韓 俊，溫風波，王松濤

(哈爾濱工業(yè)大學 發(fā)動機氣體動力研究中心，黑龍江 哈爾濱 150001)

0 前言

上世紀40年代開始，航空燃氣渦輪發(fā)動機開創(chuàng)了人類航空事業(yè)的新紀元，發(fā)展先進航空燃氣渦輪發(fā)動機，是人類不斷改進各類飛行器性能的主要努力方向。提高渦輪進口溫度是改善燃氣輪機發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)之一，也是提高推重比和熱效率的有效途徑［1－4］。因為航空發(fā)動機渦輪入口溫度已經(jīng)遠遠超過葉片所使用合金材料的熔點，所以為保證渦輪熱端部件的正常工作，必須采取有效的冷卻技術(shù)［5－9］。當前，渦輪葉片的冷卻方式主要有氣膜冷卻、沖擊冷卻、擾流肋柱等?；谀壳暗臏u輪前進口溫度和材料的限制，單一冷卻方式已經(jīng)遠遠不能滿足渦輪冷卻的需要，必須采取多種冷卻方式協(xié)同作用才能保證渦輪的高效工作［10－12］。

本文以某兩級四列燃氣渦輪第二級動葉為研究對象，完成葉片的仿真建模、網(wǎng)格離散直至最終仿真計算的全過程。主流燃氣在經(jīng)過了高壓渦輪兩列葉柵和低壓渦輪導葉以后，溫度和壓力下降了很多，低壓動葉前燃氣進口溫度大概在1 000 K，這時只需要更加簡化的結(jié)構(gòu)就能夠達到冷卻要求。因此，省略了氣膜噴孔、內(nèi)冷通道中的擾流斜肋片以及尾緣的劈縫結(jié)構(gòu)，只保留蛇形通道。

1 低壓動葉冷卻結(jié)構(gòu)設計

1.1 低壓動葉的參數(shù)化建模

低壓動葉的造型同樣采用了以Matlab為基礎的自編程序以及結(jié)合UGNX軟件的曲面造型功能。使用所提供的葉片型面積疊線，由曲線沿徑向方向掃略形成葉片曲面形狀，葉片中的蛇形通道分隔板、肋片等結(jié)構(gòu)由UG草圖中給定為表達式約束，在后期需要修改幾何外形時直接修改控制參數(shù)即可。

圖1 低壓動葉參數(shù)化的蛇形腔

圖2 低壓動葉實體透視圖

圖1中給出的是參數(shù)化的蛇形通道實體模型生成后的情況，該冷卻腔采用了雙回路的兩流程結(jié)構(gòu)，冷卻氣體均從底部引入，在蛇形腔內(nèi)運行兩個流程后通過上部的引氣孔引出。圖2給出的是葉片實體構(gòu)造完成后的透視圖。

1.2 網(wǎng)格構(gòu)造方案

由于低壓導葉結(jié)構(gòu)簡單、網(wǎng)格拓撲關(guān)系清晰，很容易劃分出結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，因此采用了全結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的方案。整個計算域網(wǎng)格總共分為4個部分，主流道、葉片體、蛇形冷卻前腔和蛇形冷卻后腔，這4個部分分別構(gòu)造結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，如圖3所示。

表1 網(wǎng)格質(zhì)量

表1給出了各部分網(wǎng)格的統(tǒng)計情況，其中網(wǎng)格質(zhì)量以ICEM中網(wǎng)格質(zhì)量(quality)和最小角度(minmum angle)兩種評判標準為例，同時給出了各部分網(wǎng)格質(zhì)量的分布情況。由最后一欄中可以看出，網(wǎng)格質(zhì)量在0.7以上的網(wǎng)格占了總網(wǎng)格數(shù)的95%以上，這說明網(wǎng)格質(zhì)量是比較好的。

圖3 低壓動葉各部分網(wǎng)格示意圖

2 低壓動葉改型前后溫度分布

低壓動葉是該兩級冷卻葉柵的末級葉片，當主流燃氣到達該區(qū)域時，經(jīng)過前三級葉片的焓降和壓降，溫度和壓力已經(jīng)遠遠低于剛從燃燒室出來時的量級。因此，低壓動葉的冷卻結(jié)構(gòu)應該盡量的簡單、有效。通常來說，動葉轉(zhuǎn)子的葉片數(shù)量較多，不僅要承受高溫、高壓載荷，而且在正常工作時處于高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)，還要承受較大的離心載荷。所以，合理的動葉的冷卻結(jié)構(gòu)不僅能夠減輕整個渦輪的重量、提高推重比，而且簡單有效的冷卻結(jié)構(gòu)也能夠減小冷卻氣體的阻力，同時也能夠降低流動損失，提高效率。對于低壓動葉來說，設計時還是采用雙流程兩回路的蛇形通道結(jié)構(gòu)，但是取消了通道內(nèi)的擾流肋片，尾緣的冷卻噴射槽縫也沒有保留。冷卻氣體均從葉片底部引入冷卻通道中，在蛇形通道中折轉(zhuǎn)兩次后由頂部的引出孔排出。

低壓動葉由于僅僅保留了蛇形通道結(jié)構(gòu)，因此總體的冷卻結(jié)構(gòu)非常簡單。在冷卻結(jié)構(gòu)造型階段只有四個部分，即兩組蛇形通道、葉片體和主流道，不加肋片的蛇形通道也給加工制造提供了極大的便利。圖4中所示的就是改進后的低壓導葉幾何結(jié)構(gòu)示意圖。由圖中可以看到，改型后的低壓動葉葉片在尾緣壓力面上增加了四個離散的縫，第二蛇形冷卻通道中的冷氣運動到這組縫以后，通過這組縫隙射流到葉片外形成氣膜，保護葉片尾緣表面。在圖4(b)中，通過小附圖的形式給出了這組縫的方位，縫隙的射流方向與當?shù)厝~片表面法線方向成65°。

圖5用對比的方式給出了改型前和改型后兩種冷卻結(jié)構(gòu)下的葉片底部、中部和頂部三個截面上的溫度分布情況。其中左邊一欄是改型前葉片底部、中部和頂部截面上流體部分的溫度分布示意圖，右邊一欄是改型后對應截面上的情況。從整體上看，改型前后對于流道內(nèi)的溫度分布影響很小，在葉片前緣滯止點處溫度較高，然后氣流分別沿著壓力面和吸力面流動。在壓力面上，主流燃氣均勻的加速，溫度逐漸下降;而在葉片吸力面上，主流有著明顯的加速過程，尤其是在吸力面中部區(qū)域，主流沿著葉片表面加速度非常大，導致在葉片表面附近有明顯的溫降，而后溫度又逐漸回升。

從兩個蛇形腔內(nèi)的溫度分布看，改型后調(diào)整了后腔隔板的位置，使得后腔通流面積在進口段增大，減小了進口壓力，同時由于低壓動葉葉片尾緣較為狹窄，設計貫通的劈縫結(jié)構(gòu)可能會導致結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性降低，因此在改型后的葉片在尾緣壓力面?zhèn)乳_設一組離散的冷卻劈縫。從左邊一欄改型前的情況看，雖然沒有擾流肋片的存在，光滑通道內(nèi)的冷卻流體與壁面換熱過程也非常劇烈，在靠近壁面處的溫度梯度很大，由科氏力誘導出的渦系結(jié)構(gòu)極大的提高了通道內(nèi)的擾動，從圖5(c)、(e)中可以看到，兩個蛇形通道內(nèi)冷卻氣體的溫度上升非常快，在葉頂截面上的最高溫度已經(jīng)比進口提高了大概200 K左右。再看圖5(b)、(d)、(f)中改進后的情況，由于前部腔室并沒有做改動，因此前部腔室的溫度沒有變化。而在后部蛇形腔內(nèi)，調(diào)整了隔板的位置并且在尾緣壓力面開設了冷卻噴射槽縫使得腔內(nèi)的流動發(fā)生了較大的改變。改型后的后腔結(jié)構(gòu)降低了進氣壓力，改善了原有蛇形通道結(jié)構(gòu)最后一個流程內(nèi)出口段流體不合理的加速狀態(tài)，提高了冷卻流體和壁面的換熱效果。

圖4 改型后的低壓動葉幾何結(jié)構(gòu)示意圖

圖5 改型前后的低壓動葉底部、中部、頂部截面流體部分溫度分布

圖6中所示的是與圖5對應的改型前后各截面上葉片體的溫度分布情況，可以看出，后腔的改型沒有對前腔截面造成影響，而在后腔所在區(qū)域底部截面上，溫度下降了大概10 K左右，中部截面的溫降不是很明顯，在頂部截面上，可能是由于冷卻離散的冷卻槽縫噴射冷氣在尾緣位置易于散失，沒有完全覆蓋葉片表面，因此冷卻效果的改善也十分有限，然而改型后使得后腔冷卻進口壓力降低了0.2.5 MPa，并且減小了阻力。

圖6 改型前后的低壓動葉底部、中部、頂部截面葉片實體溫度分布

3 結(jié)論

本文以某高壓渦輪第二級動葉為研究對象，通過Matlab和UG軟件結(jié)合參數(shù)化特征建模技術(shù)研究設計冷卻結(jié)構(gòu)，并進行改型前后溫度分布對比。葉片的改型對于流道內(nèi)的溫度分布影響很小，而葉片內(nèi)部溫度的分布有一定變化。在葉片后腔所在區(qū)域底部截面上，溫度下降了10 K左右，在中部截面和頂部截面上冷卻效果沒有明顯改善。

［1］韓介勤，桑地普.杜達，斯瑞納斯.艾卡德，等.燃氣輪機傳熱和冷卻技術(shù)［M］.西安:西安交通大學出版社，2005.

［2］王松濤，韓俊，溫風波，等.民用航空發(fā)動機氣冷渦輪技術(shù)發(fā)展研究［J］.節(jié)能技術(shù)，2011，29(6):495 －505.

［3］Walters，D.K，Leylek，J.H.Impact of Film － Cooling Jets on Turbine Aerodynamic Losses［J］.ASME Journal of Turbomachinery.2000，122(7):537 －545.

［4］周鴻儒，顧中華，韓萬金，等.氣冷渦輪紋氣熱耦合非定常數(shù)值模擬［J］.熱能動力工程，2011，26(2):134 －139.

［5］Hoda，A.，Acharya，S.Prediction of a Film Coolant Jet In Crossflow with Different rbulence Models［J］.ASME Journal of Turbomachinery.2000，122(3):558 －738.

［6］Jiang Luo，Razinsky E H.Conjugate heat transfer analy－sis of a cooled turbine vane using the V2F turbulencemodel［R］.ASME 2006－GT－91109.

［7］Wilfert，G.，F(xiàn)ottner，L.The Aerodynamic Mixing Effect of Discrete Cooling Jets with Mainstream Flow on a Highly Loaded Turbine Blade［J］.ASME Journal of Turbomachinery.1996，118(7):285 －287.

［8］Horlock J H，Watson D T，Jones T V.Limitations on gasturbine performance imposed by large turbine coolingflows［J］.Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，2001，123(7):487－494.

［9］MacMartin，I.P.，Norbury，J.F.The aerodynamics of a turbine cascade with supersonic discharge and trailing edge blowing［J］.ASME 97 － GT －120，1997.

［10］Sieverding，C.H.，Arts，T.，Denos，R.，et al.Investigation of the Flow Field Downstream of a Turbine Trailing Edge Cooled Nozzle Guide Vane［J］.ASME Journal of Turbomachinery.1996，118(3):291 －300.

［11］Huber A M，Viskanta R.Effect of Jet－ Jet Spacing on Con －vective Heat Transfer to Confined，Impinging Arrays of Axisymmetric Air Jets［J］.International Journal of Heatand Mass Transfer，1994，37(18):2859 －2869.

［12］Kim K，Camci C.Fluid Dynamics and Convective Heat Transfer in Impinging Jets Through Implementation of a High Resolution Liquid Crystal Technique［J］.Interna － tional Journal of Turbo and Jet Engines，1995，12(1):647 －654.