航空燃气涡轮发机涡轮新技术.docx

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航空燃气涡轮发机涡轮新技术

航空燃气涡轮发机涡轮新技术

航空燃气涡轮发动机涡轮部件的功能是将从燃烧室流出的高温燃气的热能和压力能转换成机械功，驱动风扇、压气机和附件工作。

在涡桨或涡轴发动机中，涡轮还用于驱动螺旋桨或直升机的旋翼。

按燃气流动方向，涡轮可分为轴流式和径流式。

现代航空燃气涡轮发动机涡轮几乎都采用轴流式。

在轴流式涡轮中，根据转子驱动的对象又可分为高压、中压和低压涡轮。

涡轮部件是发动机中单位重量最重、最复杂、成本最高的部件，所以，涡轮的设计目标是保证其应用所需的耐久性前提下，在高性能和经济可承受性之间维持一种平衡。

为此，设计者们通过采用先进的气动、结构、冷却、强度设计，以及新材料和新工艺等多种技术措施来实现这一目标。

涡轮CFD技术

（1）非定常仿真技术

非定常仿真技术是对一个时间周期内离散瞬间的涡轮动静域流场进行求解，动静域之间采用直接数据传递的方式，能够真实详细描述瞬态的涡轮内流场变化。

随着计算机技术的不断发展，

图2.加利福尼亚州空气动力中心CodeLeo程序气热耦合求解结果

三维设计技术

（1）超高载荷叶片全三维设计

随着对发动机性能、重量、可靠性、经济性等的要求越来越高，涡轮叶片数量越来越少，涡轮叶片载荷也越来越高，涡轮处于跨音流动甚至超音流动状态，需开展超高载荷叶片的全三维设计技术研发。

其中，包括了叶片复合倾斜技术、叶片端弯技术、叶片端壁融合技术、宽弦叶片技术、支板与叶片融合设计技术、跨音叶型设计技术、超音叶型设计技术等。

（2）非轴对称端壁技术

非轴对称端壁技术将端壁造型从二维发展到三维，通过调整端壁的三维曲面形状，能够有效减小涡轮二次流损失，从而提高涡轮效率。

罗•罗公司是第一个开始研究和应用非轴对称端壁技术的发动机公司，并申请相关专利，采用非轴对称端壁设计技术可提高涡轮效率1.0%左右。

空客A380遄达900航空发动机的低压涡轮部件（如图3）和先进中等推力E3E发动机核心机的高压涡轮导叶及工作叶片端壁（如图4）均采用了该技术。

MTU公司构建了一套非轴对称端壁设计体系。

P&W公司是首个进行非轴对称端壁设计对冷却效率影响研究的公司。

图3.遄达900发动机低压涡轮非轴对称端壁

图4.E3E发动机高压涡轮动叶端壁

高效冷却叶片设计

（1）铸冷叶片技术

铸冷叶片源于艾利逊公司的“Castcool”概念，它是一种可以一次铸造出内部复杂形状的加工方法。

利用Castcool可以将十分复杂的冷却结构一次铸成在单晶部件（如涡轮叶片）之内，同时，在IHPTET计划中Allison公司研发了一种Lamilloy冷却方案，此方案为多孔层板材料叶片。

在IHPTET计划第二阶段，Castcool技术与Lamilloy冷却方案结合，研制出了铸冷高低压叶片（如图5，叶片前缘和尾缘采用气膜冷却，而叶片其余部分则采用双层壁Lamilloy冷却），并在CAESAR验证机中进行了强度和冷却实验验证。

图5.高、低压涡轮铸冷工作叶片

（2）超冷叶片技术

超冷叶片源于普惠公司的“supercooling”概念。

超冷叶片有几百个铸造的或激光打的小孔，外形与常规冷却叶片一样，但其内部是用CFD方法设计的。

在IHPTET计划第二阶段，在CAESAR核心机中对超冷叶片技术进行了实验验证（如图6），并将此技术成功转化至F119核心机中验证。

同时，P&W公司在F135发动机的高压涡轮上采用超冷技术，冷却效率提高20％。

此技术已在F136、PW8000发动机高压涡轮叶片得到了应用。

图6.IHPTET计划开发的内部强对流冷却涡轮叶片

先进结构设计

（1）高低压涡轮对转技术

高低压对转涡轮结构是高负荷单级高压涡轮后接对转无导叶低压涡轮。

IHPTET计划中的GE公司COPE涡轮方案验证了这一技术。

F136发动机就采用了此结构。

F119发动机虽然也使用了高低压涡轮反转技术，但其高压涡轮和低压涡轮之间仍带有导叶。

无导叶对转涡轮技术不仅可用在军用涡扇发动机上，也可用于民用涡扇发动机。

（2）双幅板涡轮盘

采用当前的镍基合金制造的常规（单辐板）高压涡轮盘其AN2值已达到极限，面临的局面是，提高AN2值必须有突破性技术的支持。

因此，双辐板盘（图7）成为提高AN2的研究重点。

双辐板盘在结构传力路线和AN2方面比常规高压涡轮盘有明显的优势。

普惠公司在先进涡轮发动机燃气发生器XTC67/1上实验了焊接的双辐板高压涡轮盘技术，验证了涡轮盘重量减轻17%，同时转速提高9%。

图7.IHPTET中双辐板涡轮盘

（3）可变面积涡轮导向器

GE发展了四代变循环发动机：

在第二代变循环发动机（GE21）的研制中实现了可调面积低压涡轮导向器技术突破；在第三代变循环发动机（F120）的研制中实现了可调面积高压涡轮导向器技术突破，并实现了发动机空中试飞验证；第四代变循环发动机是COPE方案，在GE与艾利逊公司（AADC）（RR参与）联合研究的COPE方案中关键技术之一就是高效可调面积高压涡轮导向器，采用了一种独特的凸轮驱动结构解决过去变面积导向器的冷却漏气引起的性能损失问题，能使部分推力状态下SFC降低10%~25%。

日本在高超声速运输机推进系统研究计划下研究的组合循环发动机，其低速推进系统选用变循环涡扇发动机，低压涡轮采用了可变面积导向器，用于控制发动机的涵道比和调整高/低压涡轮的功率分配。

先进耐高温材料与工艺

（1）陶瓷基复合材料

陶瓷基复合材料在不带冷却的条件下耐温能力高达1650K以上，密度却是传统叶片材料的三分之一，热膨胀系数是传统镍基合金的四分之一。

在大型军用涡扇发动机中，目前已经得到成功验证的陶瓷基复合材料涡轮部件主要有：

涡轮间过渡段机匣部件，使冷却空气减少了100%，重量减轻50%；低压涡轮导叶，减重的同时减少了冷却气流；高压涡轮空心导叶，与典型的镍基合金导叶相比，重量减轻50%，冷却空气量减少20%。

美国在IHPTET计划下开发了无冷却陶瓷基低压涡轮和端壁（如图8），并已用于F136发动机未来发展型。

图8.IHPTET计划开发的陶瓷基低压涡轮叶片和陶瓷基涡轮端壁

（2）高温金属间化合物

金属间化合物具有重量轻、耐高温、提高部件效率等优点，在涡轮部件中的应用主要是低压涡轮后面几级的叶片。

具体的研究对象主要有：

钛铝、铌铝、二硅化钼、二硅化铌。

涡轮叶片历来用铸造，为了减轻重量而采用金属间化合物材料，使涡轮部件结构和设计复杂化，从而改变了涡轮叶片的加工技术。

（3）热障涂层

热障涂层应用对象是工作温度超过1250℃的涡轮工作叶片表面。

电子束物理气相沉积热障涂层具有良好的热疲劳特性，可用于高压涡轮叶片。

微层压（Micro-Laminate）热障涂层可用于涡轮导向叶片和工作叶片。

这些先进热障涂层的导热率和重量都大大降低，能有效提高涡轮叶片的工作温度，保证叶片寿命。

目前，国外正在研制耐温水平150度以上的热障涂层。

叶尖间隙主动控制技术

涡轮叶尖间隙主动控制技术是一项通过控制涡轮叶尖间隙的变化来降低发动机耗油率、污染物的排放，提高可靠性和延长使用寿命的重要技术措施。

高压涡轮叶尖间隙减小0.254毫M可减小1%的耗油率，排气温度减低10°C。

主动间隙控制的目标就是让涡轮叶尖间隙在发动机工作过程中，尤其是在巡航状态下保持一个最小值，同时又能保证在整个发动机飞行包线内叶尖和涡轮外环不会发生碰磨。

在高压涡轮采用主动间隙控制比压气机和低压涡轮有更加突出的好处，减小高压涡轮叶尖间隙所得的效益是低压涡轮的4倍，高压压气机的2倍，而在运输机上获得的效益又是战斗机的2倍。

在大涵道比航空燃气涡轮发动机上广泛采用主动间隙控制技术。

目前，热控制方法的主动间隙控制得到了广泛的应用。

如CFM56、PW4000、V2500、GE90等都采用的是主动热控制方法。

但由于主动热控制方法存在响应速度慢且无反馈信息，而无法精确控制间隙的原因，国外正在大力开展机械控制、压力控制等研究和验证，预计在不久的将来这些新的主动间隙控制方法会在大涵道比航空发动机和航改燃机上得到广泛应用。

先进刷式封严技术

刷式封严技术最初是上世纪七十年代初英国罗罗公司提出的一种新型密封技术。

这种新型密封结构可大大降低航空发动机空气系统的气流量损失，增加推力，降低耗油率，显著提高发动机性能。

刷式封严是一种接触式密封，与传统的篦齿封严相比，重量轻、易于更换。

GE公司的实验表明刷式密封的泄漏量只有篦齿密封的5%～10%。

德国MTU公司的研究也发现，用刷式封严代替压气机和涡轮处的篦齿封严，则发动机的泄漏量可减少80%，相应的发动机耗油量能减小至少1%。

1989年V2500-A1发动机成为以刷式密封取得执照的第一台生产型航空发动机。

英国牛津大学于1990年提出了“压力平衡型低滞后效应的刷式封严”的专利设计，这种结构已经在GE90发动机的实验中通过了验证。

在高密封压力、高环境温度和高表面速度的环境下，刷式封严存在刷丝掉毛现象，同时也存在密封的滞后效应，MTU研制了一种新型的刷式封严结构以解决此问题。