出流比及旋轉數對回轉通道流動換熱的影響

趙曙,朱惠人,郭濤,張麗,周志翔

(1.西北工業大學動力與能源學院,710072,西安; 2.中國航空動力機械研究所,412002,湖南株洲)

出流比及旋轉數對回轉通道流動換熱的影響

趙曙1,朱惠人1,郭濤1,張麗1,周志翔2

(1.西北工業大學動力與能源學院,710072,西安; 2.中國航空動力機械研究所,412002,湖南株洲)

為深入了解渦輪動葉內通道在旋轉狀態下的換熱分布以及出口流量變化對通道壁面換熱的影響,采用數值模擬方法研究了旋轉帶肋回轉通道的流動特性,揭示了旋轉數、出口流量分配比例對內通道換熱的影響機理。計算模型包含3個通道和2個轉彎段,通道進口雷諾數為17000,旋轉數為0～0.09,3種工況下出口1、2、3與入口的質量流量比分別為27%、49%、24%(三個出口均有出流),27%、0%、73%(出口2不出流),27%、73%、0%(出口3不出流)。結果表明:靜止內通道的出流比變化僅對第3通道的沿程壓力系數Cp和前、后緣面努賽爾數Nu分布有影響;旋轉內通道的出流比變化會影響Cp的大小,旋轉哥氏力使通道前、后緣面的Nu分布不同;離心力使徑向出流通道的Cp隨旋轉數的增加而緩慢增大,徑向入流通道的Cp隨旋轉數增大而迅速減小;肋擾流渦使沿程展向平均Nu沿流向呈多波峰狀分布;轉彎回流渦使得轉彎下游通道的Nu不對稱分布。

帶肋通道;出流比;旋轉數;對流傳熱;數值計算

現代航空發動機燃氣溫度已遠高于渦輪葉片的耐熱溫度,必須采取有效的內、外部冷卻技術使渦輪葉片安全穩定的工作。帶肋和出流孔是渦輪葉片中常用的冷卻結構,冷卻空氣沿葉片內通道流動時,肋的擾流使流體發生邊界層脫離而形成強度不同的漩渦,強化了空氣與壁面的換熱,冷卻空氣由出口流出帶走多余熱量或在葉片表面形成氣膜覆蓋,保護葉片不被外部高溫燃氣破壞,這種組合冷卻形式提高了冷卻空氣的利用率。

國內外學者對帶肋及出流內通道冷卻技術開展了廣泛研究[1-11]。在帶出流內通道冷卻技術研究中,一方面集中于側向出流的尾緣通道的冷卻機理研究,主要研究不同阻塞比、肋排布、肋角度及通道截面寬高比等幾何參數[1-4]對尾緣通道的流動損失及壁面換熱的影響,還研究了雷諾數、旋轉數、旋轉偏角等氣動參數[5-8]對側向出流尾緣通道壁面換熱系數的影響;另一方面集中于內通道前后緣面有氣膜孔出流的冷卻機理研究,主要針對氣膜孔、肋角度、肋與氣膜孔相對位置等幾何參數及雷諾數、出流比等氣動參數[9-11]對帶肋和氣膜出流的內通道冷卻的影響。

以上研究者多以側向出流的楔形尾緣單通道進行研究,流動進口一般為矩形充分發展進口條件,并沒有考慮到實際葉片回轉通道結構多段通道的連接關系,尾緣通道進口條件與實際情況不同,沒能反映出真實尾緣通道流動特征。本文選取了動葉完整內通道模型研究,保證了各段通道的截面形狀和相互連接關系,為各段通道提供了與真實情況相同的進口條件,通過數值模擬研究了不同出流比及旋轉數對內通道流場分布及壁面Nu的影響,為轉子葉片回轉通道設計提供了數據參考。

1 數值計算模型

1.1 物理模型

典型渦輪動葉截面形狀如圖1所示[5],葉片前緣有氣膜覆蓋冷卻,中弦內部有通道肋擾流強化冷卻,尾緣有射流吸熱冷卻。葉片外部的燃氣將熱量傳給葉片時,由葉片表面的氣膜覆蓋隔熱和內部冷氣吸熱實現了降低葉片的工作溫度。轉子葉片繞軸由壓力面向吸力面方向旋轉時,壓力面側的內通道壁面稱為后緣面,吸力面側的內通道壁面稱為前緣面。

圖1 典型葉片內通道截面

本文采用的渦輪動葉內通道模型如圖2所示,包含了2個梯形截面的徑向出流通道和1個矩形截面的徑向入流通道,且每個通道壁面上有交錯橫肋,2個轉彎段將3個通道連接構成回轉通道;入口位于第1通道底部、出口1、2位于回轉通道頂部,出口3位于第3通道側壁,入口水力直徑d=11.2 mm,肋寬e=0.107d,肋間距與肋寬比p/e=12.58,文中x、y、z軸分別表示通道的寬度、厚度、高度方向;通道模型繞x軸旋轉,旋轉半徑為R,旋轉半徑與水力直徑比R/d=46.4。

圖2 數值模擬幾何模型

1.2 計算網格及邊界條件

本文采用ICEM 13.0生成的計算網格局部示意如圖3所示?？紤]到模型的截面形狀、肋高尺寸、通道與出口交接面積的變化,對流體域劃分使用了非結構混合網格生成方法;由于旋轉可能會影響到壁面附近的流場變化,因此加密劃分壁面附近的網格;肋周圍的流動情況比較復雜,因此采用密度核加劃分肋附近區域的網格;考慮了壁面換熱及壁面處理函數,在內通道的壁面上添加有10層邊界層,并保證壁面函數使用條件(Y+<1);經網格無關性分析后,選取計算網格總數約為9.45×106。

圖3 計算模型局部網格

借助Fluent 13.0進行三維穩態數值模擬研究,流體為理想氣體,選取realizablek-ε湍流模型及增強壁面函數。計算邊界條件分別為質量流量進口條件,3個出口設定不同壓力條件來調整流量分配比例,給定無滑移壁面條件并確定相應的湍流脈動能和耗散率,壁面熱流密度為2 kW/m2。對雷諾時均湍流微分控制方程的求解采用壓力分離隱式穩態求解器,并采用SIMPLE壓力速度耦合方法求解各參數。壓力修正方程、連續方程、動量方程、k和ε方程均采用亞松弛因子,求解收斂的判斷標準為相對殘差小于10-5。

1.3 參數定義及計算工況

研究工況為實際葉片工作的氣動條件,Re為17000,旋轉數、出流比包含了實際葉片工作的旋轉和流量分配條件:ro分別為0、0.03、0.06、0.09,3種工況下出口1、2、3與入口的質量流量比Dr分別為27%、49%、24%(3個出口均有出流);27%、0%、73%(出口2不出流);27%、73%、0%(出口3不出流)。

2 流動結果與分析

2.1 靜止回轉通道速度場

帶肋內通道的流場分布如圖4所示。在Re為17000,3個出口均有出流的回轉通道內流體沿流向受通道截面變化、肋擾流、轉彎及出口分流的影響,會在各段通道內形成不同的速度場分布。徑向出流第1通道的高速區域沿流向逐漸向靠近轉彎隔墻側偏移,這是由于左側梯形窄邊肋的擾動流阻較大,右側梯形寬邊和轉彎段導向作用會使主流沿徑向逐漸往轉彎側偏移;徑向入流第2通道和徑向出流第3通道均受轉彎效應影響,使下游通道遠離轉彎段流速增大,并在下游通道靠近轉彎段側形成低速回流渦,且第3通道內低速渦區域較大,轉彎分離作用沿流向逐漸減弱;同時,在第1、2轉彎段的上游頂部會形成低速回流渦,下游分離形成抬升沖擊和回流渦。

圖4 內通道厚度中截面流線圖

2.2 旋轉數對壓力系數結果的影響

圖5為回轉通道的沿程壓力系數Cp分布,圖中l/d表示沿流向距入口的距離與入口水力直徑之比。在Re為17000、3個出口均有出流的靜止通道,Cp主要受通道形狀、肋分布、出口分流的影響,使Cp沿流向逐漸降低。第1通道的Cp沿流向迅速降低,受肋的周期擾流作用最強,流動損失最大;第2通道的Cp沿流向略有降低,肋的周期擾流作用減弱,流動損失相對較小;第3通道的Cp沿流向略有回升,沿程分流作用使流動損失逐漸減小;第1、2轉彎段Cp沿流向先降低后回升。相同工況的旋轉回轉通道Cp還受到旋轉離心力、哥氏力的影響,使第1通道的Cp隨ro的增加沿程降低幅度逐漸減小,第2通道Cp隨ro的增加沿程降低幅度迅速增大,第3通道Cp隨ro的增加沿程增加幅度逐漸增大,第1轉彎段Cp隨ro的增加而增大,第2轉彎段Cp隨ro的增加而減小。

圖5 沿程壓力系數分布

通道內的主流受肋擾流發生分離,在肋上游區域形成沖向壁面的二次流渦使壁面附近流速增大,而在肋下游再附著形成的低速回流渦使肋后壁面附近流速沿流向逐漸增加,從而形成兩肋間的Cp逐漸上升的趨勢,沿流向的Cp呈多波峰狀分布;出口1的分流作用使第1轉彎段流動損失減小,Cp逐漸增加,第2轉彎段流動損失相對較小,沿程Cp略有增加;出口3沿流向的分流作用使第3通道Cp緩慢增大。

2.3 出流比對壓力系數的影響

由圖6可知,在Re為17000、ro為0和0.09時,3種出流比Dr下靜止通道的Cp較小,出口2、3的流量變化使第3通道Cp沿流向差異逐漸增大。3個出口均出流時沿程阻力最小,出口2不出流時沿程阻力最大,流體沿側向出口3的19個小孔排出時,沿程分流損失和突縮回流渦使流向壓力逐漸增大。3種Dr下旋轉通道的Cp較大,旋轉作用影響徑向通道的流場變化,3個出口均出流時Cp最小,沿程的流動損失最大,出口2不出流時Cp最大,沿程的流動損失最小,出流比變化對通道流動損失的影響比靜止時更為明顯。

圖6 沿程壓力系數分布

3 換熱結果與分析

3.1 出流比對換熱系數的影響

如圖7所示,在Re為17000、ro為0.00時,不同Dr下回轉通道后緣面的第1、2通道及轉彎段Nu分布相同,而第3通道的Nu分布明顯不同,這是由于出流比變化僅影響第3通道內速度場的分布,從而改變了壁面Nu分布。截面形狀和轉彎段的導向作用使第1通道的Nu分布不對稱,沿流向Nu較高的區域逐漸靠近轉彎段。轉彎分離作用使第2、3通道的Nu分布不對稱,遠離轉彎下游Nu較高,靠近轉彎下游Nu較低,沿主流方向Nu分布逐漸均勻。轉彎效應在轉彎段的上游頂部形成低速回流渦,同時在轉彎下游形成射流沖擊,導致轉彎頂部出現了低Nu區域和轉彎下游側壁的高Nu區域。出口1的分流作用使出口附近壁面流速增加,增大了壁面的Nu。第3通道壁面Nu主要受出口2、3流量分配比的影響,當出口2、3均出流時Nu不均性沿流向逐漸減弱,回流渦引起的低Nu區域相對較小,沿流向換熱趨于均勻;出口2不出流時Nu較高區域明顯向通道右側偏移,使左側低速回流渦引起的低Nu區域沿流向逐漸增大,沿流向Nu不均勻性增加;出口3不出流時Nu較高區域明顯向內側偏移,使轉彎回流渦引起的Nu較低區域減小,并在通道右側頂部出現低Nu區域,沿流向肋的擾流也強化了壁面換熱,沿流向Nu不均性降低。

(a)3個出口均有出流 (b)出口2不出流 (c)出口3不出流

3.2 旋轉數對換熱系數的影響

圖8是在Re為17000,Dr為27%、49%、24%,ro為0.09時,回轉通道前后壁面的Nu分布。旋轉使第1、3通道后緣面的Nu明顯增大,使第2通道后緣面Nu減小,增大幅度比減小幅度明顯;前緣面的Nu變化與后緣面的相反;旋轉對第1、2轉彎段前后緣面Nu影響較小,這是由于旋轉哥氏力將截面中心流體推向哥氏力指向的壁面,從而提高了指向壁面的Nu。

(a)后緣面 (b)前緣面

如圖9所示,肋的周期擾流作用使Nu沿流向呈多波峰狀分布,沿流向兩肋間的高換熱逐漸靠近肋的背風面,在肋間沿流向Nu逐漸降低,這是主流分離再附著產生的渦對壁面Nu的影響所致。圖9a中第1、3通道后緣面Nu沿流向隨ro增加而增大,第3通道的增幅明顯;圖9b中第2通道前緣面Nu隨ro增加而增大。由于流向截面的二次流渦偏移方向與流動方向有關,故對徑向出流通道后緣面增強的幅度比前緣面減弱的幅度大,而對徑向入流通道前緣面增強的幅度比后緣面減弱的幅度大。

(a)后緣面

(b)前緣面

4 結 論

本文研究了出流比和旋轉數對葉片回轉通道模型流動換熱的影響規律,在Re為17000、3種Dr和4個ro工況下,采用三維數值模擬方法研究了帶肋完整通道的流動換熱規律,得出以下結論。

(1)回轉通道的多段連接關系對流場、換熱的影響非常明顯,單通道研究中是不能發現的。

(2)出口流量分配比僅影響靜止第3通道壓力系數,沿程差異略有增加;出口流量分配比影響旋轉通道壓力系數,出口2不出流時沿程損失最小,3個出口均出流時沿程損失最大。

(3)靜止情況第1通道壓力系數降低最快,流動損失最大,且流動損失沿流向逐漸減小;旋轉情況第1、3通道沿程壓力系數逐漸增加,第2通道沿程壓力系數迅速降低。

(4)出口流量變化對第3通道努賽爾數分布影響較大,出口2不出流使第3通道側向形成極高換熱區,不利于前、后緣面努賽爾數的均勻分布;旋轉作用使第3通道前、后緣面的努賽爾數分布差別較大。

(5)徑向出流后緣面努賽爾數隨旋轉數增加而增大,徑向入流后緣面努賽爾數隨旋轉數增加而減小,后緣面沿流向努賽爾數的增加幅度變大,而前緣面情況反之;沿程展向平均努賽爾數呈多波峰狀分布,沿流向展向努賽爾數逐漸減小。

[1] TASLIM M E,HUANG X.Experimental/numerical investigation on the effects of trailing-edge cooling hole blockage on heat transfer in a trailing-edge cooling channel [C]∥Proceedings of the ASME Turbo Expo 2013.Norcross,GA,USA: American Society of Mechanical Engineers,2013: 49-63.

[2] KAN Rui,YANG Li,REN Jing,et al.Effect of rib configuration and lateral ejection on a high aspect ratio trailing edge channel [C]∥Proceedings of the ASME Turbo Expo 2013.Norcross,GA,USA: American Society of Mechanical Engineers,2013: 18-28.

[3] WRIGHT L M,GOHARDANI A S.Effect of coolant ejection in rectangular and trapezoidal trailing edge cooling passages [C]∥Proceedings of the ASME Turbo Expo 2008.Norcross,GA,USA: American Society of Mechanical Engineers,2008: 399-408.

[4] ARMELLINI A,OLETTI F,ARTS T,et al.Aero-thermal investigation of a rib-roughened trailing edge channel with crossing-jets: part II heat transfer analysis [C]∥Proceedings of the ASME Turbo Expo 2008.Norcross,GA,USA: American Society of Mechanical Engineers,2008: 663-673.

[5] LIU Yaohsien,HUH M,WRIGHT L M,et al.Heat transfer in trailing edge,wedge shaped cooling channels with slot ejection under high rotation numbers [C]∥Proceedings of the ASME Turbo Expo 2008.Norcross,GA,USA: American Society of Mechanical Engineers,2008: 311-320.

[6] QIU Lu,DENG Hongwu,TAO Zhi.Effect of channel orientation in a rotating smooth wedge-shaped cooling channel with lateral ejection [C]∥Proceedings of the ASME Turbo Expo 2013.Norcross,GA,USA: American Society of Mechanical Engineers,2013: 25-37.

[7] BONANNI L,CARAASCI C,FACCHINI B,et al.Experimental survey on heat transfer in a trailing edgecooling system: effects of rotation in internal cooling ducts [C]∥Proceedings of the ASME Turbo Expo 2012.Norcross,GA,USA: American Society of Mechanical Engineers,2012: 633-644.

[8] PASCOTTO M,ARMELLINI A,CASARSA L,et al.Effects of rotation and channel orientation on the flow field inside a trailing edge internal cooling channel [C]∥Proceedings of the ASME Turbo Expo 2012.Norcross,GA,USA: American Society of Mechanical Engineers,2012: 11-22.

[9] 張宗衛,朱惠人,王振偉,等.出流孔位置對帶肋矩形通道換熱特性的影響 [J].推進技術,2011,32(8): 581-585.

ZHANG Zongwei,ZHU Huiren,WANG Zhenwei,et al.Influence of bleed hole location on heat transfer in rectangular channels with ribs [J].Journal of Propulsion Technology,2009,32(8): 581-585.

[10]裘云,朱惠人,倪萌,等.帶肋壁與出流孔內流通道中肋角度對流量系數的影響 [J].航空動力學報,2009,18(4): 235-238.

QIU Yun,ZHU Huiren,NI Meng,et al.Effect of rib turbulator orientation on the discharge coefficient of suction hole in the internal passage [J].Journal of Aerospace Power,2009,18(4): 235-238.

[11]蘇福斌,朱惠人,郭濤,等.內冷通道帶肋和出流孔壁面的換熱研究 [J].航空動力學報,2009,24(7): 1500-1506.

SU Fubin,ZHU Huiren,GUO Tao,et al.Heat transfer enhancement within An internal passage by combinations of ribs and suction holes [J].Journal of Aerospace Power,2009,24(7): 1500-1506.

(編輯 武紅江 荊樹蓉)

EffectsofFlowDistributionRatioandRotationNumberonFlowandHeatTransferofRotatingInternalCoolingChannels

ZHAO Shu1,ZHU Huiren1,GUO Tao1,ZHANG Li1,ZHOU Zhixiang2

(1.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi’an 710072,China;2.China Aviation Power Machinery Research Institute,Zhuzhou,Hunan 412002,China)

Numerical simulation is employed to study a rotation cooling channel model with 90°ribs.The purpose of the study is to reveal the influence mechanism of the rotation number and discharge ratio on internal cooling channel heat transfer characteristics and to understand the heat transfer distribution of internal channel in rotor blades.The model contains 3 passages and 2 turn areas.The inlet Reynolds number and rotating number in passages are 17000and 0to 0.09.The outlet mass flow rate discharge ratios in three passages are 27%49%24%,27%0%73%,and 27%73%0%,respectively.The results show that only the pressure coefficient andNudistribution in the third channel are affected by the discharge ratio in the static channel,and the pressure coefficient andNudistribution are obviously changed in the rotation channel,and that the pressure coefficient increases along radial outflow and decreases along radial inflow due to centrifugal force.The lateral average ofNudistributes in a multiple-peak form as the result of secondary flow induced by rib turbulators.The distribution ofNuin the downstream channel of turning area gets asymmetric due to turning eddy.

ribbed channel; discharge ratio; rotation number; convective heat transfer; numerical simulation

2013-12-20。

趙曙(1984—),男,博士生;朱惠人(通信作者),男,教授。

國家重點基礎研究發展計劃資助項目(2013CB035702)。

時間:2014-04-16

10.7652/xjtuxb201406020

V231.1

:A

:0253-987X(2014)06-0117-05

網絡出版地址:http:∥www.cnki.net/kcms/detail/61.1069.T.20140416.1749.011.html