新型尾緣渦冷-沖擊結構流動換熱特性分析研究

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(1.西北工業大學動力與能源學院，陜西 西安710072；2.中航工業沈陽發動機設計研究所，遼寧 沈陽110015)

新型尾緣渦冷-沖擊結構流動換熱特性分析研究

萬發君1，張麗1，欒永先2，宋偉2

(1.西北工業大學動力與能源學院，陜西 西安710072；2.中航工業沈陽發動機設計研究所，遼寧 沈陽110015)

0 引言

隨著航空技術的發展，航空發動機已朝著安全高效的方向迅猛前進。當今世界高性能航空發動機渦輪前溫度均在1800K以上。在現階段，由于性能限制，許多新的耐溫材料尚無法廣泛應用到航空發動機中，如何在現有材料的基礎上，提高渦輪葉片的冷卻效率就顯得十分重要。在整個渦輪葉片中，由于幾何尺寸的局限，尾緣部分的冷卻問題相對棘手，好多航空發動機故障是由于渦輪葉片尾緣部分因高溫斷裂引起的，因此，加大對尾緣冷卻的研究十分必要。

國內外很多專家學者已經對尾緣的結構進行過相對詳細的研究。但是大多數研究都是基于擾流柱冷卻結構[1-7]。同樣一種方式，不論怎樣優化，還是無法形成質變。只要擾流柱這種冷卻方式不變，那么尾緣氣流換熱的效率就不會有較大的改變。而Liu J等[8]對三重沖擊結構進行了研究，認為三重沖擊使得冷氣充分對流，在定雷諾數下，換熱效果較傳統結構有較大提高。因此,有必要將渦冷和沖擊結構重新設計并融合，與傳統擾流柱結構在流動與換熱方面進行對比，并對渦冷-沖擊結構的流動換熱特性進行研究。

1 計算模型

1.1 物理模型

為了實現縱渦和沖擊冷卻的效果，需要設計出一種不同于現在主流的內流通道結構。為此，對尾緣冷卻結構進行了改進，不再采用擾流柱結構，而是增加交錯的通道，增加氣流沖擊換熱的面積，后段采取收縮結構，增加冷氣出流速度，增強換熱。

渦冷-沖擊尾緣的整體結構如圖1所示，分別為外形和內腔。具體的流動方式如圖2所示。冷氣由進氣腔進入入口沖擊通道，氣流高速進入沖擊腔1，對壁面進行沖擊冷卻。沖擊腔設計成圓形結構，這有利于氣流貼著壁面進行冷卻，進而在沖擊腔整個空間形成縱渦。由參考文獻[5]可知，此種渦結構相對于單純的沖擊，有更好的冷卻效果。氣流進入沖擊腔1之后，進入二次沖擊通道，過程類似，在沖擊腔2進行沖擊冷卻以及縱渦換熱，隨后經由出流收縮通道，增加流速，加強化熱，對尾緣的最后部分進行冷卻。其中，入口沖擊通道與二次沖擊通道交錯分布。

圖1 渦冷-沖擊結構(外形及內腔)

圖2 渦冷-沖擊結構(內腔分布)

為了充分體現新結構的換熱效果，在計算過程中也設計了第2種渦冷-沖擊結構，其區別在于沖擊通道截面形狀。上面介紹的是圓形截面通道，現加入方形截面通道與其進行對比。除了對這2種形狀的通道進行對比之外，也會將新結構與現行的普通擾流柱尾緣結構進行對比。

1.2 數值方法

采用CFX軟件進行建模和數值求解。計算程序采用有限體積法及全隱式方法求解三維定常粘性N-S方程。從參考文獻[8]中可知，對于含有沖擊冷卻的尾緣結構，數值模擬選用SST湍流模型與試驗結果吻合較好。因此，計算模型采用SST湍流模型，選用二階精度計算格式，計算殘差收斂到1×10-5。為了使計算得到的溫度場更準確，數值模擬中采用流固耦合方法，考慮了葉片的導熱。計算網格為非結構網格。因該結構為周期性結構，所以計算只取其中一段周期進行模擬，這樣既可以因為模型縮小而減少網格數量，又可對其網格進行合理加密，總體來說網格數量大大減少，便于精確計算。

1.3 網格無關性驗證

流固耦合計算的準確性與流體域網格質量關系更加密切，因此,只對流體域網格進行無關性驗證。使用ICEM軟件進行網格繪制，分別繪制了103萬、160萬、350萬、500萬以及780萬的流體域網格進行對比。經過計算，發現103萬與160萬網格的計算結果誤差較大，而350萬以上的3種網格計算結果的對應變量最大誤差小于1%，因此,使用350萬網格進行數值模擬。

1.4 邊界條件

在冷氣的進口處給定完全氣體質量流量、溫度、流向及湍流度, 并假定進口參數均勻分布，冷氣溫度為875K，出口背壓為20atm。固體壁面給第三類邊界條件：壁溫為1800K，與主流間對流換熱系數hext=4 000W/(m2·K)，材料為鋼；進口雷諾數分別為60000，70000，80000，90000，100000。根據流固耦合計算方法，流體與固體接觸部分設為交接面。

2 計算結果及分析

2.1 參數定義

經過數值模擬，對結構的平均Nu數、平均壓力損失系數Ep、綜合性能評價系數F以及綜合冷效η進行了對比。

2.2 計算結果及分析

由圖3～圖6可以看出，在換熱能力上，渦冷-沖擊結構比普通擾流柱結構有了3倍以上提高，而且隨著Re數的增加，這種提高會越發明顯，在Re數為100000的時候，渦冷-沖擊結構的換熱能力是普通擾流柱結構的10倍左右；流動方面，渦冷-沖擊結構的壓力損失遠遠小于普通擾流柱結構，其壓力損失可減少70%以上；綜合性能系數方面，圓形截面的渦冷-沖擊結果遠好于其他2種結構；綜合冷效方面，渦冷-沖擊結構比普通擾流柱結構提高了2倍左右。

圖3 3種結構Nu數對比

圖4 3種結構Ep對比

圖5 3種結構F對比

圖6 3種結構η對比

而在2種渦冷-沖擊結構之間，圓形沖擊通道結構與矩形沖擊通道結構各有優勢。圓形沖擊結構在壓力損失和綜合性能方面，比矩形沖擊結構更具優勢；而在換熱和綜合冷效方面，矩形沖擊結構更勝一籌。通過計算結果對比可以發現，圓形沖擊結構的換熱能力和綜合冷效方面與矩形沖擊結構的差距，與兩者壓力損失和綜合性能之間的差距相比，是不太明顯的。可以認定，兩者在換熱能力上基本持平，而在流動方面圓形沖擊結構更加出色。因此，將對圓形沖擊結構進行更深入的分析。

為了探尋性能更好的圓形截面沖擊通道的渦冷-沖擊結構，對渦冷-沖擊結構的流動進行改進。首先,擴大出口面積，只在Re數為70000和80000進行數值模擬，得到了如下的計算結果。

由圖7可知，從計算結果上看，出口面積的擴大明顯減小了流動阻力，進口壓力減小了30%，但是壓力損失卻有所增大，增幅15%左右。另外，進口面積的擴大帶來的另外一個問題是換熱能力略有下降；而在綜合性能方面，擴大出口面積后與之前相比下降了25%左右；在綜合冷效方面，兩者相差不多。可以說，擴大出口后對于結構的換熱能力影響不大，對流動產生了較大影響。結合實際情況，擴大出口面積之后的入口壓力更貼近現有壓氣機可以提供的冷氣壓力，實用性更強，在換熱效果差不多的情況下，雖然壓力損失略有增大，但是決定將擴大出口后的結構作為進一步的研究對象。

圖7 擴大出口后與原結構之間相應參數對比

在此基礎上進行進一步改進：同時擴大入口沖擊通道進行數值模擬。由于篇幅限制，所以只對Re數為80000的時候進行計算，結果如表1所示。

表1擴大入口沖擊通道與原通道結構相應參數數值模擬結果對比

結構名稱NuEpFη圓形通道(入口沖擊通道D=0．96)233．22017．73613．1490．667圓形通道(入口沖擊通道D=1．20)282．60739．7127．1160．690圓形通道(入口沖擊通道D=1．50)318．89277．0304．1400．665

由表1可以看出，沖擊孔徑增大，換熱效果顯著提升，但是壓力損失系數有所增加，綜合性能下降。雖然綜合冷效相差不多，但是對于以綜合性能為標準來說，這些改變是不能接受的。因此認為，只改變入口沖擊通道的直徑是無法提升綜合性能的。于是對于二次沖擊通道，也對其直徑作了一定擴張，取沖擊通道D=1.2的進行模擬，Re數為80000，結果如表2所示。

表2擴大二次沖擊通道與原通道結構相應參數數值模擬結果對比

結構名稱NuEpFη圓形通道(入口沖擊通道D=0．96)233．22017．73613．1490．667圓形通道(入口沖擊通道D=1．20)282．60739．7127．1160．690圓形通道(入口沖擊通道D=1．20，二次沖擊通道直徑增大)204．37325．3358．0670．643

由表2可以看出，中間通道直徑增大后，結構的壓力損失有所改善，綜合性能略有提高，而換熱效果和綜合冷效都有著不同幅度的下降。而且與只擴大出口的結構相比，兩者的性能都不是最佳。因此，保留原來的圓形通道直徑，只擴大出口面積(稱新渦冷-沖擊結構)，加以具體分析。

由圖8～圖10(Re=80000，hext=4 000W/(m2·K)) 可以看出,新渦冷沖擊的換熱和流動情況。氣流高速進入沖擊腔，并在沖擊腔形成了縱渦，冷氣與壁面的對流換熱效果明顯，大大降低了葉片尾緣的溫度(600K左右)，從而可以適當提高渦輪前主流溫度，提高發動機推力及效率。

圖8 沿流動方向截面流線分布

圖9 沿流動方向截面溫度分布

圖10 流固交界面對流換熱系數分布

3 結束語

在改變了流動方式，形成了高速縱渦之后，冷氣與壁面的對流換熱效果明顯。渦冷-沖擊結構的換熱能力與普通的擾流柱結構相比，在相同Re數下，換熱能力大幅度提高(可以提高5倍以上)。渦冷-沖擊結構的壓力損失系數大大減少，綜合性能和綜合冷效大幅度提高。在2種渦輪-沖擊結構中，通過比較，圓形沖擊通道結構在總體上比矩形通道更好一些。在合理擴大出口面積之后，圓形沖擊通道結構的流動阻力相比之前有了大幅度提高，雖然壓力損失略有增加，但是冷卻效果基本不變，而且入口壓力大幅度降低，更接近實用。對以后渦輪葉片的設計，提供了一個很好的思路，尤其是超高溫渦輪葉片，葉片整體也可以借鑒該結構進行改進設計，在現有材料的基礎上，提高換熱效率，使葉片結構在換熱與流動的配合上達到最優。

[1] 宋雙文，胡好生，楊衛華，等.擾流柱對葉片尾緣對流換熱特性的影響[J].航空動力學報， 2007,22(10):1604-1608.

[2] 張 麗，劉松齡，朱惠人.渦輪葉片尾緣擾流柱通道流動換熱計算[J].推進技術，2010,(5):593-598.

[3] 鄧宏武，譚 艷，王佳仁，等.渦輪葉片尾緣復合通道的流動與換熱[J].北京航空航天大學學報，2010,36(9):1013-1016.

[4] 孫瑞嘉，楊衛華，賀宜紅，等.不同葉片尾緣結構對流換熱特性實驗[J].推進技術，2011,(4):485-490.

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[8] Liu J,Weaver A,Shih T,et al.Flow and heat transfer in a triple-impingement configuration for trailing-edge cooling[C].Proceedings of ASME Turbo Expo 2012:Turbine Technical Conference and Exposition,2012.1791-1798.

Flow and Heat Transfer in a New Configuration of Vortex-impingement for Trailing Edge Cooling

WANFa-jun1,ZHANGLi1,LUANYong-xian2,SONGWei2

(1.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi’an 710072,China;2.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China)

設計了一種新型尾緣結構。通過采用雙重渦冷雙重沖擊的方法，最大限度地利用冷卻氣流，提高整個尾緣的換熱能力。在優化圓形截面通道結構過程中，試著通過改變通道橫截面積來減少壓力損失，通過幾種方案比較，認為只擴大出口面積效果最佳。

渦輪；葉片尾緣；渦冷；沖擊；換熱；壓力損失；綜合冷效

A new trailing edge was designed.By double-impingement and vortex cooling configuration,use cooling fluid farthest to improve the heat transfer of the whole trailing edge.In the process of optimizing the circle passage configuration,the cross section area of the passage was varied to reduce pressure loss.Compared with some cases,the one only enlarged the area of exit performed best.

turbine;trailing edge;vortex cooling;impingement;heat transfer;pressure loss;overall cooling efficiency

2013-12-17

V231.1

A

1001-2257(2014)04-0020-04

萬發君(1988-)，男，遼寧丹東人，碩士研究生，研究方向為航空發動機熱端部件冷卻。