王旭偉

摘 要 ：隨著生產(chǎn)力的發(fā)展，燃?xì)廨啓C(jī)被廣泛應(yīng)用于航空、地面動(dòng)力以及工業(yè)生產(chǎn)的各個(gè)領(lǐng)域。為了提高發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功和熱循環(huán)效率，渦輪前燃?xì)鉁囟热栽谥鹉晏嵘?，目前已遠(yuǎn)高于耐高溫材料的極限承受溫度，先進(jìn)的冷卻技術(shù)成為保障渦輪安全可靠工作的關(guān)鍵措施。燃?xì)廨啓C(jī)高溫部件有很多不同的冷卻方式，總的來說，可以分為內(nèi)部冷卻和外部冷卻。本文對(duì)渦輪葉片冷卻方法以及影響其冷卻效果的因素進(jìn)行闡述，對(duì)渦輪葉片冷卻技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)。

關(guān)鍵詞：燃?xì)廨啓C(jī);渦輪;冷卻方式;冷卻效果

DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2019.01.011

1 冷卻方式概述

用于冷卻葉片的氣體來自于壓氣機(jī)會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率和輸出功損失，因此，對(duì)于給定的渦輪葉片和工作狀態(tài)，我們需要理解冷卻方式并使其優(yōu)化。毫無疑問，燃?xì)鉁u輪冷卻技術(shù)仍有復(fù)雜、多因素的難點(diǎn)。目前大部分冷卻方案包括前緣冷卻、壓力面和吸力面冷卻和尾部冷卻三個(gè)主要冷卻區(qū)域。前緣冷卻由沖擊和氣膜冷卻組成;中間區(qū)域由含加強(qiáng)肋條曲折內(nèi)部通道的對(duì)流冷卻以及氣膜冷卻;而尾部區(qū)域一般通過針狀肋條和狹縫射流冷卻組成。另外轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)渦輪轉(zhuǎn)子葉片內(nèi)部通道熱傳遞有很顯著的影響，而不穩(wěn)定高湍流因素對(duì)氣膜冷卻的影響也很大，這些在后文中有所提及。

總的來說，渦輪葉片的冷卻方式可以分為內(nèi)部冷卻和外部冷卻。內(nèi)部冷卻是指在高溫部件內(nèi)部通入冷卻工質(zhì)，強(qiáng)化內(nèi)部換熱，從而吸收高溫部件熱量降低溫度。內(nèi)部冷卻主要包括肋片擾流冷卻、射流沖擊冷卻、柱肋冷卻以及復(fù)合式冷卻。外部冷卻即為氣膜冷卻，由內(nèi)部通道噴射溫度較低的冷卻工質(zhì)，從而在高溫部件表面和主流之間形成一層保護(hù)膜，隔離高溫燃?xì)膺_(dá)到冷卻目的。

肋片擾流冷卻通常是在渦輪葉片中部采用的冷卻方式，即將擾流肋片安裝在葉片內(nèi)部冷卻通道兩側(cè)表面，增大冷卻工質(zhì)與葉片之間對(duì)流換熱系數(shù)，可以不改變冷卻工質(zhì)溫度的情況下帶走更多的熱量。這種冷卻方式影響因素主要是通道及肋片的幾何特性（如橫截面形狀、肋片大小、安裝角分布等）和來流馬赫數(shù)。

射流沖擊冷卻是將一股高動(dòng)量冷卻工質(zhì)通過小孔或狹縫噴射到高溫部件表面，強(qiáng)化局部換熱，主要應(yīng)用于葉片前緣、吸力面和壓力面局部冷卻，但沖擊冷卻需要在葉片內(nèi)部鉆孔會(huì)削弱其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。影響沖擊冷卻的因素有很多，如射流孔的大小和分布、與目標(biāo)面之間的距離、冷卻通道橫截面形狀等，另外轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)沖擊冷卻也有很大的影響。

柱肋冷卻大多用在狹窄的后緣區(qū)域。由于加工工藝限制與葉片性能要求，肋片和沖擊冷卻難以在這一區(qū)域應(yīng)用。而柱肋冷卻通過分布垂直于流動(dòng)方向的擾流柱，增強(qiáng)對(duì)冷卻工質(zhì)的擾動(dòng)，從而增大對(duì)流換熱系數(shù)。根據(jù)柱肋冷卻中工質(zhì)流動(dòng)方向不同，可以分為有狹縫冷卻和無狹縫冷卻。狹縫對(duì)葉片尾跡、整體動(dòng)力性能和冷卻效果都有一定影響，也是設(shè)計(jì)冷卻系統(tǒng)所需要考慮的環(huán)節(jié)。

氣膜冷卻的原理最早是Goldstein在1971年提出的，隨著渦輪進(jìn)口溫度提高，氣膜冷卻得到迅速地推廣，制備工藝上也逐漸完善成形。在典型燃?xì)廨啓C(jī)工作條件下，氣膜冷卻效果主要取決于兩個(gè)方面，一是氣動(dòng)參數(shù)，如冷卻工質(zhì)與主流的吹風(fēng)比、密度比、動(dòng)量比、主流馬赫數(shù)等，另一個(gè)為幾何形參，如氣膜孔的形狀和位置等。

2 影響因素

2.1 轉(zhuǎn)動(dòng)因素對(duì)內(nèi)部冷卻影響

轉(zhuǎn)動(dòng)會(huì)產(chǎn)生科式力和離心力，進(jìn)而在內(nèi)部冷卻通道中出現(xiàn)二次流動(dòng)，因此，轉(zhuǎn)子冷卻通道中熱傳遞系數(shù)與靜子的完全不同。從最近研究中可以看出，轉(zhuǎn)動(dòng)引起的二次流動(dòng)可以顯著增加一側(cè)換熱系數(shù)同時(shí)減小另一側(cè)，這取決于冷卻氣體在通道中的流動(dòng)方向。如果不考慮轉(zhuǎn)動(dòng)因素對(duì)冷卻的影響，可能會(huì)導(dǎo)致一側(cè)溫度很低而另一側(cè)溫度過高。另外，轉(zhuǎn)動(dòng)效應(yīng)在葉片的不同位置所影響的效果也存在差異，例如最近有研究關(guān)于轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)前緣沖擊冷卻和尾部針狀狹縫冷卻影響情況，結(jié)果顯示轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)沖擊冷卻有消極作用，原因是轉(zhuǎn)動(dòng)使沖擊射流偏離應(yīng)被沖擊冷卻的表面。

2.2 不穩(wěn)定擾動(dòng)對(duì)氣膜冷卻的影響

氣膜冷卻是由內(nèi)部通道噴射溫度相對(duì)低的氣體至葉片外表面，從而在葉片和高溫的主流間形成一層保護(hù)膜。在典型發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件下（雷諾數(shù)、馬赫數(shù)、燃燒室引起的高湍流度及不穩(wěn)定低能流），氣膜冷卻效果主要取決于冷卻氣體與主流壓力比（吹風(fēng)比）、溫度比（密度比）、氣膜孔形狀（孔的大小、形狀、角度及排數(shù)）和位置（前緣、尾部、壓力面、吸力面、葉根及葉尖）。為了設(shè)計(jì)高效的冷卻系統(tǒng)，我們有必要理解好渦輪中高溫燃?xì)庹鎸?shí)流動(dòng)狀態(tài)，而渦輪葉片熱傳遞及氣膜冷卻也被研究很多年了。最近研究方向包括了由燃燒室引起的高湍流度燃?xì)鈱?duì)渦輪靜子熱傳遞影響以及上游不穩(wěn)定擾動(dòng)對(duì)轉(zhuǎn)子葉片熱傳遞影響;這些研究中有個(gè)重要結(jié)論：不穩(wěn)定的高湍流度對(duì)換熱系數(shù)分布影響不大，但嚴(yán)重減小氣膜冷卻效率。這個(gè)結(jié)論表明在惡劣的工作環(huán)境中，渦輪葉片可能沒有被冷卻氣膜保護(hù)。為了更好地研究氣膜冷卻性能，我們要考慮氣膜孔大小、長(zhǎng)度、位置、形狀及方向?qū)Q熱系數(shù)分布的影響，而特定形狀的氣膜孔性能比典型圓柱形的要好。

2.3 氣膜孔形狀對(duì)渦輪葉片氣膜冷卻的影響

為了提高冷卻的效果，一種解決途徑是改進(jìn)冷卻氣膜孔的幾何形狀，冷卻氣膜孔在出口處呈擴(kuò)展型能提高燃?xì)鉁u輪葉片氣膜冷卻的性能。在一定吹風(fēng)比下，出口擴(kuò)張型氣膜孔比圓柱形的射流出口速度低，因而動(dòng)量交換和穿入主流的射流會(huì)減少，從而增加氣膜冷卻效率，另外氣膜孔側(cè)向面積擴(kuò)大使得冷卻氣膜更好地覆蓋在葉片表面。國外部分文獻(xiàn)也證實(shí)擴(kuò)張型氣膜孔性能比標(biāo)準(zhǔn)圓柱形的性能好。另外，在相同擾動(dòng)下，兩種扇形出口氣膜孔對(duì)流換熱系數(shù)比圓柱型的要低很多，但在轉(zhuǎn)捩點(diǎn)之后扇形換熱系數(shù)要比圓柱型高。換句話說，扇形氣膜孔氣膜冷卻效率比改型扇形孔要高，而改型扇形孔又比圓柱孔效率高的多。兩種扇形氣膜孔使得沿翼展平均傳熱量減小，就是說更好地保護(hù)葉片表面，尤其是在有擾動(dòng)的條件下。

3 總結(jié)

本文從工作方式、工作機(jī)理、影響因素三個(gè)方面對(duì)渦輪葉片先進(jìn)冷卻技術(shù)進(jìn)行了概述，對(duì)各異的冷卻結(jié)構(gòu)進(jìn)行了分類，并分析了影響其冷卻效果的各種因素，為燃?xì)廨啓C(jī)以及航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)者在確定冷卻結(jié)構(gòu)時(shí)提供了參考。

參考文獻(xiàn)：

[1]Je-Chin Han.Recent studied in turbine blade cooling[J].International Journal Rotating Machinary 2004.

[2]Je-Chin Han，Srinath Ekkad.Recent development in turbine blade film cooling[J].International Journal Rotating Machinary，2001.

[3]Kam S Chana.An investigation of the effects of film cooling in a high-pressure aeroengine turbine stage 2005.