1 引言

航空发动机涡轮前温度提高可以有效增加推力^[1]，每年极限耐温的提升，40%依靠材料改进，其余需要先进冷却技术完成^[2]。大推重比发动机的研制要求在提高涡轮前温度的同时降低冷气用量，这不仅需要开展新型高效冷却技术研究，同时也必须挖掘现有冷却方式的冷却潜力，对叶片冷却进行精准设计。一方面对叶片型面不同区域气膜冷却和内部不同结构强化换热进行基础研究，利用基础数据进行叶片冷却结构设计。另一方面对叶片进行综合冷却特性分析，优化冷却结构和冷气量分配。

国内外在基础研究方面进行了大量工作，包括气膜孔形状、叶片型面孔位、雷诺数、吹风比、动量比等参数对叶片气膜冷却特性影响^[3~5]，采用全表面非接触温度测量技术获得的高分辨率换热系数和气膜冷却效率可以更加准确地对气膜冷却特性进行设计^[6~8]。内部冲击强化换热也是提高叶片综合冷却效果的有效手段。射流入射角和射流雷诺数增加会提高叶片内冷通道靶面换热能力^[9]。针对不同的雷诺数存在不同的最佳冲击间距与冲击孔径之比^[10]。孔排射流后的冷气沿着通道方向形成横流，减弱了下游射流冲击到靶面的强度^[11]。改变横流速率和冲击距离可以优化靶面换热分布^[12]。这些工作对叶片冷却方式的使用及综合冷却改进起到了重要指导作用。模拟发动机高温高压状态的验证实验耗资大、周期长，基于相似理论将工况模化到低温低压条件进行实验，适用于叶片设计优化阶段研究。通过实验和计算得出综合冷却效果随冷热流体温比变化不明显^[13~15]。吴世申等^[16]通过实验得出，不同冷热流体温比叶片综合冷却效果随流量比变化规律相同。呼艳丽等^[17]对复合式气冷涡轮导叶的综合冷却效果进行了验证，在宽广的冷气流量比范围内综合冷却效果达到设计指标。红外测温技术可以获得较全面的温度信息以及宽广的温度测量范围，在叶片综合冷却效果试验研究中的应用越来越广泛。蓝占赣^[18]利用红外测温技术研究了叶片叶盆区域和前缘区域综合冷却特性。马超等^[19]利用红外测温技术得出吸力面平均冷却效果随流量比的提升而增加。

真实尺寸涡轮叶片综合冷却效果主要通过热电偶测量获得，叶片表面温度信息较少，不利于叶片冷却结构优化，叶片综合冷却效果详细分布研究则鲜有报道，本文利用红外测温方法系统地分析了真实压比环境中真实尺寸的冲击+气膜复合冷却双层壁叶片前缘、压力面和吸力面综合冷却效果详细分布，得到的实验数据对叶片冷却结构改进和冷气流量优化设计具有参考意义。

2 实验系统和实验方法 2.1 实验系统

图 1为叶栅风洞系统图，图 2和图 3分别为叶栅风洞和实验段照片。风洞系统由储气罐、主流供气管路、二次流供气管路和实验段组成。储气罐容积300m³，最高压力1.0MPa，由螺杆式空气压缩机充气。主流管路阀门由截止阀、气动蝶阀、减压阀、膨胀节和液压阀组成，阀门后为流道扩张段、整流稳定段和流道收缩段。整流稳定段流速较低，设置有总压探针和K型铠装热电偶分别测量叶栅进口总压和总温。高压气体经过主流供气管路进入实验段。实验段由收缩段、入口段和叶栅段组成。入口段开设两个锗玻璃观察窗，红外热像仪在入口段上方、入口段下方和叶栅出口分别测量叶片压力面、前缘和吸力面区域温度。二次流供气管路由截止阀、Y型过滤器、质量流量控制器和加热器组成。加热器出口分由两根波纹管连接叶片内部前腔和后腔。冷气前腔和后腔分别设置压力和温度测点测量总压和总温，叶栅出口设置大气压力传感器测量叶栅出口静压。

图 4为叶片冷却结构和红外热成像仪测量范围示意图，受到叶片相互遮挡影响，吸力面中部区域和压力面尾缘区域无法测量到。利用相对弧长x/L表示叶片位置信息，x为叶片上某处距离前缘滞止线弧长坐标，处理压力面数据时，L为前缘滞止线距离尾缘压力面弧长，处理吸力面数据时，L为前缘滞止线距离尾缘吸力面弧长。前缘滞止线为坐标原点。1号红外热像仪测量区域为压力面0.1~0.6弧长，既包括前腔供气区域，又包括后腔供气区域，2号红外热像仪测量前缘区域，该区域只有前腔提供冷气，前缘和压力面为冲击+气膜冷却方式。3号红外热像仪测量区域为吸力面0.4~0.9弧长，该区域只有后腔提供冷气，为内部冲击冷却，冲击后的冷气从尾缘流出进行劈缝气膜冷却。

叶片表面喷涂水溶哑光黑漆，可以使叶片表面不同位置黑度相同。叶片不同位置对应的拍摄视角不同，利用热电偶校准不同视角和不同温度下的红外热成像仪测量结果。将热电偶布置在喷涂黑漆的圆柱校准试验件上，底部通过加热装置使试验件温度变化，校准结果如图 5所示，其中横坐标为红外热成像仪测量结果，纵坐标为热电偶测量结果，分别在0°，30°和60°视角下进行温度校准，并已在图中给出对应视角下的拟合曲线表达式，根据其线性变化规律可知，红外热成像仪温度测量结果较热电偶测量结果偏低，随着拍摄视角增大，偏低的趋势愈明显。

2.2 实验方法

由于主流流量较大，对其加热需要的功率非常大，所以采用反向实验进行研究。实验首先开启二次流截止阀，加热器对二次流预热，监测叶片前后腔体内温度稳定，然后再开启主流截止阀，控制液压调节阀开度保证主流达到实验工况压比，受到气源供气能力的限制，主流实验时间不宜过长，根据叶片非稳态传热时间常数估算出叶片传热稳定大约需要20s，具体传热实验时间为25s，并进行了稳定性实验分析。图 6为叶片综合冷却效果随时间变化，可见25~165s实验结束叶片综合冷却效果变化不超过4%。认为经过25s达到传热稳定是合理的。

2.3 参数定义及工况

主流压比定义为

${p_{\rm{r}}} = \frac{{{p_0}}}{{{p_{\rm{h}}}}}$

(1)

式中p₀为叶栅进口总压，p_h为叶栅出口静压。

主流质量流量计算公式为

$Q_0 = k\frac{{{p_0}}}{{\sqrt {{T_0}} }}Aq\left( \lambda \right)$

(2)

式中A为叶栅通道喉部截面面积，k为气体常数，T₀为叶栅入口总温，由于主流压比为2.378，喉部截面马赫数为1，此时q(λ)为1。

冷热流体流量比定义为

$\omega = \frac{{{Q_1}}}{{{Q_0}}}$

(3)

式中Q₁为冷气通入叶片前后两腔总质量流量，Q₀为主流质量流量。发动机设计点流量比为0.098，为了优化冷气用量，将设计点流量比分别上调10%，20%和下调10%，20%，30%，40%，研究了流量比变化对叶片综合冷却效果影响，实验工况如表 1所示。

综合冷却效果η计算式为

$\eta = \left( {{T_0} - {T_{\rm{w}}}} \right)/\left( {{T_0} - {T_{\rm{c}}}} \right)$

(4)

式中T₀，T_c，T_w分别为叶栅入口总温、二次流总温和叶片表面温度。

展向平均综合冷却效果计算式为

${\eta _{{\rm{ave}}}} = \frac{{\mathop \sum \nolimits_{j = 1}^n \left( {{T_0} - {T_{{\rm{w}}j}}} \right)/\left( {{T_0} - {T_{\rm{c}}}} \right)}}{n}$

(5)

区域平均综合冷却效果计算式为

${\eta _{{\rm{area}}}} = \frac{{\mathop \sum \nolimits_{i = 1}^m \mathop \sum \nolimits_{j = 1}^n \left( {{T_0} - {T_{{\rm{w}}ij}}} \right)/\left( {{T_0} - {T_{\rm{c}}}} \right)}}{{m \times n}}$

(6)

式中m，n分别为所选区域像素矩阵行数和列数，T_wij，T_wj为对应像素矩阵中某一位置红外热像仪采集的叶片表面温度。

红外热像仪温度测量范围0~250℃，光谱范围7.5~13μm，显示帧数120Hz，捕捉温度场像素矩阵382×288，测量精度2%，热电偶精度为0.5%，根据误差传递函数综合冷却效果不确定度为5.12%。主流压力传感器量程0~300kPa，工作压力230kPa，测量精度±0.1%FS；二次流压力传感器量程0~200kPa，工作压力140kPa，测量精度为±0.1%FS；叶栅出口大气压力传感器量程0~150kPa，测量精度±0.1%FS。所有传感器均校准。

3 实验结果和分析 3.1 综合冷却效果二维分布

图 7为不同流量比下前缘综合冷却效果分布，该区域由冷气前腔供气，箭头为叶片内部冷气流动方向。方框为计算平均综合冷却效果选取的区域。ω≥0.069时，综合冷却效果沿叶高方向分布均匀，ω=0.059时，综合冷却效果数值较小区域沿冷气流动方向逐渐增大。一方面由于较少冷气流量时，冷气压力沿流动方向快速降低，使孔排气膜孔流量沿叶高方向减少；另一方面冷气流入内腔时开始换热，冷却能力随着冷气流动逐渐下降。图 8为不同流量比下压力面综合冷却效果分布，虚线为叶片内部两个冷气腔分割线，压力面靠近前缘区域气膜孔由前腔供气，靠近尾缘区域气膜孔由后腔供气，两个冷气腔内的冷气流动方向相反。流量比由0.118减小到0.059，压力面靠近前缘区域综合冷却效果先升高后降低。压力面靠近尾缘区域综合冷却效果随流量比减小而降低。可见两个冷气腔对应的冷却区域随着冷气流量变化呈现不同冷却特性。图 9为不同流量比下吸力面综合冷却效果分布，由于叶片内部冷却方式差异所致，箭头附近区域为后腔射流冲击冷却，冷气在向尾缘劈缝流动过程中形成横流，减弱了尾缘区域内部冷却，同时由于冷气向尾缘流动过程中，温度逐渐升高，冷却能力减弱，导致吸力面综合冷却效果沿着型面降低。

3.2 展向综合冷却效果沿叶片型面变化规律

图 10为不同流量比下叶片展向平均综合冷却效果沿压力面变化规律，图 10(a)为压力面前缘区域，图 10(b)为压力面中心区域，冷气前腔和后腔的分割点位于x/L=0.42。ω≥0.069时，前缘区域展向平均综合冷却效果在研究的流量比范围内相差不超过10%，且沿型面变化规律一致，前缘滞止线附近展向平均综合冷却效果最高。ω=0.059时，展向平均综合冷却效果明显降低，压力面0.1~0.42弧长，ω≥0.069时，展向平均综合冷却效果沿型面先升高后平缓，ω=0.059时，展向平均综合冷却效果沿型面升高。压力面0.42~0.6弧长，ω≥0.088时，展向平均综合冷却效果沿型面变化平缓，ω < 0.088时，展向平均综合冷却效果沿型面降低。因为叶片腔内总压随冷气流量减小而降低，当总压等于或低于气膜孔出口处总压时，冷气将很难通过气膜孔流出甚至出现主流气体倒灌现象导致冷却失效。

图 11为不同流量比下叶片展向平均综合冷却效果沿吸力面变化规律，图 11(a)为吸力面前缘区域，图 11(b)为吸力面尾部区域，吸力面前缘区域冷却效果沿型面变化小于压力面前缘区域冷却效果沿型面变化。ω=0.059时，吸力面综合冷却效果沿着型面略有增加。ω≥0.069时，不同流量比吸力面展向平均综合冷却效果相差不超过8%，沿型面变化规律不受流量比影响。

3.3 区域平均综合冷却效果随流量比的变化规律

图 12为区域平均综合冷却效果随流量比变化规律，该值是衡量叶片冷却能力的关键。流量比由0.059增大到0.078，前缘区域平均综合冷却效果升高34.9%，流量比由0.078增大到0.118，前缘区域平均综合冷却效果降低6.9%。ω=0.078时综合冷却效果最高为0.64。可见ω≥0.078时，继续增大流量比反而使前缘区域平均综合冷却效果降低。因为随着流量比增大叶片前腔流量增大，前缘处气膜孔出口冷气流速增加，当气膜孔出口冷气和燃气动量比超出某一个值时，冷气会脱离壁面使气膜覆盖效果变差，气膜冷却能力下降，导致前缘区域平均综合冷却效果降低。ω < 0.078时，叶片内前腔冷气流量不足，前缘区域内部冲击强化换热和外部气膜冷却都随着冷气量的增加而增强，导致平均综合冷却效果随着冷热流体流量比的增加而增加。流量比由0.059增大到0.078，压力面区域平均综合冷却效果升高38.3%。流量比由0.078增大到0.118，压力面区域平均综合冷却效果降低1.3%。ω=0.078时综合冷却效果最高为0.57。当ω≥0.078时，继续增大流量比反而使压力面区域平均综合冷却效果降低，这与前缘规律相同。流量比由0.059增大到0.078，吸力面区域平均综合冷却效果升高9.4%，流量比由0.078增大到0.118，吸力面区域平均综合冷却效果降低0.7%。可见流量比的变化对吸力面区域平均综合冷却效果影响明显小于其对前缘和压力面影响。总体上当ω≥0.069时，前缘区域平均综合冷却效果最高，压力面区域平均综合冷却效果最低。ω=0.078为最佳流量比。结合叶片前缘、压力面和吸力面区域平均综合冷却效果随流量比变化规律看出，在设计点流量比0.098基础上将流量比减小到0.078，会略微提高叶片综合冷却效果。

4 结论

利用红外热像仪测量导向叶片表面温度，研究了不同流量比下叶片综合冷却效果特性，主要结论如下：

(1) 流量比变化对前缘和压力面区域平均综合冷却效果的影响明显大于吸力面。

(2) 前缘最大展向平均综合冷却效果出现在滞止线附近，该冷却结构对前缘可以进行有效冷却。

(3) 流量比由0.059增大到0.118，区域平均综合冷却效果先升高后降低，流量比0.078获得最高综合冷却效果。将设计点流量比从0.098减小到0.078，不仅减少冷气用量，还提高了叶片综合冷却效果。

致谢: 感谢国家自然科学基金、辽宁省自然科学基金资助。