热斑压力比对气冷涡轮叶栅表面热负荷的影响

2021-08-19朱江楠马薏文刘志刚张晓东

燃气涡轮试验与研究 2021年2期

苗辉，朱江楠，马薏文，刘志刚，张晓东

(1.中国航空发动机研究院，北京 101304；2.中国航发四川燃气涡轮研究院，成都 610500)

1 引言

在航空发动机实际工作中，燃烧室出口截面(即涡轮进口截面)的燃气温度存在严重的非均匀性，该截面最高温度会明显高于平均温度，差值高达100～200 K，这种局部的高温气流被称作热斑[1]。热斑的存在显著增加了涡轮的热负荷，极大地影响着涡轮的可靠性和使用寿命。充分掌握涡轮进口热斑的影响规律及影响因素，是涡轮部件冷却结构精细化设计的必要条件。国外学者已经通过数值与试验研究对涡轮进口热斑迁移特性开展了探讨。其中最早被研究的一个对热斑有明显影响的因素是热斑引入位置与叶片之间的相对位置[2]，其他相关影响因素还有热斑的形状[3-4]、热斑与主流气体温度比[5]、叶栅结构形状[6-9]以及冷却流[10-11]等。国内有关热斑影响的研究起步相对较晚，2000年左右的才开始开展了一些数值与试验研究[12-15]。

热斑引入的周向、径向位置差异会造成涡轮叶栅内温度场的不同表现。周向位置上，在热斑完全冲击第一级静叶时，热斑热流与静叶尾迹混合后作用在动叶上的热负荷明显变小，第二级导叶上的热负荷也可被减轻，但此时付出了第一级导叶热负荷激增的代价[16]。径向位置上，在热斑往叶尖方向移动时，轮毂附近的热负荷逐渐降低，涡轮机匣附近热负荷则上升。综合考虑理想的热斑引入位置时，最佳选择应该是将热斑直接正向冲击在第一级导叶靠近叶根位置[17]。

分析过往研究发现，大多工作围绕单一热斑开展，但实际情况中，从燃烧室后端引入涡轮的热斑数量、形状、大小、范围都不尽相同。如对于椭圆形热斑来说，它与周围主流有更大的接触面积，并在径向上比周向上掺混得更加剧烈[18-19]。热斑温比在不同工况下的浮动范围非常大，对下游部件产生的直接热负荷分布不均匀。由于动叶压力面附近有间歇性的流动分离，一层薄低温流会出现在热斑流与壁面之间，当热斑温比上升时，流动分离的频率也会随之增加[20]。

近期的研究越来越多地关注叶栅弯扭、非轴对称端壁和叶顶间隙等叶栅结构对热斑迁移的影响。通过控制静叶出口流场来调整热斑在动叶中的迁移是削弱热斑产生高热负荷区域的有效方法，叶栅弯扭等结构能够显著改变静叶出口流场分布，降低叶栅气动损失[21]。正弯叶型可以显著削弱热斑向动叶压力面的径向迁移，使动叶压力面和叶顶热负荷显著降低。叶顶间隙泄漏流动也对热斑的径向迁移有很大影响，其增强了热斑向动叶壁面的迁移，使动叶壁面时均温度增加[22]。使用非轴对称端壁产生的附加二次流可以有效削弱二次流损失，但对动叶壁面静温的影响很小。另外，叶片数作为涡轮叶栅设计的一个关键参数，对涡轮气热性能影响很大，导叶数较多时，带有热斑的动叶表面温度越低，并且存在最优的动叶数使动叶壁面时均热负荷最低[23-24]。

对于涡轮入口处温度场畸变的影响，热斑特性参数和叶型结构的合理选择可在一定程度上削弱热斑产生的高热负荷区域，但目前可行性最高且应用较多的方法是采用先进的气膜冷却技术。对比其他冷却方法来讲，气膜冷却结构效率更高，对冷却气流速度的限制更少，便于有针对性地减小热斑负面影响[25]。气膜冷却对热斑的削弱作用在不同位置差异很大，前缘冷却气流主要削弱轮毂区域的高温区，压力面冷气对热斑的影响甚微，而吸力面上的气膜几乎可消除热斑影响。

综上，国内外针对热斑问题开展的工作，鲜有涉及热斑压力与主流压力之比(本文定义为热斑压力比)的影响规律的研究。在实际发动机工作条件下，由于燃烧室火焰筒二次孔横向射流造成的速度不均匀性会导致涡轮进口截面的总压出现不均匀性。这种不均匀性虽然不大(如±3%)，但其与温度不均匀性同时存在，对涡轮部件会有明显的影响。本文针对圆形热斑对涡轮叶栅的影响进行试验和数值研究，以便深化对热斑效应的认识，为更精细化地设计涡轮冷却系统、合理减少冷却气量提供依据。

2 试验介绍

2.1 试验系统

试验系统内部结构见图1，主要由进口延长段、转接段、湍流热斑段、试验段等组成。转接段的作用是将延长段中的流体引入流道；湍流热斑段的作用是通过扰流棒和次流引气管来模拟试验所需的进口湍流度和热斑；试验段的作用是固定试验叶栅和冷气集气腔，并通过其上安装的测试受感部采集叶栅进出口数据。需说明的是，虽然真实发动机的热斑温度本身并不均匀，试验中次流引气管以均匀温度的方式来模拟热斑条件时，保持试验中的热斑温度比接近于实际发动机燃烧室出口截面热斑平均温度与整个截面平均温度之比，且热斑面积相似。详细介绍见文献[26]。

图1 试验系统示意图Fig.1 Schematic views of test setup

2.2 试验件

试验中共有5 个涡轮叶片形成的4 个叶栅通道。5个叶片中只有1个叶片为测量叶片，其余为实心陪衬叶片；叶片材料为环氧树脂，采用C3X模型，有7 排气膜孔，其中前缘3 排，压力面和吸力面各2排；叶片表面有为铺设热偶丝而切出的槽道。涡轮叶片模型和试验件照片如图2所示。

图2 试验叶片(左-示意图；右-照片)Fig.2 Test turbine vane(Left:schematic view;Right:photo)

2.3 试验条件

本试验研究的目的是为校核数值研究方案提供基础数据。受试验资源限制，试验条件如表1 所示。试验中，在试验条件稳定后录取叶片表面各点热电偶温度数据。

表1 试验条件Table 1 Test Conditions

3 数值计算方法

计算域如图3 所示，取一个涡轮叶片周期为计算对象，沿两侧涡轮通道中心线形成的曲面为边界，并取为周期性边界。热斑管模型与试验条件的一致。由于叶片材料为低导热率的环氧树脂，壁面导热可以忽略，故计算域中只有流体部分。主流和热斑从叶栅前面进入叶栅通道；冷却气流从叶片下部进入叶片内部，经由气膜孔进入主流。

图3 计算域Fig.3 Computational domain

采用网格划分软件生成的非结构化四面体网格，在保证计算精度的条件下，具有快速分网的特点。对叶片表面附近网格进行加密，并附着边界层。网格无关性验证所用总网格量分别是580 万、1 100万和1 600万，以前两套和后两套网格方案计算的叶片平均温度相差分别为2.1%和0.3%，故选择1 100万网格方案。

数值算法选用CFD商业软件进行求解，计算采用Faver 平均的N-S 方程。对流项离散采用二阶精度迎风格式，扩散项为中心差分格式，时间迭代采用稳态的基于密度的隐式耦合算法。湍流模型选用SSTk-ω模型。边界条件为压力入口/压力出口条件，叶片表面及计算域底面/顶面为绝热壁面。

4 结果与讨论

4.1 试验结果和计算结果的对比

针对试验工况进行计算，边界条件按照试验条件设置，对应的叶片表面温度场如图4 所示。可看出，热斑直接冲击在叶片前缘，虽然在前缘附近有3排气膜孔，但气膜孔未能给前缘提供良好的保护，形成了高温区。另外，热斑正对叶片前缘，但热斑气流对叶片吸力面的影响更大。在压力面上经过气膜孔后热斑气流已没有明显影响，而吸力面上在气膜孔间覆盖的边缘区形成了多个温度较高的狭长区域。

图4 试验条件(热斑压力比1.028，冷气流量比4%)下的温度场云图Fig.4 Numerical temperature contour of vane under test condition with pressure ratio of 1.028 and cooling air ratio of 4%

图5 为叶栅通道中截面气流的温度与速度云图。可看出，热斑气流受位势效应的影响，向吸力面发生较为明显的偏转。速度最高区域出现在吸力面鳃区，压力面靠近叶片前缘区域则出现低速区。

图5 叶片中截面流体域的温度场与速度场Fig.5 Temperature and velocity contour at the middle section plane of the vane

图6示出了叶片中截面表面温度计算结果与试验结果的对比。可看出，中截面上计算结果有数个温度陡降区，这是因为气膜射流的注入使下游临近区域温度得到明显降低。而试验中叶片表面测点要避开气膜孔区域，故试验结果未有温度突然下降。经分析，壁面温度的试验结果和对应计算结果的平均误差为1.05%，认为计算方案足够精确。

图6 试验和数值计算的中截面温度Fig.6 Experimental and numerical calculation results of middle section plane of the vane

4.2 热斑压力比的影响

由于试验中未考虑设置总压可变，因此采用数值计算方法研究热斑压力比的影响。试验中热斑压力比为1.040，但热斑气流经过弯管会产生压力损失，叶栅入口处热斑压力比约为1.028。数值计算中设置热斑压力比变化范围在相差±2%(即热斑压力比范围为0.980～1.020)，其中设定主流压力不变，热斑进口压力根据热斑压力比计算；冷气流量比选择2%和4%；其余参数与表1中的相同。图7示出了不同热斑压力比条件下叶片表面的平均温度。可看出，随着热斑压力比的增加，热斑使叶片表面的平均温度逐渐增加。其中，压力面平均温度受热斑压力比变化的影响较小，吸力面则较大，尤其是热斑压力比较高时。

图7 不同压力比条件下叶片压力面和吸力面的平均温度Fig.7 Average temperature of pressure side and suction side of vane under different perssure ratios

图8 示出了热斑压力比分别为0.980、1.000、1.010、1.020，冷气流量比为4%时叶片表面的温度场。从图8及图4可看出，随着热斑压力比的增加，温度较高的区域逐渐扩大。这是因为热斑压力比增加，引起热斑射流速度和流量的增加，高温热斑射流可以覆盖叶片表面更多的面积。另外，对于此类热斑正对叶片前缘的计算条件，当热斑压力比较小(0.980、1.000)时，热斑对带气膜射流的叶片无明显影响；而随着热斑压力比的增加(压力比为1.010、1.020、1.028)，热斑逐渐对叶片表面产生影响，造成前缘和吸力面出现高温区。

图8 冷气流量比为4%时不同压力比条件下的叶片温度场云图Fig.8 Temperature contour of vane under different pressure ratio with the cooling air ratio of 4%

图9 示出了热斑压力比分别为0.980、1.000 和1.020，计算域在50%叶高水平面上的温度场云图。可看出，虽然热斑射流正对叶片前缘，但受位势效应影响，热斑射流向吸力面一侧偏转。热斑在涡轮通道中向下游流动时，温度不断下降。热斑压力比越小，热斑温度衰减越快，方向偏转也越明显。其中，当热斑压力比为0.980时，热斑气流未及前缘区域，其温度便衰减至和主流相当的温度水平。

图9 冷气流量比为4%时不同压力比条件下叶片中截面流体域温度场Fig.9 Temperature contour at the middle section plane of the vane under different pressure ratio with the cooling air ratio of 4%

从上述分析可看出，热斑压力比的微小变化对热斑特征会产生明显的影响。在前人的研究中未考虑这一因素，也许是造成研究结果偏差较大的原因之一。由于实际发动机中，涡轮前截面的温度不均匀性(热斑)与总压不均匀性是相互独立的，且各自的影响规律又较为复杂，用于指导涡轮冷却结构设计时，可按照最高压力比校核热斑的影响。

4.3 冷气流量比的影响

图10 示出了冷气流量比为1%～5%，热斑压力比为1.020，其余参数与表1 试验条件相同下，叶片压力面和吸力面的平均温度。可看出，随着冷气流量比增加，叶片表面温度显著下降。

图10 不同冷气流量比条件下叶片压力面和吸力面的平均温度Fig.10 Average temperature of pressure side and suction side of vane under different cooling air ratios

图11示出了热斑压力比1.020、冷气流量比2%条件下叶片表面的温度场。可见，与冷气流量比为4%的图8(d)相比，冷气流量比越小，气膜对叶片表面的覆盖越差，叶片前缘和吸力面的高温区域面积越大。此外，热斑压力比较高(如1.020)时，即使冷气流量比高达4%，本文选用的气膜冷却结构也未能很好地阻止热斑对叶片前缘和吸力面的加热。为此，在实际涡轮设计中，可以根据热斑的规律对冷却结构进行针对性的设计或优化。