叶片前缘上游端壁气膜冷却试验研究

蒋文程，　赵志军，　李树元

(上海理工大学 能源与动力工程学院，上海 200093)



叶片前缘上游端壁气膜冷却试验研究

蒋文程，赵志军，李树元

(上海理工大学 能源与动力工程学院，上海 200093)

摘要：在低速高温风洞试验台上采用红外热成像技术研究燃气轮机叶片前缘上游端壁气膜冷却有效度，获得不同吹风比M、不同主流雷诺数下流道端壁气膜孔周围的温度分布.结果表明：随着吹风比不断增大，叶片前缘上游端壁气膜冷却效率不断提高，冷却范围也不断扩大；当M>1.2后，吸力面的前缘上游端壁气膜冷却范围明显大于压力面的前缘上游端壁气膜冷却范围；高雷诺数下主流的端壁气膜冷却效果优于低雷诺数下主流的端壁气膜冷却效果.

关键词：燃气轮机； 叶片前缘； 端壁气膜冷却； 红外热成像技术； 吹风比

为了提高燃气轮机的热效率和功率输出，燃气轮机的进口温度越来越高，目前三菱重工在其2012年技术评审手册[1]中指出的J级M501J重型燃气轮机透平的进口温度达到1 600 ℃左右，燃气-蒸汽联合循环(GTCC)效率能够达到61.5%.然而燃气轮机叶栅流道内端部流动情况十分复杂，端部马蹄涡和通道涡等二次流强化了局部区域的换热，端壁冷却问题越来越受到重视.要减小流道壁面的热应力就需要一种高效的端壁冷却方式.在众多冷却技术中，端壁气膜冷却具有明显的优势和较强的应用前景.相较于上一代的G级M501G燃气轮机，三菱重工在其2013年技术评审手册[2]中发布了在M501J重型燃气轮机上利用最新的气膜冷却技术和最新研发的热障涂层技术(TBC)，可进一步降低叶片表面温度100 K左右.

Langston等[3-5]对二次流模型进行了研究，基本统一二次流模型是通道涡由压力面分支的马蹄涡发展而成的.杨星等[6]在总结已有研究成果的基础上，将端壁上的换热分布分成7个高换热区域，其中就包括前缘高换热区域.刘高文等[7]研究了叶片前缘上游端壁气膜冷却对换热的影响，结果表明端壁传热系数随着吹风比的增大而显著增大.

笔者采用红外热成像技术，对叶片前缘上游端壁气膜冷却效率进行研究.红外热成像技术是一种宽温度范围、非接触式、快速和有效的实时表面温度测量方法.红外热成像技术能够测量端壁表面上的温度分布(以下简称端壁温度分布)，且通过数字图像处理可得到冷却效率的分布，这是气膜冷却试验研究的主要方法.

1试验装置

根据气体动力学原理和风洞结构设计原理，结合目前试验所需风洞品质，设计了直流式、开路、吹气式低速高温风洞.试验装置包括扩散段、稳定段、收缩段和试验段等，由空气压缩机供气，气-气换热器预热空气，电加热器加热主流，如图1所示.

1-气-气换热器；2-电加热器；3-扩散段；4-蜂窝器；5-稳定段；

6-收缩段；7-扩散段；8-试验段；9-红外热像仪.

图1试验装置

Fig.1Schematic diagram of the experimental system

试验系统包括主流供气系统、二次空气供应系统、主流加热系统、测量系统和试验段等.主流供气系统主要由45 kW离心式鼓风机提供常温空气，最大压升为60 000 Pa，最大体积流量为30 m3/min.主流由电加热器加热，设计温度为600 ℃.二次空气供应系统由Rotorcomp公司的DOS201—55空气压缩机提供二次空气，单机功率为55 kW，单机输出气体质量流量为900 kg/h，工作压力为0.9 MPa.储气罐容积为2 m3，工作压力为1.0 MPa[8].红外窗口为直径50 mm、厚度5 mm的圆形窗口，放置在端壁气膜孔的正上方，材料为蓝宝石玻璃，在0.4～6 μm波段，光的透射率在70%以上.叶片前部100 mm和150 mm处分别设有毕托管测点和热电偶测点，叶片尾缘50 mm处设有一个毕托管测点.毕托管外部接有2个压力传感器来测量主流的总压与静压，热电偶为铠装铂铑热电偶，测温范围为0～800 ℃，均布置在试验段中心位置，以保证测量的准确性.管道外层由美国查特深冷工程系统有限公司提供的绝热玻璃纤维保温层包裹进行保温，近似达到绝热壁面条件.试验段进口截面高×宽为60 mm×235 mm，为了更真实地还原燃气轮机内部的气体流动，设计了弧形的流道壁面，叶栅内径最小值Rmin=14 mm,以此来模拟燃气轮机内部的真实叶栅通道，因此试验段的弧形与真实流道的压力面和吸力面相对应，中间放置一个叶片，以此来满足周期性条件，试验段结构如图2所示.

图2　试验段结构

选择NASA C3X叶型进行试验，C3X叶型弦长为144.9 mm，叶片间距为117.7 mm，叶片高度为60 mm，叶片安装角为59.89°，绝对进气角为72.38°.利用NASA 公开叶型数据，得到的叶型图如图3所示.在叶片弦长-10%处开端壁气膜孔，气膜孔为9个直径2 mm的圆形孔，气膜孔中中间的孔圆心与前缘滞止点相对，其余孔呈对称分布.开孔角度为45°，选取节径比为3，即相邻2个气膜孔的中心距离为6 mm.长径比为2.83，即板内气膜孔的长度为5.66 mm，底部外接空腔(内腔)的长×宽×高为56 mm×11 mm×11 mm，中心底部焊接内径为6 mm的圆管，端壁气膜孔分布图如图4所示，端壁剖视图如图5所示.

图3　C3X叶型图

图4　端壁气膜孔分布图

图5　端壁剖视图

2试验

试验采用日本NEC公司生产的TH5104R红外热像仪，红外透射波段为3～5 μm，测温区间为-10～800 ℃，温度分辨率为0.1 K，测量精度为±1.0%.前端壁表面喷涂日本朝日涂料股份有限公司生产的发射率为0.95的耐高温哑光漆，以保证端壁表面近似于黑体.

试验开始时开启主流离心式鼓风机，通过调节鼓风机频率对气体体积流量进行调节，通过压力传感器测得试验段的总、静压，通过计算得到试验段气体的体积流量，当动压稳定后，开启电加热器进行加热.试验段前段布置有铠装铂铑热电偶，并与电加热器电控柜相连，当温度达到试验所需的温度，且保证主流温度5 min内示数波动小于±0.1 K，试验系统达到稳态.此时开启射流，调节至所需射流质量流量，稳定一段时间后开始检测.

3试验图像处理及结果分析

端壁气膜冷却有效度定义为

(1)

式中：ηmeasured为测量的端壁气膜冷却有效度；Tg为主流温度，℃；Tc为冷却空气温度，℃；Tw为有气膜冷却的叶片表面温度，℃.

吹风比M为

(2)

式中：ρc为射流密度，kg/m3；uc为射流流速,m/s；ρg为主流密度, kg/m3；ug为主流流速, m/s.

雷诺数Re为

(3)

式中：b为C3X叶型弦长，m；υ为主流流体运动黏度,m2/s.

本试验的主流质量流量设定为2个对比工况，分别为700 kg/h和900 kg/h，然后在不同质量流量下设定不同的吹风比，获得不同吹风比下的端壁温度分布.首先将主流质量流量开启到700 kg/h，主流温度设定为448 K，Re=76 240，达到稳定后调节二次空气流量来改变吹风比，射流温度为常温303 K，吹风比设定为0.4、0.6、0.8、1.0、1.2、1.4、1.6、1.8、2.0、2.2和2.4.获得红外图像后，调大主流质量流量至900 kg/h，维持现有温度不变，Re=100 382，继续获取吹风比为0.4～2.4时的端壁温度分布.由红外热像仪测量系统得到二维表面温度分布图像，可直接测量温度场，进行对应像素数字信号运算，对应像素与真实尺寸之比为4.5 pixels/mm.

3.1吹风比对端壁气膜冷却的影响

当主流质量流量为700 kg/h时，图6给出了不同吹风比下的端壁温度分布，图7给出了M=2.2时的端壁气膜冷却效率分布.由图6可以看出，随着吹风比的不断增大，叶片前缘上游端壁气膜冷却的区域也不断增大.同时由图7可以看出，冷却效率沿气膜孔的圆心呈发散状下降，离气膜孔距离越近冷却效率越高，前缘滞止点孔径周围冷却效率最高为14.3%，最右端气膜孔周围冷却效率为11.1%，压力面与端壁交界线中部(即离气膜孔距离最远的位置)的冷却效率最低，为7.1%.当吹风比较小时，可以清楚地看到气膜黏附表面而形成的细长冷却区域，反映了射流在流道内的流动情况.

(a)M=0.8

(b)M=1.2

(c)M=1.6

(d)M=2.0

(e)M=2.4

图7　主流质量流量为700 kg/h，M=2.2时的端壁等冷却效率线

Fig.7Isoefficiency of the endwall for mass flow of 700 kg/h and

M=2.2

当M>1.2以后，吸力面的前缘上游端壁气膜冷却范围明显大于压力面的前缘上游端壁气膜冷却范围.由图6(d)和图6(e)可以看出，气膜孔下游相同距离处，吸力面的冷却效率高于压力面的冷却效率.结合端壁二次流模型进行分析，气流流过叶片前缘端部时会产生4个涡：2个马蹄涡(马蹄涡吸力面分支和马蹄涡压力面分支)和2个角涡(吸力面前缘角涡和压力面前缘角涡).马蹄涡压力面分支在前缘运动一小段后就流入了通道涡，合并为更强的通道涡，并没有沿着压力面流动.马蹄涡压力面分支横向通过流道并将大部分冷却工质从流道中间推向吸力面，因此压力面的冷却效率较低.而马蹄涡吸力面分支由于压力梯度的影响，在叶片前缘区域沿着吸力面移动，因此靠近吸力面的冷却射流扩展并不大且沿下游方向流动了较长距离.

3.2雷诺数对端壁气膜冷却的影响

增大主流质量流量至900 kg/h，维持主流温度448 K，射流温度303 K，得到的端壁温度分布与之前的工况进行对比，结果如图8所示.

在不同吹风比下，高雷诺数下主流的端壁气膜冷却效果均优于低雷诺数下主流的端壁气膜冷却效果.这可能是因为较大的雷诺数对应较高的流速，具有较薄的边界层，按理来说应该会强化换热.但是高雷诺数下的流动涡强度小于低雷诺数的流动涡强度，因此削弱了二次流的影响，可以获得更好的冷却效果，在高雷诺数和较薄的边界层下，叶片前缘上游端壁的换热对速度场的反映不如对二次流的反映更加明显，因此高雷诺数下主流具有更好的冷却效果.

随着吹风比的增大，不同雷诺数下主流的端壁气膜冷却效率不断提高，端壁气膜冷却范围也不断扩大，当M<1.0时，端壁气膜冷却范围基本保持在气膜孔附近，且冷却效率较低.当M>1.0时，叶栅前缘端壁能被较好地冷却，且冷却效率均不低于10%.

通过比较每个工况的最高冷却效率差值(即高雷诺数对应的最高冷却效率减去低雷诺数对应的最高冷却效率,见图9)发现，随着吹风比的增大，高雷诺数与低雷诺数下主流端壁的最高冷却效率差值先增大后减小，说明雷诺数对主流端壁气膜冷却效果的影响先增强后减弱.当M<1.8时，雷诺数随着吹风比的增大而增大，在M=1.8时达到最大值，说明M<1.8时雷诺数对端壁气膜冷却的影响在不断增强，当M>1.8时雷诺数对端壁气膜冷却的影响则在不断减弱.

(a) 700 kg/h, Re=76 240, M=0.8

(b) 700 kg/h, Re=76 240, M=1.4

(c) 700 kg/h, Re=76 240,M=2.2

(d) 900 kg/h, Re=100 382, M=0.8

(e) 900 kg/h, Re=100 382, M=1.4

(f) 900 kg/h, Re=100 382,M=2.2

图9　不同吹风比下高低雷诺数对应的最高冷却效率差值

Fig.9Maximum deviation of the film cooling efficiency between high and low Reynolds numbers at different blowing ratios

4结论

(1)端壁气膜冷却效率沿气膜孔的圆心呈发散状下降，离气膜孔距离越近冷却效率越高，离气膜孔距离最远的位置对应的冷却效率最低.

(2)随着吹风比不断增大，叶片前缘上游端壁的气膜冷却效率不断提高，冷却范围也不断扩大.当M>1.2后，吸力面的前缘上游端壁气膜冷却范围明显大于压力面的前缘上游端壁气膜冷却范围.

(3)高雷诺数下主流的端壁气膜冷却效果优于低雷诺数下主流的端壁气膜冷却效果.随着吹风比增大，雷诺数对端壁气膜冷却的影响先增强后减弱.

参考文献：

[1]SATOSHI H. Test results of the world's first 1 600 ℃ J-series gas turbine[J]. Mitsubishi Heavy Industries Technical Review,2012, 49(1):18-23.

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[3]LANGSTON L S. Crossflow in a turbine cascade passage[J]. Journal of Engineering for Power, 1980,102:866-874.

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[6]杨星，刘钊，丰镇平.燃气轮机透平叶片传热和冷却研究：端壁冷却[J].热力透平，2014，43(2)：85-106.

YANG Xing, LIU Zhao, FENG Zhenping. Study on heat transfer and cooling in gas turbine blade: endwall cooling[J]. Thermal Turbine, 2014, 43(2):85-106.

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[8]杨宽，赵志军,戴韧.圆形斜孔气膜冷却性能的试验研究[J]. 动力工程学报,2010,30(11):827-832.

YANG Kuan, ZHAO Zhijun, DAI Ren. Experimental study on film cooling effectiveness of slant holes[J]. Journal of Chinese Society of Power Engineering, 2010, 30(11):827-832.

Experimental Study on Upstream Endwall Film Cooling at Leading Edge of Gas Turbine Blades

JIANGWencheng,ZHAOZhijun,LIShuyuan

(School of Energy and Power Engineering, University of Shanghai for Science and Technology,Shanghai 200093, China)

Abstract：To study the upstream endwall film cooling effectiveness at leading edge of gas turbine blades, experimental tests were conducted in a low-speed high-temperature wind tunnel test rig using infrared thermal imaging technology, so as to obtain the temperature distribution around endwall film holes at different blowing ratios and Reynolds numbers. Results show that both the film cooling effectiveness and the film cooling range increase with the rise of blowing ratio. The leading edge cooling range on suction surface would be larger than on pressure surface when the blowing ratio is more than 1.2. The endwall film cooling effectiveness of main stream at high Reynolds numbers would be better than at low Reynolds numbers.

Key words：gas turbine; blade leading edge; endwall film cooling; infrared thermal imaging technology; blowing ratio

文章编号：1674-7607(2016)03-0191-05

中图分类号：TK229.2

文献标志码：A学科分类号：470.30

作者简介：蒋文程(1990-)，男，新疆克拉玛依人，硕士研究生，研究方向为燃气轮机传热及冷却技术.电话(Tel.)：15000429223；

基金项目：国家自然科学基金资助项目(51276116)

收稿日期：2015-06-30

修订日期：2015-08-17

E-mail:jiang19900203@163.com.