在相同开口比例下，对前缘喷头冷却中扩大的圆柱形孔与自角度槽孔的对比评估

《Aerospace Science and Technology》：Comparative evaluation of enlarged cylindrical holes and self-angled slot holes on leading edge showerhead cooling under an equal opening ratio

　　林烨|洪旭社|王新宇|史楚祥|徐伟江|苏鹏飞中国陕西省西安市西北工业大学动力与能源学院，710072摘要涡轮叶片前缘直接暴露在燃烧室排出的高温气流中，因此通常采用多排喷头式冷却方式来提供有效的热保护。但由于凸形前缘表面的法线与冷却剂喷射方向呈锐角，冷却剂容易从表面脱离，导致其膜冷却效果通常低于叶片下游表面的冷却效果。此外，前缘较大的曲率也给制造复杂形状的孔洞带来了挑战。因此，仍有必要研究基于传统圆柱形孔洞的改进结构，以提升前缘喷头式冷却的性能。在本研究中，利用基于热质传递类比的稳态压敏涂料技术，测量了前缘表面的整体膜冷却效果。研究了两种改进结构：扩大的圆柱形孔洞以及自角度槽孔结构。实验在典型密度比为1.4的条件下进行，相对质量流量比在0.6到1.2之间变化。实验结果表明，增大孔洞直径会降低前缘的面积平均膜冷却效果，而吸力面和压力面的主导作用机制有所不同。横向槽孔结构对冷却剂流速变化的敏感度高于顺流向槽孔结构。此外，还提出了一种基于主流与冷却剂质量通量矢量结果的优化槽孔设计。与圆柱形孔洞相比，优化后的槽孔结构可使膜冷却效果提升多达66.1%，并且比横向和顺流向槽孔结构分别高出3.5%-15.9%。同时，还评估了不同结构下膜冷却分布的均匀性。与密集小孔结构相比，扩大孔洞结构会使膜冷却效果的相对标准偏差增加超过6%，表明其均匀性较差。相比之下，槽孔结构显著提升了冷却剂覆盖的均匀性，其中优化后的槽孔结构相比圆柱形孔洞的均匀性提升了高达15.2%。引言对布雷顿循环的热力学分析[1]表明，提高涡轮进口温度可以有效提升航空发动机和燃气轮机的热效率及功率输出。多年来，涡轮进口温度一直保持在较高水平；然而，由于材料耐温性的限制[2]，高温气流的冲击会导致诸如侵蚀等故障问题，尤其是在涡轮叶片的前缘区域，这会大大缩短其使用寿命。因此，需要采用膜冷却技术[3]，即在高温气流与高温部件表面之间形成一层保护性冷却剂膜，从而降低金属温度。目前，典型的前缘膜冷却设计是在滞止区附近布置多排间距较小的膜冷却孔，这种设计通常被称为喷头式冷却。涡轮叶片前缘区域的流动类似于圆柱周围的流动，因此许多研究人员使用简化的半圆柱形钝体模型来研究膜冷却特性及表面流动特征。高等人[4]研究了在不同复合角度条件下，圆柱形前缘表面的膜孔冷却特性。实验结果表明，随着吹气比的增加，冷却剂喷射轨迹逐渐偏离主流方向，朝向展向方向移动，并出现明显的脱离现象。适当的负附加复合角度可以减弱冷却剂喷射的脱离现象，从而提升前缘区域的整体冷却性能。Chowdhury和Zhang等人[5,6]比较了不同的涡轮叶片前缘轮廓，发现前缘轮廓会显著改变前缘区域的冷却分布。在测试的几何形状中，长轴与短轴比为1.5的椭圆形前缘具有更好的冷却性能。增加吹气比有助于提升前缘的膜冷却效果，而较高的密度比则能实现更好的冷却剂覆盖。Zhang等人[7,8]还基于半圆柱形前缘模型研究了法向和切向冲击射流的影响。实验结果表明，在相对较高的射流雷诺数下，切向冲击射流具有更好的内部传热性能，而法向冲击射流在前缘区域及其下游区域的冷却效果则略高一些。然而，在实际的涡轮叶片中，流动还受到级间通道内的主流加速和压力梯度的共同影响，而多排膜冷却孔之间的叠加效应进一步增加了冷却剂流动的复杂性[9,10]。因此，是否可以将钝体模型得出的冷却特性直接应用于实际涡轮叶片的前缘，仍需进一步研究。Liu等人[11]总结了不同叶片轮廓对涡轮叶片膜冷却特性的影响，指出前缘区域的膜冷却性能对叶片轮廓极为敏感。不同的叶片轮廓会改变前缘滞止线的位置以及附近的二次流结构，从而影响前缘的冷却性能。Nadali Najafabadi等人[12]研究了前缘喷头孔洞对下游流动的影响。实验结果表明，就整体膜冷却性能而言，凸曲率较大的膜孔不利于冷却效果。Ravelli和Barigozzi[13]利用热致变色液晶技术评估了第一级叶片前缘区域的喷头式膜冷却性能。实验结果表明，孔洞出口处冷却剂向叶尖方向的积聚会显著影响膜冷却效果，而增加吹气比则能提升前缘区域的冷却性能。此外，Barigozzi等人[14]还利用粒子图像测速技术进一步研究了冷却剂射流与主流之间的相互作用。实验结果表明，冷却剂注入会在滞止线附近产生涡流结构，从而导致滞止线发生偏移。Wang等人[15,16]将非均匀进口流作为级间入口条件，发现前缘表面的径向压力梯度增大，使得冷却剂射流更容易被主流偏转，从而导致叶片下游区域的冷却剂覆盖更加不均匀。膜冷却孔的几何形状是决定前缘喷头式冷却性能的关键因素，由于制造工艺简单，圆柱形孔洞被广泛使用。Wang等人[17]研究了圆柱形孔洞直径对前缘冷却效果的影响。实验结果表明，在开口比固定的情况下，较小的孔洞直径能够提升冷却剂覆盖范围，并改善滞止区两侧的冷却剂分布均匀性。Bicat等人[18]通过红外热成像技术表明，适当增大孔洞直径可以降低前缘表面温度，但这也会导致冷却剂在整个叶片上的重新分布，从而削弱其余区域的冷却性能。Wu等人[19]发现，当长径比较小时，传热分布不均匀，而随着长径比的增加，孔洞内的流动逐渐趋于充分发展。Liang等人[20]在前缘圆柱形孔的设计中引入了复合角度结构。他们的实验结果表明，合理增加复合角度可以提升前缘区域的膜附着效果。此外，还可以合理预测最佳复合角度[21]。在给定孔洞几何形状的基础上，如何通过合理的孔阵排列实现高效冷却也是前缘设计中的一个重要问题。Li等人[22]通过实验与数值模拟相结合的方法，研究了涡轮叶片前缘多排圆柱形孔的膜冷却特性。实验结果表明，孔排排列会对前缘的局部膜冷却效果分布产生显著影响，而面积平均膜冷却效果的变化则相对较为稳定。Hang和Zhang[23]表明，双射流结构可以通过产生有利的涡流结构来抑制冷却剂脱离，从而提升前缘的冷却剂覆盖效果。他们还指出，横向间距是影响冷却性能的关键参数。Jiang等人[24]和Dong等人[25]对膜冷却阵列排列进行了参数优化研究，优化后的结构能够显著提升叶片前缘及其下游区域的冷却性能。Jia等人[26]提出了一种沿共轭温差等高线布置膜孔的设计方法。实验结果表明，沿50 K温差等高线布置的结构的冷却性能可与基准情况相当，同时还能大幅减少冷却剂的消耗。在不同的流动参数作用下，如密度比、动量比和吹气比，前缘的冷却特性也会有所不同。Zhou等人[27]发现，前缘喷头射流通过动量传递改变了下游的冷却剂流动轨迹。密度比的增加有助于提升冷却剂在叶片表面的附着效果，而较高的质量流量比则可能导致吸力面上的冷却剂局部脱离。Liu等人[28]通过实验研究了全覆盖膜冷却特性。实验结果表明，湍流强度的增加会降低叶片表面的冷却性能，但随着质量流量比的增加，这种效应逐渐减弱。Chavez等人[29,30]通过红外测量发现，动量通量比对叶片前缘、吸力面和压力面的影响各不相同。较高的动量通量比并不一定就能带来更好的前缘膜冷却性能。在吸力面上，当动量通量比为1.32时，冷却效果达到最佳，而在压力面上，冷却效果则随动量通量比的增加而持续提升。Jeong等人[31]测量了第一级叶片表面的膜冷却效果。实验结果表明，整体膜冷却效果随吹气比的增加而提升。在相对较高的吹气比下，较高的密度比能提升前缘滞止点两侧区域的冷却性能。Mhetras等人[32]和高等人[33]研究了吹气比对喷头式膜冷却及其下游发展过程的影响。他们的实验结果表明，吹气比的变化会导致叶片表面膜冷却的展向不均匀性，而叶尖区域的冷却效果通常更高，因为该处的吹气比相对更高。随着对冷却性能要求的不断提高，传统的孔洞几何形状已无法满足前缘的冷却需求。相比之下，由圆柱形孔洞演变而来的槽孔具有更大的出口宽度，这可以降低冷却剂的动量，从而有效提升前缘区域的膜冷却性能。Hu和An[34,35]研究了涡轮导叶上扩散型槽孔的膜冷却特性。实验结果表明，较大的截面长宽比更有利于提升前缘的冷却效果，主要是因为较大的出口宽度有助于实现更广泛的冷却剂覆盖。不过，槽孔的出口边缘角度仍需通过经验来确定。由于前缘表面曲率及局部压力梯度的影响，这一角度在不同区域会有所差异。为了定量确定最佳的结构参数，Ye等人[36]进一步建立了最佳出口自旋转角度与冷却剂及主流质量通量矢量之间的关系，从而使槽孔能够充分发挥其冷却潜力，同时有效降低高温气体吸入的风险。Hu等人[37,38]分析了前缘槽孔结构的流动特性，发现槽结构能够促进冷却剂沿叶片壁面的扩散，提升表面流动的稳定性。近年来，激光钻孔技术的进步使得人们可以从圆柱形孔洞发展到成型孔洞。Zeng等人[39]对涡轮叶片前腔中的膜孔进行了改进研究。研究结果表明，呈放松状的孔洞以及扇形放松状孔洞具有更优异的冷却性能，且对质量流量比和湍流强度变化的敏感度较低，从而展现出更好的稳定性。陈等人[40]通过数值模拟研究了形状孔洞对前缘喷头冷却效果的影响。结果表明，形状孔洞可以通过调控冷却剂出口速度及下游涡流结构来降低流动阻力并提升膜态冷却性能。然而，如果形状孔洞的扩张程度过大，反而可能降低冷却性能[41,42]。此外，由于制造限制，形状孔洞的加工精度往往较低，这可能会对孔内的膜态冷却流动产生不利影响[[43], [44], [45]]。先前的研究表明，膜态冷却的效果大小及其分布均匀性共同决定了前缘区域的整体冷却性能。尽管形状孔洞的设计有效提升了膜态冷却效果，但考虑到在高曲率表面上的加工难度，仍有必要进一步探索简单孔洞几何结构的潜力，通过降低出口动量来实现更均匀的冷却剂覆盖。因此，本研究以涡轮叶片模型为对象，探讨了基于传统圆柱形孔洞的改进结构对前缘喷头冷却效果的影响，分析了放大圆柱形孔洞以及扩展槽孔结构的冷却特性与变化趋势。对于槽孔而言，激光加工过程中其几何偏差应可控制在几度以内。同时，我们之前的研究[36]提出了一种确定槽孔最佳出口边缘角度的设计方法，该方法将槽孔的关键几何参数与局部流动参数相关联，避免了依赖经验选择角度所带来的局限，从而避免无法充分利用槽孔的冷却优势。本研究进一步验证了该设计方法的适用性，这些结果有望为实际的前缘冷却设计提供参考。

测试模型与设计方法
如图1所示，测试叶片由一个可拆卸的前缘部分和一个固定基座组成。冷却剂通过内径为15毫米的圆柱形管道输送到前缘部分面积为520平方毫米的内腔中，然后从那里均匀分配到各个膜态冷却孔中。该模型是通过分层打印技术使用SPR6000B光敏树脂制造而成的，精度可达0.01毫米。

计算域与边界条件
图10展示了级联测试部分的边界条件设置。在周向引入旋转周期性边界条件，以便简化计算模型，同时保持原有的级联几何结构并提高计算效率。主流入口被设定为质量流量入口，其入口温度和湍流强度分别设定为296开尔文和11%，与实验条件一致。由于存在间隙……

膜态冷却效果
图13展示了在密度比为DR=1.4、相对质量流量比为MFRr=0.6-1.2条件下，放大孔结构（CH-1.0D、CH-1.2D和CH-1.5D）的实验所得膜态冷却效果分布情况。由于喷头孔洞在上下两侧呈对称排列，喷出的冷却剂会向叶片中部汇聚，在叶片表面形成细长的高效果冷却带。而在吸力侧，膜态冷却效果则更为理想。

结论
在本研究中，以常用的圆柱形膜态冷却孔作为基准结构，探讨了在开口面积比恒定的条件下，两种具有实际应用价值的改进结构——即放大圆柱形孔洞以及具有不同出口边缘角度的扩展槽孔——对前缘喷头冷却效果的影响。对于优化后的槽孔结构，其最佳出口边缘角度是通过分析切向速度分量之间的矢量关系确定的……

作者贡献声明
林烨：撰写原始稿件、资金获取、正式分析。谢鸿旭：撰写原始稿件、可视化处理、概念构建。王新宇：软件应用、实验研究。施楚祥：结果验证。徐伟江：项目监督、资金获取。苏鹏飞：项目管理工作。