航天发动机涡轮叶片主要冷却方式综述
航天发动机是为航空器提供飞行所需动力的发动机。有3种类型：①活塞式航空发动机。早期在飞机或直升机上应用的航空发动机，用于带动螺旋桨或旋翼。大型活塞式航空发动机的功率可达2500千瓦。后来为功率大、高速性能好的燃气涡轮发动机所取代。但小功率的活塞式航空发动机仍广泛地用于轻型飞机、直升机及超轻型飞机。②燃气涡轮发动机。应用最广。包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，都具有压气机、燃烧室和燃气涡轮。涡轮螺旋桨发动机主要用于时速小于800千米的飞机；涡轮轴发动机主要用作直升机的动力；涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞机；涡轮喷气发动机主要用于超声速飞机。③冲压发动机。特点是无压气机和燃气涡轮，进入燃烧室的空气利用高速飞行时的冲压作用增压。它构造简单、推力大，特别适用于高速高空飞行。由于不能自行起动和低速下性能欠佳，限制了应用范围，仅用在导弹和空中发射的靶弹上。
参考发动机工作原理，我们知道，在燃烧室产生温度极高的气体，通过涡轮叶片把内能转化成机械能，所以涡轮叶片承受着很大的温度。我们知道，温度过高会对涡轮叶片的性能和寿命都有不利的影响，尽管现在的高温材料已经取得了很大的成就，但是相对于从燃烧室出来的气体的温度，还远远不够。于是，我们必须采取其他的措施来使冷却发动机的涡轮叶片。
目前应用最广的冷却方式主要有一下几种：
一：对流冷却。靠液体或气体的流动来传热的方式叫对流。根据冷却介质的不同，分为水冷系统和风冷系统。这是一种最简单的冷却方式，冷却剂流过受热零件壁面，靠对流传热将热量带走，如对着受热壁面喷射冷却剂以提高对流冷却的效果。对流冷却广泛用于发动机的各种受热零、组件。航天发动机的涡轮叶片采用空气对流冷却，可使叶片温度降低200～250°C 。如果流过冷却套的推进剂由喷管末端一周小孔直接排出，排放射流也能产生一部分推力。
二：冲击冷却。冷气通过细小的冲击孔，以很高的速度冲击到叶片内壁面，对内壁面进行有效的冷却。冲击冷却比一般对流冷却效果高出好几倍, 由于它这种特殊的方式，大多用来冷却受热最严重而冷却条件又差的领域。［1］
三：气膜冷却。在壁面附近沿一定方向向主流喷人冷气，这股冷气在主流的压力和摩擦力作用下向下游弯曲。粘附在壁面附近，形成温度较低的冷气膜，将壁面同高温燃气隔离，并带走部分高温燃气或明亮火焰对壁面的辐射热量，从而对壁面起到良好的保护作用，这种冷却方式就是气膜冷却。最初有关气膜冷却的研究是Wieghardt 为解决机翼的防冻所做的二维槽缝热气喷射，航空燃气轮机出现后，人们发现可以喷射冷气对高温部件进行冷却，这种技术首先被用于燃烧室中。到七十年代，气膜冷却开始被运用到涡轮叶片上。由于涡轮前温度的不断升高，对叶片的冷却也日益关键，气膜冷却的研究很快展开，成为涡轮叶片外表面的重要冷却技术。通常影响气膜冷却效果的因素有：①气膜孔的几何参数，比如气膜孔的喷射角度、孔径的大小、孔长与孔径的比、孔的间距、孔排数亦即孔出口的形状；②孔的气动参数，比如主流速度、吹风比、冷气流与主流的动量比、主流湍流度、气膜孔前边界层发展情况、压力梯度等。该冷却技术的效果可达
650℃以上，是现代涡轮高温部件的主要冷却方法。
四：气膜-对流冷却 。这是一种对流冷却和气膜冷却相结合的技术，不仅能够提高冷却效果，还能减少冷却空气量，这种复合冷却方法广泛用于高温涡轮的导向片和工作叶片上的某些温度最高的部位，特别是叶片前缘、叶盆表面及叶栅通道的端面。
五：对流-冲击-气膜相结合的复合冷却技术。复合冷却是一种高效的冷却方式，它是在冷却空气形成气膜以前，通过强制对流尽可能多的吸收冷却壁面的热量，使得冷却壁面的温度降低，从而达到冷却壁面的要求。复合冷却能降低壁面温度，减小流动方向上的温度梯度，在保持相同壁面热负荷的情况下冷却空气量较纯气膜冷却显著减少。目前国内对于复合冷却的研究还不完全充分，尤其对于冲击+逆向对流+气膜复合冷却的集合结构对冷却效果的影响规律，国内的研究还少之又少，国外对复合冷却进行了大量的研究，取得了很多研究成果。
在航天发动机冷却这一重大领域，一方面我们应该尽可能去改进现有的冷却技术，另一方面，应该去积极探索新的发展方向。目前国际上主要着眼于多孔层板发散冷却和发散冷却这两种新的冷却技术上。
多孔层板发散冷却。用多孔层板发散技术制造的涡轮叶片由两片组成，夹层内部的冷却空气必须通过相当密集的锭状迷宫通道，而后才能从表面的排列孔冲出来，这一冷却过程使空气在金属叶片周围形成气膜，将叶片与高温燃气隔开，采用这种发散技术的叶片可承受高达2200-2477K 的燃气温度，冷却气流可减少40％。目前很多专家学者都在做有关这方面的研究，Gritsch 等人[2 ]针对不同吹风比下不同形状气孔的冷却效果进行了试验, 气孔形状分别为圆形、扇形和松弛扇形。试验中保持外部主流马赫数、冷却气与主流的密度比以及内部冷却气流马赫数不变, 采用红外摄影系统进行温度测量。结果表明,2 种经过梯形扩展的孔型都比普通的圆形孔冷却效果好, 而松弛扇形孔更显示出良好的侧流性。Goldstein 等人[3 ]论述了气孔排列方式、二次流密度以及主流区湍流边界层厚度等因素对叶片离散孔气膜冷却效果的影响。Cho 和Goldstein[4 ]采用萘升华技术研究不同吹风比下有交叉流动存在时, 气膜孔内、其附近区域以及平板外表面的换热效果, 讨论了Sher 2wood 数的变化特点。Honami 等人[5 ]研究了平板上单排孔侧吹的气膜冷却, 主流区为完全发展的湍流边界层。试验采用双线探针测量不同吹风比下的速度场和温度场, 其结果显示出由于主流与冷却气掺混而产生的三维流场与温度场特性以及侧吹导致的不对称流动。Lakehal 等人[6 ]在该试验研究的基础上采用有限元方法进行数值模拟, 比较2 种不同的湍流模型获得的结果。Lee 等人[7 ]在试验中布置了不同侧吹角度的排孔, 在主流有波动的情况下考察了气膜冷却效果。NASA 的Glenn 研究中心的Garg 和Abhari[8 ]在共开有93 个气膜孔的ACE 旋转涡轮转子叶片上进行气膜冷却实验, 并将试验数据与数值模拟的结果进行比较, 讨论模拟的准确性。Pa 2panicolaou 等人[9 ]对火焰筒壁发散冷却进行了数值模拟, 得到不同吹风比及密度比条件下的气膜冷却效率, 通过比较2 种不同导热性能的板材, 考察材料导热率对气膜冷却特性的影响。通过这些人的努力，这块领域最终会被我们攻破。
发散冷却。又称发汗冷却，它是由高温合金多孔层板构造而成的空心叶片，高压冷却空气流团叶片内腔通过壁面的密集的细孔渗出并流到叶片外表面。在高温燃气与叶片表面之间形成一层完整连续的空穴隔热层，它既能使叶片表面与燃气完全隔开，又能吸收叶片表面部分热量，采用这种冷却方法，可使叶片材料温度接近于冷却空气温度，发散冷却效果可达800℃以上，可望用在未来新一代高性能
发动机上。发散冷却的主要技术局限是燃烧室的小颗粒可能会堵塞小孔，在烧结多孔材料结构上存在局部堵塞时, 局部孔隙率的减小会导致局部阻力降低, 因此局部堵塞处温度升高, 当固体颗粒导热系数较小时, 与堵塞区相邻的区域温度下降; 而固体颗粒导热系数较大时, 整个壁面的温度都会随之上升。当结构上存在局部缺陷时, 冷却剂集中从缺陷处流出, 因此缺陷区域局部壁面温度下降, 当固体颗粒导热系数较小时, 与缺陷区域相邻的壁面温度会升高; 而当固体颗粒导热系数较大时, 整个多孔壁面的温度都会随之下降。局部高温或大热流能够使承受大热流密度的壁面温度飞升, 温度梯度增大。冷却失效产生的影响会沿着壁面扩散, 导致整个壁面的温度上升, 在恶化区进一步扩大之后, 可导致发散冷却的失败。
参考文献：
1 倪萌, 朱惠人, 裘 云, 等．航空发动机涡轮叶片冷却技术综述［J]．燃气轮机技术，2005，18(4)：25—38．
2 Gritsch M , Schulz A , Wittig S. Film - cooling holes with expanded exits : near - hole heat transfer coefficients. Inter2 national Journal of Heat and Fluid Flow , 2000 , 21 : 146～ 155. 3 Goldstein R J , Eckert E R G, Burggraf F. Effects of hole geometry and density on three - dimensional film cooling. International Journal of Heat and Mass Transfer , 1974 , 17 : 595～607. 4 Cho H H , Goldstein R J . Heat (mass) transfer and film cooling effectiveness with injection through discrete holes.
Part I : Within holes and on the back surface. & Part II : On the exposed surface. American Society of Mechanical Engineers ,1993 , Nov 28 - Dec 3 , Published by ASME: 1 - 11 0402 - 1215.
film cooling : Measurements of surface temperature and velocity/ temperature field within the jet . 92 - GT - 180.
6 Lakehal D , Theodoridis G S , Rodi W. Computation of film cooling of a flat plate by lateral injection from a row of
holes. International Journal of Heat and Fluid Flow , 1998 , 19 : 418～430.
7 Lee J S. J ung I S. Effect of bulk flow pulsations on film cooling with compound angle holes. International Journal of Heat and Mass Transfer , 2002 , 45 : 113～123. 8 Garg Vijay K. Comparison of predicted and experimental Nusselt number for a film - cooled rotating turbine blade. International Journal of Heat and Fluid Flow. 1997 , 18 :
452～460.
9 Papanicolalou E , Giebert D , Koch R , et al. A conservation - based discretization approach for conjugate heat transfer calculations in hot - gas ducting turbomachinery compo2 nents. International Journal. Heat and Mass Transfer ,
2001 , 44 : 3413～3429.
航天发动机涡轮叶片主要冷却方式综述
航天发动机是为航空器提供飞行所需动力的发动机。有3种类型：①活塞式航空发动机。早期在飞机或直升机上应用的航空发动机，用于带动螺旋桨或旋翼。大型活塞式航空发动机的功率可达2500千瓦。后来为功率大、高速性能好的燃气涡轮发动机所取代。但小功率的活塞式航空发动机仍广泛地用于轻型飞机、直升机及超轻型飞机。②燃气涡轮发动机。应用最广。包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，都具有压气机、燃烧室和燃气涡轮。涡轮螺旋桨发动机主要用于时速小于800千米的飞机；涡轮轴发动机主要用作直升机的动力；涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞机；涡轮喷气发动机主要用于超声速飞机。③冲压发动机。特点是无压气机和燃气涡轮，进入燃烧室的空气利用高速飞行时的冲压作用增压。它构造简单、推力大，特别适用于高速高空飞行。由于不能自行起动和低速下性能欠佳，限制了应用范围，仅用在导弹和空中发射的靶弹上。
参考发动机工作原理，我们知道，在燃烧室产生温度极高的气体，通过涡轮叶片把内能转化成机械能，所以涡轮叶片承受着很大的温度。我们知道，温度过高会对涡轮叶片的性能和寿命都有不利的影响，尽管现在的高温材料已经取得了很大的成就，但是相对于从燃烧室出来的气体的温度，还远远不够。于是，我们必须采取其他的措施来使冷却发动机的涡轮叶片。
目前应用最广的冷却方式主要有一下几种：
一：对流冷却。靠液体或气体的流动来传热的方式叫对流。根据冷却介质的不同，分为水冷系统和风冷系统。这是一种最简单的冷却方式，冷却剂流过受热零件壁面，靠对流传热将热量带走，如对着受热壁面喷射冷却剂以提高对流冷却的效果。对流冷却广泛用于发动机的各种受热零、组件。航天发动机的涡轮叶片采用空气对流冷却，可使叶片温度降低200～250°C 。如果流过冷却套的推进剂由喷管末端一周小孔直接排出，排放射流也能产生一部分推力。
二：冲击冷却。冷气通过细小的冲击孔，以很高的速度冲击到叶片内壁面，对内壁面进行有效的冷却。冲击冷却比一般对流冷却效果高出好几倍, 由于它这种特殊的方式，大多用来冷却受热最严重而冷却条件又差的领域。［1］
三：气膜冷却。在壁面附近沿一定方向向主流喷人冷气，这股冷气在主流的压力和摩擦力作用下向下游弯曲。粘附在壁面附近，形成温度较低的冷气膜，将壁面同高温燃气隔离，并带走部分高温燃气或明亮火焰对壁面的辐射热量，从而对壁面起到良好的保护作用，这种冷却方式就是气膜冷却。最初有关气膜冷却的研究是Wieghardt 为解决机翼的防冻所做的二维槽缝热气喷射，航空燃气轮机出现后，人们发现可以喷射冷气对高温部件进行冷却，这种技术首先被用于燃烧室中。到七十年代，气膜冷却开始被运用到涡轮叶片上。由于涡轮前温度的不断升高，对叶片的冷却也日益关键，气膜冷却的研究很快展开，成为涡轮叶片外表面的重要冷却技术。通常影响气膜冷却效果的因素有：①气膜孔的几何参数，比如气膜孔的喷射角度、孔径的大小、孔长与孔径的比、孔的间距、孔排数亦即孔出口的形状；②孔的气动参数，比如主流速度、吹风比、冷气流与主流的动量比、主流湍流度、气膜孔前边界层发展情况、压力梯度等。该冷却技术的效果可达
650℃以上，是现代涡轮高温部件的主要冷却方法。
四：气膜-对流冷却 。这是一种对流冷却和气膜冷却相结合的技术，不仅能够提高冷却效果，还能减少冷却空气量，这种复合冷却方法广泛用于高温涡轮的导向片和工作叶片上的某些温度最高的部位，特别是叶片前缘、叶盆表面及叶栅通道的端面。
五：对流-冲击-气膜相结合的复合冷却技术。复合冷却是一种高效的冷却方式，它是在冷却空气形成气膜以前，通过强制对流尽可能多的吸收冷却壁面的热量，使得冷却壁面的温度降低，从而达到冷却壁面的要求。复合冷却能降低壁面温度，减小流动方向上的温度梯度，在保持相同壁面热负荷的情况下冷却空气量较纯气膜冷却显著减少。目前国内对于复合冷却的研究还不完全充分，尤其对于冲击+逆向对流+气膜复合冷却的集合结构对冷却效果的影响规律，国内的研究还少之又少，国外对复合冷却进行了大量的研究，取得了很多研究成果。
在航天发动机冷却这一重大领域，一方面我们应该尽可能去改进现有的冷却技术，另一方面，应该去积极探索新的发展方向。目前国际上主要着眼于多孔层板发散冷却和发散冷却这两种新的冷却技术上。
多孔层板发散冷却。用多孔层板发散技术制造的涡轮叶片由两片组成，夹层内部的冷却空气必须通过相当密集的锭状迷宫通道，而后才能从表面的排列孔冲出来，这一冷却过程使空气在金属叶片周围形成气膜，将叶片与高温燃气隔开，采用这种发散技术的叶片可承受高达2200-2477K 的燃气温度，冷却气流可减少40％。目前很多专家学者都在做有关这方面的研究，Gritsch 等人[2 ]针对不同吹风比下不同形状气孔的冷却效果进行了试验, 气孔形状分别为圆形、扇形和松弛扇形。试验中保持外部主流马赫数、冷却气与主流的密度比以及内部冷却气流马赫数不变, 采用红外摄影系统进行温度测量。结果表明,2 种经过梯形扩展的孔型都比普通的圆形孔冷却效果好, 而松弛扇形孔更显示出良好的侧流性。Goldstein 等人[3 ]论述了气孔排列方式、二次流密度以及主流区湍流边界层厚度等因素对叶片离散孔气膜冷却效果的影响。Cho 和Goldstein[4 ]采用萘升华技术研究不同吹风比下有交叉流动存在时, 气膜孔内、其附近区域以及平板外表面的换热效果, 讨论了Sher 2wood 数的变化特点。Honami 等人[5 ]研究了平板上单排孔侧吹的气膜冷却, 主流区为完全发展的湍流边界层。试验采用双线探针测量不同吹风比下的速度场和温度场, 其结果显示出由于主流与冷却气掺混而产生的三维流场与温度场特性以及侧吹导致的不对称流动。Lakehal 等人[6 ]在该试验研究的基础上采用有限元方法进行数值模拟, 比较2 种不同的湍流模型获得的结果。Lee 等人[7 ]在试验中布置了不同侧吹角度的排孔, 在主流有波动的情况下考察了气膜冷却效果。NASA 的Glenn 研究中心的Garg 和Abhari[8 ]在共开有93 个气膜孔的ACE 旋转涡轮转子叶片上进行气膜冷却实验, 并将试验数据与数值模拟的结果进行比较, 讨论模拟的准确性。Pa 2panicolaou 等人[9 ]对火焰筒壁发散冷却进行了数值模拟, 得到不同吹风比及密度比条件下的气膜冷却效率, 通过比较2 种不同导热性能的板材, 考察材料导热率对气膜冷却特性的影响。通过这些人的努力，这块领域最终会被我们攻破。
发散冷却。又称发汗冷却，它是由高温合金多孔层板构造而成的空心叶片，高压冷却空气流团叶片内腔通过壁面的密集的细孔渗出并流到叶片外表面。在高温燃气与叶片表面之间形成一层完整连续的空穴隔热层，它既能使叶片表面与燃气完全隔开，又能吸收叶片表面部分热量，采用这种冷却方法，可使叶片材料温度接近于冷却空气温度，发散冷却效果可达800℃以上，可望用在未来新一代高性能
发动机上。发散冷却的主要技术局限是燃烧室的小颗粒可能会堵塞小孔，在烧结多孔材料结构上存在局部堵塞时, 局部孔隙率的减小会导致局部阻力降低, 因此局部堵塞处温度升高, 当固体颗粒导热系数较小时, 与堵塞区相邻的区域温度下降; 而固体颗粒导热系数较大时, 整个壁面的温度都会随之上升。当结构上存在局部缺陷时, 冷却剂集中从缺陷处流出, 因此缺陷区域局部壁面温度下降, 当固体颗粒导热系数较小时, 与缺陷区域相邻的壁面温度会升高; 而当固体颗粒导热系数较大时, 整个多孔壁面的温度都会随之下降。局部高温或大热流能够使承受大热流密度的壁面温度飞升, 温度梯度增大。冷却失效产生的影响会沿着壁面扩散, 导致整个壁面的温度上升, 在恶化区进一步扩大之后, 可导致发散冷却的失败。
参考文献：
1 倪萌, 朱惠人, 裘 云, 等．航空发动机涡轮叶片冷却技术综述［J]．燃气轮机技术，2005，18(4)：25—38．
2 Gritsch M , Schulz A , Wittig S. Film - cooling holes with expanded exits : near - hole heat transfer coefficients. Inter2 national Journal of Heat and Fluid Flow , 2000 , 21 : 146～ 155. 3 Goldstein R J , Eckert E R G, Burggraf F. Effects of hole geometry and density on three - dimensional film cooling. International Journal of Heat and Mass Transfer , 1974 , 17 : 595～607. 4 Cho H H , Goldstein R J . Heat (mass) transfer and film cooling effectiveness with injection through discrete holes.
Part I : Within holes and on the back surface. & Part II : On the exposed surface. American Society of Mechanical Engineers ,1993 , Nov 28 - Dec 3 , Published by ASME: 1 - 11 0402 - 1215.
film cooling : Measurements of surface temperature and velocity/ temperature field within the jet . 92 - GT - 180.
6 Lakehal D , Theodoridis G S , Rodi W. Computation of film cooling of a flat plate by lateral injection from a row of
holes. International Journal of Heat and Fluid Flow , 1998 , 19 : 418～430.
7 Lee J S. J ung I S. Effect of bulk flow pulsations on film cooling with compound angle holes. International Journal of Heat and Mass Transfer , 2002 , 45 : 113～123. 8 Garg Vijay K. Comparison of predicted and experimental Nusselt number for a film - cooled rotating turbine blade. International Journal of Heat and Fluid Flow. 1997 , 18 :
452～460.
9 Papanicolalou E , Giebert D , Koch R , et al. A conservation - based discretization approach for conjugate heat transfer calculations in hot - gas ducting turbomachinery compo2 nents. International Journal. Heat and Mass Transfer ,
2001 , 44 : 3413～3429.