带有热障涂层的涡轮叶片前缘气热耦合数值研究
航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状
第52卷第11期表面技术2023年11月SURFACE TECHNOLOGY·139·航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状贾宜委，王鹤峰*，王宇迪，赵帅，昂康（太原理工大学 机械与运载工程学院，太原 030024）摘要：热障涂层是一种可以有效保障航空发动机涡轮叶片正常工作，同时显著提高其工作效率和服役时间的表面防护技术。
热障涂层的性能在很大程度上影响叶片的承温和抗腐蚀能力，进而间接影响航空发动机的服役性能。
涂层性能主要受其结构和材料2个方面的影响。
介绍了涂层结构的优缺点和研究进展，当前常见的结构形式有双层结构、多层结构和梯度结构；介绍了粘结层材料的研究进展；对陶瓷层材料的研究进展进行了详述，如YSZ的掺杂改性、A2B2O7型化合物、钙钛矿结构材料以及近年来兴起的几种高熵陶瓷材料，其中高熵陶瓷材料包括：高熵稀土钽酸盐、铝酸盐、锆/铪酸盐、磷酸盐、硅酸盐以及高熵稀土氧化物，分别从热导率、热膨胀系数、断裂韧性、热循环寿命和抗腐蚀能力等方面对其进行介绍；概述了热障涂层常见的几种失效形式如：TGO失效、CMAS腐蚀以及高温烧结，并且对其发生机理进行简要的介绍；展望了热障涂层未来的发展趋势和方向。
关键词：航空发动机；热障涂层；涂层结构；涂层材料；涂层失效形式中图分类号：TG174 文献标识码：A 文章编号：1001-3660(2023)11-0139-16DOI：10.16490/ki.issn.1001-3660.2023.11.011Research Status on Thermal Barrier Coating ofAircraft Engine Turbine BladeJIA Yi-wei, WANG He-feng*, WANG Yu-di, ZHAO Shuai, ANG Kang(College of Mechanical and vehicle Engineering, Taiyuan University of Technology, Taiyuan 030024, China)ABSTRACT: With the continuous development of the aviation industry, people are putting forward higher requirements for the performance of aircraft engines. Thermal barrier coating is a surface protection technology and depositing it on the engine turbine blade surface can significantly isolate high temperature and reduce thermal shock and thermal corrosion impact, to ensure the normal operation of aircraft engine turbine blade in harsh and complex environment, and can also significantly improve engine efficiency and service time. The performance of the thermal barrier coating largely affects the bearing and corrosion resistance of the blade, which in turn has an impact on the service capabilities of the aircraft engine. The performance of the coatings is mainly affected by their structure and material system. Firstly, several structural systems of thermal barrier coatings are briefly described in terms of their advantages, disadvantages and research advances. Currently common structural收稿日期：2022-08-13；修订日期：2023-03-01Received：2022-08-13；Revised：2023-03-01基金项目：山西省回国留学人员科研项目“动态压剪条件下南极固定冰屈服行为的研究”（2020-030）；中国—白俄罗斯电磁环境效应“一带一路”联合实验室（ZBKF2022031101）Fund：Research Project of Returned Overseas Students in Shanxi Province, "Study of Antarctic Fixed Ice Yielding Behavior under Dynamic Compressive Shear" (2020-030); China-Belarus Electromagnetic Environmental Effects "One Belt, One Road" Joint Laboratory (ZBKF2022031101)引文格式：贾宜委, 王鹤峰, 王宇迪, 等. 航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状[J]. 表面技术, 2023, 52(11): 139-154.JIA Yi-wei, WANG He-feng, WANG Yu-di, et al. Research Status on Thermal Barrier Coating of Aircraft Engine Turbine Blade[J]. Surface Technology, 2023, 52(11): 139-154.*通信作者（Corresponding author）·140·表面技术 2023年11月forms include: double-layer structures, multi-layer structures and gradient structures. The classical double-layer structure is still most widely used. The preparation process of multi-layer and gradient structures is more complex and both multi-layer and dual ceramic layer structures are prone to interfacial bonding problems in use, which limits their widespread application. Secondly, the current research status of binder layer materials for thermal barrier coatings is summarized. The current research on MCrAlY alloy and NiAl alloy mainly focuses on the modification of doping elements and MCrAlY alloy still needs to be improved in terms of interfacial bonding and high temperature oxidation resistance, while the advantage of NiAl alloy mainly lies in its creep resistance and oxidation resistance, which can be used as a more ideal binder layer material after modification. At the same time, the research progress of several ceramic layer materials is introduced, such as the doping modification of YSZ, A2B2O7-type compounds, chalcogenide structural materials and several high-entropy ceramic materials that have emerged in recent years. The high-entropy ceramic materials mainly include: high-entropy rare-earth tantalates, high-entropy rare-earth aluminates, high-entropy rare-earth zirconates/hafniumates, high-entropy rare-earth phosphates, high-entropy rare-earth silicates and high-entropy rare-earth oxides, in terms of thermophysical attributes such as thermal cycle life and CTE. Currently, among the doping modifications of YSZ, multi-oxide doping provides more comprehensive performance enhancement. Doping modifications of A2B2O7-type compounds have also yielded good results, but the strength and fracture toughness of the materials need further improvement. Among the high-entropy ceramic materials, high-entropy rare-earth zirconates and high-entropy rare-earth oxides are highly promising materials for ceramic layers. In order to meet the increasing requirements for engine performance, the improvement of the performance of thermal barrier coatings still needs to be continuously explored.Common forms of failure of thermal barrier coatings, such as TGO failure, CMAS corrosion, salt spray corrosion and high temperature sintering, are reviewed and the mechanisms by which they occur are briefly described. Finally, future trends and directions for thermal barrier coatings are presented. In future research, attention should be paid to improving the mechanical properties of coatings, as well as to investigating the mechanisms behind changes in coating performance, and to achieving more accurate predictions of coating life based on current research.KEY WORDS: aircraft engines; thermal barrier coatings; coating structures; coating materials; coating failure forms随着我国航空工业的不断进步，人们对飞行器服役性能等方面的要求在逐渐提高。
涡轮叶片前缘旋流-气膜复合冷却内部流动传热特征实验和数值模拟
涡轮叶片前缘旋流-气膜复合冷却内部流动传热特征实验和数
值模拟
阎鸿捷;陈冠江;饶宇
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2021(42)10
【摘要】为了提高涡轮叶片前缘的冷却效率,提出了一种偏置冲击孔的旋流-气膜冷却结构。
在雷诺数2×104~5×104时,对冲击孔居中和偏置分别开展实验研究和数值模拟,得到了两种结构的内部传热、流阻和流场特性。
实验通过瞬态液晶热像技术获得前缘内表面的详细努塞尔数分布,并结合数值模拟的结果分析了流场特征,对强化换热的机理做出解释。
实验结果表明:叶片前缘内部旋流使总体平均努塞尔数提高4.0%~9.4%,同时压力损失降低5.6%~6.4%。
数值模拟结果表明,偏置冲击孔利用叶片前缘曲率较大的结构特性产生了强烈的旋流,使高换热区的面积显著增加,改善了内部换热的均匀性。
【总页数】8页(P2287-2294)
【作者】阎鸿捷;陈冠江;饶宇
【作者单位】上海交通大学机械与动力工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】TK124
【相关文献】
1.叶片前缘旋流蒸汽冷却流动和传热的数值研究
2.无气膜冷却的涡轮叶片流动实验和数值模拟
3.无气膜冷却的涡轮叶片流动实验和数值模拟
4.涡轮叶片前缘双排孔气膜冷却数值模拟
5.涡轮叶片内部微小V肋-凹陷涡复合冷却流动与传热数值模拟
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航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状
航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状【1】航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状【2】概述航空发动机是现代航空运输的核心组件，而涡轮叶片则是发动机中最重要的零部件之一。
涡轮叶片承受着高温高压的工作环境，需要具备优异的耐热性和耐腐蚀性能。
为了提高涡轮叶片的寿命和性能，热障涂层技术应运而生。
本文将对航空发动机涡轮叶片热障涂层的研究现状进行探讨。
【3】热障涂层的作用热障涂层技术是通过在涡轮叶片表面涂覆一层耐高温材料，形成热障层，以减少叶片表面的工作温度，提高叶片的耐热性能和抗氧化能力。
热障涂层能够有效减少涡轮叶片的热应力和热疲劳损伤，延长叶片的使用寿命，并提高发动机的工作效率和可靠性。
【4】热障涂层研究的发展历程热障涂层技术在航空领域的发展可以追溯到上世纪50年代，最初采用的是金属涂层。
然而，金属涂层存在着氧化、粘结力差等问题，限制了其应用。
随着陶瓷涂层材料的研究和发展，陶瓷涂层逐渐取代金属涂层成为主流。
目前，热障涂层的研究重点主要集中在材料性能的优化、工艺改进以及涂层与基底材料之间的耦合问题等方面。
【5】热障涂层材料的选择航空发动机涡轮叶片的热障涂层材料需要具备优异的耐高温性能、热膨胀系数匹配性和抗氧化能力。
目前常用的涂层材料主要有氧化铝、氧化锆和复合材料等。
不同的涂层材料具有各自的特点和优势，在应用中需要根据具体的工作环境和性能要求来选择合适的材料。
【6】研究热障涂层的关键技术热障涂层的研究涉及到材料制备、涂层工艺、热处理和性能评价等多个方面。
其中，材料制备的关键技术包括热喷涂和物理气相沉积等方法，涂层工艺的关键技术包括预处理、喷涂参数控制和后处理等。
涂层与基底材料之间的耦合问题也是热障涂层研究中的一个重要方向。
【7】热障涂层的性能评价热障涂层的性能评价主要包括热稳定性、热膨胀性、抗氧化性和机械性能等指标。
常用的测试方法有热循环试验、热膨胀系数测试、高温氧化试验和机械性能测试等。
通过对涂层性能的评价，可以为进一步改进和优化涂层设计提供参考和依据。
热障涂层在航空发动机涡轮叶片上的应用研究
Ｖ ｌ７ ｏ Ｎｏ２ Ａ ｒ２ １ ３ ｐ ． ０ １
热障涂层在航空发动机涡轮叶片上
的应用研 究
张志强 ， 文兴 ， 宋 陆海 鹰 （ 中航 工 业沈 阳发 动 机 设 计研 究所 。 阳 １０ １ ） 沈 ０ ５ １
摘要 ： 从热 障涂层在 涡轮 叶片的应用需求 出发 ， 究 了陶瓷热障涂层 的材 料与制 研
为金 属黏 接层 ，该 材料 即能满 足黏 接 陶瓷层 的要求 ，
是 在 零 件 表 面 沉 积 黏 接 １层 低 导 热 系数 的 材 料 ， 利
的主要 因素是涡 轮叶片 的承温能力 。在涡轮 叶片燃气 流道表面喷涂热 障涂层 ，对 提高 叶片承温能力 有非常 直接 的效果 ， 并对短 时间的超 温有很好 的缓 解作用 。国 外热障 涂层 在军 、 空发 动机上 已获 广泛应用 ， 民航 据资 料介绍 ， 可取得 ５ ～５ ０ １０℃ 的隔热效果 。涡轮 叶片工作 温度一般都接 近其材料 的许用温度 ，此 时如果 涡轮 叶 片每降低 １ ， 久寿命 约延长 １ 。在结 构和冷 ５℃ 其持 倍 却效果 不变的条件 下 ，采用热 障涂层技 术可 以使 叶片
２ 陶瓷热障涂层的选材 与制备方法
２１ 陶瓷热 障涂层 ห้องสมุดไป่ตู้料 ．
热 障涂层（ 简称 Ｔ Ｃ 技术是 １ Ｂ） 种表面处理技术 ，
张志强筹 ： 热瞪涂屠在黼空发动柏涡轮口 毙上的啦用酾夯 十
３ Ｂ ／］ ｇ
属基 体 之 间增加 金属 黏接 层 （ 底层 ）在 金 属 和 陶瓷之 ， 间起 黏 接 和缓 冲热应 力 的作 用 。一般选 用 ＭｃＡＹ作 ｒ１
员， 从事航空发动机涡 轮冷却叶片设 计 ｔｒｉ ａｅ ｈ ａｅｉ ｎ ｎｕａｔｒ ｇａｐｏ ｈｏ ｒｍｉ ｔｅｍ ｌｂ ｒｅ ｏ ｉ ｕｂｎ ｕｎ，ｔ ｍ ｔ ａ ａｄｍａ ｆｃ ｉ ｒａ ｃ ａ ｃ ｈ ｒ ａ ａ ｉｒｃａ ｎ ｅ ｅ ｒ ｌ ｕｎ ｐ ｃ ｆ ｅ ｒ ｔ ｇ
航空发动机涡轮叶片热障涂层研究进展
参考内容
热障涂层技术是近年来广泛应用于航空发动机和燃气轮机涡轮叶片的关键技 术之一。本次演示将详细探讨该技术的原理、应用场景以及发展趋势。
一、技术原理
热障涂层技术主要利用了热交换机理和温度控制原理。在航空发动机和燃气 轮机中，涡轮叶片是关键的高温部件，容易受到高温燃气流的冲刷和腐蚀。热障 涂层通过在涡轮叶片表面涂覆一层耐高温、抗腐蚀的材料，有效降低叶片表面温 度，减少高温燃气流的侵蚀，提高叶片的可靠性和使用寿命。
2、气动外形的设计
涡轮叶片作为航空发动机和燃气轮机中的关键部分，其气动外形设计对于整 个动力系统的性能有着重要影响。热障涂层技术在涡轮叶片表面涂覆一层耐高温、 抗腐蚀的材料，不仅可以提高叶片的可靠性和使用寿命，还可以通过优化气动外 形设计，减小气流在叶片表面的阻力，提高整机的性能。
三、发展趋势
二、应用场景
1、发动机高温部件的温度控制
航空发动机和燃气轮机的高温部件，如涡轮叶片、燃烧室等，是整个动力系 统的关键部分。这些部件在高温、高压、高转速的极端环境下工作，对温度控制 的要求非常高。热障涂层技术通过在高温部件表面涂覆一层隔热性能优异的材料， 有效降低部件表面温度，提高发动机和燃气轮机的可靠性和性能。
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关键技术
热障涂层的制备技术包括物理气相沉积（PVD）、化学气相沉积（CVD）、溶 胶-凝胶法等。其中，PVD和CVD技术能够制备出致密、均匀的涂层，但工艺温度 较高，容易导致基体热损伤；溶胶-凝胶法可以在较低的温度下制备出高纯度、 高致密度的涂层，但涂层的厚度和均匀性较差。因此，研究者们需要探索新的制 备方法，以获得具有优异性能的热障涂层。
2、涂层制备工艺的优化
热障涂层的制备工艺对于其性能和使用寿命有着重要影响。随着航空发动机 和燃气轮机性能的提高，对于热障涂层制备工艺的要求也更加严格。未来，需要 进一步优化涂层层的快速制备和大面积应用。
航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状
航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状一、引言航空发动机是现代航空器的重要组成部分，其性能直接影响到飞机的安全和经济性。
涡轮叶片作为航空发动机的重要组件之一，承受着高温和高速气流的冲击，对其表面进行热障涂层的研究成为了发展的热点之一。
本文将综述航空发动机涡轮叶片热障涂层的研究现状，并对未来的研究方向进行展望。
二、背景在航空发动机中，高温气流是涡轮叶片面临的主要问题之一。
高温气流的冲击会导致涡轮叶片的热膨胀、氧化和烧蚀等问题，进而降低了发动机的性能和寿命。
为了解决这一问题，研究人员提出了热障涂层的概念。
三、热障涂层的种类热障涂层可以分为传统热障涂层和新型热障涂层两大类。
1. 传统热障涂层传统热障涂层主要包括YSZ (Yttria Stabilized Zirconia) 和 GCO (Gadolinium Cerium Oxide) 等。
YSZ涂层被广泛应用于航空发动机中，具有优异的热障效果和氧化屏障性能。
GCO涂层相比于YSZ涂层，具有更好的机械和热损伤修复能力，但研究相对较少。
2. 新型热障涂层新型热障涂层主要包括二氧化铝涂层、钨合金涂层等。
经过改良的二氧化铝涂层具有更好的耐腐蚀性能和较低的热导率，但是其热障效果相对较差。
钨合金涂层则具有更好的高温性能和耐烧蚀能力，但是涂层的结构和制备工艺仍面临挑战。
四、热障涂层的制备工艺热障涂层的制备工艺对涂层性能的影响至关重要。
目前，常见的热障涂层制备工艺包括物理气相沉积（Physical Vapor Deposition，PVD）、化学气相沉积（Chemical Vapor Deposition，CVD）和高速火焰喷涂（High VelocityOxygen/Fuel，HVOF）等。
1. PVDPVD技术通过物理手段将材料从固态直接转变为气态，然后沉积到基底上。
PVD制备的热障涂层具有致密的结构、低孔隙率和较高的结合强度，但是制备成本较高。
2. CVDCVD技术是利用化学反应将气态前驱体沉积在基底上，形成热障涂层。
涡轮径向内冷叶片气热耦合的数值分析
（
２
涡轮径 向内冷叶 片气 热耦７． ＝ ．６Ｗ／ｍ ） ＝ ｌ． 中 １８４ Ｓｏ ２３ １， ０ ２１ （ ・ ， １０ ６ ７ １ Ｔ １ ０ Ｓ ５
比热容用温度多项式进行拟合
Ｃ 口＝ａ ｏ＋ａ Ｔ＋ａ Ｔ ＋ａ Ｔ ＋ａ Ｔ ｉ ２ ３ ｎ
＝
，
９９】 ． ０５＋Ｏ． １ ７ ０】 ５ １
＃
１
２
直径／ （ ） 唧
６． ３
６． ３
流彰
表 １冷却通道进 口条件 （ｇ ｓ ｒ （ ） ｋ／） ｒ Ⅲ Ｋ Ｔ． （ ） Ｋ ／
３６ ３ ３． ９
３６ ２ ２． ７
Ｃ ｒ
１１８ ． １
１１８ ＿ １
摘 要 ：采ｒ气热耦合方法对采用径向内冷方式的 Ｍａ ｌ型跨声速高压燃气涡轮金属导叶进行数值模拟，通 ｆ ｊ ｒＩ ｋ 过分析叶片通道内的传热和流动过程发现叶片表面附面层内流动非常复杂，包含层流流动、转捩和湍流流动状态， 所以只有使用转捩模型计算的叶片附面层 内流动与实际情况相符 ，叶片壁面温度和换热系数分布与实验结果吻合 的较好 ，使用其他湍流模型由于不能准确描述附面层 内流动而使得计算结果误差相对较 大，但是 所有的湍流模型
１数值方法 增戮
根据文献 １２ － 选用 Ｍ ｒ Ｉ ３ ａ ｋ Ｉ型叶片 ５ １ 号实验工况进行模拟 ，几何尺寸和进 出口边 界条件参 ４１ 数见图 １ ，叶片内部有 １ ０个径 向圆管型冷却通道 ，其冷却通道的直径 、冷却气体流量 、冷却气 体中径处平均总温 Ｌ； 和根据冷却通道 内温度线 ｝升高假 设估算出的冷却气体进 口总温 见表 生 １ 。在数值模拟中对流体部分采用分块化六面体网格，涡轮流道 内网格数量约为 １８万 ，冷却孔 ０ 内的网格数量约为 ８ 万 ，同体叶片部分采用棱柱型网格 ，网格数量约为 ３ 万 ，另外在流 耦合 ９ ２ 壁面 的流体侧 （ 燃气侧和冷气侧） 的附面层 内采用加密网格 （０层） 并保证 ｙ ＜ ， ３ ， ＋ １ 网格具体排列方 式见 图 ２ 。 数值模拟流体工质选用可压理想燃气 ，分子粘性和热传导系数均采用 Ｓ ｔｅ ｌｎ ｕ ｈ ｒ ａｄ公式表示 为温度的函数
《2024年航空发动机气冷涡轮叶片的气热耦合数值模拟研究》范文
《航空发动机气冷涡轮叶片的气热耦合数值模拟研究》篇一一、引言随着航空工业的快速发展，航空发动机的性能要求日益提高，其中气冷涡轮叶片作为发动机的核心部件之一，其性能的优劣直接影响到发动机的整体性能。
因此，对气冷涡轮叶片的气热耦合数值模拟研究具有重要的学术价值和实际应用意义。
本文将重点研究航空发动机气冷涡轮叶片的气热耦合数值模拟，探讨其流动传热特性及优化设计方法。
二、气冷涡轮叶片的构造与工作原理气冷涡轮叶片是航空发动机中的重要组成部分，其主要由叶片、气膜冷却系统和内部冷却通道等部分组成。
在高温高压的工作环境下，气冷涡轮叶片需要承受极高的温度和热负荷，因此，其冷却系统的设计显得尤为重要。
气冷涡轮叶片的工作原理主要是通过内部冷却通道对叶片进行冷却，同时利用气膜冷却系统将外部的高温气体与叶片隔绝，以保护叶片免受高温烧蚀。
在这个过程中，气热耦合现象对叶片的传热性能和流动特性产生重要影响。
三、气热耦合数值模拟方法气热耦合数值模拟是研究气冷涡轮叶片传热性能和流动特性的重要手段。
该方法通过建立数学模型，将流动和传热过程进行耦合计算，以得到叶片内部的温度场、速度场和压力场等物理量。
在气热耦合数值模拟中，需要考虑到多种因素的影响，如流体的物理性质、叶片的几何形状、冷却系统的结构等。
因此，建立准确的数学模型是进行气热耦合数值模拟的关键。
四、气热耦合数值模拟研究内容本文以某型航空发动机气冷涡轮叶片为研究对象，采用气热耦合数值模拟方法对其传热性能和流动特性进行研究。
具体研究内容如下：1. 建立气冷涡轮叶片的几何模型和数学模型，包括叶片的几何形状、冷却系统的结构、流体的物理性质等。
2. 对模型进行网格划分和边界条件设定，以保证计算的准确性和可靠性。
3. 采用气热耦合数值模拟方法对模型进行计算，得到叶片内部的温度场、速度场和压力场等物理量。
4. 分析气热耦合现象对叶片传热性能和流动特性的影响，探讨优化设计方法。
五、结果与讨论通过气热耦合数值模拟，我们得到了气冷涡轮叶片内部的温度场、速度场和压力场等物理量。
涡轮导向叶片热冲击双向耦合数值研究
涡轮导向叶片热冲击双向耦合数值研究艾延廷;包天南;关鹏;臧也【摘要】航空发动机涡轮导向叶片热冲击过程是一个典型的固体变形场、温度场和流场三场耦合作用问题,工况复杂.基于流固热耦合理论,求解一维平板模型热弹性解析解;并进行数值模拟和对比分析,验证了双向耦合方法的有效性.应用建立的双向耦合方法对某涡轮导向叶片热冲击过程进行数值模拟,得到了涡轮导向叶片表面温度及热应力分布规律.研究表明,提出的双向耦合方法可以有效地预测涡轮导向叶片的温度及应力分布规律,计算温度与试验误差小于5% ;应力集中处与试验中叶片破坏区域一致.研究对航空发动机涡轮叶片热冲击过程数值模拟提供了有效方法.%The thermal shock of aero-engine vanes is a typical problem of the thermo-structural-fluid coupling action.By contrasting the analytical solution of one-dimensional slab model with the results of simulation, they are basically in accordance, which confirm the effectiveness of the bidirectional coupling method.The surface tempera-ture field and distribution law of thermal stresses of turbine vane were evaluated with numerical calculation on the basis of thermal-shock model according to bidirectional coupling method.The result shows that establish the bidi-rectional coupling method can predict the surface temperature field and distribution law of thermal stresses of turbine vane pared the calculated data with the experiment, the temperature error is less than 5% , the stress concentration sites consist with the blade failure area.The research provided an effective method to numerical simulate the thermal-shock problems of aero-engine turbo blade.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2018(018)015【总页数】8页(P162-169)【关键词】涡轮导向叶片;双向耦合;热力耦合项;热应力;温度场【作者】艾延廷;包天南;关鹏;臧也【作者单位】沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136;西北工业大学动力与能源学院,西安710072;沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室,沈阳110136【正文语种】中文【中图分类】V235.11随着航空发动机设计要求的提高，涡轮前温度上限也不断提升，现代先进航空发动机涡轮前温度已经超过2 000 K [1，2]。
涡轮叶片前缘复合冷却换热性能的实验研究
第 ２期
涡轮叶片前缘复合冷却换热性能的 实验研 究
１．３ 数 据处 理方 法 主流入 口速 度 的定 义 为 ：
位置 ３
２（ＰＴ ） － ｉｎ ，
Ｐｓ ｉ ，
＝
＿
ｐ｜ｎ
（１）
式 中：ＰＴ 为人 口气 流 总压 ，Ｐ 为 入 口气 流静
压 ，根据 来流 温度 和 静压 结合 理 想 气 体 状 态方 程 可
收 稿 日期 ：２０１５—１０—２２ 改 稿 日期 ：２０１５—１１—１８ 基金项 目：国家 自然科学 基金资助项 目（５１２７６１１６） 作者简介 ：鲍 曙（１９９１一 ），男 ，湖南湘潭人 ，硕 士生 ，研究方 向 ：燃气轮机叶片 的传热 和冷却 ，Ｅ－ｍａｉｌ：３８３６８１４２４＠ｑｑ．ｏｏｍ。
在 现代 航 空发 动 机 中 ，提 高 燃 气 涡 轮热 效 率 的 关 键途 径 之一是 增 加 涡 轮 进 口燃 气 温 度 ，先 进 涡轮 进 口燃 气 温度 已经 远高 于耐 热金 属材 料可 承受 的长 期 工作 温 度 ＿】Ｊ。前 缘 是 燃 气 轮 机 叶 片上 最 关 键 的 传热区，多数情形下叶片上 的最高传热率发 生在前 缘 的滞 止 区＿２－３］，细致 地研 究 叶 片前 缘 区域 传 热 的 影 响机理 ，特别 是 动 叶片前 缘 ，对 保证 叶 片高温 运行 的安 全性 和寿命 具 有重 要 的意义 。
第 ２９卷 第 ２期 ２０１６年 ６月
《燃 气 轮 机 技 术》
ＧＡＳ ＴＵＲＢＩＮＥ ＴＥＣＨＮＯＬｏＧＹ
Ｖｏｌ＿２９ Ｎｏ．２ Ｊｕｎｅ．，２０１６
涡 轮 叶片 前 缘 复合 冷 却 换 热 性 能 的 实验 研 究
鲍 曙 ，陈榴 ，戴 韧
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图 2 叶片外表面中径处静温分布
2 叶片表面热障涂层的气热耦合数值模拟
热障涂层的结构 参见图 3, 附加热 障涂层 只是相 应削薄 了叶 片的 厚度 , 叶片 厚度 变 为 2. 7mm, 热 障 涂层 厚 度为 0 . 3
图 4
PS 截面上中径处截线的温度变化
由图 5 和图 6 可 以清 楚地看 到附 加热障 涂层 后不 同工 况叶片表面温 度的变化。由图 4 所示 , 相对 61 号和 62 号工 况 , 附加热 障涂 层的 611号 工况 和 612号工 况的 热障 涂层 外
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汽
轮
机
技
术
第 53 卷
图 5 61 号和 611号工况叶片有 /无热障涂层各表面温度分布
图 6 62 号和 612号工况叶片有 /无热障涂层各表面温度分布
表面温度明显升 高 , 同时热 障涂 层内 形成很 大的 温度梯 度 , 在图 5 和图 6 还可以进一步发 现 , 附加 热障涂层 的 611 号和 612 号工况的热障涂层外 表面上 , 热障 涂层外 表面气膜 射流 所引起的温度波动明 显增大 , 但是热障 涂层内的金 属叶片内 外壁面温度波动 相对减 缓 , 变得 相对比 较均 匀 , 上述现 象是 由于热障涂层的低导 热性 , 燃气和金属 叶片被热障 涂层有效 隔开 , 穿过叶片表面 热流量 密度 也相对 减小 , 热 障涂层 外表 面附近流动近似于绝 热流动 , 这样使得 热障涂层外 表面没有
第 52卷 第 1 期 2011 年 2月
汽 轮 机 技 术 TURBINE TECHNOLOGY
V o. l 53 N o. 1 Feb. 2011
带有热障涂层的涡轮叶片前缘气热耦合数值研究
周鸿儒 , 顾忠华 , 韩万金 , 刘占生
1, 2 1 1 1
( 1 哈尔滨工业大学能源科学与工程学院, 哈尔滨 150001 ; 2 哈尔滨动力设备股份有限公司, 哈尔滨 150040)
0 前
言
叶片的抗氧化 和抗热腐 蚀的 能力 , 同时 , 配 合高 效的 冷却技 术 , 热障涂层可以起到降低金属叶片的 工作温度和 叶片内的 温度梯度的作 用。
1 计算模型r和 H ylton 等 [ 6] 对带 有 前缘 气 膜冷 却的 C3X 高压 涡轮 叶片 进行 了传 热和 气动 实验 , 本文 选用 文献 [ 6] 中的 4313 号实验工况进行数值 模拟 , 实验边界 条件参数 见表 1。叶片前部有 5 排 气膜 冷却 孔 ( C1 ~ C5 ), 每排 有 10 个或 9 个间隔排列 的直 径 d = 0. 99mm 的 圆柱 型冷 却孔 , 冷 却孔与径向成 45 角 , 在弦 向与前 缘壁面 垂直 , 排 间距为 4d, 孔间距为 7. 5d。叶 片内 部有 10 个径 向圆 管型 冷却 通道 , 计 算模型流体和 固体部分 的网格 划分 都采用 分块 结构 化六面 体网格 , 在气热耦合交界面的流体侧 ( 燃气侧 和冷气侧 ) 的边 界层内采用加 密网格 , 并 保证 第一层 网格 的 y+ < 1 , 网 格数 量 总共约为 184万 , 其中边 界层和前缘 气膜冷却 孔内网格 占
摘要 : 采用气热耦合的数值计算方法以及考虑转捩的湍 流模型 , 对采 用热障 涂层技 术的某 型气冷涡 轮叶片 前缘传 热进行了数值研究。结果表明 , 由于热障涂层的高绝热 性 , 热 障涂层 一方面 大幅提 高叶片 的抗氧化 和抗热 腐蚀的 能力 , 另一方面配合高效的冷却技术 , 可以降低金属叶片的工作温度和叶片内的温度梯度。 关键词 : 涡轮 ; 气热耦合 ; 气膜冷却 ; 叶片 ; 热障涂层 分类号 : TK47 文献 标识码 : A 文章编号 : 1001 5884( 2011) 01 0036 04
2 H arbin P ow er E qu ip m ent Com pany , H arbin 150040 , Ch in a)
Abstrac t : U sing the num erical co m putation m ethod of con juga te heat transfer and trans ition turbu lence m ode,l heat transfer num erical investigation on the a ir coo ling turb ine b lade w ith therma l barr ie r coating at the lead ing edge is carried out . T he resu lts show tha t , because o f the h igh heat insu lating prope rty o f ther m a l barr ier coating , it is able to i m prov e the ab ility o f res istance to ox idation and ho t corro sion in a large degree . W ith the comb ination o f e fficien t coo ling techno log ies , ther m al barrier coating has the ab ility to reduce the w ork ing te mperature and the te mperature grad ient w ith in the b lade wa ll for its good heat insu la tion perfor m ance . K ey word s : turb ine ; conjugate heat tran sfer ; fil m cooling ; blade ; TBC 本 文采用 气热耦 合的数 值计算 方法以及 考虑转 捩的湍 流模型 , 模拟了叶片表面添加热障涂层 的涡轮叶片 的传热过 程 , 指出由于热障涂 层的高 绝热 性 , 热障涂 层能 够大 幅提高 航空发动机热端部件冷却 技术的主要目 的 : 一 是降低热 端部件表面温度使其满足材料 持久强度和寿 命的要求 , 二是 减少热端部件的 温度 梯度 以降低 热应 力水平。 航空燃 气涡 轮发动机高温部件热防护的主 要技术主要包 括两个方 面 : 一 是采用空气等介质进行有效的 冷却 , 二 是采用耐高 温材料进 行隔热 [ 1] 。但是有专家认为在可见的将来 , 采用空 气作为冷 却介质的冷却方式仍 然是航空发动机热防护的主要手段 [ 2] 。 在 涡轮高 温合金 叶片基 体表面与 高温燃 气间喷 涂热障 涂层 ( Ther m a l barr ier coatings) , 热 障涂层 一般由 金属黏 结层 ( 形成 AL2 O 3 保护膜 ) 和隔热陶瓷层 ( 通常 为 Y2 O3 部分稳定 的 Zr O 2 ) 组成 , 采用等离子火 焰喷涂或 者电子 束物理 沉积涂 层工艺等方法黏附在叶片的表 面上 , 隔 热陶瓷具有 熔点高和 抗热冲击的特性 , 可以提高涡轮叶片抗 氧化和抗热 腐蚀的能 力 , 同时降低叶片温度 , 延长叶 片的工作寿命 , 据文 献介绍应 用现 有的冷 却技 术 , 施加 热障涂 层 100 m ~ 500 m, 可 降低 金属基体表面温度 100K ~ 300K, 这相当于人类过去 30 年在 提高高温合金可用温 度方面所取得成果的总和 [ 3- 5] 。
N um erical Investigation o f C onjugate H eat Transfer on a G as Turb ine B lade w ith TBC coated at Lead ing Edge
ZHOU H ong ru , GU Zhong hua , HAN W an jin , L IU Zhan sheng
37
进口总温 进口湍流 K 690 701
进口总温 K 476 . 68
6 . 5 6 . 5
约 65% , 流道内网格占约 19% , 叶 片内网 格约 占 5 % , 10 个径 向冷却孔内网 格约 占 11% 。在计 算区 域几何 参数 和网 格示 意图参见图 1, 数 值模拟选用可压理想燃气 , 固体叶片材料选 用 A STM 标准的 310 不锈钢。 图 1 所示为内部复合冷却结 构的计算网 格示意图 , 所有 计算网格都 选用 分 块结 构化 六 面体 网格 , 叶片 外表 面 边界 层、 气膜冷却孔、 内 部腔 室和冲 击冷 却孔内 的网 格总数 约为 250 万 , 叶片的网格数量 约为 21 万 , 流道内 的网 格数量 约为 43 万 , 计算网格总数量合计约为 319 万左右。图 2 表示采用 各种湍流模型计 算的 叶片 壁面温 度与 实验值 的比 较。本文 采用与实验结果吻合 最好的 SST - G a m aTheta模型。
图 3 带有热障涂层的叶片前缘几何示意图
图 4 所示为各工况叶片前缘 在 PS 截面中径 处 ( Z = 38. 1 mm ) 截线上温度的变化 , 所谓 PS 截 面是位于 前缘冷 却孔 C3
图 1 C3X 叶片前缘复合冷却结构的几何示意图
和 C4 中间垂直于叶片外 表面的 截面 , 这个 位置 正对 来流滞 止点 , 没有外部气膜射流干扰。图 5 和图 6 所 示为 61 号、 62 号、 611 号和 612 号工况的一 系列垂 直于叶 片外 表面 的截面 与热障涂层 外壁 面、 金 属叶 片 内外 壁面 相 贯线 上 的温 度分 布 , 截面具体位置参见图 4, 表 2。
收稿日期 : 2010 05 05 作者简介 : 周鸿儒 ( 1963 ) , 男 , 哈电集团 ( 秦皇岛 ) 重型装备有限公司 , 副总工程师 , 主要从事重型燃气轮机气动设计与实验研究。
1 , 2 1 1 1
( 1 Schoo l of Energy Science and Eng in eering, H arbin Institute of T echno lo gy, H arbin 150001 , Ch in a ;