王 純，張 勃，吉洪湖，趙旭陽

(1.南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京 210016；2.成都飛機設計研究所，成都 610041)

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旋流沖擊孔偏置方向?qū)π〕叽鐪u輪葉片前緣冷卻效果影響的數(shù)值研究

王 純1,2，張 勃1，吉洪湖1，趙旭陽1

(1.南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京 210016；2.成都飛機設計研究所，成都 610041)

根據(jù)小尺寸渦輪葉片的前緣特征，設計了U型通道冷卻結(jié)構(gòu)，在通道前緣設計了3種不同偏置方向的旋流沖擊孔，改變了旋流方向，數(shù)值模擬研究了其對葉片前緣冷卻效果的影響。結(jié)果表明：采用旋流沖擊冷卻結(jié)構(gòu)時，冷卻氣附壁性增強，葉片前緣冷卻效果相比常規(guī)沖擊冷卻明顯提高；采用沖擊孔向偏吸力面設置，利用了吸力面的低壓特點，沖擊流速提高，使壓力面與吸力面冷卻效果均有增強；獲得了燃氣與冷卻氣沿程壓力與溫度變化，為冷卻氣流路優(yōu)化設計與流量分配提供了基礎。

小尺寸渦輪葉片；葉片前緣；旋流沖擊；偏置方向；流量分配

改善燃氣輪機性能的關鍵技術(shù)之一是提高渦輪進口溫度。渦輪進口溫度的不斷提高會惡化，尤其是葉片前緣部分，邊界層較薄，傳熱速率高[1-4]，需要開展對應的冷卻技術(shù)。

關于葉片前緣冷卻技術(shù)的研究，國內(nèi)外均有大量開展，主要集中在氣膜冷卻和復合冷卻方式上，朱惠人[5-6]研究了葉片前緣氣膜的冷卻效果，王鳴[7]，吳宏[8]，趙夢夢[9]研究了沖擊孔與氣膜孔以及擾流柱的布置形式變化對葉片前緣換熱的影響。可以發(fā)現(xiàn)：針對葉片前緣冷卻結(jié)構(gòu)開展的研究較多，但是結(jié)構(gòu)大都較復雜。

考慮到復合冷卻結(jié)構(gòu)的復雜性，國內(nèi)外學者對現(xiàn)有冷卻結(jié)構(gòu)中傳熱強度最高的沖擊冷卻形式進行優(yōu)化，發(fā)現(xiàn)其在漩流條件下?lián)Q熱特性明顯增強，且受尺寸限制較小，易于布置[10]。Hedlund等[11-12]實驗研究了圓管內(nèi)旋流沖擊的渦流結(jié)構(gòu)和強化傳熱機理，得到努賽爾數(shù)與雷諾數(shù)的經(jīng)驗關系式。

可以發(fā)現(xiàn)：旋流冷卻在航空發(fā)動機渦輪葉片中的應用研究開展較多，而針對其在小型燃氣輪機中小尺寸渦輪葉片的應用研究較少。但是，由于后者尺寸較小(一般稱為小尺寸渦輪葉片)，現(xiàn)有先進冷卻結(jié)構(gòu)應用較為困難，因此有必要對結(jié)構(gòu)緊湊的旋流冷卻應用進行深入研究。

趙旭陽[13]在小尺寸渦輪葉片前緣引入沖擊，進一步將沖擊孔進行偏置，使冷卻氣在通過沖擊孔形成沖擊的同時，形成偏向一側(cè)的貼壁旋轉(zhuǎn)流動，強化了冷卻效果，如圖1所示。

本文針對小尺寸渦輪葉片尺寸較小的特點，設計了U型通道冷卻結(jié)構(gòu)。在接近葉片前緣側(cè)開設沖擊孔，進一步通過改變沖擊孔的偏置方向，形成了3種不同的旋流效應，研究了沖擊孔的偏置對葉片前緣冷卻效果的影響。

圖1 旋流沖擊冷卻結(jié)構(gòu)

1 物理模型和計算方法

1.1 物理模型

本文研究對象為小型燃氣渦輪轉(zhuǎn)子系統(tǒng)，其物理模型如圖2所示，Z軸為轉(zhuǎn)軸，渦輪葉片安裝于轉(zhuǎn)盤的外緣，其原型如圖3(a)所示，冷卻結(jié)構(gòu)如圖3(b)所示。

圖2 小型渦輪轉(zhuǎn)子物理模型

圖3 轉(zhuǎn)子葉片冷卻結(jié)構(gòu)

為了研究沖擊孔偏置方向?qū)u輪葉片前緣冷卻效果的影響，在U型隔板上設置沖擊孔時，以常規(guī)沖擊冷卻結(jié)構(gòu)M(Mid)為基礎，將沖擊孔分別向葉片壓力面和吸力面偏置，形成壓力面旋流沖擊結(jié)構(gòu)P(Pressure Side)，和吸力面旋流沖擊結(jié)構(gòu)S(Suction Side)，如圖4所示，三種結(jié)構(gòu)中的沖擊孔流通面積均保持一致。

圖4 沖擊孔結(jié)構(gòu)設計

1.2 計算模型與邊界條件

研究中對上述物理模型從兩方面進行了簡化,結(jié)合渦輪轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的周期性特點，建立僅包含1枚渦輪葉片的計算模型，如圖5所示。它由葉柵通道燃氣流域、渦輪葉片固體與和葉根榫頭通道與渦輪葉片內(nèi)部的冷氣流域三部分組成。

圖5 計算模型及邊界

模型邊界如圖5所示，燃氣進口設置為壓力入口，設置總壓1.3 MPa，總溫隨著渦輪葉片半徑r非均勻分布。

由于燃氣進口速度矢量分布對旋流影響較大，計算中模擬其實際分布，設置矢量方向為n=(0.2815,-0.9595,0.011)。

燃氣出口為壓力出口，壓力為0.4 MPa。

冷卻氣進口在葉根榫頭處，進氣壓力Pt2=12 atm，總溫Tt2=700 K。

計算中采用氣固熱耦合計算，葉片與燃氣域和冷氣流域接觸的壁面均為氣固耦合面，采用無滑移壁面條件。渦輪葉片轉(zhuǎn)速Ω=4×105r/min，繞Z軸旋轉(zhuǎn)，計算域左右兩側(cè)設置為周期面。

為便于分析，本文將燃氣進口1、燃氣出口2、冷卻氣進口3、U型腔入口4、U型腔頂部5、葉片前緣內(nèi)部6、葉尖孔7、葉片尾緣內(nèi)部8、和尾劈縫9等典型位置依次編號，如圖6所示。

圖6 計算域二維視圖

1.4 網(wǎng)格劃分

計算采用結(jié)構(gòu)化與非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格相結(jié)合的混合網(wǎng)格進行，如圖7所示，在葉片壁面附近設置了如圖8所示的16層增加比率為1.2的邊界層網(wǎng)格；渦輪葉片固體域以及在葉片內(nèi)部的冷氣流域采用結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格進行劃分，總網(wǎng)格數(shù)約206萬。

圖8 邊界層網(wǎng)格

本文應用CFX13.0軟件，采用全隱式求解器進行迭代計算，紊流模型采用sstk-ω模型，方程的離散采用High Resolution差分格式，計算收斂的標準為殘差小于1×10-5。

2 計算結(jié)果與討論

為便于進行分析，文中定義葉片內(nèi)表面對流換熱系數(shù)：

hwn=q/(Tw-Tt2)

(1)

其中：q為葉片內(nèi)表面熱流密度；Tw，Tt2分別為葉片內(nèi)壁面與氣流溫度。

下面分別對葉片內(nèi)部與外部的流動與換熱特征進行分析。

2.1 外部燃氣流動特性

圖9給出了計算模型葉柵中截面位置，圖10給出了中截面上馬赫數(shù)分布?？梢园l(fā)現(xiàn)：燃氣進口馬赫數(shù)為0.5，出口接近1，燃氣在流道中經(jīng)歷了亞音到超音的跨聲速過程，在葉柵通道喉部位置處馬赫數(shù)達到最高值1.4，而后逐漸降低。

圖9 中截面示意圖

圖10 葉柵通道馬赫數(shù)分布圖

燃氣在流道中流動狀態(tài)的變化將會對其與葉片的換熱產(chǎn)生明顯影響。圖11中選擇葉片上3個典型位置，前緣的滯止區(qū)A和燃氣在葉片兩側(cè)良好的貼壁順流狀態(tài)點B，以及尾緣的回流區(qū)C，圖12～14分別給出了對應點位置的氣流矢量分布?？梢杂^察到：A點附近流體速度較小，B點附近流體貼壁流動，呈現(xiàn)明顯流動附面層速度特點，C點處則可以觀察到流體的回旋與旋渦，與對應位置的特征吻合。

圖15給出了燃氣壓力沿葉片中截面的變化曲線，葉片前緣滯止區(qū)壓力最高，之后沿葉片兩側(cè)逐漸降低，燃氣在壓力面始終處于加速狀態(tài)，因此壓力始終下降，而在吸力面上燃氣經(jīng)過先加速后減速的過程，因此壓力先下降后上升。

圖11 葉柵燃氣流動矢量圖

圖12 A處葉片前緣燃氣滯止示意圖

圖13 B處葉片貼壁流動矢量圖

圖14 C處尾緣回流區(qū)示意圖

圖15 燃氣沿葉片中截面的壓力變化

冷卻氣進口位置的變化將使得其通過沖擊孔后的流動狀態(tài)發(fā)生相應的變化。圖16～18分別給出不同模型M、P、S中冷卻氣通過沖擊孔后的流動情況，可以看出，在常規(guī)沖擊結(jié)構(gòu)M中(圖16)，冷氣通過沖擊孔直接沖擊至葉片前緣，對兩側(cè)壁面沒有產(chǎn)生明顯的影響。在結(jié)構(gòu)P中(圖17)，冷卻氣首先在前緣壓力面內(nèi)側(cè)形成貼壁流動，對前緣產(chǎn)生沖擊，在葉片前緣及靠近U形隔板位置處速度較大。在結(jié)構(gòu)S中(圖18)，冷卻氣則首先沿吸力面內(nèi)側(cè)貼壁流動，在靠近葉片壓力面?zhèn)燃癠形隔板附近速度較大。

冷卻氣在葉片內(nèi)流動過程中，總壓和總溫沿程變化規(guī)律分別如圖19～20所示，圖中縱坐標分別為總壓與總溫，橫坐標則對應圖6所示的冷卻卻氣流路中的位置3到位置9?？梢钥闯觯谶M口處，氣流總壓下降，總溫緩慢升高，進入葉片內(nèi)的U型腔時，總壓逐漸升高，而流速降低導致總溫劇烈上升，氣流通過沖擊孔并向葉尖流動時，總壓降低，氣體流速增加，總溫降低。隨著氣體經(jīng)過U型腔在葉片后腔流動時，由于要克服離心力作用，并且要逐漸分散流入尾劈縫，氣流總壓下降。另外，由于冷卻氣與葉片內(nèi)壁的換熱使總溫有所上升，故在葉片尾緣，受到狹小流道的影響，總壓進一步降低。

由葉片冷卻氣沿程溫度、壓力變化，綜合圖15中所示的燃氣沿葉片周向的壓力變化情況，可以根據(jù)葉片內(nèi)外壓差分布，實現(xiàn)對冷卻流量的控制與沿程流量分配的優(yōu)化，從而針對重點部位進行有效冷卻。

圖16 常規(guī)沖擊的流動情況

圖17 壓力側(cè)旋流沖擊的流動情況

圖18 吸力側(cè)旋流沖擊的流動情況

圖19 冷卻氣總壓沿程變化

圖20 冷卻氣總溫沿程變化

2.3 渦輪葉片前緣的換熱特性

葉片內(nèi)部冷卻氣經(jīng)過沖擊孔后對葉片前緣造成的沖擊效果如圖16～18所示，冷卻氣經(jīng)過沖擊孔后均沿葉片前緣向上流動，在P、S兩種葉片旋流沖擊冷卻結(jié)構(gòu)中，冷卻氣經(jīng)過沖擊孔沿前緣內(nèi)側(cè)壁面旋轉(zhuǎn)上升，增強了對流換熱效果。M、P、S這3種氣冷渦輪葉片表面溫度如圖21所示，可以看出，3種模型中，葉片前緣中上部均存在一定的高溫區(qū)，葉片壓力面高溫區(qū)由左至右逐漸縮小，葉尖附近的高溫區(qū)逐漸改善，在模型前緣吸力面溫度分布中可以觀察到M模型的高溫區(qū)A，B連成一片，范圍較大，在P模型中高溫區(qū)發(fā)生收縮，高溫區(qū)A，B不再連續(xù)，范圍縮小，S型模型采用吸力面旋流沖擊時，葉片前緣高溫區(qū)A，B進一步減小，溫度也略有降低。

圖21 葉片表面溫度分布情況

圖23與24中分別給出了3種模型葉片前緣內(nèi)壁面A向、B向觀測的壁面對流換熱系數(shù)分布(A,B向位置如圖22所示)。模型M中，前緣吸力面和壓力面的對流換熱系數(shù)在沖擊孔對應的位置明顯升高；模型P中，冷卻氣通過沖擊孔不僅在提高了沖擊壁側(cè)換熱系數(shù)，更提高了U型腔上端壁面換熱系數(shù)；模型S中，冷卻氣對沖擊壁形成沖擊后，提高了葉片前緣壓力面壁面換熱系數(shù)，影響范圍比模型P更大，改善了壓力面溫度分布，又由于模型S的沖擊孔設置在葉片吸力面?zhèn)?，冷卻氣通過沖擊孔時流速增加，強化了前緣吸力面?zhèn)葥Q熱，因此葉片前緣整體的冷卻效果較好。

圖22 葉片前緣內(nèi)壁面觀察方向示意圖

圖23 葉片前緣內(nèi)壁換熱系數(shù)A向視圖

圖24 葉片前緣內(nèi)壁換熱系數(shù)B向視圖

可以看出：采用沖擊孔偏置技術(shù)，形成旋流，有效強化了射流沖擊冷卻效果，同時，將沖擊孔向吸力面適當偏置，與葉片吸力面壓力分布特點有效結(jié)合，有效強化了葉片前緣換熱。

2.4 渦輪葉片周向溫度沿葉高方向的變化

為了研究不同沖擊冷卻結(jié)構(gòu)對葉片壁面溫度的影響，文中選取葉片上葉片頂部、葉片中截面以及葉根截面，對其在不同冷卻結(jié)構(gòu)下，周向壁面溫度進行比較。圖25(a)～(c)分別給出了葉片不同截面上周向無量綱溫度在不同冷卻結(jié)構(gòu)下的分布情況。圖中曲線W表示沒有沖擊冷卻時的溫度分布。

圖25 葉片不同截面上壁面周向溫度分布

可以看出：沒有沖擊冷卻時，葉片溫度在不同截面上均最高(曲線W)，采用旋流沖擊冷卻結(jié)構(gòu)后，在不同截面上，壁面吸力面和壓力面溫度均明顯降低。

3 結(jié)論

本文將U型槽冷卻結(jié)構(gòu)引入小型燃氣輪機渦輪葉片中，在其接近前緣處開設沖擊孔，產(chǎn)生沖擊冷卻，進一步通過沖擊孔偏置方向的變化，研究了常規(guī)沖擊冷卻和旋流沖擊冷卻結(jié)構(gòu)對渦輪葉片的流動和前緣換熱特性的影響，得到如下結(jié)論：

1) 采用旋流沖擊冷卻結(jié)構(gòu)后，冷卻氣保持較好的貼壁流動，增強了壁面與氣體間的對流換熱，在葉片前緣取得較高的冷卻效果，改善了壁面溫度分布。

2) 將沖擊孔向吸力面偏置時，有效利用了吸力面壓力較低的特點，氣流速度提高，同時強化壓力面與吸力面的換熱，使得葉片前緣整體冷卻效果進一步提高。

3) 模擬得到了葉片燃氣和冷卻氣沿程氣動參數(shù)變化規(guī)律，為流量分配優(yōu)化設計，強化重點部位冷卻提供了基礎。

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(責任編輯 楊文青)

Numerical Investigation of Cooling Characteristics of Swirling Cooling to Leading Edge in Small Turbine Rotator Blades

WHANG Chun1,2, ZHANG Bo1, JI Hong-hu1, ZHAO Xu-yang1

(1.Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System/College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China；2.Chengdu Aircraft Design and Research Institute, Chengdu 610000, China)

The cooling characteristics of turbine blade leading edge with swirling impinging structure were numerically investigated. The impact of impinging hole structure bias direction of blade leading edge was analyzed. The results show：when blade leading edge is designed for vortex impact, the cooling effect is improved than conventional cooling structure； whenthe slant hole vortex impact structure was in the suction side, the cooling effect was stronger than that caused by slant hole vorteximpact structurein pressure surface; the distribution of gas and cooling gas pressure and temperature were revealed, which formed the effective basis ofoptimizing of design and the flow distribution of cooling air.

small turbine blade;leading edge;swirling;impinging cooling;offset direction; flow distribution

2016-08-17 作者簡介：王純(1972—)，男，四川人，碩士，研究員，主要從事流動、換熱研究；通訊作者：張勃，博士，副教授，主要從事航空宇航推進理論與工程研究，E-mail:zhangbo_pe@nuaa.edu.cn.

王純，張勃，吉洪湖，等.旋流沖擊孔偏置方向?qū)π〕叽鐪u輪葉片前緣冷卻效果影響的數(shù)值研究[J].重慶理工大學學報(自然科學)，2016(11):49-55.

format：WHANG Chun, ZHANG Bo, JI Hong-hu,et al.Numerical Investigation of Cooling Characteristics of Swirling Cooling to Leading Edge in Small Turbine Rotator Blades [J].Journal of Chongqing University of Technology(Natural Science)，2016(11):49-55.

10.3969/j.issn.1674-8425(z).2016.11.009

V231.1

A

1674-8425(2016)11-0049-07