基于红外辐射的涡轮转子叶片前缘温度场测量

刘先富，熊　兵，李　杨，惠广林，李华臣

（中国燃气涡轮研究院，四川江油621703）

基于红外辐射的涡轮转子叶片前缘温度场测量

刘先富，熊兵，李杨，惠广林，李华臣

（中国燃气涡轮研究院，四川江油621703）

根据发动机涡轮转子叶片温度场测试需求，对发动机进行了局部改装，并设计了安装支架，利用红外辐射高温计测量了发动机涡轮叶片前缘及叶盆温度场。试验结果表明，所有叶片表面温度分布具有明显的规律性——中截面附近区域前缘温度最高、叶盆次之，在前缘和叶盆之间存在一低温区；从前缘到叶盆的叶尖弦向温度呈反S形分布。各涡轮叶片叶盆存在一椭圆形高温区，该高温区在中截面附近温度最高，沿叶尖和叶根方向延伸并伴随温度递减。各涡轮叶片前缘温度的高温区都集中在中截面附近约1/3叶高范围，叶尖和叶根温度都较低。

航空发动机；涡轮转子叶片；温度场；红外测量技术；叶片前缘；叶盆

1　引言

提高航空发动机推重比最直接和最有效的方法之一就是提高涡轮前燃气温度［1-2］。涡轮转子叶片在复杂的高温、高压环境高转速旋转，必然产生一系列复杂的“热问题”，为保证发动机安全，需要准确测量涡轮转子叶片表面温度，为冷却设计模型的优化提供试验数据支持，提高涡轮转子叶片的安全工作可靠性，延长其寿命［3］。

涡轮叶片表面温度测量方法较多。常规的热电偶测量方法是在涡轮转子叶片表面开槽，将铠装热电偶埋入涡轮叶片表面，或通过陶瓷涂层将裸偶固定在涡轮叶片表面，利用引电器将温度信号输出，但这种方法存在测点有限、信号引出困难、破坏试验件等缺陷。当前国内外基本是在静子叶片上布置测点测量涡轮进出口温度［4］。薄膜热电偶测温技术是在常规热电偶基础上发展起来的一种先进测温技术，但也存在引线、附着力不够等困难，国内目前还没有用于涡轮转子叶片温度测量的先例。示温漆非干涉测温技术可用于涡轮转子叶片温度测量，但仅能获取等温线上最高温度，空间分辨率较低，且目前还存在污染和判读误差较大等问题。

红外测温属非接触测量技术，具有不破坏试验件、测温范围广、灵敏度高、响应快等优点，能快速获取高速旋转的涡轮叶片表面温度场。2006年，熊兵等［5］利用红外测温技术，对燃气轮机涡轮转子叶片叶背温度场进行了测量，但没有实现前缘及叶盆的温度测量。本文利用红外高温计，成功测量了某型发动机涡轮转子叶片前缘及叶盆温度场。

2　红外高温计工作原理及主要技术指标

红外测温理论依据源于普朗克辐射定律［6］，本文采用的红外高温计ROTAMAPII就是基于该理论下的窄带波长亮度测温方法。

ROTAMAPII主要由测温探针、驱动单元、测控单元组成。安装在发动机上的测温探针在其尖部带有一个反光镜，反射被测对象的红外辐射能量，反光镜经过一定角度的翻转实现涡轮叶片径向测量，同时利用涡轮叶片的自身旋转实现周向测量，再通过数据处理实现涡轮叶片的温度场测量。

ROTAMAPII主要参数指标为：空间分辨率优于2 mm，黑体炉标定测温精度±6℃，测温范围650～1 350℃，采样速率1 MSample/s。

3　测试方案设计

3.1测量区域设计

首先在燃烧室机匣上开孔，设计浮动密封装置和安装支架，然后将红外探针安装在涡轮导向器槽道内。

周向上，随着转子叶片周向旋转，红外探针通过涡轮导向器槽道间隙，捕获所有涡轮转子叶片可视范围内的红外辐射能量。如图1（a）阴影区域所示，周向上只能测量叶盆靠近前缘部分约3/5区域。径向上，红外探针尖部安装的反光镜翻转角度为54.74°，当红外探针距离涡轮叶片叶尖前缘95 mm时，就能覆盖整个涡轮转子叶高，如图1（b）所示。

图1　涡轮叶片测量区域Fig.1 Test area of turbine blade

3.2转速同步定位设计

利用磁电转速传感器，对准带凸台的转速音轮，音轮与发动机轴连接。发动机每转动一圈，磁电转速传感器就输出一个脉冲，触发红外高温计采集涡轮叶片辐射能量。数据处理时利用同步锁相技术对转子叶片进行精确定位，以实现测试结果与实际叶片的一一对应。

3.3系统标定及发射率测量

根据文献［7］中的标定规范，对红外高温计进行标定，得到有效波长λ和系统效率η，用于数据处理时对测试数据进行修正。

将涡轮转子叶片加工成试片并放置于加热炉口，在不同温度点利用光谱仪测量试片的辐射度和黑体炉的辐射度，就可获取发射率值。

3.4试验数据处理方法

数据处理基于转速同步的锁相平均处理方法，能够形成周向温度分布云图、矩形分布云图、切向分布图和径向分布图。周向温度分布云图表征发动机涡轮所有叶片的可视范围内的周向温度分布；矩形分布云图是周向温度分布云图的展开；切向分布图表征叶片在某一叶高处的温度沿弦向分布，如图2中（左）红线所示；径向分布图是对叶片某一径向位置沿不同叶高的温度分布，如图2中（右）红线所示。

图2　弦向温度分布和径向温度分布Fig.2 Chordwise and radial temperature distribution

4　测试结果

由于试验工况多，试验数据量大，下文仅选取典型工况进行处理分析。

4.1地面试验1.0工况

图3为地面1.0工况32～34号叶片温度场测量结果。由图可知：叶片前缘中截面附近温度最高，呈明显的亮色带，其次是叶盆和叶尖位置，叶根和靠近叶尖区域的前缘附近温度较低。叶尖的弦向温度分布周期性明显，且前缘温度较低，叶盆位置温度较高。中截面的弦向温度具有周期性，前缘温度最高，其他区域温度都较低，且温度梯度较大。

4.2高空试验1.0工况

图4、图5为高空1.0工况叶片温度场测量结果。由图可知：各个叶片温度分布周期性明显，高温区集中在中截面附近30%～70%叶高范围，且前缘温度最高；叶盆存在椭圆形相对高温区，且该高温区沿叶尖和叶根方向温度递减；叶尖也存在一个小型高温区，呈漏斗状。叶片叶尖弦向温度分布周期性明显，前缘位置温度较低，叶盆温度较高，呈反S形分布。叶片中截面位置弦向温度分布周期性明显，表现为前缘温度最高，且温度梯度非常大，通过一个低温区过渡到叶盆的相对高温区。高空试验1.0工况下，所有叶片径向平均温度最高位置在中截面附近。叶尖位置也表现为翘头形态，表明所有叶片叶尖平均温度也较高。85%～95%叶高范围内温度表现为凹坑形态，表明该区域温度相对较低。

图3　第32～34号叶片温度场测量结果Fig.3 The measurement results of temperature field for NO.32～34 blades

5　结论

利用红外辐射高温计，成功实现了发动机涡轮转子叶片前缘和叶盆温度场测量，得到如下结论：

（1）涡轮转子叶片表面温度分布呈明显的周期规律。中截面附近的高温区，前缘温度最高，叶盆次之，前缘与叶盆之间存在一个低温区，从前缘到叶盆的弦向温度呈反S形分布。

图4　叶片周向和径向温度分布云图Fig.4 Circumferential and radial temperature distribution for all blades

图5　第6～9号叶片温度场测量结果Fig.5 The measurement results of temperature field for NO.6～9 blades

（2）涡轮叶片叶盆存在一个椭圆形高温区，该高温区在中截面附近温度最高，并沿叶尖和叶根方向延伸，延伸至叶根方面温度单调降低，延伸至叶尖约90%叶高位置温度达到一个相对低点。从90%至100%叶高区域，叶盆温度单调升高呈平滑的向上喇叭型分布。

（3）各个涡轮叶片前缘温度分布规律一致，高温区都集中在中截面附近约1/3叶高范围，叶尖和叶根温度都较低。

［1］ Walston S，Cetel A，Mackay R，et al.Joint development of a fourth generation single crystal superalloy［R］.NASA TM-2004-213062，2004.

［2］ 黄春峰，石小江，钟华贵.燃气涡轮发动机高温燃气温度测量技术［C］//.第九届发动机试验与测试技术交流会论文集.北京：中国航空学会发动机试验技术专业委员会，2008：69—76.

［3］ 董素艳，刘松龄，朱惠人.涡轮级进口温度分布不均匀时流场和温度场的非定常数值模拟［J］.西北工业大学学报，2001，19（3）：346—348.

［4］ 彭建，白庆雪.航空发动机燃烧室温度测量［J］.燃气涡轮试验与研究，2000，13（2）：50—52.

［5］ 熊兵，侯敏杰，陈洪敏，等.辐射测温技术在涡轮叶片温度场中的应用［J］.燃气涡轮试验与研究，2008，21（3）：50—54.

［6贺宗琴，廖理.表面温度测量［M］.北京：中国计量出版社，2009.

［7］ Q/11S 649，红外高温计Rotamap标定规范［S］.

Temperature field measurement of turbine rotor blade leading edge based on infrared radiation pyrometer

LIU Xian-fu，XIONG Bing，LI Yang，HUI Guang-lin，LI Hua-chen

（China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China）

In order to measure turbine rotor blade temperature field of engine，according to the test require⁃ments，the engine was refitted and the testing bracket was designed.At last，the temperature field of the leading edge and concave of the rotor blades was obtained by the infrared pyrometer.The testing results show that the temperature field of rotor blades was regular，the leading edge temperature of blade was the highest，and the temperature of the concave was lower.There was an area of low temperature between the leading edge and the concave of blade.The tip chordwise temperature distribution presents reversed“S”type.In the concave of every rotor blade，there was an elliptical district with high temperature，where the temperature was the highest near the middle section of the blade，then reduced from the middle section of blade to the tip and the root of blade.On the leading edge of blade，the highest temperature focused on prob⁃ably 1/3 span.The temperature of tip and the root of blade became lower.

aero-engine；turbine rotor blade；temperature field；infrared measurement technology；leading edge of blade；concave of blade

V263.3

A

1672-2620（2016）04-0047-04

2015-09-30；

2016-01-28

刘先富（1985-），男，贵州遵义人，工程师，硕士，主要从事航空发动机测试技术研究。