刘　波，王永红，张　琳（中国燃气涡轮研究院，成都610500）

涡轮叶片带肋U型通道水流模拟试验研究

刘波，王永红，张琳
（中国燃气涡轮研究院，成都610500）

摘要：针对航空发动机高压涡轮叶片尖部带肋U型通道、根部带肋U型通道和有尾缘劈缝尖部带肋U型通道放大模型，在保证几何面积相似、冷气流和水流进口雷诺数相等的条件下，分别采用红墨水和氮气作为示踪剂进行水流模拟试验，显示三种带肋U型通道的流动情况。试验结果表明，两种尖部带肋U型通道不存在滞止区，满足设计要求；根部带肋U型通道中气流发生分离，流场不稳定，需要调整肋的位置。

关键词：航空发动机；涡轮叶片；带肋U型通道；水流模拟；示踪剂；红墨水；氮气泡

1　引言

随着航空发动机性能和涡轮前燃气温度的不断提高，高压涡轮叶片的冷却逐渐成为人们必须面对的难题。国内外对于航空发动机高压涡轮叶片内部回转通道冷却结构的研究，主要是针对通道内强化肋的形式、结构和通道的面积对回转通道流动与换热的影响［1-6］。研究表明，肋片的形式、结构和通道的面积对通道内流体的流动影响很大，通道流阻过大将造成很大的沿程压力损失。而沿程压力损失设计不合理，将不能很好地组织气膜孔的出流量，甚至可造成局部燃气倒灌而损坏叶片。高压涡轮转子叶片为强化前缘换热，普遍采用多腔带肋U型通道结构［7-8］。在叶片冷却通道中，由于空间的限制，U型通道必须做得十分紧凑，弯管部分的曲率很大，以至于在弯管下游甚至在弯管进口会发生流动分离，造成通道内的流动十分复杂。因此，研究带肋U型通道的流动特性，是叶片通道内冷结构设计的重要前提条件。国内外对涡轮叶片内部回转通道冷却结构损失的研究，主要是通过测量进出口气流压力，来确定流动损失。而对于回转通道内部流场显示试验研究主要采用两种方法：一种是气体流动试验，采用示踪粒子和PIV粒子图像测速法，显示流动细节。这种方法对试验设备和试验人员要求很高，成本也比较昂贵。另一种是水流模拟试验，采用示踪粒子和照相方法，显示流动细节。这种方法更容易实现，效果比较好，成本也比较低。国内对涡轮叶片内部回转通道冷却结构损失研究较多，但对流场显示试验研究很少。

本文在国内首次采用水流模拟试验方法，对三种不同带肋U型通道放大模型的流场进行模拟试验，以此来评估叶片内冷通道中关键的根部和尖部区域的流动情况，检查回转通道区域可能存在的滞止区，验证叶片冷却通道回转区域设计是否达到所希望的流动情况，以提高叶片设计的可靠性，尽可能减少设计风险，为今后的设计工作积累宝贵经验，增加技术储备。

2　试验件及试验方法

高压涡轮转子叶片水流模拟试验件由进口段、转折段和试验段三部分组成。其中试验段包括三个由有机玻璃粘接而成的独立试验段，分别模拟叶片尖部带肋U型通道结构、根部带肋U型通道结构和有尾缘劈缝尖部带肋U型通道结构，见图1。试验时，三个试验段分别与进口段和转折段相连，组成三个不同的试验件分别进行试验，各设1个示踪剂注入孔。

涡轮叶片带肋U型通道水流模拟试验在专用水流模拟试验器上进行。试验时，采用的循环水由体积为12 m3的水池提供；一台28 kW的水泵提供170 t/h的水流量，扬程为32 m，用于满足试验需要的水流量和压力。试验件进、出口水流量用涡轮流量计测量，进口水温用铂电阻测量，进口水压用压力表监视。照相光源由两个1 kW点弧氙灯提供，采用数码摄像机摄像。

在保证几何面积相似、冷气流和水流进口雷诺数相等的条件下，对三个试验段分别进行叶片内部U型通道水流模拟试验。试验段安装好后，对试验件供水，调整进、出口水流量，直至达到试验状态，并监测进口压力。分别用红墨水和氮气作为示踪剂，通过示踪剂注入孔注入流道的不同位置，以显示流动情况，并用数码摄像机记录。

图1　带肋U型通道试验段Fig.1 Test sections of blade with ribbed U-shaped channels

3　试验结果

3.1叶片尖部带肋U型通道试验段

叶片尖部带肋U型通道试验段流动情况如图2、图3所示。从图中可看出：尖部转折处的顶部出气孔对气流有很强的吸力，从而使得叶尖转角处不会形成滞止区；两腔中间隔板端部气流转折处虽然存在回流区，但其紊流度很大，所以也不存在滞止区；转折处其他区域的流动都比较稳定。

3.2叶片根部带肋U型通道试验段

叶片根部带肋U型通道试验段流动情况如图4和图5所示。从图中可看出：3腔根部最后一条肋对气流有较强干扰，气流流过该条肋时受到的阻力较大，发生了分离，破坏了气流的正常流动。由于气流发生分离，整个流道的流动都不稳定。

图2　尖部带肋U型通道水流试验结果（红墨水）Fig.2 The water flow test results of tip-ribbed U-shaped channels（red ink）

图3　尖部带肋U型通道水流试验结果（氮气泡）Fig.3 The water flow test results of tip-ribbed U-shaped channels（nitrogen bubbles）

图4　根部带肋U型通道水流试验结果（红墨水）Fig.4 The water flow test results of root-ribbed U-shaped channels（red ink）

图5　根部带肋U型通道水流试验结果（氮气泡）Fig.5 The water flow test results of root-ribbed U-shaped channels（nitrogen bubbles）

3.3有尾缘劈缝尖部带肋U型通道试验段

有尾缘劈缝尖部带肋U型通道试验段流动情况如图6、图7所示。从图中可看出：顶部出气孔对气流有很强的吸力，这样在叶尖转角处虽然存在回流区，但因其紊流度很大，不会形成滞止区；在5腔尾缘通道尖部角落，不存在回旋区；在两腔中间隔板端部气流转折处，虽然存在回流区，但其紊流度很大，所以也不存在滞止区；转折处其他区域的流动都比较稳定。

图6　有尾缘劈缝尖部带肋U型通道水流试验结果（红墨水）Fig.6 The water flow test results of tip-ribbed U-shaped channels with trailing edge slot（red ink）

图7　有尾缘劈缝尖部带肋U型通道水流试验结果（氮气泡）Fig.7 The water flow test results of tip-ribbed U-shaped channels with trailing edge slot（nitrogen bubbles）

4　结论

（1）叶片尖部带肋U型通道的流动，不存在滞止区，可满足设计要求。

（2）根部带肋U型通道，由于气流发生分离，流场不稳定。建议将3腔根部最后一条肋向上移至转折处以上位置，以减小其对气流的干扰，利于气流稳定流动。

（3）有尾缘劈缝尖部带肋U型通道的流动，不存在滞止区，可满足设计要求。

（4）染色剂法和气泡法，都能比较清楚地显示叶片内部U型通道的流动。

参考文献：

［1］ Metzger D E，Plevich C W，Fan C S.Pressure loss through sharp 180 deg turns in smooth rectangular channels［J］. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，1984，106：677—681.

［2］ Metzger D E，Sahm M K.Heat transfer around sharp 180 deg turns in smooth rectangular channels［J］.Journal of Heat Transfer，1986，108：500—506.

［3］ Han J C，Glicksman L R，Rohsenow W M.An investigation of heat transfer and friction for rib-roughened surfaces ［J］.International Journal of Heat Mass Transfer，1978，21：1143—1156.

［4］ Han J C.Heat transfer and friction characteristics in rectangular channels wits rib turbulators［J］.Journal of Heat Transfer，1988，110：321—328.

［5］ Liou T M，Hwang J J.Effect of ridge shapes on turbulent heat transfer and friction in a rectangular channel［J］.International Journal of Heat Mass Transfer，1993，36（4）：931—940.

［6］ Liou T M，Hwang J J.Turbulent heat transfer augmentation and friction in periodic fully developed channel flows ［J］.ASME Journal of Heat Transfer，1992，114：56—64.

［7］ 吉洪湖，Launder B E，Jackson D C.LDA测量的截面U型旋转通道速度分布［J］.推进技术，2001，22（3）：261—264.

［8］ 吉洪湖，Launder B E，Jackson D C.旋转的截面U型通道分离流二阶相关分量测量［J］.推进技术，2001，22（4）：229—302.

中图分类号：V232.4；V263.3

文献标识码：A

文章编号：1672-2620（2015）03-0039-04

收稿日期：2014-07-27；修回日期：2015-05-10

作者简介：刘波（1967-），男，山东牟平人，研究员，硕士，主要从事航空发动机空气系统、涡轮叶片冷却、热分析设计及相关课题研究。

Experimental research on ribbed U-shaped channels of turbine blade by water flow simulation

LIU Bo，WANG Yong-hong，ZHANG Lin
（China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China）

Abstract：Water flow simulation experiments were conducted to investigate ribbed U-shaped channel models of an aero-engine high pressure turbine blade，which were tip-ribbed，root-ribbed，and tip-ribbed with trailing edge slot.The tests were made under the conditions of similar geometric area，equal Reynolds number of water and cool air flow inlet.Red ink and nitrogen were used as tracers to show the flow conditions of the three types of ribbed U-shaped channels.The experimental results indicate that there are no stagnation zones in the two tip-ribbed U-shaped channels，which meet the design requirements，and there is flow separation in the root-ribbed U-shaped channel causing flow instability and therefore the position of rib needs to be adjusted.

Key words：aero-engine；turbine blade；ribbed U-shaped channels；water flow simulation；tracers；red ink；nitrogen bubbles