叶片前缘凹槽结构气膜冷却特性数值研究

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2022年4月下 第08期 总第380期
工艺设计改造及检测检修
China Science & Technology Overview
所示。

（a）无凹槽 （b）有凹槽
图1 计算模型
计算模型边界条件设置如表1所示。

表1 计算模型边界条件设置
中间面
对称
主流进口速度进口：速度��m/s，温度���K，湍流度�%
二次流进口质量流量进口：温度���K
出口
压力出口
1.2 数值计算方法及数据处理方法
计算模型创建及网格划分由GAMBIT 2.4.6软件进行，
收稿日期：2022-01-16
作者简介：赵丹（1991―），女，陕西榆林人，硕士，工程师，研究方向：涡轮传热。

叶片前缘凹槽结构气膜冷却特性数值研究
赵丹1,2 陈剑1,2
（1.中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲 412002；2.中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室，湖南株洲 412002）摘　要：本文针对前缘凹槽结构的气膜冷却特性进行了数值研究，分析对比了不同吹风比下凹槽深度对叶片前缘气膜冷却特性的
影响。

得出以下结论：相比于前缘无凹槽结构，凹槽结构能显著提高整个前缘表面的气膜覆盖效果，这一特点在小吹风比下更加突出；凹槽深度对前缘表面气膜冷却效率的影响较大，前缘表面的气膜冷却效率随着前缘凹槽直径的增大而逐渐减小，这一特点在大吹风比下更为明显；3种凹槽结构下的气膜冷却效率沿着展向方向逐渐增大，这一特点在大吹风比下更加明显；3种凹槽结构下的气膜冷却效
图 2气膜冷却效率分布示意（1.0）
（a）无凹槽
（b）d=6mm （c）d=8mm （d）d=10mm
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求解选用ANSYS FLUENT 13.0，采用的湍流模型为标准k-epsilon 模型。

冷却效率η定义为：
()/()g aw g c T T T T η=−−
式中，T g 为主流温度，T c 为二次流温度，T aω为绝热壁温。

2.结果分析
图2列出的是4种结构在吹风比为1.0工况下叶片前缘表面的气膜冷却效率分布云图。

由无凹槽前缘表面气膜冷却效率分布云图易知，在第
一排气膜孔中，各气膜孔之间区域基本达到了气膜全覆盖，且沿着流向覆盖面逐渐变窄。

而在气膜孔的正下方几乎没有气膜覆盖，在第二排气膜孔中由于受上游气膜覆盖
的影响，气膜孔正下方气膜覆盖效果良好，而各气膜孔之间区域气膜边界明显且没有气膜覆盖。

由前缘凹槽直径6mm 的冷效分布云图易知，前缘区
域的气膜冷效沿着径向倾角的方向缓慢递增，最后呈现出在叶高和叶根2个位置处出现极值。

除去在一侧位置处的极小值，在整个前缘区域气膜覆盖良好，尤其在前缘凹槽内冷却效率非常高，在离第二排气膜孔较远的区域，由
于主流对气膜射流的掺混气膜覆盖效果较差，冷却效率较低，另外2种凹槽结构下前缘表面的冷却效率分布云图与前缘凹槽直径6mm 结构下前缘表面的冷却效率分布云图基本一致。

图3展示的是吹风比为1.0时前缘凹槽直径8mm 结
构和前缘无凹槽结构在第一排孔下游位置处x/d=1.16（凹槽孔边缘）截面上的无量纲温度云图。

易知，在小吹风比
工况下，由于气膜射流的动量较低，所以在上述2个截面
中的气膜射流核心区域均贴近壁面。

在前缘无凹槽的截面无量纲温度云图中可以看出，在气膜射流核心区域气膜冷效高，而在气膜射流核心区域两边气膜冷效较低，气膜冷效高区域与低区域之间边界非常明显，表明有部分区域并没有或者气膜覆盖较少。

在前缘有凹槽结构的截面无量纲温度云图中可以看出，在凹槽结构的作用下各个气膜射流核心区之间并无明显边界且贴壁性较好，所以在前缘凹槽结构中整个前缘区域的气膜覆盖效果良好，冷却效率较高。

下图列出的是4种前缘结构在吹风比为2.0工况下叶片前缘表面的气膜冷却效率分布云图。

由无凹槽前缘表面气膜冷却效率分布云图易知，当吹
风比增大至2.0时气膜射流动量增大，穿透性增强，气膜射流贴壁性减弱，加之径向倾角的双重作用，气膜冷却效率沿着径向高度的叠加效应也显著增强，最终呈现出在叶片前缘两侧端壁处出现极值。

除去在一侧位置处的极小
值，在整个前缘区域气膜覆盖良好，在离第二排气膜孔较远的区域，由于主流对气膜射流的掺混，气膜覆盖效果较差，冷却效率较低。

将图4中无凹槽前缘冷却效率分布云图与前缘凹槽结
构下的冷却效率分布云图对比发现，4种前缘结构下冷却效率云图的分布规律基本相似：在离两排气膜孔较近的整个前缘区域内气膜覆盖良好，气膜冷却效率较高，在离第二排气膜孔较远的区域，由于主流对气膜射流的掺混，气膜覆盖效果较差，冷却效率较低。

在大吹风比下，气膜冷却效率沿着径向高度的叠加效应也显著增强，最终呈现出
在叶片前缘两侧端壁处出现极大值与极小值，差异显著。

图5展示的是吹风比为2.0时前缘凹槽直径8mm 结
（a）无凹槽（b）d=6mm
（c）d=8mm （d）d=10mm
图4 气膜冷却效率分布示意（2.0）
（a）无凹槽
（b）凹槽直径8mm
图 3无量纲温度云图（x/d=1.16，1.0）
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构和无凹槽前缘结构在两排孔之间x/d=1.16（凹槽孔边缘）截面上的无量纲温度云图。

易知，在2.0工况条件下，前缘凹槽结构和前缘无凹槽结构在该截面上无量纲温度云图
的分布规律基本一致：各个气膜射流核心区域之间并无明显边界且贴壁性较好，所以在整个前缘区域内，除一侧端壁极小值外，气膜覆盖效果良好，冷却效率较高。

3.结论
本文主要讨论了无凹槽前缘结构和3种凹槽结构在
1.0和
2.0 2个不同吹风比下的气膜冷却特性，研究了前缘凹槽结构对前缘表面气膜冷却特性的影响，主要得出以下结论。

（1）相比于前缘无凹槽结构，凹槽结构能显著提高整
个前缘表面的气膜覆盖效果，这一特点在小吹风比下更加突出。

（a）无凹槽
（b）凹槽直径8mm
图5 无量纲温度云图（x/d=1.16，2.0）
（2）凹槽深度对前缘表面气膜冷却效率的影响较大，前缘表面的气膜冷却效率随着前缘凹槽直径的增大而逐渐减小，这一特点在大吹风比下更为明显。

（3）3种凹槽结构下的气膜冷却效率均沿着展向方向逐渐增大，这一特点在大吹风比下更加突出。

（4）3种凹槽结构下的气膜冷却效率均随着吹风比的
增大而减小。

参考文献
[1] 苏云亮.动叶前缘凹槽冷却技术研究[C].第十七届燃烧与传热传质专业学术讨论会文集,成都:中国航空学会,2013:785-794.[2] 郭奇灵,刘存良,朱惠人.涡轮叶片前缘凹槽气膜冷却的数值研
究[C].中国航天第三专业信息网,2017.
Numerical Study on Film Cooling Characteristics of Turbine Blade Leading Edge with
Groove Structure
ZHAO Dan 1,2,CHEN Jian 1,2
(1.AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute, Zhuzhou Hunan 412002;
2.Hunan Key Laboratory of Turbomachinery on Medium and Small Aero-Engine, Zhuzhou Hunan 412002)
Abstract:Numerical study on film cooling characteristics of turbine blade leading edge with groove structure was
carried out in this paper. The eff ect of groove depth on the fi lm cooling characteristics of the turbine blade leading edge
was analyzed at diff erent blowing ratios. The results show that, compared to the structure without groove, the fi lm cooling coverage is obviously enhanced in the whole leading edge region for the structure with groove, particularly at lower blowing ratio. The depth of groove has great influence on the leading edge film cooling performance, the film cooling eff ectiveness decreases with the increase of depth, particularly at higher blowing ratio. For three types of structure with
groove, the fi lm cooling eff ectiveness increases along the spanwise direction, particularly at higher blowing ratio. For three
types of structure with groove, the fi lm cooling eff ectiveness decreases with the increase of blowing ratio.
Key words:groove structure;fi lm cooling;numerical study。