燃?xì)馔钙饺~片尾緣開縫結(jié)構(gòu)冷卻性能的數(shù)值研究

高炎,晏鑫,李軍

(西安交通大學(xué)葉輪機(jī)械研究所,710049,西安)

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燃?xì)馔钙饺~片尾緣開縫結(jié)構(gòu)冷卻性能的數(shù)值研究

高炎,晏鑫,李軍

(西安交通大學(xué)葉輪機(jī)械研究所,710049,西安)

采用包含流體域和固體域的耦合傳熱數(shù)值求解方法,研究了壓力側(cè)開縫結(jié)構(gòu)對(duì)典型燃?xì)馔钙饺~片尾緣冷卻性能的影響,并利用已有的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)考核了數(shù)值方法的有效性和精度。通過計(jì)算獲得了不同冷氣量、開縫唇厚條件下尾緣部位的冷卻性能。結(jié)果表明:在所考核的3種渦黏湍流模型中,標(biāo)準(zhǔn)k-ω湍流模型可以較好地模擬葉片尾緣的冷卻性能;采用流固耦合傳熱計(jì)算方法可以較好地模擬尾緣開縫出口區(qū)域冷卻氣體的溫度分布;增大吹風(fēng)比可以有效加強(qiáng)內(nèi)部冷卻通道內(nèi)的對(duì)流換熱,并增大尾緣開縫出口區(qū)域的氣膜冷卻系數(shù);開縫的高度固定時(shí),唇厚越大,狹縫出口臺(tái)階處形成的旋渦尺度增大,減輕了主流流體對(duì)狹縫出口壁面的直接沖擊,導(dǎo)致狹縫出口區(qū)域的總體冷卻效果稍微提高,但整體流動(dòng)損失增大。

尾緣開縫;耦合傳熱;吹風(fēng)比;唇厚

現(xiàn)代燃?xì)馔钙降倪M(jìn)口溫度遠(yuǎn)高于葉片材料的熔點(diǎn),因此需要采用嚴(yán)格的冷卻手段來保證葉片的安全性和壽命。為保證機(jī)組的氣動(dòng)效率,渦輪葉片的尾緣通常設(shè)計(jì)得盡可能薄,這就要求尾緣區(qū)域必須采用更為有效的冷卻措施來避免局部燒蝕[1-2]。在尾緣處通常采用開縫結(jié)構(gòu)進(jìn)行冷卻,即在尾緣壓力面?zhèn)惹谐糠纸Y(jié)構(gòu),使內(nèi)部冷卻通道在此形成一道狹縫,當(dāng)冷卻氣體從狹縫內(nèi)噴出時(shí),會(huì)在尾緣區(qū)域形成氣膜,對(duì)高溫區(qū)進(jìn)行冷卻。為了保證開縫結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度并增強(qiáng)冷卻通道中的對(duì)流換熱效果,開縫結(jié)構(gòu)中通常會(huì)設(shè)置數(shù)排肋柱或定位筋等。

目前,國內(nèi)外已開展了較多關(guān)于葉片氣膜冷卻的研究,但對(duì)葉片尾緣氣膜冷卻性能卻關(guān)注較少。Taslim等研究了噴射角度、開縫高度、唇厚、吹風(fēng)比對(duì)開縫結(jié)構(gòu)內(nèi)冷卻性能的影響[3],發(fā)現(xiàn)開縫高度、唇厚及吹風(fēng)比對(duì)尾緣區(qū)域冷卻有很大影響,噴射角度的變化影響不大。Holloway等對(duì)尾緣開縫結(jié)構(gòu)進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和數(shù)值研究[4],研究表明開縫出口流場(chǎng)具有明顯的周期性和非定常特性。Ames等對(duì)帶尾緣開縫結(jié)構(gòu)的葉片進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究[5-6],分析了帶多排圓形肋柱的尾緣開縫結(jié)構(gòu)對(duì)葉片內(nèi)流場(chǎng)及冷卻效果的影響。Martini等對(duì)冷卻通道內(nèi)肋柱的形狀和布置進(jìn)行了一系列的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值研究[7-9],比較不同肋柱結(jié)構(gòu)對(duì)冷卻效果的影響。隨后,Effendy等在文獻(xiàn)[2]實(shí)驗(yàn)研究的基礎(chǔ)上對(duì)葉片尾緣吸力面主流的影響進(jìn)行了詳細(xì)的數(shù)值研究[10]。國內(nèi)的徐虹艷等在葉片尾緣內(nèi)部以射流孔和旋流腔代替肋柱,來研究旋流腔室對(duì)葉片尾緣冷卻效果的影響[11]。周超等對(duì)二維渦輪葉片尾緣開縫結(jié)構(gòu)在跨聲速條件下的冷卻性能進(jìn)行了數(shù)值研究[12],發(fā)現(xiàn)冷卻氣流在開縫出口后的區(qū)域具有明顯的脫離再附著現(xiàn)象,壁面溫度呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢(shì)。王掩剛等對(duì)尾緣開縫噴氣與主流的摻混及干擾作用進(jìn)行了一系列的實(shí)驗(yàn)及數(shù)值研究,分析了開縫結(jié)構(gòu)對(duì)葉片尾緣區(qū)域流場(chǎng)的影響[13-14]。

上述對(duì)尾緣開縫結(jié)構(gòu)內(nèi)冷卻性能的數(shù)值研究中,均采用給定恒定壁溫、單純采用流體域的方法進(jìn)行流動(dòng)傳熱特性計(jì)算,這種簡(jiǎn)化且沒有考慮固體與流體之間的相互傳熱作用,會(huì)對(duì)冷卻系數(shù)的計(jì)算結(jié)果產(chǎn)生很大影響。本文在Martini等實(shí)驗(yàn)研究的基礎(chǔ)上,利用商用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件ANSYS-CFX,采用包含流體域、固體域的熱流耦合數(shù)值求解方法,研究了尾緣開縫結(jié)構(gòu)對(duì)動(dòng)葉尾緣區(qū)域內(nèi)冷卻性能的影響。

1 計(jì)算模型和數(shù)值方法

圖1、2分別給出了尾緣開縫結(jié)構(gòu)與本文數(shù)值計(jì)算模型,表1給出了尾緣開縫結(jié)構(gòu)的主要幾何參數(shù)。由于實(shí)驗(yàn)中狹縫出口后的固體近似為絕熱材料,因此本文數(shù)值計(jì)算時(shí)設(shè)置開縫出口后的固體表面為絕熱壁面。定義狹縫出口在x方向坐標(biāo)為0,絕熱壁面在x、z方向的長度L3、s分別為40、24 mm,分別對(duì)應(yīng)x/H為0～10和z/H為0～6。表2給出了本文數(shù)值計(jì)算邊界條件。計(jì)算時(shí)出口靜壓為105.5 kPa,與實(shí)驗(yàn)條件保持一致,工質(zhì)采用理想空氣。

圖1 尾緣開縫結(jié)構(gòu)

圖2 數(shù)值計(jì)算模型

圖3給出了本文數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格,計(jì)算網(wǎng)格采用ANSYS-ICEM生成的多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。為了提高網(wǎng)格質(zhì)量,兩個(gè)肋柱壁面附近均采用O型網(wǎng)格。

計(jì)算時(shí),流體域邊界與固體域邊界設(shè)置為流固交接面,兩個(gè)界面之間進(jìn)行熱量傳遞時(shí)保證熱通量守恒,溫度傳遞時(shí)采用插值傳遞的方式。當(dāng)動(dòng)量與質(zhì)量方程的均方根殘差小于10-5、能量方程的均方根殘差小于10-6時(shí),計(jì)算結(jié)果收斂。

表1 尾緣開縫結(jié)構(gòu)主要幾何參數(shù)

表2 數(shù)值計(jì)算的邊界條件

圖3 本文數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格

對(duì)控制方程的空間離散采用有限體積法。湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ω兩方程湍流模型,計(jì)算離散精度為二階。

本文中吹風(fēng)比定義為

M=ρcuc/(ρhguhg)

(1)

式中:ρc、ρhg為冷卻氣體和主流流體進(jìn)口處的密度;uc、uhg為冷卻氣體和主流流體進(jìn)口處的速度。

絕熱冷卻效率定義為

ηaw=(Thg-Taw)/(Thg-Tc)

(2)

式中:Taw為絕熱材料壁面的溫度;Thg、Tc為主流高溫流體和冷卻氣體進(jìn)口處的溫度。

能量損失系數(shù)定義為

(3)

式中:Ps2、Pt2為出口靜壓和總壓;Pt1、Ptc為主流流體和冷卻氣體進(jìn)口總壓;mhg、mc為主流流體與冷卻氣體的流量;Tt1、Ttc為主流流體和冷卻氣體的進(jìn)口總溫;k為比熱容。

主流總壓損失系數(shù)定義為

φ=2(Pt1-Pt2)/(ρu2)

(4)

式中:u為出口氣流平均速度。

2 結(jié)果分析

2.1 冷卻通道的流量系數(shù)和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

本文冷卻通道中的流量系數(shù)定義為

(2k/(k-1)RTtc[(Ptc/P3)k-1/k-1])1/2}

(5)

式中:P3為狹縫出口的靜壓;A3為狹縫出口的面積;R為氣體常數(shù)。

圖4給出了冷卻通道內(nèi)流量系數(shù)與吹風(fēng)比的關(guān)系。采用k-ω和SSTk-ω湍流模型計(jì)算得到的流量系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合良好,偏小3%左右,而采用k-ε湍流模型計(jì)算得到的流量系數(shù)比實(shí)驗(yàn)值偏大10%左右。

圖4 冷卻通道內(nèi)流量系數(shù)與吹風(fēng)比的關(guān)系

圖5 肋2表面靜壓孔位置及壓力比的分布

圖5給出了肋2表面靜壓孔位置及壓力比的分布,從圖中可以看出,采用k-ω和SSTk-ω湍流模型計(jì)算得到的靜壓孔位置x1、x2、x3、x4處的壓力比Pi/Ptot,L1基本一致,均與實(shí)驗(yàn)值吻合良好,而采用k-ε湍流模型計(jì)算得到的壓力比值比實(shí)驗(yàn)值大。由此可見:采用k-ω和SSTk-ω湍流模型比采用k-ε湍流模型計(jì)算得到的冷卻通道流量系數(shù)和肋2表面壓力分布結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合得更好。

圖6給出了能量損失系數(shù)及主流總壓損失系數(shù)與吹風(fēng)比的關(guān)系。從圖中可以看到,主流總壓損失系數(shù)隨著吹風(fēng)比的增大而逐漸減小,總體能量損失系數(shù)基本保持不變。吹風(fēng)比增大時(shí),冷卻氣體與主流流體的速度差減小,摻混過程中的流動(dòng)損失減小,因此主流總壓損失系數(shù)降低,而吹風(fēng)比增大又會(huì)使冷卻通道內(nèi)的流動(dòng)損失增大,綜合作用下得到的總體能量損失系數(shù)基本保持不變。實(shí)際設(shè)計(jì)時(shí),過大的吹風(fēng)比會(huì)對(duì)葉片尾跡流動(dòng)產(chǎn)生很大干擾,降低下級(jí)葉柵進(jìn)口溫度,影響透平級(jí)效率,因此需要根據(jù)具體工況確定合適的吹風(fēng)比。

圖6 損失系數(shù)與吹風(fēng)比的關(guān)系

2.2 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

分別采用100萬、200萬、400萬和800萬的流體域網(wǎng)格來研究網(wǎng)格疏密對(duì)絕熱壁面冷卻效率分布的影響。圖7給出了不同網(wǎng)格數(shù)時(shí),絕熱壁面展向平均冷卻效率的分布。從圖中可以看出,在相同的吹風(fēng)比條件下,采用網(wǎng)格數(shù)為200萬、400萬、800萬的流體域網(wǎng)格計(jì)算得到的絕熱壁面冷卻效率分布基本一致,最終本文采用400萬的流體域網(wǎng)格對(duì)尾緣狹縫內(nèi)的流動(dòng)傳熱特性進(jìn)行研究。

2.3 數(shù)值方法的驗(yàn)證

圖8給出了采用不同湍流模型時(shí),絕熱壁面展向平均冷卻效率分布。在x/H為0～4之間的區(qū)域,采用k-ε、k-ω和SSTk-ω這3種湍流模型計(jì)算得到的絕熱壁面展向平均冷卻效率變化規(guī)律與實(shí)驗(yàn)結(jié)果規(guī)律一致,均是隨著x/H的增大而逐漸增大;在x/H>4時(shí),實(shí)驗(yàn)得到的絕熱壁面冷卻效率逐漸下降,而數(shù)值計(jì)算結(jié)果仍然保持緩慢增長的趨勢(shì),比實(shí)驗(yàn)值偏高?？傮w來看,3種湍流模型中采用k-ω湍流模型的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合較好,與文獻(xiàn)[2]的數(shù)值計(jì)算結(jié)果最接近,準(zhǔn)確度也高于文獻(xiàn)[10]的數(shù)值計(jì)算結(jié)果。

從圖8中可以看到,采用RANS方法計(jì)算得到的絕熱壁面冷卻效率分布規(guī)律均與本文計(jì)算結(jié)果一致。采用RANS方法求解時(shí)得到的絕熱壁面下游區(qū)域的冷卻效率相比實(shí)驗(yàn)結(jié)果偏高,這是由于狹縫出口區(qū)域具有周期性旋渦脫落的非定常流動(dòng)特性[4],如果要對(duì)該區(qū)域的冷卻效率進(jìn)行更加準(zhǔn)確的預(yù)測(cè),則需要使用更加精確的模型,如DES,LES等。

(a)M=0.5 (b)M=0.8 (c)M=1.1圖7 不同網(wǎng)格密度得到的絕熱壁面展向平均冷卻效率分布

(a)M=0.5 (b)M=0.8 (c)M=1.1圖8 不同湍流模型得到的絕熱壁面展向平均冷卻效率分布

2.4 耦合傳熱與純流體域計(jì)算結(jié)果比較

圖9給出了采用耦合傳熱計(jì)算方法與采用流體域計(jì)算方法計(jì)算得到的絕熱壁面展向平均冷卻效率分布。采用流體域計(jì)算時(shí),設(shè)置所有固定壁面溫度為380 K[10]。本文采用純流體域方法計(jì)算得到的絕熱壁面展向平均冷卻效率分布與文獻(xiàn)[10]的數(shù)值計(jì)算結(jié)果基本一致,與文獻(xiàn)[2]的數(shù)值計(jì)算結(jié)果相比總體偏低,與采用耦合傳熱計(jì)算方法得到的結(jié)果相比在M=0.5時(shí)總體較高,在M=0.8、1.1時(shí)總體較低。在M=0.8、1.1時(shí),采用耦合傳熱計(jì)算方法得到的絕熱壁面展向平均冷卻效率與文獻(xiàn)[2]的數(shù)值計(jì)算結(jié)果十分接近,并且與實(shí)驗(yàn)值吻合更好。

(a)M=0.5 (b)M=0.8 (c)M=1.1圖9 不同計(jì)算方法得到的絕熱壁面展向平均冷卻效率分布

圖10給出了采用兩種計(jì)算方法得到的子午面(z/H=3)固體及流體溫度分布。采用耦合傳熱計(jì)算方法得到結(jié)果中,與主流流體接觸的固體表面溫度明顯高于400 K,因此采用流體域計(jì)算時(shí),設(shè)置壁面溫度為380 K會(huì)使計(jì)算得到的主流近壁面區(qū)域溫度較低,主流在開縫出口處與冷卻氣體的摻混溫度也較低。耦合傳熱計(jì)算方法得到的結(jié)果中顯示,吹風(fēng)比增大使得固體內(nèi)平均溫度顯著降低,說明增大吹風(fēng)比對(duì)固體的冷卻效果十分明顯。在3種吹風(fēng)比條件下,耦合傳熱計(jì)算方法得到的肋柱表面的平均溫度分別在400 K,380 K和370 K左右,計(jì)算得到的冷卻氣體的溫度相比于純流體域計(jì)算結(jié)果在M=0.5時(shí)整體較高,在M=0.8時(shí)基本一致;在M=1.1時(shí)整體較低。冷卻氣體溫度分布與肋柱溫度分布規(guī)律相一致,冷卻通道內(nèi)固體表面溫度對(duì)冷卻氣體溫度分布有很大影響。加入固體域進(jìn)行耦合傳熱計(jì)算時(shí),固體表面的溫度分布與采用流體域計(jì)算時(shí)設(shè)定的恒定壁溫條件相差很大,對(duì)主流流體和冷卻氣體溫度分布計(jì)算結(jié)果均有明顯影響。

(a)耦合傳熱計(jì)算結(jié)果

(b)純流體域計(jì)算結(jié)果圖10 子午面固體及流體溫度分布

圖11給出了吹風(fēng)比為0.8時(shí),z/H=1截面上溫度比(T/Thg)的分布。冷卻氣體對(duì)絕熱壁面上游區(qū)域溫度的影響,主要是通過冷卻氣體在冷卻通道下壁面附近存在的熱邊界層的作用。冷卻氣體在冷卻通道內(nèi)被加熱,呈現(xiàn)出兩側(cè)近壁面溫度高、中間溫度低(與進(jìn)口溫度相差不大)的分布規(guī)律。冷卻氣體在通過狹縫出口時(shí),絕熱壁面附近氣體仍具有較高的溫度,在流動(dòng)過程中近壁面氣體溫度逐漸降低。因此,在1點(diǎn)處絕熱壁面溫度Tw1最高,冷卻效率較低,沿著流動(dòng)方向冷卻效率逐漸增大。在5點(diǎn)附近區(qū)域的氣流溫度最低,存在冷卻效率的最大值。在6點(diǎn)位置以后,主流高溫氣體開始作用到絕熱壁面,使絕熱壁面溫度持續(xù)增大,冷卻效率下降。

圖11 z/H=1截面溫度比(T/Thg)分布

圖12給出了兩種計(jì)算方法得到的絕熱壁面冷卻效率分布。采用純流體域計(jì)算時(shí),由于壁面溫度均設(shè)置恒定,在不同吹風(fēng)比條件下形成的熱邊界層相差不大,因此絕熱壁面冷卻效率分布基本一致。采用耦合傳熱計(jì)算方法時(shí),隨著吹風(fēng)比的增大,固體溫度逐漸降低,所形成的熱邊界層溫度逐漸降低,作用距離縮短,因此在狹縫出口處絕熱壁面的冷卻效率逐漸增大,低冷卻效率區(qū)域逐漸減小,高冷卻效率區(qū)域逐漸增大并向絕熱壁面上游移動(dòng)。

(a)耦合傳熱計(jì)算 (b)純流體域計(jì)算圖12 絕熱壁面冷卻效率分布

熱邊界層只存在于偏離肋柱即z/H為0～2和z/H為4～6之間的區(qū)域,主要是這些區(qū)域冷卻氣流具有比較明顯的層流流動(dòng),而在z/H為2～4之間的區(qū)域由于肋柱的作用而存在十分復(fù)雜渦系結(jié)構(gòu),流動(dòng)換熱情況比較復(fù)雜。在肋柱背風(fēng)面低壓的作用下,冷卻氣體流經(jīng)肋柱后存在一個(gè)向中間偏轉(zhuǎn)并加速的過程,造成等冷卻效率線沿流動(dòng)方向存在兩處明顯的突出。部分偏轉(zhuǎn)氣體會(huì)在x/H為2左右的區(qū)域形成旋渦,并帶動(dòng)一部分氣體反向流向肋柱,因此在z/H為2.5～3.5、x/H為0～2之間區(qū)域的冷卻效率與x/H為2附近的冷卻效率基本一致,等冷卻效率線存在一個(gè)與流動(dòng)方向相反的突出。在z/H為2.5～3.5之間區(qū)域,受肋柱背風(fēng)面低壓的影響,主流流體會(huì)更快地作用到絕熱壁面上。從圖10可以看到,隨著吹風(fēng)比的增大,絕熱壁面z/H為2.5～3.5之間的下游區(qū)域冷卻效率顯著增大。吹風(fēng)比增大,使得冷卻氣體的流速提高,可以有效減輕主流流體對(duì)絕熱壁面直接沖擊,改善絕熱壁面上的氣膜冷卻效果。

綜上,冷卻氣體溫度分布尤其是絕熱壁面上游熱邊界層的溫度分布,對(duì)絕熱壁面冷卻效率的分布有很大影響。只有采用包含固體域和流體域的耦合傳熱計(jì)算方法,考慮流體與固體之間的耦合傳熱作用,才能更好地模擬狹縫出口區(qū)域冷卻氣體的溫度場(chǎng)以及絕熱壁面的冷卻效率分布。

2.5 唇厚對(duì)絕熱壁面冷卻效果的影響

采用k-ω湍流模型及耦合傳熱方法研究不同開縫唇厚(t/H=0.25,0.5,1,1.5)對(duì)尾緣開縫結(jié)構(gòu)出口絕熱壁面冷卻效果的影響。圖13給出了吹風(fēng)比為0.8、不同唇厚時(shí),絕熱壁面展向平均冷卻效率的分布。

圖13 絕熱壁面展向平均冷卻效率分布

在x/H為0～3的區(qū)域,不同唇厚時(shí),絕熱壁面展向平均冷卻效率基本一致,在x/H>3的區(qū)域,t/H增大時(shí)冷卻效率稍微增大。t/H為1和1.5時(shí),得到的冷卻效率相差很小。說明適當(dāng)增大唇厚可以改善狹縫出口區(qū)域冷卻效果,但是唇厚增大到一定程度時(shí),冷卻效果不再有效改善。

圖14給出了吹風(fēng)比為0.8,不同唇厚時(shí),絕熱壁面上的冷卻效率的分布情況。唇厚對(duì)絕熱壁面冷卻效率的影響主要集中在z/H為2.5～3.5之間區(qū)域,其他區(qū)域的冷卻效率分布基本一致。

(a)t/H=0.25 (b)t/H=0.50

(c)t/H=1.00 (d)t/H=1.50圖14 絕熱壁面冷卻效率分布

圖15給出了能量損失系數(shù)及總壓損失系數(shù)與唇厚的關(guān)系。從圖中可以看到,能量損失系數(shù)及總壓損失系數(shù)均隨著唇厚的增大而增大。適當(dāng)增加唇厚雖然可以使狹縫出口區(qū)域的冷卻效率有所提升,但是要以較大的流動(dòng)損失為代價(jià)。在實(shí)際設(shè)計(jì)過程中,通常需要根據(jù)葉片尾緣的具體結(jié)構(gòu)來選取適當(dāng)?shù)拇胶?來滿足冷卻、流動(dòng)、強(qiáng)度等方面的要求。

圖15 損失系數(shù)與唇厚的關(guān)系

圖16、17分別給出了M=0.8,不同唇厚結(jié)構(gòu)的計(jì)算結(jié)果中,z/H=1和z/H=3這兩個(gè)截面的溫度比(T/Thg)和速度比(U/Uhg)的分布。從圖16可知,唇厚的增大使冷、熱氣流開始混合的位置后移,但是對(duì)溫度的整體分布規(guī)律以及熱邊界層的影響較小,只是增加了溫度梯度的高度。因此,不同唇厚時(shí),絕熱壁面z/H為0～2和z/H為4～6之間區(qū)域的冷卻效率分布規(guī)律基本一致。從z/H=3截面的溫度比分布可以看到絕熱壁面表面附近的低溫區(qū)域顯著增大,唇厚的改變主要影響了該位置附近的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

(a)z/H=1 (b)z/H=3圖16 各截面溫度比(T/Thg)分布

(a)z/H=1 (b)z/H=3圖17 各截面速度比(U/Uhg)分布

從圖17中可以看到,在z/H=1截面,主流流體和冷卻氣體高速流過臺(tái)階,并在臺(tái)階處形成了兩個(gè)方向相反的旋渦。在肋柱背風(fēng)面低壓的驅(qū)動(dòng)下,這兩個(gè)旋渦在自身旋轉(zhuǎn)的同時(shí)還會(huì)向肋柱附近逐漸移動(dòng)。由于主流流速比冷卻氣體流速高很多,因此在出口臺(tái)階處形成的旋渦的流體主要來自冷卻氣體。唇厚的增大使得在狹縫出口臺(tái)階處形成的旋渦尺度增大,但是對(duì)絕熱壁面附近的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)影響較小,因此不同唇厚時(shí)形成的熱邊界層相差不大。

圖18給出了x/H=1截面的流線分布。從圖中可以看到,z/H=1截面臺(tái)階處形成的兩個(gè)旋渦發(fā)展至z/H=3截面附近時(shí),下部的旋渦會(huì)脫離臺(tái)階向下游偏轉(zhuǎn),并與肋柱背風(fēng)面形成的旋渦相互作用,形成更加復(fù)雜的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。從圖18中可以看到,z/H=3截面兩側(cè)各存在兩個(gè)旋渦,由于臺(tái)階背風(fēng)面區(qū)域氣體流速很低,在兩側(cè)旋渦的作用下氣流速度會(huì)稍微增大,因此在圖17,z/H=3截面的速度比分布中,對(duì)應(yīng)旋渦的位置出現(xiàn)局部高速區(qū)域。

圖18 x/H=1截面流線分布

從圖17,z/H=3截面的流線分布可以看到,唇厚的增大,使流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生了顯著變化。在t/H=0.25和0.5時(shí),唇厚較小,主流流體的作用較強(qiáng),在狹縫出口臺(tái)階處只存在一個(gè)由主流驅(qū)動(dòng)形成的順時(shí)針旋轉(zhuǎn)的旋渦,冷卻氣體驅(qū)動(dòng)產(chǎn)生的旋渦發(fā)生偏轉(zhuǎn)向下游流動(dòng)。唇厚的增大使得主流流體與冷卻氣體之間的距離增大,相互作用減弱。在t/H=1和1.5時(shí),主流流體在臺(tái)階處的作用減弱,僅帶動(dòng)部分流體發(fā)生偏轉(zhuǎn)流動(dòng),未形成明顯旋渦。在t/H=1.5時(shí),冷卻氣體驅(qū)動(dòng)形成的旋渦得到充分發(fā)展,分出一部分氣體向下游偏轉(zhuǎn)流動(dòng)后,在臺(tái)階處仍能保持著旋渦形式。在t/H=1.5時(shí),由于流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化,所以絕熱壁面上冷卻效率分布的規(guī)律有很大不同。從圖17可以看到,在絕熱壁面x/H為1～2之間的區(qū)域仍然受x/H=2處旋渦反向流動(dòng)的作用,但是在x/H為0～1之間的區(qū)域受到了來自臺(tái)階處旋渦的沖擊作用,由于臺(tái)階溫度較高,使得該區(qū)域冷卻效率相對(duì)其他唇厚的計(jì)算結(jié)果較低。絕熱壁面z/H為2.5～3.5,x/H>3的區(qū)域冷卻效率主要受主流高溫流體的影響。主流流體在肋柱背風(fēng)面低壓的作用下會(huì)更早作用到絕熱壁面,引起冷卻效率下降。唇厚的增大顯著增大了主流流體與絕熱壁面的距離,減弱了主流流體對(duì)絕熱壁面的直接沖擊。從圖14中可以看到,絕熱壁面z/H為2.5～3.5,x/H>3之間的區(qū)域,冷卻效率隨著唇厚的增大逐漸增大,冷卻效果改善。

3 結(jié) 論

采用包含流體域和固體域的耦合傳熱數(shù)值求解方法,研究了壓力側(cè)開縫結(jié)構(gòu)對(duì)典型燃?xì)馔钙饺~片尾緣冷卻性能的影響,比較了與純流體域計(jì)算結(jié)果之間的差異,研究了吹風(fēng)比和唇厚對(duì)尾緣開縫出口區(qū)域冷卻效果的影響,得到如下結(jié)論:

(1)當(dāng)吹風(fēng)比為0.5、0.8和1.1時(shí),尾緣開縫結(jié)構(gòu)內(nèi)冷卻通道的流量系數(shù)基本保持在0.7左右,能量損失系數(shù)基本保持在4%左右,主流總壓損失系數(shù)分別為5.7%、5.3%和4.3%左右;

(2)與流體域、設(shè)置壁面溫度恒定的計(jì)算方法相比,采用耦合傳熱計(jì)算方法、考慮流體與固體之間的耦合傳熱作用時(shí),在高吹風(fēng)比下可以更好地模擬狹縫出口區(qū)域冷卻氣流的溫度場(chǎng)以及絕熱壁面冷卻效率的分布;

(3)增大吹風(fēng)比可以有效增強(qiáng)冷卻通道內(nèi)的對(duì)流換熱,改善開縫出口區(qū)域的氣膜冷卻效果,減少主流流體的總壓損失,但是會(huì)增加冷卻通道內(nèi)的壓力損失;

(4)開縫唇厚的增大使主流流體遠(yuǎn)離絕熱壁面,由此減弱了主流流體對(duì)絕熱壁面的直接沖擊,改善了尾緣開縫出口區(qū)域的氣膜冷卻效果,但是會(huì)使能量損失和主流總壓損失增大。

[1] HORBACH T, SCHULZ A, BAUER H J, et al. Trailing edge film cooling of gas turbine airfoils-effects of ejection lip geometry on film cooling effectiveness and heat transfer [J]. Journal of Heat Transfer, 2010, 41(8): 849-865.

[2] MARTINI P, SCHULZ A, WHITNEY C F, et al. Experimental and numerical investigation of trailing edge film cooling downstream of a slot with internal rib arrays [J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers: Part A Journal of Power and Energy, 2003, 217(4): 393-401.

[3] TASLIM M E, SPRING S D, MEHLMANN B P, et al. An experimental investigation of film cooling effectiveness for slots of various exit geometries [C]∥26th AIAA/SAE/ASME/ASEE Joint Propulsion Conference. Reston, VA, USA: AIAA, 1990: 2266.

[4] HOLLOWAY D S, LEYLEK J H, BUCK F A, et al. Pressure side bleed film cooling: part 2 unsteady framework for experimental and computational results, GT2002-30472 [R]. New York, USA: ASME, 2002.

[5] AMES F, FIALA N, JOHNSON J, et al. Gill slot trailing edge heat transfer: effects of blowing rate, Reynolds number, and external turbulence on heat transfer and film cooling effectiveness, GT2007-27397 [R]. New York, USA: ASME, 2007.

[6] FIALA N, JASWAL I, AMES F, et al. Letterbox trailing edge heat transfer: effects of blowing rate, Reynolds number, and external turbulence on heat transfer and film cooling effectiveness, GT2008-50474 [R]. New York, USA: ASME, 2008.

[7] MARTINI P, SCHULZ A. Experimental and numerical investigation of trailing edge film cooling by circular wall jets ejected from a slot with internal rib arrays [J]. ASME Journal of Turbomachinery, 2004, 126(2): 229-236.

[8] MARTINI P, SCHULZ A, BAUER H J, et al. Film cooling effectiveness and heat transfer on the trailing edge cut-back of gas turbine airfoils with various internal cooling designs [J]. ASME Journal of Turbomachinery, 2006, 128(1): 196-205.

[9] MARTINI P, SCHULZ A, BAUER H J, et al. Detached eddy simulation of film cooling performance on the trailing edge cut-back of gas turbine airfoils [J]. ASME Journal of Turbomachinery, 2006, 128(2): 292-299.

[10]EFFENDY M, YUFENG Y, JUN Y, et al. Comparison study of turbine blade with trailing-edge cutback coolant ejection designs [C]∥51st AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston, VA, USA: AIAA, 2013: 0548.

[11]徐虹艷, 張靖周, 譚曉茗. 渦輪葉片尾緣內(nèi)冷通道旋流冷卻特性 [J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2014, 29(1): 59-66. XU Hongyan, ZHANG Jingzhou, TAN Xiaoming. Vortex cooling performance in internal cooling channel of turbine blade trailing edge [J]. Journal of Aerospace Power, 2014, 29(1): 59-66.

[12]周超, 常海萍, 崔德平, 等. 渦輪葉片尾緣斜劈縫氣膜冷卻數(shù)值模擬 [J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2006, 38(5): 583-589. ZHOU Chao, CHANG Haiping, CUI Deping, et al. Numerical investigation of the cooling flow downstream of a turbine guide vane trailing edge slot [J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2006, 38(5): 583-589.

[13]王掩剛, 劉波, 姜健, 等. 渦輪葉片尾緣開縫噴氣的數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究 [J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2006, 21(3): 474-479. WANG Yangang, LIU Bo, JIANG Jian, et al. Experiment and numerical simulation investigation of turbine blade with trailing edge ejection [J]. Journal of Aerospace Power, 2006, 21(3): 474-479.

[14]王掩剛, 劉波, 曹志鵬. 噴氣流與柵后流場(chǎng)摻混及干擾效應(yīng)的探討 [J]. 推進(jìn)技術(shù), 2002, 23(3): 223-225. WANG Yangang, LIU Bo, CAO Zhipeng. Mixing process in symmetry trailing edge slot for a turbine blade [J]. Journal of Propulsion Technology, 2002, 23(3): 223-225.

[本刊相關(guān)文獻(xiàn)鏈接]

姚爾人,王煥然,席光.一種壓縮空氣儲(chǔ)能與內(nèi)燃機(jī)技術(shù)耦合的冷熱電聯(lián)產(chǎn)系統(tǒng).2016,50(1):22-27.[doi:10.7652/xjtuxb201601004]

郭濤,管志成,孫光普,等.調(diào)頻振子-液體聯(lián)合水平減振的流固耦合機(jī)理研究.2016,50(1):28-33.[doi:10.7652/xjtuxb 201601005]

胡鵬,王偉,鄧康耀,等.排氣再循環(huán)與燃燒邊界條件耦合對(duì)增壓汽油機(jī)有效熱效率的影響.2016,50(1):34-40.[doi:10.7652/xjtuxb201601006]

丁文俊,宋保維,毛昭勇,等.海洋動(dòng)能發(fā)電裝置在水下探測(cè)航行器的安裝位置對(duì)發(fā)電性能的影響.2016,50(1):108-114.[doi:10.7652/xjtuxb201601017]

白浩,王伊卿,董霞,等.Ti6Al4V鈦合金脈沖激光拋光微裂紋產(chǎn)生機(jī)理與尺寸特征研究.2015,49(12):117-123.[doi:10.7652/xjtuxb201512019]

宋明毅,吳偉烽,李直.汽車空調(diào)壓縮機(jī)氣閥運(yùn)動(dòng)規(guī)律模擬.2015,49(12):144-150.[doi:10.7652/xjtuxb201512023]

祝培源,郭振東,陳紅梅,等.排汽缸全局氣動(dòng)優(yōu)化及設(shè)計(jì)知識(shí)挖掘方法.2015,49(11):26-32.[doi:10.7652/xjtuxb2015 11005]

李彪,李黎川.新型磁鏈觀測(cè)算法及其在永磁同步電機(jī)無位置傳感器控制中的應(yīng)用.2015,49(11):102-109.[doi:10.7652/xjtuxb201511017]

康樂,胡欲立,張克涵.水下磁諧振式無線電能傳輸系統(tǒng)的分析與設(shè)計(jì).2015,49(10):41-47.[doi:10.7652/xjtuxb201510 007]

(編輯 趙煒 苗凌)

Numerical Investigations on the Cooling Performance of Trailing Edge Cutback in Gas Turbine Blade

GAO Yan,YAN Xin,LI Jun

(Institute of Turbomachinery, Xi’an Jiaotong University, Xi’an 710049, China)

A conjugate heat transfer method, which takes both the fluid and solid domains into consideration, was utilized to investigate the effect of pressure side cutback geometry on the cooling performance in a typical gas turbine blade. In order to validate the present numerical methods, the computed film cooling coefficient and pressure were compared with the experimental data. After the reliability and accuracy of the numerical method have been demonstrated, the influence of blowing ratio and lip thickness on the cooling performance was studied in detail. It shows that, among the selected three standardk-εturbulence model,k-ωturbulence model and SSTk-ωturbulence model, thek-ωturbulence model has superior accuracy in predicting the cooling performance of the blade trailing edge cutback. The conjugate heat transfer method considering both fluid domain and solid domain could properly resolve the temperature distributions near the cutback lip. As the blowing ratio increases, the convection heat transfer in the blade cutback channel is enhanced, and the corresponding film cooling coefficients are increased at the cutback outlet. If the height of the ejection slot is fixed, the scale of the vortices at the slot exit is increased with the increase of lip thickness. Such flow pattern reduces the impact effect of mainstream to the trailing edge cutback, which leads to a slight improvement of the overall cooling effectiveness at the cutback outlet region. However, the loss coefficient of the whole flow region is inevitably increased.

trailing edge cutback; conjugate heat transfer; blowing ratio; lip thickness

10.7652/xjtuxb201603005

2015-06-20。 作者簡(jiǎn)介:高炎(1991—),男,博士生;晏鑫(通信作者),男,副教授。

時(shí)間:2015-12-28

http:∥www.cnki.net/kcms/detail/61.1069.T.20151228.1956.002.html

TK11

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:0253-987X(2016)03-0029-09