賴建和

（中國航發(fā)西安航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限公司，陜西 西安 710000）

0 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)中極為重要的零部件之一，其可以為飛機(jī)的爬升以及飛行提供充足的動(dòng)力。在最初時(shí)，飛機(jī)中所使用的航空發(fā)動(dòng)機(jī)是活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)。但此類發(fā)動(dòng)機(jī)不僅僅具有較大的重量，并且其在輸出動(dòng)力方面也具有較大的欠缺。因此，活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)最終無法滿足飛機(jī)所需的動(dòng)力[1]。為了更好的滿足飛機(jī)所需的推力，工程師還陸續(xù)推出了水冷式發(fā)動(dòng)機(jī)以及氣冷式發(fā)動(dòng)機(jī)等。雖然上述航空發(fā)動(dòng)機(jī)可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的升空及飛行，但由于其輸出功率較低，因此仍無法實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的快速飛行。隨著科技的快速發(fā)展，工程師逐步發(fā)明出了渦輪式航空發(fā)動(dòng)機(jī)。此類發(fā)動(dòng)機(jī)主要由渦輪葉片的快速轉(zhuǎn)動(dòng)從而實(shí)現(xiàn)對空氣的壓縮，進(jìn)而有效提升內(nèi)燃機(jī)對燃料的燃燒效率。

1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片冷卻的意義

渦葉冷卻技術(shù)當(dāng)前已經(jīng)在航天發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻技術(shù)領(lǐng)域得到了較好的應(yīng)用。實(shí)踐證明渦輪葉片冷卻技術(shù)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻過程中起著尤為重要的作用，在同等條件下采用渦輪葉片冷卻技術(shù)能夠更好地提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)的冷卻效果，保障航空發(fā)動(dòng)機(jī)的正常運(yùn)行，確保航天飛機(jī)的安全運(yùn)行。現(xiàn)階段，為了更好地深入該項(xiàng)冷卻技術(shù)的研究，我國就航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片冷卻技術(shù)做了相關(guān)的冷卻效果檢驗(yàn)，以此來驗(yàn)證該項(xiàng)技術(shù)的可行性。我國航天領(lǐng)域早期擁有的發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片并沒有采用冷卻技術(shù)，這也在很大程度上限制了我國航天發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)革新，使得渦輪葉片溫度受限。至今，渦輪葉片冷卻技術(shù)的出現(xiàn)，在極大程度上解決了過去存在于航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片材料受限的難題，大大拓寬了航天發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)革新領(lǐng)域，并增大了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流冷卻能力[2]。與此同時(shí)，現(xiàn)有的航空渦輪葉片冷卻技術(shù)有多種，且不同的渦輪葉片冷卻技術(shù)有著不同的冷卻效果，可以被應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)不同的渦輪葉片構(gòu)件中，結(jié)合各個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)部位性能的不同可以適當(dāng)選擇合適的渦輪葉片冷卻技術(shù)，以此來達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)的高效冷卻目的。

2 渦輪葉片主要冷卻方式

關(guān)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片主要冷卻方式的研究很有現(xiàn)實(shí)意義，在實(shí)際研究過程中技術(shù)人員會(huì)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的不同發(fā)展階段渦輪進(jìn)口溫度的變化，采用不同種類的渦輪冷卻方式，以此來提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的有效運(yùn)轉(zhuǎn)?，F(xiàn)階段，航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究領(lǐng)域在渦輪葉片冷卻方式的研究上已經(jīng)做了不同程度的試驗(yàn)，并將渦輪葉片冷卻方式主要?jiǎng)澐譃橐韵聨追N，分別為：沖擊冷卻、擾流柱冷卻、帶肋冷卻、氣模冷卻、雙層壁冷卻等。

2.1 沖擊冷卻

沖擊冷卻是渦輪葉片常見的冷卻方式之一，該方式下的渦輪冷卻主要利用了射流的沖擊力，當(dāng)射流在渦輪沖擊點(diǎn)及附近的邊界層形成沖擊后，就會(huì)形成較強(qiáng)的冷卻力度。需要注意的是沖擊冷卻下渦輪葉片會(huì)因沖擊腔內(nèi)所受湍流強(qiáng)度較大而形成較高的換熱系數(shù)[3]。單孔沖擊射流冷卻法在渦輪沖擊冷卻中應(yīng)用的范圍較為廣泛，當(dāng)氣流從單孔中噴射而出，緊接著就會(huì)樁基到待冷卻的靶面上，以此來形成壁面的冷卻?；跊_擊冷卻法下渦輪葉片在承受巨大的射流沖擊的過程中將會(huì)更好地實(shí)現(xiàn)氣流冷卻效果，使得該法在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的一些熱負(fù)荷較大的部位中得到了較好的應(yīng)用?，F(xiàn)階段，沖擊冷卻主要應(yīng)用與航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的前緣區(qū)域。

2.2 擾流柱冷卻

擾流柱冷卻方案強(qiáng)調(diào)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片中設(shè)置擾流柱，而擾流柱的設(shè)置意在在原有渦輪葉片設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上通過增加擾流柱來增大氣流在渦輪葉片內(nèi)部的擾動(dòng)。擾動(dòng)過程中，能夠及時(shí)形成尾跡渦，加速渦輪葉片內(nèi)部各個(gè)壁面邊界層的分離，進(jìn)一步提高渦輪葉片的換熱效率，使得在巨大的氣流進(jìn)入時(shí)渦輪葉片能夠及時(shí)做到有效對流換熱，達(dá)到冷卻氣流的目的?；跀_流柱冷卻法的特殊性，在設(shè)置擾流柱時(shí)需要盡量選擇渦輪葉片的一些厚度較為薄弱的地帶，如葉片尾緣區(qū)域。在實(shí)現(xiàn)冷卻的同時(shí)，還能更好地發(fā)揮自身的導(dǎo)熱和支撐作用。

2.3 帶肋冷卻

同上述兩個(gè)冷卻方案的具體布置方式有所不同，帶肋冷卻法下的帶肋通道習(xí)慣分部于航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的中部區(qū)域。通過設(shè)置帶肋通道，能夠規(guī)范氣流的進(jìn)入，使得氣流在經(jīng)過肋片之后能夠較為迅速地利用肋前肋后的形式形成較為復(fù)雜的渦流結(jié)構(gòu)。這種渦流結(jié)構(gòu)能夠在一定程度上增加帶肋通道內(nèi)壁壁面的換熱面積。實(shí)現(xiàn)對氣流場有效擾動(dòng)的同時(shí)，能夠在一定程度上迅速破壞掉渦輪流動(dòng)邊界層和熱邊界的發(fā)展，加速渦輪葉片的換熱效率，提高冷卻效果。

2.4 氣膜冷卻

氣膜冷卻屬于一種外部渦輪葉片冷卻方式，同其他部件相比，氣膜冷卻下的結(jié)構(gòu)相對比較簡單，很好實(shí)現(xiàn)，且在冷卻過程中有著較高的冷卻效率。在實(shí)際冷卻工作中，氣膜冷卻的葉片上設(shè)計(jì)由較多不同形狀的氣膜孔，這些孔位的存在能夠較好地幫助氣膜內(nèi)部形成氣流引流，將一些氣流引到渦輪葉片的外部，這種情況下能夠避免外界高溫對其造成的不良侵蝕，在一定程度上實(shí)現(xiàn)良好的隔熱和氣流冷卻。

2.5 雙層壁冷卻

同其他航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片冷卻技術(shù)有所不同，雙層壁冷卻技術(shù)重要采用的是一種復(fù)合冷卻的方式。復(fù)合冷卻方式主要應(yīng)用兩種冷卻方式，沖擊冷卻和內(nèi)外部冷卻。這種情況下，可以強(qiáng)化復(fù)合冷卻的換熱方式，如當(dāng)冷氣來臨時(shí)，可以通過內(nèi)壁面的沖擊孔朝著外壁內(nèi)側(cè)射流沖擊，而后可以從外表面的那些氣膜孔中流出，由此形成冷卻氣膜覆蓋。此法下，能夠在極大程度上增大冷卻效率。

3 冷卻方式具體應(yīng)用

就目前而言，我國航空技術(shù)研究領(lǐng)域已經(jīng)獲得了較好的技術(shù)創(chuàng)新研究成果，關(guān)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片冷卻方式的技術(shù)研究已經(jīng)較為成熟，且已經(jīng)充分被應(yīng)用到了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的各個(gè)組成部位中。如下所述，冷卻方式的具體應(yīng)用主要在導(dǎo)向葉片和轉(zhuǎn)子葉片中。

3.1 導(dǎo)向葉片

渦輪葉片冷卻方式當(dāng)前已經(jīng)在航空打洞機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片中得到了較高的應(yīng)用。相應(yīng)的，該技術(shù)在導(dǎo)向葉片中的應(yīng)用更是證實(shí)了渦輪葉片冷卻技術(shù)的有效性，后續(xù)研究發(fā)現(xiàn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片在完成渦輪葉片冷卻過程中主要采用的冷卻方式是組合冷卻方式，分別應(yīng)用了擾流柱冷卻、氣膜冷卻、沖擊冷卻，兩兩組合，更好地實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)的高效冷卻[4]。

3.2 轉(zhuǎn)子葉片

轉(zhuǎn)子葉片中也應(yīng)用了渦輪葉片冷卻方式。針對渦輪葉片不同冷卻方式的不同特點(diǎn)，轉(zhuǎn)子葉片也是根據(jù)各個(gè)部分的性能不同采用了不同的冷卻方式。轉(zhuǎn)子葉片前緣部分當(dāng)前主要應(yīng)用了沖擊冷卻方式，沖擊冷卻方式下形成的巨大的沖擊氣流能夠提高轉(zhuǎn)子葉片前緣部分的換熱能力。其次，轉(zhuǎn)子葉片中間的部分主要利用了擾流肋的通道冷卻法，基于擾流、帶肋冷卻法下會(huì)在轉(zhuǎn)子葉片中間形成一個(gè)形似蛇形的一個(gè)通道，更加適宜轉(zhuǎn)子葉片的中間部分的氣流冷卻。而后，針對轉(zhuǎn)子葉片尾部的二點(diǎn)，則主要利用了劈縫結(jié)構(gòu)冷卻法[5]。

4 結(jié)語

綜上所述，飛機(jī)的飛行離不開發(fā)動(dòng)機(jī)，可以說發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的“心臟”，因而關(guān)于航天發(fā)動(dòng)機(jī)的研究是一個(gè)較大的研究工程，且深受國際各界的關(guān)注。渦輪葉片作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)組成部件的重要組成部分，更是決定著航空發(fā)動(dòng)機(jī)的受熱程度和機(jī)械荷載程度。在本文的研究中闡述了航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片冷卻的相關(guān)技術(shù)，并就相關(guān)冷卻技術(shù)的分類展開了敘述，而關(guān)于該項(xiàng)技術(shù)的研究于航空研究領(lǐng)域而言始終是一項(xiàng)需要不斷技術(shù)創(chuàng)新和實(shí)踐的大型研究項(xiàng)目。只有做好技術(shù)革新，才能更好地做好渦輪葉片的應(yīng)用工作，充分提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)的冷卻性能，進(jìn)而保障飛機(jī)的安全、高效行駛。