发信人: serpent (初哥哥), 信区: Energy
标  题: (zz)逐日雄心——详解航空涡轮发动机4 
发信站: BBS 哈工大紫丁香站 (Tue Mar 22 18:18:20 2005)

发信人: ersy (Green Mouse), 信区: Aero 
标  题: (zz)逐日雄心——详解航空涡轮发动机4 
发信站: 哈工大紫丁香 (Tue Mar 22 12:01:10 2005), 站内 

【 以下文字转载自 Green 讨论区 】 
发信人: robinwj (▄︻┳┻═－), 信区: Green 
标  题: (zz)逐日雄心——详解航空涡轮发动机4 
发信站: 哈工大紫丁香 (Tue Mar 22 08:38:35 2005), 转信 

涡轮 
经过了这么多“热身”，高温高压气流终于可以大显身手，进入涡轮做功了。不过，在 

“工作”之前。先要排好队——在燃烧室中产生的高温高压燃气首先要经过一道燃气导 

向叶片，高温高压燃气在经过燃气导向叶片时会被整流并通过在收敛管道中将部分压力 

能转化为动能而加速，最后被赋予一定的角度以更有效地冲击涡轮叶片。 
从“航空涡轮发动机”这个称呼上，就可以看出涡轮在发动机里的重要性。涡轮实际上 

是一个“风车”，在燃烧室来流的冲击下转动。涡轮的作用就是将一部分高温高压燃气 

的能量通过传动轴传递给前面的压气机，使其能够正常工作。在涡扇/涡桨发动机中，涡 

轮还要驱动风扇和螺旋桨叶片。涡轮是航空涡轮发动机三大核心部件中的“苦力”，它 

“干的活最重”、“自身压力最大”而且“工作环境最差”。说它“干的活最重”，是 

指每级涡轮要发出很大的功率，在现代航空涡轮发动机上，通常只有不超过三级的涡轮 

，可是就这么几级的涡轮却要发出上万匹马力的功率；“自身压力最大”是说涡轮叶片 

在高速旋转时由于其本身的重量，会受到相当大的离心力，大到涡轮全速旋转时其离心 

力相当于在每个叶片上吊挂了一辆5吨卡车；说它“工作环境最差”则是指，涡轮的工作 

条件可以用“高温”、“高压”、“高速”三个“高”来形容。现代航空涡轮发动机的 

涡轮进口温度最高达到1800K甚至2000K（约1727摄氏度，超过大多数金属材料的熔点） 

；涡轮进口气压高达几十个大气压；在涡轮叶片边缘的气流速度通常可以接近甚至超过 

音速，只有这样的气流冲击到涡轮上，才能使涡轮发出足够大的功率。换句话说，能在 

“三高”条件下稳定工作就是现代航空涡轮发动机对涡轮性能提出的最基本要求。对于 

气流而言，温度、速度和压力使密切相关的三个参量，于是，“三高”要求最终就体现 

在尽可能提高涡轮进口温度上面了，而涡轮进口温度也就成了衡量发动机性能好坏的一 

个关键性指标。矛盾恰好也在这里，涡轮进口温度提高使发动机性能得到改善，但与此 

同时，涡轮开始叫苦不迭了。 
如何提高涡轮的耐热性能呢？有这样几个办法。 
第一，强制冷却。发动机设计人员在涡轮叶片上设计了很多细小的管道，高压冷空气通 

过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作用，这就是“空心气冷叶片”。最早的涡扇 

发动机——英国罗·罗公司的“康维”发动机就使用了空心气冷叶片。除了在燃烧室中 

使用的气膜冷却之外，在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空 

气冲击冷却。对流冷却就是在空心叶片中不停地有冷却气流流动，以带走叶片上的热量 

。空气冲击冷却（也叫气膜冷却）实际上是一种被加强的对流冷却，即用一股或多股高 

速冷却气流强行喷射在要求被冷却的表面。冲击冷却一般用在燃气导向叶片和涡轮叶片 

的前缘上，由空心叶片的内部向叶片的前缘喷射冷却气体以强行降温。冲击冷却后的气 

体会从燃气导向叶片和涡轮叶片前缘的孔隙中流出，被燃气带动在叶片的表面形成冷却 

气膜。但是开在叶片前缘的冷却气流孔隙会使叶片更加难以制造，而且这些孔隙还会导 

致应力集中，对叶片的寿命产生负面影响。可是由于气膜冷却要比对流冷却的效果好的 

多，所以人们还是不惜代价地在叶片上采用气膜冷却。 
从某种意义上来说，在燃气导向叶片和涡轮叶片上使用更科学合理的冷却方法，可能要 

比开发更先进的耐高温合金更实际一些。因为采用空心冷却技术要比开发新合金投资少 

、见效快。现在涡轮进口温度的提升其一半的功劳要归功于冷却技术的提高。由于采用 

冷却技术，目前各涡轮叶片实际所承受的温度要比涡轮进口温度低200～350摄氏度，所 

以说叶片冷却技术对提高涡轮工作温度功不可没。 
第二，采用新的耐热材料制造涡轮叶片。一些先进航空发动机公司已经开始探索用耐热 

性能更好的陶瓷等材料制造涡轮叶片。可是如果没有深厚的科学基础作保证，高性能的 

涡轮材料研制也就无从谈起。当今有实力研制高性能涡轮的国家都把先进的涡轮盘和涡 

轮叶片的材料配方和生产工艺当作最高机密，也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成 

为航空大国的步伐。 
普通的碳钢在800～900℃时强度就大大降低了。但是在其中加入其它一些金属成分，尤 

其是镍、铬、钨等，制成耐热合金，耐高温水平就可以不断提高。我国在五十年代刚开 

始研制航空涡轮发动机时的耐热合金的最高水平是800℃，在做了大量研究试验工作后提 

高到了900℃。后来几十年，经过大量试验、研究，差不多每年都能提高二三十度，现在 

大约是1200～1300℃，相当于1473～1573K，加上耐热涂层、气动冷却和精密铸造的应用 

，我国先进航空涡轮发动机的涡轮前温度可以达到1800～1900K,达到了世界先进水平。 


第三，通过改进叶片的制造工艺，挖掘现有叶片材料的耐热潜力。早在航空涡轮发动机 

诞生之初，人们就在涡轮的表面涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。 

在JT3D涡扇发动机的涡轮叶片上，普·惠公司就用渗透扩散法在涡轮叶片上“镀”上一 

层铝、硅涂层。这种扩散渗透法与我们日常应用的手工钢锯条渗碳工艺有点类似。经过 

渗透扩散铝、硅的JT3D一级涡轮叶片其理论工作寿命高达15900小时。 
精密铸造技术也是推动涡轮叶片技术进步的重要手段。比如说单晶体叶片，就是通过精 

铸工艺使整个涡轮叶片成为一个单晶体，避免了晶格缺陷，比之传统工艺的叶片，其高 

温强度提高8倍以上。技术难度稍低而性能与单晶叶片接近的是定向凝固叶片，“昆仑” 

发动机上就采用了先进的复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片。该叶片要求一次成型 

合格，不需要再加工，而且要求厚度非常均匀。这项技术具有世界先进水平，被称为现 

代航空涡轮发动机技术“皇冠上的一颗明珠”，而这颗明珠如今已被中国科研人员牢牢 

摘得。 
要生产出符合要求的先进涡轮叶片，需要许多基础工业技术如材料、冶金、机械加工、 

工艺和检测等的全面进步。有人甚至说，像中国这样的大国，集中人力物力可以在短时 

间内搞出“两弹一星”，但是由于基础工业的薄弱，很难在短时间内研制出一种能批量 

生产的先进航空涡轮发动机。因此，“昆仑”的研制成功的确反映了我国以基础工业为 

代表的综合国力的全面提高。 
加力燃烧室 
加力燃烧室是军用航空涡轮发动机特有的部件。一般来讲，当气流从燃烧室出来时的温 

度（即涡轮后温度）越高，输入的能量就越大，发动机的推力也就越大。但是，由于涡 

轮材料等的限制，目前航空涡轮发动机的涡轮后温度只能达到1650K左右。现代战斗机有 

时需要短时间增加推力，就在涡轮后再加上一个加力燃烧室喷入燃油，让没有得到充分 

燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧，由于加力燃烧室内无旋转部件，温度可达2000 

K，可使发动机的推力增加至1.5倍左右。其缺点就是油耗急剧加大，同时过高的温度也 

影响发动机的寿命，因此发动机开加力一般是有时限的，低空不过十几秒，多用于起飞 

或战斗时，在高空则可打开较长的时间。 
加力燃烧室里最重要的部件叫做火焰稳定器。火焰稳定器究竟起什么作用呢？打个比方 

，如果点起一支蜡烛，风一吹它就灭了，这是因为风的气流使火焰不稳定。如果加力燃 

烧室里面没有火焰稳定器，在加力燃烧室里就点不着火，因为有那么高速、高温、高压 

的气流在那儿流动着，要点着火是非常困难的。火焰稳定器为什么能够起稳定火焰的作 

用呢？原因在于它是一圈带有角度的喇叭口，这组供油，气流从前边流过来，到了这个 

地方形成一个旋流，再喷油点火就可以燃烧起来，再喷油点火就可以烧到后面去，这样 

就可以使得加力燃烧室点起火来持续地燃烧。 
自20世纪40年代涡轮喷气发动机面世以来，V型槽火焰稳定器一统天下。但火焰不易稳定 

，而且效率低，耗油率高，更可怕的是容易出现振荡燃烧，严重危及飞行安全。在世界 

航空史上，因航空发动机出现振荡燃烧故障而导致机毁人亡的事故并不罕见。几年来， 

美、苏/俄、英相继研制出了几种新型火焰稳定器，但性能上没有重大突破。中国的航空 

发动机专家高歌，受到沙漠中的沙丘启发，在导师、著名燃烧专家宁榥教授的指导下， 

研制成功了沙丘驻涡火焰稳定器。沙丘驻涡火焰稳定器使火焰燃烧的稳定范围提高了好 

几倍。还能降低燃油消耗，增大发动机推力，可谓一举多得。我国从1984年的涡喷－13 

F发动机开始一直到最新的“昆仑”上都应用了这一技术。 
1984年12月1日，国家发明奖评审委员会经过严格审核，决定给高歌等研究成功的“沙丘 

驻涡火焰稳定器设计理论及方法”颁发国家发明一等奖。 
著名科学家钱学森高度评价这一成果，认为它是一项“为中国人争气的、很有价值的重 

要发明，是一个很大的技术突破，是在航空发动机领域里的重大建树。” 
--

        欲望是坚强背后的一束光

        有多少风雨就要受多少伤


※ 来源:·哈工大紫丁香 http://bbs.hit.edu.cn·[FROM: 202.118.237.86]