張立棟, 杜利梅, 王梅麗, 郭婷婷, 董文華, 李少華, 鄒曉輝

(1.東北電力大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院,吉林 132012;2.北京國(guó)電龍?jiān)喘h(huán)保工程有限公司,北京 100052;3.華電電力科學(xué)研究院,杭州 310030)

20世紀(jì)90年代以來(lái),國(guó)際上對(duì)靜葉氣膜冷卻的試驗(yàn)研究大多數(shù)都是利用放大的葉片模型在低速葉柵風(fēng)洞中進(jìn)行的.Mehendal等[1]使用加熱薄膜和熱電偶測(cè)量了平板尾部的半圓形前緣上的努塞爾數(shù)Nu和氣膜冷卻效率;Drost等[2]采用瞬態(tài)液晶技術(shù)測(cè)量透平靜葉氣膜冷卻效率和傳熱;Mick等[3]對(duì)前緣為半圓形,后部為平板模型的滯止區(qū)域的模型進(jìn)行了研究,模型中在前緣埋有熱電偶,研究結(jié)果表明:隨著吹風(fēng)比的增加,兩排孔下游的冷卻效率都有所降低;朱惠人等[4-6]采用半圓柱模型對(duì)葉片前緣多排圓柱形孔的氣膜冷卻換熱和氣膜冷卻效率進(jìn)行了試驗(yàn)研究.

筆者在自行設(shè)計(jì)的風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi),對(duì)葉片的氣膜冷卻特性做了研究.主要是對(duì)于不同吹風(fēng)比和不同主流雷諾數(shù)下葉片前緣氣膜冷卻效率的研究以及葉片壓力面和吸力面冷卻效果的比較.國(guó)內(nèi)外這方面的研究主要是在葉片前緣模擬件上進(jìn)行的,本試驗(yàn)研究對(duì)象是NASA的真實(shí)葉片,并且試驗(yàn)段改造成弧形,以模擬真實(shí)的葉柵通道.這對(duì)渦輪葉片氣膜冷卻的實(shí)際工程設(shè)計(jì)研究有重要的意義.

1 試驗(yàn)裝置及測(cè)試方法

本次試驗(yàn)測(cè)量是在東北電力大學(xué)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室內(nèi)完成的.靜葉柵風(fēng)洞試驗(yàn)裝置見(jiàn)圖1.為了與葉柵通道的形狀相匹配,大試驗(yàn)段設(shè)計(jì)成S型,材料選用厚度為10 mm的有機(jī)玻璃,以便于觀(guān)測(cè)整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程.大試驗(yàn)段內(nèi)矩形截面尺寸為450 mm×350 mm.

圖1 靜葉柵風(fēng)洞試驗(yàn)裝置示意圖Fig.1 Wind tunnel test apparatus for cascade of turbine blades

試驗(yàn)用葉片采用美國(guó)航空航天的MarkⅡ型葉片,葉片尺寸按文獻(xiàn)[7]中所述.因?qū)嶋H渦輪葉片尺寸較小,試驗(yàn)中很難測(cè)量,所以采用放大的葉片試驗(yàn)件,放大倍數(shù)為1.7342.由于葉片上需要安置大量的熱電偶,所有試驗(yàn)件均采用中空結(jié)構(gòu),整個(gè)葉片壁厚為5 mm.由于本試驗(yàn)主要研究葉片前緣氣膜冷卻的傳熱特性,因此在前緣上開(kāi)有4排氣膜孔.考慮到在葉片壓力面上,氣流一直會(huì)做加速流動(dòng),在壓力面曲率最大的地方開(kāi)有兩排氣膜孔,開(kāi)孔位置取在S/L為0.4～0.7處(S為測(cè)量點(diǎn)到駐點(diǎn)的弧長(zhǎng),L為駐點(diǎn)到葉片尾緣的總弧長(zhǎng)).在此位置時(shí),氣流加速度很大,加速的主流可以使射流冷氣較好地附著在孔下游的葉片表面上,因此能達(dá)到較好的冷卻效果.前緣的四排孔,分別在壓力面和吸力面上,氣膜孔中心距前緣滯止線(xiàn)20 mm和50 mm處開(kāi)有兩排氣膜孔(考慮到前緣部分氣膜孔不能離駐點(diǎn)太近,以防主流經(jīng)氣膜孔倒灌入葉片內(nèi)),孔直徑D為5 mm,孔的中心線(xiàn)垂直于葉片表面,氣膜孔位置見(jiàn)圖2.氣膜孔采取叉排布置,第一排孔(孔排2和孔排3)沿葉高方向設(shè)有9個(gè)氣膜孔,第二排孔(孔排1和孔排4)沿葉高方向設(shè)有8個(gè)氣膜孔.圖3為葉片表面的平面展開(kāi)圖,以駐點(diǎn)線(xiàn)中心為原點(diǎn),駐點(diǎn)線(xiàn)為y軸,氣膜孔用圓表示,熱電偶用點(diǎn)表示.

圖2 氣膜孔位置圖Fig.2 Arrangement of film holes

圖3 氣膜孔、熱電偶分布圖Fig.3 Arrangement of film holes and thermocouples

如圖3所示,X/D是孔中心線(xiàn)與前緣滯止線(xiàn)間的弧長(zhǎng)與孔徑之比,吸力面為負(fù)值,壓力面為正值.

定義冷卻效率如下:

式中:Taw為絕熱壁溫度,即主流與射流在邊界層外部的摻混溫度,℃;T∞為主流溫度,℃;Tc為射流溫度,℃.

吹風(fēng)比定義為:

式中:ρc、ρ∞分別為射流和主流的密度,kg/m3;Vc、V∞分別為射流和主流的速度,m/s.

試驗(yàn)是基于不同雷諾數(shù)Re和不同吹風(fēng)比M下進(jìn)行的,基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re=ρ uC/μ,分別設(shè)定為146000,195000,284000.其中 ρ為主流密度;u為主流的速度;C為葉片弦長(zhǎng);μ為主流的來(lái)流動(dòng)力黏度系數(shù).取吹風(fēng)比M=0.8,1.0,1.5,2.5,3.0.

試驗(yàn)?zāi)康氖茄芯咳~片表面的冷卻效率,因而需要測(cè)得葉片表面溫度場(chǎng)的變化.試驗(yàn)中共布置了44個(gè)Omega K型焊點(diǎn)式熱電偶,其中42個(gè)熱電偶用于測(cè)量葉片表面的溫度;一個(gè)熱電偶懸空安置在葉片內(nèi)部,用以測(cè)量射流噴射前的溫度;另一個(gè)安置在主流中,用于測(cè)量主流的溫度.

試驗(yàn)件如圖4所示,試驗(yàn)件由有機(jī)玻璃制成,表面粘有紫銅薄片,薄片厚度為2 mm,熱電偶沿著薄片條的跨度方向焊在薄片條下面.主流溫度為環(huán)境溫度,冷卻工質(zhì)被加熱后進(jìn)入試驗(yàn)葉片,試驗(yàn)溫度由安捷倫數(shù)據(jù)采集儀采集.

圖4 試驗(yàn)件實(shí)物圖Fig.4 Profile of the test piece

2 試驗(yàn)工況與數(shù)據(jù)處理方法

試驗(yàn)中通過(guò)調(diào)節(jié)風(fēng)機(jī)轉(zhuǎn)速來(lái)改變主流雷諾數(shù)的大小,射流流量通過(guò)壓縮機(jī)閥門(mén)來(lái)控制,以改變吹風(fēng)比的大小.試驗(yàn)中主流雷諾數(shù)的變化范圍是150000～300000,吹風(fēng)比M的變化范圍是0.8～3.0,主流溫度 T∞和射流溫度Tc的變化范圍分別是10～12℃和11～35℃.在試驗(yàn)過(guò)程中,待氣流溫度穩(wěn)定后進(jìn)行數(shù)據(jù)采集,安捷倫數(shù)據(jù)采集儀每隔10 s記錄一次數(shù)據(jù),大量的數(shù)據(jù)均在試驗(yàn)穩(wěn)定5～10 min獲得.最終的數(shù)據(jù)是先對(duì)時(shí)間取平均值,也就是在穩(wěn)定時(shí)間內(nèi)對(duì)數(shù)據(jù)采集次數(shù)取平均,再對(duì)同一位置的數(shù)據(jù)取平均,即同一位置的熱電偶個(gè)數(shù)取平均而得.

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 不同吹風(fēng)比下冷卻效率的變化

試驗(yàn)中,在雷諾數(shù)為195000時(shí)就前緣壓力面和吸力面各開(kāi)兩排氣膜孔(共四排孔),以及在壓力面上一排孔、吸力面上兩排孔(共三排孔)條件下,對(duì)氣膜冷卻效率進(jìn)行了分析.圖5為三排孔時(shí)不同吹風(fēng)比M時(shí)吸力面冷卻效率曲線(xiàn).從圖5可以看出:緊鄰孔區(qū)域冷卻效率隨吹風(fēng)比的增大而提高,氣膜孔下游的冷卻效率隨吹風(fēng)比的增大而降低.吹風(fēng)比越小,緊接孔下游的氣膜冷卻效率越低,并沿下游方向快速升高.隨著吹風(fēng)比的增大,近孔區(qū)域的氣膜冷卻效率會(huì)降低.由于在邊界層中引入更多的射流后,在孔的附近射流會(huì)上移,然后在下游再附著,因而使下游的氣膜冷卻效率更大.而吹風(fēng)比較低時(shí)射流流出孔時(shí)就會(huì)被推向表面,因此會(huì)使緊臨氣膜孔的下游區(qū)域的氣膜冷卻效率增大.

圖5 三排孔時(shí)不同吹風(fēng)比下吸力面冷卻效率曲線(xiàn)Fig.5 Curves of cooling efficiency on the suction side of turbine blade with different blowing ratios(three rows of holes)

圖6為四排孔時(shí)不同吹風(fēng)比吸力面上氣膜冷卻效率的曲線(xiàn).從圖6可以看出,與三排孔的情況比較,四排孔時(shí)測(cè)量值的變化比較劇烈,但是變化趨勢(shì)是一致的.在下游區(qū)域高吹風(fēng)比產(chǎn)生的氣膜冷卻效率要更高一些.這是由于射流的聚集造成的.由于多了一排孔,射流量增多,造成了射流在下游的大量聚集,提高了氣膜冷卻效率.在高吹風(fēng)比時(shí),下游較遠(yuǎn)區(qū)域中射流的分離和再附著導(dǎo)致了很高的氣膜冷卻效率.

圖6 四排孔時(shí)不同吹風(fēng)比吸力面冷卻效率的曲線(xiàn)Fig.6 Curves of cooling efficiency on the suction side of turbine blade with different blowing ratios(four rows of holes)

圖7為四排孔時(shí)不同吹風(fēng)比下壓力面的氣膜冷卻效率.壓力面上冷卻效率的變化趨勢(shì)與吸力面上不一致.總的來(lái)說(shuō),壓力面的氣膜冷卻效率比吸力面的低很多.由于作用于射流上的靜壓力使得射流離開(kāi)了葉片表面.氣膜孔附近的冷卻效率隨著吹風(fēng)比增大反而降低.與吸力面不同,在最低吹風(fēng)比M=0.8時(shí),最大的氣膜冷卻效率在緊鄰射流孔下游處出現(xiàn).隨著吹風(fēng)比的提高,下游處的冷卻效率由于射流的脫離表面和再附著而開(kāi)始增加.在最高的吹風(fēng)比下,由于表面的彎轉(zhuǎn)方向與射流脫離表面方向相同,射流表現(xiàn)出強(qiáng)烈的再附著作用.

圖7 四排孔時(shí)不同吹風(fēng)比下壓力面的冷卻效率曲線(xiàn)Fig.7 Curves of cooling efficiency on the pressure side of turbine blade with different blowing ratios(four rows of holes)

在吸力面上,氣膜冷卻效率在鄰近氣膜孔處較高,并沿流向降低,但是由于射流和吸力面孔排的綜合效果,使得吸力面下游的氣膜冷卻效率仍然會(huì)有較高的值.由于吸力面的邊界層比壓力面的厚,射流出流容易穿過(guò)邊界層進(jìn)入主流,不利于冷卻,且壓力面是凹面,射流出流后更容易貼附在壁面上.可以看出,最高的冷卻效率在吸力面上產(chǎn)生,最低的氣膜冷卻效率在壓力面上產(chǎn)生.

3.2 主流雷諾數(shù)對(duì)冷卻效率的影響

在四排孔下研究不同主流雷諾數(shù)對(duì)氣膜冷卻效率的影響.圖8為四排孔時(shí)不同雷諾數(shù)下吸力面的氣膜冷卻效率.圖9四排孔時(shí)不同雷諾數(shù)下壓力面的氣膜冷卻效率.綜合圖8和圖9可以看出:總體看來(lái),不同的主流雷諾數(shù)對(duì)氣膜冷卻效率影響不大;但在葉片前緣,低吹風(fēng)比時(shí),Re對(duì)冷卻效率影響較小;吹風(fēng)比較高時(shí),主流雷諾數(shù)對(duì)孔附近的冷卻效率影響增大.這是由于在葉片前緣區(qū)域,氣流加速度較大,使冷氣有較好的貼壁性,高雷諾數(shù)時(shí)射流量較大,在氣流的作用下貼壁在葉片表面的射流較多,使得氣膜冷卻效率較高.這也是在不同雷諾數(shù)下,冷卻效率沿流向下降較慢,而在氣膜孔下游較遠(yuǎn)處氣膜冷卻效率值仍比較高的原因.

圖8 不同雷諾數(shù)下吸力面的冷卻效率曲線(xiàn)Fig.8 Curves of cooling efficiency on the suction side of turbine blade with different Reynolds numbers

圖9 不同雷諾數(shù)下壓力面的冷卻效率曲線(xiàn)Fig.9 Curves of cooling efficiency on the pressure side of turbine blade with different Rey nolds numbers

4 結(jié) 論

(1)氣膜孔附近的冷卻效率隨吹風(fēng)比的增大而提高,氣膜孔下游的冷卻效率隨吹風(fēng)比增大而降低;

(2)吸力面和壓力面的冷卻效率相比:最高的氣膜冷卻效率在吸力面上產(chǎn)生,最低的氣膜冷卻效率在壓力面上產(chǎn)生;

(3)低吹風(fēng)比時(shí)主流雷諾數(shù)對(duì)冷卻效率的影響不大;但在葉片前緣,隨著吹風(fēng)比的增大,不同主流雷諾數(shù)對(duì)冷卻效率的影響也增大.

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