燃氣輪機燃燒室火焰筒耐溫技術的發展與應用

趙傳亮，呼　姚，馬宏宇，尚守堂

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

燃氣輪機燃燒室火焰筒耐溫技術的發展與應用

趙傳亮，呼姚，馬宏宇，尚守堂

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

為了理清火焰筒耐溫技術的發展脈絡，明確未來的發展方向，對火焰筒壁面冷卻技術、熱障涂層技術與耐高溫材料技術進行了綜合分析。火焰筒冷卻技術是保證火焰筒壁面處于材料允許的安全工作范圍內的關鍵技術，多種冷卻技術相結合的復合冷卻技術將是今后的重點發展方向，而采用EB-PV D技術進行多層涂履的熱障涂層技術將會得到進一步的發展。陶瓷材料由于其特殊的耐高溫熱氧化能力，將有望成為未來燃燒室火焰筒的主要材料。

火焰筒；耐溫；冷卻；熱障涂層；陶瓷基復合材料；燃燒室；燃氣輪機

0　引言

火焰筒耐溫技術是指壁面冷卻技術、熱障涂層技術與耐高溫材料技術。其中，壁面冷卻技術是保證火焰筒壁面處于材料允許的安全工作范圍內的關鍵技術，其技術復雜程度隨著發動機循環壓比的增大以及制造技術的發展逐漸增加。該技術從早期單一形式的冷卻，發展到多種冷卻技術相結合的復合冷卻，經歷了幾十年的發展歷程，其核心是對冷卻空氣的高效利用。熱障涂層技術主要是在材料表面噴涂一層低導熱系數、低吸收率的材料，近些年也隨著火焰筒及渦輪部件耐溫要求的逐步提高得到了大力的發展。耐溫材料從早期的不銹鋼，發展到各種類型的鐵基、鎳基、鈷基、金屬間化合物、金屬基復合材料（MMC）以及陶瓷基復合材料（CMC）等，耐溫程度逐漸提高，有力支撐了燃燒技術的發展。

本文對近些年來火焰筒壁面冷卻技術、熱障涂層技術與耐高溫材料技術進行了綜合分析，對火焰筒耐溫技術的發展脈絡進行了梳理，明確了未來火焰筒耐溫技術的發展方向。

1　壁面冷卻技術

1.1單一冷卻技術

1.1.1天窗冷卻

許多早期燃燒室的火焰筒壁面采用天窗冷卻形式，其優點是成本低、質量輕、加工容易。但由于其加工過程中產生非常大的應力集中，在使用過程中很容易出現起始于天窗根部的裂紋，而且由于采用鈑金工藝加工的天窗的開孔面積很難控制，造成冷卻空氣流量分配不均［1］，使得采用該冷卻技術的火焰筒壁面使用壽命較短，限制了其在先進燃燒室上的應用。目前，在一些地面燃氣輪機燃燒室上仍可見到該冷卻形式。采用天窗冷卻的GE某型地面燃氣輪機火焰筒壁面如圖1所示。

圖1　采用天窗冷卻的GE某型地面燃氣輪機火焰筒壁面

1.1.2對流冷卻

對流冷卻也是應用較早的1種火焰筒冷卻形式（如圖2所示）。其主要目的是為了增大壁面冷卻空氣通道的對流換熱系數，增加換熱量。其優點是加工簡單，成本低，但由于其冷卻效果有限，其單一形式的應用只在早期溫升較低的燃燒室上，而其更為廣泛的應用是作為其他冷卻形式的補充，以降低火焰筒壁面溫度。遄達-800發動機火焰筒后部壁面上（如圖3所示）就是采用了周向凸起的肋，以用于增大2股氣流通道的對流換熱系數，降低火焰筒壁溫。

圖2　對流冷卻

圖3　遄達-800發動機火焰筒外壁面局部

1.1.3氣膜冷卻

氣膜冷卻是使用最為廣泛、形式最為多樣的1種冷卻方式，在各種航空發動機及地面燃氣輪機燃燒室室上均得到了大量應用。其主要特征是在火焰筒壁面形成連續氣膜環槽，同時，沿火焰筒軸向間斷分成幾個環帶，形式有波紋板冷卻、疊加環冷卻、飛濺冷卻、機加環冷卻等。早期的氣膜冷卻以鈑料焊接工藝為主，現代的氣膜冷卻多以機械加工的機加環為主。

1.1.3.1波紋板冷卻

波紋板冷卻（如圖4所示）采用波浪狀隔板連接交疊的各段。其缺點是由于波浪狀隔板的存在，在氣膜下游會為高溫燃氣吸入，導致冷卻槽下游有長的熱條紋存在；在看似相同的火焰筒之間，冷卻空氣量可能存在很大變化，這是由波紋板材料厚度的微小變化造成的［1］。但是，通過精心控制焊接質量和通過流量試驗檢查尺寸精度，波紋板型的氣膜冷卻裝置已成功應用于美國及英國很多的航空發動機上，比如Avon、Spey、Olympus和Pegasus等。2013年巴黎航展上展出的采用波紋板冷卻的某型單管火焰筒如圖5所示。

圖4　波紋板冷卻［1］

圖5　采用波紋板冷卻的某型單管火焰筒

1.1.3.2疊加環冷卻

疊加環冷卻是采用總壓進氣的1種冷卻形式，如圖6所示。其優點在于不管火焰筒靜壓降的高低總能提供足夠的冷卻空氣量。由于疊加環上的冷卻空氣孔的尺寸精度較高，使得冷卻空氣流量的變化相對波紋板冷卻的小，有利于保證各處的冷卻效率。另外，進氣孔的總流通面積可以通過計算確定以定量供應所需的冷卻空氣量，而氣膜槽出口的縫隙寬度可以給出所需的冷卻空氣速度。因此，該冷卻方式的最大優點在于可確定冷卻空氣速度的最佳值以獲得最大冷卻效率［1］。

圖6　疊加環冷卻［1］

1.1.3.3飛濺冷卻

飛濺冷卻（如圖7所示）利用火焰筒靜壓降作為冷卻空氣進入火焰筒內部的驅動力，冷卻空氣通過壁面上的1排小孔從2股氣流環腔流入鉚接或焊接在火焰筒內壁面上氣膜槽環帶，在槽的出口處形成連續氣膜。采用雙向飛濺冷卻技術的PT6火焰筒剖面如圖8所示。

圖7　飛濺冷卻

圖8　采用雙向飛濺冷卻技術的PT6火焰筒剖面

1.1.3.4機加環冷卻

隨著機械加工工藝的進步，各種形式的機加環氣膜冷卻技術（如圖9所示）逐步出現。由于機械加工環具有更為精確控制冷卻空氣量且火焰筒機械強度顯著提高對于大型環形燃燒室尤為重要［1］的優點，在現代航空發動機燃燒室中大量采用。采用機加環氣膜冷卻的RB199燃燒室火焰筒壁面如圖10所示。

圖9　機加環冷卻

圖10　RB199機加環火焰筒壁面

機械加工環火焰筒的1個缺點是在冷卻槽的唇邊與鄰近冷卻空氣引入孔的壁面之間存在高的溫度梯度。由于源自前面冷卻槽的冷卻空氣效率降低和高溫燃氣吸入，到唇邊時冷卻空氣是加熱而非冷卻火焰筒壁。而鄰近冷卻孔的壁面浸在處于燃燒室進口溫度之下的空氣中。由此導致的熱梯度產生高應力，可使火焰筒變形和產生裂紋［1］。

為此，一些公司采用了改進措施的機加環冷卻。比如GE公司的滾壓環火焰筒，該火焰筒壁面由一系列滾壓成形的環焊在一起制成。在該設計中，靜壓進氣射流在以有效冷卻氣膜的形式流出冷卻槽之前，對滾壓環進行沖擊冷卻，GE公司將這一設計成功地應用于CF6-80A、CF6-80C2等發動機燃燒室中。采用滾壓環冷卻的CF6-80A發動機火焰筒壁面如圖11所示。PW公司采用了“雙路”環結構解決疊加環與機械加工環與生俱來的缺陷（如圖12所示），并在PW4000系列發動機火焰筒上應用（如圖13所示）。而RR公司則采用了Z環解決疊加環與機械加工環火焰筒的缺點，并將該設計應用于EJ200發動機燃燒室中（如圖14所示）。該設計采用密集布置、小直徑的為數眾多的孔可確保射流無需氣膜舌的保護即可迅速聚合形成均勻氣膜。其明顯優點是消除了氣膜舌裂紋制約壽命的問題。

圖11　CF6-80A發動機火焰筒壁面

圖12　PW公司的“雙路”環［1］

圖13　PW4000系列發動機火焰筒

圖14　采用Z形環的EJ200發動機火焰筒壁面

1.1.4沖擊冷卻

沖擊冷卻采用雙層火焰筒壁面，其冷卻空氣垂直于壁面從外壁面進入，沖擊到內壁溫度較高的壁面上。美國US5687572號專利公布了1種用于燃燒室火焰筒壁面的雙層壁沖擊冷卻形式（如圖15所示）。另外，沖擊冷卻也可用于對火焰筒局部熱點的降溫［1］。

圖15　雙層壁沖擊冷卻［2］

1.1.5發汗冷卻

理想的發汗冷卻（如圖16所示）采用多孔材料制成火焰筒壁面，冷卻空氣從多孔材料中間的孔隙進入火焰筒內部，在熱側壁面上形成均勻的氣膜，同時冷卻空氣在多孔材料內部流動時同時吸收壁面熱量。但由于到目前為止尚無法解決多孔材料的氧化問題，同時，由于多孔材料的孔隙很小，使用中極易被空氣中帶來的雜質堵塞，因此，理想的發汗冷卻無法應用到燃氣輪機燃燒室中。

圖16　發汗冷卻

針對以上發汗冷卻的優缺點，RR公司與Allison公司分別研發了名稱為Transply（如圖17所示）和Lamilloy（如圖18所示）的準發汗冷卻技術，并申請了專利。這2種冷卻技術的原理大致相同，均采用多層壁面焊接形式，在壁面內部有著復雜的空氣流路，氣流從冷側的小孔進入，通過內部的冷卻空氣流路帶走一部分壁面熱量，然后從熱側的小孔流出，并在壁面形成連續氣膜對壁面進行保護。其優點是冷卻效率高；缺點是加工工藝復雜、修理困難、壁面機械強度相對機加環的差。

圖17　Transply壁面［3］

圖18　Lamilloy壁面［4］

目前生產的多層多孔材料采用鎳鈷高級合金并加入了其他材料。如Haselloy X及Haynes 188等。其層厚為0.0254～0.635 mm。典型的多層多孔材料（Lamilloy）的加工過程由層板光刻噴涂加工、層板焊接、火焰筒成型等幾部分。

目前，RR公司已經在Spey Mk512燃燒室中采用了Transply冷卻技術。另外，Allison公司已在幾種型號的發動機燃燒室中應用了Lamilloy材料。最近的應用是在T800/ATE109（LHX）895.2 kW軸發動機以及F136發動機燃燒室。

發散冷卻（如圖19所示）是發汗冷卻的另1種實用形式。常規發散冷卻是在壁面上打出大量的小孔，在理想情況下，孔應足夠大以不會被雜質堵塞，但也不能太大，以防止空氣射流的過度穿透，而影響火焰筒內表面氣膜的形成。RB211發動機火焰筒外壁前段（如圖20所示）以及頭部轉接段（如圖21所示）均采用了該冷卻技術。但隨著多斜孔冷卻技術的發展，常規的發散冷卻技術已顯落后，在新設計的發動機燃燒室火焰筒壁面上較少采用。

圖19　常規發散冷卻

圖20　RB211發動機火焰筒外壁前段

圖21　RB211發動機火焰筒頭部轉接段

1.1.6多斜孔冷卻

多斜孔冷卻（如圖22所示）是在常規發散冷卻技術基礎上發展起來的1種高效冷卻技術。其主要特點是以一定的傾斜角度在火焰筒壁面打出一定間距的多個小孔。該技術具有冷卻效率高、壁溫梯度小、使用壽命長、加工簡單、質量輕、成品率高、成本低的優點，但存在維修性差的缺點。多斜孔冷卻效率高的原因，一方面，由于采用傾斜孔后，孔內表面積大大增加，用于對流面積增加，導致對流換熱量增加；另一方面，由于壁面以小角度射出的射流穿透小，沿壁面能更好地形成氣膜，以保護壁面。

圖22　多斜孔冷卻

多斜孔冷卻的關鍵設計參數是孔徑、傾斜角與孔間距。目前，采用激光打孔技術可加工的孔徑下限約為0.4 mm，可達到的孔的角度小于20°，孔展向孔距/流向孔距p/s=0.3～0.5為最佳值范圍。這是1種能局部采用以輔助其他壁面冷卻形式或應用于整個火焰筒的技術。GE公司在GE90發動機燃燒室上應用了多斜孔冷卻技術（如圖23所示），并將平均冷卻空氣量降低了30%。采用多斜孔冷卻技術的還有GEnx、GP7200、F414、M88-2和BR715等發動機燃燒室。

圖23　GE90發動機火焰筒壁面

近年來關于多斜孔冷卻技術的研究主要集中在開孔的規律以及開孔的形式上。比如阿爾斯通公司在歐洲專利組織申請的EP0959228號專利公開了1種帶有異型孔的多斜孔冷卻技術，如圖24所示。該專利的優點是可以大大提高冷卻效率，推測其原因是較低的出口速度減小了空氣射流在高溫燃氣中的穿透。孔出口的側向擴張改善了射流的側向散布，形成對壁面的更好覆蓋。

圖24　EP0959228號專利結構［5］

型孔多斜孔冷卻最大的問題在于型孔的加工上，發散冷卻火焰筒的加工主要采用激光或電子束數控鉆孔技術。MesserGrieshim（德國）的電子束鉆孔機（EBDPULS）目前已能在鎳合金上鉆90°到20°（以水平面為基準）的孔，速度為每秒20個（孔徑0.05 mm，孔深4.45 mm）。采用釹釔鉬拓榴石（Nd：YAG）脈動低發散激光器可獲得同樣的鉆孔速度和質量，而且由于激光能量集中，幾乎不會產生熱變形。近年來，也有不少關于型孔多斜孔加工的專利問世，比如Honeywell公司分別于2008年和2010年在美國申請的US20080223835號和US20100126973號專利，公布了2種扇形型孔的加工方法（分別如圖25、26所示）。隨著機械加工技術的進步，型孔多斜孔冷卻技術應用于航空發動機燃燒室中將會成為現實。1.2復合冷卻技術

圖25　US20080223835號專利結構［6］

圖26　US20100126973號專利結構［7］

復合冷卻是指同時采用了2種或2種以上前述提到的冷卻方式的冷卻技術。常見的有對流/氣膜冷卻、沖擊/氣膜冷卻、沖擊/發散冷卻、沖擊/斜孔冷卻以及各種冷卻方式相組合的復合冷卻方式。

1.2.1對流/氣膜冷卻

美國US4864828號專利公布了1種對流/氣膜冷卻技術（如圖27所示）。從圖中可見，冷卻空氣進入冷卻通道后，先進入由眾多擋片組成的通道，再由后部氣膜舌部形成氣膜。該專利技術通過在冷卻通道內增加散熱面積進而增加對流熱流量來提高冷卻效率。

圖27　US4864828號專利結構［8］

1.2.2沖擊/氣膜冷卻

沖擊氣膜冷卻技術是在常規氣膜冷卻外側增加1層沖擊壁面，冷卻空氣由沖擊壁面進入對氣膜壁面進行沖擊冷卻后，再進入氣膜孔，并在氣膜舌部形成連續氣膜，保護火焰筒壁面，如圖28所示。

GE公司在E3項目中的某個燃燒室上采用了沖擊氣膜冷卻方式（如圖29所示）。

圖28　沖擊/氣膜冷卻原理［9］

圖29　沖擊/氣膜冷卻［10］

1.2.3沖擊/發散冷卻

文獻［11］中報道了對沖擊/發散冷卻進行研究的情況（如圖30所示）。同樣由于熱側壁面的常規發散冷卻效率不及多斜孔冷卻的原因，該冷卻方式并未得到進一步發展與應用，而被沖擊/多斜孔冷卻所代替。

圖30　沖擊/發散冷卻［11］

1.2.4沖擊/多斜孔冷卻

聯合技術公司在中國申請的CN1580640號專利對1種沖擊+多斜孔發散冷卻技術進行了保護（如圖31所示）。該技術的優點是冷卻效率高，火焰筒壁面溫差小，使用壽命長。

圖31　沖擊/發散冷卻［12］

1.2.5瓦片冷卻

瓦片冷卻燃燒室的構造方法是將大量的瓦片裝于支撐框架上。外層壁為整體環面，承受機械載荷；內層壁僅承受熱負荷。該結構克服了上述的蠕變屈曲和裂紋產生的主要根源，使其使用壽命大大延長。每個瓦片通過5個螺釘、墊片和自鎖螺母固定在火焰筒外層壁上。中心的1個螺釘與螺孔的配合間隙很小，起定位作用。其余的4個螺釘與螺孔間隙稍大，而且螺母的壓緊力不大：在熱態情況下，每個瓦片將以定位螺釘為中心產生一定的自由浮動，從而釋放一部分因熱膨脹產生的應力，而且，這種螺釘連接方式使得每個瓦片可以方便地更換，既降低了維護成本，又延長了整機的使用壽命。瓦片之問周向間隙為1.5 mm± 0.5 mm，保證相互自由膨脹，瓦片上擾流柱的直徑為1～1.5 mm，高度為2～4 mm。在瓦片兩側設置有密封擋板，以防止冷卻空氣從此處外流。瓦片的典型結構如圖32所示，其工作原理如圖33所示。

圖32　瓦片冷卻壁面典型結構［13］

圖33　常規瓦片冷卻原理

瓦片冷卻均是多種冷卻技術綜合應用的復合冷卻技術。常規的如V2500（如圖34所示）、F119（如圖35所示）、F135、Trent1000、PW4084、PW6000等發動機上使用的沖擊/對流/氣膜冷卻技術的浮動瓦片。

近些年，針對瓦片仍有一些專利技術出現，比如RR公司在歐洲專利組織申請的EP1813869號專利（如圖36所示），主要針對瓦片氣流出口處的形狀進行保護，而EP937946號專利在常規瓦片的基礎上又增加了多斜孔冷卻（如圖37所示），將沖擊、對流、氣膜與多斜孔4項冷卻技術進行了綜合應用。

圖34　V2500發動機火焰筒

圖35　F119發動機火焰筒

圖36　EP1813869號專利結構［14］

圖37　EP937946號專利結構［15］

2　熱障涂層技術

近年來，熱障涂層技術隨著發動機耐溫需求的提高得到了大力的發展。通過在火焰筒壁面噴涂具有低發射率和低導熱率的熱障涂層可通過2個方面來降低壁溫：（1）反射大部分的入射燃氣輻射；（2）在高溫燃氣與壁面之間形成隔熱層，因此降低支撐基體材料的溫度［1］。采用低導熱率的陶瓷涂層最低可降低壁溫150℃［16］。1個典型的熱障涂層系統如圖38所示。其中的黏接層基本上為金屬底層（如0.1 mm的NiCrAlY），起到將面層的陶瓷材料與基體金屬黏接到一起，同時又起到緩沖熱膨脹，防止由于基體金屬與陶瓷涂層熱膨脹系數相差較多而引起涂層脫落的作用。而面層基本上為1或2層的陶瓷（如部分氧化釔穩定的氧化鋯）組成。對于熱障涂層而言，最重要的是應具有低導熱率且其熱膨脹系數應與基體材料相近。文獻［17］報道了在接近恰當比的燃燒條件下采用底層為NiCrAl，面層為氧化釔穩定的氧化鋯（Y2O3-ZrO2）進行壁面在不同冷卻方式以及不同涂層厚度情況下的壁溫試驗的情況，結果表明：帶有涂層的發散冷卻面板有著最好的冷卻性能。

圖38　典型的熱障涂層系統［16］

目前火焰筒壁面主要采用等離子火焰噴涂工藝來涂敷底層和面層。由于噴涂工序和參數對涂層的失效特性影響很大，對噴涂工藝做深入的分析與研究非常必要［18］。另外，更為先進EB-PVD涂層涂覆技術由于成本高昂，目前只用于渦輪葉片的噴涂，該噴涂技術具有涂層致密、抗腐蝕性好、抗熱疲勞性能好、表面光潔度好等優點，是很有應用潛力的1種涂層涂覆技術。EB-PVD技術的發展，使涂層的應用更為靈活，文獻［16］報道了采用EB-PVD進行多層涂覆的研究結果，結果表明：在單一涂層上部再應用多層涂層，可以起到更好的隔熱效果。隨著工藝技術的發展，將來有可能將該噴涂技術用于火焰筒壁面噴涂中，可以進一步提高火焰筒壁面的耐高溫以及耐熱疲勞能力。

近年來，關于熱障涂層的應用也出現了大量的專利技術。其中，US20030101587［19］號專利公開了1種替換涂層的方法，US5902647號專利［20］公開了1種防止堵孔的噴涂工藝。這些專利技術在現有燃燒室壁面涂層的修理以及多斜孔冷卻壁面噴涂中均具有一定的參考價值。

3　耐溫材料技術

目前生產型火焰筒由鎳基或鈷基合金制成，這些常規材料仍有相當大的發展潛力，并將在未來一段時期內占據航空領域主導地位。但從更長遠的觀點來看，只要能克服若干固有缺陷，陶瓷及陶瓷復合材料可能會后來居上。

3.1金屬合金

在過去的30年里，GH3030和GH536合金是國內發動機火焰筒部件廣泛采用的鎳基合金，而Nimonic 75和Hastelloy X（對應國內GH536）合金，分別在英國和美國廣泛用于制作火焰筒部件。這些合金的成功與其易于通過成形和焊接加工密切相關。在1100 K的溫度下長期工作是令人滿意的，但高于此溫度，這些材料的強度降至不可接受的水平［21］。

鈷基的GH188合金由于在1250 K以下的高強度以及1370 K以下優異的抗氧化性，近年來在火焰筒中得到了廣泛應用，被認為是GH536合金的替代品，但其缺點是成本高、密度大。

ODS鎳基高溫合金如M951和M956由于成本低、耐高溫性能很好、抗氧化、疲勞裂紋擴展速度底，近年來在燃燒室部件也得到了一定應用，但由于其焊接性能差，只適合用于鑄態使用的燃燒室零部件，比如某型發動機火焰筒的浮動瓦片就采用了M951合金。

3.2金屬間化合物

金屬間化合物是指金屬和金屬之間，類金屬和金屬原子之間以共價鍵形式結合生成的化合物。當其以微小顆粒形式存在于金屬合金組織中時，將會使金屬合金的整體強度得到提高，特別是在一定溫度范圍內，合金的強度隨溫度升高而增強，這就使金屬間化合物材料在高溫結構應用方面具有極大的潛在優勢。

近年來，在火焰筒材料應用領域研究得較多的金屬間化合物主要是Ni3Al。為了開發1種高服役溫度、高比強且可焊的新型板材合金，鋼鐵研究總院在美國研究變形Ni3Al基合金的基礎上，開展了Ni3Al基合金板材的開發，所研制的MX361合金已實現了鍛造和熱軋，在高溫強度、密度、抗氧化性等綜合性能方面明顯優于現有變形高溫合金，有望成為新一代燃燒室用板材合金。

3.3陶瓷基復合材料

由于陶瓷材料具有高溫下機械強度高、抗氧化、密度低、抗腐蝕等優點，隨著材料自身及加工工藝的發展，有望成為未來發動機燃燒室的主要材料。其中SiC和Si3N4是研究相對深入的2種陶瓷材料。SiC和Si3N4在分別約1880 K和1680 K仍然具有很高的強度和剛度［21］。SiC/SiC陶瓷基復合材料與Ti及耐熱合金的比強度與溫度對比如圖39所示，從圖中可見，在高溫條件下，SiC/SiC陶瓷基復合材料展現出了優異的比強度。

圖39　不同材料在不同溫度下的比強度對比［23］

這些陶瓷材料的主要缺陷是：雖然在高溫下強度高，但不具備工程師們所習慣的金屬所擁有的韌性和耐久性。根據文獻［23］，可以在陶瓷材料中加入粒子或纖維來抑制或減輕裂紋，這種陶瓷基結構的1個重要優點是：當發生失效時，失效是以逐步的、漸進的方式進行的，而非如整塊材料那樣出現災難性的破裂。同時，連續性的陶瓷纖維允許陶瓷零件存在較小的瑕疵［21］。

近些年來，在SiC纖維的制造方法上取得了突破性的進展，使得SiC纖維增強的陶瓷矩陣材料取得了長足發展。有關SiC和Si3N4纖維增強的陶瓷矩陣材料的性能可參閱文獻［24］。文獻［25］報道了采用激光與鉆石磨削方法對陶瓷基復合材料加工后的對比情況，經分析后認為，激光加工在加工表面形成重熔層，可有效阻止表面進一步氧化，提高陶瓷基復合材料的性能。另外，由于陶瓷材料的特性決定了其不能像傳統金屬材料那樣進行連接，因此，對于其接連方式也必須開展大量研究工作。國內外在這些方面也申請了很多專利，比如EP1398516［26］號專利公布了1種用于陶瓷材料的緊固裝置（如圖40所示）、EP1775517［27］號專利公布了1種用于將陶瓷材料與金屬連接到一起的螺栓（如圖41所示），而US7234306［28］號專利則公開了1種全環形陶瓷材料火焰筒的定位技術（如圖42所示）。

圖40　EP1398516號專利結構

圖41　EP1775517號專利結構

圖42　US7234306號專利結構

目前，國內在C/SiC以及SiC/SiC陶瓷基復合材料的應用研究上都取得了非常大的進展，并開展了在單管、矩形以及全環形火焰筒中的應用研究。而國外在陶瓷基材料研制上已經進入工程應用階段，GE/Allison公司在IHPTET計劃第2階段的ATEGG驗證機XTC76/3上，使用從NASA EPM計劃獲得的材料，開發并驗證了Hi-Nicalo纖維增強的（纖維占40%）碳化硅陶瓷基復合材料燃燒室火焰筒，目前已應用于地面燃氣輪機燃燒室中。GE-7FA陶瓷基復合材料火焰筒如圖43所示。

圖43　GE-7FA陶瓷基復合材料火焰筒

對于燃燒室而言，應用陶瓷基復合材料除了減輕質量、提高耐溫能力外，通過降低冷卻空氣量，會額外產生降低污染物排放、改善燃燒室出口溫度場的收益。文獻［29］報道了PW公司的PW200陶瓷基復合材料火焰筒與金屬材料火焰筒的性能試驗對比情況，結果表明：相比金屬火焰筒，采用陶瓷基復合材料火焰筒后，溫度場改善了40%～50%，在全功率狀態下NOx污染物排放量減少了30%，在慢車狀態下CO排放量減少了20%。

4　結束語

總結近幾十年來火焰筒耐溫技術的發展，無論是壁面冷卻技術、熱障涂層技術還是耐高溫材料技術方面，都取得了長足進步，有力支撐了燃氣輪機燃燒技術的發展。總體說來，從冷卻技術角度考慮，多種冷卻技術相結合的復合冷卻技術將是今后一段時間的重點發展方向，而采用EB-PVD技術進行多層涂履的熱障涂層技術將會得到進一步發展。陶瓷材料由于其特殊的耐高溫熱氧化能力，將有望成為未來燃燒室火焰筒的主要材料。

隨著各種軍、民、燃機對高溫升和低排放燃燒室的大力需求，以及各種新工藝、新材料和新技術的不斷涌現，燃燒室的耐溫技術將會繼續大踏步地發展。

［1］Lefebvre A H，Ballal D R.Gas turbine combustion alternative fuels and emissions［M］.3rd ed，New York：Taylor&Francis Group，2010：330-345.

［2］Schrantz J P，Squire D R.Thin wall combustor with backside impingement cooling：USA，US5687572［P］.1992-11-02.

［3］Rolls-Royce.The jet engine［M］5th ed，England：Renault Printing Co Ltd，2005：123-124.

［4］Acosta W A.Liner cooling research at NASA Lewis research centre［R］. AIAA-87-1828.

［5］Bernhard D W.Film-cooling holes in staggered rows：Europe，EP0959228［P］.1998-05-20

［6］Kuhn T E，Flamand S A.Methods of forming fan-shaped effusion holes in combustors：USA，US20080223835［P］.2007-08-07.

［7］Chandler L F.Laser cutting shaped holes by trepanning on the fly：USA，US20100126973［P］.2008-11-26.

［8］Matheny A P，Auxier T A.Aircraft engine combustion liner cooling apparatus：USA，US4864828［P］.1988-04-29.

［9］Oates G C.Aircraft propulsion systems technology and design［M］. Washington：American Institute of Aeronautics and Astronautics，Inc. 1989：125.

［10］Burrus D L，Chahrour C A.Combustion system component technology performance report［R］.NASA-CR-168274，1984.

［11］Rhee D H，Choi J H，Cho H H.Flow and heat（mass）transfer characteristics in an impingement/effusion cooling system with crossflow［J］. Journal of Turbomachinery，2003，125（1）：74-82.

［12］聯合工藝公司.燃燒器：中國，CN1580640［P］.2004-07-30. United Technologies Corporation.Combustor：China，CN1580640［P］. 2004-07-30.（in Chinese）

［13］SCHULZ A.Liner cooling technology in scope of reduced pollutant formation and rising thermal efficiencies［M］.New York：Annals of the New York Academy of Sciences，2001：135-146.

［14］Woolford J R，Mills S J.Wall elements for gas turbine engine combustors：Europe，EP1813869［P］.2006-12-20.

［15］PidcockA，Close D.Wall structure for a gas turbine combustor：Europe，EP937946［P］.1999-8-25.

［16］Xiao Huang.High temperature radiation heat transfer performance of thermal barrier coatings with multiple layered structures［J］.Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，2009，131：011301.

［17］Ercegovic D B，Walker C L.Ceramic composite liner material for gas turbine combustor［R］.NASA-TM-83490，1984.

［18］Ufuk Senturk，Lima R S.Deformation of plasma sprayed thermal barrier coatings［J］.Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，2000，122：387-391.

［19］Joseph D R，Magdi N A.Method for replacing a damaged TBC ceramic layer：USA，US20030101587［P］.2001-10-22.

［20］Venkat S V，James A B.Method for protecting passage holes in a metal-basedsubstratefrombecomingobstructed，andrelated compositions：USA，US5902647［P］.1996-12-03.

［21］KirkG E.Materialrequirementsforfutureaeroengines［R］. AIAA-89-7033.

［22］С.С.索爾恩采夫，Д.В.格拉先科夫.高溫陶瓷復合材料抗氧化延壽涂層［M］.2010：1-20. C.C.Suoerencaifu，D.B.Gelaxiankefu.Antioxidationandlifetime extension coating for high temperature ceramic composite［M］.2010：1-20.（in Chinese）

［23］Rosen R，Facey J R.Civil propulsion technology for the next twenty-five years［R］.AIAA-87-7000.

［24］Bansal N P.Handbook of ceramic composites［M］.London：Kluwer Academic Publishers，2005：277-305.

［25］Jarmon D C，Ojard G，Brewer D.Laser machining of melt infiltrated ceramicmatrix composite［EB/OL］.［2016-05-04］.http：//ntrs.nasa. gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20120002027.pdf.

［26］Cuva W J，Warburton R E.Fastener assembly for use with composite articles：Europe，EP1398516［P］，2003-09-10.

［27］Bulman，DavidEdward，Darkins，TobyGeorgeJr.Bolting configuration for joining ceramic combustor liner to metal mounting attachments：Europe，EP1775517［P］.2006-08-07.

［28］Caroline Aumont，Eric Conete.Gas turbine combustion chamber made of CMC and supported in metal casing by CMC Linking Members：USA，US7234306［P］.2005-01-16

［29］Tania B，David J，Jun S.CMC combustor liner demonstration in a small helicopter engine［R］.ASME 2010-GT-23810.

（編輯：張寶玲）

Development and Application of Heat Resisting Techniques for Gas Turbine Combustor Liner

ZHAO Chuan-liang，HU Yao，MA Hong-yu，SHANG Shou-tang
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China）

In order to clear the development route of heat resisting techniques for gas turbine combustor liner and definite the development tendency，techniques for cooling，thermal coating，and high temperature material were analyzed.Gas turbine combustor cooling is a key technology to ensure the liner wall to work under the safe temperature.The composite cooling which includes several cooling techniques is the major development direction in the future.The coating technique which uses EB-PVD to conduct multi-layer coating will develop further.The ceramic material will be the major material for combustor liner in the future because of its special heat resisting capability.

liner；heat resisting；cooling；thermal coating；ceramic matrix composite；combustor；gas turbine

V 233.5+4

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.04.010

2016-02-26基金項目：燃氣輪機工程研究項目資助

趙傳亮（1976），男，碩士，自然科學研究員，從事航空發動機主燃燒室設計工作；E-mail：zcl606@qq.com。

引用格式：趙傳亮，呼姚，馬宏宇，等.燃氣輪機燃燒室火焰筒耐溫技術的發展與應用［J］.航空發動機，2016，42（4）：47-54.ZHAOChuanliang，HUYao，MA Hongyu，etal.Developmentandapplicationofheatresistingtechniquesforgasturbinecombustorliner［J］.Aeroengine，2016，42，（4）：47-54.