（工程热物理专业论文）涡轮叶片表面气膜冷却的实验研究.pdf

西北工业大学硕士学位论文 摘要 本文主要对涡轮导叶进行了一系列的综合性研究。其中实验叶片以及叶栅 通道实验段是根据某航空研究所提供的数据设计并加工而成的，实验叶片有两 个，一个是光面的，用来进行静压测量。另一个在型面上分布了1 8 排气膜孔 ( 孔型为圆柱形)，用来研究有出流时各排气膜孔的流量系数以及气膜孔出流 对下游叶片表面的换热系数和冷却效率的影响情况。所有的实验均是在西北工 业大学大尺寸低速叶栅传热风洞中完成的。 实验首先对涡轮导叶在主流雷诺数r e ,. = 5 0 ,0 0 0 - 2 7 0 , 0 0 0 的范围内 进行 了静压测量，得到了其叶片表面的压力分布和速度分布，研究了主流雷诺数对 流场的影响。然后对导叶型面上分布的1 8 排气膜孔的流量系数分单排或多排 在主 流 雷诺数r e , = 5 0 ,0 0 0 一 2 7 0 , 0 0 0 ， 吹风比b r 二 0 . 5 一 2 .0 范围内 进行了 详细的测量，通过对吹风比 和主流雷诺数对气膜孔流量系数的影响情况的详细 研究，得出了吹风比是影响气膜孔流量系数的主要因素的结论。并在此基础 上，系统测量了上述工况范围内导叶型面无气膜孔，全开气膜以及分区域开孔 时的换热系数和冷却效率分布情况，研究了主流雷诺数和二次流吹风比 对叶片 型 面 换 热系 数 和冷 却 效率的 影响 另 外 还 测 量了c o , 作为 二次 流出 流时， 气 膜 孔全开情况下叶片表面的换热系数分布， 研究了 密度比对叶片表面换热系数的 影响。 研究结果表明:主流雷诺数对气膜孔流量系数和气膜孔下游冷却效率影响 较小，而对气膜孔下游换热系数的影响则较明显。吹风比越大，气膜孔流量 系数越大， 但是吹风比对气膜孔下游换热系数和冷却效率的影响较为复杂。密 度比 对换热系数是有影响的，但是各情况下规律复杂。 关健词:大 尺 寸 低 速 叶 栅 传 热 风 洞， 气 膜 冷 却 ， 压 力 系 数， 流 量 系 数， 换 热系数，冷却效率，吹风比，密度比 abs tract ab s t r a c t a s e r i e s o f r e s e a r c h o n t h e tu r b in e s t a t o r b l a d e w e r e m a d e i n t h i s p a p e r . t h e t u r b i n e c asc a d e t e s t s e c t i o n s a n d t u r b i n e b l a d e s w e r e s e t u p a c c o r d i n g t o t h e g e o m e t r y p r o v i d e d b y g a s t u r b i n e e s t a b l i s h m e n t o f c h i n a . t h e r e a r e t w o e x p e r i m e n t b l a d e s . t h e b l a d e w i t h s m o o t h s u r f a c e i s u s e d f o r p r e s s u r e i n v e s t i g a t e , a n d a n o t h e r b l a d e h as 1 8 r o w s c y l i n d r ic fi l m c o o i n g h o l e s o n t h e s u r f a c e . e x p e r i m e n t a l m e a s u r e m e n t s w e r e c a r r i e d o u t i n a l a r g e - s c a l e l o w s p e e d h e a t t r a n s f e r w i n d t u n n e l i n n o r t h w e s t e r n p o l y - t e c h n i c a l u n i v e r s i t y . f ir s t l y , t h e p r e s s u r e c o e ffic i e n t s a n d t h e v e l o c i t y r a t i o s d i s t r i b u t i o n o n t h e s t a t o r b l a d e s u r f a c e w e r e m e a s u r e d w i t h t h e r e y n o l d s n u m b e r o f r e= 5 0 ,0 0 0 一 2 7 0 ,0 0 0 . t h e in fl u e n c e o f m a in s tr e a m r e y n o ld s n u m b e r s o n th e p r e s s u r e c o e ff i c i e n t s a n d t h e v e l o c i t y r a t i o s w e r e i n v e s t i g a t e d . t h e n , t h e d i s c h a r g e c o e f f i c i e n t s o f f i l m h o l e s w e r e o b t a i n e d i n t h e c o n d i t i o n o f r e = 5 0 , 0 0 0 一 2 7 0 ,0 0 0 ， b r 二 0 .5 一 2 .0 f o r s ta t o r . t h e in fl u e n c e o f r e y n o l d s n u m b e r s a n d b l o w i n g r a t i o s o n d i s c h a r g e c o e f f i c i e n t s w e r e i n v e s t i g a t e d . t h e r e s u l t s h a v e s h o w n t h a t t h e b l o w i n g r a t i o s a r e t h e m a i n i n fl u e n c e o n t h e d i s c h a r g e c o e f f ic i e n t s o f f i l m h o l e s . t h i r d l y , t h e l o c a l h e a t t r a n s f e r c o e f f i c i e n t s a n d t h e fi l m c o o l i n g e ff e c t i v e n e s s a t d i ff e r e n t l o c a t i o n s o n b la d e s u r f a c e w e r e d e t a i l e d m e a s u r e d i n t h e c as e s o f m a i n s t r e a m r e y n o l d s n u m b e r c h a n g i n g f r o m 5 0 0 0 0 t o 2 7 0 0 0 0 a n d b l o w in g r a t i o c h a n g i n g f r o m 0 .5 t o 2 .0 . t h e i n fl u e n c e o f r e y n o l d s n u m b e r s a n d b lo w i n g r a t i o s o n l o c a l h e a t t r a n s f e r c o e f f i c i e n t s a n d t h e f i l m c o o l i n g e f f e c t iv e n e s s o n b l a d e s u r f a c e w e r e i n v e s t i g a t e d . l a s t l y , w h e n t h e s e c o n d a r y fl o w w a s c 0 2 a n d t h e f t l m c o o l i n g h o l e s w e r e a l l o p e n e d , t h e l o c a l h e a t t r a n s f e r c o e ff i c i e n t s o n t h e b l a d e s u r f a c e w e r e m e a s u r e d. a n d t h e i n fl u e n c e o f t h e d e n s i t y r a t i o s o n t h e l o c a l h e a t t r a n s f e r c o e ff i c i e n t s w e r e in v e s t i g a t e d . t h e r e s u lt s h a v e s h o w n t h a t t h e i n fl u e n c e o f t h e m a i n s t r e a m r e y n o l d s n u m b e r s o n t h e f i l m h o l e d i s c h a r g e c o e f fi c i e n t s a n d t h e f i l m c o o l i n g e ff e c t i v e n e s s o n b l a d e s u r f a c e w e r e l e s s , b u t t h e i n fl u e n c e o f t h e m a i n s t r e a m r e y n o l d s n u m b e r s o n t h e l o c a l h e a t t r a n s f e r c o e f f i c i e n t s o n b l a d e s u r f a c e w e r e o b v i o u s l y . f i l m h o l e d i s c h a r g e c o e f f i c i e n t s w e r e i n c r e a s e d o b v i o u s l y w i t h b l o w i n g r a t i o . a n d t h e i n fl u e n c e o f b l o w i n g r a t i o o n t h e fi l m c o o l i n g e ff e c t i v e n e s s a n d t h e l o c a l h e a t t r a n s f e r c o e ff i c i e n t s o n b l a d e s u r f a c e w e r e c o m p l e x . t h e l o c a l h e a t t r a n s f e r c o e ff i c ie n t s o n b l a d e s u r f a c e w e r e i n fl u e n c e d 妙d e n s it y r a t i o s , a n d t h e i n fl u e n c e w a s c o m p l e x . 西北工业大学硕士学位论文 k e y w o r d s : a l a r g e - s c a le l o w s p e e d h e a t t r a n s f e r w i n d t u n n e l , f i l m c o o li n g , p r e s s u r e c o e ff i c i e n t , d i s c h a r g e c o e f f i c i e n t , h e a t t r a n s f e r c o e ff i c i e n t , f i l m c o o l i n g e f f e c t i v e n e s s , v e l o c it y r a t i o , d e n s i t y r a t i o 西北工业大学硕士学位论文 第一章 绪论 1 . 1引言 现代军事的发展对飞机性能的要求越来越高，从而对其核心部件航空发动 机的要求也越来越高，具体来说就是要有更高的推重比、更大的单位体积输出 功率、更低的耗油率和更高的可靠性。为了提高发动机的推重比并且降低油 耗， 必须 提高涡轮前进口 温度t 来 提高热效率。 这样做的结果必然导 致航空 发动机中的高温部件，如 燃烧室、涡轮、尾喷管等的工作环境严重恶化，由此 造成了这些高温部件的可靠性差、使用寿命短的弊端。 为了 解决这个矛盾，通常从两个方面着手。一方面从材料方面着手，即 研制新的耐高温、密度小、 机械强度足够的替代材料，以及在涡轮叶片表面加 陶瓷涂层等，另 一 方面是采用先进的冷却技术。在日前的航空业发展中，涡轮 前入口温度以每年平均2 0 的速度增加，而金属耐温程度仅以每年约8 的速 度增加，从而可以看出材料方面的技术进展远远跟不上发动机涡轮进口温度的 增加趋势，即使发动机涡轮部件采用象碳一碳复合材料这样的耐高温材料，也 不能满足实际应用要求，因此采取相应的冷却措施来保护热部件是很必需的。 在过去的二十五年时间里，发动机的推重比从5 提高到了1 0 ，为此涡轮前进 口温度提高了近 3 0 0 k ，其中 有1 5 0 k的温升得益于冷却设 计技术的改进，并月 月 由于冷 却空气量的减少，从而提高 了部件效率，同时也延长了 叶片的寿命一倍。因此，先 进的冷却技术可以使高温部 件能够承受更高的工作温 度，使发动机寿命更长、可 靠性更高。 高温涡轮的冷却研究大 致可以分为以下三个方面: 冲击冷却肋强化换热冷却扰流柱强化换热冷却 端壁气膜冷却 图1 . 1 复合冷却叶片简图 西北工业大学硕士学位论文 1 1 引言 第一章绪论 现代军事的发展对飞机性能的要求越来越高，从而对其核心部件航窄发动 机的要求也越来越高，具体来说就是要有更高的推重比、更大的单位体积输冉 功率、更低的耗油率和更高的可靠性。为了提高发动机的推重比并且降低油 耗，必须提高涡轮前进口温度巧来提高热效率。这样做的结果必然导致航空 发动机巾的高温部件，如燃烧室、涡轮、尾喷管等的工作环境严重恶化，由此 造成了这些高温部件的可靠性差、使用寿命短的弊端。 为了解决这个矛盾，通常从两个方面着手。一方面从材料方面着手，即 研制新的耐高温、密度小、机械强度足够的替代材料，以及在涡轮叶片表面加 陶瓷涂层等，另一方面是采用先进的冷却技术。在目前的航空业发展中，涡轮 前入口温度以每年平均2 0 。c 的速度增加，而金属耐温程度仅以每年约8 | 。c 的速 度增加，从而可以看出材料方面的技术进展远远跟不上发动机涡轮进口温度的 增加趋势，即使发动机涡轮部件采用象碳一碳复合材料这样的耐高温材料，也 不能满足实际应用要求，因此采取相应的冷却措施来保护热部件是很必需的。 在过去的二十五年时间里，发动机的推重比从5 提高到了1 0 ，为此涡轮前进 口温度提高了近3 0 0 k ，其中 有1 5 0 k 的温升得益于冷却设 计技术的改进，并且由于冷 却空气量的减少，从而提高 了部件效率，同时也延长了 叶片的寿命一倍。因此，先 进的冷却技术可以使高温部 件能够承受更高的工作温 度，使发动机寿命更氏、叮 靠性更高。 高温涡轮的冷却研究大 致呵以分为以下三个方面： 冲击冷却肋强化换热冷却扰流柱强化换热冷却 幽1 1 复合冷却1 1 f 片简斟 第一章绪论 ( 1 ) 寻求用最少的冷却空气量来获得预期冷却效果的冷却技术；( 2 ) 提供传 热模型使在给定的冷却流量比下能准确的仿算温度分布，为预计叶片寿命提供 计算方法； ( 3 ) 如何降低叶片横截面的温度差( 最高温度与最低温度之差) 以降低热应力和交变应力。目前在航空发动机高温部件中常见的冷却方式有气 膜冷却、对流冷却、发散冷却和复合冷却等，图1 1 给出了叶片上进行复合冷 却的示意图。其中气膜冷却技术是最为广泛使用和最具应用前景的。 1 2 气膜冷却概述 所谓气膜冷却就是在壁面附近沿切线或以一定角度射入一股冷气，这股 冷气在主流的压力和摩擦力作用下向下游弯曲，粘附在壁面附近，形成温度较 低的冷气膜，将壁面同高温燃气隔离，并带走部分高温燃气或明亮火焰对壁面 的辐射热量，达到对受热壁面的冷却保护作用。 下面来逐一谈谈各种冷却方式。 扰动冷却多用于高温部件的内部，如将涡 轮叶片做成空心的，在内部形成冷却通道，当冷 e 从冷却通道通过时，就可以将高温燃气传给叶 片的热量带走，达到对叶片冷却的目的。缺点： 冷却效果有限，只有通过增加冷气量才能提高冷 却效果，这对提高发动机的效率不利，另一方 面，内部换热的提高，又会增加叶片的温度梯 度，引起热应力过大并有可能导致叶片损坏。 冲击冷却主要是利用高速气流冲刷被冷却 表面，以达到冷却的目的。在航空发动机中也多 用于高温部件的内部，特别是涡轮叶片的前缘部 件。缺点：压力损失大，容易造成被冷却部件较 大的温度梯度，引起热应力。 尉l ，2 带有型面全气膜冷却的 发散冷却是在被冷却表面上丌有许多小孔， 涡轮叶片 让冷气从小孔溢出并附着在表面上，形成一层保护层，阻隔燃气向表面传热。 这种冷却方式比上述两种冷却方式冷却效果都好，但依然有它的缺陷。就是： 西北工业大学硕士学位论文 气膜孔易堵塞和表面易氧化。气膜孔堵塞会导致冷圭效果急剧下降表面的氧 化会使叶片降低其机械强度，并增大边界层的流动损失。 与发散冷却相比，气膜冷却技术所采用的喷孔较少，喷出的冷气较为集 中，可在表面上维持存在较长一段距离。因此根据具体情况，可以在被冷却壁 面的前部甚至上游布置适当的气膜孔即可达到冷却的目的，而且喷孔出流的方 向和角度等亦可根据实验和计算来进行调整。因而气膜冷却不仅可以达到有效 冷却的目的，而且还可以控制喷射造成的气动损失、湍流流动和壁面热应力集 中等来达到最佳冷却的目的。鉴于此，气膜冷却被广泛地应用于压气机、燃烧 室尤其是涡轮上，成为发动机热端零部件的主要冷却方式之。图1 2 为美国 在i h p t e t ( i n t e g r a t e dh i g hp e r f o r l l l a n c et u r b i n ee n g i n et e c h n o l o g y ) 计划中 推出的涡轮叶片，可以看到在叶身卜布置了全气膜冷却孔。 另外，对于决定气膜冷却冷却效果的冈素有很多，比如：主流和二次流的流 动状态，气膜孔的几何参数( 包括几何形状，几何角度等等) ，气膜孔孔排在 叶片上的位置。虽然多年来国内外的工作者在气膜冷却方面做了入量的实验及 数值模拟研究工作，获得了大量的相关数据，对气膜冷却条件下流动及换热机 理有了进一步的认识，但仍显不足，有关气膜冷却技术的研究工作还在不断发 展之中，该项技术在高温部件冷却方面的潜力有待进步的开发和利用。 1 - 3 气膜冷却的实验研究现状 w i e g h a r d t u1 为解决机翼的防冻所做的二维槽缝热气喷射是气膜冷却技术 的雏形。后来航空发动机出现了，刚开始这种技术是用在燃烧室上。到了本世 纪7 0 年代才开始用到了涡轮叶片上。随着涡轮前温度的不断提高，国内外在这 一方面都做了大量的实验研究工作，力图对这种冷却方式的原理进行透彻详细 的研究。气膜冷却实验的重点是测量被冷却表面的冷却效率q 和换热系数h 。 一般来讲，影响气膜冷却效果的主要参数有：吹风比m ( 或动量比i 和速 度比v r ) 、射流与主流的密度比d r 、主流湍流度t l 、主流加速度a 、喷孔的 喷射几何角度( 包括流向倾角。和测向倾角日) 、喷孔长度和孔径比l ，d 、孔径 d 的大小和喷射压力损失、压力梯度、表面曲率、喷孔上游的主流边界层厚 度、孔的间距和孔径比p d 、孔排数和孔的排列方式以及喷孔的几何结构等。 西北工业大学 硕士学 位论文 气膜孔易堵塞和表面易氧化。气膜孔堵塞会导致冷却效果急剧下降.表面的氧 化会使叶片降低其机械强度，并增大边界层的流动损失。 与发散冷却相比，气膜冷却技术所采用的喷孔较少，喷出的冷气较为集 中，可在表面上维持存在较长一段距离。因此根据具体情况，可以 在被冷却壁 面的前部甚至上游布置适当的气膜孔即可达到冷却的日 的，而且喷孔出流的方 向和角度等亦可根据实验和计算来进行调整。因而气膜冷却不仅可以达到有效 冷却的目的，而且还可以控制喷射造成的气动损失、湍流流动和壁面热应力集 中等来达到最佳冷却的目的。鉴于此，气膜冷却被广泛地应用于压气机、燃烧 室尤其是涡轮上，成为发动机热端零部件的主要冷却方式之一。图1 . 2 为美国 在i h p t e t ( i n t e g r a t e d h i g h p e r f o r m a n c e t u r b i n e e n g i n e t e c h n o l o g y ) 计划中 推出的涡轮叶片，可以看到在叶身卜 布置了全气膜冷却孔。 另外，对于决定气膜冷却冷却效果的因素有很多，比如:主流和二次流的流 动状态，气膜孔的儿何参数 ( 包括几何形状，几何角度等等)，气膜孔孔排在 叶片上的位置。虽然多年来国内外的工作者在气膜冷却方面做了 大量的实验及 数值模拟研究工作，获得了大量的相关数据，对气膜冷却条件下流动及换热机 理有了进一步的认识，但仍显不足，有关气膜冷却技术的研究工作还在不断发 展之中，该项技术在高温部件冷却方面的潜力有待进一步的开发和利用。 1 . 3 气膜冷却的实验研究现状 w i e g h a r d t l 伪 解决机翼的防冻所做的二维槽缝热气喷射是气膜冷却技术 的雏形。后来航空发动机出现了，刚开始这种技术是用在燃烧室上。到了本世 纪7 4 年代才开始用到了涡轮叶片上。随着涡轮前温度的不断提高，国内外在这 一 方面都做了大量的实验研究工作，力图对这种冷却方式的原理进行透彻详细 的研究。气膜冷却实验的重点是测量被冷却表面的冷却效率几 和换热系数h o 一般来讲， 影响气膜冷却效果的主要参数有:吹风比m ( 或动量比i 和速 度比v r ) 、 射流与主流的密度比d r 、主 流湍流度t l 、主流加速度a , 喷孔的 喷 射几 何角 度 ( 包括流向 倾角“ 和测向 倾角日 ) 、 喷 孔长 度和孔径比l / d 、 孔径 d的大小和喷射压力损失、压力梯度、表面曲率、喷孔上游的主流边界层厚 度，孔的间距和孔径比p / d 、孔排数和孔的排列方式以及喷孔的几何结构等。 第一章绪论 l e b r o c q 等人 2 1 研究了 孔型排列、喷射角度、 冷气和主流密度以 及吹风 比等因素对冷却效率几 的影响。他们发现，倾斜喷射较垂直喷射的冷却效果要 好，叉排比顺排的冷却效果好，而且存在个具有最大冷却效率的临界吹风 比， 过了 这个吹风比，n 又会h 降。 并且， c h o e 等人 3 , g o l d s t e i n 等人 4 l c r a w f o r d 等人 5 的研究得到:圆孔的最佳吹风比 约在0 .4 左右。 其中 g o l d s t e i n 等人 6 1 发现将传统圆孔的出f 1 改为梯形扩张形出f1 后， 会使下游的 冷却效率提高，尤其是显著地提高了喷孔两侧下游表面上的冷却效率。 对复合角射流的叉排孔， m a y l e 等人 7 l 和k i m等人 8 研究了孔间 距和吹 风比对传热和气膜冷却效果的影响。他们同样发现，孔间距与孔径之比p / d较 小的 孔排的 气膜冷却 效果较高。 l i g r a n i 等 人 9 -川近年来对复 合角射流时 较 小的孔排和孔间距对冷却效率的影响进行了 更为细致的研究，他们测量了。 二 3 5 、0 =3 0 0、p / d分别为3 .0 , 3 .9 的双排叉孔下游以及a =3 5 0、0 = 3 0 o , p / d分别6 .0 , 7 .8 的单排孔下游的冷却效率分布，所采用的其他实验参 数为d r = 1 .0 , m = 0 一1 . 5 , 1 = 0 .2 5 2 .2 5 。对双排孔，他们发现，在流向距离 和喷孔直径之比x / d 6 0 的范围内， p / d相同的复合角射流比p =0 。的倾斜射 流的冷却效果好得多。在x / d 4 0 的范围内，p / d = 3 .0 较p / d = 3 . 9 的孔排射流 的截面平均冷却效果高2 5 % 4 0 %。截面平均冷却效率在m=0 . 5 时最高，在 m = 1 .5 时最低，导致m= 1 .5 时冷却效果较差的原因是射流的分离。对单排 孔，当p / d =6 .0 时，在m= 0 . 5 的x / d 3 0 和m= 1 .0 , 1 . 5 的x / d 6 0 范围内， 喷孔的复合角射流比p= 0 “的倾斜角射流的冷却效率均高，且射流能够更好 地贴附在冷却表面上。同时， 在x / d 6 0 的范围内， p / d = 6 .0 较p / d = 7 .8 的孔 排射流的截面平均冷却效率高2 0 % 3 9 %0 a n d r e w s 等人 1 2 通过不同 孔径的射流冷却实验比 较后认为:孔4 ! 的增大 可以降低换热系数并提高冷却效率。 c h o e 等人 1 3 研究了 孔距对传热的影响发现，孔间距与孔径之比p / d 较小 的孔排的气膜冷却效率较高。 c r a w fo r d 等 人 1 4 研 究了 喷 射 角 度 对 换 热的 影响 ， 结 果 发 现复 合 角 射 流时 具有较好的截面乎均冷却效果。 m e h e n d a l e 和h a n 1 5 , 1 6 研究了 主 流 湍 流度 和气膜孔距对叶片前 缘换热 系 数和冷却效率的影响，发现:主流湍流度的增加会增强换热，降 低冷却。 西北工业大学硕士学位论文 a n d r e w s 等人 1 7 所做的关于喷孔数目 和压力损失的 研究均表明，单位面 积内喷孔数日的增多可明显提高冷却效率。在因冷气喷射造成的较高设计压力 损失条件小，存在一个可使冷却效率最佳的孔间距，且在相同的吹风比下，孔 数的增多对冷却效率的影响并不十分明显。在较低的设计压力损失条件下，单 位面积上孔数的增多可明显提高冷却效率。在单位面积上孔数一定的条件下， 孔径的增大可明显提高冷却效率和降低压力损失。 上面大致讲了一下各参数对换热系数h 和冷却效率q 的影响，卜 面着重讲 一 卜 密度比d r对换热系数h 和冷却效率几 的影响。 密度比对换热和冷却的影响前人已经在定常流情况下做了一些研究。例 如: t e e k a r a m 等 人 1 8 】 研 究了 平 板上 入 流角 为3 0 0 的 不同 入 流 对 换 热系 数的 影 响。气膜冷却使用了相同密度的空气和c o : 气体，通过控制创门 的温度使入 流的密度相等。他们发现只要保持相同的密度，换热系数和使用何种气体 ( 空 气或者c 0 2 气体) 是无关的。 a m m a r i 等人 1 9 1 在平板上使用空 气 ( d r = 1 .0 ) 和c 0 2 气体 ( d r = 1 . 5 2 )作为入流， 研究了 密度比对换热系数的影响。结果发 现:9 0 度入射角时，对所有的吹风比 ( 0 .5 - 2 . 0 )，换热系数受密度的影响很 小。而入射角降低到3 5 度时，对所有的吹风比，换热系数随着密度的增加而 降 低。i t o 等人 2 0 1 使 用传 热 传质 类比 方法 研究了 密 度比 对涡轮叶片 冷却 效 率 的影响，他们指出:在吹风比。 . 5 的情况下，密度比增大会导致吸力面冷却效 率的降 低，压力面的 情况与此相反。 他们还发现; 在吹风比1 .0 的情况下 ，密度 比 增大会使吸力面和压力面上的冷却效率均提高。 h a as等人 2 1 研究了 主流紊 流度在6 .2 %的情况下，c o : 气体作为入流，密度比对涡轮叶片吸力面上气膜 冷却的影响。研究发现在低吹风比0 . 5 时， 密度比增大，吸力面冷却效率降 低。但是在高吹风比1 .0 和 1 .5 时，密度比增大，吸力面冷却效率增大。 o u 等人 2 2 和m e h e n d a l e 等人 2 3 研究了 非定常尾流和空气 ( d r = 1 .0 ) 或c 0 2 体( d r = 1 .5 ) 作为入流时 对叶片的 冷却效率和换热情况的影响。 他们发现1 。 无 尾流的情况，对于c 0 2 气体和空气射流来讲，它们在大部分吸力面 达到最有 效冷却的最佳吹风比分别为:1 .2 和0 . 8 。在吸力面转换区的最佳吹风比为0 .8 和0 -4 a 2 。在压力面，吹风比为1 .2 时，c 0 2 气体射流比空气射流有较好的冷 却效果，吹风比为0 .8 时的情况相反。在吸力面，吹风比为 1 .2 时，c 0 2 气体 射流比空气射流有较好的冷却效果，吹风比为0 .4 时的 情况相反。 3 。 对大部 第一章绪论 分的叶片表面，所有密度比和吹风比 ( m= 0 .4 - 1 . 2 )的情况下，非定常尾流频 率的增加会导致冷却效率的降低。但是换热系数会增加。非定常尾流和气膜冷 却均能将吸力面上边界层的转变点提前，提高换热系数。入流和主流的相互掺 混影响了这两个面上气膜孔下游的边界层，从而导致了换热系数分布图上很尖 锐的上升。这两个表面三个吹风比下均有:尾流斯得鲁哈尔数增加，换热系数 上升，冷却效率下降。非定常尾流对换热系数的影响，吸力面上要比压力面上 明显。在吸力面，由于非定常尾流导致的换热系数的增加，低密度比情况下 要 比高密度比情况下高很多。在压力面，这两种密度比下，尾流对换热系数的影 响是一样的。 目前，虽然己公开发表了大量气膜冷却的研究结果，但还未能归纳出较通 用的经验公式用以准确计算在给定设计条件下气膜冷却的效率，也同样缺乏气 膜冷却换热系数的计算公式，因而仍需在气膜冷却的实验研究上继续做大量的 工作。 1 . 4本文的研究背景和意义 热端部件的冷却技术一直是航空发动机的关键技术之一，它的主要特点是 与实验联系非常紧密，工程性和针对性都很强，需要大量的实验数据库作义 持，研究成本高，周期长，各国都将该技术视为核心机密，难以从公开发表的 文献资料中获取实用的信息。我国要设计自己的高性能航空发动机，必须大力 开展有关热端部件冷却的实验研究， 获取第一手的数据和资料，以丰富和完善 我国自己的发动机设计体系。 本文课题来源于某航空研究所，主要是对涡轮叶片表面气膜冷却的情况进 行实验研究，对涡轮叶片表面进行热分析，以提高我国在航空发动机高温部件 冷却系统的设计水平。实验中的气膜冷却孔采用传统的圆柱形孔，这种孔型加 工方便，出流冷气比较集中。国外已有学者对多排孔的气膜冷却进行了测量， 但在国内 还未见这方面的公开报道。 木实验研究在国内还是 一 个全新的课题， 实验研究有助于填补国内涡轮叶片表面气膜冷却实验数据的缺陷。项目 所获得 的气膜冷却数据对设计高温涡轮叶片的冷却系统具有较大参考应用价值，它在 航空发动机中的高温部件的冷却方案的设计中将发挥重要的作用。 6 第一章绪论 分的叶片表面，所有密度比和吹风比 ( m= 0 .4 - 1 . 2 )的情况下，非定常尾流频 率的增加会导致冷却效率的降低。但是换热系数会增加。非定常尾流和气膜冷 却均能将吸力面上边界层的转变点提前，提高换热系数。入流和主流的相互掺 混影响了这两个面上气膜孔下游的边界层，从而导致了换热系数分布图上很尖 锐的上升。这两个表面三个吹风比下均有:尾流斯得鲁哈尔数增加，换热系数 上升，冷却效率下降。非定常尾流对换热系数的影响，吸力面上要比压力面上 明显。在吸力面，由于非定常尾流导致的换热系数的增加，低密度比情况下 要 比高密度比情况下高很多。在压力面，这两种密度比下，尾流对换热系数的影 响是一样的。 目前，虽然己公开发表了大量气膜冷却的研究结果，但还未能归纳出较通 用的经验公式用以准确计算在给定设计条件下气膜冷却的效率，也同样缺乏气 膜冷却换热系数的计算公式，因而仍需在气膜冷却的实验研究上继续做大量的 工作。 1 . 4本文的研究背景和意义 热端部件的冷却技术一直是航空发动机的关键技术之一，它的主要特点是 与实验联系非常紧密，工程性和针对性都很强，需要大量的实验数据库作义 持，研究成本高，周期长，各国都将该技术视为核心机密，难以从公开发表的 文献资料中获取实用的信息。我国要设计自己的高性能航空发动机，必须大力 开展有关热端部件冷却的实验研究， 获取第一手的数据和资料，以丰富和完善 我国自己的发动机设计体系。 本文课题来源于某航空研究所，主要是对涡轮叶片表面气膜冷却的情况进 行实验研究，对涡轮叶片表面进行热分析，以提高我国在航空发动机高温部件 冷却系统的设计水平。实验中的气膜冷却孔采用传统的圆柱形孔，这种孔型加 工方便，出流冷气比较集中。国外已有学者对多排孔的气膜冷却进行了测量， 但在国内 还未见这方面的公开报道。 木实验研究在国内还是 一 个全新的课题， 实验研究有助于填补国内涡轮叶片表面气膜冷却实验数据的缺陷。项目 所获得 的气膜冷却数据对设计高温涡轮叶片的冷却系统具有较大参考应用价值，它在 航空发动机中的高温部件的冷却方案的设计中将发挥重要的作用。 6 西北工业大学硕士学 位论文 互 1 . 5本文的主要工作 本文的主要工作有以 卜 四个部分: u 月 、 五 、 在主 流雷诺 数5 0 0 0 0 _ r e _ 2 7 0 0 0 0 的范围内， 对涡 轮导向 叶片 表面的压力分布进行了详细的测量， 研究了不同主流雷诺数情况 卜 的叶片型面的静压分布和速度分布规律。 在相同主流雷诺数范围下对涡轮导叶型面气膜孔流量系数进行了 详细而全面的实验研究，深入分析了主流雷诺数、二次流吹风比 和气膜孔位置对流量系数的影响。 对无气膜出流，全气膜出流，以及分区域气膜孔出流情况下的涡 轮导叶型面冷却情况进行了详细的实验研究。以冷却效率的形式 分析了主流雷诺数和二次流吹风比对气膜孔下游区域冷却效率的 影响情况。 对无气膜出流，全气膜出流，以及分区域气膜孔出流情况下的涡 轮导叶型面换热情况进行了详细的实验研究。以换热系数和换热 系数比形式分析了主流雷诺数和二次流吹风比对气膜孔下游区域 换热的影响情况。 对全 气 膜出 流 情况 下， 采用c o , 作 为 二 次 流出 流， 详 细 测 量了 涡 轮导叶表面换热系数的分布情况。并与之前测量的以空气作为二 次流出流时测量的导叶表面换热系数进行了对比分析。研究了密 度比对气膜孔下游换热系数的影响情况。 第二章 实 验装置与测试技术 第二章 实验装置与测试技术 2 . 1实验装置 2 . 1 . 1涡轮叶栅传热风洞 2 . 1 . 1 . 1风洞结构 本文所做的所有实验均是在西北工业大学大尺寸低速平面叶栅传热风洞 中进行的。该风洞可以进行不同雷诺数、紊流度和来流边界层厚度下的三维流 场测量、叶片表面静压测量、叶片表面的换热与冷却测量、流场显示以及冷气 热示踪等实验。其风洞的结构示意图如图2 . 1 所示: 图2 . 1大尺寸低速平面叶栅风洞结构示意图 由上图看出:该风洞是由进气段，圆变方段，导向稳流段，收缩段，过渡 段，实验段和出气段七部分组成。其中在圆变方段前安装了7 . 5 k w的轴流式风 机，并且采用了变频调速器来控制轴流式风机的转速用来产生所需要的主流。 具体调节方法如下:根据特定主流雷诺数，实验大气压和室温计算出相应的来 流动压头，然后转换成毫米水柱，最后利用皮托管和微压计，调节变频调速器 使主流和特定主流雷诺数相吻合。进气段为圆形通道，实验段需要的是方形通 第二章 实 验装置与测试技术 第二章 实验装置与测试技术 2 . 1实验装置 2 . 1 . 1涡轮叶栅传热风洞 2 . 1 . 1 . 1风洞结构 本文所做的所有实验均是在西北工业大学大尺寸低速平面叶栅传热风洞 中进行的。该风洞可以进行不同雷诺数、紊流度和来流边界层厚度下的三维流 场测量、叶片表面静压测量、叶片表面的换热与冷却测量、流场显示以及冷气 热示踪等实验。其风洞的结构示意图如图2 . 1 所示: 图2 . 1大尺寸低速平面叶栅风洞结构示意图 由上图看出:该风洞是由进气段，圆变方段，导向稳流段，收缩段，过渡 段，实验段和出气段七部分组成。其中在圆变方段前安装了7 . 5 k w的轴流式风 机，并且采用了变频调速器来控制轴流式风机的转速用来产生所需要的主流。 具体调节方法如下:根据特定主流雷诺数，实验大气压和室温计算出相应的来 流动压头，然后转换成毫米水柱，最后利用皮托管和微压计，调节变频调速器 使主流和特定主流雷诺数相吻合。进气段为圆形通道，实验段需要的是方形通 西北工业大学硕士学位论文 道，其中形状的转变是通过圆变方段实现的。导流片稳定了来流。为了减小扰 动产生的实验误差，进气段和出气段均被墙壁和实验段隔开了。 2 . 1 . 1 . 2风洞主要性能指标 大尺寸低速平面叶栅风洞的主要性能参数如下: 实验段进口气流不均匀性: 实验段进口风速范围: 实验段进口雷诺数范围: 实验段进口紊流度范围: 加热温度范围: 2 . 1 . 2导叶叶栅实验段及实验叶片 导叶叶栅平面示意图如图2 . 2 所示。 5 % 3 . 2 3 m/ s 5 0 , 0 0 0 . 2 7 0 , 0 0 0 0 . 4 % - 1 5 . 0 % 0 0 c- 5 0 0 c 图2 .2导叶叶棚平面示意图 如上图所示:该实验叶栅由5 个直叶片所构成。中间的叶片是中空的，经 过加工后进行压力分布，流量系数，换热系数和冷却效率的测量。其余四个叶 片是实心的，用来为中间的叶片形成周期性边界条件。这些叶片均是用有机玻 璃制作而成。 其中实验段进口 截面宽8 0 0 m m , 高3 0 0 m m , 出日 截面宽2 2 8 . 7 3 m m , 高3 0 0 m m ，实验段转角为7 3 0 。为了便于观察和测量，叶片、两侧壁和上下端壁 均由有机玻璃制成。叶栅前缘上游 2 2 5 二 处开有2 个小圆孔用于测量来流温度 西北工业大学硕士学位论丈 道，其中形状的转变是通过圆变方段实现的。导流片稳定了来流。为了减小扰 动产生的实验误差，进气段和出气段均被墙壁和实验段隔开了。 2 1 1 2 风洞主要性能指标 大尺寸低速平面叶栅风洞的主要性能参数如下： 实验段进口气流不均匀性： 5 实验段进口风速范围： 3 2 3 m s 实验段进 | 雷诺数范围：5 0 ，0 0 0 2 7 0 ，0 0 0 实验段进口紊流度范围： o 4 1 5 0 加热温度范围： o o c 5 0 0 c 2 1 2 导叶叶栅实验段及实验叶片 导叶叶栅平面示意图如图2 2 所示。 幽2 2 导叶雕栅平面小恿削 如上图所示：该实验叶栅由5 个直叶片所构成。中问的叶片是中空的，经 过加工后进行压力分布，流量系数，换热系数和冷却效率的测量。其余四个叶 片是实心的，用来为中间的叶片形成周期性边界条件。这些叶片均是用有机玻 璃制作而成。其中实验段进口截面宽8 0 0 r a m ，高3 0 0 r a m ，出u 截面宽2 2 8 7 3 m m ， 高3 0 0 r a m ，实验段转角为7 3 。为了便于观察和测量，叶片、两侧擘和上下端壁 均由有机玻璃制成。叶栅前缘上游2 2 5 m m 处开有2 个小圆孔用于测量来流温度 第二章实验装置与柳i 试技术 和速度，两侧壁各开有一个圆形孔窗，便于维护叶片。图2 3 为实验段外观照 片图。 实验叶栅的主要几何参数如下： 叶片弦长c ： 2 0 1 9 r a m 轴向弦长g ： 1 2 7 m m 叶栅栅距p - 1 6 0 m m 叶片高度h ： 3 0 0 r a m 进气角研： 9 0 。 出气角： 1 7 。 图2 3 实验段外观照片剀 实验所用叶片型面坐标取自某型航空发动机高压涡轮导向叶片，由于实际 涡轮叶片尺寸太小，难以进行有效的测量，因而实验中采用了相似性原理，将 叶片进行了相似性放大。实验叶片的形状以及气膜孔分布示意图如图2 4 所示， 图中x 正向即为实验中主流来流方向。 西北工业大学硕士学位论文 导叶型面上一共布置了1 8 排圆柱形气膜孔，按图示逆时针方向编号，分别 为孔排l 至孔排1 8 ，其余的孑l 排按照 逆时针方向从孔排2 孔排1 7 依次 排列，图中标出了这1 8 排气膜孔在叶 片型面上的位置。另外，孔排1 孔 排8 分布在吸力而，孔排9 孔排1 8 分布在压力面，孔排5 孔排1 l 处r 叶片前缘区域，出口角度垂直于叶片 表面主流方向，并且都以叉排方式排 列，而其余孔排列方式均为顺排，前 缘驻点在第7 ，8 排孔之间。气膜孔 儿何参数见表2 1 ，其中x ，y 代表在 实际叶片上气膜孔中心坐标( 驻点为 原点坐标) ，s c 代表孔中心距前缘 驻点弧长与驻点到尾缘的弧长之比， 图2 4 实验叶片的形状以及气膜孔分布示意图 ( 对于压力面c - 2 4 5 r r 【n ，吸力面c = 2 7 0 m m ) ，a 代表孔的轴线方向与叶片表面的夹 角y 代表孔的出气方向与叶片表面的央角。 实验中所用的工作叶片是用有机玻璃制作而成的，根据所做实验，做了两 个