低導熱率的環氧樹脂，壁面導熱可以忽略，故計算域中只有流體部分。主流和熱斑從葉柵前面進入葉柵通道；冷卻氣流從葉片下部進入葉片內部，經由氣膜孔進入主流。

圖3 計算域Fig.3 Computational domain

采用網格劃分軟件生成的非結構化四面體網格，在保證計算精度的條件下，具有快速分網的特點。對葉片表面附近網格進行加密，并附著邊界層。網格無關性驗證所用總網格量分別是580 萬、1 100萬和1 600萬，以前兩套和后兩套網格方案計算的葉片平均溫度相差分別為2.1%和0.3%，故選擇1 100萬網格方案。

數值算法選用CFD商業軟件進行求解，計算采用Faver 平均的N-S 方程。對流項離散采用二階精度迎風格式，擴散項為中心差分格式，時間迭代采用穩態的基于密度的隱式耦合算法。湍流模型選用SSTk-ω模型。邊界條件為壓力入口/壓力出口條件，葉片表面及計算域底面/頂面為絕熱壁面。

4 結果與討論

4.1 試驗結果和計算結果的對比

針對試驗工況進行計算，邊界條件按照試驗條件設置，對應的葉片表面溫度場如圖4 所示。可看出，熱斑直接沖擊在葉片前緣，雖然在前緣附近有3排氣膜孔，但氣膜孔未能給前緣提供良好的保護，形成了高溫區。另外，熱斑正對葉片前緣，但熱斑氣流對葉片吸力面的影響更大。在壓力面上經過氣膜孔后熱斑氣流已沒有明顯影響，而吸力面上在氣膜孔間覆蓋的邊緣區形成了多個溫度較高的狹長區域。

圖4 試驗條件(熱斑壓力比1.028，冷氣流量比4%)下的溫度場云圖Fig.4 Numerical temperature contour of vane under test condition with pressure ratio of 1.028 and cooling air ratio of 4%

圖5 為葉柵通道中截面氣流的溫度與速度云圖。可看出，熱斑氣流受位勢效應的影響，向吸力面發生較為明顯的偏轉。速度最高區域出現在吸力面鰓區，壓力面靠近葉片前緣區域則出現低速區。

圖5 葉片中截面流體域的溫度場與速度場Fig.5 Temperature and velocity contour at the middle section plane of the vane

圖6示出了葉片中截面表面溫度計算結果與試驗結果的對比。可看出，中截面上計算結果有數個溫度陡降區，這是因為氣膜射流的注入使下游臨近區域溫度得到明顯降低。而試驗中葉片表面測點要避開氣膜孔區域，故試驗結果未有溫度突然下降。經分析，壁面溫度的試驗結果和對應計算結果的平均誤差為1.05%，認為計算方案足夠精確。

圖6 試驗和數值計算的中截面溫度Fig.6 Experimental and numerical calculation results of middle section plane of the vane

4.2 熱斑壓力比的影響

由于試驗中未考慮設置總壓可變，因此采用數值計算方法研究熱斑壓力比的影響。試驗中熱斑壓力比為1.040，但熱斑氣流經過彎管會產生壓力損失，葉柵入口處熱斑壓力比約為1.028。數值計算中設置熱斑壓力比變化范圍在相差±2%(即熱斑壓力比范圍為0.980～1.020)，其中設定主流壓力不變，熱斑進口壓力根據熱斑壓力比計算；冷氣流量比選擇2%和4%；其余參數與表1中的相同。圖7示出了不同熱斑壓力比條件下葉片表面的平均溫度。可看出，隨著熱斑壓力比的增加，熱斑使葉片表面的平均溫度逐漸增加。其中，壓力面平均溫度受熱斑壓力比變化的影響較小，吸力面則較大，尤其是熱斑壓力比較高時。

圖7 不同壓力比條件下葉片壓力面和吸力面的平均溫度Fig.7 Average temperature of pressure side and suction side of vane under different perssure ratios

圖8 示出了熱斑壓力比分別為0.980、1.000、1.010、1.020，冷氣流量比為4%時葉片表面的溫度場。從圖8及圖4可看出，隨著熱斑壓力比的增加，溫度較高的區域逐漸擴大。這是因為熱斑壓力比增加，引起熱斑射流速度和流量的增加，高溫熱斑射流可以覆蓋葉片表面更多的面積。另外，對于此類熱斑正對葉片前緣的計算條件，當熱斑壓力比較小(0.980、1.000)時，熱斑對帶氣膜射流的葉片無明顯影響；而隨著熱斑壓力比的增加(壓力比為1.010、1.020、1.028)，熱斑逐漸對葉片表面產生影響，造成前緣和吸力面出現高溫區。

圖8 冷氣流量比為4%時不同壓力比條件下的葉片溫度場云圖Fig.8 Temperature contour of vane under different pressure ratio with the cooling air ratio of 4%

圖9 示出了熱斑壓力比分別為0.980、1.000 和1.020，計算域在50%葉高水平面上的溫度場云圖。可看出，雖然熱斑射流正對葉片前緣，但受位勢效應影響，熱斑射流向吸力面一側偏轉。熱斑在渦輪通道中向下游流動時，溫度不斷下降。熱斑壓力比越小，熱斑溫度衰減越快，方向偏轉也越明顯。其中，當熱斑壓力比為0.980時，熱斑氣流未及前緣區域，其溫度便衰減至和主流相當的溫度水平。

圖9 冷氣流量比為4%時不同壓力比條件下葉片中截面流體域溫度場Fig.9 Temperature contour at the middle section plane of the vane under different pressure ratio with the cooling air ratio of 4%

從上述分析可看出，熱斑壓力比的微小變化對熱斑特征會產生明顯的影響。在前人的研究中未考慮這一因素，也許是造成研究結果偏差較大的原因之一。由于實際發動機中，渦輪前截面的溫度不均勻性(熱斑)與總壓不均勻性是相互獨立的，且各自的影響規律又較為復雜，用于指導渦輪冷卻結構設計時，可按照最高壓力比校核熱斑的影響。

4.3 冷氣流量比的影響

圖10 示出了冷氣流量比為1%～5%，熱斑壓力比為1.020，其余參數與表1 試驗條件相同下，葉片壓力面和吸力面的平均溫度。可看出，隨著冷氣流量比增加，葉片表面溫度顯著下降。

圖10 不同冷氣流量比條件下葉片壓力面和吸力面的平均溫度Fig.10 Average temperature of pressure side and suction side of vane under different cooling air ratios

圖11示出了熱斑壓力比1.020、冷氣流量比2%條件下葉片表面的溫度場。可見，與冷氣流量比為4%的圖8(d)相比，冷氣流量比越小，氣膜對葉片表面的覆蓋越差，葉片前緣和吸力面的高溫區域面積越大。此外，熱斑壓力比較高(如1.020)時，即使冷氣流量比高達4%，本文選用的氣膜冷卻結構也未能很好地阻止熱斑對葉片前緣和吸力面的加熱。為此，在實際渦輪設計中，可以根據熱斑的規律對冷卻結構進行針對性的設計或優化。

圖11 壓力比1.020時冷氣流量比2%條件下的葉片表面溫度場Fig.11 Temperature contour of vane with pressure ratio of 1.020 and cooling air ratio of 2%

5 結論

(1)在壓力比1.028、冷氣流量比4%條件下，數值計算結果和試驗結果吻合較好，各測點試驗與計算的壁面溫度結果的平均誤差為1.05%。

(2)熱斑壓力比的微小變化對熱斑特征會產生明顯的影響。在計算條件下，熱斑壓力比小于1.000 時，熱斑對葉片表面熱負荷幾乎無影響；但隨著熱斑壓力比的增加，熱斑對葉片表面的加熱效果越來越明顯，尤其是在葉片前緣和吸力面。

(3)受位勢效應影響，熱斑射流向吸力面一側偏轉。熱斑在渦輪通道中向下游流動時，溫度不斷下降。熱斑壓力比越小，熱斑溫度衰減越快，方向偏轉也越明顯。當熱斑壓力比為0.980 時，熱斑氣流未及前緣區域，其溫度便衰減至和主流相當的溫度水平。

(4)考慮到實際發動機渦輪前截面的溫度不均勻性(熱斑)與總壓不均勻性是相互獨立的，為應對熱斑效應給葉片帶來的額外熱負荷，在渦輪冷卻結構設計時，可按照最高壓力比來校核熱斑的影響。