涡轮发动机
航空发动机涡轮叶片冷却技术
一、引言
航空发动机自诞生以来，对它的基本发展要求就是推力更大、推重比更高、耗油率更低、质量更轻、耐久性更好和费用更低等。因此，航空发动机涡轮的发展趋势主要在以下两个方面：其一是不断提高涡轮前温度；其二就是不断增加涡轮气动负荷，采用跨音速涡轮设计方案，减少涡轮级数和叶片排数。
在现有技术条件下，并在保证尺寸小、质量轻的情况下，提高涡轮前温度，是获得大推力和高推重比的主要措施之一。从理论上讲，涡轮进口温度每提高100℃，航空发动机的推重比能够提高10%左右。当前，先进航空发动机涡轮前温度已经达到1900K左右，这远远超过了涡轮叶片所用的高温合金材料的熔点温度。为了保证涡轮叶片在高温燃气环境下安全可靠地工作，就必须对叶片采取冷却和热防护措施。
对于高温所带来的一系列问题，解决的办法主要有两个：一是提高材料的耐热性，发展高性能耐热合金，制造单晶叶片；二是采用先进的冷却技术，以少量的冷却空气获得更高的降温效果。其中材料的改善占40%，冷却技术占60%。
对于军用航空发动机，第3代的涡轮进口温度为1680~1750K，涡轮叶片耐温能力主要通过第1代单晶合金或定向合金和气膜冷却技术保证；第4代的涡轮进口温度达到1850~1980K，涡轮叶片耐温能力主要通过第2代单晶合金和对流-冲击-气膜复合冷却技术来保证；未来一代的涡轮进口温度将高达2200K，预计涡轮叶片耐温能力通过第3代单晶合金或陶瓷基复合材料等耐高温材料和包括层板发散冷却在内的更加高效的冷却技术来保证。
二、航空发动机涡轮叶片冷却技术概述
涡轮冷却技术研究始于上个世纪40年代，大约在1960年，气冷涡轮首次应用于商业航空发动机上。经过多年的发展，目前基本上形成了由内部冷却和外部冷却构成的涡轮叶片冷却方案。
1.内部冷却
其基本原理是冷气从叶片下部进入叶片内部，通过带肋壁的内流冷却通道，对叶片的内表面实施有效的冷却，一部分冷气通过冲击孔，以冲击冷却的形式对叶片前缘内表面进行冷却，剩下的一部分气体经过叶片尾部的扰流柱，被扰动强化换热以后从尾缘排出。内部冷却包括
采用叶片内部多程弯折带肋通道的强化对流冷却、叶片内表面的射流冲击冷却、以及叶片尾缘借助冷却空气绕流扰流柱的导热和对流复合冷却等方式。内部冷却不会对涡轮燃气通道流场产生影响。
2.外部冷却
外部冷却是将冷却空气引入到涡轮叶片外表面，冷却气流以一定的喷射角，沿暴露于高温燃气环境中的叶片表面上若干个离散位置喷射进入主流区域，使之沿该表面附着一层冷气薄膜(在叶片表面和高温燃气流之间产生一个冷气层)，而把该表面跟高温燃气隔离开来，从而使得涡轮叶片免受高温燃气的冲击。这样不仅对喷射位置附近区域进行热防护，而且也对其下游区域进行热防护。因此，外部冷却实质上是一种热防护方式，保证了叶片正常工作，并维持涡轮部件的工作寿命。
目前，航空发动机涡轮叶片外部冷却主要有2种方式：气膜冷却和发散冷却。气膜冷却，即冷气从叶片外表面离散气膜孔按照一定的规律射入到涡轮流场，此时的气流速度较大(vj/vm<1)，射流与叶片表面夹角较小(小于90°)。气膜孔冷气喷射对附面层流动和尾迹流动以及冷气与主流的混合流动损失都有影响。如果冷气参数和冷却孔几何参数的选择不当，都会导致
流动损失的增大，从而影响采用冷却带来的效益。
发散冷却技术与气膜冷却技术相比，具有一系列的优点，是未来的技术发展趋势，因此将在下面进行详细介绍。
三、涡轮叶片发散冷却技术介绍
冷气均匀地经过叶片发散外表面或者多层带孔表面流出。在这种情况下，气流速度很小(vj/vm<<1)，并按照垂直叶片表面(喷射角90°)的方向流出。但发散冷却空气的加入会使得叶片表面附面层大量积累，尾迹宽度增加，流动损失增大。
与气膜冷却相比，发散冷却集冲击冷却、对流冷却和气膜冷却于一体，具有冷却空气消耗量少、冷却效率高、冷却空气注入壁面的速度慢、对主流的扰动小等优点，因而越来越受到重视。
发散冷却包括多孔发散冷却、层板发散冷却和多孔层板发散冷却等主要形式，其中后者研究最多且发展潜力最大。多孔层板发散冷却具有以下特点：
1)冷却均匀。它可将热影响区限制在散布流动区范围内，控制流道高摩阻性与散布流动区的低摩阻性，可使受热壁面的局部过热对控制流道的影响很小，从而达到受热部件可重复使用的目的。
2)对母材的要求低。只要所用材料能够制成薄片且具有良好的蚀刻和扩散焊性能就可以用作层板发散冷却构件的母材。
3)工艺相对灵活。层板制作工艺一般先设计板上的流动通道几何特征，然后进行流动流道的加工。流动通道加工完成后，将层板板片按预定的次序叠放在一起，再在一定的温度和压力下经扩散焊接成型。对于陶瓷材料层板，将预先设计的不同板片按顺序迭合之后，通过烧结成型。
四、涡轮叶片发散冷却技术的发展
航空发动机涡轮叶片发散冷却技术作为在高温、高压和高流速环境下工作部件的高效防护技术，从20世纪50年代开始就得到美国、英国等国家航空工业界的高度重视和大力研究。50年代初，美国航空界在NACA的资助下对内部支撑骨架和外部丝网叶身结构的发散冷却涡轮叶
片开展了系统研究工作，证实了发散冷却技术的高效性和在发动机涡轮叶片应用的可行性。60年代以来，美国和英国等国家针对发散冷却的冷却效果、气动性能、材料、工艺等开展了大量且深入的研究和验证，使发散冷却技术取得了实质性进展并逐步成熟，目前已经应用于液氢/液氧火箭发动机、超高声速飞行器发动机、航空发动机等领域。一些典型的发散冷却技术已经接近成熟，已经或将要应用于航空发动机涡轮叶片上。
早期的发散冷却叶片是由骨架和金属丝网制成的。骨架承担叶片所受的应力，而由高温合金材料编织成的多层致密的丝网形成叶片所需的气动力外形。这种丝网制成的叶片表面具有大量的细微小孔，冷却气流便从这些小孔渗出而在叶片外围形成连续而均匀的空气隔热层，从而把燃气与叶片表面隔开，大大削弱燃气对叶片的加热而起到隔热作用。在理想情况下，采用这种在冷表面进行对流冷却、在热表面进行气膜冷却的方法可使叶片材料温度接近冷却空气的温度，冷却效果可达800℃以上，冷却系数达到0.8甚至更高。不过，由于丝网同骨架的连接工艺和材料在高温下的腐蚀问题没有圆满解决，并且常因其存在外来物堵塞、积碳、表面氧化等问题，这种发散冷却叶片的实际应用较为困难。
经过几十年的发展，航空发动机设计与制造商探索研究了多种“准”或“近似”发散冷却技术，如
Transply、Lamilloy、Effusion等高效冷却结构和Castcool与Poroform等先进制造工艺。Transply结构是英国罗·罗公司于20世纪80年代初开发的一种全气膜多层板冷却结构，早已被应用到航空发动机燃烧室中，但是目前还未见在涡轮叶片上进行试验和应用的报道。下面主要介绍铸冷多孔层板和Poroform射流冷却结构。
1.艾利逊(Allison)公司的铸冷多孔层板涡轮叶片。
多孔层板Lamilloy结构通常由蚀刻有精确微细通道的多片（3~5片）超薄（0.254~0.635mm）金属层板板片经有序叠合并扩散连接成多层多孔冷却结构。其强度特性优于传统的多孔材料，并可以避免传统多孔材料对“热点”敏感的缺点。
Castcool是艾利逊公司发明的可以一次铸造出内部复杂冷却结构与形状的一项专利制造技术。在此之前，单晶叶片在一个共同的模具中铸造成两部分，每部分外壳的里面都铸有冷却通道，然后在热和压力下将这两部分焊接到一起。而铸冷叶片却是做成一体，冷却通道利用浇铸成型加工，在叶片铸成之后，浇铸的材料会被除去。铸冷叶片能够承受高温，而且制造成本也要低于传统的叶片。
铸冷多孔层板涡轮叶片就是Castcool工艺＋Lamilloy结构高效结合的产物，叶片前缘和尾缘采用气膜冷却，叶片其余部分采用Lamilloy冷却，具有对流、冲击及气膜冷却的综合效果。
2.Effusion结构＋Poroform工艺的涡轮叶片
Effusion结构属于全面积离散孔气膜冷却，是通过减小孔的直径（从而增加孔的数量）和加强冲击冷却来改善内部对流的一种简化的可靠的发散冷却技术。它是为了在保留多孔壁的热性能和气动性能的基础上克服多孔壁材料存在的一些不足而发展的一项技术。
而Poroform技术是一种通过在适当控制温度、浓度、电流、距离和紊流等的电镀槽中沉积一种合金材料（一种纯的元素或合金）的电子成形工艺。Poroform技术使燃气涡轮发动机工作叶片冷却设计的范围得到扩展。
分析表明，采用Effusion结构＋Poroform工艺的涡轮叶片，其工作叶片承受的温度不超过1200K，同时，整个叶片壁面的温度分布均匀，冷却空气流量也降到相当低的水平。
航空发动机涡轮叶片发散冷却技术十分复杂且具有相当大的难度，是冷却、工艺和材料等的综合集成。针对发散冷却技术，国内航空工业界进行了大量的理论和模拟研究，开展了一些
工程应用研究，目前也取得了一些的进展。但是与世界先进水平相比，还有一定的差距。我国需要借鉴国外的先进技术与经验，创新研发新的冷却、工艺和材料技术，并需要继续开展大量且深入的研究和试验，以适应未来航空发动机性能提高的要求。
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