燃气透平叶片前缘气膜冷却效率的试验研究

张立栋, 杜利梅, 王梅丽, 郭婷婷, 董文华, 李少华, 邹晓辉

(1.东北电力大学能源与动力工程学院,吉林 132012;2.北京国电龙源环保工程有限公司,北京 100052;3.华电电力科学研究院,杭州 310030)

20世纪90年代以来,国际上对静叶气膜冷却的试验研究大多数都是利用放大的叶片模型在低速叶栅风洞中进行的.Mehendal等[1]使用加热薄膜和热电偶测量了平板尾部的半圆形前缘上的努塞尔数Nu和气膜冷却效率;Drost等[2]采用瞬态液晶技术测量透平静叶气膜冷却效率和传热;Mick等[3]对前缘为半圆形,后部为平板模型的滞止区域的模型进行了研究,模型中在前缘埋有热电偶,研究结果表明:随着吹风比的增加,两排孔下游的冷却效率都有所降低;朱惠人等[4-6]采用半圆柱模型对叶片前缘多排圆柱形孔的气膜冷却换热和气膜冷却效率进行了试验研究.

笔者在自行设计的风洞试验段内,对叶片的气膜冷却特性做了研究.主要是对于不同吹风比和不同主流雷诺数下叶片前缘气膜冷却效率的研究以及叶片压力面和吸力面冷却效果的比较.国内外这方面的研究主要是在叶片前缘模拟件上进行的,本试验研究对象是NASA的真实叶片,并且试验段改造成弧形,以模拟真实的叶栅通道.这对涡轮叶片气膜冷却的实际工程设计研究有重要的意义.

1 试验装置及测试方法

本次试验测量是在东北电力大学风洞实验室内完成的.静叶栅风洞试验装置见图1.为了与叶栅通道的形状相匹配,大试验段设计成S型,材料选用厚度为10 mm的有机玻璃,以便于观测整个试验过程.大试验段内矩形截面尺寸为450 mm×350 mm.

图1 静叶栅风洞试验装置示意图Fig.1 Wind tunnel test apparatus for cascade of turbine blades

试验用叶片采用美国航空航天的MarkⅡ型叶片,叶片尺寸按文献[7]中所述.因实际涡轮叶片尺寸较小,试验中很难测量,所以采用放大的叶片试验件,放大倍数为1.7342.由于叶片上需要安置大量的热电偶,所有试验件均采用中空结构,整个叶片壁厚为5 mm.由于本试验主要研究叶片前缘气膜冷却的传热特性,因此在前缘上开有4排气膜孔.考虑到在叶片压力面上,气流一直会做加速流动,在压力面曲率最大的地方开有两排气膜孔,开孔位置取在S/L为0.4～0.7处(S为测量点到驻点的弧长,L为驻点到叶片尾缘的总弧长).在此位置时,气流加速度很大,加速的主流可以使射流冷气较好地附着在孔下游的叶片表面上,因此能达到较好的冷却效果.前缘的四排孔,分别在压力面和吸力面上,气膜孔中心距前缘滞止线20 mm和50 mm处开有两排气膜孔(考虑到前缘部分气膜孔不能离驻点太近,以防主流经气膜孔倒灌入叶片内),孔直径D为5 mm,孔的中心线垂直于叶片表面,气膜孔位置见图2.气膜孔采取叉排布置,第一排孔(孔排2和孔排3)沿叶高方向设有9个气膜孔,第二排孔(孔排1和孔排4)沿叶高方向设有8个气膜孔.图3为叶片表面的平面展开图,以驻点线中心为原点,驻点线为y轴,气膜孔用圆表示,热电偶用点表示.

图2 气膜孔位置图Fig.2 Arrangement of film holes

图3 气膜孔、热电偶分布图Fig.3 Arrangement of film holes and thermocouples

如图3所示,X/D是孔中心线与前缘滞止线间的弧长与孔径之比,吸力面为负值,压力面为正值.

定义冷却效率如下:

式中:Taw为绝热壁温度,即主流与射流在边界层外部的掺混温度,℃;T∞为主流温度,℃;Tc为射流温度,℃.

吹风比定义为:

式中:ρc、ρ∞分别为射流和主流的密度,kg/m3;Vc、V∞分别为射流和主流的速度,m/s.

试验是基于不同雷诺数Re和不同吹风比M下进行的,基于弦长的雷诺数Re=ρ uC/μ,分别设定为146000,195000,284000.其中 ρ为主流密度;u为主流的速度;C为叶片弦长;μ为主流的来流动力黏度系数.取吹风比M=0.8,1.0,1.5,2.5,3.0.

试验目的是研究叶片表面的冷却效率,因而需要测得叶片表面温度场的变化.试验中共布置了44个Omega K型焊点式热电偶,其中42个热电偶用于测量叶片表面的温度;一个热电偶悬空安置在叶片内部,用以测量射流喷射前的温度;另一个安置在主流中,用于测量主流的温度.

试验件如图4所示,试验件由有机玻璃制成,表面粘有紫铜薄片,薄片厚度为2 mm,热电偶沿着薄片条的跨度方向焊在薄片条下面.主流温度为环境温度,冷却工质被加热后进入试验叶片,试验温度由安捷伦数据采集仪采集.

图4 试验件实物图Fig.4 Profile of the test piece

2 试验工况与数据处理方法

试验中通过调节风机转速来改变主流雷诺数的大小,射流流量通过压缩机阀门来控制,以改变吹风比的大小.试验中主流雷诺数的变化范围是150000～300000,吹风比M的变化范围是0.8～3.0,主流温度 T∞和射流温度Tc的变化范围分别是10～12℃和11～35℃.在试验过程中,待气流温度稳定后进行数据采集,安捷伦数据采集仪每隔10 s记录一次数据,大量的数据均在试验稳定5～10 min获得.最终的数据是先对时间取平均值,也就是在稳定时间内对数据采集次数取平均,再对同一位置的数据取平均,即同一位置的热电偶个数取平均而得.

3 试验结果与分析

3.1 不同吹风比下冷却效率的变化

试验中,在雷诺数为195000时就前缘压力面和吸力面各开两排气膜孔(共四排孔),以及在压力面上一排孔、吸力面上两排孔(共三排孔)条件下,对气膜冷却效率进行了分析.图5为三排孔时不同吹风比M时吸力面冷却效率曲线.从图5可以看出:紧邻孔区域冷却效率随吹风比的增大而提高,气膜孔下游的冷却效率随吹风比的增大而降低.吹风比越小,紧接孔下游的气膜冷却效率越低,并沿下游方向快速升高.随着吹风比的增大,近孔区域的气膜冷却效率会降低.由于在边界层中引入更多的射流后,在孔的附近射流会上移,然后在下游再附着,因而使下游的气膜冷却效率更大.而吹风比较低时射流流出孔时就会被推向表面,因此会使紧临气膜孔的下游区域的气膜冷却效率增大.

图5 三排孔时不同吹风比下吸力面冷却效率曲线Fig.5 Curves of cooling efficiency on the suction side of turbine blade with different blowing ratios(three rows of holes)

图6为四排孔时不同吹风比吸力面上气膜冷却效率的曲线.从图6可以看出,与三排孔的情况比较,四排孔时测量值的变化比较剧烈,但是变化趋势是一致的.在下游区域高吹风比产生的气膜冷却效率要更高一些.这是由于射流的聚集造成的.由于多了一排孔,射流量增多,造成了射流在下游的大量聚集,提高了气膜冷却效率.在高吹风比时,下游较远区域中射流的分离和再附着导致了很高的气膜冷却效率.

图6 四排孔时不同吹风比吸力面冷却效率的曲线Fig.6 Curves of cooling efficiency on the suction side of turbine blade with different blowing ratios(four rows of holes)

图7为四排孔时不同吹风比下压力面的气膜冷却效率.压力面上冷却效率的变化趋势与吸力面上不一致.总的来说,压力面的气膜冷却效率比吸力面的低很多.由于作用于射流上的静压力使得射流离开了叶片表面.气膜孔附近的冷却效率随着吹风比增大反而降低.与吸力面不同,在最低吹风比M=0.8时,最大的气膜冷却效率在紧邻射流孔下游处出现.随着吹风比的提高,下游处的冷却效率由于射流的脱离表面和再附着而开始增加.在最高的吹风比下,由于表面的弯转方向与射流脱离表面方向相同,射流表现出强烈的再附着作用.

图7 四排孔时不同吹风比下压力面的冷却效率曲线Fig.7 Curves of cooling efficiency on the pressure side of turbine blade with different blowing ratios(four rows of holes)

在吸力面上,气膜冷却效率在邻近气膜孔处较高,并沿流向降低,但是由于射流和吸力面孔排的综合效果,使得吸力面下游的气膜冷却效率仍然会有较高的值.由于吸力面的边界层比压力面的厚,射流出流容易穿过边界层进入主流,不利于冷却,且压力面是凹面,射流出流后更容易贴附在壁面上.可以看出,最高的冷却效率在吸力面上产生,最低的气膜冷却效率在压力面上产生.

3.2 主流雷诺数对冷却效率的影响

在四排孔下研究不同主流雷诺数对气膜冷却效率的影响.图8为四排孔时不同雷诺数下吸力面的气膜冷却效率.图9四排孔时不同雷诺数下压力面的气膜冷却效率.综合图8和图9可以看出:总体看来,不同的主流雷诺数对气膜冷却效率影响不大;但在叶片前缘,低吹风比时,Re对冷却效率影响较小;吹风比较高时,主流雷诺数对孔附近的冷却效率影响增大.这是由于在叶片前缘区域,气流加速度较大,使冷气有较好的贴壁性,高雷诺数时射流量较大,在气流的作用下贴壁在叶片表面的射流较多,使得气膜冷却效率较高.这也是在不同雷诺数下,冷却效率沿流向下降较慢,而在气膜孔下游较远处气膜冷却效率值仍比较高的原因.

图8 不同雷诺数下吸力面的冷却效率曲线Fig.8 Curves of cooling efficiency on the suction side of turbine blade with different Reynolds numbers

图9 不同雷诺数下压力面的冷却效率曲线Fig.9 Curves of cooling efficiency on the pressure side of turbine blade with different Rey nolds numbers

4 结 论

(1)气膜孔附近的冷却效率随吹风比的增大而提高,气膜孔下游的冷却效率随吹风比增大而降低;

(2)吸力面和压力面的冷却效率相比:最高的气膜冷却效率在吸力面上产生,最低的气膜冷却效率在压力面上产生;

(3)低吹风比时主流雷诺数对冷却效率的影响不大;但在叶片前缘,随着吹风比的增大,不同主流雷诺数对冷却效率的影响也增大.

[1]MEHENDA LE A B,HAN J C.Influence of high mainstream turbulence on leading edge film cooling heat transfer:effect of film hole spacing[J].Int J of Heat and Mass Transfer,1992,35(10):2593-2604.

[2]DROST U,BOLCS A.Investigation of detailed film cooling effectiveness and heat transfer distributions on a gas turbine airfoil[J].Journal of Turbomachinery,1999,121(2):233-242.

[3]MICK W J,MAYLE R E.Stagnation film cooling and heat transfer including its effect within the hole pattern[J].ASME Journal of Turbomachinery,1988,110(1):66-72.

[4]朱惠人,许都纯,郭涛,等.叶片前缘气膜冷却换热的实验研究[J].推进技术,1999,20(2):64-68.ZHU Huiren,XU Douchun,GUO Tao,et al.Experimental investigation of film cooling heat transfer on turbine blade leading edge[J].Journal Of Propulsion Technology,1999,20(2):64-68.

[5]朱惠人,许都纯,郭涛,等.叶片前缘气膜冷却效率的实验研究[J].航空动力学报,1999,14(2):205-208.ZHU Huiren,XU Douchun,GUO Tao,et al.Experimental investigation of film cooling heat transfer on turbine blade leading edge[J].Journal of Aerospace Power,1999,14(2):205-208.

[6]朱惠人,许都纯,郭涛,等.孔排布局对叶片前缘气膜冷却的影响[J].航空学报,2000,21(5):385-388.ZHU Huiren,XU Douchun,GUO Tao,et al.Influences Of Position Of Hole-rows On Film Cooling On Leading Edge Of Turbine Blade[J].Acta Aeronautica ET Astronautica Sinica,2000,21(5):385-388.

[7]HYLTON L D,M IHELC M S,Turner E R,et al.Analytical and Experimental Evaluation of The Heat Transfer Distribution Over Surfaces of Turbine Vanes[R].NASA Technical Report,Diesel Allison Division ofGeneralMotors Corporation,NASA-CR-168015,May 1983.

[8]游良平,陶毓伽,蔡军,等.涡轮叶片前缘复合冷却实验[J].航空学报,2009,30(9):1618-1623.You Liangping,Tao Yujia,Cai Jun,et al.Experiment of Composite Cooling on Leading Edge of Turbine Blade[J].Acta AeronauticaET Astronautica Sinica,2009,30(9):1618-1623.

[9]李少华,彭涛,张玉.复合角度对称射流气膜冷却效率的数值研究[J].动力工程,2009,29(3):236-240.LI Shaohua,PENG Tao,ZHANG Yu.Numerical research on film-cooling efficiency of injectio with opposite orientation compound angles[J].Journal of Power Engineering,2009,29(3):236-240.

[10]李少华,张玲,张伟宏.复合角度气膜冷却的数值模拟[J].动力工程,2009,29(10):919-925.LI Shaohua,ZHANG Ling,ZHANG Weihong.Numerical simulation on air film-cooled blade with compound angle holes[J].Journal of Power Engineering,2009,29(10):919-925.

[11]朱惠人,廖乃冰,李广超.带单排气膜孔导向叶片前缘气膜冷却实验研究[J].西北工业大学学报,2008,26(3):353-356.ZHU Huiren,LIAO Naibin,LI Guangchao.Experimental investigation of film cooling heat transfer on turbine blade leading edge with single film hole[J].JournalofNorthwestern PolytechnicalUniversity,2008,26(3):353-356.

[12]李建华,杨卫华,陈伟,等.椭圆形突片气膜冷却效率的试验研究[J].动力工程,2008,28(4):528-531.LI Jianhua,YANG Weihua,CHEN Wei,et al.The experimental study of cooling efficiency on film cooling with ellipse tab[J].Journal of Power Engineering,2008,28(4):528-531.