涡轮丨624所：航空发动机涡轮叶片的冷却技术和典型冷却结构

涡轮叶片是航空发动机中承受热及机械载荷最为苛刻的零部件，也是发动机的关键安全件。“如何在减少冷气流量的情况下提高涡轮进口燃气温度”这一技术难题的解决途径，一方面是研制新型耐高温材料和热障涂层，另一方面就是实施先进可靠的高效冷却技术。有资料表明，在过去30年中，涡轮进口燃气温度提高了450K，其中只有30%是由于耐高温合金的发展和制造工艺的进步，而其余70%则是依靠有效的冷却技术获得的。由此可见，发展更高效的涡轮叶片冷却结构和冷却方式将是提高涡轮前温度的重要手段。

航空发动机是飞机中极为重要的零部件之一，其可以为飞机的爬升以及飞行提供充足的动力。在最初时，飞机中所使用的航空发动机是活塞式发动机。但此类发动机不仅仅具有较大的重量，并且其在输出动力方面也具有较大的欠缺。因此，活塞式发动机最终无法满足飞机所需的动力。为了更好的满足飞机所需的推力，工程师还陆续推出了水冷式发动机以及气冷式发动机等。虽然上述航空发动机可以实现飞机的升空及飞行，但由于其输出功率较低，因此仍无法实现飞机的快速飞行。随着科技的快速发展，工程师逐步发明出了涡轮式航空发动机。此类发动机主要由涡轮叶片的快速转动从而实现对空气的压缩，进而有效提升内燃机对燃料的燃烧效率。

1 航空发动机涡轮叶片冷却的意义

涡叶冷却技术当前已经在航天发动机冷却技术领域得到了较好的应用。实践证明涡轮叶片冷却技术在航空发动机冷却过程中起着尤为重要的作用，在同等条件下采用涡轮叶片冷却技术能够更好地提高航空发动机的冷却效果，保障航空发动机的正常运行，确保航天飞机的安全运行。现阶段，为了更好地深入该项冷却技术的研究，我国就航空发动机涡轮叶片冷却技术做了相关的冷却效果检验，以此来验证该项技术的可行性。我国航天领域早期拥有的发动机涡轮叶片并没有采用冷却技术，这也在很大程度上限制了我国航天发动机的技术革新，使得涡轮叶片温度受限。至今，涡轮叶片冷却技术的出现，在极大程度上解决了过去存在于航空发动机涡轮叶片材料受限的难题，大大拓宽了航天发动机的技术革新领域，并增大了航空发动机的气流冷却能力。与此同时，现有的航空涡轮叶片冷却技术有多种，且不同的涡轮叶片冷却技术有着不同的冷却效果，可以被应用于发动机不同的涡轮叶片构件中，结合各个发动机部位性能的不同可以适当选择合适的涡轮叶片冷却技术，以此来达到发动机的高效冷却目的。

冷却技术对航空发动机来说至关重要，尽管材料已经限定了但是我们可以通过先进的涡轮冷却技术来提高涡轮的性能和涡轮叶片的寿命。早期的发动机中涡轮是没有应用冷却技术的，但是当时的涡轮前温度并不是很高，冷却技术的产生发展来源于一个“矛盾”，即涡轮叶片材料的发展落后于我们对航空发动机性能（涡轮前温度）的追求。尽管涡轮前燃气温度不能超过材料的耐受值，但是涡轮冷却技术的引入则彻底的改变这一情况。

2 涡轮叶片典型冷却结构

3.1 导向叶片

现代航空发动机高压涡轮导向叶片典型冷却结构（如图1所示）主要包括扰流柱、气膜孔以及热障涂层等。叶片前缘受冷气/燃气压比限制，常采用致密气膜孔冷却。叶盆、叶背前部低速区常采用气膜或冲击加气膜冷却的复合冷却形式。叶背高速区主要采用冲击冷却形式。叶背后部冲击冷却的冷气会经叶片尾缘的扰流柱对尾缘区域进行冷却，最后从叶片尾缝排出。叶片尾缝排气结构主要有全劈缝和半劈缝。导叶叶片的缘板常采用冲击加气膜的冷却方式。

3.2 转子叶片

现代典型的多通道高压涡轮转子叶片的冷却结构如图2所示，叶片前缘采用冲击冷却，叶片的中间部分采用含有扰流肋的蛇形通道冷却，而叶片尾缘由于空间结构的限制采用劈缝结构冷却。

转子叶片典型冷却结构

转子叶片的冷却设计主要受强度限制，叶片根部应力大，气膜孔的角度、大小、间距等都对叶片强度造成影响，扰流肋的强化冷却会造成局部温差大、热应力大等问题，对冷却设计形成挑战。

3 涡轮叶片主要冷却方式

关于航空发动机涡轮叶片主要冷却方式的研究很有现实意义，在实际研究过程中技术人员会根据发动机的不同发展阶段涡轮进口温度的变化，采用不同种类的涡轮冷却方式，以此来提高航空发动机涡轮叶片的有效运转。现阶段，航空发动机研究领域在涡轮叶片冷却方式的研究上已经做了不同程度的试验，并将涡轮叶片冷却方式主要划分为以下几种，分别为：冲击冷却、扰流柱冷却、带肋冷却、气模冷却、双层壁冷却等。

3.1 冲击冷却

冲击冷却是涡轮叶片常见的冷却方式之一，该方式下的涡轮冷却主要利用了射流的冲击力，当射流在涡轮冲击点及附近的边界层形成冲击后，就会形成较强的冷却力度。需要注意的是冲击冷却下涡轮叶片会因冲击腔内所受湍流强度较大而形成较高的换热系数。单孔冲击射流冷却法在涡轮冲击冷却中应用的范围较为广泛，当气流从单孔中喷射而出，紧接着就会桩基到待冷却的靶面上，以此来形成壁面的冷却。基于冲击冷却法下涡轮叶片在承受巨大的射流冲击的过程中将会更好地实现气流冷却效果，使得该法在航空发动机的一些热负荷较大的部位中得到了较好的应用。现阶段，冲击冷却主要应用与航空发动机涡轮叶片的前缘区域。

3.2 扰流柱冷却

扰流柱冷却方案强调在航空发动机涡轮叶片中设置扰流柱，而扰流柱的设置意在在原有涡轮叶片设计的基础上通过增加扰流柱来增大气流在涡轮叶片内部的扰动。扰动过程中，能够及时形成尾迹涡，加速涡轮叶片内部各个壁面边界层的分离，进一步提高涡轮叶片的换热效率，使得在巨大的气流进入时涡轮叶片能够及时做到有效对流换热，达到冷却气流的目的。基于扰流柱冷却法的特殊性，在设置扰流柱时需要尽量选择涡轮叶片的一些厚度较为薄弱的地带，如叶片尾缘区域。在实现冷却的同时，还能更好地发挥自身的导热和支撑作用。

3.3 带肋冷却

同上述两个冷却方案的具体布置方式有所不同，带肋冷却法下的带肋通道习惯分部于航空发动机涡轮叶片的中部区域。通过设置带肋通道，能够规范气流的进入，使得气流在经过肋片之后能够较为迅速地利用肋前肋后的形式形成较为复杂的涡流结构。这种涡流结构能够在一定程度上增加带肋通道内壁壁面的换热面积。实现对气流场有效扰动的同时，能够在一定程度上迅速破坏掉涡轮流动边界层和热边界的发展，加速涡轮叶片的换热效率，提高冷却效果。

3.4 气膜冷却

气膜冷却属于一种外部涡轮叶片冷却方式，同其他部件相比，气膜冷却下的结构相对比较简单，很好实现，且在冷却过程中有着较高的冷却效率。在实际冷却工作中，气膜冷却的叶片上设计由较多不同形状的气膜孔，这些孔位的存在能够较好地帮助气膜内部形成气流引流，将一些气流引到涡轮叶片的外部，这种情况下能够避免外界高温对其造成的不良侵蚀，在一定程度上实现良好的隔热和气流冷却。

气膜冷却在叶片上的结构原理

对气膜冷却结构的研究，从单孔、排孔到多排孔，从平板到曲面到真实叶型，相对来说比较全面，技术上较为成熟。初期的气膜冷却研究更多是在平板上进行的，对于具有航空发动机涡轮叶片真实叶型的模型，其传热与流动特性更为复杂，旋转工况在其中也有十分重要的研究意义。

3.5 双层壁冷却

同其他航空发动机涡轮叶片冷却技术有所不同，双层壁冷却技术重要采用的是一种复合冷却的方式。复合冷却方式主要应用两种冷却方式，冲击冷却和内外部冷却。这种情况下，可以强化复合冷却的换热方式，如当冷气来临时，可以通过内壁面的冲击孔朝着外壁内侧射流冲击，而后可以从外表面的那些气膜孔中流出，由此形成冷却气膜覆盖。此法下，能够在极大程度上增大冷却效率。

涡轮叶片双层壁复合冷却结构内部示意

通过几种结构的对比研究可以发现，双层壁冷却结构在旋转工况里很明显地优于单纯冲击冷却结构，气膜孔发生抽吸之前可以在双层壁间以对流冷却的形式对内冷冲击冷却进行叠加。

4 冷却方式具体应用

就目前而言，我国航空技术研究领域已经获得了较好的技术创新研究成果，关于航空发动机涡轮叶片冷却方式的技术研究已经较为成熟，且已经充分被应用到了航空发动机的各个组成部位中。如下所述，冷却方式的具体应用主要在导向叶片和转子叶片中。

4.1 导向叶片

涡轮叶片冷却方式当前已经在航空打洞机高压涡轮导向叶片中得到了较高的应用。相应的，该技术在导向叶片中的应用更是证实了涡轮叶片冷却技术的有效性，后续研究发现航空发动机高压涡轮导向叶片在完成涡轮叶片冷却过程中主要采用的冷却方式是组合冷却方式，分别应用了扰流柱冷却、气膜冷却、冲击冷却，两两组合，更好地实现了发动机的高效冷却。

4.2 转子叶片

转子叶片中也应用了涡轮叶片冷却方式。针对涡轮叶片不同冷却方式的不同特点，转子叶片也是根据各个部分的性能不同采用了不同的冷却方式。转子叶片前缘部分当前主要应用了冲击冷却方式，冲击冷却方式下形成的巨大的冲击气流能够提高转子叶片前缘部分的换热能力。其次，转子叶片中间的部分主要利用了扰流肋的通道冷却法，基于扰流、带肋冷却法下会在转子叶片中间形成一个形似蛇形的一个通道，更加适宜转子叶片的中间部分的气流冷却。而后，针对转子叶片尾部的二点，则主要利用了劈缝结构冷却法。

5 结语

综上所述，飞机的飞行离不开发动机，可以说发动机是飞机的“心脏”，因而关于航天发动机的研究是一个较大的研究工程，且深受国际各界的关注。涡轮叶片作为航空发动机组成部件的重要组成部分，更是决定着航空发动机的受热程度和机械荷载程度。在本文的研究中阐述了航空发动机涡轮叶片冷却的相关技术，并就相关冷却技术的分类展开了叙述，而关于该项技术的研究于航空研究领域而言始终是一项需要不断技术创新和实践的大型研究项目。只有做好技术革新，才能更好地做好涡轮叶片的应用工作，充分提高航空发动机的冷却性能，进而保障飞机的安全、高效行驶。