涡轮气冷技术研究进展

韩 俊，王松涛，王仲奇

(哈尔滨工业大学 发动机气体动力研究中心，哈尔滨 150001)

0 引言

燃气轮机可以应用于航空器推进器、陆用发电和各种工业用途。燃气轮机的热效率和功率输出随着涡轮进口温度的提高而增加，提高涡轮进口温度是改善燃气轮机发动机的关键技术之一。就目前航空燃气涡轮叶片可用的高温合金材料而言，叶片的工作温度远高于材料的许用温度，为了保证涡轮叶片在高温燃气环境下安全可靠地工作，就必须对叶片采取冷却和热防护措施。气冷技术是提高燃气初温，保证涡轮效率的关键技术。

上个世纪60年代，国内外众多学者已经开始对涡轮气冷技术进行大量的研究工作，包括实验研究和数值模拟研究，成果主要集中于如何控制冷却气体喷射的流量、方向、角度，优化涡轮内部的冷却结构，冷却气体对涡轮气热耦合性能的影响。

1 涡轮气冷技术实验研究

NASA Lewis研究中心的Prust等人就率先开展了有关冷气喷射对涡轮气动性能研究的系列实验研究工作［1－2］，针对二维平面涡轮导向器叶栅，分别研究了尾缘结构、冷气孔结构等对涡轮叶栅流动损失的影响。尾缘冷气喷射能够明显地影响涡轮叶栅的效率。Prust等人还研究了位于叶片吸力面和压力面不同位置上的12列气膜孔单独排出冷却空气时的涡轮叶栅气动性能，实验结果表明不同位置气膜孔的冷气喷射对涡轮叶栅效率的影响是有差别的。Prust等测量得到的位于叶片不同位置的冷却孔单独冷气喷射时，涡轮叶栅效率的测量结果［3］。

Tabakoff和Hamed研究了吸力面和压力面冷气喷射对掺混损失和涡轮效率的影响［4］，通过改变叶片压力面、吸力面和尾缘处的喷射孔位置和角度发现，当冷气的质量流量比大于0.6%时，尾缘喷射引起的总压损失较低。MacMartin和Norbury［5］在一个6通道的平面叶栅上，测量了尾缘喷射流动损失，研究的涡轮叶栅轴向弦长为76.2 mm，出口马赫数为1.2，冷气为空气，冷气流量为主流流量的6%，并基于简单的无粘预测分析模型对实验结果进行了分析，结果表明流动损失远远超过预测值。Kline［6］等则针对8组叶栅，实验研究了发散冷却孔大小、方向和位置对流动损失的影响。在叶型周围共开了45列发散冷却孔(其中前缘点和尾缘点各1列，吸力面23列，压力面 20列)，孔径为 0.254 mm和0.356 mm两种，小孔方向与叶型表面的夹角为35°、45°和 55°，与主流方向的夹角为 0°、45°和 90°。实验的速度系数为0.6～0.94，冷却空气与主流进口总压比为1.0～1.5。

Von Karman研究院Sieverding等针对跨音速涡轮叶栅尾缘冷气喷射，开展了系列的实验研究工作，深入研究了尾缘冷气喷射对叶栅尾缘底部压力的影响［7－9］。首先研究了模拟跨音速涡轮叶栅压力分布的平板尾缘流动问题(平板厚度为5 mm)，重点研究了极限负荷情况下(尾缘激波正好不能打到相邻叶片尾缘处)，这时在叶片吸力面不存在激波－附面层干扰。由于实验件尺寸较大，因此可以对尾缘流动细节进行详细测量。Sieverding等人的研究工作，使得对尾缘流动机理有了很好的理解。但是，由于其结构不能模拟实际叶栅结构和流动条件，因此，Sieverding之后分别进行了尾缘冷气喷射情况下单个直叶型(弦长为234.5 mm)以及5通道叶栅(弦长为64.6 mm，转折角为65°，出口马赫数为0.48～1.34)的流动实验研究，随着叶片尾缘劈缝冷气喷射进入主流，一开始冷气喷射会使得底部压力增大，然后随着冷气流量的增大，底部压力开始降低，冷气喷射下的最大底部压力大于无冷气喷射时的底部压力。而且还发现，应用直板得到的底部压力关联公式仍然是有效的。

Kost和Holmes［10］研究了具有不同尾缘厚度的跨音速涡轮叶栅尾缘冷气喷射条件下的叶栅流动损失。在大冷气流量比(冷气流量接近达到主流4%～6%)的条件下，厚尾缘叶片与薄尾缘叶片的流动特征是相似的。

Yamamoto 等人［11］根据 Tabakoff和 Hamed［4－6］等的研究思想，对冷气掺混条件下的涡轮叶栅气动力学性能的研究工作更加深入和细致，通过改变压力面、吸力面和尾缘处喷射孔的位置和方向，对叶栅冷气混合损失进行了深入的研究。Oxford大学Mee［12］则实验研究了一个6通道叶栅的流动损失(冷气采用空气与二氧化碳混合气体)，叶片轴向弦长为86 mm，出口马赫数为0.99，转折角为110°，相对冷气流量比最大达到2.5%，冷气孔的形状有多种形式。Mee发现损失系数随冷气流量的增加而增加，但没有发现最大值。同时发现冷气密度的增加会引起流动损失的增加，采用动量通量比采用质量流量能更好的关联实验数据。

德国宇航院(Gottingen)Kapteijn［13］等对一高压涡轮导向叶片平面叶栅(弦长为72 mm，转折角为70°，出口马赫数为0.7～1.2)进行了两种不同尾缘冷气喷射结构的研究，一种是尾缘喷射结构(全劈缝)、一种是在叶片尾缘压力面(半劈缝)喷射结构，分别应用空气和二氧化碳(密度比是1.5)作为冷气，冷气流量比最大达到4%，研究发现，两种冷气喷射结构对底部压力的影响都不大，但是半劈缝冷气喷射方式产生的流动损失明显增大(总的损失系数增大5%到7%)，而且半劈缝冷气喷射方式同时也产生了较大的气流转折角。

Friedrichs［14］研究了端壁气膜冷却的气动热力学问题，给出了不冷却端壁和冷却端壁滞止压力损失和二次流形态图。随着吹风比的增加，通道涡似乎被限制在更接近端壁的范围内，通道涡的中心随吹风比的增加而明显下降，由于阻塞效应，冷气喷射会局部影响气膜孔附近的压力场，冷气与主气相互作用，从而影响通道内的压力场。Day等人对具有扇型孔几何结构的导叶在不同的条件下进行了效率测量。实验在环行瞬态叶栅风洞中进行。测量结果表明，冷气喷射产生了较大的气动损失，尾流形状和损失跟冷气喷射的类型和位置有极大的关系。

美国 Cincinnati大学 Rajendran等人［15］在大尺寸涡轮平面叶栅实验装置上，深入研究了尾缘冷气喷射对涡轮叶栅气动性能的影响，实验叶片轴向弦长为140 mm，转折角为130°，研究了具有两种不同尾缘冷却结构形式的叶片，一种是全劈缝，另一种是半劈缝，出口气流马赫数是0.9和1.2，冷气采用空气与六氟化硫混合物。对叶片表面压力分布、尾缘底部压力、出口流场参数分布等均进行了测量。研究表明，冷气喷射对叶片表面压力分布影响较小。底部压力随冷气流量的变化关系与Sieverding得到的结论是一致的。亚音速条件下冷气流量的变化对流动影响要比超音速条件下的影响小，而冷气流量对薄叶片与厚叶片影响的结果是相似的。

2 涡轮气冷技术数值计算研究

Demurem针对一排离散的垂直喷射的喷流进行了一系列数值模拟研究［16］，其工作主要集中在网格尺寸与离散格式对计算结果的影响方面，研究结果表明，对于任意网格，QUICK格式产生的数值粘性小，这种格式比低阶杂交格式计算结果好。Demurem指出，数值解对喷流出口边界条件很敏感。他将计算结果与实验数据的差别归因于采用各向同性ε－k湍流模型。

Leylek和Zerkle第一次进行了真实气膜冷却与主流流场耦合的计算，计算域包括冷气腔、气膜孔内流场与主流流场［17］，研究工作的主要目的是发展适合的燃气涡轮气膜冷却流场的计算模型，数值模拟基于Pietrzyk和Sinha等人的实验研究工作，计算的气膜孔长度与直径比范围是3.5和1.75(属于短尺寸结构)，研究发现冷气腔、气膜孔与主流三个流动区域存在较强的耦合，而在气膜孔内存在非常复杂的流动结构，引起喷流出口条件随流量比的变化而显著变化。计算中，他们采用的是单块的结构化网格，因而在喷流出口区域获得一个加密的、高质量的网格非常困难，而且计算格式采用低阶杂交格式，导致了数值误差较大。

Weigand 和 Harasgama［18］应用自适应非结构化网格进行了气冷涡轮叶片流场计算，计算了一个具有多个气膜孔的完整涡轮叶片，并考虑了旋转效应，由于计算量非常大，因此应用了相对于喷流尺寸来说非常粗的网格，由于网格的限制，使用叶片表面的网格线模拟气膜孔。由于其研究工作重点并不是冷气喷射与主流干涉，因此，还无法评价自适应非结构化网格的性能。

Garg和Gaugler［19］证明了喷流出口条件对下游流场计算结果的重要性，他们应用1/7次方率和多项式的喷流出口速度与温度分布剖面模拟了三种不同的叶片结构，结果表明由于出口剖面不同引起的下游换热系数可能产生60%的差别，但其工作的重点主要在传热计算方面。

Kubo等人［20］发表了应用计算预测冷气掺混损失的研究工作，应用CFD方法对导叶平面叶栅气膜孔冷气喷射造成的总压变化进行了研究，模拟了平面叶栅吸力面和压力面不同轴向位置冷气喷射的情况，应用二维槽缝模拟气膜孔，计算采用了修正的ε－k模型，包括考虑低雷诺数的壁面函数公式。

Clemson大学的 Walters和 Leylek等［21］针对气冷涡轮叶栅的流场和气动性能等问题，开展了系统的数值研究工作。他们在计算方法中有效地减小由于计算模型、几何和网格生成、数值离散以及湍流模型选取等产生的误差，通过计算以及与实验数据的对比分析，认为在目前的计算条件下，通过有效地减小各种误差源，CFD技术可以对气冷涡轮叶栅的流动损失进行预测。认为冷气喷射造成流动损失增加的物理机理来自两个方面，一方面是冷气与主流的掺混损失，另一方面是冷气喷射造成叶型附面层改变带来的损失。在低吹风比情况下，混合损失是主要的，但在高的吹风比情况下，两种损失都是重要的。

Massa等发展了用于涡轮设计可考虑气膜冷却情况的涡轮叶栅非定常粘性流场计算方法和软件［22］，并在计算程序中增加了敏感性分析功能(sensitivity analysis)，与测量结果的比较表明，涡轮叶栅性能预测误差不大于3%。

Leylek等应用所发展的计算方法，研究了气膜冷却对涡轮平面叶栅气动性能的影响［23］。分别计算了叶片前缘区域、吸力面、压力面单排气膜孔的情况，进一步说明了叶片表面冷气喷射引起的叶栅气动损失的物理机理。

李少华，宋东辉，刘建红等数值研究了不同孔型对平板气膜冷却的影响［24］，结果表明簸箕孔和圆锥孔不同程度地抑制了反向涡旋对的产生，提高了射流的附壁性，从而降低了涡旋强度，增强了壁面的冷却效果。郭婷婷，李少华研究了不同出射角度对气膜冷却流场的影响［25］，结果表明射流入射角度α直接影响流场特性。射流垂直入射，在射流喷口背风侧流动存在分离。当α=60°或30°，射流背风侧的尾迹区基本消失，射流对主气流影响区域减小。而当α=－30°时，射流背风侧同时存在尾迹涡和剪切层涡。车德勇，白小元，赵福明等认为，在不同吹风比下，对于 γ =20°，γ =30°，γ =60°，M=0.7 为最佳吹风比，对γ=45°，M=1.0为最佳吹风比。对于空排布局，γ=60°为最佳出口角度，且吹风比M=0.7为最佳吹风比;对于单排布局，γ=45°为最佳出口角度，且吹风比M=1.0为最佳吹风比［26］。

蒋雪辉，赵晓路利用数值计算的方法研究了非定常尾迹对动叶气膜冷却效率的影响［27］。尾迹会使冷却气流的流向发生很大的改变，甚至发生“分流”、“逆流”现象，这一点既和尾迹形成的低速区有关，也和气膜孔的位置有关。非定常尾迹出现在气膜孔周围，并不一定使壁面的温度上升，从而导致气膜冷却效率下降，非定常尾迹冷却气流发生“分流”、“逆流”时，冷却气流向冷却孔上游，会使冷却孔上游的壁面温度下降，从而导致冷却孔上游的气膜冷却效率上升。

李少华，黄慧，郭婷婷研究了横向紊动射流在气－固两相流动中的应用［28］，结果表明:射流孔径的变化对整个流场的影响比较大，射流孔越大的流场，颗粒偏移数目越多，偏移的程度越大;射流比的变化对整个流场的影响也比较大，而且对靠近射流孔附近的颗粒影响显著，射流比越大的工况，颗粒偏移程度越剧烈。

颜培刚，王松涛，冯国泰认为只要减少叶片表面特别是吸力面的喷气量，弯叶片就能够较明显地降低气膜冷却叶栅的能量损失［29］。叶片弯曲能够有效降低有、无冷气的涡轮叶栅的端部损失。当在叶高中部区域冷气喷射位置较少时，应用弯叶片可以获得较好的气动性能，并且能够使端壁喷气的设计方案具有更多的选择余地。

苏生，刘建军，安柏涛对比采用绝热边界与气热耦合两种方法所得结果发现:在数值计算中是否考虑叶片导热，对叶片表面温度的计算有很大影响，对叶片出口绝对气流角也有一定的影响，而对叶片负荷及主流温度的影响则很小［30］。

李少华，张玲，张伟宏认为，前缘复合角度射流对整个吸力面的冷却效率有较大影响，随着吹风比的增大，冷却效率提高。当前缘复合角度为α=30°，β=45°时，压力面的冷却效率随着吹风比的增加而提高;而当前缘复合角度为 α=135°，β=45°时，随着吹风比的增大，压力面的冷却效率却下降［31］。

3 结论

气冷技术是提高燃气初温，保证涡轮效率的关键技术。虽然国内外学者已经对涡轮气冷技术展开大量的研究工作，并取得一定成果，但是在当代先进燃气轮机的实际应用过程中还是遇到诸多问题。如何进一步改善涡轮冷却结构，优化冷却效果，进一步提高涡轮效率，以及探寻工作最优点仍然是今后的研究方向。

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