涡轮叶片冷却技术
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(3)叶片的几何参数 ,包括叶片前缘形状 、 流向表面曲率 、 冷却工质
输送通道几何结构和表面粗糙度等。
热障涂层技术
基本设计思想：利用陶瓷材料优
越的耐高温、耐腐蚀、耐磨损和 绝热等性能使其以涂层形式和基 体复合，以提高结构件抵抗高温 腐蚀的能力。
右图是敷设热障涂层的叶片横截
面结构示意图
涡轮叶片内流冷却方式
目前使用较多的内部冷却方法主要有：射流冲击冷却、扰流柱强化换
热技术、肋壁强化换热技术和多程弯折通道。
射流冲击冷却
在所有的强化换热技术中 ,冲击冷却是最能有效加强局部换热系数的
冷却方法。 基本原理：冷气通过细小的冲击孔 ,以很高的速度冲击到叶片内壁面 , 对内壁面进行有效的冷却 ,一部分通过气膜孔排出叶片 ,另一部分通过 内流通道 ,最后从叶片尾缘排出。
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。
2.典型叶片冷却技术
气膜冷却
基本原理 :在壁面附近沿一定方向向主流喷入冷气 , 这股冷气在主流的
压力和摩擦力作用下向下游弯曲 ,粘附在壁面附近 ,形成温度较低的冷 气膜 ,将壁面同高温燃气隔离 ,并带走部分高温燃气或明亮火焰对壁面 的辐射热量 ,从而对壁面起到良好的保护作用 。
孔长的影响：研究发现随着孔长的增大 ,孔出口速度变的均匀 ,冷却效
率上升 ,而孔长较短时 ,孔出口的速度分布明显受入口射流分布的影响 , 很不均匀 , 导致冷却效率较低。
(2)孔的气动参数,如主流速度、吹风比、冷气流与主流的动量比、主
流湍流度、气膜孔前边界层发展情况、压力梯度等。 ① 吹风比为 0～2 ,发现在距孔比较近的地方冷却效率随着吹风比的增 大而增大 ,达到一个峰值后就很快随吹风比的增大而减小。 ② 在相同的吹风比下 ,高密度比的冷气比低密度比的冷气更容易贴在叶 片表面。
NASA 的实验表明，0.4mm 陶瓷热障涂层可使叶片基体的温度降低
100~300℃ ，发达国家的先进发动机热端部件几乎都采用这一技术； Boyle对热障涂层应用在涡轮叶片上所产生的影响进行了数值研究，结 果表明在该文的研究条件下，应用热障涂层可以减少冷却气流的用量， 且每减少 5%~10%的冷却气流可以降低 25%NOX的产生；
气膜冷却的影响因素
气膜冷却的核心问题在于降低冷气出流向主流的穿透率，避免主流绕
过冷气直接接触壁面造成局部高温以及增强气膜出流向下游的延伸能 力，增强冷却效果等。
通常影响气膜冷却效果的因素有: (1)气膜孔的几何参数,如气膜孔的喷射角度、孔径的大小、孔长径比、 孔间距、孔排数以及孔出口的形状； 下图是具有出口扩展型面的气膜孔结构
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。
提高涡轮进口燃气温度措施
由图知，欲提高进口燃气温度，可以：
①
②
提高材料的耐热性，发展高性能耐热 合金，制造单晶叶片。
有前途的材料之一。
虽然金属材料不断发展，但金属极限温度仅以每年约8℃的速度增加，
而涡轮前进口温度平均以每年20℃的速度提高，因此，人们需要发展更 为先进的冷却技术。
在涡轮叶片冷却结构设计方面，从20 世纪50年代以来，航空燃气涡轮发动 机大都采用气冷叶片。 20世纪60年代，采用简单的单通道内 部对流冷却，冷却温降为 60~100K； 70年代中期，随着气膜冷却和射流冲 击冷却的引入，对流+冲击+气膜构 成的较为完善的复合冷却技术逐渐进 入工程应用，冷却温降大幅度提高；
肋壁强化换热技术
先进涡轮叶片内部通道两侧均布有肋片，一方面增强扰动，另一方面
增大换热面积以强化换热，有效地降低了叶片内壁面温度。
内部通道中高性能的肋片结构
其他冷却方式
对流冷却
冷却空气从叶片内若干专门的通道流过，与壁面产生热交换，将热量带走。
叶身精铸处9个 径向小圆孔
冷却空气由中 间叶跟两侧小 孔流入叶身
涡轮叶片冷却结构
从涡轮叶片冷却结构的发展趋势分析可知，其共同特点是现代航空发动机高温涡 轮气冷叶片普遍为复合倾斜叶片，基本上已形成了由内部冷却和外部冷却以及热 障涂层防护组成的叶片冷却方案。
典型涡扇发动机冷却供气系统
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。
发散冷却
冷却空气从叶片内腔通过叶片壁面上无数微孔渗出，像出汗一样，在叶片
表面形成气膜。
3.气膜冷却与内流冷却的相互影响
流量系数
流量系数是在给定的压差条件下 ,实际流过孔的流量与理论上流体作
a. b.
绝热膨胀可以流过的流量的比值。 因此流量系数反映了流体流过孔时 的损失大小。 由于冷气的使用可以降低涡轮叶片的热负荷 ，但也会增加气动损失， 影响发动机工作性能。为此,需要解决两个问题: ① 准确的掌握气膜孔的流量系数 ,设计恰当的冷气流量。 如果流量系数估计过大 ,会造成冷气量供气不足 ,达不到对高温部件 的隔热保护作用 ； 反之则会造成冷气量过剩 ,既增加了发动机的功率消耗 ,又增加了内 部的流动损失。 ② 在工程应用条件许可的范围内 ,使用流量系数较大的气膜孔 ,在提供 相同冷气量的条件下 ,所需要的压差就可减少 ,降低发动机的功率消耗。
40 %)。层板冷却的原理：冷气在层板内部许多细小的通道(0. 3～0.4mm) 内流过并吸收热量 ,然后从气膜孔流出。
层板内部有很大的换热面积 ， 细小通道内有很高的换热系数。
复合冷却技术
复合冷却技术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。
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。
涡轮材料近期的发展方向是定向共晶合金、超单晶合金以及机械合金化高温
合金。远期发展方向是人工纤维增强高温合金、定向再结晶氧化物弥散强化 合金以及新的能承受高温的材料。
未来的发动机将大量采用非金属材料，以Si3N4 为代表的高温结构陶瓷是最
(1) 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。
基本冷却方式 :气膜冷却、 冲击冷却、 肋壁强化换热、 扰流柱强 化换热。 (2) 发展新的冷却结构和冷却方式 : 发散冷却 ,层板冷却。
层板冷却可以大幅度提高燃气温度 (200 K ) 或降低冷却空气的消耗量( 30～
导流叶片开有小孔和缝隙， 对准叶片内表面特别需要冷 却的部位，加强冷却效果
冷却空气从圆管两端进入， 由圆管前缘小孔排出，冷却 叶片前缘。
但是冲击孔在叶片内部的布置减弱了叶片的强度 ,所以冲击冷却一般
用在叶片热负荷比较大的地方 ,比如叶片前缘。
单股射流冲击流动结构
概括地说，射流流场可以分为三部分，即自由射流区、驻点流区（滞
气膜孔出流的影响 气膜孔的出流在很大程度上影响了内流冷却通道的流场特性，从而影
响了带肋壁面的换热系数 ,在气膜孔入口的下游 ,壁面换热系数值升高。 由于出流 ,在有气膜孔的一侧 ,由肋所导致的二次流和涡旋受出流影响 而变得不对称 ,具有强烈的三维特性。
肋的影响 •
西北工业大学传热实验室对同时带肋和气膜孔出流的内流通道进行 了详细的测量 ,发现肋对气膜孔流量系数有着较大的影响 ,主要是由 于肋的存在 ,在内流通道产生的二次流明显影响了气流进入气膜孔时 的流动方向 ,改变了入口损失。
内流冷却和气膜冷却的相互影响
大多研究者都是对单个孔的流量系数进行的研究。 实际上 ,在内流冷
却通道里 ,带有气膜孔的壁面往往是带肋的 ,以增大对流换热。而带肋 后由于肋的扰动和形成的二次流会对气膜孔的出流产生一定的影响 , 并且在实际的内流冷却通道里 ,气膜孔的布置不是单一的。 因此应该 考虑有肋和气膜孔出流同时存在的情况。如图：
的效果。扰流柱结构通常用在涡轮叶片的尾缘冷却中。 影响扰流柱换热的因素主要包括：
扰流柱阵列结构（叉排和顺排）、扰流柱长径比、几何排布参数、扰
流柱位置、扰流柱形状等，如图。
研究表明 a. 长扰流柱（H/d=4）比短扰流柱 （H/d=1/2和2）可以传递更多的热量。 b. 当Re<1500，圆形扰流柱的换热能力 强于方形的换热能力；当Re大于1500 时，相反。
4.总结
本文重点讲述了涡轮叶片的几种冷却技术，总的来说涡轮叶片的冷却
主要是通过内流冷却和外部的气膜冷却的共同作用来实现的。 气膜冷却可以有效降低叶片的外表温度 ,对叶片进行有效的保护 。今 后的研究重点是研究新的孔形结构 ,掌握各几何、 工作参数对气膜冷 却的影响 ,优化气膜冷却。 内流冷却可以从叶片内部有效降低叶片温度 ,与气膜冷却相结合 ,对叶 片进行有效的保护。 今后的另一研究重点是新的冷却结构 , 比如肋的 结构、 肋的布置、 以及在旋转情况下 , 优化内流通道结构。
热障涂层优势
将热障涂层喷涂在涡轮叶片表面可收到显著的经济技术效益： (1)可有效提高航空燃气涡轮发动机涡轮前进口温度，进而提高发动机
性能； (2)提高部件表面的耐蚀性，将燃气流与叶片基体隔开，避免燃气流对 部件基体的侵蚀； (3)降低叶片温度，延长叶片的使用寿命，提ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ叶片的可靠性； (4)减少冷却空气流量，提高发动机功率； (5)简化冷却通道设计，降低涡轮叶片加工工艺难度，减少制造成本。
冷却技术的优点
一般来说 ,冷却技术带来的利益主要体现在以下五个方面 :
① 因提高涡轮进口温度而提高了推重比； ② 因允许使用更简单的材料而降低了成本； ③ 因减少金属壁厚度而减轻了重量； ④ 因减小了冷气消耗量而提高了效率； ⑤ 因延长部件寿命而延长了发动机的使用期限。
先进冷却技术的发展方向
冷气通道在出口附近横截面面积的
增大，导致了气膜出流平均速度的 下降和扩散能力的增强，降低了气 膜向主流的穿透率，同时扩展型面 结构均不同程度地抑制了反向涡对 的产生，降低了漩涡的强度，提高 了射流的附壁性，增强了壁面的冷 却效果；
但是单纯的扩张形孔并没有将冷气利用充分，而且会带来较大的气 动损失。收敛缝形气膜孔，可以较好地解决这一问题，同时获得更 高的冷却效率。
涡轮叶片冷却技术的基本原理
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。
基本的冷却原理：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 ,一部分通过气膜孔流出 ,在涡轮 叶片表面形成一层冷气薄层 ,对叶片外表面 进行有效的保护 ,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 。
涡轮叶片冷却技术
赵利锋 13721378
目录
概述
典型叶片冷却技术 气膜冷却与内流冷却的相互影响 总结 参考文献
1.概述
为什么需要冷却？ 对于涡扇发动机而言，提高涡轮进口燃气温度能够改善发动机性能，
如增大发动机推力，提高发动机的效率和发动机的推重比。 根据计算，涡轮进口燃气温度每提高55℃，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。
止区）和壁面射流区。
射流离开喷嘴后，与外部流体 进行质量和动量交换，结果使 得射流宽度不断增加，速度分 布剖面也逐渐发展为钟形。
研究发现冲击冷却能带来局部的高换热系数，并且其冷却效果受到冲击孔几何 参数的影响。总的来说 ,驻点处的换热系数都比离驻点较远的地方要高。
扰流柱强化换热技术
扰流柱冷却技术，主要通过加强冷气的扰动，达到增强端壁表面换热
输送通道几何结构和表面粗糙度等。
热障涂层技术
基本设计思想：利用陶瓷材料优
越的耐高温、耐腐蚀、耐磨损和 绝热等性能使其以涂层形式和基 体复合，以提高结构件抵抗高温 腐蚀的能力。
右图是敷设热障涂层的叶片横截
面结构示意图
涡轮叶片内流冷却方式
目前使用较多的内部冷却方法主要有：射流冲击冷却、扰流柱强化换
热技术、肋壁强化换热技术和多程弯折通道。
射流冲击冷却
在所有的强化换热技术中 ,冲击冷却是最能有效加强局部换热系数的
冷却方法。 基本原理：冷气通过细小的冲击孔 ,以很高的速度冲击到叶片内壁面 , 对内壁面进行有效的冷却 ,一部分通过气膜孔排出叶片 ,另一部分通过 内流通道 ,最后从叶片尾缘排出。
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。
2.典型叶片冷却技术
气膜冷却
基本原理 :在壁面附近沿一定方向向主流喷入冷气 , 这股冷气在主流的
压力和摩擦力作用下向下游弯曲 ,粘附在壁面附近 ,形成温度较低的冷 气膜 ,将壁面同高温燃气隔离 ,并带走部分高温燃气或明亮火焰对壁面 的辐射热量 ,从而对壁面起到良好的保护作用 。
孔长的影响：研究发现随着孔长的增大 ,孔出口速度变的均匀 ,冷却效
率上升 ,而孔长较短时 ,孔出口的速度分布明显受入口射流分布的影响 , 很不均匀 , 导致冷却效率较低。
(2)孔的气动参数,如主流速度、吹风比、冷气流与主流的动量比、主
流湍流度、气膜孔前边界层发展情况、压力梯度等。 ① 吹风比为 0～2 ,发现在距孔比较近的地方冷却效率随着吹风比的增 大而增大 ,达到一个峰值后就很快随吹风比的增大而减小。 ② 在相同的吹风比下 ,高密度比的冷气比低密度比的冷气更容易贴在叶 片表面。
NASA 的实验表明，0.4mm 陶瓷热障涂层可使叶片基体的温度降低
100~300℃ ，发达国家的先进发动机热端部件几乎都采用这一技术； Boyle对热障涂层应用在涡轮叶片上所产生的影响进行了数值研究，结 果表明在该文的研究条件下，应用热障涂层可以减少冷却气流的用量， 且每减少 5%~10%的冷却气流可以降低 25%NOX的产生；
气膜冷却的影响因素
气膜冷却的核心问题在于降低冷气出流向主流的穿透率，避免主流绕
过冷气直接接触壁面造成局部高温以及增强气膜出流向下游的延伸能 力，增强冷却效果等。
通常影响气膜冷却效果的因素有: (1)气膜孔的几何参数,如气膜孔的喷射角度、孔径的大小、孔长径比、 孔间距、孔排数以及孔出口的形状； 下图是具有出口扩展型面的气膜孔结构
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。
提高涡轮进口燃气温度措施
由图知，欲提高进口燃气温度，可以：
①
②
提高材料的耐热性，发展高性能耐热 合金，制造单晶叶片。
有前途的材料之一。
虽然金属材料不断发展，但金属极限温度仅以每年约8℃的速度增加，
而涡轮前进口温度平均以每年20℃的速度提高，因此，人们需要发展更 为先进的冷却技术。
在涡轮叶片冷却结构设计方面，从20 世纪50年代以来，航空燃气涡轮发动 机大都采用气冷叶片。 20世纪60年代，采用简单的单通道内 部对流冷却，冷却温降为 60~100K； 70年代中期，随着气膜冷却和射流冲 击冷却的引入，对流+冲击+气膜构 成的较为完善的复合冷却技术逐渐进 入工程应用，冷却温降大幅度提高；
肋壁强化换热技术
先进涡轮叶片内部通道两侧均布有肋片，一方面增强扰动，另一方面
增大换热面积以强化换热，有效地降低了叶片内壁面温度。
内部通道中高性能的肋片结构
其他冷却方式
对流冷却
冷却空气从叶片内若干专门的通道流过，与壁面产生热交换，将热量带走。
叶身精铸处9个 径向小圆孔
冷却空气由中 间叶跟两侧小 孔流入叶身
涡轮叶片冷却结构
从涡轮叶片冷却结构的发展趋势分析可知，其共同特点是现代航空发动机高温涡 轮气冷叶片普遍为复合倾斜叶片，基本上已形成了由内部冷却和外部冷却以及热 障涂层防护组成的叶片冷却方案。
典型涡扇发动机冷却供气系统
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。
发散冷却
冷却空气从叶片内腔通过叶片壁面上无数微孔渗出，像出汗一样，在叶片
表面形成气膜。
3.气膜冷却与内流冷却的相互影响
流量系数
流量系数是在给定的压差条件下 ,实际流过孔的流量与理论上流体作
a. b.
绝热膨胀可以流过的流量的比值。 因此流量系数反映了流体流过孔时 的损失大小。 由于冷气的使用可以降低涡轮叶片的热负荷 ，但也会增加气动损失， 影响发动机工作性能。为此,需要解决两个问题: ① 准确的掌握气膜孔的流量系数 ,设计恰当的冷气流量。 如果流量系数估计过大 ,会造成冷气量供气不足 ,达不到对高温部件 的隔热保护作用 ； 反之则会造成冷气量过剩 ,既增加了发动机的功率消耗 ,又增加了内 部的流动损失。 ② 在工程应用条件许可的范围内 ,使用流量系数较大的气膜孔 ,在提供 相同冷气量的条件下 ,所需要的压差就可减少 ,降低发动机的功率消耗。
40 %)。层板冷却的原理：冷气在层板内部许多细小的通道(0. 3～0.4mm) 内流过并吸收热量 ,然后从气膜孔流出。
层板内部有很大的换热面积 ， 细小通道内有很高的换热系数。
复合冷却技术
复合冷却技术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。
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。
涡轮材料近期的发展方向是定向共晶合金、超单晶合金以及机械合金化高温
合金。远期发展方向是人工纤维增强高温合金、定向再结晶氧化物弥散强化 合金以及新的能承受高温的材料。
未来的发动机将大量采用非金属材料，以Si3N4 为代表的高温结构陶瓷是最
(1) 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。
基本冷却方式 :气膜冷却、 冲击冷却、 肋壁强化换热、 扰流柱强 化换热。 (2) 发展新的冷却结构和冷却方式 : 发散冷却 ,层板冷却。
层板冷却可以大幅度提高燃气温度 (200 K ) 或降低冷却空气的消耗量( 30～
导流叶片开有小孔和缝隙， 对准叶片内表面特别需要冷 却的部位，加强冷却效果
冷却空气从圆管两端进入， 由圆管前缘小孔排出，冷却 叶片前缘。
但是冲击孔在叶片内部的布置减弱了叶片的强度 ,所以冲击冷却一般
用在叶片热负荷比较大的地方 ,比如叶片前缘。
单股射流冲击流动结构
概括地说，射流流场可以分为三部分，即自由射流区、驻点流区（滞
气膜孔出流的影响 气膜孔的出流在很大程度上影响了内流冷却通道的流场特性，从而影
响了带肋壁面的换热系数 ,在气膜孔入口的下游 ,壁面换热系数值升高。 由于出流 ,在有气膜孔的一侧 ,由肋所导致的二次流和涡旋受出流影响 而变得不对称 ,具有强烈的三维特性。
肋的影响 •
西北工业大学传热实验室对同时带肋和气膜孔出流的内流通道进行 了详细的测量 ,发现肋对气膜孔流量系数有着较大的影响 ,主要是由 于肋的存在 ,在内流通道产生的二次流明显影响了气流进入气膜孔时 的流动方向 ,改变了入口损失。
内流冷却和气膜冷却的相互影响
大多研究者都是对单个孔的流量系数进行的研究。 实际上 ,在内流冷
却通道里 ,带有气膜孔的壁面往往是带肋的 ,以增大对流换热。而带肋 后由于肋的扰动和形成的二次流会对气膜孔的出流产生一定的影响 , 并且在实际的内流冷却通道里 ,气膜孔的布置不是单一的。 因此应该 考虑有肋和气膜孔出流同时存在的情况。如图：
的效果。扰流柱结构通常用在涡轮叶片的尾缘冷却中。 影响扰流柱换热的因素主要包括：
扰流柱阵列结构（叉排和顺排）、扰流柱长径比、几何排布参数、扰
流柱位置、扰流柱形状等，如图。
研究表明 a. 长扰流柱（H/d=4）比短扰流柱 （H/d=1/2和2）可以传递更多的热量。 b. 当Re<1500，圆形扰流柱的换热能力 强于方形的换热能力；当Re大于1500 时，相反。
4.总结
本文重点讲述了涡轮叶片的几种冷却技术，总的来说涡轮叶片的冷却
主要是通过内流冷却和外部的气膜冷却的共同作用来实现的。 气膜冷却可以有效降低叶片的外表温度 ,对叶片进行有效的保护 。今 后的研究重点是研究新的孔形结构 ,掌握各几何、 工作参数对气膜冷 却的影响 ,优化气膜冷却。 内流冷却可以从叶片内部有效降低叶片温度 ,与气膜冷却相结合 ,对叶 片进行有效的保护。 今后的另一研究重点是新的冷却结构 , 比如肋的 结构、 肋的布置、 以及在旋转情况下 , 优化内流通道结构。
热障涂层优势
将热障涂层喷涂在涡轮叶片表面可收到显著的经济技术效益： (1)可有效提高航空燃气涡轮发动机涡轮前进口温度，进而提高发动机
性能； (2)提高部件表面的耐蚀性，将燃气流与叶片基体隔开，避免燃气流对 部件基体的侵蚀； (3)降低叶片温度，延长叶片的使用寿命，提ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ叶片的可靠性； (4)减少冷却空气流量，提高发动机功率； (5)简化冷却通道设计，降低涡轮叶片加工工艺难度，减少制造成本。
冷却技术的优点
一般来说 ,冷却技术带来的利益主要体现在以下五个方面 :
① 因提高涡轮进口温度而提高了推重比； ② 因允许使用更简单的材料而降低了成本； ③ 因减少金属壁厚度而减轻了重量； ④ 因减小了冷气消耗量而提高了效率； ⑤ 因延长部件寿命而延长了发动机的使用期限。
先进冷却技术的发展方向
冷气通道在出口附近横截面面积的
增大，导致了气膜出流平均速度的 下降和扩散能力的增强，降低了气 膜向主流的穿透率，同时扩展型面 结构均不同程度地抑制了反向涡对 的产生，降低了漩涡的强度，提高 了射流的附壁性，增强了壁面的冷 却效果；
但是单纯的扩张形孔并没有将冷气利用充分，而且会带来较大的气 动损失。收敛缝形气膜孔，可以较好地解决这一问题，同时获得更 高的冷却效率。
涡轮叶片冷却技术的基本原理
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。
基本的冷却原理：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 ,一部分通过气膜孔流出 ,在涡轮 叶片表面形成一层冷气薄层 ,对叶片外表面 进行有效的保护 ,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 。
涡轮叶片冷却技术
赵利锋 13721378
目录
概述
典型叶片冷却技术 气膜冷却与内流冷却的相互影响 总结 参考文献
1.概述
为什么需要冷却？ 对于涡扇发动机而言，提高涡轮进口燃气温度能够改善发动机性能，
如增大发动机推力，提高发动机的效率和发动机的推重比。 根据计算，涡轮进口燃气温度每提高55℃，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。
止区）和壁面射流区。
射流离开喷嘴后，与外部流体 进行质量和动量交换，结果使 得射流宽度不断增加，速度分 布剖面也逐渐发展为钟形。
研究发现冲击冷却能带来局部的高换热系数，并且其冷却效果受到冲击孔几何 参数的影响。总的来说 ,驻点处的换热系数都比离驻点较远的地方要高。
扰流柱强化换热技术
扰流柱冷却技术，主要通过加强冷气的扰动，达到增强端壁表面换热