航空燃气涡轮发动机涡轮新技术

航空燃气涡轮发动机涡轮新技术

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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T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

与流动方向，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、本钱最高的部件，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

与动、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开展，现有的计算设

备已能开展非定常仿真技术的大量研究工作。局部国外发动机公司不同程度的采用了此项先进设计技

术，如美国的IHPTET方案中将非定常仿真技术用于解决转子和静子之间相互作用的机械激振，并将

此技术用于FI19发动机设计。近年来国外开展了凹槽顶部间隙、轴向气封间隙、热斑、尾迹、气膜冷

却等气动和传热非定常方面的研究和应用，极大地提高涡轮叶片设计水平。

(2)气膜冷却仿真技术

目前，工程设计中广泛采用气膜冷却方式对涡轮叶片进行冷却。如何准确模拟冷气与主流的掺混流动

是准确评估冷却涡轮性能的关键所在。通常采用两种方式进行气膜冷却数值模拟。第一种是冷气喷射

源项法，它在叶片外表和端壁给定质量、动屋和能量源分布来考虑气膜冷却流动；该方法的优点是所

需的工作量和计算时间较少、易于实现。第二种是真实气膜孔仿真方法，生成气膜孔甚至内控网格，

并对每个气膜孔甚至内腔流动均进行数值模拟；此方法划分网格复杂、时间长、计算量大，但优点是

可以获得非常详细的流动信息，实现气热耦合计算，对温度场的求解更加准确。国外实现了基于结构

化网格和非结构化网格的真实气膜孔仿真，例如：霍尼韦尔公司的PaulVitt等［如图1)、美国加利福

尼亚州空气动力中心的RonHoNi等(如图2)、俄罗斯OJSC的VictoriaKrivonosova等。

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B1.HoneyweII气膜冷却非结构化网格

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，包括了叶片更合倾斜技术、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开展到一:维，通过调整端壁的三维曲面形状，能够有效戒小涡轮

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A38O遍达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公司是首人进行非轴

对称端壁设计对冷却效率影响研究的公司。

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图3.迪达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

铸冷叶片源于上利逊公司的“Caste。。「概念，它是•种可以•次铸造出内部第杂形状的加工方法。利【用

Castcool可以将十分复杂的冷却结构一次铸成在单晶部件1如涡轮叶片）之内，同时，在IHPTET方案

中Allison公司研发了一种LamHloy冷却方案，此方案为多孔层板材料叶片。在IHPTET方案第二阶段,

Casicool技术与Lamilloy冷却方案结合，研制出了铸冷上下压叶片（如图5,叶片前缘和尾缘采用气膜

冷却，而叶片其余局部那么采用双层壁Lamilloy冷却），并在CAESAR验证机中进行了强度和冷却试

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方案第二阶段，在CAESAR核心机中对超

冷叶片技术进行了试验验证（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2（）%。此技术已在F136、PW800：）发动机高

压涡轮叶片得到了应用.

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图6.IHPTET方案开发的内部强对流冷却涡轮叶片

先进结构设计

(1)上下压涡轮对转技术

上下压对•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方案中的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上下压涡轮

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。

⑵双幅板涡轮盘

采用当前的银基合金制造的常规(单辐板〕高压涡轮盘其AN2值已到达极限，面临的局面是，提高

AN2值必须有突破性技术的支持。因此，双福板盘(图7)成为提高AN2的研究重点。双辎板盘在结

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上试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开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)

1RR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

特的凶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，能使局部推力状态下SFC

降低10%~25%。H本在高超声速运输机推进系统研究方案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，低压海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，

热膨胀系数是传统银基合金的四分之一。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，与典型的银基合金导叶相比，重量减轻

50%,冷却空气量减少20%。美国在IHPTET方案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发动机未来开展型。

图8.IHPTET方案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、银铝、二硅化铝、二硅化铝。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。

⑶热障涂层

热障涂层应用对象是工作温度超过1250℃的涡轮工作叶片外表。电子束物理气相沉积热障涂层具有良

好的热疲劳特性，可用于高压褓轮叶片。微层压(Micro-Laminale)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，能有效提高泯轮叶片的工作温度，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毫米可减小1%的耗油率，

拄气温度减低10。(2。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•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CPM56、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

速度慢且无反应信息，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

胎证，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.得到广汗

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公司的试验说明刷式密封的泄

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，那么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V25OO-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U,这种结构已经在GE90发动机的试验中通过了验证。在高密封

压力、高环境温度和高外表速度的环境下，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产结构以解决此问题。

涂层的后处理工艺与超厚涂层

发布:2011-08-29|作者：|来源:liyonghu|查看:582次|用户关注:

涂层的后处理工艺随着现在刀具切削速度越来越高，客户对涂层质量，性能要求也越来越高，不仅要求涂层具有超硬度,

耐磨性，同时也对刀具外表光洁度，被加工产品的外表光洁度要求也越关越高。因此，涂层的后处理工艺开始受到人们

的广泛关注。该技术主要是针对不同刀具涂层后，再通过专用设吊对涂层刀具外衣进行研磨抛光处理，通过这种处理的

涂层刀具寿命可在普通涂层刀具寿命的根底卜.再提高20%〜100%左右。通过这种后处理，完全可以

涂层的后处理工艺

随着现在刀具切削速度越来越高，

客户对涂层质量，性能要求也越

来越高，不仅要求涂层具有超硬

度，耐磨性，同时也对刀具外表

光洁度，被加工产品的外表光洁

度要求也越来越高。

因此，涂层的后处理工艺开始受

到人们的广泛关注。该技术主要

是针对不同刀具涂层后，再通过

专用设备对涂层刀具外表进行研

磨抛光处理，通过这种处理的涂

层刀具寿命可在普通涂层刀具寿

命的根底上再提高20%〜100%左

右。

通过这种后处理，完全可以解决

电弧蒸发工艺过程中产生的微颗粒现象。众所周知，电弧蒸发工艺可以产生超强的能量，

是任何其他工艺所不可比较的，通过电弧蒸发工艺产生的能量辐射面极强，可以使靶材高

度离化，形成高精密的等离子区，从而形成超强结合力、高度致密的膜层。但同时也会在

涂层外表产生及其微小颗粒，尽管这种微小颗粒只有在高倍显微镜下才可以观测到，如果

与刀具本身磨制的外表粗糙度相比完全可以忽略不计，且对普通正常机加工没有任何影响。

但随着科技的不断进步，各种新材料，难加工材料不断被应用到各种高精尖的领域，用户

对刀具质量，耐用度及性能要求也越来越高，因此对涂层产品的外表质量要求越来越高。

针对这种情况，我们PVT公司开发出的涂层后处理工艺彻底解决了电弧蒸发工艺中的颗粒

问题。特别是我们PVT公司的高铝钛膜层后处理：AlTiNPT（铝钛比例为70/30）,该膜层

本身具有超硬、耐磨、耐高温的特性，同时经过涂层后处理后，膜层外表高度细弑光滑，

使刀具在切削过程中大大减少切削阻力，增强排屑功能，从而改善切削过程中的冷却效果,

极大的延长了刀具的使用效果和寿命。目前，我们的后处理工艺主要应用在汽轮机行业的

轮槽铳刀，高速干切削的立铳刀，硬质合金可转位刀片等要求高质量的刀具上面。随着客

户的不断认可，我们也逐渐将这种工艺扩展应用到其他要求高质量的丝锥，较刀及各类模

具涂层后处理上面。超厚涂层在航空领域的应用

PVD工艺所形成的膜层一般厚度都很薄，应用在普通工模具上的膜层厚度一般为1阿