航空燃气涡轮发机涡轮新技术 .docx

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1、精品名师归纳总结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，涡轮仍用于驱动螺旋桨或直升机的旋翼。按燃气流淌方向，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纳轴流式。在轴流式涡轮中，依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担性之间维护一种平稳。为 此，设计者们通过采纳先进的气动、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 C

2、FD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时的涡轮动静域流场进行求解，动静域之间采纳直接数据传递的方式，能够真实具体描述瞬态的涡轮内流场变化。随着运算机技术的不断进展，现有的运算设备已能开展非定常仿真技术的大量讨论工作。部分国外发动机公司不同程度的采纳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 F119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讨论和应用，极大的提高涡轮叶片设计水平。（2） 气膜冷却仿真技术目前，工程设计中广泛采纳气

3、膜冷却方式对涡轮叶片进行冷却。如何精确模拟冷气与主流的掺混流淌是精确评估冷却涡轮性能的关键所在。通常采纳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，它在叶片表面和端壁给定质量、动量和能量源分布来考虑气膜冷却流淌。该方法的优点是所需的工作量和运算时间较少、易于实现。其次种是真实气膜孔仿真方法，生成气膜孔甚至内腔网格，并对每个气膜孔甚至内腔流淌均进行数值模拟。此方法划分网格复杂、时间长、运算量大，但优点是可以获得特别具体的流淌信息，实现气热耦合运算，对温度场的求解更加精确。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 Paul Vitt 等（如图 1）、美

4、国加利福尼亚州空气动力中心的 Ron Ho Ni 等（如图 2）、俄罗斯 OJSC的 Victoria Krivonosova 等。可编辑资料 - - - 欢迎下载精品名师归纳总结图1. Honeywell 气膜冷却非结构化网格可编辑资料 - - - 欢迎下载精品名师归纳总结图2. 加利福尼亚州空气动力中心 Code Leo 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、牢靠性、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，涡轮处于跨音流淌甚至超音流淌状态，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

5、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进展到三维，通过调整端壁的三维曲面外形，能够有效减小涡轮二次流缺失，从而提高涡轮效率。罗.罗公司是第一个开头讨论和应用非轴可编辑资料 - - - 欢迎下载精品名师归纳总结对称端壁技术的发动机公司，并申请相关专利，采纳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）均采纳了该技术。 MTU 公司构建了一套非轴

6、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讨论的公司。图3. 遄达900 发动机低压涡轮非轴对称端壁可编辑资料 - - - 欢迎下载精品名师归纳总结图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外形的加工方法。利用Castcool可以将特别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 方案中 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 方案其次阶段， Castcool技术与 La

7、milloy冷却方案结合，研制出了铸冷高低压叶片（如图5，叶片前缘和尾缘采纳气膜冷却，而叶片其余部分就采纳双层壁 Lamilloy冷却），并在 CAESAR验证机中进行了强度和冷却试验验证。可编辑资料 - - - 欢迎下载精品名师归纳总结图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“ super cooling”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方案其次阶段，在 CAESAR核心机中对超冷叶片技术进行了试验验证（如图6），并将此技术胜利转化至 F119核心机中验证。同时，P&W公司在

8、F135发动机的高压涡轮上采纳超冷技术，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。可编辑资料 - - - 欢迎下载精品名师归纳总结图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） 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 方案中的 GE公司 COPE涡轮方案验证了这一技术。 F136发动机就采纳了此结构。 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

9、涡轮盘采纳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值必需有突破性技术的支持。因此，双辐板盘（图7）成为提高AN2的讨论重点。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%。可编辑资料 - - - 欢迎下载精品名师归纳总结图7. IHPTET 中双辐板涡轮盘（3） 可变面积涡轮导向器GE 进展了四代变循环发动机：在其次代变循环发动机（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

10、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参加）联合讨论的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，采纳了一种特殊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缺失问题，能使部分推力状态下SFC降低 10%25%。日本在精湛声速运输机推动系统讨论方案下讨论的组合循环发动机，其低速推动系统选用变循环涡扇发动机，低压涡轮采纳了可变面积导向器，用于掌握发动机的涵道比和调整高/ 低压涡轮的功率安排。先进耐高温材料与工艺（1） 陶瓷基复合材料陶

11、瓷基复合材料在不带冷却的条件下耐温才能高达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，目前已经得到胜利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，使冷却空气削减了 100%，重量减轻 50%。低压涡轮导叶，减重的同时削减了冷却气流。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%，冷却空气量削减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发动机将来进展型。可编辑资料 - - - 欢迎下载精品名师归纳总结图8. IHPTET 方案开发的陶瓷基低压涡轮叶片和陶

12、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。具体的讨论对象主要有：钛铝、铌铝、二硅化钼、二硅化 铌。涡轮叶片历来用铸造，为了减轻重量而采纳金属间化合物材料，使涡轮部件结构和设计复杂化，从而转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惫特性，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

13、片寿命。目前，国外正在研制耐温水平150度以上的热障涂层。叶尖间隙主动掌握技术涡轮叶尖间隙主动掌握技术是一项通过掌握涡轮叶尖间隙的变化来降低发动机耗油 率、污染物的排放，提高牢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 10C。主动间隙掌握的目标就是让涡轮叶尖间隙在发动机工作过程中，特别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。在高压涡轮采纳主动间隙掌握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

14、是战役机的2倍。在大涵道比航空燃气涡轮发动机 上广泛采纳主动间隙掌握技术。目前，热掌握方法的主动间隙掌握得到了广泛的应用。如CFM56、PW4000、V2500、GE90等都采纳的是主动热掌握方法。但由于主动热掌握方法存在可编辑资料 - - - 欢迎下载精品名师归纳总结响应速度慢且无反馈信息，而无法精确掌握间隙的缘由，国外正在大力开展机械掌握、压力掌握等讨论和验证，估计在不久的将来这些新的主动间隙掌握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岁月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缺失，

15、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 公司的讨论也发觉，用刷式封严代替压气机和涡轮处的篦齿封严，就发动机的泄漏量可削减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。英国牛津高校于1990年提出了“压力平稳型低滞后效应的刷式封严”的专利设计，这种结构已经在GE90发动机的试验中通过了验证。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。可编辑资料 - - - 欢迎下载