尾缘冷气喷射对超声涡轮叶栅性能的影响

王彬，黄康才(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

尾缘冷气喷射对超声涡轮叶栅性能的影响

王彬，黄康才
(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

采用试验与数值模拟相结合的方法，研究了某超声速涡轮导向叶栅尾缘冷气喷射对叶栅流场结构的影响。数值模拟时，使用环形叶栅模型近似模拟平面叶栅内的流动。研究结果表明：数值模拟结果与试验结果吻合较好；尾缘冷气喷射可减少主气流在尾缘停滞区的能量耗损，削弱叶栅尾缘处的内边缘激波，叶栅气动效率随冷气量的增加先增大后减小；尾缘冷气喷射对叶栅出口附近气流角的周向分布有影响，但对质量平均的叶栅出口气流角基本无影响。

叶栅气动效率；冷气喷射；尾缘停滞区；源项模拟技术；叶栅风洞试验

1 引言

现代航空燃气涡轮发动机对更大单位推力和更低耗油率的追求，使得高压涡轮进口温度不断提高，甚至超出了涡轮叶片材料的最大许用温度，这就需要对涡轮叶片进行有效冷却。在叶片不同位置进行冷气喷射以形成气膜冷却或冲击冷却是诸多冷却方式中的一种，而在叶片尾缘进行冷气喷射是其最重要的形式之一。

国外学者和研究机构对涡轮叶栅尾缘冷气喷射进行了大量研究。Sieverding等[1]研究了在压力侧开有半劈缝冷却结构的涡轮导向叶片下游流场，认为由于冷气与主流快速掺混，压力侧半劈缝冷气喷射不会产生更复杂的流谱。Kapteijn等[2]采用试验的方法对比研究了全劈缝和压力侧半劈缝两种冷却结构的导向叶片，相对于全劈缝结构，半劈缝结构会产生更高的损失，尤其是当叶片处于超声速流动时。Pappu等[3]研究了单个冷却涡轮叶片尾缘冷气喷射对下游掺混损失的气动影响，认为当冷气喷射速度比为1时，尾缘冷气喷射可减小掺混损失。Deckers等[4]研究了不同出口马赫数和不同冷气量下带尾缘冷气喷射的二维叶栅气动性能，认为尾缘冷气喷射可增加尾缘后的压力并减小叶栅总损失。而P&W公司在其E3计划高压涡轮详细设计报告[5]中指出，尾缘吹气可使部件效率提高约1.1%。国内有学者采用理论分析、数值模拟及叶栅试验等方法对尾缘冷气喷射涡轮叶栅进行了研究[6～10]，但这些研究主要以亚、跨声叶栅为主，其观点和结论具有一定局限性。

不同于以叶片表面摩擦为主要损失的亚声速叶栅，超声速叶栅通常具有较小的弯角(甚至为负弯角)，槽道内存在较强的激波及激波与附面层的相互干扰，栅后气流不均匀性强，流动现象十分复杂，其损失主要由激波损失、尾缘损失和叶片表面摩擦损失组成。本文采用数值模拟方法对某尾缘冷气喷射的超声速涡轮导向叶栅的损失特性进行了研究，并与试验结果进行了对比。

图1 叶栅示意图Fig.1 The sketcHof cascade

图2 计算网格Fig.2 The computationalgrids

2 试验器及试验叶栅

试验在中国燃气涡轮研究院超、跨声速平面叶栅风洞试验器[11]上进行。为进行带冷气喷射平面叶栅试验，增设了由同一气源站提供高压空气的冷气喷射系统。该系统由冷气进口闸阀、调压阀、孔板流量计和多接嘴稳压罐组成。调压阀采取远距离控制，使之达到所要求的喷气流量比，并采用从叶片两端引入高压空气的方法保证喷气均匀。试验叶栅有4个喷气叶片，保证3个完整的带冷气喷射的槽道。

本文所研究的叶栅如图1所示，主要参数如下：栅距t=53.21 mm，弦长b=76.62 mm，安装角βs= 32.02°，有效出气角β2ef=12.18°，设计出口等熵马赫数M2t=1.25，尾缘厚1.6mm，尾缝宽0.5mm。

3 数值模拟方法

计算网格采用CFX-TurboGrid1.6[12]中的轴流-大安装角模板(BCOC)生成。叶片附近生成O型网格，叶片通道和前缘采用C型网格，尾缘使用两个H型网格。为模拟尾缘冷气流动，使用了源项模拟技术，即采用一条网格槽缝模拟尾缝，槽缝面积近似等于尾缝面积[13]。图2为计算网格示意图，网格总数约75万，最小剪切角35.50°。

模拟计算采用三维计算分析软件CFX 12.0[14]。进口给定均匀的总压、总温和进口气流角，出口给定平均静压。壁面满足无滑移和绝热条件，周期性边界强迫对应点所有物理参数相等。需要输入的冷气参数包括质量流量、冷气流动方向角、冷气总温、冷气湍流度和涡粘性比。本次计算采用SST湍流模型、定比热，粘性系数和导热系数采用Sutherland法则，收敛精度5.0×10-4。

4 结果分析

4.1 冷气量对叶片表面等熵马赫数的影响

计算出口截面位置与试验出口测量截面位置保持一致，均距叶片尾缘0.45t。文中x/b为相对弦长。

图3、图4分别给出了M2t=1.25、尾缘喷射相对冷气量Gc=0.0%～4.0%时，三维计算及试验测得的叶片表面等熵马赫数分布。图3(a)为全局视图，图3 (b)为叶背喉道至尾缘斜切口段等熵马赫数放大图。从图中可看出，尾缘冷气喷射只影响叶背喉道至尾缘斜切口段的等熵马赫数分布，随着冷气量的增大，等熵马赫数峰值降低且位置略有前移。对比图3和图4可看出，三维计算与试验所测的叶片表面等熵马赫数分布规律基本一致。

图5给出了M2t=1.25，Gc=0.0%、1.0%、2.0%和3.0%时叶片槽道马赫数等值线分布。可见，随着冷气量的增加，尾缘内边缘激波在相邻叶片叶背上的反射点逆流向上移，且槽道内最大马赫数减小。

图6给出了某亚声速叶栅出口马赫数为0.88时，叶片表面等熵马赫数随尾缘喷射冷气量(冷气量从1.0%增加到3.8%)的变化。从图中可看出，相对于超声速叶栅，亚声速叶栅的叶片表面等熵马赫数几乎不受尾缘冷气喷射的影响。

4.2 冷气量对叶栅气动效率的影响

对于带冷气的涡轮叶栅，冷气总压对叶栅出口总压有一定影响。为准确评估冷却叶栅性能，本文给出了冷却涡轮叶栅气动效率的定义：

图3 叶片表面等熵马赫数分布(计算)Fig.3 The isentropic MacHnumber distribution of cascade surface(CFD)

图4 叶片表面等熵马赫数分布(试验)Fig.4 The isentropic MacHnumber distribution of cascade surface(test)

式中：P为压力，Pa；G为流量，kg/s；T为温度，K；C为速度，m/s；k为比热比，本文k=1.4；cp为定压比热，J/(kg·K)；上标*代表滞止；下标0代表叶栅进口主流，2代表叶栅出口，c代表冷气，i代表第i股冷气。

图7给出了所研究叶栅气动效率随尾缘喷射冷气量的变化趋势。可见，叶栅气动效率随冷气量的增加先增后减，且计算结果与试验结果基本一致。

对于无冷却叶栅(见图8(a))，当主气流从叶片尾缘处的叶盆、叶背离开尾缘时，其后面产生流体分离界面及停滞区。主气流在粘性作用下不断从停滞区带走低能量流体而消耗自身能量，同时又因部分主气流填充该区域而进一步消耗自身能量，在尾缘后形成一对涡，产生尾缘损失，从而降低叶栅气动效率。从图8(a)还可看出，由于叶背流速高，附面层薄，主气流的引射作用更强，尾缘后靠近叶背的漩涡较大。当有冷气从尾缘处尾缝喷射出时(见图8(b))，冷气会填充尾缘后的停滞区，削弱尾缘后的对涡(Gc=3.0%时对涡接近消失)，增加尾缘后的压力，使尾迹得到强化，从而降低尾缘损失，提高叶栅气动效率。同时，尾缘冷气喷射还可削弱尾缘处的内边缘激波，减弱尾缘后气流的过度膨胀，从而减小激波损失，进一步提高叶栅气动效率。冷气离开叶片尾缘后很快完成与主气流的掺混，带来掺混损失。当由冷气喷射引起的激波损失和尾缘损失的减小量大于由冷气与主气流掺混带来的掺混损失时，叶栅气动效率提高；反之，叶栅气动效率降低。

图5 不同冷气量时槽道马赫数等值线分布Fig.5 The isoline distribution ofMacHnumber in flow passage atvaried coolantmass flow ratio

图6 某亚声速叶栅叶片表面等熵马赫数分布Fig.6 The isentropic MacHnumber distribution ofa subsonic cascade surface

图7 不同冷气量时叶栅的气动效率Fig.7 The aerodynamic efficiency of cascade atvaried coolant flow ratio

图8 尾缘附近流线示意图Fig.8 The sketcHof stream line near trailing edge

4.3 冷气量对叶栅出口气流角的影响

超声速气流经过外边缘激波时会折向轴线方向，经过内边缘激波时会折向额线方向，且激波越强，气流方向折转越大。因此，超声叶栅后气流角沿周向分布极不均匀。当有尾缘冷气喷射时，会削弱尾缘处的边缘激波，所以冷气量对叶栅出口气流角沿周向的分布有一定影响。

图9给出了距尾缘0.1t截面一个栅距内气流角沿周向的分布。从图中可明显看出，随着冷气量的增加，内边缘激波减弱，气流折转减小；同时，尾缘冷气喷射对外边缘激波的影响较小。

图10给出了测量截面位置质量平均的叶栅出口气流角随冷气量的变化趋势。试验和计算结果都表明，尾缘冷气喷射对质量平均的叶栅出口气流角基本无影响。原因为：喷射冷气流量相对于主流流量来说很小，且喷射方向与主流在尾缘出口附近的流动方向基本一致；测量截面位置距叶栅尾缘较远，冷气与主流的掺混基本完成。

图9 不同冷气量时一个栅距内叶栅出口气流角的周向分布Fig.9 The outlet flow angle distribution in one pitcHatvaried coolant flow ratio

图10 不同冷气量时叶栅出口气流角Fig.10 The outlet flow angle of cascade atvaried coolant flow ratio

5 结论

(1)冷气喷射只影响叶栅叶背尾缘至喉道段的叶片表面等熵马赫数分布，随着冷气量的增加，等熵马赫数峰值减小且位置略有前移。

(2)叶栅气动效率随冷气量的增加先增后减。

(3)冷气喷射影响叶栅出口附近气流角的周向分布，但对质量平均的叶栅出口气流角基本无影响。

(4)在超声冷却叶栅设计时，需考虑尾缘冷气量对叶栅气动效率的影响，且试验时要合理安排出口测量截面位置及测点。

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In fluence of Trailing-Edge Coolan t Ejection on Supersonic Tu rbine Cascade Perform ance

WANG Bin，HUANG Kang-cai
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

The influence of cooling jet from a supersonic turbine guide vane cascade trailing-edge on the cascade flow-field was investigated by using simulation results and test results.An annular cascademodel was used to simulate the flow-field in the plane cascade approximately.The results show that the dissipa⁃tion of themain stream energy in the trailing edge stagnation region and the strengtHof the shock wave locat⁃ed at the pressure side of the trailing edge can be reduced by the trailing-edge coolant jet.The aerodynamic efficiency of the cascadewill increase firstly and then decreasewhile the coolantejectionmass ratio increas⁃es.The numerical simulation results are good agreementwitHtest results.The circum ferential distribution of flow angle located at cascade exit is influenced by trailing edge coolantejection,while the outlet flow an⁃gle at cascadewitHaveragedmass is not.

cascade aerodynamic efficiency；coolantejection；stagnation region at trailing edge；source term modeling technique；cascadewind tunnelexperiment

V231.3

A

1672-2620(2012)04-0037-05

2012-04-05；

2012-07-03

王彬(1979-)，男，陕西礼泉人，高级工程师，硕士研究生，主要从事涡轮气动设计及试验研究。