王彬，黃康才(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

尾緣冷氣噴射對(duì)超聲渦輪葉柵性能的影響

王彬，黃康才
(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

采用試驗(yàn)與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法，研究了某超聲速渦輪導(dǎo)向葉柵尾緣冷氣噴射對(duì)葉柵流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響。數(shù)值模擬時(shí)，使用環(huán)形葉柵模型近似模擬平面葉柵內(nèi)的流動(dòng)。研究結(jié)果表明：數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好；尾緣冷氣噴射可減少主氣流在尾緣停滯區(qū)的能量耗損，削弱葉柵尾緣處的內(nèi)邊緣激波，葉柵氣動(dòng)效率隨冷氣量的增加先增大后減?。晃簿壚錃鈬娚鋵?duì)葉柵出口附近氣流角的周向分布有影響，但對(duì)質(zhì)量平均的葉柵出口氣流角基本無(wú)影響。

葉柵氣動(dòng)效率；冷氣噴射；尾緣停滯區(qū)；源項(xiàng)模擬技術(shù)；葉柵風(fēng)洞試驗(yàn)

1 引言

現(xiàn)代航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)更大單位推力和更低耗油率的追求，使得高壓渦輪進(jìn)口溫度不斷提高，甚至超出了渦輪葉片材料的最大許用溫度，這就需要對(duì)渦輪葉片進(jìn)行有效冷卻。在葉片不同位置進(jìn)行冷氣噴射以形成氣膜冷卻或沖擊冷卻是諸多冷卻方式中的一種，而在葉片尾緣進(jìn)行冷氣噴射是其最重要的形式之一。

國(guó)外學(xué)者和研究機(jī)構(gòu)對(duì)渦輪葉柵尾緣冷氣噴射進(jìn)行了大量研究。Sieverding等[1]研究了在壓力側(cè)開(kāi)有半劈縫冷卻結(jié)構(gòu)的渦輪導(dǎo)向葉片下游流場(chǎng)，認(rèn)為由于冷氣與主流快速摻混，壓力側(cè)半劈縫冷氣噴射不會(huì)產(chǎn)生更復(fù)雜的流譜。Kapteijn等[2]采用試驗(yàn)的方法對(duì)比研究了全劈縫和壓力側(cè)半劈縫兩種冷卻結(jié)構(gòu)的導(dǎo)向葉片，相對(duì)于全劈縫結(jié)構(gòu)，半劈縫結(jié)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生更高的損失，尤其是當(dāng)葉片處于超聲速流動(dòng)時(shí)。Pappu等[3]研究了單個(gè)冷卻渦輪葉片尾緣冷氣噴射對(duì)下游摻混損失的氣動(dòng)影響，認(rèn)為當(dāng)冷氣噴射速度比為1時(shí)，尾緣冷氣噴射可減小摻混損失。Deckers等[4]研究了不同出口馬赫數(shù)和不同冷氣量下帶尾緣冷氣噴射的二維葉柵氣動(dòng)性能，認(rèn)為尾緣冷氣噴射可增加尾緣后的壓力并減小葉柵總損失。而P&W公司在其E3計(jì)劃高壓渦輪詳細(xì)設(shè)計(jì)報(bào)告[5]中指出，尾緣吹氣可使部件效率提高約1.1%。國(guó)內(nèi)有學(xué)者采用理論分析、數(shù)值模擬及葉柵試驗(yàn)等方法對(duì)尾緣冷氣噴射渦輪葉柵進(jìn)行了研究[6～10]，但這些研究主要以亞、跨聲葉柵為主，其觀點(diǎn)和結(jié)論具有一定局限性。

不同于以葉片表面摩擦為主要損失的亞聲速葉柵，超聲速葉柵通常具有較小的彎角(甚至為負(fù)彎角)，槽道內(nèi)存在較強(qiáng)的激波及激波與附面層的相互干擾，柵后氣流不均勻性強(qiáng)，流動(dòng)現(xiàn)象十分復(fù)雜，其損失主要由激波損失、尾緣損失和葉片表面摩擦損失組成。本文采用數(shù)值模擬方法對(duì)某尾緣冷氣噴射的超聲速渦輪導(dǎo)向葉柵的損失特性進(jìn)行了研究，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。

圖1 葉柵示意圖Fig.1 The sketcHof cascade

圖2 計(jì)算網(wǎng)格Fig.2 The computationalgrids

2 試驗(yàn)器及試驗(yàn)葉柵

試驗(yàn)在中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院超、跨聲速平面葉柵風(fēng)洞試驗(yàn)器[11]上進(jìn)行。為進(jìn)行帶冷氣噴射平面葉柵試驗(yàn)，增設(shè)了由同一氣源站提供高壓空氣的冷氣噴射系統(tǒng)。該系統(tǒng)由冷氣進(jìn)口閘閥、調(diào)壓閥、孔板流量計(jì)和多接嘴穩(wěn)壓罐組成。調(diào)壓閥采取遠(yuǎn)距離控制，使之達(dá)到所要求的噴氣流量比，并采用從葉片兩端引入高壓空氣的方法保證噴氣均勻。試驗(yàn)葉柵有4個(gè)噴氣葉片，保證3個(gè)完整的帶冷氣噴射的槽道。

本文所研究的葉柵如圖1所示，主要參數(shù)如下：柵距t=53.21 mm，弦長(zhǎng)b=76.62 mm，安裝角βs= 32.02°，有效出氣角β2ef=12.18°，設(shè)計(jì)出口等熵馬赫數(shù)M2t=1.25，尾緣厚1.6mm，尾縫寬0.5mm。

3 數(shù)值模擬方法

計(jì)算網(wǎng)格采用CFX-TurboGrid1.6[12]中的軸流-大安裝角模板(BCOC)生成。葉片附近生成O型網(wǎng)格，葉片通道和前緣采用C型網(wǎng)格，尾緣使用兩個(gè)H型網(wǎng)格。為模擬尾緣冷氣流動(dòng)，使用了源項(xiàng)模擬技術(shù)，即采用一條網(wǎng)格槽縫模擬尾縫，槽縫面積近似等于尾縫面積[13]。圖2為計(jì)算網(wǎng)格示意圖，網(wǎng)格總數(shù)約75萬(wàn)，最小剪切角35.50°。

模擬計(jì)算采用三維計(jì)算分析軟件CFX 12.0[14]。進(jìn)口給定均勻的總壓、總溫和進(jìn)口氣流角，出口給定平均靜壓。壁面滿(mǎn)足無(wú)滑移和絕熱條件，周期性邊界強(qiáng)迫對(duì)應(yīng)點(diǎn)所有物理參數(shù)相等。需要輸入的冷氣參數(shù)包括質(zhì)量流量、冷氣流動(dòng)方向角、冷氣總溫、冷氣湍流度和渦粘性比。本次計(jì)算采用SST湍流模型、定比熱，粘性系數(shù)和導(dǎo)熱系數(shù)采用Sutherland法則，收斂精度5.0×10-4。

4 結(jié)果分析

4.1 冷氣量對(duì)葉片表面等熵馬赫數(shù)的影響

計(jì)算出口截面位置與試驗(yàn)出口測(cè)量截面位置保持一致，均距葉片尾緣0.45t。文中x/b為相對(duì)弦長(zhǎng)。

圖3、圖4分別給出了M2t=1.25、尾緣噴射相對(duì)冷氣量Gc=0.0%～4.0%時(shí)，三維計(jì)算及試驗(yàn)測(cè)得的葉片表面等熵馬赫數(shù)分布。圖3(a)為全局視圖，圖3 (b)為葉背喉道至尾緣斜切口段等熵馬赫數(shù)放大圖。從圖中可看出，尾緣冷氣噴射只影響葉背喉道至尾緣斜切口段的等熵馬赫數(shù)分布，隨著冷氣量的增大，等熵馬赫數(shù)峰值降低且位置略有前移。對(duì)比圖3和圖4可看出，三維計(jì)算與試驗(yàn)所測(cè)的葉片表面等熵馬赫數(shù)分布規(guī)律基本一致。

圖5給出了M2t=1.25，Gc=0.0%、1.0%、2.0%和3.0%時(shí)葉片槽道馬赫數(shù)等值線分布?？梢?jiàn)，隨著冷氣量的增加，尾緣內(nèi)邊緣激波在相鄰葉片葉背上的反射點(diǎn)逆流向上移，且槽道內(nèi)最大馬赫數(shù)減小。

圖6給出了某亞聲速葉柵出口馬赫數(shù)為0.88時(shí)，葉片表面等熵馬赫數(shù)隨尾緣噴射冷氣量(冷氣量從1.0%增加到3.8%)的變化。從圖中可看出，相對(duì)于超聲速葉柵，亞聲速葉柵的葉片表面等熵馬赫數(shù)幾乎不受尾緣冷氣噴射的影響。

4.2 冷氣量對(duì)葉柵氣動(dòng)效率的影響

對(duì)于帶冷氣的渦輪葉柵，冷氣總壓對(duì)葉柵出口總壓有一定影響。為準(zhǔn)確評(píng)估冷卻葉柵性能，本文給出了冷卻渦輪葉柵氣動(dòng)效率的定義：

圖3 葉片表面等熵馬赫數(shù)分布(計(jì)算)Fig.3 The isentropic MacHnumber distribution of cascade surface(CFD)

圖4 葉片表面等熵馬赫數(shù)分布(試驗(yàn))Fig.4 The isentropic MacHnumber distribution of cascade surface(test)

式中：P為壓力，Pa；G為流量，kg/s；T為溫度，K；C為速度，m/s；k為比熱比，本文k=1.4；cp為定壓比熱，J/(kg·K)；上標(biāo)*代表滯止；下標(biāo)0代表葉柵進(jìn)口主流，2代表葉柵出口，c代表冷氣，i代表第i股冷氣。

圖7給出了所研究葉柵氣動(dòng)效率隨尾緣噴射冷氣量的變化趨勢(shì)?？梢?jiàn)，葉柵氣動(dòng)效率隨冷氣量的增加先增后減，且計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本一致。

對(duì)于無(wú)冷卻葉柵(見(jiàn)圖8(a))，當(dāng)主氣流從葉片尾緣處的葉盆、葉背離開(kāi)尾緣時(shí)，其后面產(chǎn)生流體分離界面及停滯區(qū)。主氣流在粘性作用下不斷從停滯區(qū)帶走低能量流體而消耗自身能量，同時(shí)又因部分主氣流填充該區(qū)域而進(jìn)一步消耗自身能量，在尾緣后形成一對(duì)渦，產(chǎn)生尾緣損失，從而降低葉柵氣動(dòng)效率。從圖8(a)還可看出，由于葉背流速高，附面層薄，主氣流的引射作用更強(qiáng)，尾緣后靠近葉背的漩渦較大。當(dāng)有冷氣從尾緣處尾縫噴射出時(shí)(見(jiàn)圖8(b))，冷氣會(huì)填充尾緣后的停滯區(qū)，削弱尾緣后的對(duì)渦(Gc=3.0%時(shí)對(duì)渦接近消失)，增加尾緣后的壓力，使尾跡得到強(qiáng)化，從而降低尾緣損失，提高葉柵氣動(dòng)效率。同時(shí)，尾緣冷氣噴射還可削弱尾緣處的內(nèi)邊緣激波，減弱尾緣后氣流的過(guò)度膨脹，從而減小激波損失，進(jìn)一步提高葉柵氣動(dòng)效率。冷氣離開(kāi)葉片尾緣后很快完成與主氣流的摻混，帶來(lái)?yè)交鞊p失。當(dāng)由冷氣噴射引起的激波損失和尾緣損失的減小量大于由冷氣與主氣流摻混帶來(lái)的摻混損失時(shí)，葉柵氣動(dòng)效率提高；反之，葉柵氣動(dòng)效率降低。

圖5 不同冷氣量時(shí)槽道馬赫數(shù)等值線分布Fig.5 The isoline distribution ofMacHnumber in flow passage atvaried coolantmass flow ratio

圖6 某亞聲速葉柵葉片表面等熵馬赫數(shù)分布Fig.6 The isentropic MacHnumber distribution ofa subsonic cascade surface

圖7 不同冷氣量時(shí)葉柵的氣動(dòng)效率Fig.7 The aerodynamic efficiency of cascade atvaried coolant flow ratio

圖8 尾緣附近流線示意圖Fig.8 The sketcHof stream line near trailing edge

4.3 冷氣量對(duì)葉柵出口氣流角的影響

超聲速氣流經(jīng)過(guò)外邊緣激波時(shí)會(huì)折向軸線方向，經(jīng)過(guò)內(nèi)邊緣激波時(shí)會(huì)折向額線方向，且激波越強(qiáng)，氣流方向折轉(zhuǎn)越大。因此，超聲葉柵后氣流角沿周向分布極不均勻。當(dāng)有尾緣冷氣噴射時(shí)，會(huì)削弱尾緣處的邊緣激波，所以冷氣量對(duì)葉柵出口氣流角沿周向的分布有一定影響。

圖9給出了距尾緣0.1t截面一個(gè)柵距內(nèi)氣流角沿周向的分布。從圖中可明顯看出，隨著冷氣量的增加，內(nèi)邊緣激波減弱，氣流折轉(zhuǎn)減?。煌瑫r(shí)，尾緣冷氣噴射對(duì)外邊緣激波的影響較小。

圖10給出了測(cè)量截面位置質(zhì)量平均的葉柵出口氣流角隨冷氣量的變化趨勢(shì)。試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果都表明，尾緣冷氣噴射對(duì)質(zhì)量平均的葉柵出口氣流角基本無(wú)影響。原因?yàn)椋簢娚淅錃饬髁肯鄬?duì)于主流流量來(lái)說(shuō)很小，且噴射方向與主流在尾緣出口附近的流動(dòng)方向基本一致；測(cè)量截面位置距葉柵尾緣較遠(yuǎn)，冷氣與主流的摻混基本完成。

圖9 不同冷氣量時(shí)一個(gè)柵距內(nèi)葉柵出口氣流角的周向分布Fig.9 The outlet flow angle distribution in one pitcHatvaried coolant flow ratio

圖10 不同冷氣量時(shí)葉柵出口氣流角Fig.10 The outlet flow angle of cascade atvaried coolant flow ratio

5 結(jié)論

(1)冷氣噴射只影響葉柵葉背尾緣至喉道段的葉片表面等熵馬赫數(shù)分布，隨著冷氣量的增加，等熵馬赫數(shù)峰值減小且位置略有前移。

(2)葉柵氣動(dòng)效率隨冷氣量的增加先增后減。

(3)冷氣噴射影響葉柵出口附近氣流角的周向分布，但對(duì)質(zhì)量平均的葉柵出口氣流角基本無(wú)影響。

(4)在超聲冷卻葉柵設(shè)計(jì)時(shí)，需考慮尾緣冷氣量對(duì)葉柵氣動(dòng)效率的影響，且試驗(yàn)時(shí)要合理安排出口測(cè)量截面位置及測(cè)點(diǎn)。

[1]Sieverding C H，Arts T，Dénos R，et al.Investigation of the Flow Field Downstream of a Turbine Trailing Edge Cooled Nozzle Guide Vane[J].Journal of Turbomachinery，1996，118：291—300.

[2]Kapteijn C，Amecke J，Michelassi V.Aerodynamic Perfor?mance of a Transonic Turbine Guide Vane witHTrailing Edge Coolant Ejection：Part 1–Experimental Approach[J]. Journalof Turbomachinery，1996，118：519—528.

[3]Pappu K R，Schobeiri M T.Optimization of Trailing Edge Ejection Mixing Losses：A Theoretical and Experimental Study[R].ASME 97-GT-523，1997.

[4]Deckers M，Denton J D.The Aerodynamics of Trail?ing-Edge-Cooled Transonic Turbine Blades：Part 1–Ex?perimental Approach[R].ASME 97-GT-518，1997.

[5]Thulin R D，Howe D C，Singer ID.Energy Efficient En?gine—High-Pressure Turbine Detailed Design Report[R]. NASA CR-165608，1984.

[6]高麗敏，王尚錦.渦輪葉柵尾緣冷氣噴射對(duì)主流場(chǎng)干擾的物理模型的研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，1999，14(4)：405—408.

[7]曾軍，程信華.渦輪葉柵尾緣冷氣噴射的數(shù)值模擬[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2000，13(1)：40—44.

[8]高麗敏，劉波，姜正禮，等.不同尾緣噴射對(duì)渦輪葉柵氣動(dòng)性能的影響[J].推進(jìn)技術(shù)，2000，21(2)：33—36.

[9]姜正禮，仲永興，程信華.高壓渦輪葉柵尾緣損失的試驗(yàn)研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2001，14(3)：11—15.

[10]王掩剛，梅運(yùn)煥，劉波，等.計(jì)算渦輪葉片尾緣對(duì)開(kāi)縫噴氣的數(shù)值方法[J].推進(jìn)技術(shù)，2002，23(4)：315—317.

[11]姜正禮，凌代軍.葉片表面噴氣對(duì)葉柵性能影響的試驗(yàn)研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2005，18(4)：7—9.

[12]CFX-TurboGrid User Documentation[M].Version 1.6.Wa?terloo：AEA Technology Engineering Software Ltd.，2002.

[13]曾軍，王彬，康涌.氣膜冷卻渦輪導(dǎo)向葉片流場(chǎng)數(shù)值模擬[C]//.高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)研論文選集.四川成都：中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，2006.

[14]ANSYS CFX[M].Release 12.0.Canonsburg：ANSYS Inc.，2009.

In fluence of Trailing-Edge Coolan t Ejection on Supersonic Tu rbine Cascade Perform ance

WANG Bin，HUANG Kang-cai
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

The influence of cooling jet from a supersonic turbine guide vane cascade trailing-edge on the cascade flow-field was investigated by using simulation results and test results.An annular cascademodel was used to simulate the flow-field in the plane cascade approximately.The results show that the dissipa?tion of themain stream energy in the trailing edge stagnation region and the strengtHof the shock wave locat?ed at the pressure side of the trailing edge can be reduced by the trailing-edge coolant jet.The aerodynamic efficiency of the cascadewill increase firstly and then decreasewhile the coolantejectionmass ratio increas?es.The numerical simulation results are good agreementwitHtest results.The circum ferential distribution of flow angle located at cascade exit is influenced by trailing edge coolantejection,while the outlet flow an?gle at cascadewitHaveragedmass is not.

cascade aerodynamic efficiency；coolantejection；stagnation region at trailing edge；source term modeling technique；cascadewind tunnelexperiment

V231.3

A

1672-2620(2012)04-0037-05

2012-04-05；

2012-07-03

王彬(1979-)，男，陜西禮泉人，高級(jí)工程師，碩士研究生，主要從事渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)及試驗(yàn)研究。