流量分配對尾緣通道流動換熱特性的影響

潘炳華

(中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都610500)

流量分配對尾緣通道流動換熱特性的影響

潘炳華

(中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都610500)

采用數值模擬方法，研究了不同進氣比條件下雙向進氣葉片尾緣通道的流動與換熱特性。結果表明，整個尾緣通道的全局平均換熱強度隨著進氣比的增加而增大。小進氣比情況下，尾縫出口流量沿徑向分布較均勻，整個通道的對流換熱都較弱，其中中間隔板附近對流換熱最弱。大進氣比情況下，尾縫出口流量分布沿徑向變化較大，在通道頂部區域分布較多，通道頂部區域對流換熱最強，中間隔板附近對流換熱有所改善。

航空發動機；渦輪；轉子葉片；雙向進氣；擾流柱；隔板；數值計算

1 引言

尾緣是航空發動機渦輪轉子葉片最容易發生氧化燒蝕的一個區域，這是由于尾緣區域是渦輪葉片工作熱負荷最高的區域之一，當高溫燃氣從葉片前緣流經葉柵喉道到達尾緣區域時，其流動狀態已由層流發展到完全湍流狀態，導致尾緣區域外表面的換熱非常劇烈。

為了對渦輪轉子葉片尾緣區域進行有效冷卻，國內外學者及工程技術人員對此進行了大量研究。如Cunha等[1]對幾種常用尾緣結構的冷卻特性進行了研究；周建興等[2]研究了不同進口雷諾數對尾緣通道換熱特性的影響；徐虹艷等[3]針對葉片尾緣提出了一種新型的旋流冷卻結構，并研究了旋流冷卻的機理和效果；還有不少文獻[4-6]研究了尾緣冷卻結構參數對其流動換熱特性的影響。文獻[7]對雙向進氣擾流柱尾緣通道進行的流動換熱特性試驗研究表明，雙向進氣尾緣通道可解決一端進氣通道葉尖換熱較差的缺點。本文在文獻[7]的基礎上，針對某型發動機高壓渦輪轉子葉片尾緣中上部區域出現的氧化超溫問題，通過調整兩個進氣口的流量分配，對不同進氣比例條件下雙向進氣尾緣通道的流動與換熱特性進行了數值分析，以期掌握其流動換熱特性，為葉片冷卻結構改進優化提供參考。

2 計算模型

2.1 研究對象

研究對象是某型發動機高壓渦輪轉子葉片。為便于后期開展試驗研究，將模型放大了4倍。另外，由于本文只是對此冷卻結構的流動與換熱特性進行定性分析，為減少計算工作量，對葉片局部細節區域作了簡化處理，計算模型見圖1。本計算模型有兩個冷氣進口，其中進口1的冷卻空氣從前腔進口流入，然后從葉片頂部進入尾緣的擾流柱區域，與葉片根部進口2流入的冷氣摻混后從尾縫排出到燃氣流道。為開展流量分配對流動換熱影響的研究，定義了進氣比 g，即通道進口1質量流量G ＝in,1與尾緣通道內總質量流量G ＝in,1+G ＝in,2的比值：

2.2 網格無關驗證

為了用盡可能少的網格獲得盡可能精確的計算結果，對計算模型進行了網格無關驗證。初始計算時采用較稀疏的網格，隨著計算的進行逐步加密模型關鍵區域的網格，增加網格捕獲的模型關鍵信息。網格數的更改主要通過調整壁面附面層、擾流柱附近及尾緣中上部區域的網格密度來實現。當計算的主要結果在一定誤差范圍內不再隨網格節點數的增加而變化時，就得到了網格無關解。網格方案見表1，表中 X ＝min、Y ＝min、Z ＝min為附面層網格在各方向上的最小長度，X ＝ratio、Y ＝ratio、Z ＝ratio為附面層網格高度的增長率，N為網格總數。圖2給出了各方案擾流柱附近的網格特征截面圖。

表1 網格方案Table1 Grid solutions

圖3給出了不同網格方案下全局平均Nu數曲線圖。可見，方案2對比方案1的全局平均Nu數上升仍然較大，但方案3與方案2相比變化量明顯減小，而方案4相對于方案3網格數量增加了45%，但Nu數的變化量只有1.4%。故可以認為，方案3的解已基本與網格無關。綜合考慮計算精度和時間效率，本文采用網格方案3。

2.3 壁面處理

采用壁面無滑移邊界條件，壁面的處理采用壁面函數法，其中粘性底層為線性層，然后是對數層和湍流層，如圖4所示。其中，在對數層內：

式中：u+為近壁面速度，uτ為摩擦速度，Ut為壁面外Δy距離上的切向速度分量，y+為無量綱長度，τω為壁面剪切應力，κ為von-Karman常數，C是與壁面粗糙度有關的常數。

2.4 計算狀態

根據該型發動機渦輪葉片真實工作環境下的進口溫度、進口總壓和出口背壓，換算得到進入尾緣流柱區域的冷卻氣體的質量流量總和為5.00 g/s。為研究通道在不同進氣比下的流動和換熱，將5.00 g/s按不同比例分配到進口1和進口2中，具體計算工況見表2。

表2 計算狀態Table 2 States of calculation

3 計算結果

3.1 流動特性分析

圖5給出了尾緣通道在不同進氣比下的流場?？梢?，隨著進氣比的增加，流場結構有很大的改變。大進氣比時，通道中部形成一個大渦，這是因為正對通道進口1的前排擾流柱的阻擋，使尾緣通道內冷卻氣體大致被分為三股，其中兩股冷氣直接從通道頂部和中部流出，第三股冷氣則沿著中間隔板流到通道底部，然后與從通道底部進口2進入的冷氣匯集后，改變流動方向最終從通道底部流出。這種流動結構增加了冷氣在通道內的流動范圍，有利于冷氣在通道中長時間停留，同時也有利于中間隔板區域的對流換熱。但是由于大渦的存在，導致通道中截面擾流柱區域冷氣供應不足，使得尾緣中部的冷卻效果相對較弱。

圖6給出了通道出口截面處沿徑向的質量流量分布，其中橫坐標表示出口截面處沿徑向的無量綱距離。從圖中可以看出，小進氣比(g≤0.50)下，出口質量流量沿徑向分布較均勻，只在通道頂部有小幅度增加。大進氣比(g＞0.50)下，出口質量流量分布沿徑向變化較大，在通道頂部區域分布較多，約占整個通道流量的30%。

3.2 換熱特性分析

圖7給出了在不同進氣比下尾緣通道的換熱系數云圖。可見，小進氣比下，整個通道的對流換熱都比較弱，其中中間隔板附近對流換熱最弱。隨著進氣比的增加，葉尖區域的換熱逐漸加強，在進氣比大于0.50的情況下，通道頂部區域對流換熱顯著增強，同時中間隔板附近對流換熱也有所改善，但通道中部擾流柱區域的換熱相對較弱。根據上文流動特性分析結果，這正好是通道中部大渦所處位置。由于此處并不是葉片尾緣的高溫區，因此該區域相對較低的內腔換熱能力不會惡化葉片整體溫度水平。

圖8給出了尾縫通道的全局平均Nu數隨進氣比的變化規律?？梢?，進氣比小于0.50的情況下，全局平均Nu數的變化量不大，進氣比從0.10增加到0.50時 Nu數只增加了0.7，增長速率(ΔNu/Δg)為1.8；進氣比在0.50～0.95之間時，前腔冷氣流量占比對尾緣通道換熱特性的影響非常大，隨著進氣比的增大，通道全局平均Nu數迅速增加，Nu數增長速率為11.7；進氣比超過0.95以后，通道全局平均Nu數的增長趨勢逐漸減小，進氣比從0.95增長到1.00時，全局平均Nu數增長速率降為7.9。

圖9給出了通道局部平均 Nu數沿徑向的變化。從圖中可以看出，在研究范圍內，尾緣通道的換熱隨著徑向半徑的增加逐漸增強。小進氣比下，局部平均Nu數總體上沿徑向的變化量不大，只在通道頂部區域換熱有一定增強，這是因為大部分冷氣是從通道底部(進口2)進入擾流柱區域，只有小部分冷氣是從通道頂部(進口1)進入擾流柱區域，因此對頂部區域換熱的強化作用相對較弱。大進氣比下，局部平均Nu數沿徑向有明顯的增大趨勢，這是因為此時大部分冷氣從通道頂部(進口1)進入擾流柱區域，冷氣的流速較大，加之擾流柱的擾流作用(此處流動較混亂)，這些都有利于換熱。

4 結論

(1)雙向進氣尾緣通道的局部平均換熱能力隨著徑向半徑的增加逐漸增強，而且進氣比越大增強的趨勢越顯著。

(2)進氣比小于0.50的情況下，尾縫出口的質量流量沿徑向分布比較均勻，只在通道頂部有小幅增加，整個通道的對流換熱能力都較弱，其中中間隔板附近對流換熱最弱。

(3)隨著進氣比的增大，葉尖和隔板附近的流量逐漸增加，尾縫出口質量流量分布沿徑向發生較大變化，通道全局平均Nu數逐漸增加，且增長趨勢逐漸減小。

(4)進氣比超過0.80以后，尾緣葉尖區域的流量顯著增加，尾緣通道的總體換熱能力大幅提升，中間隔板附近對流換熱有所改善，尾緣中上部區域換熱明顯加強。

(5)針對本文所研究的發動機高壓渦輪轉子葉片，建議將進口1的冷氣流量比增加到0.80左右，以強化尾緣中上部區域冷卻，解決該區域氧化超溫問題。

[1]Cunha F J，Chyu M K.Trailing-edge cooling for gas tur?bines[J].Journal of propulsion and power，2006，22(2)：286—300.

[2]周建興，陶 智，吳 宏，等.渦輪葉片尾緣復合冷卻通道換熱的數值模擬[J].航空動力學報，2004，30(2)：147—151.

[3]徐虹艷，張靖周.渦輪葉片尾緣旋流冷卻特性研究[D].南京：南京航空航天大學，2012.

[4]朱惠人，許都純.不同直徑及形狀的短擾流柱群的流阻及換熱[J].航空動力學報，2002，17(2)：246—249.

[5]Lau S C，Han J C，Batten T.Heat transfer,pressure drop, and mass flow rate in pin fin channels with long and short trailing edge ejection holes[J].Journal of Turbomachinery，1989，111：116—123.

[6]Chyu M K，Hsing Y C，Natarajan V.Convective heat trans?fer of cubic fin arrays in a narrow channel[J].Journal of Turbomachinery，1998，120：362—367.

[7]任 芳，潘炳華，郭 文，等.雙向進氣時擾流柱通道內流動與換熱特性試驗研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2013，26(1)：26—29.

Effect of flow distribution on flow and heat transfer in the trailing edge channel

PAN Bing-hua
(AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Numerical methods are used to investigate the flow and heat transfer characteristics of trailing edge channel with double-inlet at different intake ratio.The results show that the increase of the intake ra?tio is helpful to improve the global average heat transfer capacity of trailing edge channel.W ith small air in?take ratio，the radial mass flow distribution at the channel exit is uniform and the global heat transfer capac?ity of channel is very weak,especially the area around clapboard middle part.When the air intake ratio is more than 0.8,the radial mass flow distribution changes greatly,and heat transfer of channel tip is the stron?gest,furthermore heat transfer of the area around clapboard middle part is improved.

aero-engine；turbine；blade；double-inlet;pin-fins；diaphragm plate；numerical simulation

V231.1

：A

：1672-2620(2017)02-0045-06

2016-11-14；

：2017-03-15

潘炳華(1976-)，男，重慶合川人，高級工程師，碩士，主要從事航空發動機空氣系統與熱分析研究。