涡轮丨南航毛军逵顶刊：航空发动机涡轮叶片前缘冲击/旋流冷却结构流动特性研究_ACT_航空_航天_材料

涡轮丨南航毛军逵顶刊：航空发动机涡轮叶片前缘冲击/旋流冷却结构流动特性研究

从热力学角度，航空发动机的热力过程可以简化为理想的布雷顿循环，为了提高发动机做功能力，涡轮前温度持续攀升，现在先进航空发动机涡轮前温度已超过2100K，未来航空发动机涡轮前温度将超过2400K，远超目前最先进的叶片材料耐温极限（~1370K），如图1所示。因此，高效冷却技术不仅是实现涡轮前温度持续攀升的关键技术，而且是保证航空发动机安全运行的第一道防线。

图1 涡轮前温度随着推重比的增大持续攀升

涡轮叶片前缘直接被高温燃气冲刷，承受着最高的热负荷也最容易被烧蚀，通常采用内部冲击冷却和外部气膜冷却等高效冷却技术，然而冲击冷却会导致热应力分布不均匀，进而降低叶片结构强度。目前，许多学者集中采用简化的几何对称的前缘模型来研究前缘内部流动现象和换热特性。研究发现由于叶片前缘结构的简化，前缘区域的气膜冷却效果存在较大误差，同时指出在设计中应考虑实际叶片的冷却性能。根据气动设计的要求，涡轮叶片前缘结构通常设计为几何不对称的，其内部冷却空气流动特性极为复杂，亟需开展深入研究。针对上述问题，南京航空航天大学毛军逵教授团队采用典型的非对称实际涡轮叶片前缘（如图2），在涡轮叶片前缘冲击/旋流冷却结构流动特性领域开展了实验研究。搭建了基于particle image velocimetry（PIV）测试技术的实验台，揭示了射流雷诺数（Re=10000和Re=20000）和冲击孔偏移距离-冲击孔孔径之比（e/d=1.5、e/d=0和e/d=1.5）对撞击/旋流冷却结构流动特性的影响机理，同时归纳了两种冷却空气流出方式（如图3）的影响机制。关注公众号: 两机动力先行，免费获取海量两机资料，聚焦两机知识和关键技术！

图2 典型的非对称实际涡轮叶片前缘

图3 两种冷却空气流出方式

结果表明，无论雷诺数大小，冷却空气射流直接冲击叶片前缘内部滞止区域，随即沿着滞止区域两侧的内壁面流动扩散。当e/d=0时，冲击射流扩散流向圆角较大的一侧移动较多，该现象在Re=20000时尤为明显（如图4）；在较高的射流雷诺数条件下，冲击射流速度和涡量的强度及面积均有显著增加（如图5）。

图4 Jet-3截面速度的实验结果：(a) Re=10000和(b) Re=20000

图5 Jet-3截面涡量的实验结果：(a) Re=10000和(b) Re=20000

无论冲击孔偏移距离大小，冲击射流均能在圆角较大的一侧形成漩涡（如图6）。从e/d=1.5、e/d=0和e/d=−1.5以及Re = 20000情况下的速度和涡量分布可以看出，当e/d从1.5变化到−1.5时，冲击射流到达前缘内部靶面上的速度显著降低，如图7(a)、图8(b)和图9(a)所示。

图6 Jet-3截面流线分布：(a) 𝑒/𝑑=1.5，(b) 𝑒/𝑑=1.50和(c) 𝑒/𝑑=−1.5

图7 当Re=20000和𝑒/𝑑=1.5时的实验结果：(a)速度和(b)涡量

图8 当Re=20000和𝑒/𝑑=0时的实验结果：(a)速度和(b)涡量

图9 当Re=20000和𝑒/𝑑=−1.5时的实验结果：(a)速度和(b)涡量

当Re=20000和e/d=0时，无论冷却空气流出方式如何，冲击射流的流速沿着流动方向逐渐减小，而且此现象在不含气膜冷却的前缘模型内比含有气膜冷却的前缘模型内更为明显；此外，在冲击射流左侧较小的圆角附近，形成了一个充满着整个空间的正涡度和高强度的逆时针旋涡（如图10和图11）。关注公众号: 两机动力先行，免费获取海量两机资料，聚焦两机知识和关键技术！

图10 当Re=20000和𝑒/𝑑= 1.5时，不同冷却空气流出方式在Jet-3截面上的涡量实验结果

图11 当Re=20000和𝑒/𝑑=1.5时，Jet-3横截面上的流线分布

相关成果以“Experimental investigations on flow characteristics of impingement/swirl cooling structures inside a blade leading edge”为题，发表于Physics of Fluids期刊，该研究被主编遴选为Featured Article。本文第一作者为韩枫副教授，通讯作者为毛军逵教授。

文章信息

Feng Han(韩枫), Lingyang Wang(王凌洋), Haotian Pu(浦昊天), Junkui Mao(毛军逵)*. Experimental investigations on flow characteristics of impingement/swirl cooling structures inside a blade leading edge. Physics of Fluids 35, 115103 (2023).

来源：两机动力先行

强度丨西工大最新顶刊：航空发动机涡轮机匣在高温下抗飞断叶片冲击性能研究

一、导读航空发动机涡轮部件由于长期处在“高温、高压、高载荷”三高交互的环境中，叶片不可避免会发生脱落或断裂等现象。为了保障飞行安全，发动机机匣必须将飞断的叶片包容在发动机内，防止其穿透机匣飞出发动机造成二次破坏。镍基合金GH4169由于在高温下具有高强度、高稳定性以及热加工性能好的特点，被广泛应用在发动机机匣、轮盘、叶片等零部件。因此，研究镍基合金在高温下的抗冲击性和能量吸收特性对于发动机机匣包容性设计具有重要的意义。近日，西工大李玉龙教授团队采用试验与仿真相结合的方法，研究了GH4169镍基高温合金环形结构件在高温下的抗冲击性和能量吸收特性。通过使用一级空气炮装置发射叶片形弹体冲击GH4169半环，并基于LS-DYNA有限元软件建立半环冲击试验的数值仿真模型，分析镍基合金半环在不同冲击速度、撞击角度以及温度下的抗冲击性。同时使用验证后的数值仿真方法研究镍基合金机匣包容飞断叶片的过程。文章发表于国际知名期刊《International Journal of Impact Engineering》，论文标题为“Impact resistance and energy absorption characteristics of nickel-based alloy ring at elevated temperatures”。二、内容简介该研究首先利用空气炮装置开展DZ125弹体撞击GH4169镍基合金半环的高速冲击试验，研究了不同冲击速度、撞击位置及环境温度下半环靶抵抗叶片穿透的能力。图1为试验装置图，可通过高速摄像和三维DIC技术获取半环结构件的径向变形量，同时获取叶片的初始及剩余速度。图1 弹道冲击试验示意图为了获得GH4169和DZ125材料在高温高应变率下的力学特性并拟合Johnson-Cook模型参数，采用高温同步Hopkinson杆对材料的动态力学性能进行测试。以此为材料模型输入，使用LS-DYNA显式分析软件模拟25-500℃下GH4169半环的高速冲击试验，对仿真模型进行验证。关注公众号: 两机动力先行，免费获取海量两机资料，聚焦两机知识和关键技术！图2为半环冲击的试验与数值仿真结果的对比，二者表现出较好的一致性。在此基础上，还预测了不同半环厚度（4.5~6mm）、撞击角度（0~45°）以及温度（25~500℃）下半环的临界穿透速度，结果表明半环的临界穿透速度随厚度呈线性变化；撞击角度越大，叶片塑性变形越明显，靶板越不容易被穿透；高温下由于材料的软化作用，靶板在500℃下的临界穿透速度相比常温（25℃）提高了8.6%。图2 弹道冲击试验与数值仿真结果对比为了评估镍基合金机匣包容飞断旋转叶片的能力，采用验证过的有限元模型模拟了500℃下涡轮叶片冲击镍基合金机匣的过程。图3为5000r/min下叶片与机匣的相互作用过程，整个过程可被划分为三个阶段，第一阶段，飞断叶片的叶冠刮擦机匣内壁，相互作用水平低，机匣和叶片的能量变化缓慢；第二阶段，叶片沿机匣内壁侧滑，叶身发生弯曲断裂；第三阶段飞断叶片向前翻滚以叶根撞击机匣，产生鼓包。因叶根质量集中且撞击角度大，机匣与叶片的相互作用力达到峰值。关注公众号: 两机动力先行，免费获取海量两机资料，聚焦两机知识和关键技术！图3 在包容过程中叶片与机匣的相互作用（n=5000r/min）三、小结为了研究航空发动机涡轮机匣在高温下的包容能力，建立了能够准确模拟镍基高温合金机匣在硬物高速冲击下变形和失效过程的数值有限元模型。通过半环打靶试验验证了模型的准确性，并研究了25~500℃温度范围内GH4169合金半环的冲击包容能力，分析了温度、弹体撞击角度以及冲击速度对半环结构的变形、临界穿透速度、破坏模式以及能量吸收过程的影响。在此基础上，对真实涡轮叶片撞击机匣的过程进行了数值仿真，结果表明叶片的弯曲断裂可能导致叶片根部与机匣产生二次碰撞，对机匣造成很大的穿透风险。原文文献：Miao Cao, Chenchen Wang, Jintao Wu, Cunxian Wang, Zhenqiang Zhao, Jun Liu, Yulong Li, Impact resistance and energy absorption characteristics of nickel-based alloy ring at elevated temperatures, International Journal of Impact Engineering, Volume 194, 2024, 105089,原文链接：https://doi.org/10.1016/j.ijimpeng.2024.105089 声明: 本文来源于冲击动力学及工程应用重点实验室, 仅供交流分享, 若涉及版权等问题请留言, 我们会及时处理来源：两机动力先行