跨聲速渦輪葉頂間隙流動傳熱特性的數(shù)值研究

杜昆,李軍,2

(1.西安交通大學能源與動力工程學院, 710049, 西安;2.先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心, 100191, 北京)

?

跨聲速渦輪葉頂間隙流動傳熱特性的數(shù)值研究

杜昆1,李軍1,2

(1.西安交通大學能源與動力工程學院, 710049, 西安;2.先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心, 100191, 北京)

針對葉頂間隙的高速泄漏流及復雜的流動問題,采用求解三維Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和S-A湍流模型的方法研究了跨聲速流動條件下渦輪葉片頂部的流動傳熱特性,同時計算分析了葉頂間隙高度和進口湍流強度對頂部流動換熱特性的影響。研究結(jié)果表明:葉頂間隙為0.188%動葉高度(小間隙)時,間隙泄漏流為亞聲速(0.3

跨聲速葉片;葉頂間隙;傳熱特性;進口湍流度;數(shù)值模擬

在現(xiàn)代燃氣輪機中,葉頂附近的高溫燃氣在渦輪動葉頂部與機匣的間隙中形成高速泄漏流,從而導致動葉頂部承受很高的熱負荷[1]。葉頂間隙的高速泄漏流及復雜的流動狀態(tài)使得葉頂區(qū)域的流動換熱機理的研究一直是渦輪葉片流動換熱領(lǐng)域的熱點和難點[2]。無圍帶結(jié)構(gòu)的燃氣輪機高壓渦輪動葉頂部間隙泄漏流馬赫數(shù)可以超過1.5,同時跨聲速間隙泄漏流動對葉片頂部換熱產(chǎn)生很大影響[3]?？紤]到實際中燃氣輪機的安全運行的需要,本文利用數(shù)值方法來研究跨聲速渦輪葉頂間隙處的流動和換熱特性。

科研人員采用實驗測量、數(shù)值模擬與理論分析的方法開展了葉頂間隙流動傳熱特性及其影響因素的研究。Kwak等采用瞬態(tài)液晶技術(shù)在靜止狀態(tài)下實驗研究了GE-E3渦輪葉片平葉頂結(jié)構(gòu)的流動和換熱特性,發(fā)現(xiàn)葉頂表面換熱系數(shù)隨著間隙高度的增大而增大,且葉頂表面換熱系數(shù)要高于端壁面和頂部附近表面[4]。Zhang等研究發(fā)現(xiàn),相比于亞聲速葉頂流動,跨聲速流動在葉頂形成的分離區(qū)域較小,且動葉頂部間隙內(nèi)形成的激波造成葉頂處存在很大的壓力和換熱梯度[5]。Wheeler等研究了亞聲速和跨聲速葉柵泄漏損失,發(fā)現(xiàn)換熱特性隨馬赫數(shù)發(fā)生劇烈變化[6]。Zhang等數(shù)值研究了跨聲速流動條件下葉頂結(jié)構(gòu)造型對其換熱特性的影響,發(fā)現(xiàn)在跨聲速葉柵中前緣處的流動速度小而換熱系數(shù)高,因此通過前緣處造型改變使得前緣處氣流加速從而降低換熱系數(shù)[7]。楊林等采用數(shù)值模擬的方法研究了大膨脹比跨聲速渦輪流動結(jié)構(gòu)及損失[8]。De Maesschalck發(fā)現(xiàn)很少有人研究當葉頂間隙小于0.5%葉高時,葉頂間隙內(nèi)部的流動和換熱特性[9]。Lavagnoli 和De Maesschalck在實驗中發(fā)現(xiàn)當轉(zhuǎn)速較高時無圍帶的動葉頂部間隙常常小于0.5%葉高,因此研究了不同葉頂間隙高度時葉頂間隙的泄漏特性[10]。研究結(jié)果顯示,間隙高度小于0.4%葉高時,葉頂前緣附近出現(xiàn)反向流動,從而引起葉頂前緣附近的流動和換熱特性發(fā)生顯著改變。

高壓渦輪無圍帶動結(jié)構(gòu)的葉頂間隙泄漏流速度可以達到跨聲速,導致葉頂區(qū)域的換熱機理更加復雜且與亞聲速流動條件下具有不同的特性,因此跨聲速條件下渦輪葉頂流動換熱特性的研究需要進一步深入。結(jié)合De Maesschalck所做的工作[9],本文采用數(shù)值計算方法研究跨聲速流動條件下葉頂間隙高度和進口湍流度對渦輪葉頂流動換熱特性的影響,為跨聲速流動條件下渦輪葉頂?shù)脑O計提供參考。

1 數(shù)值方法

本文以Pratt & Whitney公司的跨聲速透平級PW-E渦輪3[11]為研究對象。圖1給出了PW-E3渦輪子午面流道和葉柵通道示意圖。靜葉上端壁為S型端壁,PW-E3渦輪透平級有24個靜葉和54個動葉。圖2給出了PW-E3渦輪動葉的網(wǎng)格,計算網(wǎng)格采用ANSYS-ICEM CFD生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,為防止回流,出口段長度取1.8倍軸向弦長。葉片壁面及葉頂附近區(qū)域均采用O型網(wǎng)格剖分,壁面y+<1,網(wǎng)格數(shù)為1.8×106。采用ANSYS-CFX數(shù)值求解三維Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程方法研究跨聲速流動條件下PW-E3渦輪動葉頂部流動傳熱特性。

(a)葉柵子午面流道

(b)葉柵通道圖1 PW-E3渦輪子午面流道和葉柵通道示意圖

圖2 PW-E3渦輪動葉的數(shù)值計算網(wǎng)格

圖3比較了動葉中葉展處數(shù)值計算和實驗測量[11]的靜壓分布,其中橫坐標是歸一化弦長位置Z,縱坐標是壓力系數(shù)Cps。在吸力面?zhèn)瓤拷熬壧嶴-A湍流模型取得最佳效果,且采用S-A湍流模型可以減少計算時間。文獻[6,9,12-13]都通過不同湍流模型與實驗結(jié)果進行對比,發(fā)現(xiàn)S-A湍流模型在跨聲速葉頂?shù)牧鲃雍蛽Q熱預測中可取得最佳的預測效果,因此本文采用S-A湍流模型來進行跨聲速葉頂流動換熱特性的數(shù)值分析。

圖3 動葉中徑處壓力分布的實驗值與計算結(jié)果比較

2 結(jié)果分析與討論

本文數(shù)值研究了葉頂間隙高度及進口湍流度對跨聲速透平級動葉葉頂區(qū)域的流動和換熱特性的影響。

2.1 葉頂間隙高度的影響

PW-E3渦輪透平級的動葉高度L=60.5 mm,頂部間隙s設計值為0.75%L(s=0.46 mm)。實驗參數(shù)設置為:進口總溫為1 633 K;進口總壓為1.324 MPa;動葉轉(zhuǎn)速為13 232 r/min;進口湍流度為5%;設計葉頂間隙為0.46 mm;壁溫/進口總溫為0.65。

本節(jié)計算分析了不同葉頂間隙條件下的跨聲速葉柵動葉頂部間隙處的泄漏流流動及葉頂換熱特性。本文壁面換熱系數(shù)定義為

(1)

式中:q為壁面熱流密度;Taw是絕熱壁面溫度;T∞是主流進口溫度。

圖4給出了4種葉頂間隙高度下動葉頂部的換熱系數(shù)和葉頂間隙泄漏流馬赫數(shù)分布?？梢钥闯?間隙區(qū)域內(nèi)馬赫數(shù)顯著增大的區(qū)域附近葉頂表面換熱系數(shù)則顯著降低。表1給出了4種葉頂間隙高度下葉頂表面的平均換熱系數(shù)。隨著葉頂間隙高度的增加,間隙內(nèi)泄漏流馬赫數(shù)逐漸增大,頂部平均換熱系數(shù)先減小后增大。小葉頂間隙s=0.188%L時,間隙內(nèi)泄漏流為亞聲速流動(0.3

(a)s=0.188%L (b)s=0.375%L

(c)s=0.75%L (d)s=1.5%L 圖4 4種葉頂間隙高度下葉頂?shù)膿Q熱系數(shù)和間隙泄漏流馬赫數(shù)分布

s·L-1/%h/W·(m2·K)-10188886972037578072307507297171500735157

圖5給出了4種葉頂間隙高度下間隙內(nèi)距離葉頂0.1%L處的溫度分布。隨著葉頂間隙高度的增大,葉頂間隙泄漏流溫度逐漸降低。30%～100%弦長處的間隙泄漏流的馬赫數(shù)隨著葉頂間隙高度的增大而顯著增大,同時該區(qū)域靠近葉頂表面的泄漏流溫度顯著降低。結(jié)合圖4可知,隨著葉頂間隙高度的增大,間隙內(nèi)超聲速流動區(qū)域從尾緣向前緣擴展的同時,該區(qū)域的流體加速引起泄漏流溫度顯著降低,由于本文中數(shù)值計算的葉片表面為恒溫壁面邊界條件設置,因此流體與葉頂表面溫差顯著影響葉頂表面的換熱強度,從而使泄漏流溫度顯著降低,區(qū)域附近的葉頂表面換熱系數(shù)明顯減小。

(a)s=0.188%L (b)s=0.375%L

(c)s=0.75%L (d)s=1.5%L圖5 4種葉頂間隙高度下間隙內(nèi)距葉頂0.1%L處的溫度分布

(a)s=0.188%L (b)s=0.375%L

(c)s=0.75%L (d)s=1.5%L圖6 距葉頂0.1%L處流體的湍流黏性與層流黏性之比和流線分布

圖6為4種葉頂間隙高度下距葉頂0.1%L處的湍流黏性和層流黏性之比(μt/μl)及流線分布。μt/μl表征流動的湍流水平。葉頂間隙區(qū)域內(nèi)的湍流強度隨著葉頂間隙高度的增大而增大,葉頂間隙高度從s=0.188%L增大至s=0.75%L時,葉頂附近泄漏流的湍流強度略微增大。當葉頂間隙高度從s=0.75%L增大到s=1.5%L時,前緣附近間隙泄漏流的湍流水平顯著增強,因此s=1.5%L時葉頂前緣處的換熱相比于s=0.75%L顯著增強。40%～100%弦長處的葉頂間隙區(qū)域,湍流水平?jīng)]有變化而泄漏流溫度顯著降低,大間隙s=1.5%L的區(qū)域換熱系數(shù)小。

圖6中的葉頂附近流線分布顯示葉片上游兩側(cè)的馬蹄渦分支在葉片前緣附近交匯,產(chǎn)生馬鞍點(圖中虛線標識)且馬鞍點附近的葉頂區(qū)域換熱系數(shù)較小。馬鞍點兩側(cè)的流體速度相反,因此該區(qū)域流體速度較小。隨著葉頂間隙高度的增大,馬鞍點逐漸向吸力面?zhèn)纫苿?此外前緣附近次流在動葉前緣上游形成一個順時針旋轉(zhuǎn)的渦A(圖中標識),且隨著葉頂間隙高度的增大渦A逐漸向葉頂前緣靠近。結(jié)合圖4和圖6分析,馬鞍點的位置隨著葉頂間隙高度增大向吸力面?zhèn)纫苿?從而改變前緣附近的葉頂表面換熱系數(shù)分布。

2.2 進口湍流度的影響

本節(jié)探究跨聲速流動條件下不同進口湍流度(Tu)對葉頂換熱特性的影響,其中葉頂間隙s=1.5%L,下面對數(shù)值計算結(jié)果進行分析。

圖7給出了不同進口湍流度時動葉頂部換熱系數(shù)及泄漏流流線。由圖7可見,進口湍流度對于葉頂換熱系數(shù)及葉頂附近泄漏流分布影響不顯著。圖8給出了距葉頂0.1%L處的馬赫數(shù)分布。由圖8可見,2種進口湍流度條件下,葉頂間隙區(qū)域的馬赫數(shù)分布沒有明顯差異。圖9給出了間隙泄漏流的湍流黏性與層流黏性之比分布。

圖7 不同湍流度下間隙泄漏流及葉頂換熱系數(shù)分布

圖8 不同進口湍流度下距葉頂0.1%L處馬赫數(shù)分布

圖9 不同湍流度下葉頂間隙湍流黏性與層流黏性之比分布

表2給出了2種進口湍流度下葉頂表面平均換熱系數(shù)。進口湍流度Tu=10%比Tu=1%的葉頂平均換熱系數(shù)高1.2%。在2種進口湍流條件下,主流區(qū)的湍流水平差異明顯,而葉頂間隙內(nèi)泄漏流的湍流水平?jīng)]有顯著差異。這是由于間隙泄漏流在葉頂間隙內(nèi)急劇加速抑制湍流發(fā)展,因此在不同進口湍流度時,間隙泄漏流湍流水平均較低。

表2 不同進口湍流度下葉頂平均換熱系數(shù)

圖10給出了距葉頂0.1%L處馬赫數(shù)及速度矢量分布云圖。不同進口湍流度條件下葉頂間隙的馬赫數(shù)分布沒有顯著差異,但前緣吸力面?zhèn)鹊臋M向二次流方向有一定變化。在進口湍流強度較大時通道內(nèi)的橫向二次流流動方向更趨近于通流方向,即此時橫向二次流較弱。這是因為當進口湍流度較大時,主流的湍動能較大,因此能夠向端壁附近邊界層內(nèi)的低能流體傳遞能量,使得其慣性增大,從而減弱了在橫向壓力梯度下發(fā)生遷移的趨勢。

圖10 距葉頂0.1%L處馬赫數(shù)及速度矢量分布

3 結(jié) 論

本文通過對跨聲速葉柵頂部間隙流動換熱特性的數(shù)值研究,得到如下結(jié)論。

(1)跨聲速葉柵頂部間隙流動結(jié)構(gòu)隨著間隙高度的增大發(fā)生劇烈變化。小葉頂間隙時s=0.188%L,間隙區(qū)域的流動為亞聲速(0.3

(2)當葉頂間隙從s=0.75%L增大至大間隙s=1.5%L時,30%～100%弦長處的間隙泄漏流為超聲速,且泄漏速度進一步增大,同時葉頂間隙內(nèi)流體溫度降低而前緣附近湍流水平顯著提高,從而葉頂平均換熱系數(shù)增大,因此在大葉頂間隙s=0.75%L時,間隙內(nèi)大部分區(qū)域為超聲速流動。葉頂換熱系數(shù)主要受泄漏流的湍流水平影響,且間隙內(nèi)高馬赫數(shù)區(qū)域換熱系數(shù)明顯小于低馬赫數(shù)區(qū)域。隨著葉頂間隙高度增大,葉頂前緣處馬鞍點位置向吸力面?zhèn)纫苿?從而導致葉頂前緣換熱系數(shù)分布改變。

(3)大間隙s=1.5%L時,間隙泄漏流在頂部間隙處的急劇加速抑制了湍流的發(fā)展,從而間隙泄漏流的湍流水平較低,進口湍流度對葉頂換熱影響很小。當進口湍流度較大時,主流的湍動能較大,從而能夠向端壁附近邊界層內(nèi)的低能流體傳遞能量,使得其慣性增大,減弱了在橫向壓力梯度下發(fā)生遷移的趨勢,因此前緣吸力面?zhèn)鹊亩瘟鳒p弱。

[1] HAN J C, DUTTA S, EKKAD S. Gas turbine heat transfer and cooling technology [M]. Boca Raton, USA: CRC Press, 2012.

[2] BUNKER R S. Axial turbine blade tips: function, design, and durability [J]. Journal of Propulsion and Power, 2006, 22(2): 271-285.

[3] WHEELER A P S, ATKINS N R, HE L. Turbine blade tip heat transfer in low speed and high speed flows [J]. ASME Journal of Turbomachinery, 2011, 133(4): 041025.

[4] KWAK J S, HAN J C. Heat transfer coefficient on a gas turbine blade tip and near tip regions [C]∥Proceedings of 8th AIAA/ASME Joint Thermophysics and Heat Transfer Conference. Reston, VA, USA: AIAA, 2002: 3012.

[5] ZHANG Q, O’DOWD D O, HE L, et al. Overtip shock wave structure and its impact on turbine blade tip heat transfer [J]. ASME Journal of Turbomachinery, 2011, 133(4): 041001.

[6] WHEELER A P S, KORAKIARITIS T, BANNEHEKE S. Tip leakage losses in subsonic and transonic blade-rows [C]∥Proceedings of ASME Turbo Expo 2011. New York, USA: ASME, 2011: GT2011 45798.

[7] ZHANG Q, HE L. Tip-shaping for HP turbine blade aero-thermal performance management [C]∥Proceedings of ASME Turbo Expo 2011. New York, USA: ASME, 2012: GT2012-68290.

[8] 楊林, 曾軍, 譚洪川, 等. 大膨脹比跨聲速渦輪流動結(jié)構(gòu)及損失的數(shù)值研究 [J]. 推進技術(shù), 2014, 35(5): 632-640. YANG Lin, ZENG Jun, TAN Hongchuan, et al. Numerical study on flow structure and loss of large expansion ratio transonic turbine [J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(5): 632-640.

[9] DE MAESSCHALCK C, LAVAGNOLI S, PANIAGUA G. Blade tip carving effects on the aerothermal performance of a transonic turbine [J]. ASME Journal of Turbomachinery, 2015, 137(2): 021005.

[10]LAVAGNOLI S, DE MAESSCHALCK C, PANIAGUA G. Analysis of the unsteady overtip casing heat transfer in a high speed turbine [J]. ASME Journal of Turbomachinery, 2013, 135(3): 031027-1-12.

[11]ROBERT D, THULIN D C, IRWIN D. Energy efficient engine high-pressure turbine detailed design report, NASA-CR-165608[R]. Cleveland, OH, USA: National Aeronautics and Space Administration, 1984.

[12]ZHOU C. Aerothermal performance of different tips in transonic turbine cascade with end-wall motion [J]. AIAA Journal of Propulsion and Power, 2014, 30(5): 1316-11327.

[13]ZHANG Q, HE L. Overtip choking and its implications on turbine blade-tip aerodynamic performance [J]. AIAA Journal of Propulsion and Power, 2011, 27(5): 1008-1004.

[本刊相關(guān)文獻鏈接]

梁衛(wèi)穎,朱惠人,張麗,等.尾緣流量分配對渦輪葉片內(nèi)冷通道換熱影響的實驗研究.2015,49(5):24-29.[doi:10.7652/xjtuxb201505004]

趙曙,朱惠人,郭濤,等.多段轉(zhuǎn)彎連接回轉(zhuǎn)通道的換熱和壓力分布研究.2014,48(10):131-136.[doi:10.7652/xjtuxb 201410021]

趙曙,朱惠人,郭濤,等.出流比及旋轉(zhuǎn)數(shù)對回轉(zhuǎn)通道流動換熱的影響.2014,48(6):117-121.[doi:10.7652/xjtuxb201406 020]

楊亞晶,王萬征.Rijke管熱聲不穩(wěn)定的實驗研究.2014,48(5):21-26.[doi:10.7652/xjtuxb201405004]

趙曙,朱惠人,郭濤,等.旋轉(zhuǎn)帶肋回轉(zhuǎn)通道流動換熱數(shù)值模擬.2014,48(2):125-130.[doi:10.7652/xjtuxb201402021]

李紅才,朱惠人,任戰(zhàn)鵬,等.短周期跨聲速風洞葉柵換熱實驗驗證.2013,47(9):49-54.[doi:10.7652/xjtuxb201309008]

李紅才,朱惠人,任戰(zhàn)鵬,等.短周期風洞上動葉表面壓力和換熱測量.2013,47(3):114-119.[doi:10.7652/xjtuxb201303 021]

(編輯 劉楊 苗凌)

Numerical Investigations on Flow and Heat Transfer Characteristics of Transonic Turbine Blade Tips

DU Kun1,LI Jun1,2

(1. School of Energy and Power Engineering, Xi’an Jiaotong University, Xi’an 710049, China;2. Collaborative Innovation Center of Advanced Aero-Engine, Beijing 100191, China)

The three-dimensional steady Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equation and the Spalart-Allmaras turbulence model are used to investigate the high speed over-tip leakage flow in a transonic turbine stage. Moreover, the influence of inlet turbulence intensity on heat transfer characteristics of top flows is investigated. The turbulence model is validated by a comparison with experimental data. Numerical results show that the blade tip attains the maximum heat transfer coefficient and the tip leakage flow is subsonic (0.3

transonic blade; blade tip; heat transfer performance; inlet turbulence intensity; numerical simulation

2015-08-20。 作者簡介:杜昆(1990—),男,博士生;李軍(通信作者),男,教授,博士生導師。 基金項目:國家自然科學基金資助項目(51376144)。

時間:2016-02-23

10.7652/xjtuxb201604022

V231.1

A

0253-987X(2016)04-0147-06

網(wǎng)絡出版地址:http:∥www.cnki.net/kcms/detail/61.1069.T.20160223.2022.002.html