XXXX 年 XX 月

第 XX 卷 第 XX 期

XX XXXX

Vol.XX No.XX

推 进 技 术

JOURNA L O F PRO PU L S ION TECHNO LOGY

210429-1

凹槽对涡轮叶片前缘换热特性影响的实验研究 *

叶 林 1，2

，刘存良 1，3

，朱安冬 1

，陈 磊 4

，李冰然 1

，朱惠人 1，3

（1. 西北工业大学 动力与能源学院，陕西 西安 710129；

2. 清华大学 能源与动力工程系 热科学与动力工程教育部重点实验室，北京 100084；

3. 西北工业大学 陕西省航空动力系统热科学重点实验室，陕西 西安 710129；

4. 中国航发四川燃气涡轮研究院，四川 成都 610500）

摘 要：为了探究带有凹槽造型的涡轮叶片前缘结构的换热特性，采用瞬态热色液晶技术研究了凹

槽对涡轮叶片前缘外表面换热系数的影响，获得了不同主流雷诺数以及湍流度下涡轮叶片原始前缘结构

及带两种不同深度凹槽的前缘结构外表面的换热系数分布数据，并采用努塞尔数评估对比了三种结构下

的换热特性。实验结果表明：原始前缘结构存在高换热系数区，随着湍流度的增大，高换热核心区显著

增大；由于凹槽对滞止区域的流动产生了影响，带凹槽的前缘结构在不同工况下均表现出将原始结构高

换热核心区分割为凹槽两侧突出边缘的高换热区和槽内低换热区的分布特征；凹槽可以显著降低前缘表

面的换热强度，带浅凹槽的前缘结构在前缘表面的面平均努塞尔数相比原始前缘结构降低约 7.9%~

14.5%，带深凹槽的前缘结构相比原始前缘结构降低约9.1%~20.9%；与主流雷诺数Reg=2.0×105

相比，当

Reg=1.5×105

时，带凹槽的前缘结构相比原始结构的低换热优势更强。

关键词：涡轮叶片前缘；凹槽造型；凹槽深度；对流换热系数；瞬态热色液晶技术

中图分类号：V231.1 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（XXXX）XX-210429-11

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 210429

Experimental Study on Effects of Grooves on Heat Transfer

Coefficient of Turbine Blade Leading Edge

YE Lin1，2

，LIU Cun-liang1，3

，ZHU An-dong1

，CHEN Lei4

，LI Bing-ran1

，ZHU Hui-ren1，3

（1. School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China；

2. Key Laboratory for Thermal Science and Power Engineering of Ministry of Education，Department of Energy and

Power Engineering，Tsinghua University，Beijing 100084，China；

3. Shaanxi Key Laboratory of Thermal Sciences in Aero-Engine System，Northwestern Polytechnical University，

Xi’an 710129，China；

4. AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China）

Abstract：In order to investigate the heat transfer characteristics of leading-edge of the turbine blade with

groove shape， the influence of groove on the heat transfer coefficient of leading-edge is studied by using the

transient thermochromic liquid crystal technology. The distribution data of heat transfer coefficient of original

leading-edge structure and leading-edge structures with two different depth grooves are obtained under different

* 收稿日期：2021-07-03；修订日期：2021-11-03。

基金项目：国家自然科学基金（51936008）；陕西省杰出青年科学基金（2021JC-11）；中国博士后科学基金（2021TQ0166）。

作者简介：叶 林，博士，助理研究员，研究领域为极端条件下主动热防护技术。

通讯作者：刘存良，博士，教授，研究领域为航空宇航动力系统高效冷却结构及其精细化热分析技术。

引用格式：叶 林，刘存良，朱安冬，等 . 凹槽对涡轮叶片前缘换热特性影响的实验研究［J］. 推进技术，XXXX，XX（XX）：

210429. （YE Lin，LIU Cun-liang，ZHU An-dong，et al.Experimental Study on Effects of Grooves on Heat Transfer

Coefficient of Turbine Blade Leading Edge［J］.Journal of Propulsion Technology，XXXX，XX（XX）：210429.）

第 XX 卷 第 XX 期 推 进 技 术 XXXX 年

210429-2

mainstream Reynolds numbers and turbulence intensities. The heat transfer characteristics of three structures are

evaluated by Nusselt number. The experimental results show that： the high heat transfer coefficient region exists

in the original leading-edge structure， and the high heat transfer core area increases with the increase of turbu⁃

lence intensity. Due to the influence of groove on the flow in the stagnation region， under different conditions，

the leading edge structure with groove shows the distribution characteristics of dividing the high heat transfer core

region of the original structure into high heat transfer regions on both sides of the groove and low heat transfer re⁃

gion inside the groove. The groove can significantly reduce the heat transfer intensity of leading edge surface，

the average Nusselt number of the leading edge with shallow grooves is about 7.9%~14.5% lower than that of the

original structure， and the average Nusselt number of the leading edge with deep grooves is about 9.1%~20.9%

lower than that of the original structure. Compared with Reg=2.0×105

， when Reg=1.5×105

， the low heat transfer

advantage of the groove structure is stronger than that of the original structure.

Key words： Turbine blade leading-edge； Groove shape； Groove depth； Heat transfer coefficient；

Transient thermochromic liquid-crystal technology

符号表

C

H

Tw

T0

Tg

h

t

叶片弦长

叶高

实验件壁温

实验件初始壁温

主流温度

对流换热系数

液晶变色时间

a

λ

Re g

ρg

μg

v g

Nu

热扩散系数

实验件材料的导热系数

主流雷诺数

主流密度

主流动力粘度

主流速度

努塞尔数

k

p*

p0

Tu

v'

-

v

主流气体导热系数

主流总压

主流静压

湍流度

主流通道内测点的脉动速度

主流的时均速度

1 引 言

随着航空工业的快速发展，航空发动机的性能

急速提高，由此带来的是涡轮进口温度的提高［1］

。涡

轮叶片长期处于高温高压的极端环境中，其前缘为

高温来流燃气的冲击滞止区域，承受热负荷相对较

高，且由于叶片前缘区域的燃气流动特征及前缘几

何特征，燃气朝向壁面的传热速率相对较高。因此

针对叶片前缘这一关键传热区域展开换热特性研究

极具必要性。近年来国内外有关前缘换热特性的研

究同样也是针对来流流动特性以及前缘几何特性对

换热的影响而展开。

有 关 主 流 流 动 特 性 研 究 多 侧 重 于 自 由 流 湍 流

度、来流雷诺数与非稳定尾流。早期许多学者为探

究前缘流动及换热机理，会通过将前缘简化为半圆

柱面的形式展开研究，Ekkad 等［2］

利用热色液晶技术

进行了包括圆柱前缘在内的多种流动换热结构的实

验，并系统地介绍了瞬态液晶技术在对流换热测量

中的应用。Kingery 等［3］

通过大圆柱体模拟涡轮叶片

前缘实验研究了高湍流强度下的前缘滞止区换热增

强的参数范围，结果显示：在大雷诺数来流情况下，

由于高湍流度导致的前缘滞止区换热增强与前缘直

径无关。Vanfossen 等［4］

实验研究了自由流湍流强度、

长度尺度、雷诺数和前缘速度梯度对滞止区换热特

性的影响，结果表明：湍流强度的增加引起的滞止区

换热强度的增加不受速度梯度的影响。目前有关探

究主流流动特性对换热影响的研究，大多数是基于

全涡轮叶片进行展开的，Obrien 等［5］

研究了尾迹对前

缘换热的影响，结果表明：上游尾迹会导致下游动叶

前缘驻点附近的时均换热增强约 10%，Schobeiri 等［6］

对此也有类似的结论。Park 等［7］采用萘升华法的研

究结果表明：非定常尾迹会对前缘及前缘附近的过

渡区的换热产生不利影响。针对进出口压比对换热

的影响，He 等［8］对此进行了数值研究，结果表明：当

压比为 1.6，1.8 和 2.0 时，在叶片型线的同一点处，换

热系数随压比的增加而增大。国内学者在这方面的

研究起步较晚，李红才等［9］

作为国内较早一批进行叶

片外换热实验的学者，利用短周期风洞对 MarkII叶型

进行了表面换热系数测量。陈大为等［10］

采用热色液

晶技术测量了尾迹在不同湍流度下对光滑叶片表面

换热分布的影响，结果显示尾迹会导致光滑叶片表

面的换热系数升高，且对吸力面换热系数的影响较

压 力 面 更 大 ，这 与 早 期 国 外 的 相 关 研 究 结 论 是 一

致的。

有关前缘几何特性，学者通常从叶型几何形状、

第 XX 卷 第 XX 期 凹槽对涡轮叶片前缘换热特性影响的实验研究 XXXX 年

210429-3

来流攻角以及带气膜孔的孔型几何参数等作为研究

切入。Arockia 等［11］

针对 JT-9D 涡轮叶片前缘的研究

结果表明：几何形状为钝形的前缘在滞止区的换热

值较低，但其叶型损失系数较高。Kim 等［12］

通过多种

方式研究涡轮叶片几何形状对气动特性的影响，结

果表示将球形设计应用于叶片前缘时可提高空气动

力学效率，降低端壁损失。杨玉骏等［13］采用数值模

拟的方法，通过对叶型进行优化，对比几种叶型的流

动换热特性发现：增大前缘直径，可以减小前缘的换

热量。Arts 等［14］早期采用中截面热电偶在攻角-14°

~+11°内测量了攻角对换热的影响；Giel 等［15］

对此进

行的实验研究表明：攻角变化会影响前缘滞止点附

近区域的换热系数，大雷诺数时前缘吸力面侧流动

迅速转捩导致该区域换热系数增大；樊剑博等［16］的

实验结果表明：正攻角会增强前缘吸力面侧的换热，

而负攻角会增强前缘压力面侧的换热。

对于涡轮叶片前缘，为使其不被烧蚀变形，需要

有尽可能低的换热条件。凹槽，作为一种典型的流

动控制和换热结构，已有不少关于其应用在涡轮其

他 区 域 的 文 献 。 在 机 匣 开 槽 方 面 ，Kavurmacioglu

等［17］将常用于压气机机匣的周向槽应用于涡轮机

匣，采用数值模拟的手段研究了周向槽对涡轮叶片

性能的影响，结果表明涡轮机匣开槽可有效改善叶

片气动性能。在叶顶开槽方面，Metzger 等［18］针对凹

槽深度对涡轮叶尖换热性能的影响进行了相关的研

究，结论为更大的凹槽深度可以有助于降低腔底的

换热；杨佃亮等［19］

的数值结果同样印证了这一结论；

姜世杰等［20］

发现叶顶吸力面侧的凹槽状小翼可以降

低气动损失。在叶片表面开槽方面，杨林等［21］将凹

槽开在叶片的吸力面，研究了开槽位置和雷诺数对

流动控制效果的影响。

在对凹槽结构逐步深入的研究过程中，部分学

者提出了前缘开凹槽的研究方向。苏云亮［22］

作为国

内第一位研究凹槽对叶片前缘冷却特性影响的学

者，通过数值模拟手段分析了前缘开槽对冷却性能

和气动性能的影响，结果表明：动叶前缘开槽可以显

著降低前缘外表面温度且开槽对涡轮效率、反力度、

膨胀比等气动参数影响较小。赵丹［23］

采用半圆柱模

型模拟放大后的叶片前缘，通过数值模拟手段研究

了滞止线处凹槽孔的气膜冷却特性，其研究结果表

明：相比于常规气膜孔，凹槽孔能显著增强前缘表面

气膜覆盖效果，但此结构对前缘表面换热特性的影

响较小。

从已公开发表的文献来看，将凹槽结构应用到

叶片前缘区域的研究目前较少，上述的两项研究主

要着眼于凹槽孔结构的气动与冷却特性，尚未能揭

示凹槽对前缘流动换热的影响规律。基于此研究背

景，本文提出了将凹槽应用于导叶前缘来降低换热

的新思路，以某型航空发动机涡轮叶片原始前缘结

构与带两种不同深度凹槽的前缘结构为研究对象，

采用瞬态热色液晶（TLC）技术获得了前缘外表面的

对流换热系数分布，详细对比分析了前缘开槽对换

热的影响。

2 实验系统及测量原理

2.1 实验台系统

采用低速大尺寸叶栅通道的实验风洞进行换热

特性的基础研究是国际上通行的做法，它方便实现

换热特性参数的精细化测量，而且能够排除次要复

杂因素的干扰，聚焦于影响换热特性的主要气动-结

构因素。本研究以涡轮叶片前缘表面换热系数测定

为实验目标，在低速风洞中展开实验测量。实验台

系统如图 1 所示，来自离心鼓风机的空气经水冷设备

冷却稳定后进入实验台的主流段，主流段中设置有

过滤网和蜂窝板，主流稳压段后设置了两段根据维

氏曲线设计的收缩腔以确保主流可以均匀地流入截

面尺寸为 240mm×100mm 的实验测量段，两段收缩腔

中夹有一个丝网快速加热器。测量段为直列叶栅通

道，为保证实验叶片前缘表面的压力分布和流动情

况与真实情况一致，实验段中包含三个完整涡轮叶

片，两侧的周期陪衬叶片为中间的实验测量叶片提

供了一个完整的叶栅通道，实验测量段侧壁按照叶

片型面曲线设计，实验测量段的结构如图 2 所示。测

量段前设置有如图 2 中所示的湍流格栅以调整主流

湍流度，通过格栅位置的变化可获取不同的主流湍

流度。

实验采集系统中，主流速度 vg和温度 Tg分别由布

置在实验段中的皮托管和热电偶测得，主流湍流度

Fig. 1 Experimental system schematic

第 XX 卷 第 XX 期 推 进 技 术 XXXX 年

210429-4

由布置在测量段中的三维热线风速仪测得；实验过

程中前缘表面温度的变化可由热色液晶的变色呈

现，瞬态液晶技术中所使用的摄像机为型号 HDRCX350 的索尼相机，光源为泛光灯。

本研究采用基于瞬态换热理论的热色液晶测量

技术，通过高速摄像机对温度变化某一过程的液晶

颜色变化进行影像记录，通过数据处理转化为温度

分布变化，最终得到叶片前缘表面的换热系数分布。

2.2 实验件结构

本实验采用的叶片是在某型航空发动机涡轮导

向叶片的基础上按相似原理放大 2 倍加工而成，实验

叶片的型线取自该涡轮导向叶片的中截面。放大后

的实验叶片弦长 C 为 132mm，叶高 H 为 100mm，实验

模型如图 3 所示。

图 4（a）展示的是叶片前缘部件开槽的几何完成

方法。叶片前缘部件的凹槽是通过原叶型（弧 ACB）

前缘驻点 C 点沿法线方向确定凹槽深度，沿 C 点两侧

分别确定等长弧长确定凹槽宽度，深度一侧的几何

位置点 D 与宽度两侧的几何位置点 A，B 确定的圆弧

ADB 与原始结构的叶片型面的交面就是凹槽的几何

型面，并最终在凹槽两侧进行 3mm 的面倒圆形成了

开有凹槽的叶片前缘型面。本实验中确定弧长 AB 为

6mm，凹槽深度 CD 为 1.5mm 和 2.0mm，分别对应本文

研究的带浅凹槽的前缘结构和带深凹槽的前缘结

构。图 4（b）展示了本文研究的三种前缘部件的三维

视图，进行实验研究时通过更换不同的前缘实验部

件装配叶身模型来进行。

2.3 瞬态热色液晶技术及不确定度

实验采用窄带热色液晶进行叶片表面换热系数

的测量。实验件材料选择光敏树脂，并采用先进的

快速成型技术加工。

无内热源的一维导热控制方程为

∂T ( x,t)

∂t = a2 ∂2

T ( x,t)

∂x2 , x ≥ 0, t ≥ 0

a = λ

ρc

（1）

其边值条件为

x = 0, λ ∂T ( x = 0,t)

∂x = h[ Tw (t) - Tg (t)] （2）

初值条件为

t = 0, T ( x, 0 ) = T0 （3）

式中 λ 为导热系数，ρ 为气流密度，c 为热容，h 为

对流换热系数，Tw(t) 叶片表面温度，T0 为叶片表面的

初始温度。

基于一维非稳态导热方程，通过拉式变换与拉

式反变换可推导出实验件表面某一点的温度 Tw随时

间 t的变化关系式为

Fig. 4 Test component of leading edge

Fig. 3 Structural design and assembly of experimental

research model

Fig. 2 Test section schematic

第 XX 卷 第 XX 期 凹槽对涡轮叶片前缘换热特性影响的实验研究 XXXX 年

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Tw (t) - T0

Tg (t) - T0

= 1 - exp (

h2

at

λ2 )erfc (

h at

λ ) （4）

式中 T0 为实验件的初始壁温，Tg (t) 为不同时刻

下的主流温度，h 为对流换热系数，t 为变色时间，a 为

热扩散系数，λ 为实验件材料的导热系数。

考虑本实验温度范围，采用 SPN/R35C1W 液晶。

在本实验中，通过对主流温度阶跃变化后的窄带液

晶最大绿色值的识别，可以确定某一时刻的壁温，温

度阶跃曲线如图 5 所示。图 6 显示了本研究中窄带

液晶的标定曲线，包括 RGB 强度与三个不同位置（Lo⁃

cation 1、Location 2、Location 3）的局部温度之间的对

应关系，摄像机在标定过程中保持静止。表 1 显示了

从图 6 中提取的不同位置下的 RGB 强度峰值和对应

的温度。如图 6 所示，尽管在三个位置的最大绿色值

（148.4，147.6 和 137.3）存 在 差 异 ，但 相 应 的 温 度

（35.6℃，35.61℃和 35.6℃）基本相同。但是，对于最

大红色/蓝色值，与之对应的温度是不稳定的，最大温

差 分 别 为 0.1℃（最 大 红 色 值）和 0.28℃（最 大 蓝 色

值）。因此，基于 RGB 强度的液晶图像处理方法可以

应用于本实验中，该方法通过寻找最大绿色值来确

定喷涂液晶表面的温度，其最大绿色值对应的温度

为 35.6℃。

瞬态传热测量误差主要包括温度测量误差、时

间测量误差及材料物性变化造成的误差。根据误差

传递理论，被测量参数无法通过直接测量得到，因此

需要采用间接测量法计算，由于被测参数可以通过

函数关系计算得出，这就使得直接测量的量形成的

误差向间接测量的量进行传递，最终形成被测参数

的不确定度。

若假设被测参数 Y 与直接测量的相互独立的 x 1，

x 2…x n 有以下函数关系：

Y = f ( x 1 , …, x n ) （5）

则随机误差传递公式为［24］

dY

Y = (

x 1

Y

∂f

∂x 1

dx 1

x 1

)

2 + … + (

x n

Y

∂f

∂x n

dx n

x n

)

2 （6）

换热系数的解析表达式为

Θ = f ( β) （7）

其中

Θ = θw

θg

（8）

θw = Tw - T0 （9）

θg = Tg (t) - T0 （10）

f ( β ) = 1 - exp ( β2

t)erfc ( β t ) （11）

β = h

ρcλ

（12）

由式（11），（12）可得到换热系数 h 的不确定度为

dh

h = ( ) dβ

β

2

+ ( ) 1

2

dt

t

2

+ ( ) 1

2

d ( ρcλ)

ρcλ

2

（13）

关联上式，展开并忽略时间 t 和物性 ρcλ 的不确

Fig. 6 Calibration curves of narrow-band LC (SPN/

R35C1W)

Fig. 5 Step change curve of mainstream temperature

Table 1 RGB intensity peak and corresponding

temperature

Point

Location 1

Location 2

Location 3

RGB/max

R/156.80

G/148.43

B/129.25

R/134.74

G/147.58

B/179.06

R/113.41

G/137.31

B/169.08

Temperature/℃

35.35

35.60

36.27

35.41

35.61

36.01

35.31

35.60

36.29

第 XX 卷 第 XX 期 推 进 技 术 XXXX 年

210429-6

定度，得到换热系数 h 不确定度的最终表达式为

dh

h = Φh

( dT

θg ) （14）

其中

Φh = [ 2 (1 - f ( β) + f ] 2

( β) ) 1 2

βf '( β) （15）

当过余温度 Θ 在 0.3～0.7 时，Φh 处于一个相对

较低的值，大约为 5

［25］

，在本实验中，为了进一步降低

换热系数 h 的不确定度，将过余温度 Θ 控制在 0.4~

0.7。实验中，温度的不确定度 dT 为 0.1℃，θg 在 5℃ ~

10℃，因此换热系数的不确定度在 5%~10%。根据努

塞尔数 Nu 的定义和误差传递理论，Nu 的误差由换热

系数误差和当量尺寸的误差决定，由于换热系数的

误差在 5%~10%，当量尺寸的误差约为 0.3%，相比而

言，Nu 的误差主要由换热系数决定，因此，本实验 Nu

的不确定度为 5%~10%。

2.4 实验过程描述

图 7 展示了喷涂液晶后的实验件照片，待测表面

喷涂有导热性能良好的 SPB100 黑漆，黑漆层之上喷

涂 SPN/R35C1W 窄带热色液晶。

图 8 所示为位置校准与展平的过程示意图。由

于叶片前缘为曲面结构，为得到整个前缘的位置信

息，需通过两侧摄像机拍摄叶片上的黑白棋盘格影

像进行位置标定，并通过视频处理把实验数据转换

至正交坐标系下。在液晶实验开始前，将标定叶片

放入实验通道内进行拍摄，相机拍摄位置标定叶片

上的黑白棋盘格信息，随后放入喷有液晶的实验叶

片进行正常的实验步骤。位置标定叶片与实验叶片

具有相同的叶型，同时摄像机的位置也未发生变化，

根据棋盘格上的坐标点与实验叶片上的点的一一对

应关系，使用程序将视频中标定叶片所示的位置坐

标进行正交坐标系的转换。

实验前还需调节主流阀门控制主流流量，待通

过热电偶所测量的主流气体温度恒定一段时间后便

可认定叶片壁温稳定，达到开始实验的要求。实验

过程中先后开启摄像机、温度采集模块与丝网加热

器，主流温度升高后叶片前缘表面喷涂的液晶会完

成一个变色过程，之后关闭丝网加热器，结束视频拍

摄并对温度变化进行记录。通过调节主流阀门与湍

流格栅的位置以及更换前缘部件进行不同工况组的

实验。实验结束后将摄像机记录的影像结果通过 视

频转换、曲面展平程序处理，最终得到前缘表面的换

热系数分布云图。

2.5 实验工况及数据处理

主流雷诺数 Reg采用叶片中截面弦长定义，即

Re g = ρg v gC

μg

（16）

采用努塞尔数 Nu表征前缘面的对流换热系数，即

Nu = hC

k （17）

式中 ρg，μg和 vg分别为主流的密度、动力粘度和速

度，实验入口来流速度 v g = 2 ( p* - p 0 )/ρ，其中 p* -

p 0 为来流的总静压差，由位于湍流格栅前的皮托管测

量得到。C 为叶片中截面弦长，h 为待测表面对流换

热系数，k 为主流气体导热系数。

来流湍流度定义为

Tu = v'/

-

v （18）

式中 v'为主流通道内测点的脉动速度，

-

v 为主流

的时均速度，湍流度大小反映了通道内气流受扰动

的程度。

为了改变来流湍流度，实验采用如图 2 中所展示

的湍流发生格栅。本研究分别在无格栅、格栅距前

缘驻点 350mm、格栅距前缘驻点 200mm 情况下进行

实验，使用三维热线风速仪测量湍流度，湍流度测点

位于通道中截面距离前缘驻点 40mm 处。用图 2 所示

Fig. 8 Position calibration blade with black and white

checkerboard

Fig. 7 Pictures of experimental models after spraying

liquid-crystal

第 XX 卷 第 XX 期 凹槽对涡轮叶片前缘换热特性影响的实验研究 XXXX 年

210429-7

的 三 个 测 点 的 平 均 值 定 义 湍 流 度 ，其 结 果 如 表 2

所示。

图 9 以湍流度测量时间范围内中间时间段 0.5~

0.6s 为例，展示了不同湍流度工况和不同雷诺数下测

点处的瞬时速度变化；图 10 以 Re=1.5×105 以及湍流

度工况 2 为例，展示了三个不同测点处的速度分布，

可以看出，同一工况下三个测点处的脉动速度几乎

一致，通过增加湍流格栅和调整格栅位置可以在格

栅后产生较为均匀的来流湍流度。

本实验研究以原始前缘结构（Original structure）、

带浅凹槽的前缘结构（Shallow groove）、带深凹槽的前

缘结构（Deep groove）为研究对象，在 1.5×105

，2.0×105

两个主流雷诺数及 2.03%，14.81%，23.58% 三个主流

湍流度，共计 18 组工况下进行。

3 结果分析与讨论

3.1 原始前缘表面换热特性分布

图 11 以主流雷诺数 Reg=2.0×105

为例，展示了湍

流度 Tu=2.03%，14.81%，3.58% 时，原始前缘结构展

平后的努塞尔数分布。图中 S 为弧长，H 为叶高，横

坐标 0 点对应原始前缘几何驻点处，左侧为前缘偏吸

Fig. 11 Distribution of Nusselt number on the surface of original structure at Reg=2.0×105

Fig. 10 Instantaneous velocity of three turbulence measuring points under turbulence condition 2, Reg=1.5×105

Table 2 Turbulence test conditions

Turbulence

condition

1

2

3

Distance between turbulence grid and

stagnation point of leading edge/mm

No turbulence grid

350

200

Tu/%

2.03

14.81

23.58

Fig. 9 Instantaneous velocity at measuring point under three turbulence conditions

第 XX 卷 第 XX 期 推 进 技 术 XXXX 年

210429-8

力面侧，右侧为前缘偏压力面侧。对于原始结构，其

表面的努塞尔数分布规律为：前缘滞止区为高换热

区，且随着湍流度的增大高换热核心区显著增大，其

中 Tu=23.58% 下滞止线附近形成一条宽 0.1C 的高换

热核心区；偏吸力面侧整体的换热强度较偏压力面

侧略高，这是由于吸力面侧主流的加速作用导致的；

沿着叶型两侧流向方向，换热强度不断降低。

3.2 凹槽对前缘外表面换热特性的影响

图 12 以主流雷诺数 Reg=2.0×105

为例，分别展示

了湍流度 Tu=2.03%，14.81%，23.58% 时，两种带不同

深度凹槽的前缘结构展平后的努塞尔数分布。相比

于原始结构，带凹槽的前缘结构的表面努塞尔数分

布最显著的特点为：将原先前缘滞止区较宽的高换

热带状区转变成了凹槽两侧突出边缘较窄的高换热

带状区，而凹槽内侧为低换热区。形成该换热分布

的原因为凹槽对滞止区域的流动产生了影响。

在低湍流度工况下，带凹槽的前缘结构均表现

出在两侧边缘区域出现了较窄的核心高换热带，两

者槽内的低换热带相似，继续沿叶型方向流动，深凹

槽结构较浅凹槽结构降低较为缓慢，与原始结构相

比，虽然带凹槽的前缘结构呈现出了高核心换热区

域，但却减小了高换热带的面积；继续增大湍流度，

深凹槽结构的劣势体现在了两侧边缘处高核心换热

区域，从图 12 中可以看出明显从数值上高出浅凹槽

结构，但带凹槽的前缘结构表面的换热强度较原始

结构降低愈发明显，尤其表现在高换热区的宽度以

及前缘压力面靠近下游位置。总体来看，带凹槽的

前缘结构在前缘面的换热强度明显低于原始前缘

结构。

3.3 不同湍流度下凹槽对换热特性的影响

图 13 以主流雷诺数 Reg=2.0×105

为例，展示了三

个湍流度工况下，原始前缘结构与两种带凹槽的前

缘结构的径向平均努塞尔数分布。可以看到带凹槽

的前缘结构相较于原始结构，其换热曲线的最显著特

征为：将原始结构在前缘驻点附近形成的换热单峰值

转变为在凹槽两侧突出边缘形成的换热双峰值、凹槽

内部区域形成的换热谷值，原前缘驻点处（S/C=0）对

应的凹槽内部位置的努塞尔数与前缘吸力面侧下游

的努塞尔数基本持平。前缘偏吸力面侧与偏压力面

侧的努塞尔数分布并非对称，吸力面侧的换热更强，

这是由两方面原因导致的：首先，叶栅通道内的流动

会引起吸力面侧的静压低于压力面侧，使得吸力面

侧表面的气流流速高于压力面侧，对流换热效应相

对更强；其次，气流在前缘偏压力面侧表面较偏吸力

面侧在流动过程中更易产生分离，使得吸力面侧的

换热强度普遍较压力面侧更高。

Fig. 12 Distribution of Nusselt number on the surface of two leading-edge structures with grooves at Reg=2.0×105

第 XX 卷 第 XX 期 凹槽对涡轮叶片前缘换热特性影响的实验研究 XXXX 年

210429-9

对比图 13（a），（b），（c）可以看出：来流湍流度

对前缘换热强度有显著影响。三种结构在较高湍

流 度 工 况 下 均 表 现 为 更 高 的 换 热 系 数 分 布 ，尤 其

体现在原始前缘结构的滞止区域出现了较宽的换

热峰值区。这是由于湍流度的增大加强了冲击气

流 速 度 的 脉 动 幅 度 ，增 强 了 近 壁 面 的 对 流 换 热

效应。

在 Tu=2.03% 工况下，带凹槽的前缘结构的两个

换热峰值明显高于原始结构的换热峰值，其中偏吸

力面侧的峰值略高，沿叶型向下游发展，凹槽结构的

努塞尔数迅速降低，且数值明显低于原始结构。不

同槽深结构对比，深凹槽结构在凹槽中心区域的换

热强度更低，但其在压力面侧的换热强度明显高于

浅凹槽结构。在 Tu=14.81% 工况下，三种结构的换热

峰值基本持平，沿下游发展，凹槽结构在吸力面侧的

换热强度与原始结构相比较低，不同槽深结构相差

甚微，而在压力面侧表现为：在 0<S/C<0.06 内，凹槽

结构的换热强度高于原始结构，而在 S/C>0.06 区域，

凹槽结构的低换热优势愈发明显。在 Tu=23.58% 工

况下，三者峰值依然持平，与 Tu=14.81% 时不同的是，

凹槽结构相比原始结构的低换热优势更为显著。由

此可见：凹槽结构在更接近于真实运转条件的高湍

流度情况下能更好地起到降低叶片前缘外表面换热

的作用。

3.4 不同雷诺数下凹槽对换热特性的影响

图 14 以主流湍流度 Tu=14.81% 为例分别展示了

主流雷诺数 Reg=1.5×105

，2.0×105

时，原始前缘结构及

两种带凹槽的前缘结构在前缘外表面区域的径向平

均努塞尔数分布。对比图 14（a），（b）可以看出，雷诺

数的变化并不会改变换热曲线的变化规律，但随着

雷诺数的增大，三种前缘结构的换热强度明显增强，

这是由于来流冲击速度的增加导致驻点区域边界层

减薄。

对于 Reg=1.5×105 的工况，带浅凹槽的前缘结构

两侧的换热峰值均比原始结构峰值低，且在前缘绝

大多数区域的努塞尔数均低于原始结构；带深凹槽

的前缘结构在左侧边缘的换热峰值略高于原始结构

换热峰值，右侧边缘的换热峰值略低于原始结构换

热峰值，但在除凹槽两侧边缘以外区域的努塞尔数

均明显低于原始结构。带深凹槽的前缘结构与带浅

凹槽的前缘结构相比，凹槽两侧边缘的换热峰值更

高，但在前缘表面其他区域的努塞尔数均明显低于

带浅凹槽的前缘结构。

对于 Reg=2.0×105 的工况，带浅凹槽的前缘结构

两侧边缘的换热峰值均略高于原始结构峰值，但在

前缘绝大多数区域的努塞尔数均低于原始结构；带

深凹槽的前缘结构两侧边缘的换热双峰值均低于原

始结构峰值，且前缘绝大多数区域的努塞尔数均低

于原始结构。带深凹槽的前缘结构与带浅凹槽的前

缘结构相比，凹槽两侧边缘的换热峰值明显降低，但

在前缘表面其他区域的努塞尔数与带浅凹槽的前缘

结构相当。

Fig. 13 Lateral-average Nusselt number curves of three

structures at different turbulence intensities at Reg= 2.0×105

第 XX 卷 第 XX 期 推 进 技 术 XXXX 年

210429-10

整体而言，相比原始前缘结构，虽然带凹槽的前

缘结构会从一个较宽的高换热带状区变为两个较窄

的高换热带状区，但其高换热带的几何范围明显小

于原始结构，这对于前缘是有利的。

为更直观地 对 比 在 各 工 况 下 换 热 特 性 的 变 化

规律，对叶片整个前缘面（即图 7 喷涂液晶部分）的

努塞尔数进行面积平均，得到如图 15 所示的 3 种结

构 18 组工况下叶片前缘面积平均努塞尔数。由图

可以看出：带凹槽的前缘结构的面平均努塞尔数明

显低于原始前缘结构，相比原始结构，其换热强度

最 高 降 低 21%（Reg=1.5×105

，Tu=2.03%），这 表 明 带

凹槽的前缘结构对降低前缘表面的换热有较为明

显的效果。当 Reg=1.5×105

时，相比原始结构，带浅凹

槽的前缘结构在三个湍流度下的换热强度平均降低

12.2%，带深凹槽的前缘结构的换热强度平均降低

18%；当 Reg=2.0×105

时，带浅凹槽的前缘结构的换热

强度平均降低 11.3%，带深凹槽的前缘结构的换热

强度平均降低 12.4%。因此，与 Reg=2.0×105

相比，当

Reg=1.5×105 时 ，带 凹 槽 的 前 缘 结 构 的 低 换 热 优 势

更强。

4 结 论

本文使用 TLC 技术实验研究了凹槽结构在不同

雷 诺 数（Reg=1.5×105

，2.0×105

）和 湍 流 度（Tu=2.03%，

14.81%，23.58%）下对涡轮叶片前缘外表面换热特性

的影响，得到如下结论：

（1）由于凹槽对滞止区域的流场产生了影响，相

较于原始结构在前缘几何驻点区呈现一条较宽的高

换热带状区，带凹槽的前缘结构的凹槽两侧突出边

缘呈现两条较窄的高换热带状区，而凹槽内侧形成

低换热区域。

（2）凹槽可以显著降低前缘表面的换热强度，带

浅凹槽的前缘结构在前缘表面的面平均努塞尔数相

比原始结构降低约 7.9%~14.5%，带深凹槽的前缘结

构相比原始结构降低约 9.1%~20.9%。

（3）随着来流湍流度的增大，冲击气流速度的脉

动幅度增大，不同前缘结构表面的换热系数均有明

显增大，凹槽结构在高湍流度工况下的低换热优势

更明显。

（4）与 Reg=2.0×105 相 比 ，当 Reg=1.5×105 时 ，带 凹

槽的前缘结构相比原始结构的低换热优势更强，带

深凹槽的前缘结构相比带浅凹槽的前缘结构的低换

热优势更强。

致 谢：感谢国家自然科学基金、陕西省杰出青年科学

基金、中国博士后科学基金的资助。

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Fig. 14 Lateral-average Nusselt number curves of three

structures at different Reynolds number at Tu=14.81%

Fig. 15 Area-average Nusselt number of leading edge

surface of three structures under different conditions

第 XX 卷 第 XX 期 凹槽对涡轮叶片前缘换热特性影响的实验研究 XXXX 年

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（编辑：朱立影）