渦輪葉片先進氣膜冷卻與相關激光打孔技術進展

（中國科學院寧波材料技術與工程研究所，寧波 315201）

氣膜冷卻技術的演化趨勢

航空發動機對推重比的要求日益提升，導致發動機渦輪前工作溫度進一步提升。推重比10發動機的渦輪前燃氣溫度約為1940K，未來第五代戰機發動機的推重比將高達15～20左右，渦輪前燃氣溫度為2100～2300K。隨著渦輪前燃氣溫度的大幅提高，在使用先進耐溫材料和耐溫熱障涂層的基礎上，必須使用先進氣膜冷卻技術，才能實現渦輪葉片的長期可靠工作。

渦輪葉片氣膜冷卻通過葉片的內部冷卻通道將相對低溫氣體（約900K）通過分布于葉片表面的氣膜冷卻孔噴射出來，在葉片表面形成包覆，隔離燃燒室噴出的高溫高壓氣體。可以用：（1）等效絕熱冷卻效率Eff；（2）相對來流溫度，一定降溫幅度（如單孔降溫100K、200K、300K面積）的保護面積；（3）吹風比M來綜合評估某氣膜的有效性。

等效絕熱冷卻效率定義為：

其中，T∞為燃氣溫度，Tw為葉片表面溫度，Tj為冷卻射流溫度。相對燃氣溫度，壁面溫差與射流溫差之比反映了氣膜的冷卻效率，越接近1，冷卻效果越好。

吹風比M定義為：

式中，ρj為射流密度，Vj為射流速度，ρ∞為來流密度，V∞為來流速度。吹風比越大，所耗冷氣越多。理想的情況是用最少的冷氣實現最大面積、最大程度的冷卻，當冷卻能力需要提升時，希望能通過提高吹風比M來實現。

單晶葉片由于沒有常規合金的晶界缺陷，可以耐受更高溫度下的交變載荷。但即使是目前最先進的單晶金屬，其熔點也很難超過1500K。更耐高溫的陶瓷基復合材料CMC仍然無法直接滿足2100K的高溫環境。……