杨寓全，刘存良，张杰，黄蓉

西北工业大学 动力与能源学院，西安 710072

随着科学技术的进步，现代的航空发动机的涡轮进口温度变得越来越高，同时燃烧室出口温度随着设计技术的进步也愈来愈来均匀，这使得燃气涡轮入口第1级静叶端壁表面的热负荷急剧增大。为了确保燃气涡轮第1级静叶端壁的安全运行，需要对其进行充分的冷却保护。对于端壁表面最常见的冷却方式就是气膜冷却。

自1970年代初以来，气膜冷却一直都是可以将涡轮部件工作温度降低至涡轮材料极限温度之下的最有效方法之一。由于端壁表面的几何形状比较复杂，同时端壁表面存在复杂的三维流动，因此涡轮端壁表面的气膜冷却特性研究一直都是一个具有挑战性的研究课题。

端壁表面的气膜冷却特性会受到很多因素的影响，例如：气膜孔的几何结构[1-4]，主流湍流度[5]，密度比[6]，端壁造型[7-8]，主流雷诺数[9]。而冷却流体的流量比会显著地影响端壁表面的冷却特性。Shiau等[10]利用PSP(Pressure-Sensitive Paint)技术测量了在不同的流量比与密度比下曲端壁表面的气膜冷却效率的分布，研究表明流量比越高，冷却流体在端壁表面的冷却轨迹就越长，这表明随着流量比增大，会使得端壁表面能得到更好的防护效果；同时随着密度比的增大，气膜孔的横向覆盖范围变宽，端壁表面整体的气膜覆盖效果也会更好。Chowdhury等[11]使用PSP技术研究了流量比与密度比对不同的孔排布置的平端壁表面的气膜冷却特性的影响，实验结果表明随着端壁进口泄漏流的流量比的增加，气膜冷却效率也在逐渐增加，即使在端壁的下游区域仍然有所增加；而密度比的增大使得端壁的上游区域的冷却效率有明显的增加，同时不同的孔排设计的最大冷却效率对应的密度比也是不一样的。Li等[12]通过PSP技术和温敏漆技术研究了流量比对平端壁表面的气膜冷却效率与综合冷却效率的影响，研究表明随着冷却流体流量的增加，气膜冷却效率会有明显的增加。由于内部冷却的影响，综合冷却效率在端壁表面的分布与气膜冷却效率相比更加均匀。

Zhang和Jaiswal[13]通过PSP技术测量了5个不同的质量流量下在平端壁表面的气膜冷却效率分布，研究表明气膜冷却效率随质量流量的增加非线性增加，在较低的质量流量比下，主流在近壁面流场中占主导地位，所以冷却效率低；而在较高的质量流量比下，冷却射流的动量主导了近壁流场，所以冷却效率较高。El-Gabry等[14]使用PSP技术研究了端壁前缘上游气膜孔排的喷射角与流量比对平端壁表面气膜冷却特性的影响，研究表明气膜冷却效率并不会随着流量比的增加呈现出线性增加的趋势，同时端壁表面的冷却效率随着喷射角的增大会先减少后增大，端壁表面的冷却效率在喷射角等于40°时达到最低点。Chowdhury等[15]利用PSP技术测量了不同流量比和密度比下带有泄漏流和离散气膜孔的端壁表面的气膜冷却效率分布，研究结果表明随着泄漏流的流量比的增加，靠近压力侧的端壁表面的冷却区域面积变大了，同时通道下游区域的气膜覆盖范围也变大；密度比的增大使得端壁通道的上游区域的冷却效率增大，但增加的值十分有限。总体而言，流量比的增加使得冷气的冷却范围变广，冷却效率增加，但同时也会引起其他问题，例如相应的传热量增加和空气动力学方面的损失。Shiau等[16]利用PSP技术测量了泄漏流的流量比与密度比对端壁表面的冷却效率的影响，研究发现泄漏流流量比的增加使得端壁表面的冷却效率变大，同时冷却流体的覆盖面积也变得更大更均匀。但是，端壁表面的冷却效率是随着流量比先增大后减少，当流量比为1%时，端壁表面的冷却效率达到最大值；密度比的影响与流量比类似，当密度比为1.5时，端壁表面的冷却效率达到最大值。

Ornano和Povey[17]通过红外技术与数值计算研究了端壁前缘上游气膜孔排流量比对前缘流场的影响，研究结果表明冷却流体的动量比较低时，通道内的二次流动在近壁面会完全抑制了冷却流体的流动，使得冷却流体在端壁前缘区域覆盖效果很差，当动量比增大到一定程度，在端壁的近壁面流场，冷却流体占主导作用时，此时冷却流体在端壁前缘区域的冷却效果会突然增强。

综上所述，尽管有关流量比对于端壁表面的冷却特性的影响研究已经很多，但上述绝大部分研究的研究对象有2个共同的特征：① 研究对象均为平板端壁表面；② 都是在低速风洞下进行。而在真实的航空发动机的涡轮端壁部分中，端壁形状均为轴对称曲端壁，文献[7]表明在相同冷气流量下，平板端壁表面的气膜冷却效率要明显高于轴对称曲端壁表面的气膜冷却效率，而且真实航空发动机对应的工况均为大雷诺数，所以上述结论并不适用于真实的航空发动机的端壁部分的冷却研究。同时在国内外的相关研究文献中，关于在高速风洞下冷气流量比对于轴对称曲端壁的冷却特性的影响的相关研究是十分有限的。而在本文的高速风洞中，对应工况的雷诺数为34万，为发动机真实工况对应雷诺数，同时本实验所用端壁形状为某型核心机涡轮的导叶端壁真实模型等比例放大2倍而成的真实形状，因此本实验的研究结果可直接应用于航空发动机涡轮端壁在真实工况下的冷却结构的设计领域。为了研究接近发动机真实工况的轴对称曲端壁表面不同位置对应的分腔流量比对其表面的冷却特性的影响，本文通过高速风洞和PSP技术测量了在不同的分腔流量比下，轴对称曲端壁表面的气膜冷却效率的详细分布。

1 实验系统

1.1 实验装置

图1为本实验采用的高速风洞实验台示意图，由主流系统、二次流系统和数据采集系统组成。主流系统由气源、送风管道、实验高速风洞和通风管道部分组成。主流气源由TAS-250型双极罗茨鼓风机提供，该风机最大升压147 kPa，进气流量1.8 kg/s。送风管道为公称直径为250 mm 的钢管，在送风管道的前后装有截止阀分别与风机和实验高速风洞连接。

实验高速风洞由4部分组成，分别是扩张段、稳压段、收缩段和实验段，稳压段中装有蜂窝管，以起到均匀流动的作用。实验段为四叶片三通道形式。二次流系统由气源、过滤器、加热器、流量计和管道连接而成，气源使用空气压缩机，将压力保持在0.5 MPa，通过管道加热器后，连接压缩空气高精密过滤器，在分为3路且分别连接Alicat流量计，最后通过波纹管与端壁表面各气膜分腔相连接。

数据采集系统，分为温度采集系统、压力采集系统和气膜冷效数据采集系统。温度系统由多个K型热电偶、温度采集模块(7018)、温度传递模块(7020)和计算机组成。压力采集系统通过压力扫描器将计算机与实验通道连接，压力扫描器自动检测实验通道压力并转化为电信号传入计算机，在计算机内通道应用的软件处理并记录压力数据。气膜冷却数据采集系统，由二极管光源、电荷耦合器件(CCD)相机和计算机组成，CCD相机将拍到的照片数据传入计算机，在计算机内通过MATLAB程序处理得到气膜冷却效率分布数据。

实验段为四叶片三叶栅通道，整体由丙烯腈-丁二烯一苯乙烯塑料(ABS)材料制成，并在实验段的顶壁安装了由有机玻璃制成的透明窗口，这是为了方便CCD相机拍摄端壁表面的冷却效率数据。

端壁表面的各个气膜孔的具体分布与分腔分布如图2所示。端壁表面总计布有36个圆柱气膜孔，并在距叶片前缘上游方向50 mm的位置布置了10 mm×136 mm的矩形狭缝出口用以模拟槽缝流，在端壁表面下有3个分腔，分腔1用于控制槽缝流的流量，分腔2控制叶栅通道喉部上游的气膜孔流量，分腔3控制叶栅通道喉部下游的气膜孔流量，并由阿里卡特流量计分别控制这3个分腔的冷气流量。

图2 气膜孔排列示意图

1.2 测试工况

在本实验中,实验叶片为某型核心机涡轮的导叶真实模型等比例放大2倍后的叶片，主流雷诺数(特征尺寸为叶片的中截面弦长)为340 000，叶片中截面弦长为92 mm，依据雷诺数和实验时测得的压力数据集通道面积，可计算得到主流的质量流量为0.853 1 kg/s，本文通过在通道上游布置皮托管测量入口速度，以便实验时可随时监控主流雷诺数的变化。为了消除温度对实验结果的影响，实验中使用加热器对二次流进行加热，令二次流与主流均保持在297±0.1 K。同时本文中的冷却流体流量以与主流的质量流量比值(MFR)作为量度标准,其定义如式(1)所示。同时本文各实验的工况已详细列在表1中。表1中某分腔供气时其余两腔不供气。

表1 测试工况

(1)

2 PSP技术

PSP技术最初被应用于壁面静压的测量，根据传热传质类比原理又被推广为气膜冷却研究中气膜冷却效率的测量[13]，PSP的发射光的强度是随涂料表面的氧气分压递减的函数，可将修正背景噪声后的光强比和氧气分压比数据进行拟合，从而获得两者之间的定量关系式

(2)

式中：IR和(PO2)R分别为参考条件下(有光无风)的发射光强度和氧气分压；IB为背景条件下(无光无风)的发射光强度；I和PO2分别为实验条件下(有光有风)的发射光强度和氧气分压；系数A、B、C、D可通过标定实验测得，本实验温度303 K条件下的标定表达式的系数分别为0.220 8、0.703 3、0.220 5和-0.137 8。

实验过程中，通过调节主流水冷与二次流加热罐将主流温度Tg和二次流温度Tc的温差均控制0.3 K以内。待流动状态稳定后，在主流为空气、二次流为空气的实验条件获得图像(IO2)air；在主流为空气、二次流为氮气的实验条件获得图像(IO2)N2+air；在无风有光的参考条件和无风无光的黑暗条件下分别获得图像IR和IB，结合标定表达式，可获得待测表面的气膜冷却效率。

本实验的实验误差主要来源于科学级CCD相机拍摄端壁表面的光照强度误差，将本实验中的直接测量值与间接测量值的函数关系代入文献[18]中的实验误差传递公式可计算得到本实验的测量的气膜冷却效率η值的最大误差不超过5.6%。

3 结果与讨论

3.1 槽缝流流量比对端壁表面的影响

图3展示了当槽缝流(分腔1)的流量比分别为0.9%，1.27%，1.6%时端壁表面的气膜冷却效率(η)的分布云图。如图所示，总体来说，端壁表面各部分区域的气膜冷却效率都会随着槽缝流流量比的增加而增大。随着冷气流量比的增加，冷气在端壁表面的覆盖范围变广，同时在相同区域的冷却效果也有所提高。端壁表面的吸力侧区域的气膜冷却效率明显高于压力侧区域的气膜冷却效率，这是因为压力梯度的存在导致流体会从压力侧向吸力侧流动，这导致大部分冷却流体会流向吸力侧区域，因此压力侧区域的冷却效率会比吸力侧区域低很多。但随着槽缝流流量比的增加，压力侧区域的冷却效率也会逐渐增加，可以观察到槽缝流流量比的增大会明显改善压力侧区域的冷却效率，而对于吸力侧区域的增强却并没有那么明显。从图中还可以观察到在比较靠近叶片压力面的端壁表面的一小部分区域，哪怕槽缝流流量比增至最大时，端壁区域的绝大部分区域都会被冷气覆盖时，该区域仍然没有被从槽缝喷出的冷气覆盖。(该部分区域的气膜冷却效率为0)。因此在端壁表面布置离散气膜孔时，需要额外关注此区域，以防止此区域无法受到冷气的有效保护而出现烧蚀现象。图中端壁表面高冷却效率区域的分布表明由于横流的存在会导致冷气的整体的冷却轨迹会向吸力侧方向偏移。

图3 不同流量比(槽缝流)下端壁表面气膜冷却效率分布云图

图4 不同流量比下(槽缝流)端壁表面展向平均气膜冷却效率曲线

同时作者还发现一个有趣的现象：尽管随着槽缝流量比的增加，叶栅前与叶栅通道内的端壁表面的冷却效率会显著增加，但即使在流量比较大时，叶栅后区域的冷却效率也会迅速衰减至很低的水平，这是因为在叶栅后区域由于压力侧角涡与通道涡的作用会将冷却流体从壁面卷起，进而导致该区域的气膜冷却效率急剧减少。

3.2 分腔2流量比对冷却特性的影响

图5展示分腔2在个不同流量比下端壁表面的气膜冷却效率分布。从图中冷却效率的变化可以看出，随着分腔2流量比的增加，端壁表面的区域1，2，3的冷却流体均会出现明显的吹离壁面的情况。如图所示，与槽缝流相比，布置在端壁表面的离散气膜孔的覆盖范围十分有限，在叶栅通道的下半部区域大部分冷却流体都汇聚在通道的中间区域，而在叶片的压力侧与吸力侧区域只有少量的冷气覆盖。尤其是叶片的吸力侧区域，尽管叶栅通道的端壁表面存在由压力侧向吸力侧的横向流动，端壁表面布置的离散气膜孔喷出的冷气会受横流影响，冷却轨迹会向吸力侧方向偏转，但也只有叶片的尾缘处的吸力侧区域有少量冷却气体覆盖，在其他部分的吸力侧区域基本没有冷气的存在。

图6是图5对应的气膜冷却效率的展向平均曲线图。如图所示，随着流量比增加，端壁表面整体的冷却会随之下降，依据实验中测得的主流速度以及二次流质量流量计的数核算可得。当分腔2流量比从0.8%增至1.7%，由分腔2供气的气膜孔群的气膜孔平均出口速度与主流速度之比从1.06 增加至2.27，依据文献[19]的研究结果可知，圆柱形气膜孔当吹风比大或于等于0.75时，从圆柱气膜孔喷射的冷气会由于冷气射流动量过大而出现冷气吹离壁面的现象(该文献的吹风比的定义式为M=ρcVc/ρmVm,由于本文的主流密度ρm和二次流的密度ρc之比为1，所以本文的气膜孔平均出口速度Vc与主流速度Vm之比就是吹风比)。由此可知，随着分腔2的流量比的增加，端壁表面的气膜冷却效率会随之降低，这是由于分腔2气膜孔喷射的冷气速度过高，大部分冷气会直接射入主流，因此大部分冷气都无法对端壁表面进行有效冷却。当流量比从0.8%增加到1.25% 的冷却效率的下降值明显要大于流量比从1.25%升到1.7%，这是因为当流量比从0.8% 增至1.25%，图5中的区域2的冷气是从贴附壁面的状态转变为冷气明显地脱离壁面的趋势，而当流量比从1.25%升到1.7%，区域2的冷却效率尽管有所降低，但从冷却效率的云图可以看出，该区域仅仅只是冷气脱离壁面的趋势有所增强，相较之下所以必然是当流量比从0.8%增至1.25%，端壁表面的冷却效率下降值更大。

图5 不同流量比(分腔2)下端壁表面气膜冷却效率分布云图

图6 不同流量比下(分腔2)端壁表面展向平均气膜冷却效率曲线

3.3 分腔3流量比对冷却特性的影响

图7和图8展示分腔3在个不同流量比下端壁表面的的气膜冷却效率分布及其对应的展向平均气膜冷效曲线。如图所示，当分腔3流量比为0.4%时，冷气在端壁表面的冷却效果是最好的。随着分腔3的流量比从0.4%增加至0.64%时，气膜孔喷射而出的冷气会出现明显的吹离壁面的现象，这会导致气膜孔下游区域的气膜冷却效率急剧下降。当流量比进一步增加至0.8%，这种趋势会进一步增强，这导致气膜孔下游区域的气膜冷却效率会进一步降低，尽管其衰减量要远小于当流量比从0.4%到0.64%时气膜孔下游区域的气膜冷却效率衰减量。同时由于主流的作用，分腔3的喷射出的冷气轨迹与主流的出流角方向一致。

图7 不同流量比(分腔3)端壁表面气膜冷却效率分布云图

图8 不同流量比下(分腔3)端壁表面展向平均气膜冷却效率曲线

4 结 论

实验在高速风洞通过PSP技术测量了端壁表面的槽缝流，分腔2和分腔3的在不同流量比下端壁表面的气膜冷却效率的详细分布，实验结果表明：

1)端壁表面的气膜冷却效率随着槽缝流流量比的增加而增大，冷气在端壁表面的覆盖范围也会随之变广。端壁表面的吸力侧区域的气膜冷却效率明显高于压力侧区域的气膜冷却效率，这主要是由于压力梯度的存在使得冷气会从压力侧向吸力侧流动。槽缝流流量比的增大会明显改善压力侧区域的冷却效率，但对于吸力侧区域的增强却并没有那么明显。

2)随着分腔2冷气流量比的增加，叶栅通道喉部上游区域的冷却流体会出现明显的吹离壁面的情况。与槽缝流相比，布置在端壁表面的离散气膜孔的冷气覆盖范围十分有限，在叶栅通道的喉部下游区域大部分冷却流体都汇聚在通道的中间区域，而在叶片的压力侧与吸力侧区域只有少量的冷气覆盖。叶栅通道的端壁表面存在由压力侧向吸力侧的横向流动，端壁表面布置的离散气膜孔喷出的冷气会受横流影响，冷却轨迹会向吸力侧方向偏转，但也只有叶片的尾缘处的吸力侧区域有少量冷却气体覆盖，在其他部分的吸力侧区域基本没有冷气的存在。

3)随着分腔3的流量比的增加，对应气膜孔喷射的冷气会由于过高的喷射速度吹离壁面，导致端壁表面气膜孔下游区域的冷却效率急剧减小。