(中国航发四川燃气涡轮研究院，成都 610500)

1 引言

航空发动机高压涡轮导向叶片正对燃烧室出口，承受着极高的热负荷，被高温燃气烧蚀、破坏的风险极大，导致其故障率居高不下，且故障绝大多数为烧蚀、热疲劳裂纹、高温氧化、腐蚀和磨蚀[1]。

目前国内外已有很多学者对涡轮叶片故障进行了研究[2-6]，取得了一些有意义的成果，并有部分学者对高压涡轮导向叶片故障进行了原因分析。隋俊友等[1]对某高压导叶故障进行了热强度分析，发现其热故障的原因为过烧，并提出了涂覆热障涂层以降低故障区域叶片表面温度的改进方向；钱惠华等[7]通过查找航空发动机高压涡轮导向叶片故障原因，明确了故障为热疲劳问题，采用瞬态温度场分析方法，得到叶片瞬态热应力分布和热疲劳寿命的计算结果；薛伟鹏等[8]针对航空发动机高压涡轮导向叶片发生的裂纹问题，分析了冲击冷却后腔与主流流动的耦合以及叶片内部冷气流动，明确了叶片冷却结构存在的缺点，并提出了改进优化方向；赵爱国等[9]针对航空发动机叶片裂纹故障，通过对故障叶片进行宏观检查、断口分析、金相分析等，判断叶片裂纹的性质属于热疲劳失效，主要原因是温度场分布不均。

某型航空发动机在试验过程中，部分高压涡轮导叶的叶背侧后腔区域附近出现了不同程度的鼓包开裂现象。针对这一故障，从传热角度出发，利用气热耦合数值计算方法，分析导向叶片后腔的冷气流量分配、叶片内部流动分布以及叶背侧冷却效果，找出鼓包开裂现象发生的原因，并提出了冷却改进方案，以降低裂纹附近的最高温度，减小叶背侧鼓包处温度梯度，降低热疲劳带来的影响。……