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(西北工业大学动力与能源学院，陕西 西安 710072)

叶片外部换热实验和数值研究

许润红，许卫疆，刘聪

(西北工业大学动力与能源学院，陕西 西安 710072)

在短周期跨音速传热风洞上，研究不同雷诺数和压比下无气膜导叶表面换热系数分布，并在相应的数值模拟中分析叶栅通道涡结构的生成与发展，研究其对叶片换热的影响。

雷诺数；压比；换热系数；通道涡结构

0 引言

随着航空技术的快速发展，航空发动机的性能较过去有了大幅度的提高。提高发动机性能主要途径是增加推力和功率。在发动机尺寸不变的前提下，涡轮进口温度提高55～56 ℃，发动机推力可增加10%～13%。第五代战斗机发动机将推重比的发展目标定为15～20，届时涡轮前的温度将会超过2 200 K。随着涡轮前温度的不断提高，使得航空发动机涡轮等高温部件的工作环境严重恶化，导致其出现可靠性差和使用寿命短等现象。因此，研究其表面上流动、温度以及换热分布对改善发动机涡轮等部件的可靠性有重要的作用。一些学者进行了相关研究[1-7]。

通过对某型高压涡轮无气膜导叶进行表面静压和换热的实验测量和相应的数值模拟，研究不同雷诺数和压比对无气膜叶片换热系数分布的影响，并且在数值模拟中研究叶栅通道涡结构的发展和变化，分析通道内涡结构对叶片换热的影响。为下一步涡轮导叶气膜冷却设计提供基础数据。

1 实验系统

实验在如图1所示的实验系统中完成。主流经过电动阀、快速阀和调压阀后被分为2路，一路经过节流阀和稳压腔进入实验段，另一路经过引射器，最终2路气流汇合后由消声器排出。

在项目组前期的研究中已验证了该短周期风洞的实验能力和测量方法的可靠性。

图1 实验原理

2 数值计算

2.1 数值模型

利用商用软件ANSYS CFX 13.0的全隐式稳态求解器来求解三维定常粘性的雷诺平均N-S方程组，求解格式采用二阶精度的迎风格式，所有参数的残差标准为10-6。针对叶片表面边界层的转捩，湍流模型采用耦合转捩模型的SST模型。

2.2 计算网格及边界条件

采用网格前处理器Gambit对叶栅通道进行划分网格，生成六面体非结构化体网格，并且在叶片表面添加边界层。为了研究端壁对叶片换热的影响，在叶高方向上接近上下端壁的区域处加密网格。计算网格如图2所示。进行了几套不同网格密度的计算，计算表明，其误差不超过2%。

图2 计算网格

设叶栅通道内流体为理想气体，气体分子粘性系数及导热系数由Sutherlands公式求得。进口给定总压、总温以及来流湍流度，总温为300 K，湍流度为5%；出口给定静压；叶片表面为光滑无滑移，并且给定恒定壁温，其值为350 K。采用平移周期性边界条件，因此，只需要求解一个叶栅通道。

2.3 参数定义及实验工况

叶栅入口雷诺数为：

(1)

ρ，μ分别为气体密度和动力粘度；vin为叶栅入口流体的平均速度；L为叶栅弦长。

叶栅压比为：

Pr=p*/p2

(2)

p*为叶栅的进口总压；p2为叶栅的出口静压。

叶片表面压力系数为：

(3)

p为叶栅中测点处流体的静压；p1为入口流体静压；ρ为气体密度；vin为进口流体的平均速度。

工况所涉及的雷诺数分别为170 000、370 000和570 000，压比为1.3、1.4、1.5、1.72和1.92。

3 数值计算结果

3.1 雷诺数对换热系数的影响

为了进一步了解和分析实验中的一系列现象，因此，进行了与实验相对应的数值计算。图3为不同雷诺数在Pr=1.7时，中截面上换热系数的分布。

从图3可以看出，计算与实验所得到的换热系数分布趋势相似，因此，可以用数值计算来进行定性的分析。在压力面上，不同雷诺数下换热系数变化趋势相似。除了较大雷诺数下压力面后段区域，其他区域的边界层主要处于层流状态。在压力面开始流体为层流，随着边界层逐渐增厚，换热系数逐渐下降。由于后半段较大的顺压梯度以及可能发生边界层转捩，换热系数逐渐增大。

图3 实验与计算得到的换热系数分布对比

在吸力面的前半段，层流边界层逐渐加厚，因此，换热系数逐渐下降。由于吸力面前半段存在较强的顺压梯度，因此，会发生边界层的转捩。边界层从层流逐渐过渡到湍流，换热系数逐渐增加。随着雷诺数的增加，吸力面转捩起始点向上游移动。转捩结束后，在吸力面的后半段随着湍流边界层逐渐加厚，换热系数逐渐下降。在Re=170 000时，从转捩开始一直到吸力面的后半段都处于过渡区，因此，在吸力面后半段换热系数逐渐增大。

3.2 压比对换热系数的影响

通过改变压比来计算叶片中截面上的换热系数分布，如图4所示。从图4可以看出，随着压比降低，吸力面后半段换热增强。这是因为在小压比下吸力面边界层转捩结。

图4 改变压比计算得到的换热系数分布

束后局部雷诺数大于大压比下的雷诺数。从图4也可以看到，当压比等于1.9时，在吸力面接近尾缘部分换热系数有先降低后升高的变化趋势。图5是入口雷诺数为3.7×105，吸力面相对弧长为0.852 8处，3个不同压比在垂直叶片表面方向不同位置上的局部雷诺数分布。

图5 在垂直叶片方向上不同位置处雷诺数的分布

图6，图7是Re=370 000，Pr=1.92时中截面上的Ma分布云图和速度矢量图。从图6中可以看出，在吸力面后半段区域Ma大于1.2，产生激波。随后出现逆压力分布，因此，在此区域出现了换热系数的突然变化。

影响L1截面的旋涡是马蹄涡、分离涡和壁角涡，影响L0、P1截面的是马蹄涡压力面分支，影响P2、P4截面的旋涡是通道涡，影响L2和L4截面的是马蹄涡吸力面分支，影响S2截面的旋涡结构是通道涡，影响S3、S5截面的旋涡是通道涡和尾迹涡。

图6 中截面Ma分布

图7 吸力面后半段的速度矢量

3.3 叶栅通道内的涡结构

为了研究叶栅通道内涡结构的形成、发展以及其对叶片上换热系数的影响，截取了叶栅通道内不同位置处的流线，如图8所示。

图8 叶栅通道各截面位置

从图9可以看到，尺度很大以及顺时针旋转的涡结构为马蹄涡；一个尺度小、顺时针旋转的涡结构为分离涡；叶片前缘与端壁夹角处存在一个尺度小、逆时针旋转的涡结构为壁角涡。从图10可以看出，马蹄涡压力面分支是顺时针旋转的。从图11可以看出，通道涡是顺时针旋转的。

图9 L1截面流线

图10P1截面流线

图11P2截面流线

从图12可看出，马蹄涡吸力面分支是逆时针旋转的。图13为顺时针旋转的通道涡，可以看出在近端壁处，由于通道涡的影响，流体有从端壁流向叶片中间的趋势。从图14可以看出，通道涡在流动过程中逐渐向叶片中间发展。从通道涡与马蹄涡吸力面分支作用在一起、靠近吸力面、与吸力面相切以及最后沿着吸力面向叶片中间发展，这些涡结构对吸力面有冲击附着作用，这样会增强换热，因此，在吸力面后半段接近端壁的区域上换热系数增大。图15为Re=370 000，Pr=1.72时，叶片展向上换热系数分布云图。其相对叶高的形式，横坐标整理为相对弧长的形，横坐标整理为相对弧长的形式。从图15中可以看出，通道内涡结构对压力面的换热影响不大。

图12L4截面流线

图13S2截面流线

图14S3截面流线

图15 Re=370 000，Pr=1.72时，叶片上换热系数分布

4 结束语

为了了解叶片外部换热特性，对某型高压涡轮导叶进行相应的实验与数值计算，研究压比以及雷诺数对叶片外部换热的影响，同时分析叶栅通道内涡结构的发展与变化，研究其对叶片换热的影响，得出以下结论：

a.随着雷诺数的增加整个叶片表面换热系数逐渐增大。在压力面上，不同雷诺数下换热系数的变化趋势相似。吸力面上转捩起始点向上游移动，小雷诺数时，从转捩开始到叶片尾缘流体还未达到湍流充分发展阶段，因此，换热系数是先降低后增大。大雷诺数时，从转捩结束后流体处于湍流充分发展阶段，湍流边界层逐渐加厚，因此，换热系数先降低后增大，最后又逐渐降低。

b.压比的改变对压力面上换热系数分布的影响不大。在吸力面后半段，随着压比的增加，换热系数逐渐降低。当压比为1.92时，在吸力面后半段出现了激波。

c.马蹄涡压力面分支绕过前缘很快融入到通道涡中。在叶片前缘存在壁角涡和马蹄涡吸力面分支，马蹄涡吸力面分支最终与通道涡作用在一起，在叶栅通道的下游通道涡向叶片中间发展，对叶片吸力面有冲击附着作用，因此，吸力面后半段靠近端壁的区域换热系数增大，叶栅通道中涡结构对压力面的换热系数分布影响不大。

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[2] 周勇，赵晓路，徐建中.短周期实验台涡轮机匣换热实时测量初探 [J].工程热物理学报，2008，29(2)：208-302.

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Experimental and Numerical Investigations on Heat Transfer of Vane Surface

XURunhong，XUWeijiang，LIUCong

(School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

The heat transfer distribution of a vane without film hole was studied in a short-duration transonic heat transfer wind tunnel at different Reynolds numbers and pressure ratios，and the generation and development of flow vortex structure in cascade passage were numerically analyzed to study its effect on the heat transfer.

Reynolds number；pressure ratio；surface heat transfer coefficient；flow vortex structure

2014-09-03

高等学校博士学科点专项科研基金(2010610212003)

V231.1

A

1001-2257(2014)12-0012-04

许润红(1990-)，女，陕西渭南人，硕士研究生，研究方向为航空发动机高温部件的传热与冷却技术；许卫疆(1974-)，男，陕西西安人，副教授，硕士研究生导师，研究方向为航空发动机高温部件冷却，流动和换热数值模拟，微小通道流动及传热。