入射角度对缩放槽缝孔气膜冷却效果的影响

第52卷第4期2010年8月汽轮机技术TURBINETECHNOLOGYV0L_52NO4AUG2010人射角度对缩放槽缝孑L气膜冷却效果的影响戴萍，林枫1青岛科技大学机电工程学院，青岛266042；2哈尔滨工程大学动力与能源学院，哈尔滨150001；3中国船舶重工集团第703研究所燃气轮机研究室，哈尔滨150036摘要基于有限体积法对三维定常不可压缩NS方程进行离散，采用两层KG湍流模型，在吹风比为05、10、15和20的情况下，数值研究了入射角度25。、45。和60。对缩放槽缝孔气膜冷却效果的影响，对不同入射角度的气膜冷却整体效果进行了对比分析。结果表明在任何吹风比的情况下，25。喷射时的冷却效率高于其它喷射角的冷却效率，并且随着吹风比的增大，小角度喷射优于其它喷射角的趋势也越来越大；入射角度为45。和60。的气膜孔沿孔排下游的冷却效率在下降过程中重新升高然后又继续下降，6O。喷射角的上升趋势略大于45。角的上升趋势；大角度喷射时，在气膜孔下方生成了强度较强的反向涡旋对，两个旋涡之间的距离较近，冷却气流的附壁性较差，冷却效率较低。小角度喷射时，所生成的反向涡旋对与大角度喷射相比尺度较小、强度较弱，冷气射流对主流的阻碍作用比较小，冷却效率较高。关键词涡轮叶片；入射角度；缩放槽缝子L；气膜冷却效率；数值模拟分类号V2311文献标识码A文章编号10015884201004026305INFLUENCEOFJETANGLEONFILMCOOLINGEFFECTIVENESSFROMCONVERGINGSLOTHOLEDAIPINGLINFENG1COLLEGEOFELECTROMEEHANICALENGINEERING，QINGDAOUNIVERSITYOFSCIENCEANDTECHNOLOGY，QINGDAO266042，CHINA；2COLLEGEOFPOWERANDENERGYENGINEERING，HARBINUNIVERSITYOFENGINEERING，HARBIN150001，CHINA；3DEPARTMENTOFGASTURBINE，CHINASHIPBUILDINGINDUSTRYCORPORATION7THINSTITUTE，HARBIN150036，CHINAABSTRACTINFLUENCEOFJETANGLEONFILMCOOLINGEFFECTIVENESSFORMCONVERGINGSLOTHOLESATTHEBLADEWEREINVESTIGATEDUSINGATHREEDIMENSIONALFINITEVOLUMEMETHODANDMULTIBLOCKTECHNIQUEATTHEBLOWINGRATIORANGINGFROM05TO20PREVIOUSSUCCESSFULAPPLICATIONOFATWOLAYERTURBULENCEMODELTOCYLINDRICALISEXTENDEDTOPREDICTFIHNCOOLINGFORTHECONVERGINGSLOTHOLEGEOMETRYALSO，FLIMCOOLINGPERFORMANCESFROMDIFFERENTJETANGLEWEREANMYZEDTHERESULTSSHOWEDTHATCOOLINGEFFECTIVENESSFOR25。WASSUPERIORTOOTHERJETANGLEFORANYBLOWINGRATIOSFURTHERMORE，THEIMPROVEMENTREALIZEDBYTHESMALLJETANGLECOMPAREDTOTHEOTHERJETANGLEHOLESWASMOREIMPORTANTATTHEHIGHERBLOWINGRATIOTHANITWASATTHELOWERONECOOLINGEFFECTIVENESSOF45。AND60。HOLESWASDECLININGALONGDOWNSTREAMOFTHEHOLESBUTITWASIMPROVINGOVERAGAINATSOMEWHEREFROMDOWNSTREAMANDTHENITWASCONTINUINGDECLINECOOLINGEFFECTIVENESSOF60。HOLESPRESENTEDAMARKEDIMPROVEMENTCOMPAREDTO45。HOLESATBEYONDDOWNSTREAMOFTHEHOLESCOUNTERROTATINGVORTEXPAIRSATTHEEXITOFBIGJETANGLEHOLESWEREOBVIOUSANDSTRONG，BUTTHESEVORTEXESHAVEBEENWEAKENEDATTHEEXITOFSMALLJETANGLEHOLESANDRESULTSINABETTERCOOLANTPROTECTIONTHANTHATOFTHEBIGJETANGLEHOLESKEYWORDSTURBINEBLADE；JETANGLE；CONVERGEDSLOTHOLE；FILMCOOLINGEFFECTIVENESS；NUMERICALSIMULATION0前言燃气涡轮入口温度的不断提高要求对涡轮叶片进行有效地冷却，气膜冷却是一种广泛采用的有效冷却技术。影响气膜冷却效率的因素很多，其中气膜孔的形状对冷却效率的影响尤为显著，因此各国学者长期以来直致力于气膜孔结构优化的研究工作3。SARGISON_4等人最近尝试采用一种新型的缩放槽缝孑L来改善气膜孔的结构，以期得到较好的气膜冷却效率和孔口气动性能。文献68对这种气膜孔进行了研究，并与圆柱孔和扩张孔进行了详细的比较分析，研究发现，缩放槽缝孔使得冷气流动在气膜孔内得以充分发展，流动分离的现象几乎消失，流动较规则，气膜孔结构有利于消除射流在孔入口处形成的分离，使射流更易贴近被冷却壁面，并能有效地抑制反向涡旋对的产生，因此整体气膜冷却保护效果较好。新型缩放槽缝孔优化了气膜孔的结构，不同程度地提高了气膜冷却效果，有望在今后燃气轮机高温部件的气膜冷却设计中发挥重要的作用。目前，国外关于缩放槽缝孔的研究多集中在喷孔下游流场的流动和传热特性上，且都以实验研究为主，其入射角度收稿日期2010O309作者简介戴萍1977，女，汉族，黑龙江大庆人，哈尔滨工程大学动力与能源学院博士研究生，青岛科技大学教师，主要研究方向为燃气轮机热端部件传热与冷却技术。264汽轮机技术第52卷对气膜冷却效果的影响未见报道。在国内，据检索的文献来看，只有较少文献川对缩放槽缝孔进行了研究，尚未开展针对缩放槽缝孔本身更深入的研究工作。为此，本文应用两层K湍流模型，详细研究了冷气入射角度气膜孔轴线与流动方向的夹角对冷却效率的影响，从而为实际缩放槽缝孑L的优化设计提供参考，以期在今后燃气轮机叶片的气膜冷却设计中发挥重要的作用。1数值模拟方法11湍流模型本文采用的两层KS湍流模型是介于壁面函数和低雷诺数模型之间的一种中间模型，它在受黏性力影响的近壁面应用一方程模型，外部核TL,流应用标准一G模型，两层一S湍流模型的优势表现在第一，与单纯低雷诺数方法相比，在黏性边界层处可以用较少的网格点来比较精确地描述复杂的流动，例如它在计算旋转的同性剪切流，包括自由流、回流、分离流以及旋涡流中有较强的优势；第二，对于存在逆压力梯度的边界层及气膜孔孔口附近，两层KS湍流模型较传统的一S模型有更精确的预测。文献11应用此湍流模型计算出的圆柱形孔数据与实验吻合良好，充分说明了采用两层KS湍流模型对本文模型进行数值模拟的可行性。具体的两层KS湍流模型控制方程请参见文献11，本文不再描述。12几何模型及网格生成图L为本文所研究的收缩槽缝形孔结构图。孔排由5个孔组成，孔与孔之间的距离为3D，孔长与孔径比LID3，孔人口直径D1MM，出口为一狭缝，宽度为03D，孔轴线与流动方向的夹角分别取为25。、45。和6O。收缩槽缝形孔在冷气入口处的横截面为圆形，从人口到出口孔壁逐渐扩张，在孔出口处收缩为三维槽缝结构，从图1中可以看到，气，一一一一一一一主视图03D俯视图图1收缩槽缝孔几何结构图膜孔在主视图中呈逐渐收敛状射流流动方向，在俯视图中为扩散状垂直于射流流动方向，由于其孔壁收敛的速度大于扩散，因而导致了孔出口横截面积的减小，并且相邻两气膜孔出口处距离较近。将计算域划分为进气通道、冷气出口和供气腔3部分，如图2所示，并用分区域非结构化网格划分整个计算域。在近壁面及气膜孔入口、出口附近使用加密网格，总网格数为50万左右。近壁面第一个网格单元中心的近壁距离满足壁面函数律的条件，计算网格如图3所示。图2计算域及边界条件图3计算网格13边界条件及计算工况如图2，由供气腔提供的冷气经过气膜孔进入到主流区域，坐标原点位于沿着气膜孔轴线出口与主气流通道壁面的交点处。在坐标原点左侧21D处为主流入口速度边界，在测试面向上11D处为无滑移无渗透边界，在坐标原点下游25D处为压力出口边界，气膜孑L中心线为对称边界，气膜孑L到气膜孔之间的流通面为周期边界，气膜孔的进出口都为交界面，孔壁为无滑移无渗透的物面边界。供气腔的顶壁与气膜孔进口交界，底面为流量进口边界，供气腔的两侧壁为周期边界，顶壁为无滑移物面。供气腔高度为49MM，长度为99MM，宽度为27MM，在大气压力为LATM下，主流场温度为339K，速度I，10MS，出口表压力设定为0，冷却流与主流的工作流体温度比调整为059。吹风比定义为，式中，P和P分别为冷却气P体和主流气体的密度，和分别为冷却气体喷射速度和主流气体的来流速度。这里分别取05、10、15和20，冷气射流与主流密度比2，进VI紊流度设定为4，冷却第4期戴萍等入射角度对缩放槽缝孔气膜冷却效果的影响265流人口设定为均匀流，紊流强度为2。定义气膜冷却效率71一叼，其中，O代表壁面，C代表冷气，。代表主，一1流。14数值计算方法本文采用FLUENT61分离隐式求解器对NS雷诺时均紊流方程进行求解，湍流模型采用两层K湍流模型，压力一速度耦合采用SIMPLEC算法。采用非结构化网格技术，利用瞬态插值法避免压力场振荡，应用强隐式法求解代数差分方程。各参数的离散采用二阶精度的迎风格式，亚松弛求解，松弛因子在计算过程中逐步调整，解的收敛标准是相对残差小于110。图4给出了吹风比M05时，在对网格进行进一步加密后计算结果的比较，所提取的数据为气膜孔下游处沿射流方向的气膜冷却效率，从图中可以看出使用两种网格节点数所计算出的冷却效率非常接近，最大误差小于1，说明所采用的网格无关性很好。2结果与分析图4网格无关性检验21入射角度对孔排下游冷却效率的影响图5给出了在吹风比M为05、10、15和20HE，缩放槽缝孔的入射角度O25。、45。和60。的情况下，沿孔排下游冷却效率的变化情况。为使计算具有可比性，除了改变气膜孔的入射角度外，其它参数均保持不变。从图中可以看出，在任何吹风比的情况下，小角度喷射OT25。的冷却效率均高于其它喷射角的冷却效率，并且随着吹风比的增大，小角度喷射优于其它喷射角的趋势也越来越大。当吹风比较低时，3种喷射角度在孔口的冷却效率相差不大，随着冷气向气膜孔下游发展，冷却效率相差越来越大。另外，从图5还可以看出，在气膜孔下游XD18的区域，入射角度为45。和60。的冷却效率在向孔下游远处发展的过程中变得有些复杂，两种喷射角下的冷却效率在下降过程中都开始重新升高而后又继续下降，60。喷射角的上升趋势略大于45。角的上升趋势。随着吹风比的增大，大角度喷射在气膜孔下游远方冷却效率上升的趋势也越来越大。原因可以结合图6M05时不同入射角度的冷却效率云图和图7M20Z不同入射角度的冷却效率云图以及图8M20时不同入射角度的速度矢量图来分析，当M05时，从图6O中可以看到，MO56MI0CMI5M20图5入射角度对孔排下游平均冷却效率的影响CA60。图6不同入射角度气膜孔ZD0时气膜冷却效率云图M05CA60。图7不同入射角度气膜孔ZD0时气膜冷却效率云图M20耋詈踞瓣詈詈踞瞻糖耄詈踞躲躲躲驱266汽轮机技术第52卷ZIDNTZ25。Z|DA45。ZTDCA60。图8具有不同入射角度缩放槽缝孔的速度矢量XD1、M20冷气从入射角度为25。的气膜孔喷出后，对壁面的贴附性较好，气膜没有抬离壁面，因而冷却效率较高。冷气从入射角度为45。的气膜孔喷出后，冷气在向孔下游发展的过程中有轻微抬离壁面的趋势，而对于大角度喷射，从图6C中可以看到冷气抬离壁面的趋势很明显，因此其冷却效率较低。当M20时，冷气射流对主流的阻碍作用比较小，生成的反向涡旋对相对较弱如图8N所示，在主流的作用下，冷气射流比较迅速地贴附于壁面，对壁面起到了很好的保护作用，因此小角度喷射的冷却效率始终高于其它两种喷射角的效率。当D45。和60。时，由于冷气流对主流的阻碍作用迅速增强，在冷气柱后部两侧生成了一对涡旋，其强度和尺度随的增大而增大如图86、C所示，旋涡将冷气卷吸成两股冷气流，使冷气射流在向下游发展的过程中逐渐抬离壁面如图76、C所示，热的主流被冷气膜压在壁面，近壁面流动的冷却气流随之减少，导致冷却效果变差。旋涡的强度和尺度越大，其卷吸冷气流并使其向四周掺混的程度也越大，当旋涡很快地耗散掉以后，在外界主流的作用下，被卷吸起来的冷气流重新贴附于壁面，此时叶片表面的冷却效率将逐渐升高，因此60。时升高的趋势较明显。但随着冷气的逐渐耗散，冷却效率在气膜孔下游达到一个“极大值”后又重新下降。22入射角度对孑L排展向冷却效率的影响图9给出了不同吹风比的情况下，在XD1处，入射角度对孔排展向气膜冷却效率的影响。孔排由5个孔组成，在ZD一6、一3、0、3和6五个位置处各有一个气膜孔。从图中可以看出，在缩放槽缝孔孑L口下游的较远区域，两个相邻孑L之间的气膜覆盖性较好。这是由于缩放槽缝孔相邻两喷口出口处距离较近，因此相邻两个孑L喷出的气流，随着向两侧的扩展，冷气流发生混合，增强了冷却效果。而且孔轴线与流动方向倾斜，导致了较强的侧向动量和射流的更广扩展，使得沿展向上的喷射出流连续，冷气覆盖面广，冷却效率较高。另外，从图中可以看到，在任何吹风比下，小角度喷射对壁面的贴附效果最好，孔排沿展向的冷却效率始终高于其他入射角度。当M05时，三者的冷却效率相差不大，且沿孔间区域冷却效率的增长趋势都较缓慢，小角度喷射的优势不明显，但随着吹风比的增大其优势变得越来越明显。当吹风比M20时，与45。和6O。相比，冷却效率分别提高了大约121和130。图9不同入射角度缩放槽缝孔的展向气膜冷却效率XD123不同入射角度气膜冷却效果总性能的对比为了全面地考察不同入射角度的气膜冷却效果，本文引入气膜有效覆盖比A，、平均气膜冷却效率玑非均匀系数TT几个参数，其定义如下。1气膜有效覆盖比A，在进行气膜冷却时，常常希望均匀和分布广泛的气膜覆盖在冷却壁面上，因此，有效的气膜覆盖面积成为考察气膜冷却好坏的重要因素。1第4期戴萍等入射角度对缩放槽缝孔气膜冷却效果的影响267式中，O，为有效气膜覆盖面积，N为冷却工质输送通道的横截面积对于缩放槽缝孔来说，O为人EL横截面积，气膜的有效覆盖是指702的区域。2平均气膜冷却效率7DARDA2JL3不均匀系数3不均匀系数的引入是用来考察气膜覆盖的均匀性的，从上式可以看出，越小表示气膜覆盖越均匀。上述引入的3个参数能够从不同的角度反映气膜冷却的整体效果，即气膜的有效覆盖面积、平均气膜冷却效率以及气膜的均匀性，从而对气膜冷却进行全面地评价。表1给的A，、和的计算值。从表中的数据可以看出，任何吹风比下，25。缩放槽缝孔的A，和都比具有其它几种入射角度的缩放槽缝孔的数值大，而的数值最小，这说明在本文研究的条件下，缩放槽缝孔的孔轴线与流动方向的夹角越小，冷气射流对壁面的贴附性越好，则沿测试面的气膜有效覆盖面积越大、气膜覆盖比越均匀，平均气膜冷却效率也越高，因此25。的缩放槽缝孔的整体冷却效果最好。但是在低吹风比时，与其它入射角度相比，其气膜冷却效果的优势不明显，随着吹风比的增大，优势也日益明显，特别是在吹风比由1O增加到15时，其优势尤其突出。另外，从表中的数据还可以看到，随着入射角度的增大60。，不均匀系数迅速增大，虽然随着吹风比的增大其数值有所降低，但是与其它入射角度相比，气膜覆盖很不均匀，气膜有效覆盖面积和平均冷却效率也相对较低，这表明大角度喷射的缩放槽缝孔，冷气射流对壁面的贴附性较差，因此60。的缩放槽缝出了具有不同入射角度的缩放槽缝孔在4种吹风比情况下孔整体冷却效果最差。表1不同入射角度缩放槽缝孔的气膜冷却效果3结论1在任何吹风比的情况下，小角度喷射OT25。的冷却效率均高于其它喷射角的冷却效率，并且随着吹风比的增大，小角度喷射优于其它喷射角的趋势也越来越大。2入射角度为45。和60。的气膜孔沿孔排下游的冷却效率在下降过程中重新升高然后又继续下降，60。喷射角的上升趋势略大于45。角的上升趋势。随着吹风比的增大，大角度喷射在气膜孔下游远方冷却效率上升的趋势也越来越大。3大角度喷射时，在气膜孔下方生成了强度较强和尺度较大的反向涡旋对，两个旋涡之间的距离较近，冷却气流的附壁性较差，冷却效率较低。小角度喷射时，所生成的反向涡旋对与大角度喷射相比尺度较小、强度较弱，冷气射流对主流的阻碍作用比较小，冷却效率较高。4在本文研究条件下，25。角喷射的缩放槽缝孔其气膜覆盖面积最大、气膜覆盖较均匀、平均冷却效率最高，整体气膜冷却效果最好。参考文献1朱惠人，许都纯，刘松龄气膜孔形状对排孔下游冷却效率的影响J航空学报，2002，23175782GRITSCHM，COLBANW，SCHARH，ETA1EFFECTOFHOLEGEOMETRYONTHETHERMALPERFORMANCEOFFANSHAPEDFILMCOOLINGHOLESJASMEJOURNALOFTURBOMACHINERY，2005，12747187253KIMYJ，KIMSMINFLUENCEOFSHAPEDINJECTIONHOLESONTURBINEBLADELEADINGEDGEFILMCOOLINGJJINTEMATIONALJOURNALOFHEATANDMASSTRANSFER，2004，472452564SARGISONJE，GUOSM，OLDFIELDML，ETA1ACONVERGINGSLOTHOLEFILMCOOLINGGEOMETRY，PARTILOWSPEEDFIATPLATEHEATTRANSFERANDLOSSJASMEJOURNALOFTURBOMACHINERY，2002，124453460，5SARGISONJE，GUOSM，OLDFIELDML，ETA1ACONVERGINGSLOTHOLEFILMCOOLINGGEOMETRYPARTTRANSONICNOZZLEGUIDEWANEHEATTRANSFERANDLOSSJASMEJOURNALOFTURBOMACHINERY，2002，1244614716戴萍，林枫气膜孔形状对涡轮叶片气膜冷却效果的影响J热能动力工程，2009，2455605657戴萍，林枫新型缩放槽缝孔气膜冷却效率的数值研究J汽轮机技术，2009，511148戴萍，林枫气膜孔形状对冷却效率影响的数值研究J动力工程，2009，2921171229刘存良，朱惠人，白江涛收缩一扩张形气膜孔提高气膜冷却效率的机理研究J航空动力学报，2008，23459860410姚玉，张靖周，周楠CONSOLE形气膜孔改善冷却效率的数值研究J航空动力学报，2008，23101772177711AZZIA，LAKEHALDPERSPECTIVESINMODELINGFILMCOOLINGOFTURBINEBLADESBYTRANSCENDINGCONVENTIONALTWOEQUATIONTURBULENCEMODELSJASMEJOURNALOFTURBOMCHINERY，2002，12447248412KIMJ，MOINP，MOSERRTURBULENCESTATISTICSINFULLYDEVE1OPEDCHANNELFLOWATLOWREYNOLDSNUMBERJ1JOURNALFLUIDMECHANICAL，1987ODIW，MANSOURNN，MICHELASSIVONEEQUATIONNEARWALLTURBULENCEMODELINGWITHTHEAIDOFDIRECTSIMULATIONDATAJASMEJOURNALOFENGINEERINGFORFLUIDS，1993，115196205下转第314页314汽轮机技术第52卷的逆转使得高点也要同时逆转，这样就造成了碰摩过程中振动相位的连续变化。振幅与相位周期变化的幅度和大小与动静摩擦的轴向位置、摩擦的严重程度以及转子摩擦时的振型有关。图5表示了动静部分摩擦发生过程的示意图。图5动静摩擦振幅与相位变化示意图机组周期性振动可以从图4看出。3号瓦和4号瓦X向轴振幅值和相位在极坐标图清楚表明振幅和相位发生的周期变化，相位变化近360。