涡轮叶片压力面缝型气膜冷却结构的数值研究

周 峰

（中国民航大学工程技术训练中心，天津 300300）

涡轮叶片是航空发动机重要的高温部件之一。为了获得更大的推力，发动机的来流燃气温度需要不断升高，对叶片热防护工作提出了更高要求。仅依靠材料本身的耐高温性远不能达到热防护的理想效果，更大程度上需通过主动冷却的方式进行热防护。目前，常见的主动冷却方式有气膜冷却、对流冷却、发散冷却和复合冷却等，其中，气膜冷却是涡轮叶片最常用的冷却方式之一[1]。叶片气膜冷却应用最多的是孔型结构，通过在叶片表面加工出具有特定角度和大小的不连续小孔，可使低温气体通过小孔喷射出来保护叶片。但冷气与来流燃气掺混过程比较剧烈，易造成整体压力损失，降低冷却效果[2]。此外，该结构具有不连续性，通过小孔喷射出的冷气会在其下游形成“低温带”，相邻“低温带”之间存在相对高温区域，导致叶片内部产生热应力，从而对叶片造成深度损伤，降低叶片使用寿命。

孔型结构在加工方面也有明显不足，涡轮叶片本身尺寸较小[3]，在其表面进行结构加工难度较大，对孔径、角度、方向等要求严格。此外，由于孔径细小，在发动机工作过程中易被杂物堵塞，不能保证达到设计的冷却效果，甚至可能带来安全隐患。针对孔型结构存在的上述弊端，提出一种新型冷却结构——缝型冷却结构。该种缝型冷却结构是在涡轮叶片表面开出一条细小的缝，出口指向叶片表面的切线方向，冷气进入冷气腔再通过细缝吹出，冷气在来流燃气作用下均匀附着在开缝下游的叶片表面，从而起到冷却作用。……