傾斜單孔射流軌跡與速度分布的研究

夏前錦，楊愛玲，戴 韌

(上海理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院，上海200093)

1 引言

氣膜冷卻已經(jīng)成為現(xiàn)代燃氣輪機高溫部件的重要冷卻措施。它是指在高溫壁面附近沿壁面切線方向或用一定的入射角度射入一股冷卻氣流，用以將高溫燃氣與壁面隔離的一類防護性冷卻方式[1]。當冷卻空氣沿給定方向噴至葉片或火焰筒壁面后，將附著在壁面上并形成一層氣膜。該氣膜對火焰筒壁或葉片壁面所起的熱防護作用主要體現(xiàn)在兩方面：一是將高溫燃氣與壁面隔開，避免高溫燃氣直接對壁面進行對流換熱，起隔熱作用；二是在氣膜形成的大部分區(qū)域里，將高溫燃氣與發(fā)亮火焰的熱輻射熱量從壁面帶走一部分，起冷卻作用[2]。自從Wieghardt在1943年發(fā)表第一篇對氣膜冷卻的研究論文[3]開始，幾十年來，無數(shù)科研工作者對氣膜冷卻研究投入了大量的精力，取得了豐碩的研究成果。對氣膜冷卻的研究大致可分為兩類：第一類是對不同氣膜孔孔型的研究；第二類是對相同孔型條件下不同流動狀態(tài)的研究。前者自Wieghardt的切線縫模型始，到目前的成型孔、圓錐型孔、出口擴張孔[3]止，可以說國內(nèi)外專業(yè)人員對氣膜孔孔型的研究已相當深入，所獲得的研究成果也非常詳盡成熟。但大多數(shù)已發(fā)表文章的著眼點或是氣膜冷卻的換熱效率或是氣膜冷卻的損失系數(shù)，對流動結(jié)構(gòu)特別是孔口及其下游速度分布的研究相對較少。本文從單孔射流的流場結(jié)構(gòu)入手，通過分析流場不同位置的氣流軌跡和速度分布來闡述氣膜冷卻的作用機理。

2 實驗裝置及實驗數(shù)據(jù)處理

2.1 實驗裝置

實驗系統(tǒng)分為實驗臺和測試系統(tǒng)兩部分。圖1、圖2分別為本文實驗臺的示意圖和照片，實驗臺主要包括主流流道和射流流道。主流流動通過集流器段、主流測試段、前軟接頭段、擴壓段、后軟接頭段、大功率風機串接而成的主流流道實現(xiàn)。射流流道由高壓氣源、穩(wěn)壓箱、射流引流段組成，主要用于提供二次流射流工質(zhì)，其中穩(wěn)壓箱起降壓穩(wěn)流的作用。主流測試段是225 mm×225 mm的正方形腔室，射流引流段為一100 mm×100 mm的正方形腔。射流孔為一傾斜圓柱孔，孔徑D為20 mm，孔長L為80 mm。射流出流角α為 30°，射流方位角β為 0°(如圖3所示)。α定義為射流孔中心線在x-z平面的投影同x軸的夾角；β定義為射流孔中心線在x-y平面的投影同x軸的夾角。

圖1 實驗臺示意圖Fig.1 Sketch of test section

圖2 實驗臺架Fig.2 Photo of test section

圖3 射流結(jié)構(gòu)方位示意圖Fig.3 Structure of inject hole

實驗采用PIV系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)采集。將甘油霧化粒子作為實驗的示蹤粒子注入穩(wěn)壓腔中與引自高壓氣源的壓縮空氣摻混，然后引入主流測試段進行實驗。實驗的測試平面為垂直于y軸的P0、P1、P2、P3四個平面，如圖4所示，這四個平面與x-z平面的垂直距離分別為0、1/8、2/8和3/8倍射流孔徑，圖中y0、y1、y2和y3為本文設(shè)置的四個流動軌跡起始點。

圖4 測試平面示意圖Fig.4 Sketch of the test plane

2.2 實驗數(shù)據(jù)處理

實驗主流通道內(nèi)流速固定為8 m/s，實驗時大氣平均密度為1.247kg/m3，主流腔室壓力設(shè)定在-42.92 Pa。實驗時，通過控制射流進口處流量計的大小調(diào)節(jié)射流流量來獲得不同的實驗吹風比(MR)，即射流質(zhì)量流量(ρ2v2)與主流質(zhì)量流量(ρ1v1)之比。由于甘油霧化氣體溫度較高，使得混合后的射流氣體密度ρ2小于主流氣體密度 ρ1，經(jīng)測量 ρ2=0.93ρ1。

本文使用PIV系統(tǒng)的控制軟件INSIGHT 3G［5］對射流照片進行數(shù)據(jù)處理分析，得到射流流場的流動軌跡和速度分布數(shù)據(jù)。通過與該軟件配套的Tecplot軟件得到時均流場速度參數(shù)后，在各測試平面可生成一條經(jīng)過其跡線起始點的流動軌跡線。這樣處理有兩個原因：一是因為此時均流場由三十多對速度矢量圖做平均后獲得，其穩(wěn)定性能夠得到保證，而在定常流場中，其流線與跡線位置重合，即在跡線起始點捕捉到的流線即為通過該點的質(zhì)點的軌跡線；二是將y0、y1、y2、y3作為跡線起始點來捕捉射流軌跡，是因為這些位置點受流動狀況復(fù)雜的前緣和后緣點的影響較小，能夠更真實地反應(yīng)流動狀況。

由于本實驗為圓柱孔射流且射流方位角β=0°，故射流流場關(guān)于y=0平面對稱。因此，研究此流場只需選取流場的一半作為研究對象即可(本文選擇y軸正向)。獲得實驗流場數(shù)據(jù)后，在每個測試平面上沿流向設(shè)置6個數(shù)據(jù)采集位置，分別在x/D=1、2、3、4、5、6 處。

3 實驗結(jié)果分析

圖5 不同吹風比時各位置的射流軌跡(實驗)Fig.5 Flow locus at different MR(test)

圖5 為流體質(zhì)點經(jīng)過 y0、y1、y2、y3的運動軌跡。圖中縱坐標z/D為射流在z方向的無量綱高度。從圖中可以看到，隨著MR的增加，射流的跡線位置逐漸增高。在x/D=1處，除了MR=0.5時各個截面跡線位置較低(0.40左右)外，其它三種MR下跡線高度相差不大，都處于0.45上下。這是由于x/D=1位置在射流口邊緣處，射流在高度方向上還不能得到充分發(fā)展，而在MR=0.5時由于射流流速較低，易受主流影響，所以相對其它三種MR，其在x/D=1處的射流位置較低。另外，隨著MR的增加，射流跡線高度最高的y0和最低的y3的差距逐漸減少，甚至在MR=1.5和MR=2.0時都出現(xiàn)了y3的軌跡高度高于其它起始點的情況。這說明隨著MR的增加，射流的紊動程度也隨之增加。從圖中還可以看出，隨MR的增加，射流軌跡線在主流方向上的偏轉(zhuǎn)逐漸減小，這表明在MR逐漸變大的條件下主流對射流各測試平面的抑制作用逐漸降低，氣膜貼壁性下降。

圖6為實驗獲得的x方向速度分量u的沿程分布。從圖6(a)中可以看出，不同測量平面的速度大小并不一致，即射流孔下游的u值分布在y方向上有差異，且距射流中心線越近的截面，其上的u值越?。涣硗?，在x/D=1處u值的差異較大，而x/D=6處的差異較小，這是由于射流在x/D=1處受主流的影響程度較弱，而在x/D=6處射流與主流已較充分摻混，摻混后的速度分布逐漸趨于一致。隨著MR的增加(見圖6(b)～圖6(d))，其u值的分布趨勢與MR=0.5的基本相同，但不同測量平面上u值的差異逐漸減小。而如表1中所示，各個跡線起始點位置的絕對速度相差并不像u值的差距那樣明顯，導(dǎo)致這種情況的原因主要有兩點：一是距離射流孔中心線較近的y0、y1點，由于遠離射流孔的前后緣，其所在位置周圍的速度較大，因此這兩個位置抵抗主流影響的能力較其它兩個位置更強，故其z方向的分速度較高，導(dǎo)致其在x方向的速度分量較低，這也從一個側(cè)面說明為什么出口寬度更均勻的成型孔射流比圓柱孔射流有著更高的擴散系數(shù)[4]，因為這種孔型有助于射流保持較高的z向分速度；二是小孔射流孔后的速度分布與圓柱擾流的類似，射流一方面在主流流場中與主流互相摻混，另一方面又起著類似障礙物的作用，影響主流運動，所以在尾跡區(qū)，P0平面的u值較P3平面的小。

4 數(shù)值模擬分析

計算模型采用三維建模軟件UG NX 5.0構(gòu)建，其幾何尺寸與實驗?zāi)Ｐ屯耆嗤?。采用Gambit軟件做模型網(wǎng)格劃分，主流測試段和射流引流段使用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，而射流孔內(nèi)由于結(jié)構(gòu)不規(guī)則，采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格；主流流道下壁面做了附面層網(wǎng)格處理，并且對射流孔出口附近的網(wǎng)格進行了加密處理。主流流道、射流引流段、射流孔內(nèi)的網(wǎng)格數(shù)分別為38萬、8萬和13萬。具體的網(wǎng)格分布如圖7所示。

圖6 不同吹風比時x方向速度分量u的沿程分布(實驗)Fig.6 Variation of u for different x/D at different MR(test)

表1 實驗時不同工況下跡線起始點處的速度Table 1 The velocity of y0，y1，y2，y3(test)

主流進口(inlet01)邊界條件設(shè)置為壓力(總壓)進口邊界條件，射流進口(inlet02)設(shè)置為質(zhì)量流量進口邊界條件，出口(outlet)設(shè)置為壓力出口條件。湍流模型選擇Spalart-Allmaras模型。具體的各射流工況的邊界條件設(shè)置如表2所示。

圖7 數(shù)值模型整體網(wǎng)格圖Fig.7 Computation grid

表2 模擬時不同射流工況的邊界條件設(shè)置Table 2 Boundary conditions for simulation

數(shù)值方法獲得的距射流孔前緣不同位置的軌跡如圖8所示。從模擬結(jié)果看，其射流軌跡的趨勢與實驗結(jié)果非常吻合，但是其高度值較實驗值低，軌跡線也比實驗軌跡線平緩。另外，由于計算模擬的流場為嚴格的定常流場，故射流的穩(wěn)定性比實驗結(jié)果好，且不同截面的射流軌跡區(qū)分明顯。

圖8 不同吹風比時各位置的射流軌跡(數(shù)值模擬)Fig.8 Flow locus at different MR(simulation)

表3 模擬時不同工況下跡線起始點的速度Table 3 The velocity of y0，y1，y2，y3(simulation)

圖9為模擬所得到的x方向速度分量u的沿程分布，結(jié)合表3同樣可以發(fā)現(xiàn)前文所述現(xiàn)象，其基本趨勢和同一位置點各測試平面上的u的相對大小與實驗結(jié)果大致相同，都是在P0面上u最低，在P3面上u最高。通過模擬，進一步驗證了實驗結(jié)果的可信性。由表3中還可以看出，射流速度明顯有從孔中心

向外壁區(qū)域逐漸升高的趨勢，這與射流中心速度高而邊緣速度低的自由射流完全不同。

圖9 不同吹風比時x方向速度分量u的沿程分布(數(shù)值模擬)Fig.9 Variation of u for different x/D at different MR(simulation)

5 結(jié)論

(1)隨著吹風比的增加，同一吹風比下不同截面上的射流高度的差異逐漸變小。

(2)圓柱形射流孔后流場的速度分布并不類似于自由淹沒射流，其速度分布呈現(xiàn)出射流邊緣高、射流中心低的特點。

(3)綜合本文的實驗及模擬結(jié)果，可以認為單孔射流流場在孔后的速度分布類似于圓柱擾流流場在圓柱后的速度分布。

[1]葛紹巖，劉登瀛，徐靖中，等.氣膜冷卻[M].北京：科學(xué)出版社，1985.

[2]韓介勤.燃氣輪機傳熱和冷卻技術(shù)[M].西安：西安交通大學(xué)出版社，2005.

[3]Sargison J E.Development of a Novel Film Cooling Hole Geometry[D].United Kingdom：University of Oxford Department of Engineering Science，2001.

[4]Gritsch M.，Saumweber C，Schulz A，et al.Effect of Internal Coolant Crossflow Orientation on the Discharge Coefficient of Shaped Film-Cooling Holes[J].Journal of Turbomachinery，2000，122(1)：146—152.

[5]INSIGHT 3GTM User’s Guide[M].Revision G.2008.