雙向進(jìn)氣時(shí)擾流柱通道內(nèi)流動(dòng)與換熱特性試驗(yàn)研究

任芳，潘炳華，郭文，朱惠人

(1.中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500；2.西北工業(yè)大學(xué)，陜西西安710072)

雙向進(jìn)氣時(shí)擾流柱通道內(nèi)流動(dòng)與換熱特性試驗(yàn)研究

任芳1，潘炳華1，郭文1，朱惠人2

(1.中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500；2.西北工業(yè)大學(xué)，陜西西安710072)

試驗(yàn)研究了兩端進(jìn)氣時(shí)渦輪葉片尾緣擾流柱通道內(nèi)的流動(dòng)與換熱特性。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛯u輪葉片尾緣橫肋、擾流柱通道進(jìn)行了簡化，并放大四倍，保留了葉片尾緣的基本特征。試驗(yàn)中通過調(diào)節(jié)擾流柱通道和橫肋通道的流量分配，得到各測點(diǎn)的壓力分布和努賽爾數(shù)據(jù)分布。研究結(jié)果表明，擾流柱通道兩端進(jìn)氣結(jié)構(gòu)，使整個(gè)通道的壓力分布和換熱分布比較均勻，克服了一端進(jìn)氣時(shí)流阻和壓力損失較大引起的葉尖換熱較差的缺點(diǎn)。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；渦輪；雙向進(jìn)氣；擾流柱；換熱特性；流量分配

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)中，較高的渦輪入口溫度對提高渦輪熱效率是非常必要的?，F(xiàn)代渦輪入口溫度一般都高于高溫合金的熔點(diǎn)，因此，需對葉片進(jìn)行冷卻。現(xiàn)代渦輪葉片的冷卻方式有多種，如：氣膜冷卻、沖擊冷卻、層板冷卻、擾流肋片及擾流柱冷卻等。航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片尾緣處葉片很薄，內(nèi)部冷卻通道很窄，可選擇的冷卻方式有限，擾流柱排是常用的一種強(qiáng)化換熱方法，同時(shí)還能增加葉片強(qiáng)度。冷卻氣體進(jìn)入擾流柱通道，垂直流過擾流柱排，擾流柱可加強(qiáng)冷氣擾動(dòng)，擴(kuò)大換熱面積而強(qiáng)化端壁換熱。然后，冷氣一部分從葉尖處出流孔排出，一部分從尾緣處出流孔排出。目前擾流柱仍是渦輪葉片尾緣的主要冷卻方式。前人對短擾流柱排的流動(dòng)與換熱進(jìn)行了一些研究，如文獻(xiàn)[1]研究了擾流柱的高度、間距及通道高度對換熱及流動(dòng)損失的影響；文獻(xiàn)[2]采用放大的模型對裝有五排短擾流柱的渦輪葉片尾緣的冷卻通道的流阻特性，及通道端壁表面上局部換熱系數(shù)進(jìn)行了測量，重點(diǎn)研究了擾流柱直徑及形狀的影響；文獻(xiàn)[3]基于流體網(wǎng)絡(luò)計(jì)算開發(fā)的一維工程算法，對工作葉片尾緣擾流柱通道進(jìn)行了計(jì)算，并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比，結(jié)果表明，工程計(jì)算得出的弦向出流量、壓力分布從規(guī)律和數(shù)值上與實(shí)驗(yàn)結(jié)果都吻合較好；文獻(xiàn)[4]針對尾緣梯形通道內(nèi)叉排排列的圓形、橢圓形、水滴形和啞鈴形擾流柱的流動(dòng)換熱特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究；文獻(xiàn)[5]采用奈升華和傳熱傳質(zhì)比擬的方法，測量了擾流柱排列形式對端壁熱質(zhì)交換的影響。

上述研究都是針對葉片尾緣擾流柱區(qū)，根部進(jìn)氣、頂部出氣、或根部進(jìn)氣、頂部和尾縫同時(shí)出氣的情況。這兩種冷卻結(jié)構(gòu)的缺點(diǎn)是冷氣進(jìn)入尾緣區(qū)后橫向、徑向流動(dòng)，流動(dòng)損失較大，局部區(qū)域可能會(huì)導(dǎo)致燃?xì)獾构?，使局部溫度較高，且使實(shí)際所需流量遠(yuǎn)大于給定流量。鑒于此，目前葉片尾緣擾流柱區(qū)常采用兩端進(jìn)氣，即一部分冷氣由擾流柱區(qū)前的橫肋區(qū)跨過兩者間的隔板，從葉尖頂部的空隙進(jìn)入；另一部分從葉根直接進(jìn)入擾流區(qū)。這兩部份冷氣在擾流柱區(qū)域流動(dòng)、換熱，冷卻葉片尾緣，同時(shí)流向逐漸由徑向轉(zhuǎn)向弦向，從尾縫出流孔流出。不同的冷氣分配會(huì)導(dǎo)致尾緣區(qū)流動(dòng)和換熱情況不同，此方面的研究相關(guān)文獻(xiàn)較少。為滿足葉片尾緣冷卻設(shè)計(jì)要求，本文對該冷卻結(jié)構(gòu)在不同流量分配情況下流動(dòng)損失和換熱規(guī)律進(jìn)行了詳細(xì)研究。

2 試驗(yàn)研究方法及裝置

為便于研究，對試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行簡化：葉片沿葉高方向旋轉(zhuǎn)改為直通道，沿葉片流向彎曲簡化為由前緣向尾緣方向按8°收斂的楔形通道。進(jìn)氣通道部分則設(shè)計(jì)為進(jìn)氣段，保證氣流充分發(fā)展，減少氣流的進(jìn)口效應(yīng)。在此基礎(chǔ)上，按相似理論將模型試驗(yàn)件放大四倍，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。試驗(yàn)件采用單面加熱，提供等熱流條件，在多種不同擾流柱通道和橫肋通道流量組合條件下，通過調(diào)節(jié)入口冷氣流量，研究通道內(nèi)的換熱與流動(dòng)規(guī)律。試驗(yàn)采用穩(wěn)態(tài)液晶測溫法獲取試驗(yàn)面溫度場。

圖1 試驗(yàn)件三維實(shí)體模型Fig.1 3-D model of test specimen

試驗(yàn)件主要分為以下幾部分：①進(jìn)氣部分(進(jìn)氣口和擴(kuò)張型進(jìn)氣通道)；②試驗(yàn)測試部分(帶肋通道和擾流柱通道，橫肋通道有12條2.0 mm×2.0 mm間距20.0 mm的橫肋，擾流柱通道包括5×13個(gè)直徑9.2 mm的叉排陣列擾流柱)；③測試表面(兩個(gè)特征通道的表面可更換，做熱態(tài)試驗(yàn)時(shí)用熱態(tài)板，做冷態(tài)試驗(yàn)時(shí)用帶取壓孔的冷態(tài)板)；④觀察部分；⑤出氣部分(尾緣面上矩形處流孔，尺寸18.0 mm×6.4 mm，間距9.6 mm，共29個(gè))；⑥兩通道間的中間隔板，及開在試驗(yàn)通道頂部的寬4.5 mm沿型面方向的通道孔(作為流體從帶肋通道進(jìn)入擾流柱通道的進(jìn)口)。

3 流阻試驗(yàn)

保證兩通道進(jìn)氣總流量不變，測量了總流量分別為40、35、30、25、20、15 m3/h的情況下，橫肋通道流量為總流量10%～100%時(shí)各測壓點(diǎn)的壓力分布情況。壓力測點(diǎn)布置如圖2所示。帶肋通道從入口測點(diǎn)開始編號依次為1～13，擾流柱通道則從隔板開孔處向該通道進(jìn)口處編號依次為14～26。雙通道試驗(yàn)后，封堵擾流柱通道氣體進(jìn)口，進(jìn)行單通道壓力測量。

圖2 壓力測點(diǎn)布置示意圖Fig.2 Distribution of measuring points

在總流量保持不變、兩通道各按一定百分比進(jìn)行分配后，測量各壓力測點(diǎn)的壓力分布。圖3給出了部分試驗(yàn)結(jié)果，圖中流量比為橫肋通道流量占總流量的百分比，橫坐標(biāo)為與總流程長度的比值，縱坐標(biāo)為與單通道進(jìn)氣時(shí)進(jìn)口壓力的比值，Vt為總流量。由于試驗(yàn)條件的限制，在總流量較低情況下，按百分比分配的流量小于5 m3/h時(shí)無法測出，只取最接近測量下限的分配情況。因此，圖3(d)中沒有低分配百分比的情況。從圖中可以看出：

(1)測點(diǎn)13以前的壓力較高，分布較平緩；測點(diǎn)14以后的壓力較低，分布呈前段低、尾段高的特點(diǎn)。13和14測點(diǎn)間壓力突降是由于隔板小孔的節(jié)流和射流作用，導(dǎo)致流速增加，壓力突降。

圖3 各測點(diǎn)壓力數(shù)據(jù)分布Fig.3 Pressure distribution of measuring stations

(2)各總流量情況下，隨著橫肋通道分配流量的增加，壓力分布整體趨勢逐漸升高，橫肋通道壓力增幅較大，而擾流柱通道變化不大。

(3)隨著總流量的減小，相同流量分配比情況下，各測點(diǎn)壓力逐漸降低，橫肋通道壓力變化較大，擾流柱通道壓力變化較小。作為對比，封堵擾流柱通道進(jìn)口，進(jìn)行單通道進(jìn)氣壓力測量。總流量在2～40 m3/h間變化，間隔為2 m3/h，測量結(jié)果如圖3(d)所示?？梢姡瑔瓮ǖ肋M(jìn)氣情況下，壓力分布趨勢與雙通道進(jìn)氣相似。在擾流柱通道區(qū)，低流量分配情況下壓力分布平緩，且隨著流量的增大中部壓力升高，這可能是由于射流區(qū)后流體回流所致。

4 換熱試驗(yàn)

將試驗(yàn)件中的測試板更換為熱態(tài)測試板，進(jìn)行換熱試驗(yàn)。采用通電加熱不銹鋼箔片(厚0.04 mm)提供等熱流邊界條件，來模擬發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片外表面所受的熱量。試驗(yàn)中保證橫肋通道和擾流柱通道的進(jìn)氣流量相等，測量了流量分別為1、3、5、8、15、20 m3/h情況下測試板的溫度分布。換熱試驗(yàn)工況如表1所示。

表1 換熱試驗(yàn)工況Table 1 States of heat transfer test

通過處理測試板溫度場分布，經(jīng)計(jì)算之后得到各情況下的Nu數(shù)分布圖，如圖4所示。其中，Vt1、Vt2分別為橫肋通道入口和擾流柱通道入口的體積流量。從圖中可知：

(1)帶肋通道中，靠近頂部隔板開孔及通道入口處Nu數(shù)較大，而通道中部較小，且在橫肋存在位置局部Nu數(shù)相對較大。這在圖3(d)上尤為明顯。

(2)擾流柱區(qū)，通道頂部和通道進(jìn)口處Nu數(shù)較大，中部較小。

(3)Nu數(shù)據(jù)場連續(xù)性不太好。原因主要為電流表精度不夠高和液晶噴涂厚度不夠均勻所致。

圖4 Nu數(shù)據(jù)場Fig.4 Distribution of the Nusselt number

5 結(jié)束語

本文通過試驗(yàn)研究了發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片尾緣擾流柱通道雙向進(jìn)氣時(shí)的流動(dòng)與換熱特性，結(jié)果表明：擾流柱通道兩端進(jìn)氣結(jié)構(gòu)，使整個(gè)通道的壓力分布和換熱分布比較均勻，從而克服了一端進(jìn)氣情況下，流阻及壓力損失較大、葉尖換熱較差的缺點(diǎn)。試驗(yàn)結(jié)果可供渦輪葉片尾冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參考。

[1]Yao Peng.Heat Transfer and Friction Loss Characteristics of Pin Fin Cooling Configurations[J].Journal of Engineer? ing for Gas Turbines and Power，1984，106：246—251.

[2]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(dòng)力學(xué)報(bào)，2002，17(2)：246—249.

[3]張麗，劉松齡，朱惠人.渦輪葉片尾緣擾流柱通道流動(dòng)換熱計(jì)算[J].推進(jìn)技術(shù)，2010，31(5)：593—598.

[4]譚曉茗，胡訓(xùn)堯，張靖周.渦輪葉片尾緣梯形通道異形擾流柱流動(dòng)換熱特性實(shí)驗(yàn)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2012，27 (2)：319—325.

[5]Chyu M K.Influence of an Array of Wall-Mounted Cylin?ders on the Mass Transfer from a Flat Surface[J].Interna?tional Journal of Heat and Mass Transfer，1991，34(9)：2175—2186.

Experimental Research on Flow and Heat Transfer Characteristic in Pin Fin Passage with Double-Inlet

REN Fang1，PAN Bing-hua1，GUO Wen1，ZHU Hui-ren2
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

The tests were carried out to study the heat transfer characteristic of the pin fin at the turbine blade trailing edge in the double-inlet case.The test model of turbine blade trailing edge rib and pin fin were simplified and magnified four times so to keep the basic characteristics of trailing edge.Pressure distri?bution and Nusselt number distribution at measuring points were obtained through regulating flow between pin fin passage and rib passage.The results showed that,with double-inlet structure,the distribution of pressure and heat transfer were relatively uniform,and the problem of poor heat transfer in blade tip caused by large resistance of flow and much pressure loss in pin fin passage with one inlet was conquered.

aero-engine；turbine；double-inlet；pin fin；heat transfer characteristic；flux distribution

V231.3

A

1672-2620(2013)01-0026-04

2012-05-20；

2012-11-22

任芳(1985-)，女，河南新鄭人，助理工程師，主要從事渦輪部件熱分析等方面的研究。