涡轮叶片先进气膜冷却与相关激光打孔技术进展

（中国科学院宁波材料技术与工程研究所，宁波 315201）

气膜冷却技术的演化趋势

航空发动机对推重比的要求日益提升，导致发动机涡轮前工作温度进一步提升。推重比10发动机的涡轮前燃气温度约为1940K，未来第五代战机发动机的推重比将高达15～20左右，涡轮前燃气温度为2100～2300K。随着涡轮前燃气温度的大幅提高，在使用先进耐温材料和耐温热障涂层的基础上，必须使用先进气膜冷却技术，才能实现涡轮叶片的长期可靠工作。

涡轮叶片气膜冷却通过叶片的内部冷却通道将相对低温气体（约900K）通过分布于叶片表面的气膜冷却孔喷射出来，在叶片表面形成包覆，隔离燃烧室喷出的高温高压气体。可以用：（1）等效绝热冷却效率Eff；（2）相对来流温度，一定降温幅度（如单孔降温100K、200K、300K面积）的保护面积；（3）吹风比M来综合评估某气膜的有效性。

等效绝热冷却效率定义为：

其中，T∞为燃气温度，Tw为叶片表面温度，Tj为冷却射流温度。相对燃气温度，壁面温差与射流温差之比反映了气膜的冷却效率，越接近1，冷却效果越好。

吹风比M定义为：

式中，ρj为射流密度，Vj为射流速度，ρ∞为来流密度，V∞为来流速度。吹风比越大，所耗冷气越多。理想的情况是用最少的冷气实现最大面积、最大程度的冷却，当冷却能力需要提升时，希望能通过提高吹风比M来实现。

单晶叶片由于没有常规合金的晶界缺陷，可以耐受更高温度下的交变载荷。但即使是目前最先进的单晶金属，其熔点也很难超过1500K。更耐高温的陶瓷基复合材料CMC仍然无法直接满足2100K的高温环境。……