气膜孔局部堵塞对叶片压力面冲击－扰流柱－气膜结构综合冷却效率的影响

周君辉，张靖周＊

南京航空航天大学能源与动力学院，江苏省航空动力系统重点实验室，南京 210016

气膜孔局部堵塞对叶片压力面冲击－扰流柱－气膜结构综合冷却效率的影响

周君辉，张靖周＊

南京航空航天大学能源与动力学院，江苏省航空动力系统重点实验室，南京 210016

运用数值模拟方法研究了气膜孔局部堵塞对叶片压力面上射流冲击－扰流柱－气膜结构综合冷却效率的影响，重点分析了堵塞位置和堵塞比的影响。研究结果表明：无论是气膜孔内无堵塞还是存在局部堵塞情形，随着吹风比增大，综合冷却效率均呈现逐渐增大的趋势；在低的吹风比下，气膜孔出口－尾缘局部堵塞的综合冷却效率略低于无堵塞气膜孔，而在气膜孔进口－前缘和气膜孔出口－前缘的局部堵塞则导致综合冷却效率有较为轻微的上升；在高吹风比下，位于气膜孔出口－前缘和气膜孔进口－前缘的局部堵塞能够抑制气膜射流与主流相互作用所形成的卵形涡，从而冷却效率下降较少，而气膜孔出口－尾缘的局部堵塞则导致综合冷却效率降低较多；堵塞比对壁面沿程综合冷却效率的影响呈现非单调的变化趋势，这是由于冲击－扰流柱－气膜整体式冷却结构的冷却效果取决于内部强化传热和外部气膜防护的多重作用机制。

涡轮叶片；复合冷却结构；局部堵塞；综合冷却效率；数值模拟

高性能航空燃气涡轮发动机的发展对涡轮叶片强化冷却的技术指标提出了越来越苛刻的要求，研究和发展涡轮叶片高效冷却方式，在减少冷却用气量的前提下实现综合冷却效率的提高，已成为发展高性能航空燃气涡轮发动机关键支撑技术之一［1］。

在燃气涡轮发动机热端部件强化冷却技术发展中，射流冲击－发散和射流冲击－扰流柱－气膜复合冷却结构是目前得到广泛关注的双层壁冷却结构［2－8］，同时，特征尺寸已呈现向微小化方向发展的趋势［9－10］，这一特点在典型的双层壁冷却结构中得以体现。

冷却结构特征尺寸减小在增强冷却效率的同时也面临更大的堵塞风险。尤其是在实际工程应用中，气膜孔容易受到一些外在因素的影响而形成局部堵塞，譬如，气膜孔加工缺陷、热障涂层涂覆和外部微细颗粒的侵入沉积等［11－13］。Bunker［14］研究了平板气膜孔堵塞对中心线绝热气膜冷却效率影响，结果表明孔内堵塞会造成出口区域气膜冷却效率降低约30%；Na等［15］针对气膜孔局部堵塞的研究表明气膜孔堵塞导致绝热冷却效率呈现显著的下降趋势，热侧对流换热系数呈现增大趋势；Jovanovic等［16－17］的研究揭示出气膜孔内局部堵塞可能诱导气膜射流与主流相互作用过程中迎风与背风涡的增强，同时他们也发现气膜孔堵塞位置对冷却特性的影响规律是不同的，孔内的堵塞在某些情形下甚至能够提高气膜的冷却效果；Nasir［18］和 Yang［19］等针对在气膜孔内部临近出口前缘的位置上附加突片的实验研究表明，突片的存在能够抑制气膜射流的卵形涡对，起到改善气膜冷却效果的作用；Pan等［20］对平板上单排倾斜气膜孔内局部堵塞所引起的冷气射流流动和冷却特性变化进行了数值研究，分析了堵塞比、堵塞位置和吹风比对绝热气膜冷却效率的影响。

综上分析，目前针对气膜孔内部局部堵塞效应的研究多集中于平板气膜孔。在涡轮叶片表面，压力面相对吸力面更易形成外部侵入微细粒子的沉积［21－22］，从而在气膜孔出口附近形成局部堵塞。由于气膜孔通道的堵塞位置和大小往往具有随机性，因此对气膜冷却的影响非常复杂。本文针对一个典型的涡轮叶片叶型，在模拟真实的气动参数条件下，采用数值模拟方法研究气膜孔局部堵塞对叶片压力面上射流冲击－扰流柱－气膜结构综合冷却效率的影响，重点研究堵塞位置和堵塞比对壁面综合冷却效率的影响。

1 计算模型

计算模型如图1（a）所示，叶片叶型选自Arts等［23］的高负荷跨声叶栅研究文献，叶片为静叶，弦长为67．647mm，栅距为57．5mm，喉部宽度为14．93mm。鉴于所关注的研究问题以及考虑到计算网格数量的制约，在叶高方向选取10mm，同时仅在叶片压力面上布置一个局部内部冷却单元，如图1（b）和图1（c）所示。冷却单元采用冲击－扰流柱－气膜复合冷却方式，因为这一冷却方式为目前较为先进的冷却方式，有较好的应用前景，而考虑内部传热的气膜孔堵塞对冷却效率影响的内容则鲜有报道，为了考虑上游气膜出流对下游气膜冷却影响，以及冲击、扰流冷却方式对冷却效率影响，单元体内包含2排气膜孔、2排冲击孔和3排扰流柱，气膜孔直径d为0．3mm，倾角为30°，气膜孔排距为9mm，展向气膜孔间距为0．6mm；冲击孔直径dj为0．5mm，展向冲击孔间距为1．2mm；扰流柱直径dp为2mm；内侧壁厚为0．7mm，外侧壁厚为0．6mm，内外壁间隙为0．5mm。坐标系原点设置在沿主流方向第2排第1个气膜孔出口中心，如图1（c）所示。

图1 计算模型示意图Fig．1 Schematic of computational model

气膜孔内部的局部堵塞采用类锥体结构，根据Pan等［20］的研究，选取如图2（a）所示的3个典型的局部堵塞位置，分别为气膜孔进口－前缘（Location 1）、气膜孔出口－前缘（Location 2）和气膜孔出口－尾缘（Location 3）。所有局部堵塞体在气膜孔轴线方向的长度均为0．6mm，通过改变图2（b）中类扇形截面的边长a和顶角θ来控制堵塞比B，如表1所示。

堵塞比B定义如下

式中：Ab为堵塞物横截面积；α为气膜孔倾角。

图2 气膜孔内局部堵塞结构尺寸示意Fig．2 Schematic diagram of partial blockage dimension inside film hole

表1 图2（b）对应的几何参数Table 1 Dimension parameters corresponding to Fig．2（b）

2 计算方法和验证

2．1 计算方法

采用Fluent－CFD软件进行数值求解Navier－Stokes雷诺时均方程，速度与压力耦合采用SIMPLE算法，湍流模型选用RNG k－ε湍流模型，近壁采用非平衡壁面函数；各物理量的离散格式均为二阶迎风格式，收敛标准为各物理量基本不变，并且残差低于10－5。

计算网格采用非结构网格，在气膜孔附近采用了逐渐加密的方法，并在近壁面区域布置了边界层，以适应该区域的大速度梯度的要求，如图3所示。经过网格独立性试验，整体网格数约为500万。

计算域的边界条件设置：叶栅通道主流进口进气总压为2 332 800Pa，总温为2 090K，湍流强度为5%；叶栅通道出口为压力出口，总压设为1 343 000Pa；冷却气流入口设在冲击孔入口，冷却气流入口根据吹风比给定流量，总温设为830K；叶栅通道设为周期性边界条件 压力面冷却结构壁面设为耦合壁面以考虑流体与固体之间的热交换且为无滑移速度边界，无冷却的叶片表面设为绝热壁面；冷热流体均为可压理想气体。

吹风比M定义为

鉴于在气膜孔内形成局部堵塞时流通面积发生变化，ρc和uc分别为冷却气流在气膜孔入口处的密度和速度；ρ∞和u∞分别为主流的密度和速度。

壁面综合冷却效率定义为

式中：Tc为冷却气流温度；T∞为主流温度；Tw为壁面温度。

2．2 计算方法验证

算例1 选取Arts等［23］提供的高负荷跨声叶栅进行流场计算，图4为叶片壁面静压计算结果与文献［23］的实验结果对比，横坐标x／cx为叶栅无量纲化的轴向距离，对比可见本文计算结果与实验结果符合较好。

图4 叶片壁面静压分布Fig．4 Static pressure distribution on blade surface

算例2 选取Yang和Zhang［19］提供的平板单排气膜孔突脊形突片冷却结构进行绝热气膜冷却效率计算，图5为展向平均绝热气膜冷却效率ηad的计算结果与文献［19］的实验结果对比，从图5中可以看出，除了SSTk－ω模型，其余的几种湍流模型所得的绝热冷却效率沿流向的变化趋势与实验所得趋势基本一致，其中，RNGk－ε模型所得的结果与实验结果最为接近。故而，数值计算采用RNGk－ε湍流模型。

图5 平板上展向平均绝热气膜冷却效率分布Fig．5 Cooling effectiveness distribution of spanwiseaveraged adiabatic film on flat plate

3 计算结果与讨论

3．1 吹风比的影响

图6为气膜孔内无堵塞以及堵塞比为0．3时，不同吹风比下展向平均壁面综合冷却效率分布。由图可看出，无论是气膜孔内无堵塞还是存在局部堵塞的情形，吹风比对综合冷却效率的影响规律是一致的。由于冲击－扰流柱－气膜整体式冷却结构的冷却效果取决于内部强化传热和外部气膜防护的多重作用机制，随着吹风比增大，内部强化传热提升，导致综合冷却效率呈现逐渐增大的趋势，并且当吹风比达到1．0时，沿程综合冷却效率可以达到0．8，且在气膜孔与射流孔之间的沿程范围内变化幅度较小。

图6 吹风比对展向平均综合冷却效率的影响Fig．6 Effect of blowing ratio on spanwise－averaged overall cooling effectiveness

3．2 局部堵塞位置的影响

图7为气膜孔局部堵塞为0．4时，不同堵塞位置的排布方式下的展向平均壁面综合冷却效率分布。对比表明，在低的吹风比下，如图7（a）所示，气膜孔出口－尾缘（Location 3）局部堵塞的综合冷却效率略低于无堵塞气膜孔，而在气膜孔进 口－前 缘 （Location 1）和 气 膜 孔 出 口－前 缘（Location 2）的局部堵塞与无堵塞的综合冷却效率相差无几。其原因在于，气膜出流位于叶片压力面侧，由于气膜孔出口－前缘的局部堵塞导致气膜出流的法向穿透能力降低，因此在低吹风比条件下，相对较薄的气膜层更容易被压力面侧的主流所破坏而使得气膜的冷却效果降低；而气膜孔出口－尾缘（Location 3）的局部堵塞虽导致气膜出流的法向穿透能力有所增强，但在压力面侧主流的压迫下气膜出流的法向穿透能够得到有效的抑制，因此对气膜冷却效率的影响相对减缓。

图7 堵塞位置对展向平均综合冷却效率的影响Fig．7 Effect of blockage location on spanwise－averaged overall cooling effectiveness

表2 3种堵塞位置气膜孔出口法向速度（B＝0．4，M＝0．3）Table 2 Normal velocity at three blockage locations at film cooling hole exit（B＝0．4，M＝0．3）

在高吹风比下，气膜孔出口－尾缘（Location 3）的局部堵塞导致综合冷却效率相对无堵塞气膜孔的较大幅度降低，而位于气膜孔出口－前缘（Location 2）的局部堵塞能够相对无堵塞气膜孔微弱地提升综合冷却效率。由表2可看出气膜孔出口－尾缘（Location 3）局部堵塞的法向速度最大，所以气膜出流的法向穿透能力最强，即使在压力面侧主流的压迫下也能够诱导出较大尺度的卵形涡对，如图8（a）所示。此时，气膜孔出口－尾缘（Location 3）的局部堵塞导致卵形涡对的进一步抬升，如图8（b）所示，使得气膜的冷却作用下降；而气膜孔出口－前缘（Location 2）的局部堵塞则可以抑制卵形涡的发展，如图8（c）所示，而气膜孔入口－前缘（Location 1）局部堵塞由于法向穿透能力最差，如表2所示，因此流线轨迹容易受到主流压迫而紧贴壁面，如图9所示，所以造成壁面冷却效率也较低。

图8 气膜孔下游截面上的流线和温度分布 （M＝0．5，y／d＝1）Fig．8 Fluid streamline and temperature contours on the normal plane（M＝0．5，y／d＝1）

3．3 堵塞比的影响

图10为M＝0．3时，不同堵塞比对壁面沿程综合冷却效率影响。由图10可知，在气膜孔进口－前缘（Location 1）处形成局部堵塞时，当堵塞比为0．1和0．2时壁面综合冷却效率降低较大；而堵塞比为0．3和0．4时壁面综合冷却效率却增大，这表明气膜孔进口－前缘（Location 1）在小堵塞比情况下增大了法向穿透降低了壁面冷却效率，而大堵塞比情况下却加快了流体冲击壁面的速度从而降低了气膜孔壁的温度，从而降低了壁面综合冷却效率。

图9 堵塞位置对温度及流线影响Fig．9 Effect of blockage location on temperature and fluid streamline

在气膜孔出口－前缘（Location 2）以及气膜孔出口－尾缘（Location 3）处，堵塞比对壁面冷却效率影响同样呈现非单调趋势，这是因为气膜孔出口堵塞比增加一方面增大了气流速度，另一方面造成堵塞导流作用增强、减小法向穿透和增大流向延展，而对于气膜孔出口－尾缘（Location 3）处虽然堵塞比的增加增大了气流的法向速度，但是大堵塞比也增大了气膜孔内部气流的冲击面积，如图9（c）所示，降低了气膜孔内部壁面温度，从而提高了壁面综合冷却效率。

图11为M＝1．5时，不同堵塞比对壁面沿程综合冷却效率影响。相对于小吹风比的情形，在高吹风比下气膜孔的局部堵塞比影响得以凸现，而且堵塞比对壁面沿程综合冷却效率的影响呈现非单调的变化趋势。总体上分析，在气膜孔出口－尾缘（Location 3）处形成的局部堵塞导致壁面综合冷却效率降低最严重并且随着堵塞比增加，壁面冷却效率下降较为严重，而在气膜孔出口－前缘（Location 2）处与气膜孔进口－前缘处（Location 1）局部堵塞导致壁面综合冷却效率降低比较少，主要是这两处局部堵塞导致的法向穿透较小，能够抑制气膜射流与主流相互作用所形成的卵形涡。

与单纯的平板气膜孔内局部堵塞所引起的壁面绝热冷却效率相比［20］，气膜孔局部堵塞对叶片压力面上射流冲击－扰流柱－气膜结构综合冷却效率的影响规律更为复杂，这是由于冲击－扰流柱－气膜整体式冷却结构的冷却效果取决于内部强化传热和外部气膜防护的多重作用机制，同时，气膜防护表面的曲率对于主流和气膜射流的相互作用也与平直表面有较大差异。

图10 小吹风比下堵塞比对展向平均综合冷却效率的影响Fig．10 Effect of blockage ratio on spanwise－averaged overall cooling effectiveness with low blowing ratio

图11 高吹风比下堵塞比对展向平均综合冷却效率的影响Fig．11 Effect of blockage ratio on spanwise－averaged overall cooling effectiveness with high blowing ratio

4 结 论

1）在低吹风比下，气膜孔出口－尾缘局部堵塞的综合冷却效率略低于无堵塞气膜孔，而在气膜孔进口－前缘和气膜孔出口－前缘的局部堵塞则导致综合冷却效率有较为轻微的上升。

2）在高吹风比下，气膜孔出口－尾缘的局部堵塞导致综合冷却效率降低较为严重，而位于气膜孔出口－前缘的局部堵塞则由于能够抑制气膜射流与主流相互作用所形成的卵形涡，壁面冷却效率下降较小，而气膜孔进口－前缘的堵塞由于气流的法向穿透能力较弱，同样能抑制气膜射流与主流相互作用所形成的卵形涡，所以壁面冷却效率下降同样较小。

3）堵塞比对壁面沿程综合冷却效率的影响呈现非单调的变化趋势。这是由于冲击－扰流柱－气膜整体式冷却结构的冷却效果取决于内部强化传热和外部气膜防护的多重作用机制。

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Effects of partial blockage inside film holes on overall cooling effectiveness of an integrated impingement－fin－film cooling
configuration on blade pressure side

ZHOU Junhui，ZHANG Jingzhou＊
Jingsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System，College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China

An investigation is performed numerically to reveal the effects of partial blockage inside film holes on the overall cooling effectiveness of an integrated impingement－fin－film cooling configuration on the blade pressure side，mainly focusing on the effects of blockage position and blockage ratio．The results show that the overall cooling effectiveness increases gradually with the increase of blowing ratio in both cases of no blockage and partial blockage film holes．With low blowing ratio，the partial blockage located at the trailing edge of film－hole exit decreases weakly the overall cooling effectiveness，whereas the partial blockage located at the other positions，including the leading edge of the film－hole inlet and the leading edge of the film－hole exit，increases the overall cooling effectiveness weakly．With high blowing ratio，the partial blockages located at the leading edge of the film－hole exit and the leading edge of the film－hole inlet could mitigate the kidney vortices due to the mainstream－coolant jet interaction，leading to a weak improvement of the overall cooling effectiveness，whereas the partial blockage located at the trailing edge of the film－hole exit results in reduction of overall cooling effectiveness to some extent．In general，the influence of the blockage ratio on the overall cooling effectiveness is not simple as the cooling effectiveness of the integrated impingement－fin－film configuration depends on multimechanisms of internal heat transfer enhancement and external film coverage．

turbine blade；integrated cooling configuration；partial blockage；overall cooling effectiveness；numerical simulation

2015－09－15；Revised：2015－11－03；Accepted：2016－03－08；Published online：2016－03－29 15：37

URL：www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160329．1537．010．html

s：National Natural Science Foundation of China（51276090）；Funding of Jiangsu Innovation Program for Graduate Education（CXLX13＿166）；Fundamental Research Funds for the Central Universities

V231

A

1000－6893（2016）09－2729－10

10．7527／S1000－6893．2016．0067

2015－09－15；退修日期：2015－11－03；录用日期：2016－03－08；网络出版时间：2016－03－29 15：37

www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160329．1537．010．html

国家自然科学基金（51276090）；江苏省研究生培养创新工程（CXLX13＿166）；中央高校基本科研业务费专项资金

＊通讯作者．Tel．：025－84895909 E－mail：zhangjz＠nuaa．edu．cn

周君辉，张靖周．气膜孔局部堵塞对叶片压力面冲击－扰流柱－气膜孔结构综合冷却效率的影响［J］．航空学报，2016，37（9）：27292－738．ZHOUJ H，ZHANG J Z．Effects of partial blockage inside film holes ono verall cooling effectiveness of an integrated impingementf－inf－ilm cooling configuration on blade pressure side［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2016，37（9）：27292－738．

周君辉 男，博士研究生。主要研究方向：传热与两相流。E－mail：zhoujunhui12345＠163．com

张靖周 男，博士，教授，博士生导师。主要研究方向：强化传热，红外隐身。

Tel．：025－84895909

E－mail：zhangjz＠nuaa．edu．cn

＊Corresponding author．Tel．：025－84895909 E－mail：zhangjz＠nuaa．edu．cn