钟茂根
东方航空技术有限公司西北分公司 陕西 西安 712035
摘要：飞机发动机高效涡轮冷却叶片设计是燃气轮机的核心技术，其难点之一是如何准确预测叶片温度场，满足工程需要。飞机发动机高温涡轮叶片冷却，通过叶片内部和外部的数值计算获得内外边界条件，最后通过流体计算软件进行叶片的导热计算，从而获得叶片温度场。由于流动和传热机理复杂，计算结果存在较大的不确定性，为了获得准确的温度结果和校准设计工具，需要在叶片设计的不同阶段开展不同的冷却技术的分析与应用进行验证，这些冷却试验的开展需要循序渐进，在不同设计阶段及时对设计结果进行修正和验证，从而保证涡轮冷却叶片开发能够顺利进行。为适应新一代航空发动机涡轮设计技术需求，开展飞机发动机下高压涡轮冷却技术的研究具有重要的战略意义。鉴于此，文章结合笔者多年工作经验，对飞机发动机高效涡轮冷却技术的分析与应用提出了一些建议，仅供参考。
关键词：飞机发动机；高效涡轮；冷却技术；分析与应用
引言
现今，通过航空发动机涡轮概述，根据超温现状，进行实例分析得出，根据涡轮叶片冷效果可知，可满足工程需要。对叶片结构进行去叶冠，增加前缘气膜孔的改型设计后，去掉了叶冠，整机用于第一级动叶的冷却空气也得到了降低，为机组后续提高性能提供了基础。
1、航空发动机涡轮概述
涡轮的作用是把燃气中的部分或大多数能量转化为机械能，带动压气机转子和附件转动。涡轮喷气发动机工作时，燃油燃烧产生的大部分能量（约为3/4）被涡轮吸收，用来驱动压气机转子。若是涡轮螺旋桨或涡轮轴发动机，则燃气中90%的能量要被涡轮吸收。涡轮有3种形式，即冲击式涡轮、反力式涡轮和反力-冲击式涡轮（两种形式的结合）。通常，燃气涡轮发动机上采用反力-冲击式涡轮。
2、航空发动机涡轮叶片超温现状
飞机发动机是飞机的“心脏”，发动机的性能决定了飞机的飞行速度、航程、机动性等一系列性能。在飞机发动机众多的零部件当中，最核心的部件为“一盘两片”，即涡轮盘、导向叶片和工作叶片。其中，工作叶主要包括压气机工作叶片和涡轮工作叶片。涡轮工作叶片的服役环境极为复杂和苛刻，在服役过程中经受离心载荷、气动载荷、振动载荷等多种载荷，同时承受高温燃气的冲刷及腐蚀作用。严苛的服役环境导转子叶片失效的概率最高。统计表明发动机零部件失效事件中，转子叶片占70%以上。涡轮叶片失效模式主要分为疲劳失效、蠕变失效、超温失效、外物损伤失效和热腐蚀失效等。超温失效已成为涡轮叶片失效的主要方式之一，由超温直接导致的叶片失效比例达到6.87%。值得注意的是，超温有时与疲劳应力相结合导致叶片更易发生疲劳失效发动机出现燃烧室积油起火、起动喷嘴油压过低、油体雾化不良、涡轮出口周向温度不均等现象，会导致涡轮叶片的服役温度急剧升高，当服役温度超过工作允许温度时，即遭遇超温服役。根据超温时间的不同，超温可分为长时超温和短时超温；而根据超温温度的不同，超温通常分为过热和过烧，其中过热指服役温度高于合金最高工作温度而低于其固相线温度的情况；而过烧指服役温度超过合金固相线温度的情况。过热容易引起叶片发生组织退化；过烧可使叶片发生初熔并形成液膜。液膜的产生使叶片的承载能力显著下降，并形成裂纹，直至发生断裂。近年来，超温对涡轮叶片的安全服役构成的危害越来越受到重视，针对超温的研究主要分为两个方向：涡轮叶片的过热检查和失效分析，高温合金材料在超温条件下的组织与力学性能。
3、AE3007发动机涡轮冷却实例分析
AE3007发动机高压涡轮第一级和第二级导向器静子叶片都采用了空气冷却。空心的叶片内部装有形成冲击冷却的导气管。冷却空气是来自燃烧室的二股气流，空气从叶冠进入。第一级导向叶片2个一组焊接在起，在叶身和片后缘有出气孔。第二级导向器叶片4个一组焊接在一起，只在叶片的后缘有出气缝孔。第一级导向器的内支承环上加工有8个气流通道，用来把燃烧室的二股气流引到第一级高压涡轮盘的毂轴处。通道的出口都朝向涡轮旋转方向，见图1。
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冷却空气从出口出来后，一部分空气经过篦齿封严到达第一级涡轮盘的前腔，对涡轮盘的前表面进行冷却。冷却后的空气经过第一级导向器内支承环与涡轮盘之间的篦齿封严进入燃气中。另一部分空气穿过第一级涡轮盘短轴上的孔，沿高压二级涡轮短轴之间的间隙向后流动，进入一、二级涡轮盘之间的空腔。对第一级涡轮盘的后表面和第二级盘的前表面进行冷却，同时冷却空气还从第一级和第二级涡轮工作叶片榫头底面的进气孔进入涡轮工作叶片内部，对第一级和第二级涡轮工作叶片进行冷却。第一级涡轮工作叶片不带冠，叶片内部采用了冲击和对流冷却。叶片的后缘有出气缝孔，冷却后的空气从这些缝孔中流出。第二级涡轮工作叶片带冠，冠上有冷却空气出气孔和两道封严篦齿。冷却空气从叶根进入，从叶尖排出，对叶片进行对流散热。
4、飞机发动机高效涡轮冷却技术的结构优化
为了使叶片获得更好地冷却将对其进行优化:(1)优化进气通道的结构，增加各区域冷气流动通道的宽度，以提高冷气的通流能力，减少流动过程的压力损失;(2)对前缘第一组交错肋中部分肋进行切断处理，引导更多的气体直接流向顶部区域;(3)增大顶部冷气腔的宽度，增强冷气稳定性，利于冷气由顶部喷气孔喷出，同时缩减靠近尾缘处冷气腔的高度;(4)对叶片顶部凹槽结构进行调整，并调整顶部喷气孔的位置。可以发现，在吸力面侧叶片顶部仅有小范围的高温区域。叶片顶部的优化效果明显，仅在顶部凹槽吸力面侧肋中部存在局部高温区域，叶片顶部温度明显下降，喷气孔冷却效果良好，整个顶部区域温度分布均匀。优化后更多的冷气从叶顶喷气孔喷出，冷气覆盖的面积更大，同时冷气的温度明显下降，可以对叶顶及凹槽肋结构进行很好的冷却。叶片表面平均冷却效果达到0.45。
结束语
综上所述，对飞机发动机高效涡轮叶片冷却技术的分析与应用进行了详细介绍，在不同设计阶段需要采用不同的冷却进行验证，冷却试验过程中需要注意很多问题，例如，流量试验件增材制造的精度问题、动叶旋转效应影响、燃气流道周期性问题等，但这些问题都可以通过后续的整机试验进一步解决，最终保证涡轮叶片安全可靠地运行。
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