旋转状态下气膜冷却效率试验研究

潘炳华，任芳，郭文，陶智

(1.中国燃气涡轮研究院，四川成都610500；2.北京航空航天大学，北京100191)

旋转状态下气膜冷却效率试验研究

潘炳华1，任芳1，郭文1，陶智2

(1.中国燃气涡轮研究院，四川成都610500；2.北京航空航天大学，北京100191)

以某型发动机高压涡轮转子叶片吸力面腮区气膜孔为研究对象，通过模拟发动机状态的模型试验，研究了旋转数、吹风比和主流雷诺数对气膜孔冷却效率的影响。结果表明，旋转会导致气膜覆盖区域向高半径方向偏转，且旋转数越大，偏转角度越大，气膜冷却效率越低；同时，旋转会弱化吹风比、主流雷诺数等对气膜冷气效率的影响。研究获得的旋转状态下涡轮转子叶片型面典型区域气膜冷却特性的试验数据，可为发动机转子叶片冷却设计提供参考。

航空发动机；涡轮叶片；气膜冷却；吹风比；旋转数

1 引言

气膜冷却是高负荷燃气涡轮上应用广泛的冷却方式之一。通过在壁面附近以一定角度射入一股低温气流，将高温燃气与壁面隔离，达到对受热壁面进行冷却、保护的作用。国外学者对此开展了广泛、深入的研究。如Ito等[1]在不同叶栅上研究了叶片表面曲率对气膜覆盖效果的影响；Drost等[2]对压力面和吸力面的气膜效率进行了对比研究，发现吸力面的气膜孔效率高于压力面；Gritsch等[3]研究了气膜孔几何形状对气膜效率和孔流量系数的影响。国内高校和科研院所近年来也对气膜冷却叶片进行了大量的数值研究。如曾军等[4]采用源项模拟技术对气膜冷却导向叶片进行了数值模拟，其结果与试验数据吻合较好；朱惠人等[5]在低雷诺数k-ε双方程紊流模型程序的基础上，引入一种离散孔气膜冷却的喷射模型，使该程序能较好地预测涡轮叶片上有冷气出流情况下的冷却效率；吴宏等[6]数值模拟了旋转状态下曲率表面的气膜冷却效率，表明不同曲率表面的气膜冷却效率不同。但国内学者对气膜冷却的试验研究相对较少，且试验方案基本局限于静止状态，如向安定等[7]进行的涡轮叶片表面气膜冷却传热试验研究。本文通过模拟发动机状态的模型试验，研究了旋转状态下旋转数、吹风比和主流雷诺数对气膜孔冷却效率的影响。

2 试验模型

试验模型为弯曲的圆弧表面，曲率半径r=200 mm。其弯曲表面并非真实形状的涡轮叶片，而是采用圆弧段来模拟不同形式的曲面，如图1所示。试验件的主流通道部分为纵截面尺寸固定(60 mm×60 mm)的方形通道，其中包含试验表面的部分为圆弧形，中心角为36°，对应测试面圆弧长度约为125 mm，圆弧段两端分别为进、出口直通道。气膜孔位于圆弧表面的正中间位置，为标准圆柱形，其直径D为4 mm，流向倾斜角α为30°，侧向倾斜角ϕ为0°，展向倾斜角β为90°。气膜孔中心到旋转轴心的距离为450 mm。气膜孔下游圆弧长度s为60 mm，此为试验有效测试区域。

图1 试验模型示意图Fig.1 Experimental model

试验模型采用导热系数较小的夹布胶木材料加工而成。在进行气膜冷却效率试验时，为尽量准确模拟绝热壁面边界条件，在试验模型内部采用增加空气隔热层及背面采用增加绝热材料的方法，以减小试验件导热损失，降低绝热壁温测试误差。

3 试验状态

以空气作为冷却工质。选取D为特征尺度，利用试验方法研究旋转状态下各主要影响因素(如吹风比M、主流雷诺数ReD、旋转数Rt等)对弯曲叶片气膜冷却效率η的影响规律。主要研究内容为：

(1)确定M在0.2～2.0范围时，研究M分别约为0.4、0.8、1.2和1.6工况下η的变化规律；

(2)确定ReD在1 800～5 000范围时，研究对应主流流量分别为200 kg/h、300 kg/h及400 kg/h时η的变化规律；

(3)确定Rt在0～0.020 0范围时，研究对应旋转速度ω分别为0 r/min、500 r/min及800 r/min时η的变化规律。

4 试验结果

4.1 吹风比的影响

图2、图3分别给出了静止和旋转状态下，不同M时模型表面η的二维等值线图，图中所示为ReD= 4 797时的试验结果。如图2所示，静止状态时，气膜冷却轨迹沿主流方向中心线(s轴)呈对称分布；并且随着流向无量纲距离(s/D)的增加，各个M下η均单调下降。原因为随着流动的发展，冷却气体逐渐耗散，其冷却能力逐渐降低，导致η下降。从图中还可明显看出，随着M的增大，气膜轨迹覆盖范围明显减小。这是因为M增大使得冷却气体的质量流量相应增加，其穿透主流的能力也逐渐增强，导致气膜贴附壁面的能力下降，分离趋势增强，从而对η产生较大影响。

如图3所示，旋转状态时，在模型表面上旋转使得气膜沿径向(z轴方向)发生偏转，且偏向于高半径(+z)方向，这是射流受到旋转哥氏力和主流综合作用的结果。理论分析可知，在试验模型的凸表面上(对应涡轮叶片的吸力面)，哥氏力指向高半径方向，使得冷气在喷出气膜孔后有向该方向偏转的趋势；同时，由于壁面曲率的影响，主流速度方向与旋转角速度方向存在一定夹角，使得主流流体也因旋转哥氏力的存在明显影响z方向的分速度，从而影响射流轨迹。从数值上看，随着M的增加，旋转状态下的η略有下降，但下降趋势没有静止状态时的明显。

4.2 旋转数的影响

图4给出了ReD=4 797、Rt=0.015 9条件下η的二维等值线图。对比图2(a)、图3(a)和图4(a)，可清楚看到旋转对气膜覆盖区的影响。静止状态下冷气在气膜孔下游的覆盖区域分布基本对称，且随着s/D的增加，η逐渐降低。受旋转哥氏力和主流流场的综合作用，旋转状态时气膜明显向高半径方向偏转，且随着Rt的增加，气膜偏转更加明显。

对于较大吹风比的情况(M=1.2)，如图2(c)、图3(c)和图4(b)所示，η的分布规律与M=0.4时的结果较为相似，同样可看到气膜在旋转状态下的偏转，且转速越高偏转越明显。

图2 静止状态下不同吹风比时气膜冷却效率的二维等值线图(Rt=0，ReD=4 797)Fig.2 2D contours of film cooling efficiency under stationary status with different blowing ratio(Rt=0，ReD=4 797)

图3 旋转状态下不同吹风比时气膜冷却效率的二维等值线图(Rt=0.01，ReD=4 797)Fig.3 2D contours of film cooling efficiency under rotational status with different blowing ratio(Rt=0.01，ReD=4 797)

图4 Rt=0.015 9时气膜冷却效率的二维等值线图(ReD=4 797)Fig.4 2D contours of film cooling efficiency (ReD=4 797，Rt=0.015 9)

图5 为不同旋转数时侧向平均的η随s/D的分布曲线。可见，当M=0.4时，静止状态下η的下降趋势较缓，但η值相对较高，证明此时气膜可较好地贴附壁面，冷气与主流的掺混较弱。随着Rt的增加，如图5(a)中的Rt=0.010 0、0.015 9，η从气膜孔出口处便开始急剧下降，这是因为旋转使得气膜附壁能力下降所致。此外，由于旋转加剧了主流与冷气的掺混，降低了冷气的冷却能力，加剧了气膜冷却效率的降低。

对比图5可见，当M增大到1.2时，Rt对η的影响与M=0.4时相似。对于静止状态，η下降较平缓，且数值上高于旋转状态(Rt=0.015 9的0～1范围内除外)；旋转状态下，η随s/D明显降低。这说明M相同时，旋转状态下的气膜较静止时更易发生分离。

4.3 主流雷诺数的影响D

图6给出了M=0.4，Rt=0.010 0时不同ReD下η的二维等值线图。结合图3(a)可看出，相同旋转数和吹风比条件下，ReD的改变对气膜偏转没有产生较大影响，但却使得主流流体的流动状态发生了变化，因此会在一定程度上影响η的分布。

图5 不同旋转数时气膜冷却效率随s/D的分布(ReD=4 797)Fig.5 Average film cooling efficiency vs.s/Dwith different rotation number(ReD=4 797)

图7 给出了不同ReD时η随s/D的分布曲线。从图中看，M=0.4时，ReD的升高使得η先上升后大幅降低。这是因为在M不变时，ReD的升高增强了主流对射流的抑制，使得冷却气体能更好地贴附壁面，增大了气膜冷却效率；而当ReD进一步升高时，主流的扰动能力越来越强，增强了主流与射流的掺混，降低了射流的冷却能力。

M=0.8时，ReD的影响有所下降。当ReD升高时，η先是变化不大，而后降低。不过ReD的这一影响在气膜孔附近已变得不太明显，只在远离气膜孔的下游区可清楚观察到。这是因为随着M的增大，射流的能力也有所增加，因此在ReD较小时射流对于主流特性的变化不太敏感，而当ReD进一步增大时才对射流产生较大影响。在远离气膜孔位置，由于射流的耗散，其保持自身稳定性的能力也逐渐降低，因此更易受到主流流动的影响。

图6 不同主流雷诺数时气膜冷却效率的二维等值线图(M=0.4，Rt=0.010 0) Fig.6 2D contours of film cooling efficiency with different mainstream Reynolds number(M=0.4，Rt=0.010 0)

图7 不同主流雷诺数时气膜冷却效率随s/D的分布(Rt=0.010 0)Fig.7 Average film cooling efficiency vs.s/Dwith different mainstream Reynolds number(Rt=0.010 0)

M=1.2和1.6时，ReD对气膜孔下游的影响较小，但对远离气膜孔位置的冷却效率的影响十分显著。这是因为随着M的增大，冷气的穿透能力也在增加，且在气膜孔下游某个位置发生分离，此时主流扰动能力的增强会进一步增强射流与主流的掺混，因此η明显降低。

5 结论

(1)冷却气体喷出气膜孔后，在向下游的发展过程中逐渐耗散，主流与冷气的掺混逐渐增强，气膜冷却效率随流向无量纲弧长逐渐降低，气膜覆盖范围逐渐减小。

(2)吹风比是影响气膜冷却效率的一个重要因素。随着吹风比的增大，在静止状态下，逐渐增强的冷气动量及穿透能力使得气膜孔的冷却效率逐渐降低；在旋转状态下，吹风比对气膜冷却效率的影响相对静止状态明显减小，且随着转速的升高，吹风比的影响进一步降低。

(3)旋转数会对气膜冷却效率的分布产生两个主要影响：一是使得气膜覆盖区域向高半径方向偏转，且旋转数越大，偏转角度越大；二是旋转数增加使得气膜冷却效率逐渐降低。

(4)旋转状态下主流雷诺数的改变对于气膜轨迹偏转没有影响，但较高的主流雷诺数会使得空气冷却时的气膜冷却效率明显降低。

[1]Ito S，Goldstein R J，Eckert E R.Film Cooling of a Gas Turbine Blade[J].Journal of Engineering for Power，1978，100：476—481.

[2]Drost U，Bolcs A，Hoffs A.Utilization of the Transient Liq⁃uid Crystal Technique for Film Cooling Effectiveness and Heat Transfer Investigations on a Flat Plate and a Turbine Airfoil[R].ASME 97-GT-26，1997.

[3]Gritsch M，Colban W，Schar H.Effect of Hole Geometry on the Thermal Performance of Fan-Shaped Film Cooling Holes[J].Journal of Turbomachinary，2005，127(4)：718—725.

[4]曾军，王彬，康涌.气膜冷却涡轮导向叶片流场数值模拟[J].燃气涡轮试验与研究，2006，19(4)：16—19.

[5]朱惠人，刘松龄，余志红.涡轮叶片气膜冷却的数值模拟[J].航空学报，1999，20(5)：416—420.

[6]吴宏，孟恒辉，陶智.旋转对曲率表面气膜冷却效率影响的数值研究[J].航空学报，2009，30(9)：1624—1629.

[7]向安定，罗小强，朱惠人.涡轮叶片表面气膜冷却的传热试验研究[J].航空动力学报，2002，17(5)：577—581.

Experimental Research of Film-Hole Cooling Efficiency in Rotation Status

PAN Bing-hua1，REN Fang1，GUO Wen1，TAO Zhi2
(
1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

Experimental investigations were carried out to study the influence of rotation number,blowing ratio and mainstream Reynolds number on film cooling efficiency by simulating engine working condition. The results show that rotation will make the film coverage region lean to higher radial direction,the deflec⁃tion angle will become larger and the film cooling efficiency lower as the rotation number gets greater.At the same time,rotation will weaken the effect of blowing ratio and mainstream Reynolds number on film cooling efficiency.The test data of film-hole cooling characteristics at the typical regions of HPT surface gained through the study could be referential to the experiment database of the engine blade cooling design. Key words:aero-engine；turbine blade；film cooling；blowing ratio；rotation number

V231.3

A

1672-2620(2013)01-0030-05

2012-05-14；

2012-09-12

潘炳华(1976-)，男，重庆合川人，高级工程师，硕士，主要从事航空发动机空气系统与热分析研究。