蔣文程，　趙志軍，　李樹元

(上海理工大學 能源與動力工程學院，上海 200093)

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葉片前緣上游端壁氣膜冷卻試驗研究

蔣文程，趙志軍，李樹元

(上海理工大學 能源與動力工程學院，上海 200093)

摘要：在低速高溫風洞試驗臺上采用紅外熱成像技術(shù)研究燃氣輪機葉片前緣上游端壁氣膜冷卻有效度，獲得不同吹風比M、不同主流雷諾數(shù)下流道端壁氣膜孔周圍的溫度分布.結(jié)果表明：隨著吹風比不斷增大，葉片前緣上游端壁氣膜冷卻效率不斷提高，冷卻范圍也不斷擴大；當M>1.2后，吸力面的前緣上游端壁氣膜冷卻范圍明顯大于壓力面的前緣上游端壁氣膜冷卻范圍；高雷諾數(shù)下主流的端壁氣膜冷卻效果優(yōu)于低雷諾數(shù)下主流的端壁氣膜冷卻效果.

關(guān)鍵詞：燃氣輪機； 葉片前緣； 端壁氣膜冷卻； 紅外熱成像技術(shù)； 吹風比

為了提高燃氣輪機的熱效率和功率輸出，燃氣輪機的進口溫度越來越高，目前三菱重工在其2012年技術(shù)評審手冊[1]中指出的J級M501J重型燃氣輪機透平的進口溫度達到1 600 ℃左右，燃氣-蒸汽聯(lián)合循環(huán)(GTCC)效率能夠達到61.5%.然而燃氣輪機葉柵流道內(nèi)端部流動情況十分復雜，端部馬蹄渦和通道渦等二次流強化了局部區(qū)域的換熱，端壁冷卻問題越來越受到重視.要減小流道壁面的熱應力就需要一種高效的端壁冷卻方式.在眾多冷卻技術(shù)中，端壁氣膜冷卻具有明顯的優(yōu)勢和較強的應用前景.相較于上一代的G級M501G燃氣輪機，三菱重工在其2013年技術(shù)評審手冊[2]中發(fā)布了在M501J重型燃氣輪機上利用最新的氣膜冷卻技術(shù)和最新研發(fā)的熱障涂層技術(shù)(TBC)，可進一步降低葉片表面溫度100 K左右.

Langston等[3-5]對二次流模型進行了研究，基本統(tǒng)一二次流模型是通道渦由壓力面分支的馬蹄渦發(fā)展而成的.楊星等[6]在總結(jié)已有研究成果的基礎上，將端壁上的換熱分布分成7個高換熱區(qū)域，其中就包括前緣高換熱區(qū)域.劉高文等[7]研究了葉片前緣上游端壁氣膜冷卻對換熱的影響，結(jié)果表明端壁傳熱系數(shù)隨著吹風比的增大而顯著增大.

筆者采用紅外熱成像技術(shù)，對葉片前緣上游端壁氣膜冷卻效率進行研究.紅外熱成像技術(shù)是一種寬溫度范圍、非接觸式、快速和有效的實時表面溫度測量方法.紅外熱成像技術(shù)能夠測量端壁表面上的溫度分布(以下簡稱端壁溫度分布)，且通過數(shù)字圖像處理可得到冷卻效率的分布，這是氣膜冷卻試驗研究的主要方法.

1試驗裝置

根據(jù)氣體動力學原理和風洞結(jié)構(gòu)設計原理，結(jié)合目前試驗所需風洞品質(zhì)，設計了直流式、開路、吹氣式低速高溫風洞.試驗裝置包括擴散段、穩(wěn)定段、收縮段和試驗段等，由空氣壓縮機供氣，氣-氣換熱器預熱空氣，電加熱器加熱主流，如圖1所示.

1-氣-氣換熱器；2-電加熱器；3-擴散段；4-蜂窩器；5-穩(wěn)定段；

6-收縮段；7-擴散段；8-試驗段；9-紅外熱像儀.

圖1試驗裝置

Fig.1Schematic diagram of the experimental system

試驗系統(tǒng)包括主流供氣系統(tǒng)、二次空氣供應系統(tǒng)、主流加熱系統(tǒng)、測量系統(tǒng)和試驗段等.主流供氣系統(tǒng)主要由45 kW離心式鼓風機提供常溫空氣，最大壓升為60 000 Pa，最大體積流量為30 m3/min.主流由電加熱器加熱，設計溫度為600 ℃.二次空氣供應系統(tǒng)由Rotorcomp公司的DOS201—55空氣壓縮機提供二次空氣，單機功率為55 kW，單機輸出氣體質(zhì)量流量為900 kg/h，工作壓力為0.9 MPa.儲氣罐容積為2 m3，工作壓力為1.0 MPa[8].紅外窗口為直徑50 mm、厚度5 mm的圓形窗口，放置在端壁氣膜孔的正上方，材料為藍寶石玻璃，在0.4～6 μm波段，光的透射率在70%以上.葉片前部100 mm和150 mm處分別設有畢托管測點和熱電偶測點，葉片尾緣50 mm處設有一個畢托管測點.畢托管外部接有2個壓力傳感器來測量主流的總壓與靜壓，熱電偶為鎧裝鉑銠熱電偶，測溫范圍為0～800 ℃，均布置在試驗段中心位置，以保證測量的準確性.管道外層由美國查特深冷工程系統(tǒng)有限公司提供的絕熱玻璃纖維保溫層包裹進行保溫，近似達到絕熱壁面條件.試驗段進口截面高×寬為60 mm×235 mm，為了更真實地還原燃氣輪機內(nèi)部的氣體流動，設計了弧形的流道壁面，葉柵內(nèi)徑最小值Rmin=14 mm,以此來模擬燃氣輪機內(nèi)部的真實葉柵通道，因此試驗段的弧形與真實流道的壓力面和吸力面相對應，中間放置一個葉片，以此來滿足周期性條件，試驗段結(jié)構(gòu)如圖2所示.

圖2　試驗段結(jié)構(gòu)

選擇NASA C3X葉型進行試驗，C3X葉型弦長為144.9 mm，葉片間距為117.7 mm，葉片高度為60 mm，葉片安裝角為59.89°，絕對進氣角為72.38°.利用NASA 公開葉型數(shù)據(jù)，得到的葉型圖如圖3所示.在葉片弦長-10%處開端壁氣膜孔，氣膜孔為9個直徑2 mm的圓形孔，氣膜孔中中間的孔圓心與前緣滯止點相對，其余孔呈對稱分布.開孔角度為45°，選取節(jié)徑比為3，即相鄰2個氣膜孔的中心距離為6 mm.長徑比為2.83，即板內(nèi)氣膜孔的長度為5.66 mm，底部外接空腔(內(nèi)腔)的長×寬×高為56 mm×11 mm×11 mm，中心底部焊接內(nèi)徑為6 mm的圓管，端壁氣膜孔分布圖如圖4所示，端壁剖視圖如圖5所示.

圖3　C3X葉型圖

圖4　端壁氣膜孔分布圖

圖5　端壁剖視圖

2試驗

試驗采用日本NEC公司生產(chǎn)的TH5104R紅外熱像儀，紅外透射波段為3～5 μm，測溫區(qū)間為-10～800 ℃，溫度分辨率為0.1 K，測量精度為±1.0%.前端壁表面噴涂日本朝日涂料股份有限公司生產(chǎn)的發(fā)射率為0.95的耐高溫啞光漆，以保證端壁表面近似于黑體.

試驗開始時開啟主流離心式鼓風機，通過調(diào)節(jié)鼓風機頻率對氣體體積流量進行調(diào)節(jié)，通過壓力傳感器測得試驗段的總、靜壓，通過計算得到試驗段氣體的體積流量，當動壓穩(wěn)定后，開啟電加熱器進行加熱.試驗段前段布置有鎧裝鉑銠熱電偶，并與電加熱器電控柜相連，當溫度達到試驗所需的溫度，且保證主流溫度5 min內(nèi)示數(shù)波動小于±0.1 K，試驗系統(tǒng)達到穩(wěn)態(tài).此時開啟射流，調(diào)節(jié)至所需射流質(zhì)量流量，穩(wěn)定一段時間后開始檢測.

3試驗圖像處理及結(jié)果分析

端壁氣膜冷卻有效度定義為

(1)

式中：ηmeasured為測量的端壁氣膜冷卻有效度；Tg為主流溫度，℃；Tc為冷卻空氣溫度，℃；Tw為有氣膜冷卻的葉片表面溫度，℃.

吹風比M為

(2)

式中：ρc為射流密度，kg/m3；uc為射流流速,m/s；ρg為主流密度, kg/m3；ug為主流流速, m/s.

雷諾數(shù)Re為

(3)

式中：b為C3X葉型弦長，m；υ為主流流體運動黏度,m2/s.

本試驗的主流質(zhì)量流量設定為2個對比工況，分別為700 kg/h和900 kg/h，然后在不同質(zhì)量流量下設定不同的吹風比，獲得不同吹風比下的端壁溫度分布.首先將主流質(zhì)量流量開啟到700 kg/h，主流溫度設定為448 K，Re=76 240，達到穩(wěn)定后調(diào)節(jié)二次空氣流量來改變吹風比，射流溫度為常溫303 K，吹風比設定為0.4、0.6、0.8、1.0、1.2、1.4、1.6、1.8、2.0、2.2和2.4.獲得紅外圖像后，調(diào)大主流質(zhì)量流量至900 kg/h，維持現(xiàn)有溫度不變，Re=100 382，繼續(xù)獲取吹風比為0.4～2.4時的端壁溫度分布.由紅外熱像儀測量系統(tǒng)得到二維表面溫度分布圖像，可直接測量溫度場，進行對應像素數(shù)字信號運算，對應像素與真實尺寸之比為4.5 pixels/mm.

3.1吹風比對端壁氣膜冷卻的影響

當主流質(zhì)量流量為700 kg/h時，圖6給出了不同吹風比下的端壁溫度分布，圖7給出了M=2.2時的端壁氣膜冷卻效率分布.由圖6可以看出，隨著吹風比的不斷增大，葉片前緣上游端壁氣膜冷卻的區(qū)域也不斷增大.同時由圖7可以看出，冷卻效率沿氣膜孔的圓心呈發(fā)散狀下降，離氣膜孔距離越近冷卻效率越高，前緣滯止點孔徑周圍冷卻效率最高為14.3%，最右端氣膜孔周圍冷卻效率為11.1%，壓力面與端壁交界線中部(即離氣膜孔距離最遠的位置)的冷卻效率最低，為7.1%.當吹風比較小時，可以清楚地看到氣膜黏附表面而形成的細長冷卻區(qū)域，反映了射流在流道內(nèi)的流動情況.

(a)M=0.8

(b)M=1.2

(c)M=1.6

(d)M=2.0

(e)M=2.4

圖7　主流質(zhì)量流量為700 kg/h，M=2.2時的端壁等冷卻效率線

Fig.7Isoefficiency of the endwall for mass flow of 700 kg/h and

M=2.2

當M>1.2以后，吸力面的前緣上游端壁氣膜冷卻范圍明顯大于壓力面的前緣上游端壁氣膜冷卻范圍.由圖6(d)和圖6(e)可以看出，氣膜孔下游相同距離處，吸力面的冷卻效率高于壓力面的冷卻效率.結(jié)合端壁二次流模型進行分析，氣流流過葉片前緣端部時會產(chǎn)生4個渦：2個馬蹄渦(馬蹄渦吸力面分支和馬蹄渦壓力面分支)和2個角渦(吸力面前緣角渦和壓力面前緣角渦).馬蹄渦壓力面分支在前緣運動一小段后就流入了通道渦，合并為更強的通道渦，并沒有沿著壓力面流動.馬蹄渦壓力面分支橫向通過流道并將大部分冷卻工質(zhì)從流道中間推向吸力面，因此壓力面的冷卻效率較低.而馬蹄渦吸力面分支由于壓力梯度的影響，在葉片前緣區(qū)域沿著吸力面移動，因此靠近吸力面的冷卻射流擴展并不大且沿下游方向流動了較長距離.

3.2雷諾數(shù)對端壁氣膜冷卻的影響

增大主流質(zhì)量流量至900 kg/h，維持主流溫度448 K，射流溫度303 K，得到的端壁溫度分布與之前的工況進行對比，結(jié)果如圖8所示.

在不同吹風比下，高雷諾數(shù)下主流的端壁氣膜冷卻效果均優(yōu)于低雷諾數(shù)下主流的端壁氣膜冷卻效果.這可能是因為較大的雷諾數(shù)對應較高的流速，具有較薄的邊界層，按理來說應該會強化換熱.但是高雷諾數(shù)下的流動渦強度小于低雷諾數(shù)的流動渦強度，因此削弱了二次流的影響，可以獲得更好的冷卻效果，在高雷諾數(shù)和較薄的邊界層下，葉片前緣上游端壁的換熱對速度場的反映不如對二次流的反映更加明顯，因此高雷諾數(shù)下主流具有更好的冷卻效果.

隨著吹風比的增大，不同雷諾數(shù)下主流的端壁氣膜冷卻效率不斷提高，端壁氣膜冷卻范圍也不斷擴大，當M<1.0時，端壁氣膜冷卻范圍基本保持在氣膜孔附近，且冷卻效率較低.當M>1.0時，葉柵前緣端壁能被較好地冷卻，且冷卻效率均不低于10%.

通過比較每個工況的最高冷卻效率差值(即高雷諾數(shù)對應的最高冷卻效率減去低雷諾數(shù)對應的最高冷卻效率,見圖9)發(fā)現(xiàn)，隨著吹風比的增大，高雷諾數(shù)與低雷諾數(shù)下主流端壁的最高冷卻效率差值先增大后減小，說明雷諾數(shù)對主流端壁氣膜冷卻效果的影響先增強后減弱.當M<1.8時，雷諾數(shù)隨著吹風比的增大而增大，在M=1.8時達到最大值，說明M<1.8時雷諾數(shù)對端壁氣膜冷卻的影響在不斷增強，當M>1.8時雷諾數(shù)對端壁氣膜冷卻的影響則在不斷減弱.

(a) 700 kg/h, Re=76 240, M=0.8

(b) 700 kg/h, Re=76 240, M=1.4

(c) 700 kg/h, Re=76 240,M=2.2

(d) 900 kg/h, Re=100 382, M=0.8

(e) 900 kg/h, Re=100 382, M=1.4

(f) 900 kg/h, Re=100 382,M=2.2

圖9　不同吹風比下高低雷諾數(shù)對應的最高冷卻效率差值

Fig.9Maximum deviation of the film cooling efficiency between high and low Reynolds numbers at different blowing ratios

4結(jié)論

(1)端壁氣膜冷卻效率沿氣膜孔的圓心呈發(fā)散狀下降，離氣膜孔距離越近冷卻效率越高，離氣膜孔距離最遠的位置對應的冷卻效率最低.

(2)隨著吹風比不斷增大，葉片前緣上游端壁的氣膜冷卻效率不斷提高，冷卻范圍也不斷擴大.當M>1.2后，吸力面的前緣上游端壁氣膜冷卻范圍明顯大于壓力面的前緣上游端壁氣膜冷卻范圍.

(3)高雷諾數(shù)下主流的端壁氣膜冷卻效果優(yōu)于低雷諾數(shù)下主流的端壁氣膜冷卻效果.隨著吹風比增大，雷諾數(shù)對端壁氣膜冷卻的影響先增強后減弱.

參考文獻：

[1]SATOSHI H. Test results of the world's first 1 600 ℃ J-series gas turbine[J]. Mitsubishi Heavy Industries Technical Review,2012, 49(1):18-23.

[2]MASANORI Y. Development of 1 600 class high-efficiency gas turbine for power generation applying J-type technology[J]. Mitsubishi Heavy Industries Technical Review, 2013,50(3):1-10.

[3]LANGSTON L S. Crossflow in a turbine cascade passage[J]. Journal of Engineering for Power, 1980,102:866-874.

[4]SIEVERDING C H. Recent progress in the understanding of basic aspects of secondary flows in turbine blade passage[J]. ASME Journal of Engineering for Gas Turbines & Power, 1985, 107(2):248-257.

[5]WANG H P, OLSON S J, GOLDSTEIN R J,etal. Flow visualization in a linear turbine cascade of high performance turbine blade[J]. ASME Journal of Turbomachinery, 1997, 119(1):1-8.

[6]楊星，劉釗，豐鎮(zhèn)平.燃氣輪機透平葉片傳熱和冷卻研究：端壁冷卻[J].熱力透平，2014，43(2)：85-106.

YANG Xing, LIU Zhao, FENG Zhenping. Study on heat transfer and cooling in gas turbine blade: endwall cooling[J]. Thermal Turbine, 2014, 43(2):85-106.

[7]劉高文，劉松齡，朱惠人,等.葉柵前緣上游端壁氣膜冷卻的傳熱實驗研究[J]. 航空動力學報，2001，16(3)：249-255.

LIU Gaowen, LIU Songling, ZHU Huiren,etal. Endwall heat transfer and film cooling measurements in a turbine cascade with injection upstream of leading edge[J]. Journal of Aerospace Power, 2001, 16(3):249-255.

[8]楊寬，趙志軍,戴韌.圓形斜孔氣膜冷卻性能的試驗研究[J]. 動力工程學報,2010,30(11):827-832.

YANG Kuan, ZHAO Zhijun, DAI Ren. Experimental study on film cooling effectiveness of slant holes[J]. Journal of Chinese Society of Power Engineering, 2010, 30(11):827-832.

Experimental Study on Upstream Endwall Film Cooling at Leading Edge of Gas Turbine Blades

JIANGWencheng,ZHAOZhijun,LIShuyuan

(School of Energy and Power Engineering, University of Shanghai for Science and Technology,Shanghai 200093, China)

Abstract：To study the upstream endwall film cooling effectiveness at leading edge of gas turbine blades, experimental tests were conducted in a low-speed high-temperature wind tunnel test rig using infrared thermal imaging technology, so as to obtain the temperature distribution around endwall film holes at different blowing ratios and Reynolds numbers. Results show that both the film cooling effectiveness and the film cooling range increase with the rise of blowing ratio. The leading edge cooling range on suction surface would be larger than on pressure surface when the blowing ratio is more than 1.2. The endwall film cooling effectiveness of main stream at high Reynolds numbers would be better than at low Reynolds numbers.

Key words：gas turbine; blade leading edge; endwall film cooling; infrared thermal imaging technology; blowing ratio

文章編號：1674-7607(2016)03-0191-05

中圖分類號：TK229.2

文獻標志碼：A學科分類號：470.30

作者簡介：蔣文程(1990-)，男，新疆克拉瑪依人，碩士研究生，研究方向為燃氣輪機傳熱及冷卻技術(shù).電話(Tel.)：15000429223；

基金項目：國家自然科學基金資助項目(51276116)

收稿日期：2015-06-30

修訂日期：2015-08-17

E-mail:jiang19900203@163.com.