叶片前缘气膜冷却离散孔下游流动特性的试验研究

李少华, 曲宏伟, 张 玲, 李知骏

(东北电力大学 能源与动力工程学院,吉林132012)

叶栅流场结构的研究结果为理解冷气射流与高温燃气主流掺混机理[1]以及分析如何提高航空发动机推重比奠定了良好的基础.

随着航空燃气轮机推重比的逐渐增大,航空涡轮前燃气温度也逐渐提高.高温高压的主流燃气与温度相对较低的射流掺混,掺混流体对涡轮气动性能造成的影响也逐步成为涡轮设计时不可回避的问题.从20世纪90年代开始,关于掺混流体对涡轮流场影响的研究得到了航空动力研究者的普遍重视.透平叶片冷却技术是发展燃气轮机的关键技术之一,是燃气初温提高的根本保证.气膜冷却技术作为保护燃气轮机叶片免受高温腐蚀的有效手段之一,国内外学者对其进行了大量研究.在试验方面:Luckey等[2]在普渡大学完成了有关叶片前缘气膜冷却的一些早期工作;Yavuzkurt[3]早在1981年对离散孔气膜冷却流场进行了比较详细的试验研究;廖国期等[4]对离散孔下游边界层进行了试验研究,得出了吹风比和上游孔排数是影响气膜冷却边界层参数分布的重要因素的结论;乔渭阳等[5]对气膜孔喷气对涡轮气动性能造成的影响进行了试验研究,认为在叶片表面不同位置的气膜孔喷气对涡轮叶栅流动损失和流动结构造成的影响不同.在数值模拟方面:郭婷婷等[6]对不同形状气膜孔对气膜冷却效果的影响进行了研究;蒋雪辉等[7]对非定常尾迹对气膜冷却的影响进行了研究,发现叶片尾迹会使冷却气流的流向发生很大的改变.

随着计算流体力学和计算机技术的发展,人们在气膜冷却数值模拟方面进行了大量研究,但是数值模拟计算必须以试验研究为基础.在前人研究成果的基础上,笔者自行设计了试验台,对气膜冷却流场进行了测量,目的是比较不同吹风比下压力面和吸力面气膜孔下游处沿周向方向二维速度u、v的变化,并找出u、v的变化对叶片下游混合流体贴壁性的影响.

1 试验装置

试验测量是在东北电力大学风洞实验室内完成的.主流系统为吸入式风洞,风洞主气流经过蜂窝器和阻尼网段,对气流进行整流以减小入口气流的湍流度,从而得到较平稳的层流气流.收缩段曲面型面按照维托辛斯基轴对称计算公式设计加工,这样一方面可以减小由于试验段收缩所产生的压力损失,另一方面有助于把压力能转化为动能.试验使用美国TSI公司的Model IFA 300型热膜风速仪,使用X型探针测量流体二维速度.主流气源利用Sanken MF-7.5K-380全数字变频调速器(变频范围为0.00～50.00 Hz)调节离心式风机,以实现对试验所需风速的控制.本试验设置风速为10 m/s,流速用皮托管在发展段末端测量,该点气流可以认为是二维流动的.射流气源由空气压缩机提供,通过调节空气压缩机出口处的减压阀和流量计控制阀来控制射流气体流量.图1为试验装置示意图.

图1 静叶栅风洞试验装置示意图Fig.1 Ex perimental setup of wind tunnel test for static cascade

2 试验工况

为了适应叶栅通道的形状,大试验段加工成S型,材质选用10 mm厚的有机玻璃,以便于观测.大试验段内口矩形截面尺寸为450 mm×350 mm.以美国航空航天局Lewis研究中心公布的MARKⅡ叶栅数据为研究叶片,叶型的详细几何参数参见文献[8].由于实际叶片尺寸太小,在现有实验室条件下进行测量十分困难,故采用了放大模型,根据相似理论将实际叶片放大2倍.试验叶片用有机玻璃制成,加工成中空形状.在叶片的压力面、吸力面和前缘各加工有一排气膜孔.考虑到排气膜孔间周期性原则,故选取滞止线处6个气膜孔,压力面和吸力面处各7个气膜孔进行研究.试验孔排间气膜孔实行叉排布置方式.各排间孔的相对位置及叶片参数见表1.叶片与气膜孔的实物示意图见图2.

选取前缘滞止点上中间射流孔中心为坐标原点,选取z/d=0为测量面(z/d表示叶片展向方向的间距与孔径之比).沿流向(x轴方向)取x/d=4、8、15和25四个测量面(x/d表示流线方向的间距与孔径之比),在这四个测量面上分别以叶片表面为起点,沿y轴取若干测点(y/d表示叶片周向方向的间距与孔径之比).考虑到叶片的曲率较大,对从前到后测点移动方向与叶片型面夹角的影响较小,在本试验中可以忽略不计.速度u表示沿x方向的速度分布,v表示沿y方向的速度分布.本试验测点图像处理时的纵坐标y′/d表示沿y轴方向测点到叶片表面的距离与孔径之比.叶片测量位置示意图见图3.

表1 叶片和气膜孔几何参数Tab.1 Geometry of cascade and f ilm cooling hole

图2 试验件轮廓图Fig.2 Photo of the test piece

3 热膜风速仪的测量方法及原理

图3 叶片测量位置示意图Fig.3 Schematic diagram of the blade and the measuring location

图4 探针相对位置示意图Fig.4 Relative p osition of the sensor

当2个敏感元件分别处于u1、u2平面且相互成90°时,对每一个敏感元件都可以根据Jorgensen方程得到单位长度的热损耗ueff:

式中:α1为u1与敏感元件B之间的夹角;k为考虑到沿射线方向热转换而引入的偏航因子.

选取敏感元件足够长,则k→0,选取坐标系使得u3=0,调整使 α1=45°,整理得:

即把两个恒温式流速计的线性输出电压相加就可得u1,而相减就可得u2,探针的详细使用说明参见文献[9].

4 结果与分析

4.1 压力面速度分析

图5给出了吹风比M=0.5和M=1.5时叶片压力面各位置处速度u的周向分布.

图5 叶片压力面速度u沿流向不同位置周向分布Fig.5 Circumferential distribution of velocity u on pressure surface

由图中叶片压力面一侧速度u的分布可以看出,两种吹风比下x/d方向速度沿程分布的变化趋势基本一致,都是沿着y/d增大方向逐渐增大,速度值达到最大后再逐渐稳定到主流速度并保持此值,这是因为主流受到射流掺混扰动后发生弯曲,在弯曲的位置产生一定的切向速度所致.在相同吹风比下,随着x/d的增大(即沿着叶片流线方向),速度u达到稳定值的位置上提,这是由于弯曲流动中叶片流线方向曲率梯度减小了主流压力,主流和射流的混合流体沿流线方向逐渐减弱而形成的,这个结论与Schwarz等[10]阐述的理论一致.在x/d=8和x/d=15处,近叶片表面区域出现了明显的回流现象,这是因为此两位置处于压力面流线的曲率较大处,射流与主流掺混流体借助大的叶片曲率型面产生卷吸运动而形成的.

图6给出了M=0.5和M=1.5时叶片压力面各位置处速度v的周向分布.

图6 叶片压力面速度v沿流向不同位置周向分布Fig.6 Circumferential distribution of velocity v on pressure surface

由压力面一侧速度v的周向分布可以看出,射流垂直于叶片切线平面方向入射.叶片前缘主射流掺混较强的区域内,在位置x/d=4处的v值变化较大.M=1.5时,在x/d=4处的v出现了很明显的波动.随着沿孔下游距离的增加(x/d=8和x/d=15),射流与主流得到充分掺混,主流受叶片型面流线的影响较大,速度v的变化也较大并表现出不规则性.x/d=25的尾缘处边界层分离,使得速度v整体上趋于负值,并且离壁面越远负值越大,证明流动已进入尾涡区.

4.2 吸力面速度分析

图7给出了M=0.5和M=1.5时叶片吸力面在不同位置处速度u的周向分布.

由于吸力面叶片型面弧线曲率梯度小于压力面,所以吸力面的速度u梯度明显大于压力面,吸力面的贴壁性好于压力面.从x/d=4至x/d=15区间内,近壁处的速度最大值呈上升趋势,说明此区间为加速段.在x/d=25位置处,速度最大值减小到与初始位置x/d=4处的值相近,说明气流加速段处于x/d=15至x/d=25区间内,混合流体在加速段脱离壁面后产生回流又被主流压回到叶片表面,此时有很好的贴壁性.M=0.5和M=1.5的图像很相似,只是在M=1.5、x/d=4时,u的曲线在y/d=3至y/d=9的区间有回流现象,这是由于在大的射流比下主射流掺混在叶片前缘产生二次流所致. 图8给出了M=0.5和M=1.5时叶片吸力面在不同位置处速度v的周向分布.

图7 叶片吸力面速度u沿流向不同位置周向分布Fig.7 Circumferential distribution of velocity u on suction surface

在靠近吸力面前缘x/d=4和8位置处叶片的曲率较大,射流与主流掺混后先是脱离壁面后又被压回到壁面.在x/d=15和25位置,近壁处速度值出现负值,说明此位置流体处于叶片的近尾缘区域,混合流体受到壁面的影响较大,出现了明显的二次流,尤其是在x/d=25位置处更明显.从图中可以看出M=0.5和M=1.5的图像很相似,气流有很好的贴壁性,这是因为吸力面气流加速段较长、叶片曲率相对于压力面较小这一共同原因所形成的.

5 结 论

(1)热膜风速仪作为一种可靠的测量速度的手段,可以准确获得流体流向和周向速度信息,为在微观上研究流体的掺混情况以及贴壁性提供了很好的技术支撑.

(2)在试验叶片的压力面和吸力面上,当射流比增大时,射流与主流掺混流体的作用中心上移,贴壁性相对小射流比时差.

图8 叶片吸力面速度v沿流向不同位置周向分布Fig.8 Circumferential distribution of velocity v on suction surface

(3)吸力面速度u梯度明显增加,贴壁性相对来说好于压力面.在大射流比下,叶片前缘主射流掺混产生二次流,使得在y/d的某区间内有回流现象出现.吸力面气流加速段较长,同时叶片曲率相对于压力面小,气流有很好的贴壁性,吹风比对速度v的影响较小.

[1] GOLDSTEIN R J,CHEN H P.Film cooling on a gas turbine blade near the end wall[J].Journal of Engineering for Gas Turbines and Power,1985,107(1):117-122.

[2] LUCKEY D W,WINSTANLEY D K,HANUS G J,et al.Stagnation region gas film cooling for turbine blade leading edge applications[C]∥AIAA Propulsion Conference.California,United States:[s.n.],1976.

[3] YAVUZK URT S,MOFFAT R J,KAYS W M.Full-coverage film cooling: three dimensional measurements of turbulence structure and prediction of recovery region hydrodynamics[R].CA USA:Stanford Univ,1981.

[4] 廖国期,江涛,徐红洲.离散气膜孔下游边界层的试验研究[J].航空学报,1994,15(6):652-657.LIAO Guoqi,JIANG Tao,XU Hongzhou.An experimental investigation of boundary layers downstream of discrete film cooling holes[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,1994,15(6):652-657.

[5] 乔渭阳,曾军,曾文演,等.气膜孔喷气对涡轮气动性能影响的试验研究[J].推进技术,2007,28(1):14-19. QIAO Weiyang,ZENG Jun,ZENG Wenyan,et al.Experimental studies for aerodynamic loss in gas turbine with film cooling[J].Journal of Propulsion Technology,2007,28(1):14-19.

[6] 郭婷婷,刘建宏,宋东辉,等.不同形状气膜孔对气膜冷却效果的影响[J].动力工程,2006,26(3):333-336. GUO Tingting,LIU Jianhong,SONG Donghui,et al.Influence of jet orifice geometry on film-cooling effectiveness[J].Journal of Power Engineering,2006,26(3):333-336.

[7] 蒋雪辉,赵晓路.非定常尾迹对气膜冷却影响的数值研究[J].工程热物理学报,2005,26(2):322-324. JIANG Xuehui,ZHAO Xiaolu.Numerical simulation of the unsteady wakes'effects on film cooling[J].Journal of Engineering Thermophysics,2005,26(2):322-324.

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[9] 盛森芝,徐月亭,袁辉靖.热线热膜流速计[M].北京:中国科学技术出版社,2003.

[10] SCHWARZ SG,GOLDSTEIN R J,ECKERT E R G.The influence of curvature on film cooling performance[J].J of Turbo-machinery,1991,113(3):472-478.