燃气涡轮技术
——冷却技术；工艺材料技术；试验技术；气动设计技术；结构设计技术
——发动机；航空发动机；燃气涡轮；
定义与概念：
    航空燃气涡轮发动机是将高温燃气中的部分热能和压力能转换成机械功的叶轮机械，涡轮输出的机械功用来驱动压气机、风扇、螺旋桨、桨扇、直升机旋翼和其他附件。涡轮可由一个或几个涡轮级组成，一个涡轮级由一个涡轮导向器和一个涡轮转子组成。按燃气流动的方向不同，燃气涡轮有轴流式、径流式和混流式；按涡轮转子数目的不同可有单转子、双转子和三转子；按气流速度的大小不同可有亚音速、跨音速和超音速涡轮；按作用原理划分可有反力式涡轮和冲击式涡轮；在双转子发动机中，按涡轮进口压力高低不同又可分为高压涡轮和低压涡轮。双转子涡轮的旋转方向可以相同，也可以不同，旋转方向不同的称对转涡轮。在三转子发动机中还有介于高压涡轮和低压涡轮之间的中压涡轮。
    作为燃气涡轮三大重要部件之一的燃气涡轮性能的好坏对燃气涡轮发动机的整体性能有着至关重要的影响。提高涡轮进口温度是改善发动机热力循环性能、提高发动机推重比的有效措施。
    燃气涡轮技术包括涡轮气动设计技术、传热分析、冷却技术、工艺材料技术和试验技术许多技术，它是一个高、新、精技术的综合体。
国外概况：  
    航空燃气涡轮发动机自产生到现在已经有五十多年的历史了，在这五十年的时间里，发动机的整体性能有了很大提高，这也归功于涡轮技术所取得的巨大成就。
近三、四十年来涡轮进口温度提高很快。50年代有冷却的涡轮进口温度最高为1203K，到了60年代，采用了气冷式涡轮后突破了1273K。到60年代末涡轮进口温度达到1423K，十年内涡轮进口温度提高493K，70年代和80年代初的发动机涡轮进口温度增加到1643K，十年内又增加了493K。现役的战斗机用推重比8一级的发动机的涡轮进口温度为1600-1700K，90年代新研制的推重比为10一级的加力式涡扇发动机涡轮进口温度已达到1850-1950K，美国国防部的"综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）"计划和英国开展的"先进核心军用发动机（ACME）计划均把推重比为20定为下世纪20年代的目标，到那时发动机的涡轮进口温度将达到2400K。
    1、涡轮气动设计技术的发展
    几十年来，通常的涡轮叶片气动设计一直采用"等功、等熵、简单径向平衡"的方法。但这种方法不能充分利用叶尖处的作功能力，涡轮效率低、级数也多，严重阻碍了发动机性能的提高。
    随着计算机技术和空气动力学技术的发展，近年来人们发展了先进的三元流非定常流体动力学方法——高负荷跨音速涡轮设计方法--"可控涡、变功量"的设计方法，不仅减少了涡轮级数，减轻了重量，还显著减少了冷却空气的用量，提高了涡轮的效率和作功能力。
现代燃气涡轮发动机的涡轮叶片经常设计成高负荷、低展弦比的形式。近10年来，三维粘性流体计算方法在涡轮设计中大量应用。准三维的设计方法已用于设计。现在，准三维无粘流分析已成为流动分析的主要手段，该分析引入了经验和计算的边界与端壁效应，随着对涡轮叶片通道内流路特征的越来越深刻的认识，更先进的设计方法考虑了二次流和附面层现象。现在三维粘性程序也已达到试验阶段。
    最近，许多二维或拟三维非定常流分析方法已用于求解叶片排间的相互作用。
现代涡轮叶片设计还采用复合倾斜叶片、端壁斜率和曲率控制等技术，这些技术使级负荷和级效率得到保证。
    尽管现在三维计算方法还是非粘性的，到本世纪末，三维粘性流体动力学的设计技术将广泛应用。那时设计出来的发动机效率更高、部件更少、重量更轻。
    今后涡轮气动设计的发展趋势是：
    a 发展完善的三维流动计算方法。计算时考虑冷却空气、粘性的影响。
    b 研究各种损失模型（漏气、尾迹、激波与附面层干扰等）。
    c 研究高低压涡轮对转时带来的气动设计问题。
    d 发展涡轮的CAD技术，采用整体叶盘技术。
    e 研究和发展主动间隙控制，采用低膨胀合金机匣，最大限度地减少涡轮的径向间隙，减少漏气损失，提高涡轮效率。
    2、涡轮的传热分析
    现代涡轮叶片的设计中不仅对气动性能进行优化，而且十分关心热燃气到叶片表面的外部传热。
    三维温度场的计算方法也早已有了发展。然而计算的准确与否取决于边界条件的准确与否，叶片内部流动与换热研究是十分重要的。
    要想有效地利用冷却空气需要了解涡轮叶片冷却剂通道内的传热及冷却气流的温度分布，涡轮叶片冷却剂通道的旋转产生了哥氏力和浮力，NASA刘易斯研究中心就旋转对传热的影响开展了研究，分别试验了带法向紊流条和斜向紊流条的旋转迂回通道的热传导。研究表明，斜向设置紊流条使传热系数增大。
俄罗斯乌法大学在旋转换热的研究上也做了很多工作。
    3、先进涡轮的结构设计技术
   a 对转涡轮  
    对转涡轮省去了低压涡轮的导向叶片排，使涡轮部件轴向长度短、重量轻、零件数目少，而且对转的两个转子可以相互抵消陀螺力矩，使整个发动机转子系统所受的力和力矩减少。
    b 出口导向叶片  
    涡轮叶片不带冠，低压涡轮出口装一排按三维流设计的出口导流叶片，即在低压涡轮出口后装一排按三元流设计的出口导向叶片，起到1/2级涡轮和支承涡轮后内锥体的作用。
    c 整体叶盘
    由于取消了燕尾型榫头连接方式，采用锻接工艺的整体叶盘可使涡轮重量减少30%。目前，带超级冷却叶片的整体叶盘已经过了核心机试验。据IHPTET计划，到2020年，战斗机发动机的涡轮将采用整体叶盘结构。
    d 组合叶片
早在七十年代后期，英、美等国就曾研究过组合结构涡轮冷却叶片。普&惠公司研制了两半对开组合结构涡轮叶片、径向层板组合结构涡轮叶片和弦向层板组合结构涡轮叶片；俄罗斯研究过单晶对开组合结构涡轮叶片；德国也研究过纵向组合结构涡轮叶片。GE公司研制的组合式叶片，根据其不同部位的工作条件采用不同材料和工艺。叶根用高强度细晶材料，叶身用抗腐蚀耐疲劳材料，叶尖用抗氧化耐磨材料，叶身中央用中高强度材料，叶身壳体采用快速等离子沉积法成形，叶身上有发散冷却孔，冷效高，可使叶片工作温度达1730°C。
    4、高温涡轮叶片高效冷却设计技术
    航空发动机一般采用开式冷却系统，引入的冷却空气将从被冷却构件上吸取热量后排入燃气通道。涡轮冷却通常利用引自压气机的空气对涡轮进行冷却。冷却方法有三种：对流冷却、气膜冷却和发散冷却。其中对流冷却和对流-气膜复合冷却用得最广。目前先进发动机涡轮冷却普遍采用复杂多通道强迫对流加气膜冷却技术，这种方法冷却效果达450-500K。
    未来涡轮叶片的冷却结构有：
    a 迷宫冷却通道，在空心叶片里制成像迷宫一样的冷却通道。冷却空气通过冷却通道后，再由叶型表面的小孔排出，以提高冷却效果。
   b 发散（发汗）冷却，它是由高温合金多孔层板构造而成的空心叶片，高压冷却空气由叶片内腔通过壁面的密集的细孔渗出并流到叶片外表面，在高温燃气和叶片表面之间形成一层完整连续的空气隔热层，它既能使叶片表面与燃气隔开，又能吸收叶片表面部分热量。采用这种方法可使叶片材料温度接近冷却空气的温度，发散冷却的冷却效果可达800°C以上。现在存在的问题是材料的高温氧化问题。
    c 多孔层板发散冷却技术，这种冷却具有对流、冲击及气膜冷却的效果。采用这种发散冷却技术可承受高达2200～2477K的燃气温度，并减少一半的冷却空气量。艾利逊公司已制造出变几何Lamilloy合金高压涡轮导向器叶片、单晶Lamilloy合金涡轮叶片工作温度达1922K，所需的冷气量比寿命相当的气膜冷却减少30%，从而能使燃油消耗量大大减少。
    新型冷却介质：
    目前涡轮叶片冷却介质主要是空气。国外已有了新型冷却介质的研究，即：
    a 利用空气与燃料混合冷却研究。由于燃料燃烧后氧化物会堵塞气膜孔，因此实际运用还有困难
    b 空气与氢气混合冷却研究
    c 液体水冷却研究
    d 氢气冷却研究，这是一种很有希望的冷却介质，因为氢气的导热系数很大。目前俄罗斯已有燃用氢气的飞机。
    5、先进涡轮材料与工艺的发展
    目前涡轮部件选用的材料基本还是以镍或钴为基础的高温耐热合金。国外高温高强度低密度材料在过去几年取得了重要进展，金属间化合物、复合材料、碳-碳复合材料、陶瓷和陶瓷基复合材料正在研究之中，并且取得了很多成果。
    涡轮叶片材料的发展经历了从锻造高温合金、多晶铸造高温合金、定向凝固柱晶、单晶和定向共晶高温合金的发展历程，今后将进一步发展金属间化合物、人造纤维增强高温合金以及定向再结晶氧化物弥散强化合金，未来的涡轮材料将采用非金属材料。几十年来，高温合金的工作温度每年提高8K左右，比最初使用的合金工作温度增加了300K。
    定向凝固技术可消除合金晶粒垂直于主应力轴的晶界，减少铸造冶金缺陷，使热强度和热稳定性显著改善，仅材料本身就可使涡轮进口温度提高20-60°C，使叶片具有更高的强度和抗蠕变性能。定向柱晶高温合金、单晶高温技术和定向共晶高温合金和机械合金化高温合金技术的发展进一步提高了叶片的工作温度。
    单晶涡轮叶片是80年代以来航空发动机的重大技术之一。过去15年，相继发展和应用了第一代、第二代和第三代单晶合金。使航空发动机涡轮叶片的耐温能力比定向柱晶高了90°C，目前推重比8一级发动机普遍应用了单晶技术。在通常情况下，常规制造涡轮叶片的合金工作温度为880°C，采用了定向凝固或单晶技术后工作温度可达940°C-980°C，定向凝固共晶制成的涡轮叶片的工作温度为1040°C。第一代单晶比定向凝固合金的使用温度高25-50°C，第二代单晶合金（PWA1484、CMSX-4、Rene￠N4）比第一代单晶合金使用温度又提高28°C。第三代单晶合金（CMSX-10）可使耐温能力再提高28-56°C，达到1100°C，这种材料是未来十年的发动机涡轮叶片候选材料。
    涡轮盘材料也有重大改进，真空熔炼、真空铸造以及粉末冶金技术的应用，能更精确地控制材料和消除有害杂质，材料性能改善大，轮盘强度成倍提高。
目前，推比10一级发动机涡轮采用的是单晶叶片材料和隔热涂层，这几种发动机均采用第三代单晶叶片材料，本身耐热能力已达1320-1370K。采用先进隔热涂层可提供100-150K的隔热效果。
    涡轮部件的制造工艺在过去的几十年经历了模锻、铸造和空心无余量精铸几个阶段。自从JT9D-7R4D发动机一级涡轮叶片采用单晶空心精铸叶片并于1982年投入航线使用以来，到现在已有二十多种发动机采用了空心精铸叶片。现在国外又在探索更高性能水平的单晶对开和扩散连接的叶片和多孔层板叶片制造技术，这种加工技术可使涡轮进口温度进一步提高。为小孔加工发展的铸造冷却技术使得在涡轮叶片上铸造出0.25mm的气膜孔成为可能，单晶精密铸造、真空扩散焊和优良的表面防护及处理等工艺技术的发展保证了涡轮叶片经过设计越来越精细。
    国外在涡轮叶片制造工艺方面也有很大发展，美国普惠公司70年代末到80年代初就已建成用计算机控制的定向凝固精铸叶片自动生产线，F100发动机涡轮叶片的定向凝固精铸工艺就采用了这种方法。
涡轮材料近期的发展方向是：定向共晶合金、超单晶合金、机械合金化高温合金，远期的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度的材料如金属间化合物及复合材料，碳－碳复合材料，陶瓷和陶瓷基复合材料。未来的发动机将大量采用非金属材料。21世纪航空发动机涡轮进口温度要求为2000°C，到那时叶片将采用新型高温结构材料。以Si3N4为代表的高温结构陶瓷是最有前途的材料之一。
    6、 隔热涂层的研究
    经研究，钴铬铝钇或镍钴铬铝钇物理气相沉积涂层可隔离高温燃气，使基体避免了腐蚀、氧化和硫化作用，使涡轮实际工作温度达1370°C。
    陶瓷热障涂层用于涡轮叶片的隔热效果更好。目前已研制了两代用于涡轮的陶瓷隔热涂层。现在，西德、俄罗斯也已将其应用于航空涡轮发动机涡轮叶片。IHPTET计划采用高效冷却、快速凝固镍基合金1149°C加耐热陶瓷涂层，据报道，在普通铸造合金制成的叶片上涂有254mm厚的氧化锆涂层可使高温合金表面温度下降111-222°C，若应用于第三代单晶合金并结合先进冷却技术，可降温350°C，因此发动机的涡轮进口温度可能超过1850K。
    目前用于物理叶片的隔热涂层有下述技术特点：
    a 涂层结构采用粘结层和隔热层复合涂层；
    b 涂层成分：粘结层多为MCrAlY，面层为氧化锆涂层；
    c 涂层工艺：粘结层多用等离子喷涂工艺，陶瓷层用电子束物理气相沉积工艺。
新一代的涂层主要有：
    a 多活性元素的复杂包覆涂层，人们正在研究多种活性元素的协同作用，以获得性能更好的涂层。
    b 扩散障涂层，无论扩散涂层还是包覆涂层，在高温下使用时，涂层与基体之间都有严重的互扩散，为了得到长期稳定性，必须发展扩散障涂层。
    c 梯度涂层，这种涂层的成分由外向内逐渐变化，成分可以呈梯状变化，也可以呈连续变化。典型的梯度涂层是：底层为与基体金属热膨胀系数相匹配的MCrAY和NiAl型金属涂层，最外层是抗氧化腐蚀性能优良的陶瓷涂层。
关键技术：
    由于未来航空发动机的高性能要求，燃气涡轮的工作环境将进一步恶化，因此对涡轮部件的冷却、材料等都提出了更高要求。同时，由于涡轮叶片通道内的流动越来越复杂，因此要想设计出高效涡轮，必须有更准确反映真实流场的气动设计、传热分析方法。总之伴随涡轮性能的改进，对与之有关的技术都提出了更高要求。今后需要突破的主要技术难点有：
   1、涡轮叶片的高效冷却技术；
   2、耐高温金属及非金属材料的研制、新工艺的发展；
   3、先进的气动设计、传热分析方法；
   4、先进的涂层技术
应用与影响：
    燃气涡轮的性能直接决定了航空发动机的整体性能，是发动机的三大关键部件之首。因此可以说燃气涡轮技术的发展对发动机性能的改进乃至整个航空工业的发展都起着至关重要的作用。