出口馬赫數(shù)0.81～1.01下渦輪導(dǎo)向葉片全氣膜冷卻特性研究

張 洪，李 杰，田淑青

出口馬赫數(shù)0.81～1.01下渦輪導(dǎo)向葉片全氣膜冷卻特性研究

張 洪＊，李 杰，田淑青

（中國航空工業(yè)集團公司商用航空發(fā)動機有限責(zé)任公司，上海 200241）

摘要：通過瞬態(tài)熱電偶測量方法研究了渦輪導(dǎo)葉葉片全氣膜換熱系數(shù)和氣膜冷卻效率。試驗葉片共有13排氣膜孔，氣膜孔排由前后2個腔供氣，前腔二次流與主流流量比為5.06%，后腔為1.14%。為匹配真實發(fā)動機工作條件，葉柵進(jìn)口雷諾數(shù)試驗范圍為1.7×105～5.7×105，出口馬赫數(shù)范圍為0.81～1.01。試驗獲取了葉片表面壓力系數(shù)和換熱系數(shù)分布規(guī)律，并研究了葉柵進(jìn)口雷諾數(shù)和出口馬赫數(shù)對葉片全氣膜冷效分布的影響。結(jié)果表明：氣膜孔下游的換熱系數(shù)和氣膜冷效較高；主流雷諾數(shù)的增加對冷卻效率的提升有積極作用，特別是在葉片吸力面，而馬赫數(shù)對葉片表面氣膜冷效影響甚微。
關(guān)鍵詞：導(dǎo)葉；氣膜冷卻；出口馬赫數(shù)；換熱系數(shù)；瞬態(tài)測量
中圖分類號：V235.1文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

0 引 言

現(xiàn)代高性能航空發(fā)動機渦輪前入口溫度不斷提高，高壓渦輪的工作環(huán)境嚴(yán)重惡化，必須采用先進(jìn)冷卻技術(shù)以保障其可靠工作。氣膜冷卻是高壓渦輪葉片采用的重要冷卻方式之一，如何更有效地組織氣膜冷卻，以最少的冷氣消耗來達(dá)到需要的冷卻效果，一直是渦輪葉片冷卻設(shè)計工作者關(guān)注的研究課題。圍繞這一課題，國內(nèi)外專家學(xué)者開展了大量的研究工作，在這些工作中，一個很重要的進(jìn)展即為氣膜孔型的不斷改進(jìn)。最早研究孔型對氣膜冷卻效果影響的研究者是Goldstein［1］，其研究對象是展向擴張角為10°的扇形孔，試驗結(jié)果顯示相對于傳統(tǒng)圓孔，扇形孔的展向覆蓋范圍更大，平均冷效大幅提高。此后，許多學(xué)者對不同結(jié)構(gòu)扇形孔冷效和換熱系數(shù)都開展了試驗測量工作，Bell［2］等測量了常規(guī)扇形孔和帶復(fù)合角扇形孔的冷效和換熱系數(shù)，并與圓孔實驗結(jié)果進(jìn)行了比較；Makki［3］等人測量了簸箕孔的氣膜冷效，并與相同條件下的圓孔進(jìn)行了對比，結(jié)果顯示簸箕孔冷效有顯著提高；Gritsch［4－5］等人則比較了只有展向擴張的常規(guī)扇形孔和帶后傾角扇形孔的冷卻效果，結(jié)果顯示在大吹風(fēng)比下，帶后傾角扇形孔的冷效較高。但這些研究大多集中在平板試驗上進(jìn)行，偏重于機理分析，其研究成果難以直接推廣到真實發(fā)動機葉片冷卻設(shè)計當(dāng)中。另一個氣膜冷卻的研究重點為在接近真實發(fā)動機工作狀態(tài)下進(jìn)行渦輪葉片氣膜冷卻流動傳熱試驗，國外學(xué)者在這一領(lǐng)域開展過較多工作。Guo等人［6］用寬帶液晶研究了粗糙度對全氣膜冷卻導(dǎo)葉換熱系數(shù)和冷效的影響；Zhang［7］等人用壓敏涂層技術(shù)（PSP）研究了前緣和壓力面氣膜出流角和出口形狀對冷效的影響，結(jié)果顯示前緣孔帶45°復(fù)合角冷效最高，壓力面圓孔20°傾角出氣時冷效最高；Holger等［8］在高速風(fēng)洞中研究了氣膜孔型和出氣角對吸力面換熱的影響；Bolchoz等［9］通過對跨聲速葉柵通道中葉片表面換熱系數(shù)和氣膜冷效的研究，發(fā)現(xiàn)葉片表面換熱系數(shù)和氣膜冷效隨吹風(fēng)比增加而增加，隨湍流度增大而降低；Carullo等［10］則在跨聲速葉柵通道中對自由流湍流度和出口雷諾數(shù)對葉片表面換熱影響進(jìn)行了研究。國內(nèi)在渦輪葉片氣膜冷卻領(lǐng)域雖也進(jìn)行了大量的研究，例如馬蘭［11］在葉柵入口雷諾數(shù)50 000～270 000下對導(dǎo)葉氣膜孔的流量系數(shù)和冷卻效果進(jìn)行了測量；向安定［12］對某導(dǎo)葉和動葉各排氣膜孔的流量系數(shù)和氣膜冷效進(jìn)行了詳細(xì)的實驗和計算研究；張宗衛(wèi)［13］在雷諾數(shù)100 000狀態(tài)下用瞬態(tài)液晶測量了全氣膜冷卻葉片的換熱系數(shù)和冷卻效率，但是這些研究仍大多在低速風(fēng)洞中進(jìn)行，未能模擬真實發(fā)動機工作狀態(tài)，其研究結(jié)果在工程應(yīng)用上存在一定的局限性。為此，本文在短周期瞬態(tài)跨聲速葉柵風(fēng)洞中，針對某型帶多排氣膜孔的高壓渦輪導(dǎo)葉，模擬真實發(fā)動機工作狀態(tài)，在葉柵進(jìn)口雷諾數(shù)1.7×105～5.7×105、出口馬赫數(shù)0.81～1.01條件下，測量葉片全表面的換熱系數(shù)和冷卻效率，并研究不同主流進(jìn)口雷諾數(shù)和出口馬赫數(shù)對葉片全氣膜冷效的影響，研究結(jié)果可為渦輪葉片氣膜冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計提供數(shù)據(jù)支撐和參考。

1 實驗系統(tǒng)介紹

1.1實驗臺介紹

試驗在西北工業(yè)大學(xué)的短周期瞬態(tài)跨聲速葉柵風(fēng)洞中進(jìn)行。試驗臺結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。試驗所需的氣源由高壓氣罐提供，試驗段上游裝有大開角擴散段和穩(wěn)壓艙，用于保證進(jìn)入試驗段氣流的均勻性，主流葉柵雷諾數(shù)和馬赫數(shù)可單獨調(diào)節(jié)。本試驗采取加熱冷氣的方案，即試驗中主流為冷流，而二次流為加熱后的熱流，從而形成主流和二次流間溫差。二次流系統(tǒng)主要由空氣壓縮機、氣罐、空氣過濾器、流量控制器、電加熱器、電磁閥以及連接管路等組成。由于電加熱器的熱慣性比較大，需要較長時間才能使二次流溫度穩(wěn)定，因此試驗開始前需在無主流情況下先將二次流溫度加熱至穩(wěn)定。

試驗采用Pressure System公司的壓力掃描閥測量葉片表面靜壓，采用熱電偶測量試驗過程中的主流和葉片表面溫度，由于短周期風(fēng)洞瞬態(tài)換熱試驗的時間僅幾秒鐘，而試驗過程中葉片壁溫有較大變化，為捕捉快速的溫度變化，需要熱電偶有較短的響應(yīng)時間，還需要采集系統(tǒng)有很高的采樣頻率，本次試驗溫度采樣系統(tǒng)的頻率為10Hz。

圖1 試驗裝置簡圖Fig.1 Experimental facility

1.2實驗?zāi)Ｐ徒榻B

試驗所研究的葉片模型如圖2所示，試驗件采用低導(dǎo)熱系數(shù)的PEEK材料加工而成，試驗葉片共有13排氣膜孔，其中葉背3排扇形孔，前緣4排圓孔，葉盆前5排為扇形孔，靠近尾緣布置1排圓孔，扇形孔幾何結(jié)構(gòu)示意圖如圖3所示。試驗件有2個冷氣供氣腔，前腔供給前緣4排孔、壓力面前2排孔和葉背3排氣膜孔，后腔供給壓力面的后4排氣膜孔，前腔冷氣與主流流量比為5.06%，后腔為1.14%。主流溫度測點位于葉柵通道進(jìn)口位置，壁溫由44路熱電偶采集。

圖2 試驗?zāi)Ｐ虵ig.2 Test model

圖3 扇形孔結(jié)構(gòu)Fig.3 Configuration of fan－shape hole

1.3實驗工況

使用基于葉片弦長的進(jìn)口雷諾數(shù)Re、出口等熵馬赫數(shù)Ma來定義試驗工況：

式（1）中：ρ1，V1，μ1分別為葉柵入口的氣流密度、速度和動力粘性系數(shù)，L為葉柵弦長；式（2）中：p1t為葉柵前總壓，p2為葉柵后靜壓。

試驗工況范圍如表1所示。主流為高壓氣罐供給的常溫空氣，二次流溫度控制在360K，保證主次流溫差約60K。試驗葉柵主流雷諾數(shù)范圍1.7×105～5.7×105、出口馬赫數(shù)0.81～1.01。當(dāng)研究雷諾數(shù)對冷卻效率影響時，保證馬赫數(shù)為0.91不變，改變雷諾數(shù)；同理，當(dāng)研究主流馬赫數(shù)對冷卻效率影響時，則保證主流雷諾數(shù)3.7×105不變，改變出口馬赫數(shù)。

表1 試驗參數(shù)Table 1 Experiment conditions

2 實驗數(shù)據(jù)處理及誤差分析

本試驗基于一維半無限大理論，采用瞬態(tài)測量方法獲得葉片表面換熱系數(shù)和氣膜冷卻效率。理論依據(jù)［14］說明如下：

導(dǎo)熱微分方程及初始邊界條件為：

導(dǎo)熱傅里葉定律如下式，定義垂直固體表面向內(nèi)為正方向：

將上式應(yīng)用于式（3）得：

試驗過程中材料的熱物性近似為常數(shù)，則式（5）為一線性時不變系統(tǒng)。將表面溫度Tw（t）視為輸入，表面熱流qw（t）視為輸出，則qw（t）為Tw（t）與系統(tǒng)脈沖響應(yīng)函數(shù)h（t）的卷積：

其離散格式為：

Oldfield［16］將此由離散溫度信號求解表面熱流信號的方法命名為脈沖響應(yīng)法，詳細(xì)的信息可參考文獻(xiàn)［16］。

在得到表面熱流后，下一步可計算表面絕熱氣膜冷卻效率，其定義為：

以qw／（Tgr－Tc）為因變量，（Tgr－Tw）／（Tgr－Tc）為自變量，將試驗數(shù)據(jù)線性擬合，則擬合直線的斜率即為表面換熱系數(shù)H，其與橫軸的截距即為冷卻效率。

試驗中壓力系數(shù)計算方法為：

式中：p為葉片表面當(dāng)?shù)仂o壓，由開槽埋在葉片表面的靜壓探針測量，p1t為葉柵進(jìn)口總壓，p1為葉柵進(jìn)口靜壓，由葉柵通道中的壓力探針測量。

本試驗過程中，各測點壓力的平均誤差小于1%，所選取的K型熱電偶在550K以下的測量誤差為0.3K。通過誤差傳遞原理對試驗誤差進(jìn)行了分析，在試驗測試參數(shù)范圍內(nèi)，葉片表面壓力系數(shù)的平均誤差為5.5%，雷諾數(shù)的極限誤差為3.4%，氣膜冷卻效率相對誤差約為5%。

Taw為當(dāng)?shù)亟^熱壁溫，Tgr為主流當(dāng)?shù)鼗謴?fù)溫度，Tc為二次流溫度，均可通過熱電偶直接測量得到。表面熱流可寫為：

用（Tgr－Tc）除以上式兩側(cè)得到：

3 實驗結(jié)果分析

試驗測量了模擬真實發(fā)動機流動狀態(tài)下葉片表面壓力系數(shù)、換熱系數(shù)和氣膜冷效分布特征，并分析了主流進(jìn)口雷諾數(shù)和出口馬赫數(shù)對全氣膜冷效的影響。葉柵進(jìn)口雷諾數(shù)試驗范圍為1.7×105～5.7×105，出口馬赫數(shù)范圍為0.81～1.01，以下為對試驗結(jié)果的詳細(xì)分析。

3.1葉片表面靜壓的沿程分布

圖4所示為進(jìn)口雷諾數(shù)3.7×105，出口馬赫數(shù)0.91下葉片中截面壓力系數(shù)分布，縱坐標(biāo)為壓力系數(shù)，橫坐標(biāo)S表示相對弧長，即葉片表面某一位置距離前緣駐點的弧面距離與壓力面（或吸力面）總弧面長度的比值，－1＜S＜0為壓力面相對弧長，0＜S＜1為吸力面相對弧長，S＝0代表前緣駐點位置（下文表示方法相同）。

從圖中可以看出，從前緣到壓力面尾緣，壓力沿程下降，從前緣駐點至壓力面約S＝－0.5位置，壓力下降速率較慢，壓力面表面氣流加速緩慢；從壓力面約S＝－0.5位置至壓力面尾緣，壓力下降速率逐漸加快，因此在此作用下表面氣流加速越來越明顯；從前緣至吸力面尾緣，氣流先經(jīng)歷較大梯度的順壓力流動，然后在S＝0.78位置壓力發(fā)生突然的變化，順壓梯度的終點立即轉(zhuǎn)變?yōu)槟鎵毫鲃拥钠瘘c，這可能與此位置出現(xiàn)了超聲速區(qū)域而產(chǎn)生激波的影響有關(guān)。

圖4 壓力系數(shù)分布Fig.4 Distribution of pressure coefficient

3.2全葉片換熱系數(shù)的沿程分布規(guī)律

圖5所示為無氣膜情況，進(jìn)口雷諾數(shù)3.7×105、出口馬赫數(shù)0.91下葉片中截面換熱系數(shù)分布。前緣區(qū)域換熱較強，隨著向壓力面下游流動，在順壓梯度下葉片表面氣流加速，氣流的當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)逐漸增大，由層流邊界層向湍流邊界層過渡，換熱系數(shù)逐漸增大。在吸力面，受邊界層轉(zhuǎn)捩的影響，換熱系數(shù)呈先降低后升高的趨勢。

圖5 換熱系數(shù)分布Fig.5 Distribution of heat transfer coefficient

圖6 給出了有氣膜情況，進(jìn)口雷諾數(shù)3.7×105、出口馬赫數(shù)0.91下葉片表面換熱系數(shù)沿程變化，縱坐標(biāo)為有氣膜情況下葉片表面換熱系數(shù)與無氣膜換熱系數(shù)之比，橫坐標(biāo)S為相對弧長。從前緣滯止點向壓力面下游發(fā)展，在S＝－0.1處換熱系數(shù)比迅速達(dá)到一個峰值，前緣的氣膜出流破壞了葉片前緣表面很薄的邊界層，局部湍流度迅速上升，因此換熱系數(shù)相比無氣膜狀況增加幅度很大，隨著流動向下游發(fā)展，經(jīng)過靠近前緣的壓力面第1、2排氣膜孔，氣膜出流導(dǎo)致的換熱增強效果慢慢減弱，換熱系數(shù)比也逐漸降低。流動向下游發(fā)展經(jīng)過中弦區(qū)域后，由于后腔供氣的壓力面后4排氣膜孔的冷氣出流對葉片表面氣流的擾動作用，在壓力面第3排孔后換熱系數(shù)比又逐漸上升，直至最靠近尾緣的一排氣膜孔；在吸力面，靠近前緣的S＝0.1位置處由于前緣氣膜出流的作用，換熱系數(shù)比同樣達(dá)到一個峰值后逐漸降低，隨著流動向下游發(fā)展，經(jīng)歷吸力面每排氣膜孔后，換熱系數(shù)比又有較小幅度的上升。在S＝0.3～0.4區(qū)域換熱系數(shù)比突然地上升和下降，這可能是由于從吸力面氣膜孔出流冷氣的擾動加速了此區(qū)域的邊界層轉(zhuǎn)捩，致使轉(zhuǎn)捩提前完成，因此在提前完成轉(zhuǎn)捩的位置處換熱系數(shù)比突然上升，而在無氣膜工況下主流在S＝0.4位置也完成轉(zhuǎn)捩，換熱系數(shù)比又再次下降。

圖6 換熱系數(shù)比分布Fig.6 Distribution of heat transfer coefficient ratio

3.3雷諾數(shù)對全葉片冷卻效率的沿程分布的影響

為研究雷諾數(shù)對葉片全氣膜冷效沿程分布的影響，在主流進(jìn)口雷諾數(shù)3.7×105，出口馬赫數(shù)分別為0.81、0.91和1.01工況下，研究了全氣膜冷效沿程分布規(guī)律，試驗結(jié)果如圖7所示。

圖中縱坐標(biāo)為沿程位置氣膜冷效與整體平均氣膜冷效之比，橫坐標(biāo)為相對弧長。從圖中可看出：在每排氣膜出流位置都存在一個氣膜冷效的較高點；葉片前緣位置冷卻效率相對較低，其原因為前緣區(qū)域主流滯止，氣膜孔出口背壓較高，氣膜出流量較小，氣膜覆蓋效果相對較差；在壓力面和吸力面，沿主流流動方向，隨著氣膜孔排的增加，冷卻效率逐漸升高，在最后一排氣膜孔附近達(dá)到最高，隨后逐漸降低至尾緣。其原因為葉柵通道氣流自葉片前緣向尾緣流動，帶動了氣膜出流自前向后流動，前排氣膜孔的氣膜出流在后排氣膜孔下游仍有一定的覆蓋效果，使后排氣膜孔下游的氣膜覆蓋效果增強、冷卻效率增加，這種疊加作用使得氣膜冷卻效率隨著氣膜孔排的增加而逐漸升高。

圖7 雷諾數(shù)對氣膜冷效的影響Fig.7 Effect of Reynolds number to film cooling effectiveness

從總體上看，雷諾數(shù)的增加對氣膜冷卻效率的改善是有積極影響的，且主要表面在葉片壓力面和吸力面。在前緣駐點至壓力面第一排氣膜孔之間，低雷諾數(shù)下的氣膜冷卻效率比中高雷諾數(shù)下的氣膜冷效高。

3.4出口馬赫數(shù)對全葉片冷卻效率的沿程分布的影響

為研究馬赫數(shù)對葉片全氣膜冷效沿程分布的影響，在主流進(jìn)口雷諾數(shù)3.7×105，出口馬赫數(shù)分別為0.81、0.91和1.01工況下，研究了全氣膜冷效沿程分布規(guī)律，試驗結(jié)果如圖8所示。圖中縱坐標(biāo)為沿程位置氣膜冷效與整體平均氣膜冷效之比，橫坐標(biāo)為相對弧長。從圖中可看出：不同出口馬赫數(shù)條件下，葉片氣膜冷卻效率分布趨勢完全一致，改變馬赫數(shù)，對葉片表面的冷卻效率基本不產(chǎn)生影響。這與Gritsch等人［15］在平板模型上得出的跨聲速情況下氣膜冷效會有明顯提升的研究結(jié)論完全不同。與主流雷諾數(shù)相比，出口馬赫數(shù)為影響冷卻效率的次要因素。

圖8 馬赫數(shù)對氣膜冷效的影響Fig.8 Effect of Mach number to film cooling effectiveness

4 結(jié) 論

在葉柵出口馬赫數(shù)0.81～1.01條件下通過瞬態(tài)測量方法對渦輪導(dǎo)葉全氣膜換熱特性行了試驗研究，主要得出以下結(jié)論：

（1）葉片表面換熱系數(shù)和冷卻效率分布受氣膜孔出流影響明顯，氣膜孔下游的換熱系數(shù)和冷卻效率較高；

（2）葉片前緣受葉柵氣流沖擊作用影響明顯，換熱系數(shù)較高，冷卻效率較低；

（3）主流雷諾數(shù)的增加對葉片壓力面和吸力面氣膜冷效的改善有積極作用，但對于前緣冷效，低雷諾數(shù)更高；

（4）與前人平板模型試驗研究結(jié)論完全不同的是，在跨聲速葉柵風(fēng)洞中，葉片氣膜冷效分布受出口馬赫數(shù)影響很小。

［1］Goldstein R J，Echert E R，Burggraf F.Effects of hole geometry and density on three－dimensional film cooling［J］.Int J Heat Mass Transfer，1974，17：595－607.

［2］Bell C M，Hamakawa H.Film cooling from shaped holes［J］.ASME Journal of Heat Transfer，2000，122：224－232.

［3］Makki Y H，Jakubowski G.An experimental study of film cooling from diffused trapezoidal shaped holes［R］.AIAA－86－1326，1986.

［4］Gritsch M，Schulz A，Wittig S.Adiabatic wall effectiveness measurements of film－cooling holes with expanded exits［J］.ASME Journal of Turbomachinery，1998，120：549－556.

［5］Gritsch M，Schulz A，Wittig S.Film－cooling holes with expanded exits：near hole heat transfer coefficients［J］.Int J Heat Fluid Flow，2000，21：146－153.

［6］Guo S M，Lai C C，Jones T V，et al.Influence of surface roughness on heat transfer and effectiveness for a fully film cooled nozzle guide vane measured by wide band liquid crystals and direct heat flux gauges［R］.ASME 2000－GT－0204，2000.

［7］Zhang L Z，Pudupatty R.The effects of injection angle and hole exit shape on turbine nozzle pressure side film cooling［R］.ASME 2000－GT－0247，2000.

［8］Ganzert W，Hildebrandt T，F(xiàn)ottner L.Systematic experimental and numerical investigations on the aerothermodynamics of a film cooled turbine cascade with variation of the cooling hole shape：partⅠ—experimental approach［R］.ASME 2000－GT－0295，2000.

［9］Bolchoz T，Nasir S，Reagle C，et al.An experimental investigation of showerhead film cooling performance in a transonic vane cascade at low and high［R］.ASME GT－2009－59796，2009.

［10］Carullo J S，Nasir S，Cress R D，et al.The effects of freestream turbulence，turbulence length scale and exit Reynolds number on turbine blade heat transfer in a transonic vane cascade［R］.ASME GT－2007－27859，2007.

［11］馬蘭.渦輪葉片表面氣膜冷卻的實驗研究［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2005.

［12］向安定.渦輪葉片型面氣膜冷卻的研究［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2003.

［13］張宗衛(wèi)，朱惠人，劉聰，等.全氣膜冷卻葉片表面換熱系數(shù)和冷卻效率研究［J］.西安交通大學(xué)學(xué)報，2012，46（7）：103－107.Zhang Z W，Zhu H R，Liu C，et al.Heat transfer coefficient and film cooling effectiveness on a full－film cooling vane［J］.Journal of Xi′an Jiaotong University，2012，46（7）：103－107.

［14］曹玉璋，陶智，徐國強，等.航空發(fā)動機傳熱學(xué)［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

［15］Gritsch M，Schulz A，Wittig S.Adiabatic wall effectiveness measurements of film－cooling holes with expanded exits［J］.ASEM Journal of Turbomachinery，1998，120：549－556.

［16］Oldfield M L G.Impulse response processing of transient heat transfer gauge signals［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2008，130（2）：021023－1－9.

Investigation on full－coverage film cooling effectiveness of turbine vane with exit Mach number from 0.81to 1.01

Zhang Hong＊，Li Jie，Tian Shuqing
（Commercial Aircraft Engine Co.，Ltd，Aviation Industry Corporation of China，Shanghai 200241，China）

Heat transfer coefficient and film cooling effectiveness are investigated on a turbine vane employing the transient thermal couple technique.There are 13rows of film cooling holes placed on the test blade.The cooling gas through film holes is supplied by two plenums，with mass flow ratio of 5.06%in the first plenum and 1.14%in the second.To match the real engine operating condition，the range of the inlet Reynolds number and the exit Mach number of the current experiment are 1.7×105～5.7×105and 0.81～1.01，respectively.Heat transfer coefficient distribution is obtained，and effects of Reynolds number and Mach number to film cooling effectiveness distribution are investigated.The results show that heat transfer coefficient and film cooling effectiveness are higher in the near hole region.Film cooling effectiveness increases as inlet Reynolds number increases，especially on the pressure side and suction side，while the effect of exit Mach number to film cooling effectiveness is not obvious.

turbine vane；film cooling；exit Mach number；heat transfer coefficient；transient experiments

（編輯：張巧蕓）

1672－9897（2016）03－0047－06

10.11729／syltlx20150095

2015－07－06；

2016－02－26

＊通信作者E－mail：realzhanghong＠126.com

Zhang H，Li J，Tian S Q.Investigation on full－coverage film cooling effectiveness of turbine vane with exit Mach number from 0.81to 1.01.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（3）：47－52.張 洪，李 杰，田淑青.出口馬赫數(shù)0.81～1.01下渦輪導(dǎo)向葉片全氣膜冷卻特性研究.實驗流體力學(xué)，2016，30（3）：47－52.

張洪（1985－），男，安徽旌德人，工程師。研究方向：航空發(fā)動機渦輪葉片冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計。通信地址：上海市閔行區(qū)蓮花南路3988號707東單元804室（210041）。E－mail：re alzhanghong＠126.com