氣膜孔局部堵塞對葉片壓力面沖擊－擾流柱－氣膜結(jié)構(gòu)綜合冷卻效率的影響

周君輝，張靖周＊

南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京 210016

氣膜孔局部堵塞對葉片壓力面沖擊－擾流柱－氣膜結(jié)構(gòu)綜合冷卻效率的影響

周君輝，張靖周＊

南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京 210016

運用數(shù)值模擬方法研究了氣膜孔局部堵塞對葉片壓力面上射流沖擊－擾流柱－氣膜結(jié)構(gòu)綜合冷卻效率的影響，重點分析了堵塞位置和堵塞比的影響。研究結(jié)果表明：無論是氣膜孔內(nèi)無堵塞還是存在局部堵塞情形，隨著吹風(fēng)比增大，綜合冷卻效率均呈現(xiàn)逐漸增大的趨勢；在低的吹風(fēng)比下，氣膜孔出口－尾緣局部堵塞的綜合冷卻效率略低于無堵塞氣膜孔，而在氣膜孔進(jìn)口－前緣和氣膜孔出口－前緣的局部堵塞則導(dǎo)致綜合冷卻效率有較為輕微的上升；在高吹風(fēng)比下，位于氣膜孔出口－前緣和氣膜孔進(jìn)口－前緣的局部堵塞能夠抑制氣膜射流與主流相互作用所形成的卵形渦，從而冷卻效率下降較少，而氣膜孔出口－尾緣的局部堵塞則導(dǎo)致綜合冷卻效率降低較多；堵塞比對壁面沿程綜合冷卻效率的影響呈現(xiàn)非單調(diào)的變化趨勢，這是由于沖擊－擾流柱－氣膜整體式冷卻結(jié)構(gòu)的冷卻效果取決于內(nèi)部強化傳熱和外部氣膜防護(hù)的多重作用機制。

渦輪葉片；復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)；局部堵塞；綜合冷卻效率；數(shù)值模擬

高性能航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機的發(fā)展對渦輪葉片強化冷卻的技術(shù)指標(biāo)提出了越來越苛刻的要求，研究和發(fā)展渦輪葉片高效冷卻方式，在減少冷卻用氣量的前提下實現(xiàn)綜合冷卻效率的提高，已成為發(fā)展高性能航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機關(guān)鍵支撐技術(shù)之一［1］。

在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機熱端部件強化冷卻技術(shù)發(fā)展中，射流沖擊－發(fā)散和射流沖擊－擾流柱－氣膜復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)是目前得到廣泛關(guān)注的雙層壁冷卻結(jié)構(gòu)［2－8］，同時，特征尺寸已呈現(xiàn)向微小化方向發(fā)展的趨勢［9－10］，這一特點在典型的雙層壁冷卻結(jié)構(gòu)中得以體現(xiàn)。

冷卻結(jié)構(gòu)特征尺寸減小在增強冷卻效率的同時也面臨更大的堵塞風(fēng)險。尤其是在實際工程應(yīng)用中，氣膜孔容易受到一些外在因素的影響而形成局部堵塞，譬如，氣膜孔加工缺陷、熱障涂層涂覆和外部微細(xì)顆粒的侵入沉積等［11－13］。Bunker［14］研究了平板氣膜孔堵塞對中心線絕熱氣膜冷卻效率影響，結(jié)果表明孔內(nèi)堵塞會造成出口區(qū)域氣膜冷卻效率降低約30%；Na等［15］針對氣膜孔局部堵塞的研究表明氣膜孔堵塞導(dǎo)致絕熱冷卻效率呈現(xiàn)顯著的下降趨勢，熱側(cè)對流換熱系數(shù)呈現(xiàn)增大趨勢；Jovanovic等［16－17］的研究揭示出氣膜孔內(nèi)局部堵塞可能誘導(dǎo)氣膜射流與主流相互作用過程中迎風(fēng)與背風(fēng)渦的增強，同時他們也發(fā)現(xiàn)氣膜孔堵塞位置對冷卻特性的影響規(guī)律是不同的，孔內(nèi)的堵塞在某些情形下甚至能夠提高氣膜的冷卻效果；Nasir［18］和 Yang［19］等針對在氣膜孔內(nèi)部臨近出口前緣的位置上附加突片的實驗研究表明，突片的存在能夠抑制氣膜射流的卵形渦對，起到改善氣膜冷卻效果的作用；Pan等［20］對平板上單排傾斜氣膜孔內(nèi)局部堵塞所引起的冷氣射流流動和冷卻特性變化進(jìn)行了數(shù)值研究，分析了堵塞比、堵塞位置和吹風(fēng)比對絕熱氣膜冷卻效率的影響。

綜上分析，目前針對氣膜孔內(nèi)部局部堵塞效應(yīng)的研究多集中于平板氣膜孔。在渦輪葉片表面，壓力面相對吸力面更易形成外部侵入微細(xì)粒子的沉積［21－22］，從而在氣膜孔出口附近形成局部堵塞。由于氣膜孔通道的堵塞位置和大小往往具有隨機性，因此對氣膜冷卻的影響非常復(fù)雜。本文針對一個典型的渦輪葉片葉型，在模擬真實的氣動參數(shù)條件下，采用數(shù)值模擬方法研究氣膜孔局部堵塞對葉片壓力面上射流沖擊－擾流柱－氣膜結(jié)構(gòu)綜合冷卻效率的影響，重點研究堵塞位置和堵塞比對壁面綜合冷卻效率的影響。

1 計算模型

計算模型如圖1（a）所示，葉片葉型選自Arts等［23］的高負(fù)荷跨聲葉柵研究文獻(xiàn)，葉片為靜葉，弦長為67．647mm，柵距為57．5mm，喉部寬度為14．93mm。鑒于所關(guān)注的研究問題以及考慮到計算網(wǎng)格數(shù)量的制約，在葉高方向選取10mm，同時僅在葉片壓力面上布置一個局部內(nèi)部冷卻單元，如圖1（b）和圖1（c）所示。冷卻單元采用沖擊－擾流柱－氣膜復(fù)合冷卻方式，因為這一冷卻方式為目前較為先進(jìn)的冷卻方式，有較好的應(yīng)用前景，而考慮內(nèi)部傳熱的氣膜孔堵塞對冷卻效率影響的內(nèi)容則鮮有報道，為了考慮上游氣膜出流對下游氣膜冷卻影響，以及沖擊、擾流冷卻方式對冷卻效率影響，單元體內(nèi)包含2排氣膜孔、2排沖擊孔和3排擾流柱，氣膜孔直徑d為0．3mm，傾角為30°，氣膜孔排距為9mm，展向氣膜孔間距為0．6mm；沖擊孔直徑dj為0．5mm，展向沖擊孔間距為1．2mm；擾流柱直徑dp為2mm；內(nèi)側(cè)壁厚為0．7mm，外側(cè)壁厚為0．6mm，內(nèi)外壁間隙為0．5mm。坐標(biāo)系原點設(shè)置在沿主流方向第2排第1個氣膜孔出口中心，如圖1（c）所示。

圖1 計算模型示意圖Fig．1 Schematic of computational model

氣膜孔內(nèi)部的局部堵塞采用類錐體結(jié)構(gòu)，根據(jù)Pan等［20］的研究，選取如圖2（a）所示的3個典型的局部堵塞位置，分別為氣膜孔進(jìn)口－前緣（Location 1）、氣膜孔出口－前緣（Location 2）和氣膜孔出口－尾緣（Location 3）。所有局部堵塞體在氣膜孔軸線方向的長度均為0．6mm，通過改變圖2（b）中類扇形截面的邊長a和頂角θ來控制堵塞比B，如表1所示。

堵塞比B定義如下

式中：Ab為堵塞物橫截面積；α為氣膜孔傾角。

圖2 氣膜孔內(nèi)局部堵塞結(jié)構(gòu)尺寸示意Fig．2 Schematic diagram of partial blockage dimension inside film hole

表1 圖2（b）對應(yīng)的幾何參數(shù)Table 1 Dimension parameters corresponding to Fig．2（b）

2 計算方法和驗證

2．1 計算方法

采用Fluent－CFD軟件進(jìn)行數(shù)值求解Navier－Stokes雷諾時均方程，速度與壓力耦合采用SIMPLE算法，湍流模型選用RNG k－ε湍流模型，近壁采用非平衡壁面函數(shù)；各物理量的離散格式均為二階迎風(fēng)格式，收斂標(biāo)準(zhǔn)為各物理量基本不變，并且殘差低于10－5。

計算網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在氣膜孔附近采用了逐漸加密的方法，并在近壁面區(qū)域布置了邊界層，以適應(yīng)該區(qū)域的大速度梯度的要求，如圖3所示。經(jīng)過網(wǎng)格獨立性試驗，整體網(wǎng)格數(shù)約為500萬。

計算域的邊界條件設(shè)置：葉柵通道主流進(jìn)口進(jìn)氣總壓為2 332 800Pa，總溫為2 090K，湍流強度為5%；葉柵通道出口為壓力出口，總壓設(shè)為1 343 000Pa；冷卻氣流入口設(shè)在沖擊孔入口，冷卻氣流入口根據(jù)吹風(fēng)比給定流量，總溫設(shè)為830K；葉柵通道設(shè)為周期性邊界條件 壓力面冷卻結(jié)構(gòu)壁面設(shè)為耦合壁面以考慮流體與固體之間的熱交換且為無滑移速度邊界，無冷卻的葉片表面設(shè)為絕熱壁面；冷熱流體均為可壓理想氣體。

吹風(fēng)比M定義為

鑒于在氣膜孔內(nèi)形成局部堵塞時流通面積發(fā)生變化，ρc和uc分別為冷卻氣流在氣膜孔入口處的密度和速度；ρ∞和u∞分別為主流的密度和速度。

壁面綜合冷卻效率定義為

式中：Tc為冷卻氣流溫度；T∞為主流溫度；Tw為壁面溫度。

2．2 計算方法驗證

算例1 選取Arts等［23］提供的高負(fù)荷跨聲葉柵進(jìn)行流場計算，圖4為葉片壁面靜壓計算結(jié)果與文獻(xiàn)［23］的實驗結(jié)果對比，橫坐標(biāo)x／cx為葉柵無量綱化的軸向距離，對比可見本文計算結(jié)果與實驗結(jié)果符合較好。

圖4 葉片壁面靜壓分布Fig．4 Static pressure distribution on blade surface

算例2 選取Yang和Zhang［19］提供的平板單排氣膜孔突脊形突片冷卻結(jié)構(gòu)進(jìn)行絕熱氣膜冷卻效率計算，圖5為展向平均絕熱氣膜冷卻效率ηad的計算結(jié)果與文獻(xiàn)［19］的實驗結(jié)果對比，從圖5中可以看出，除了SSTk－ω模型，其余的幾種湍流模型所得的絕熱冷卻效率沿流向的變化趨勢與實驗所得趨勢基本一致，其中，RNGk－ε模型所得的結(jié)果與實驗結(jié)果最為接近。故而，數(shù)值計算采用RNGk－ε湍流模型。

圖5 平板上展向平均絕熱氣膜冷卻效率分布Fig．5 Cooling effectiveness distribution of spanwiseaveraged adiabatic film on flat plate

3 計算結(jié)果與討論

3．1 吹風(fēng)比的影響

圖6為氣膜孔內(nèi)無堵塞以及堵塞比為0．3時，不同吹風(fēng)比下展向平均壁面綜合冷卻效率分布。由圖可看出，無論是氣膜孔內(nèi)無堵塞還是存在局部堵塞的情形，吹風(fēng)比對綜合冷卻效率的影響規(guī)律是一致的。由于沖擊－擾流柱－氣膜整體式冷卻結(jié)構(gòu)的冷卻效果取決于內(nèi)部強化傳熱和外部氣膜防護(hù)的多重作用機制，隨著吹風(fēng)比增大，內(nèi)部強化傳熱提升，導(dǎo)致綜合冷卻效率呈現(xiàn)逐漸增大的趨勢，并且當(dāng)吹風(fēng)比達(dá)到1．0時，沿程綜合冷卻效率可以達(dá)到0．8，且在氣膜孔與射流孔之間的沿程范圍內(nèi)變化幅度較小。

圖6 吹風(fēng)比對展向平均綜合冷卻效率的影響Fig．6 Effect of blowing ratio on spanwise－averaged overall cooling effectiveness

3．2 局部堵塞位置的影響

圖7為氣膜孔局部堵塞為0．4時，不同堵塞位置的排布方式下的展向平均壁面綜合冷卻效率分布。對比表明，在低的吹風(fēng)比下，如圖7（a）所示，氣膜孔出口－尾緣（Location 3）局部堵塞的綜合冷卻效率略低于無堵塞氣膜孔，而在氣膜孔進(jìn) 口－前 緣 （Location 1）和 氣 膜 孔 出 口－前 緣（Location 2）的局部堵塞與無堵塞的綜合冷卻效率相差無幾。其原因在于，氣膜出流位于葉片壓力面?zhèn)?，由于氣膜孔出口－前緣的局部堵塞?dǎo)致氣膜出流的法向穿透能力降低，因此在低吹風(fēng)比條件下，相對較薄的氣膜層更容易被壓力面?zhèn)鹊闹髁魉茐亩沟脷饽さ睦鋮s效果降低；而氣膜孔出口－尾緣（Location 3）的局部堵塞雖導(dǎo)致氣膜出流的法向穿透能力有所增強，但在壓力面?zhèn)戎髁鞯膲浩认職饽こ隽鞯姆ㄏ虼┩改軌虻玫接行У囊种?，因此對氣膜冷卻效率的影響相對減緩。

圖7 堵塞位置對展向平均綜合冷卻效率的影響Fig．7 Effect of blockage location on spanwise－averaged overall cooling effectiveness

表2 3種堵塞位置氣膜孔出口法向速度（B＝0．4，M＝0．3）Table 2 Normal velocity at three blockage locations at film cooling hole exit（B＝0．4，M＝0．3）

在高吹風(fēng)比下，氣膜孔出口－尾緣（Location 3）的局部堵塞導(dǎo)致綜合冷卻效率相對無堵塞氣膜孔的較大幅度降低，而位于氣膜孔出口－前緣（Location 2）的局部堵塞能夠相對無堵塞氣膜孔微弱地提升綜合冷卻效率。由表2可看出氣膜孔出口－尾緣（Location 3）局部堵塞的法向速度最大，所以氣膜出流的法向穿透能力最強，即使在壓力面?zhèn)戎髁鞯膲浩认乱材軌蛘T導(dǎo)出較大尺度的卵形渦對，如圖8（a）所示。此時，氣膜孔出口－尾緣（Location 3）的局部堵塞導(dǎo)致卵形渦對的進(jìn)一步抬升，如圖8（b）所示，使得氣膜的冷卻作用下降；而氣膜孔出口－前緣（Location 2）的局部堵塞則可以抑制卵形渦的發(fā)展，如圖8（c）所示，而氣膜孔入口－前緣（Location 1）局部堵塞由于法向穿透能力最差，如表2所示，因此流線軌跡容易受到主流壓迫而緊貼壁面，如圖9所示，所以造成壁面冷卻效率也較低。

圖8 氣膜孔下游截面上的流線和溫度分布 （M＝0．5，y／d＝1）Fig．8 Fluid streamline and temperature contours on the normal plane（M＝0．5，y／d＝1）

3．3 堵塞比的影響

圖10為M＝0．3時，不同堵塞比對壁面沿程綜合冷卻效率影響。由圖10可知，在氣膜孔進(jìn)口－前緣（Location 1）處形成局部堵塞時，當(dāng)堵塞比為0．1和0．2時壁面綜合冷卻效率降低較大；而堵塞比為0．3和0．4時壁面綜合冷卻效率卻增大，這表明氣膜孔進(jìn)口－前緣（Location 1）在小堵塞比情況下增大了法向穿透降低了壁面冷卻效率，而大堵塞比情況下卻加快了流體沖擊壁面的速度從而降低了氣膜孔壁的溫度，從而降低了壁面綜合冷卻效率。

圖9 堵塞位置對溫度及流線影響Fig．9 Effect of blockage location on temperature and fluid streamline

在氣膜孔出口－前緣（Location 2）以及氣膜孔出口－尾緣（Location 3）處，堵塞比對壁面冷卻效率影響同樣呈現(xiàn)非單調(diào)趨勢，這是因為氣膜孔出口堵塞比增加一方面增大了氣流速度，另一方面造成堵塞導(dǎo)流作用增強、減小法向穿透和增大流向延展，而對于氣膜孔出口－尾緣（Location 3）處雖然堵塞比的增加增大了氣流的法向速度，但是大堵塞比也增大了氣膜孔內(nèi)部氣流的沖擊面積，如圖9（c）所示，降低了氣膜孔內(nèi)部壁面溫度，從而提高了壁面綜合冷卻效率。

圖11為M＝1．5時，不同堵塞比對壁面沿程綜合冷卻效率影響。相對于小吹風(fēng)比的情形，在高吹風(fēng)比下氣膜孔的局部堵塞比影響得以凸現(xiàn)，而且堵塞比對壁面沿程綜合冷卻效率的影響呈現(xiàn)非單調(diào)的變化趨勢?？傮w上分析，在氣膜孔出口－尾緣（Location 3）處形成的局部堵塞導(dǎo)致壁面綜合冷卻效率降低最嚴(yán)重并且隨著堵塞比增加，壁面冷卻效率下降較為嚴(yán)重，而在氣膜孔出口－前緣（Location 2）處與氣膜孔進(jìn)口－前緣處（Location 1）局部堵塞導(dǎo)致壁面綜合冷卻效率降低比較少，主要是這兩處局部堵塞導(dǎo)致的法向穿透較小，能夠抑制氣膜射流與主流相互作用所形成的卵形渦。

與單純的平板氣膜孔內(nèi)局部堵塞所引起的壁面絕熱冷卻效率相比［20］，氣膜孔局部堵塞對葉片壓力面上射流沖擊－擾流柱－氣膜結(jié)構(gòu)綜合冷卻效率的影響規(guī)律更為復(fù)雜，這是由于沖擊－擾流柱－氣膜整體式冷卻結(jié)構(gòu)的冷卻效果取決于內(nèi)部強化傳熱和外部氣膜防護(hù)的多重作用機制，同時，氣膜防護(hù)表面的曲率對于主流和氣膜射流的相互作用也與平直表面有較大差異。

圖10 小吹風(fēng)比下堵塞比對展向平均綜合冷卻效率的影響Fig．10 Effect of blockage ratio on spanwise－averaged overall cooling effectiveness with low blowing ratio

圖11 高吹風(fēng)比下堵塞比對展向平均綜合冷卻效率的影響Fig．11 Effect of blockage ratio on spanwise－averaged overall cooling effectiveness with high blowing ratio

4 結(jié) 論

1）在低吹風(fēng)比下，氣膜孔出口－尾緣局部堵塞的綜合冷卻效率略低于無堵塞氣膜孔，而在氣膜孔進(jìn)口－前緣和氣膜孔出口－前緣的局部堵塞則導(dǎo)致綜合冷卻效率有較為輕微的上升。

2）在高吹風(fēng)比下，氣膜孔出口－尾緣的局部堵塞導(dǎo)致綜合冷卻效率降低較為嚴(yán)重，而位于氣膜孔出口－前緣的局部堵塞則由于能夠抑制氣膜射流與主流相互作用所形成的卵形渦，壁面冷卻效率下降較小，而氣膜孔進(jìn)口－前緣的堵塞由于氣流的法向穿透能力較弱，同樣能抑制氣膜射流與主流相互作用所形成的卵形渦，所以壁面冷卻效率下降同樣較小。

3）堵塞比對壁面沿程綜合冷卻效率的影響呈現(xiàn)非單調(diào)的變化趨勢。這是由于沖擊－擾流柱－氣膜整體式冷卻結(jié)構(gòu)的冷卻效果取決于內(nèi)部強化傳熱和外部氣膜防護(hù)的多重作用機制。

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Effects of partial blockage inside film holes on overall cooling effectiveness of an integrated impingement－fin－film cooling
configuration on blade pressure side

ZHOU Junhui，ZHANG Jingzhou＊
Jingsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System，College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China

An investigation is performed numerically to reveal the effects of partial blockage inside film holes on the overall cooling effectiveness of an integrated impingement－fin－film cooling configuration on the blade pressure side，mainly focusing on the effects of blockage position and blockage ratio．The results show that the overall cooling effectiveness increases gradually with the increase of blowing ratio in both cases of no blockage and partial blockage film holes．With low blowing ratio，the partial blockage located at the trailing edge of film－h(huán)ole exit decreases weakly the overall cooling effectiveness，whereas the partial blockage located at the other positions，including the leading edge of the film－h(huán)ole inlet and the leading edge of the film－h(huán)ole exit，increases the overall cooling effectiveness weakly．With high blowing ratio，the partial blockages located at the leading edge of the film－h(huán)ole exit and the leading edge of the film－h(huán)ole inlet could mitigate the kidney vortices due to the mainstream－coolant jet interaction，leading to a weak improvement of the overall cooling effectiveness，whereas the partial blockage located at the trailing edge of the film－h(huán)ole exit results in reduction of overall cooling effectiveness to some extent．In general，the influence of the blockage ratio on the overall cooling effectiveness is not simple as the cooling effectiveness of the integrated impingement－fin－film configuration depends on multimechanisms of internal heat transfer enhancement and external film coverage．

turbine blade；integrated cooling configuration；partial blockage；overall cooling effectiveness；numerical simulation

2015－09－15；Revised：2015－11－03；Accepted：2016－03－08；Published online：2016－03－29 15：37

URL：www．cnki．net／kcms／detail／11．1929．V．20160329．1537．010．html

s：National Natural Science Foundation of China（51276090）；Funding of Jiangsu Innovation Program for Graduate Education（CXLX13＿166）；Fundamental Research Funds for the Central Universities

V231

A

1000－6893（2016）09－2729－10

10．7527／S1000－6893．2016．0067

2015－09－15；退修日期：2015－11－03；錄用日期：2016－03－08；網(wǎng)絡(luò)出版時間：2016－03－29 15：37

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國家自然科學(xué)基金（51276090）；江蘇省研究生培養(yǎng)創(chuàng)新工程（CXLX13＿166）；中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費專項資金

＊通訊作者．Tel．：025－84895909 E－mail：zhangjz＠nuaa．edu．cn

周君輝，張靖周．氣膜孔局部堵塞對葉片壓力面沖擊－擾流柱－氣膜孔結(jié)構(gòu)綜合冷卻效率的影響［J］．航空學(xué)報，2016，37（9）：27292－738．ZHOUJ H，ZHANG J Z．Effects of partial blockage inside film holes ono verall cooling effectiveness of an integrated impingementf－inf－ilm cooling configuration on blade pressure side［J］．Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2016，37（9）：27292－738．

周君輝 男，博士研究生。主要研究方向：傳熱與兩相流。E－mail：zhoujunhui12345＠163．com

張靖周 男，博士，教授，博士生導(dǎo)師。主要研究方向：強化傳熱，紅外隱身。

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＊Corresponding author．Tel．：025－84895909 E－mail：zhangjz＠nuaa．edu．cn