■ 李亚忠 魏宽 苗辉 / 中国航发研究院

对于推重比高达20:1的航空发动机，提升以涡轮叶片为主的热端部件的耐高温性能的需求十分迫切，先进的涡轮叶片冷却结构设计与试验方法则是提高涡轮前温度的重要保障。

传统的典型涡轮叶片冷却结构主要包含前缘的冲击和气膜冷却结构、尾缘的扰流柱和劈缝冷却结构，以及中弦区域气膜冷却和带扰流肋的通道冷却结构等（如图1所示）。然而，随着涡轮前温度的不断提升，通过典型冷却结构的简单组合的设计已经不能满足冷却的需求，优化设计已势在必行。由于涡轮叶片冷却结构设计是一个综合了气动、传热、结构、强度、可靠性等多学科的复杂问题，所以设计过程中不仅需要先进的方法和流程，相关的配套试验也同样不可或缺。

图1 现代涡轮叶片典型冷却结构

图2 涡轮叶片冷却结构传统设计流程

涡轮叶片冷却结构设计

涡轮叶片冷却结构的设计是依据涡轮叶片的工作环境、设计寿命以及降温需求等为基础，在涡轮叶片各位置采用合理的冷却方式来实现最佳冷却效果，同时满足寿命、强度以及耐高温的要求。

传统设计方法和流程

涡轮叶片冷却结构的传统设计主要分为方案设计和详细设计两个阶段。在方案设计阶段是初步确定涡轮叶片冷却结构并进行初步热分析，初步热分析通常采用S1流面流动以及换热计算，基于经验公式的管网计算以及二维导热计算相结合，实现对叶片二维温度场的预测。……