基于紅外輻射的渦輪轉子葉片前緣溫度場測量

劉先富，熊　兵，李　楊，惠廣林，李華臣

（中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703）

基于紅外輻射的渦輪轉子葉片前緣溫度場測量

劉先富，熊兵，李楊，惠廣林，李華臣

（中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703）

根據發(fā)動機渦輪轉子葉片溫度場測試需求，對發(fā)動機進行了局部改裝，并設計了安裝支架，利用紅外輻射高溫計測量了發(fā)動機渦輪葉片前緣及葉盆溫度場。試驗結果表明，所有葉片表面溫度分布具有明顯的規(guī)律性——中截面附近區(qū)域前緣溫度最高、葉盆次之，在前緣和葉盆之間存在一低溫區(qū)；從前緣到葉盆的葉尖弦向溫度呈反S形分布。各渦輪葉片葉盆存在一橢圓形高溫區(qū)，該高溫區(qū)在中截面附近溫度最高，沿葉尖和葉根方向延伸并伴隨溫度遞減。各渦輪葉片前緣溫度的高溫區(qū)都集中在中截面附近約1/3葉高范圍，葉尖和葉根溫度都較低。

航空發(fā)動機；渦輪轉子葉片；溫度場；紅外測量技術；葉片前緣；葉盆

1　引言

提高航空發(fā)動機推重比最直接和最有效的方法之一就是提高渦輪前燃氣溫度［1-2］。渦輪轉子葉片在復雜的高溫、高壓環(huán)境高轉速旋轉，必然產生一系列復雜的“熱問題”，為保證發(fā)動機安全，需要準確測量渦輪轉子葉片表面溫度，為冷卻設計模型的優(yōu)化提供試驗數據支持，提高渦輪轉子葉片的安全工作可靠性，延長其壽命［3］。

渦輪葉片表面溫度測量方法較多。常規(guī)的熱電偶測量方法是在渦輪轉子葉片表面開槽，將鎧裝熱電偶埋入渦輪葉片表面，或通過陶瓷涂層將裸偶固定在渦輪葉片表面，利用引電器將溫度信號輸出，但這種方法存在測點有限、信號引出困難、破壞試驗件等缺陷。當前國內外基本是在靜子葉片上布置測點測量渦輪進出口溫度［4］。薄膜熱電偶測溫技術是在常規(guī)熱電偶基礎上發(fā)展起來的一種先進測溫技術，但也存在引線、附著力不夠等困難，國內目前還沒有用于渦輪轉子葉片溫度測量的先例。示溫漆非干涉測溫技術可用于渦輪轉子葉片溫度測量，但僅能獲取等溫線上最高溫度，空間分辨率較低，且目前還存在污染和判讀誤差較大等問題。

紅外測溫屬非接觸測量技術，具有不破壞試驗件、測溫范圍廣、靈敏度高、響應快等優(yōu)點，能快速獲取高速旋轉的渦輪葉片表面溫度場。2006年，熊兵等［5］利用紅外測溫技術，對燃氣輪機渦輪轉子葉片葉背溫度場進行了測量，但沒有實現前緣及葉盆的溫度測量。本文利用紅外高溫計，成功測量了某型發(fā)動機渦輪轉子葉片前緣及葉盆溫度場。

2　紅外高溫計工作原理及主要技術指標

紅外測溫理論依據源于普朗克輻射定律［6］，本文采用的紅外高溫計ROTAMAPII就是基于該理論下的窄帶波長亮度測溫方法。

ROTAMAPII主要由測溫探針、驅動單元、測控單元組成。安裝在發(fā)動機上的測溫探針在其尖部帶有一個反光鏡，反射被測對象的紅外輻射能量，反光鏡經過一定角度的翻轉實現渦輪葉片徑向測量，同時利用渦輪葉片的自身旋轉實現周向測量，再通過數據處理實現渦輪葉片的溫度場測量。

ROTAMAPII主要參數指標為：空間分辨率優(yōu)于2 mm，黑體爐標定測溫精度±6℃，測溫范圍650～1 350℃，采樣速率1 MSample/s。

3　測試方案設計

3.1測量區(qū)域設計

首先在燃燒室機匣上開孔，設計浮動密封裝置和安裝支架，然后將紅外探針安裝在渦輪導向器槽道內。

周向上，隨著轉子葉片周向旋轉，紅外探針通過渦輪導向器槽道間隙，捕獲所有渦輪轉子葉片可視范圍內的紅外輻射能量。如圖1（a）陰影區(qū)域所示，周向上只能測量葉盆靠近前緣部分約3/5區(qū)域。徑向上，紅外探針尖部安裝的反光鏡翻轉角度為54.74°，當紅外探針距離渦輪葉片葉尖前緣95 mm時，就能覆蓋整個渦輪轉子葉高，如圖1（b）所示。

圖1　渦輪葉片測量區(qū)域Fig.1 Test area of turbine blade

3.2轉速同步定位設計

利用磁電轉速傳感器，對準帶凸臺的轉速音輪，音輪與發(fā)動機軸連接。發(fā)動機每轉動一圈，磁電轉速傳感器就輸出一個脈沖，觸發(fā)紅外高溫計采集渦輪葉片輻射能量。數據處理時利用同步鎖相技術對轉子葉片進行精確定位，以實現測試結果與實際葉片的一一對應。

3.3系統(tǒng)標定及發(fā)射率測量

根據文獻［7］中的標定規(guī)范，對紅外高溫計進行標定，得到有效波長λ和系統(tǒng)效率η，用于數據處理時對測試數據進行修正。

將渦輪轉子葉片加工成試片并放置于加熱爐口，在不同溫度點利用光譜儀測量試片的輻射度和黑體爐的輻射度，就可獲取發(fā)射率值。

3.4試驗數據處理方法

數據處理基于轉速同步的鎖相平均處理方法，能夠形成周向溫度分布云圖、矩形分布云圖、切向分布圖和徑向分布圖。周向溫度分布云圖表征發(fā)動機渦輪所有葉片的可視范圍內的周向溫度分布；矩形分布云圖是周向溫度分布云圖的展開；切向分布圖表征葉片在某一葉高處的溫度沿弦向分布，如圖2中（左）紅線所示；徑向分布圖是對葉片某一徑向位置沿不同葉高的溫度分布，如圖2中（右）紅線所示。

圖2　弦向溫度分布和徑向溫度分布Fig.2 Chordwise and radial temperature distribution

4　測試結果

由于試驗工況多，試驗數據量大，下文僅選取典型工況進行處理分析。

4.1地面試驗1.0工況

圖3為地面1.0工況32～34號葉片溫度場測量結果。由圖可知：葉片前緣中截面附近溫度最高，呈明顯的亮色帶，其次是葉盆和葉尖位置，葉根和靠近葉尖區(qū)域的前緣附近溫度較低。葉尖的弦向溫度分布周期性明顯，且前緣溫度較低，葉盆位置溫度較高。中截面的弦向溫度具有周期性，前緣溫度最高，其他區(qū)域溫度都較低，且溫度梯度較大。

4.2高空試驗1.0工況

圖4、圖5為高空1.0工況葉片溫度場測量結果。由圖可知：各個葉片溫度分布周期性明顯，高溫區(qū)集中在中截面附近30%～70%葉高范圍，且前緣溫度最高；葉盆存在橢圓形相對高溫區(qū)，且該高溫區(qū)沿葉尖和葉根方向溫度遞減；葉尖也存在一個小型高溫區(qū)，呈漏斗狀。葉片葉尖弦向溫度分布周期性明顯，前緣位置溫度較低，葉盆溫度較高，呈反S形分布。葉片中截面位置弦向溫度分布周期性明顯，表現為前緣溫度最高，且溫度梯度非常大，通過一個低溫區(qū)過渡到葉盆的相對高溫區(qū)。高空試驗1.0工況下，所有葉片徑向平均溫度最高位置在中截面附近。葉尖位置也表現為翹頭形態(tài)，表明所有葉片葉尖平均溫度也較高。85%～95%葉高范圍內溫度表現為凹坑形態(tài)，表明該區(qū)域溫度相對較低。

圖3　第32～34號葉片溫度場測量結果Fig.3 The measurement results of temperature field for NO.32～34 blades

5　結論

利用紅外輻射高溫計，成功實現了發(fā)動機渦輪轉子葉片前緣和葉盆溫度場測量，得到如下結論：

（1）渦輪轉子葉片表面溫度分布呈明顯的周期規(guī)律。中截面附近的高溫區(qū)，前緣溫度最高，葉盆次之，前緣與葉盆之間存在一個低溫區(qū)，從前緣到葉盆的弦向溫度呈反S形分布。

圖4　葉片周向和徑向溫度分布云圖Fig.4 Circumferential and radial temperature distribution for all blades

圖5　第6～9號葉片溫度場測量結果Fig.5 The measurement results of temperature field for NO.6～9 blades

（2）渦輪葉片葉盆存在一個橢圓形高溫區(qū)，該高溫區(qū)在中截面附近溫度最高，并沿葉尖和葉根方向延伸，延伸至葉根方面溫度單調降低，延伸至葉尖約90%葉高位置溫度達到一個相對低點。從90%至100%葉高區(qū)域，葉盆溫度單調升高呈平滑的向上喇叭型分布。

（3）各個渦輪葉片前緣溫度分布規(guī)律一致，高溫區(qū)都集中在中截面附近約1/3葉高范圍，葉尖和葉根溫度都較低。

［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］ 黃春峰，石小江，鐘華貴.燃氣渦輪發(fā)動機高溫燃氣溫度測量技術［C］//.第九屆發(fā)動機試驗與測試技術交流會論文集.北京：中國航空學會發(fā)動機試驗技術專業(yè)委員會，2008：69—76.

［3］ 董素艷，劉松齡，朱惠人.渦輪級進口溫度分布不均勻時流場和溫度場的非定常數值模擬［J］.西北工業(yè)大學學報，2001，19（3）：346—348.

［4］ 彭建，白慶雪.航空發(fā)動機燃燒室溫度測量［J］.燃氣渦輪試驗與研究，2000，13（2）：50—52.

［5］ 熊兵，侯敏杰，陳洪敏，等.輻射測溫技術在渦輪葉片溫度場中的應用［J］.燃氣渦輪試驗與研究，2008，21（3）：50—54.

［6賀宗琴，廖理.表面溫度測量［M］.北京：中國計量出版社，2009.

［7］ Q/11S 649，紅外高溫計Rotamap標定規(guī)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

劉先富（1985-），男，貴州遵義人，工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動機測試技術研究。