航空涡扇发动机的冷却关键技术

航空涡扇发动机的冷却关键技术
目录
1.概述 (1)
2.涡轮叶片冷却技术的基本原理 (2)
3.国外研究现状 (4)
4.发展趋势 (5)
4.1.概述 (6)
4.2.层板冷去|3技术 (6)
4.3.复合冷却技术 (7)
5.4.冷却叶片设计优化 (8)
6.关键技术 (8)
7.结束语 (9)
1.概述
对于涡扇发动机而言，提高涡轮进口燃气温度对于改善发动机性能，如增大发动机推力，提高发动机的效率和发动机的推重比都具有极其重要的意义。

然而，涡轮进口燃气温度却受涡轮材料的耐热能力所限制。

目前，先进航空涡扇发动机的涡轮进口燃气温度已经达到1800K~2050K,超出了耐高温叶片材料可承受的极限温度，所以必须采用有效的冷却方式来降低涡轮叶片的壁面温度。

图1给出了涡轮进口燃气温度的逐年变化趋势。

2000
涡轮进口燃气温
800 ---------------- 1 -------------- 1 ------------ 1 ------------- 1 --------
1950 1960 1970 1980 1990
年代
图1涡轮进口燃气温度的逐年变化石蒙动机核后
图1涡轮进口燃气温度的逐年变化趋势
目前，涡轮叶片冷却技术普遍应用于大型航空涡扇发动机，而在弹用涡扇发动机上的应用相对较少。

但随着国内外导弹的不断发展进步，要求导弹飞的更高、更快、更远，同时又不能过多增加发动机的尺寸和重量，这就对弹用发动机的性能提出了更高的要求，为了满足导弹这种研制模式的需求，弹用涡扇发动机采用涡轮叶片冷却技术已成为一种必然的发展趋势。

2.涡轮叶片冷却技术的基本原理
能在高温、高速、高压（简称“三高”条件下稳定工作是现代涡扇发动机对涡轮性能提出的最基本要求。

对于气流而言，温度、速度和压力是密切相关的三个参量，于是“三高”要求最终就体现在尽可能提高涡轮进口燃气温度上面，而涡轮进口燃气温度也就成了衡量发动机性能好坏的一个关键性指标。

根据计算，涡轮进口燃气温度每提高55。

C,在发动机尺寸不变的条件下,发动机推力约可提高10%。

可见，提高涡轮进口燃气温度有很高的实用价值，但由于涡轮叶片材料可承受的温度有限，这就需要对涡轮叶片采用冷却技术来提高这一指标。

航空发动机冷却技术很复杂，并且各个发动机制造厂采用的技术各不相同,甚至相同的发动机制造厂为各种不同型号的发动机使用了不同的冷却系统。

发动机冷却系统的设计要保证系统在运行时，叶片表面最高温度和温度梯度与设计寿命规定的最大叶片热应力相适应。

冷却工质太少会导致叶片温度较高，从而降低热部件工作可靠性，缩短热部件寿命，但冷却工质太多又会降低发动机性能。

因而必须合理设计发动机冷却系统，以使冷却用的压气机抽气量最小，同时能提高涡轮进口燃气温度，达到最大效益。

空气出口
①低压空气②高压中间空气③高压空气
七发动机技才
图2典型发动机的冷却供气系统
图2典型的发动机冷却供气系统
目前，国内外广泛采用的是开式冷却方法，即冷却空气从压气机引出，冷却涡轮后排入涡轮通道与燃气混合。

图2为典型的发动机冷却供气系统。

该方案比较简单，结构上容易实现，而且不用额外负载大量的冷却气；缺点是引走了部分经过压气机压缩的空气，消耗能量，而且随着增压比和飞行速度的增加，冷却空气本身温度增高，冷却效果变差。

对于不同的冷却方式，其基本的冷却原理是冷气从叶片下部进入叶片内部,通过冷却通道对叶片的内表面进行有效的冷却，然后由叶片上的小孔流出对叶片外表面进行冷却保护。

3.国外研究现状
由于涡轮进口燃气温度的重要性，这一指标总是作为发动机发展的一个重要标
志。

20世纪70年代，涡轮进口燃气的温度为1600K~1700K;90年代末已达2112K；而本世纪初将要达至U2300K~2400K;平均每年以15K~20K的速度递增。

然而，高温合金耐温程度的发展速度却远远滞后于这一水平，而且据估计,高温合金的允许工作温度不会超过1500K o
这样，除了发展新材料和新结构之外，在不改变目前可用金属材料的情况下，要保证燃烧室和燃气涡轮这两个主要的热端部件可靠地工作并达到要求的使用寿命，唯一可行的便是采取冷却和热防护措施。

事实证明，冷却技术的效果极为显著，20世纪60年代，采用冷却技术而带来的冷却温降为60K~100K,70年代中期冷却温降为300K,目前冷却温降已达
400K~600K;而且随着冷却方法的不断改进，冷却温降还有可能达到一个新的水平。

目前，先进发动机的涡轮进口燃气温度已达到了2000K左右，比高压涡轮叶片金属材料的熔点高400K,可见冷却设计的重要性和迫切性。

因此，国外很多航空航天先进国家都在大力研究发展冷却技术，而且先进的冷却设计能够带来巨大的经济和使用效益，主要体现在以下5个方面：
因提高涡轮进口燃气温度而提高了发动机性能；
因允许使用更简单的材料而降低了成本；
因减少金属壁厚度而减轻了重量；
因减小了冷气消耗量而提高了效率；
因延长部件寿命进而延长了发动机的使用期限。

图3典型涡轮叶片冷却结闷勿泌加
图3常用典型涡轮叶片冷却结构
目前，国外广泛用于航空发动机涡轮叶片冷却的基本冷却技术主要有气膜冷却、冲击冷却、发散冷却、肋壁强化换热、绕流柱强化换热等。

图3为常用典型涡轮叶片冷却结构。

4.发展趋势
4.1.概述
美国国防部开展的综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划制定了详细明确的部件级目标。

对于涡轮部件，其研究目标是涡轮进口燃气温度提高500K,冷却空气减少60%,质量减少50%,单级载荷增加50%,生产成本和维修成本降低10%o 为实现这些目标，必须面临一系列技术挑战。

该计划提及的三大技术难题是：在不增加损失和极限载荷的情况下提高级载荷；在不增加转子质量的情况下为提高转子的转速而设计涡轮盘和叶片附件；在减少冷气流量的情况下提高燃气进口温度的困难。

英国也相应开展了“先进核心军用发动机"(AaME)的研究，计划把推重比为20定为2023年的目标，到那时发动机的涡轮进口燃气温度将达到2400K o 为了解决更高温度带来的一系列问题，在提高材料的耐热性，发展高性能耐热合金，并制造单晶叶片的同时，就要发展采用更先进的冷却技术，以少量的冷却空气获得更高的降温效果。

目前国外冷却技术的发展方向是挖掘现有冷却方式的潜力，精细组织冷却气流提高冷却效果；发展新的冷却结构和冷却方式。

新型冷却技术有层板冷却和复合冷却技术。

4.2.层板冷却技术
层板冷却技术始于Co11aday提出的一个理论：在燃气轮机高温部件的冷却中，为了有效利用冷气，在形成气膜之前一定要增强内部对流换热，即可以通过内部对流冷却、冲击冷却、扰流柱、肋壁等强化换热方式对叶片进行冷却。

基于这种理论及全气膜冷却形成了多层壁气膜冷却结构。

其基本原理类似于多孔发散冷却。

冷气在层板内部许多细小的通道内流过并吸收热量，然后从气膜孔流出。

图4给出了层板冷却的结构示意图。

图4层板结构示意图一"加宓匚
图4层板冷却的结构ZF意图
4.3.复合冷却技术
复合冷却技术（见图5）就是在涡轮叶片上同时使用多种冷却技术,但并不是简单的组合，因为不同冷却方式之间会产生相互的影响，比如冷却气流经过肋的扰动形成的二次流会对气膜孔的出流产生一定的影响。

因此，复合冷却的研究相对比较复杂，目前国内外在这方面的研究还不是很多。

冲击冷却肋壁强化换热冷却扰流柱强化
图5复合冷却叶片简图T必加儿”匚
图5复合冷却技术
4.4.冷却叶片设计优化
在发展冷却技术的同时，涡轮冷却叶片的设计优化也非常重要。

目前，美国等西方发达国家正在努力发展航空发动机及涡轮冷却叶片的多学科优化技术(MDO),包括优化理论与算法、计算流体力学方法、多学科耦合分析等，取得了很大的进步，出现了多种MDo软件。

5.关键技术
涡轮冷却技术的研究在国外已经有60多年的发展历史，到现在已经取得了显著的成果，总结出了一些涡轮冷却设计方面的经验和方法。

但是由于涡轮冷却技术具有多学科的复杂性，至今并不算十分完善，还有许多关键技术需要解决，以进一步提高涡轮冷却的效率。

在后续涡轮冷却技术的研究中如下关键技术和研究方向有待关注：
研究合理的涡轮冷却叶片结构设计方法。

选择合理的冷却结构，降低冷却结构对叶片强度、气流流动的影响；
设计有效的涡轮叶片冷却系统，必须充分了解涡轮内部详细的燃气流动特
性，准确预测叶片的冷却效果和热分布，防止出现局部热斑；
完善冷却系统和向流通通道放气的方法。

目的是减小所需的冷却空气流量和所用的
能量，以及附加损失；
减少冷却系统的空气泄流（采用的方法有密封冷却系统，应用涡轮导向器装置等），以及发动机工作在低负荷时，关闭冷却系统；
研究冷却结构和工艺方法，以提高涡轮冷却效率。

如在叶片上涂隔热涂层、冷却气路设计等。

6.结束语
本文通过对国外的涡轮叶片冷却技术发展及相关关键技术的研究，认为采用涡轮叶片冷却技术能够大幅度提高涡扇发动机的性能，并且具有广泛的应用前景。

目前，国外先进的航空发动机基本均已采用此项技术。

对于弹用涡扇发动机而言，随着导弹的不断发展，对发动机的要求越来越高，采用涡轮叶片冷却技术将是一个必然的发展趋势。

图6涡轮叶片的发展历程
因此，加大研究力度，注重吸取国外的先进技术和经验，强调理论研究和试验相结合。

相信涡轮叶片冷却技术的发展必将把弹用涡扇发动机推向一个新的高度。