周益春，楊 麗, 2,劉志遠，朱 旺

(1. 湘潭大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院, 湖南 湘潭 411105)(2. 西安電子科技大學(xué)先進材料與納米科技學(xué)院, 陜西 西安 710126)

1 前 言

航空發(fā)動機推重比的不斷提升，使得渦輪進口溫度大幅度提升，現(xiàn)代先進戰(zhàn)機的發(fā)動機渦輪進口溫度已普遍超過1700 ℃[1]。一代葉片，一代發(fā)動機，渦輪葉片承溫能力很大程度上決定了發(fā)動機的性能。“世界航空推進計劃”提出了渦輪葉片的三大熱防護技術(shù)：① 單晶。目前最先進單晶合金的承溫能力為1150 ℃左右，目前正以每年1～2 ℃的速度艱難地挑戰(zhàn)材料極限。② 氣膜冷卻。在空心葉片上進一步打孔，空心葉片內(nèi)部冷氣通過這些小孔噴出，并在葉片表面形成低溫氣膜保護葉片。這一技術(shù)可將葉片承溫能力提升400 ℃左右，但同時也降低發(fā)動機熱效率、降低葉片強度并增加加工難度，其發(fā)展也已接近瓶頸。③ 熱障涂層。1953年由美國國家航空航天局(NASA)提出在高溫合金表面涂覆耐高溫、高隔熱陶瓷的防護涂層體系，有文獻報道，涂覆厚度為250 μm的熱障涂層能使基底溫度降低110～170 ℃，相當(dāng)于過去30年發(fā)展高溫合金提高承溫能力的總和[2, 3]。因此，熱障涂層被認(rèn)為是目前大幅度提升渦輪葉片服役溫度最切實可行的辦法。此外，熱障涂層也被認(rèn)為是提高下一代的陶瓷基復(fù)合材料基底(CMCs)服役溫度和可靠性的必要技術(shù)[4]。美國工程院院士、哈佛大學(xué)Clarke教授在美國高峰材料論壇《熱障涂層?？分兄赋觯何磥砀咝阅芎娇瞻l(fā)動機熱效率、推重比和可靠性的任何一點進步都將依賴于熱障涂層技術(shù)的發(fā)展[5]。

隔熱是熱障涂層的應(yīng)用目的，隔熱效果的定量評價是熱障涂層應(yīng)用以及發(fā)動機渦輪葉片設(shè)計的必然需求。然而，熱障涂層保護的渦輪葉片的結(jié)構(gòu)和服役的高溫環(huán)境極為復(fù)雜。結(jié)構(gòu)上，渦輪葉片不僅具有復(fù)雜的曲面外形，內(nèi)部還帶有蛇形通道、U形通道以及肋片、擾流柱、氣膜孔等結(jié)構(gòu)；環(huán)境上，高溫燃氣、環(huán)境介質(zhì)、高速旋轉(zhuǎn)、冷氣和氣膜冷卻在這樣復(fù)雜的結(jié)構(gòu)上相互作用與耦合[6-8]，同時伴有與燃燒室的熱交換、熱傳導(dǎo)、熱輻射等。這些復(fù)雜性導(dǎo)致熱障涂層的隔熱效果評價，無論是從理論模型、數(shù)值模擬還是實驗測試，都極為困難。國內(nèi)外學(xué)者對熱障涂層隔熱效果的報道各不相同，Padture等2002年受Science約稿時指出：應(yīng)用100～400 μm厚的熱障涂層可使金屬溫度降低100～300 ℃[3]，但Prapamonthon等[9]通過數(shù)值模擬方法研究發(fā)現(xiàn)熱障涂層的隔熱效果在20 ℃左右，國內(nèi)有關(guān)設(shè)計部門指出，應(yīng)用熱障涂層后葉片的承溫能力并無顯著增加。熱障涂層隔熱效果不明，已成為發(fā)動機溫度與可靠性設(shè)計的巨大難題。Harrison[10]發(fā)現(xiàn)服役溫度比設(shè)計溫度高10～15 ℃將導(dǎo)致渦輪葉片壽命降低50%。Davidson[8]報道發(fā)動機熱效率提高1%所節(jié)約的能量可以供100萬個家庭一年的用電，節(jié)約8億美元的燃料成本。因此，熱障涂層隔熱效果對渦輪葉片熱效率的提升極為重要，其定量評價是高性能發(fā)動機渦輪葉片冷卻設(shè)計亟待解決的關(guān)鍵難題。

盡管渦輪葉片熱障涂層的隔熱效果評價極為困難，但基于發(fā)動機渦輪葉片冷卻設(shè)計的迫切需求，國內(nèi)外科研工作者依然不斷嘗試，從理論上建立熱障涂層隔熱效果的評價模型，從數(shù)值模擬上得到隔熱效果相關(guān)關(guān)鍵參數(shù)的影響規(guī)律，并發(fā)展渦輪葉片熱障涂層隔熱效果的實驗研究。本文針對渦輪葉片熱障涂層隔熱效果評價，分別從理論分析方法、實驗測試技術(shù)和影響因素3個方面介紹其研究進展，最后對渦輪葉片熱障涂層隔熱效果評價研究的未來發(fā)展進行展望。

2 渦輪葉片熱障涂層隔熱效果

2.1 隔熱效果評價模型

涂覆熱障涂層的渦輪葉片，其承溫能力來源于內(nèi)部冷卻、氣膜冷卻以及熱障涂層3個方面。圖1[7, 11]給出了高溫燃氣環(huán)境下涂覆熱障涂層的渦輪葉片的冷卻示意圖，空心曲面結(jié)構(gòu)的渦輪葉片熱障涂層表面承受高溫、高速燃氣沖擊，與此同時，葉片上開有多列直徑為幾百微米的氣膜孔，內(nèi)部的低溫冷卻氣體通過氣膜孔在涂層表面形成一層冷氣膜，使得涂層外表面與高溫燃氣隔開。熱障涂層隔熱效果實際上是葉片結(jié)構(gòu)、涂層、冷卻氣膜與燃氣綜合作用的效果。由于葉片結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性和燃氣、冷卻氣膜、涂層之間的傳熱的復(fù)雜性，很難將各種因素考慮進來，進而建立熱障涂層的隔熱效果模型。目前國內(nèi)外最普遍也最直接地將熱障涂層隔熱效果定義為涂層外表面、涂層與金屬界面的溫度之差。由于金屬熱傳導(dǎo)系數(shù)遠大于陶瓷層的熱傳導(dǎo)系數(shù)，而且界面處的溫度測量非常困難，因此直接將熱障涂層隔熱效果定義為涂層和基底自由表面的溫差，這個溫差為：

圖1 渦輪葉片熱障涂層和氣膜冷卻技術(shù)[7, 11]Fig.1 Cooling film technology and thermal barrier coatings on turbineblades[7, 11]

(1)

這里，ΔT表示熱障涂層隔熱效果，Ttbc表示涂層表面溫度，Tw,e是基底表面溫度，q是通過涂層的熱流，k是涂層熱導(dǎo)率。基于這一定義，熱障涂層隔熱效果極大程度上取決于涂層的熱導(dǎo)率，其值越小，隔熱效果越好。因此，圍繞降低熱導(dǎo)率的成分與工藝設(shè)計一直是熱障涂層領(lǐng)域的研究重點與熱點[12-16]。

然而實際上，發(fā)動機的設(shè)計師和工程師們發(fā)現(xiàn)：使用了熱障涂層后隔熱效果并不好，還出現(xiàn)熱障涂層的剝落和堵塞氣膜孔，也就是說熱障涂層不僅不是“正能量”，反而是“負(fù)能量”。如Maikell等[17]在對涂覆熱障涂層的渦輪葉片前緣氣膜冷卻效率的實驗研究中發(fā)現(xiàn)，同樣的冷氣環(huán)境下，應(yīng)用熱障涂層后基底溫度顯著降低，但涂層表面溫度較沒有涂層時葉片表面溫度高了3 ℃，此時熱障涂層的貢獻如何計算陷入困境。Harrison[10]發(fā)現(xiàn)基于這一定義的葉片設(shè)計，可能造成渦輪葉片壽命高估約10%～15%，從而在極大程度上增大了發(fā)動機的不可靠性。

我國同樣也出現(xiàn)“負(fù)能量”的例子，所以學(xué)術(shù)界和工業(yè)界戲稱對熱障涂層是“又愛又恨”！工業(yè)界甚至出現(xiàn)是否要使用熱障涂層的十分激烈的爭論！工程師們也百思不得其解，非常簡單的熱傳導(dǎo)問題，非常簡單的估算就十分清楚涂覆熱障涂層后一定會大幅度提高金屬葉片的承溫能力，可實際隔熱效果又確實不佳，尤其在我國又沒有精確的量化說明隔熱效果好或者不好的程度。問題到底出在哪里？

我們還得從源頭出發(fā)進行分析，也就是分析式(1)。仔細觀察發(fā)現(xiàn)式(1)隱含著一個重大假設(shè)：薄薄的一層熱障涂層不改變?nèi)紵业牧鲌龊蜏囟葓?。這個假設(shè)對離葉片距離較遠的燃燒室是對的，但在葉片表面附近的區(qū)域就完全不正確了，這是因為陶瓷涂層的熱物理性能和金屬的熱物理性能相差十分巨大。也就是說，薄薄的一層陶瓷熱障涂層極大地改變了葉片表面附近的流場和溫度場。即式(1)未能定量考慮氣膜、燃氣的貢獻，同時也極易受到這些環(huán)境的影響，使得各種結(jié)構(gòu)、燃氣、冷氣環(huán)境下所獲得的熱障涂層隔熱效果差異顯著，從而無法真正認(rèn)識熱障涂層的貢獻。因此，基于試片的隔熱效果測試結(jié)果并不能反映實際渦輪葉片的真實情況，工程師們基于式(1)設(shè)計的葉片可能會出問題，基于試驗?zāi)M裝置的試驗結(jié)果才更接近實際。

基于此，Dees等[18]提出了基于熱障涂層應(yīng)用前后葉片基底表面溫差定義隔熱效果，如式(2)：

ΔT=Tw,e,notbc-Tw,e

(2)

式中，Tw,e,notbc是無涂層時基底表面溫度(與燃氣接觸的表面)，Tw,e是帶涂層基底表面(涂層/基底界面處)溫度。這種定義直觀地反映了熱障涂層對渦輪葉片基底表面溫度的綜合影響，包括涂層本身帶來的溫度梯度、涂層對熱流的影響與擾動等。

盡管式(2)給出了應(yīng)用熱障涂層后渦輪葉片溫度場變化的綜合值，但這一隔熱效果依然受渦輪葉片結(jié)構(gòu)、燃氣、冷氣、氣膜孔等眾多因素的影響，進行熱障涂層隔熱效果分析與設(shè)計時需要考慮的因素依然錯綜復(fù)雜。為此，Bogard等[7]提出無量綱化的綜合冷卻效率φ，如式(3)：

(3)

式中T∞和Tc是渦輪前燃氣入口溫度和冷氣入口溫度，Tw,e是葉片外表面的壁溫。當(dāng)加入熱障涂層技術(shù)，整體冷卻效率變?yōu)棣铡洌缡?4)：

(4)

比較式(3)和式(4)，可以得到熱障涂層的隔熱效果，如式(5)：

Δφ=φ′-φ

(5)

Δφ=f(k,d,ktbc,dtbc,he,hi,T∞-Tc,

T∞-Te,conv,T∞-Ti,conv)

(6)

進一步，基于無量綱分析的π定理，對這9個影響參數(shù)進行了分析，獲得相互獨立的5個無量綱化參數(shù)為：

(7)

(8)

(9)

(10)

(11)

這樣，可將式(6)表述為無量綱的函數(shù)關(guān)系，如式(12)：

Δφ=f(Bi,Bitbc,α,η,R)

(12)

其中，Bi是基底面的畢渥數(shù)，即對流換熱邊界層熱阻與葉片基底材料熱阻的比值；Bitbc是熱障涂層的畢渥數(shù)，即對流換熱邊界層熱阻與熱障涂層熱阻的比值;R是外部對流換熱系數(shù)與內(nèi)部對流換熱系數(shù)的比值;α和η為冷氣、燃氣的熱邊界層的無量綱化溫度。

式(12)雖然只是式(6)變了個形式，實際上式(12)的價值遠遠不只是形式發(fā)生了變化，式(6)包括的參數(shù)是9個，而式(12)的無量綱參數(shù)是5個。π定理理論已經(jīng)證明：只要式(12)中的無量綱參數(shù)是一樣的，組成無量綱參數(shù)的物理量無論怎么變化其結(jié)果都一樣。例如式(7)的Bi一定后，無論d、he和k怎么變化，其隔熱效果Δφ都一樣。在做實驗時，d、he和k各取3組數(shù)據(jù)，但假設(shè)Bi一樣，這樣如果按照式(6)就需要做3×3×3=27組實驗；d、he和k各取50組數(shù)據(jù)進行實驗，就需要做125 000次。按照π定理理論，即式(12)，就只需要做一個實驗就行了，這就大大地減少了實驗次數(shù)。實驗次數(shù)的大幅度增加不僅浪費巨大的人力和物力，而且給實驗帶來巨大的誤差。所以π定理理論，即式(12)在隔熱效果的研究方面具有非常重要的意義。

為確定熱障涂層隔熱效果與5個無量綱化參數(shù)的具體函數(shù)關(guān)系式，基于傅里葉熱傳導(dǎo)和牛頓冷卻定律，作者團隊詳細分析了有冷卻氣膜作用下渦輪葉片(包括有涂層和沒有涂層)沿厚度方向的傳熱，得到應(yīng)用熱障涂層前后渦輪葉片的整體冷卻效率為[11]：

(13)

(14)

其中α′=α+Δα，η′=η+Δη，Δα和Δη分別是熱障涂層對α和η的影響量。

基于式(5)、式(13)和式(14)，得出熱障涂層隔熱效果：

Δφ=(a-b)(α-η)+aΔα

(15)

其中，

這里a-b表示熱障涂層對葉片熱阻比的影響，α-η表示葉片內(nèi)外熱邊界層的溫度差，熱障涂層是通過改變熱阻比來隔熱，aΔα是熱障涂層影響冷氣溫度導(dǎo)致葉片冷卻效率的變化。

圖2[11]給出了熱障涂層隔熱效果Δφ隨a-b、α-η的演變關(guān)系，可以發(fā)現(xiàn)Δφ隨α-η、a-b的增大而增大。α-η表示葉片內(nèi)外熱邊界層的溫度差，Δφ隨η的增大而減少，說明熱障涂層在氣膜孔、尾緣槽等η較大的區(qū)域隔熱效果不明顯；a-b隨著dtbc/ktbc增加而增加，這說明增加熱障涂層厚度或降低熱導(dǎo)率有利于提高熱障涂層隔熱效果；a-b隨著he和hi增加而增加，說明高速和高湍流強度的區(qū)域熱障涂層隔熱效果更好，通過提高內(nèi)部冷卻速度、增加內(nèi)部湍流強度等有利于提高熱障涂層隔熱效果。

圖2 熱障涂層隔熱效果與無量綱參數(shù)的關(guān)系[11]Fig.2 The relationship between insulation performance of thermal barrier coating and dimensionless parameters[11]

2.2 基于耦合換熱的隔熱效果數(shù)值模擬研究

上面介紹的隔熱效果理論模型重點考慮了熱障涂層、冷卻氣膜共同作用下渦輪葉片沿厚度方向的傳熱。當(dāng)分析對象為平板狀、圓柱狀等簡單試樣時，理論求解相對容易，但針對渦輪葉片等復(fù)雜結(jié)構(gòu)，解析求解將極為困難。而且，燃氣和冷氣也會因為渦輪葉片曲面、氣膜孔等結(jié)構(gòu)的不同而出現(xiàn)換熱、對流、傳熱不同，導(dǎo)致三維渦輪葉片溫度場的分布不均勻，熱流不僅僅沿厚度方向傳導(dǎo)，還從高溫區(qū)域向低溫區(qū)域傳導(dǎo)。因此，難以獲得渦輪葉片溫度場以及熱障涂層隔熱效果的解析解。隨著渦輪葉片等復(fù)雜結(jié)構(gòu)的數(shù)值建模、流體與固體傳熱及其耦合計算方法、固體變形模擬等數(shù)值方法的發(fā)展，數(shù)值模擬成為渦輪葉片熱障涂層隔熱效果分析的重要手段。

由理論模型可知，整體冷卻效率與隔熱效果緊密依賴于渦輪葉片熱障涂層與燃氣、冷氣之間的熱交換，這些影響都需要通過溫度場的具體形式進行體現(xiàn)，從而反映出隔熱效果。渦輪葉片熱障涂層的溫度場由高溫燃氣/冷氣溫度、流速等決定，反過來，渦輪葉片溫度場又會影響燃氣/冷氣的溫度和換熱。將燃氣和冷氣統(tǒng)稱為流場，渦輪葉片稱為固體，分析流場和固體之間相互影響，即耦合換熱。早期因為對耦合換熱的計算方法、計算能力的限制，流場和固體之間換熱一般通過解耦來獲得。隨著渦輪葉片冷卻設(shè)計要求的進一步提升，以及曲面設(shè)計、氣膜冷卻以及涂層技術(shù)的應(yīng)用，流場與固體耦合程度更高，解耦計算方式獲得的溫度場與實際相差較大。為此，研究者們提出了耦合換熱的各種實現(xiàn)方法，下面按照非耦合、弱耦合與強耦合3個層次逐一闡述。

2.2.1 耦合換熱

非耦合指求解渦輪葉片熱障涂層溫度場和隔熱效率時，忽略燃氣和冷卻氣體的流場的變化，用流體到固體的熱流作為流固界面的邊界條件，基于傅里葉熱傳導(dǎo)方程求解渦輪葉片熱障涂層的溫度場。其中固體域熱傳導(dǎo)方程如下：

(16)

式中：T是溫度，t是時間，ρ是密度，C是比熱容，k是熱導(dǎo)率。對于流固界面上給定流體流入葉片的熱流，由于熱流難以測量，往往用流體熱邊界層溫度和對流換熱系數(shù)表示：

q=he(Te,conv-Tw,e)

(17)

這一類方法具有求解速度快、收斂好等優(yōu)勢。Ziaeiasl等[19]基于非耦合方法研究了具有氣膜冷卻與熱障涂層的渦輪葉片溫度場，發(fā)現(xiàn)涂層可以使基底表面溫度最高降低約100 ℃，且隔熱效果隨著涂層厚度的增加而增加。運用非耦合方法求解熱障涂層隔熱效果，其計算結(jié)果的精度依賴于涂層表面流體溫度和對流換熱系數(shù)的準(zhǔn)確值。然而，在發(fā)動機渦輪葉片工作環(huán)境下測量各個位置的燃氣溫度和對流換熱系數(shù)是極其困難的。該方法對于帶有氣膜冷卻和熱障涂層的復(fù)雜渦輪葉片，難以分析氣膜冷卻結(jié)構(gòu)、非常溫冷氣、輻射尤其是不均勻氣流溫度場對熱障涂層隔熱效果的影響。

作者提出了一種弱耦合的方法，即基于N-S方程(Navier-Stokes equations)求解流體流動場和溫度場，并將計算出的流體域界面溫度作為固體域邊界條件計算界面熱流，再將熱流作為流體域邊界求解流體溫度場，如此反復(fù)迭代，保證界面上的溫度連續(xù)和熱流守恒，其計算原理如圖3所示[20]，固體域的溫度場是基于式(16)求解，流體域溫度場基于N-S方程[21]求解：

圖3 弱耦合求解過程[20]Fig.3 Schematic illustration of weak coupling[20]

(18)

(19)

(20)

(21)

這里，sij是變形速度張量分量，vk是流體湍流動力粘度，δij是Kronecker delta函數(shù)。假設(shè)燃氣是理想氣體，其狀態(tài)方程為：

p=ρRT

(22)

這里R是阿伏伽德羅常數(shù)。

在流固界面上，滿足基本耦合換熱條件：

Tw=Tconvl

(23)

(24)

這里Tw是壁面溫度，Tconvl是燃氣或冷氣的熱邊界層溫度，n代表法向方向，即在流固界面上滿足溫度連續(xù)和熱流守恒。Heselhaus等[22]分別采用非耦合以及耦合的數(shù)值模擬方法，分析了帶有冷卻結(jié)構(gòu)的渦輪葉片溫度分布，如圖4所示，發(fā)現(xiàn)耦合和非耦合情況下葉片表面溫度最大相差73 ℃。與此同時，Heselhaus等[22]和Sondak等[23]分別采用弱耦合的方法，即在流固界面上滿足式(23)和式(24)的熱邊界條件，研究了渦輪轉(zhuǎn)子和三維葉片的換熱問題。通過與絕熱條件下模擬的葉片溫度場進行對比，驗證了流固耦合對求解精度的必要性。作者[20]基于流固弱耦合的數(shù)值模擬方法研究帶多層熱障涂層的渦輪葉片溫度分布，發(fā)現(xiàn)熱障涂層在葉片前緣和尾緣位置有很好的隔熱效果，與實驗結(jié)果吻合?；谌躐詈戏椒ǖ臄?shù)值模擬需要在界面反復(fù)迭代，計算速度慢、收斂性差，然而由于弱耦合方法中的流體和固體計算域是基于不同求解器求解，可以根據(jù)區(qū)域特性靈活地編輯求解方法計算，因而在研究具有多層結(jié)構(gòu)、孔隙率等微觀結(jié)構(gòu)的熱障涂層傳熱問題上具有一定優(yōu)勢。

圖4 基于非耦合和弱耦合方法的數(shù)值計算得到的渦輪葉片溫度差異[22]Fig.4 The temperature difference of turbine blade calculated by uncoupled and weakly coupled numerical simulation[22]

強耦合是將流體域控制方程擴展到固體域中，采用退化的能量方程計算固體域傳熱，對兩個區(qū)域進行統(tǒng)一求解。在流體域中，溫度場由能量方程式(20)求解，當(dāng)熱流運動到固體域，其控制方程為退化的能量方程：

(25)

由于流體域和固體域統(tǒng)一求解，在界面處自動滿足式(23)和(24)的條件。Eifel等[24]結(jié)合實驗和強耦合的數(shù)值計算方法分析了葉片冷卻結(jié)構(gòu)對冷卻效果的影響，采用商業(yè)軟件CFX對葉片內(nèi)流道換熱問題進行計算，其結(jié)果表明，擾流肋片交錯排布比平行排布有更好的冷卻效果，這一變化使葉片冷卻效率提高了12.5%，而葉片表面最高溫度下降了33.5%。Moritz等[25]利用商業(yè)軟件CHTflow對前緣有內(nèi)部冷卻通道和氣膜孔的葉片熱載荷進行了計算，其結(jié)果與實驗結(jié)果吻合較好?？偟膩碚f，強耦合和弱耦合兩種方法各有優(yōu)勢，弱耦合可以依據(jù)區(qū)域特性進行靈活的計算，但收斂性差，特別是對含有氣膜孔、擾流柱等結(jié)構(gòu)和熱障涂層的渦輪葉片，其耦合界面多而復(fù)雜，在兩個計算域進行數(shù)據(jù)的傳遞和程序?qū)崿F(xiàn)上難度巨大，計算結(jié)果難以收斂。強耦合對流體和固體一起計算，耦合性好，對于數(shù)值模擬熱障涂層更加方便，但計算耗時巨大。

2.2.2 湍流模型

RANS方法中為了求解流場中的湍流動力粘度, 研究者們提出了各種湍流模型，其中k-ε模型、k-ω模型和SST模型被廣泛采用。相比于前兩種模型，SST模型[26]綜合了前兩種模型的優(yōu)點，將k-ε模型中關(guān)于耗散率ε的輸運方程寫成ω的形式，然后k-ω模型和變換后的k-ε模型分別根據(jù)混合函數(shù)φ3=F1φ1+(1-F1)φ2加權(quán)相加即可得到SST模型的表達式，其具體形式為：

-β′ρk′ω

(26)

(27)

(28)

Yoshiara等[27]使用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解器TAS-code研究了Mark Ⅱ和C3X型葉片的換熱問題，采用3種湍流模型進行對比計算，發(fā)現(xiàn)SST湍流模型在計算壓強分布方面有微小誤差，但是捕捉轉(zhuǎn)捩點位置最準(zhǔn)確。董平[28]研究了氣冷渦輪葉片邊界層轉(zhuǎn)捩的流動特性和轉(zhuǎn)捩對溫度的影響，對常見的多種湍流模型(切應(yīng)力傳輸模型)識別轉(zhuǎn)捩流動的能力進行了對比。其采用了商業(yè)軟件FLUENT和CFX對多個算例進行流熱耦合計算，如圖5所示，可以發(fā)現(xiàn)，對渦輪葉片復(fù)雜流場和傳熱進行模擬時，采用不同湍流模型對計算結(jié)果影響非常大，其中基于CFX的SST模型數(shù)值結(jié)果與實驗結(jié)果吻合最好，證明了SST湍流模型求解渦輪葉片流動和換熱具有更好的計算精度，SST湍流模型也在渦輪葉片冷卻效率方面得到了相應(yīng)的驗證[29-32]。

圖5 采用不同湍流模型計算的葉片中截面溫度分布[28]Fig.5 The temperature distribution on cross-section of blades with different turbulence models[28]

2.3 隔熱效果實驗研究

運用數(shù)值仿真求解湍流熱邊界上的對流換熱問題上采用的是半經(jīng)驗公式，其數(shù)值精度依賴于數(shù)值網(wǎng)格的質(zhì)量和湍流模型的準(zhǔn)確性。對于高速燃氣作用下的復(fù)雜葉片，存在湍流轉(zhuǎn)捩、脈動等復(fù)雜流動特性，熱邊界層的對流換熱難以在數(shù)值模擬中得到真實解，隔熱效果的數(shù)值誤差較大。為了彌補這方面的不足，可以進行相應(yīng)的試驗研究。然而整機試驗存在成本過高、難度較高、研究針對性差等問題，很難為熱障涂層隔熱性能的改進和設(shè)計提供準(zhǔn)確信息?；诖?，針對渦輪葉片熱障涂層隔熱效果的試驗極其必要，這不僅可以大大降低試驗成本，更有助于深入研究服役環(huán)境下渦輪葉片熱障涂層的隔熱效果。試驗研究主要包含兩個方面：① 渦輪葉片熱障涂層服役環(huán)境模擬裝置(冷效試驗)，② 渦輪葉片實時測溫技術(shù)。

2.3.1 渦輪葉片服役環(huán)境模擬裝置

渦輪葉片服役環(huán)境模擬，是指模擬渦輪葉片中氣體流動、傳熱工況，對渦輪葉片熱障涂層進行試驗研究。因此要求服役環(huán)境模擬裝置滿足以下條件：① 高溫高速燃氣；② 高壓冷氣；③ 高速旋轉(zhuǎn)；④ 動力學(xué)、熱力學(xué)物理相似；⑤ 數(shù)據(jù)的可測性。這些嚴(yán)格的要求加大了服役環(huán)境模擬裝置的設(shè)計難度，對材料和測試技術(shù)都是巨大的挑戰(zhàn)。早期NASA[33]為了研究渦輪葉片冷卻效率，發(fā)展了基于相似條件的低溫低壓試驗，在滿足幾何相似性、運動學(xué)相似性、動力學(xué)相似性和熱相似性的條件下推導(dǎo)出要滿足壓力系數(shù)P、雷諾數(shù)Re和普朗特數(shù)Pr的相似關(guān)系：

(29)

(30)

(31)

式中：l是葉片特征長度，v是流體速度，μ是粘度，λ是流體熱導(dǎo)率，Cp是等壓熱容，這是π定理理論在隔熱效果模擬試驗中流場模擬的具體應(yīng)用。和式(12)一樣，只要P、Re和Pr一樣，流速、壓力等物理量無論怎么變化其結(jié)果都一樣。

基于此，NASA[34]搭建了導(dǎo)葉測試裝置，通過風(fēng)洞和壓縮空氣實現(xiàn)導(dǎo)向葉片低溫低壓下等效的燃氣和冷氣模擬環(huán)境，進一步研究渦輪葉片冷卻效果，驗證了基于π定理理論即物理相似原理試驗的可信、可行和優(yōu)越性。德克薩斯大學(xué)湍流與渦輪冷卻研究室也研制了冷卻模擬裝置，Davinson[8]和Dees等[18]基于這臺裝置研究內(nèi)部冷卻、氣膜冷卻和熱障涂層的隔熱效果。該裝置的結(jié)構(gòu)如圖6所示，裝置主體是一個由功率為36 750 W的變速風(fēng)扇驅(qū)動的閉環(huán)風(fēng)洞系統(tǒng)，裝置由電阻加熱方式產(chǎn)生一定溫度的燃氣，并由高壓壓縮機產(chǎn)生冷卻氣體通過葉片內(nèi)部；為了滿足葉片的流動近似，模擬段是風(fēng)洞的一小段，測試段是一個環(huán)形，將環(huán)形風(fēng)洞的拐角處修改為渦輪葉片的模擬段，這樣可以容納3個葉片形成兩個流道；3個模擬葉片放置在風(fēng)洞的測試段形成兩個流道，為了滿足葉片的流動近似，調(diào)整參數(shù)使得模擬風(fēng)洞與服役環(huán)境的P、Re、Bi、Pr相似，為了方便安裝熱電偶、測量數(shù)據(jù)，把模擬葉片的尺寸放大了10倍。同樣，賓夕法尼亞州立大學(xué)的Lynch等[35]建立了包含7個基于低壓渦輪Pack-B翼型幾何放大尺寸的渦輪葉片的冷效試驗段。華北電力大學(xué)張立棟等[36]基于靜葉柵風(fēng)洞試驗裝置，對葉片前緣區(qū)域的氣膜冷卻效率進行了試驗研究，分析了不同吹風(fēng)比、不同主流雷諾數(shù)對葉片前緣區(qū)域冷卻效率的影響。Lu等[37]用加熱網(wǎng)加熱氣體和冷卻空氣搭建了小型冷卻效果低速模擬裝置，研究了圓柱形氣膜孔結(jié)構(gòu)嵌入橫向溝槽下的冷卻效率。西安交通大學(xué)李繼宸等[38]基于圖7所示的冷卻效率試驗臺研究尾跡影響下有復(fù)合角扇形孔渦輪葉片表面的氣膜冷卻效率，發(fā)現(xiàn)尾跡會使葉片表面氣膜冷卻效率顯著降低，在尾跡斯特勞哈爾數(shù)為0.36的條件下，小質(zhì)量流量比時葉片表面氣膜冷卻效率的平均降幅為35%，大質(zhì)量流量比時平均降幅為26%，氣膜冷卻效率的下降幅度減小。這些試驗?zāi)M裝置為渦輪葉片的氣膜冷卻設(shè)計提供了重要的基礎(chǔ)。

圖6 渦輪冷卻試驗?zāi)M裝置結(jié)構(gòu)圖[8]Fig.6 Schematic diagram of cooling test simulation equipment of turbine blade[8]

隨著服役溫度不斷提升，對湍流、熱斑、輻射、旋轉(zhuǎn)等對渦輪葉片熱障涂層傳熱的影響，在低溫低壓模擬試驗裝置下難以模擬，發(fā)展高溫、高壓、高速旋轉(zhuǎn)服役環(huán)境的模擬裝置，并對動/靜葉片熱障涂層進行冷卻和隔熱效果的研究，是研制高性能航空發(fā)動機的必然要求。高溫高速燃氣、高速旋轉(zhuǎn)和一定溫度冷氣是惡劣服役環(huán)境模擬的三大難題。國際上美國NASA的高壓燃氣模擬與測試裝置(HPBR)[39]，能夠模擬航空發(fā)動機內(nèi)實際燃氣的高溫高壓環(huán)境，通過石英觀察口和圖像采集系統(tǒng)觀測試樣的形貌變化。美國NASA研究中心的馬赫數(shù)為0.3～1的高速燃氣模擬裝置[40]，有一種模擬超音速高溫燃氣的噴槍(圖8)，來模擬熱障涂層服役過程中的高速燃氣環(huán)境。

圖8 馬赫數(shù)為0.3～1.0的高速燃氣模擬裝置[40]Fig.8 Test equipment with high speed gas with Mach of 0.3～1.0[40]

作者為了研究熱障涂層在極端服役環(huán)境下的失效機制和可靠性，研制了渦輪導(dǎo)向葉片熱障涂層的模擬服役環(huán)境試驗與測試裝置[41]。該裝置由產(chǎn)生高溫、沖蝕、腐蝕服役環(huán)境的超音速燃氣噴槍，數(shù)字散斑(DIC)、聲發(fā)射(AE)和紅外(IR)等無損檢測系統(tǒng)以及控制和其他輔助模塊組成，如圖9所示。該裝置實現(xiàn)了高溫、沖蝕、CMAS腐蝕服役環(huán)境的一體化模擬，可實現(xiàn)1700 ℃高溫、焰流馬赫數(shù)為1、沖蝕粒子速度300 m/s等模擬環(huán)境參數(shù)和參數(shù)的可調(diào)、可控，同時還實現(xiàn)了帶熱障涂層渦輪葉片內(nèi)部冷卻和氣膜冷卻條件。在此基礎(chǔ)上，進一步設(shè)計高速旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和渦輪模型件，研制出了高速旋轉(zhuǎn)工作葉片模擬試驗裝置[42]，如圖10所示，該裝置通過高功率變頻電機帶動工作葉片的渦輪模型件以一定轉(zhuǎn)速高速旋轉(zhuǎn)，同時服役環(huán)境模擬燃氣噴槍產(chǎn)生帶有沖蝕顆粒與腐蝕顆粒的高溫高速燃氣，加載在渦輪葉片熱障涂層表面，模擬工作葉片熱障涂層高速旋轉(zhuǎn)和燃氣交互的服役環(huán)境；加熱器將高壓冷卻氣體加熱到目標(biāo)溫度后，分別經(jīng)渦輪盤前端進氣道與導(dǎo)流板進入工作葉片冷卻通道，實現(xiàn)工作葉片熱障涂層溫度梯度模擬?？蓪崿F(xiàn)1500 ℃高溫、焰流馬赫數(shù)為1、250 m/s沖蝕的燃氣環(huán)境以及20 000 r/min的轉(zhuǎn)速的模擬，工作葉片冷卻氣體溫度500 ℃、流量500 L/min的可控工況。這些裝置為我國高溫高速燃氣、高速旋轉(zhuǎn)等模擬航空發(fā)動機渦輪工作環(huán)境下熱障涂層的隔熱效果的研究，提供了重要的基礎(chǔ)。

圖9 熱障涂層靜態(tài)試驗?zāi)M裝置[41]：(a)裝置整體，(b)超音速噴槍，(c)試驗后葉片涂層剝落,(d)聲發(fā)射檢測Fig.9 Equipment for the service simulation of blade with thermal barrier coating in static state[41]: (a) overall appearance picture of the equipment, (b) the supersonic spray burner, (c) a spalling blade after test, (d) the acoustic emission testing

圖10 熱障涂層動態(tài)試驗?zāi)M裝置[42]: (a)裝置整體，(b)渦輪模型件，(c) 超音速噴槍，(d)試驗過程, (e)高速轉(zhuǎn)子系統(tǒng)Fig.10 Equipment for the service simulation of blade with thermal barrier coating in rotary state[42]: (a) overall appearance picture of the equipment, (b) the simulated component of turbine blade, (c) the supersonic spray burner, (d) test process of the equipment, (e) the high speed rotor system

2.3.2 渦輪葉片實時測溫技術(shù)

渦輪葉片熱障涂層模擬環(huán)境下溫度的實時測量是分析渦輪葉片熱障涂層隔熱效果的重要依據(jù)。高溫、高壓、高速旋轉(zhuǎn)等服役環(huán)境給溫度實時測量帶來了巨大的困難，研究熱障涂層隔熱效果的測溫方法要求精度高、量程大、測溫實時性、響應(yīng)速度快、空間尺度小、穩(wěn)定性好?；谶@些要求，目前的測溫技術(shù)主要有薄膜熱電偶、磷光熱成像、紅外熱成像等。

(1)薄膜熱電偶測溫技術(shù)

薄膜熱電偶相比于普通熱電偶，具有與曲面粘附性好、對氣流干擾小、抗振動和沖擊等優(yōu)勢，其基本結(jié)構(gòu)如圖11所示[43-45]。制備時先在金屬基底沉積過渡層，再制備電化學(xué)絕緣層(常用材料是Al2O3)，接著沉積測溫功能層，最后在頂層沉積保護層，起著抗腐蝕和沖擊的作用。功能層是兩種不同材料連接成閉合回路，當(dāng)兩種金屬連接點存在溫差時會產(chǎn)生相應(yīng)的熱電勢，即所謂的塞貝克效應(yīng)。由于渦輪葉片高溫服役環(huán)境，早期銅、鎳鉻合金(K型)等廉價金屬熱電偶難以滿足需求，美國Lewis研究中心[44]研制出了測溫上限達1100 ℃、精度為±0.3 ℃的溫度應(yīng)力測量Pt13Rh/Pt(R型)薄膜傳感器。美國惠普公司[45]研制的Pt/Pt10Rh(S型)薄膜熱電偶能夠在燃燒室廢氣測試條件下，實現(xiàn)1250 K以下的渦輪葉片溫度分布的測量。英國羅·羅公司[46]將研制成功的鉑銠薄膜熱電偶應(yīng)用于燃氣渦輪發(fā)動機，測量了導(dǎo)向葉片最高達1200 ℃的溫度分布，其不確定度為±2%。

圖11 渦輪葉片薄膜熱電偶結(jié)構(gòu)示意圖和實物照片[43-45]Fig.11 Structure schematic of thin-film thermocouple on turbine blade and product image[43-45]

相對來說，國內(nèi)將薄膜熱電偶應(yīng)用于航空發(fā)動機的研究較晚，安保合[47]運用真空鍍膜的方法實現(xiàn)了Pt/Pt10Rh熱電偶與葉片基底一體化結(jié)構(gòu)，然而測量過程中發(fā)生薄膜熱電偶斷裂、膜與細絲引線開焊、測量膜與基底短路等，熱電偶的損壞率達到40%，性能上測量誤差達到±3%，累計使用壽命不超過10 h等。為了解決這些問題，Zhang等[48]研究了W∶Re不同薄膜厚度和基底厚度對附著性的影響，發(fā)現(xiàn)改變基底厚度對其影響不大，適當(dāng)增加薄膜厚度可提高附著性，繼續(xù)增加會降低薄膜熱電偶的塞貝克系數(shù)。

張萬里教授團隊[49]研制了NiCr/NiSi、PtRh/Pt、 ITO/In2O3及Pt/ITO等多種薄膜傳感器，所研制的PtRh/Pt薄膜熱電偶實現(xiàn)了1000 ℃高溫的測試，在1100 ℃下仍具有較好的重復(fù)性和穩(wěn)定性。他們進一步和中國燃氣渦輪研究院合作[50]，將Pt/ITO∶N薄膜熱電偶制備在渦輪葉片上，當(dāng)測試溫度高于900 ℃時，Pt/ITO∶N薄膜熱電偶能服役20 h以上，測量誤差小于±1.5%，已經(jīng)成功應(yīng)用于發(fā)動機渦輪轉(zhuǎn)子葉片表面溫度測量?？傮w來說，渦輪葉片表面溫度的薄膜熱電偶測溫技術(shù)，已基本實現(xiàn)應(yīng)用。然而對于隔熱效果的研究，渦輪葉片服役環(huán)境更加惡劣，未來的薄膜熱電偶應(yīng)用面臨著燃氣熱沖擊、沖蝕、腐蝕下的加速剝落，高速旋轉(zhuǎn)葉片的測溫誤差與引線困難，熱障涂層與薄膜熱電偶多層體系的匹配復(fù)雜等挑戰(zhàn)。

(2)磷光測溫技術(shù)

磷光測溫技術(shù)最初產(chǎn)生于20世紀(jì)80年代，目前的測量技術(shù)主要分為光譜法、強度法與壽命法三大類，其中磷光壽命法測溫效果最佳，應(yīng)用最廣泛。其測溫原理是基于光致發(fā)光：敏感材料受到激勵光的照射使電子躍遷到高能級，當(dāng)電子從高能級回到基態(tài)時會產(chǎn)生熒光輻射，當(dāng)熒光放射達到穩(wěn)定狀態(tài)后，激勵光消失后的熒光輻射衰減時間與熒光壽命即激發(fā)態(tài)的壽命有關(guān)，由于熒光壽命與溫度關(guān)系為：

(32)

式中，Rs、RT、k、ΔE是常數(shù)，T是溫度，因此，可以通過熒光信號的衰減時間計算出表面實際溫度。磷光測溫技術(shù)與傳統(tǒng)測量方法相比，具有非接觸、空間分辨率高等優(yōu)勢。美國橡樹嶺(Oak Ridge)國家實驗室[51]通過該方法測量了700～1000 ℃火焰中靜態(tài)和旋轉(zhuǎn)渦輪葉片的表面溫度，證明了該方法用于渦輪葉片熱障涂層測溫的可行性。英國羅·羅公司[52]研制激發(fā)光波長為266 nm的Nd∶YAG脈沖激光器的測溫系統(tǒng)，可以更精確地測量旋轉(zhuǎn)渦輪葉片的溫度。

近年來磷光熱像技術(shù)在國內(nèi)逐漸得到關(guān)注，中北大學(xué)李彥等[53]采用Cr3+∶YAG晶體作為熒光材料，藍色發(fā)光二極管作為激勵光源，經(jīng)光纖將熒光信號輸出，測量了10～450 ℃的溫度，誤差小于±5 ℃。中國航天空氣動力技術(shù)研究院與中國科學(xué)院應(yīng)用化學(xué)所聯(lián)合[54]研發(fā)了磷光熱成像測量系統(tǒng)，溫度測量范圍最高約500 ℃，該系統(tǒng)成功應(yīng)用于高超聲速模型表面溫度與熱流的測量。上海交通大學(xué)彭迪和劉應(yīng)征等[55-58]開展針對燃機透平葉片的高溫測試技術(shù)的研究，在1000 ℃以上高溫測量方面已取得一定進展，原理上實現(xiàn)了熱障涂層表面和底層溫度測量，是未來用于熱障涂層隔熱效果研究的測溫技術(shù)之一。

(3)紅外輻射測溫技術(shù)

紅外輻射測溫的原理是基于普朗克黑體輻射定律，通過物體發(fā)出的紅外輻射的能量大小來確定物體的溫度：

(33)

其中，T為物體的絕對溫度,ε(λ)為被測物體在溫度為T時波長λ處的發(fā)射率,C1、C2為第一、二輻射常數(shù)，λ為物體的輻射波長。紅外測溫具有非接觸、測溫范圍廣、響應(yīng)快等優(yōu)點，已廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動機高溫部件溫度測量。

Skouroliakou等[59]利用Flir T440型號紅外熱像儀測溫，指出發(fā)射率、環(huán)境背景溫度、大氣濕度是相對溫度測量準(zhǔn)確性的關(guān)鍵因素。對服役環(huán)境中渦輪葉片采用紅外輻射測溫，不僅水汽、灰塵會影響精度，而且發(fā)動機渦輪葉片服役環(huán)境下過高的背景溫度會帶來更大的誤差。美國UTC公司[60, 61]相繼研究出了基于雙波段、三波段測溫原理的測溫系統(tǒng)，即單色測溫儀、雙色測溫儀、多色測溫儀。相比于單色測溫儀，雙色測溫儀是通過鄰近通道兩個波段紅外輻射能量的比值來決定溫度的大小，雙色測溫儀能消除環(huán)境中灰塵、水汽對輻射的吸收和反射的影響，避免由此導(dǎo)致的測溫不準(zhǔn)確。Li等[62]對采用單色測溫儀、雙色測溫儀和多色測溫儀在1.2～2.5 μm波長時測量渦輪葉片溫度時的誤差進行了計算和比較，并采用CFD軟件對動葉和導(dǎo)葉的溫度分布進行了模擬，發(fā)現(xiàn)從葉片壓力面前緣到后緣，3種測溫儀誤差的變化趨勢是相同的，先減小后增大、再減小，雙色測溫儀的誤差小于其它兩種測溫儀，且隨著波長增加誤差減小。

對于熱障涂層，波長是影響其發(fā)射率的重要因素。Manara等[63]對燃氣輪機中長波長紅外測溫方法進行了探究，發(fā)現(xiàn)對于不透明的表面，在近或短波長下測溫是合適的，但是對于熱障涂層陶瓷材料，在近或短波區(qū)域存在半透性，測溫儀接收到的輻射有一部分來自合金基底，帶來較大的誤差，而在長波長區(qū)域(>10 μm)陶瓷材料不是透明的，并且在這個波長區(qū)域表現(xiàn)出較高的發(fā)射率，使得長波長測溫變?yōu)榭赡?。歐共體和美國聯(lián)合課題組的Hiernaut等[64]結(jié)合輻射測溫原理與光纖傳感器的優(yōu)點，研制了一種基于多波長輻射測溫的亞毫米級高溫儀，測量溫度范圍727～1327 ℃，精度為1%。英國羅·羅公司[65]為了提高測溫精度研究發(fā)射率修正、信號處理方法，研制了ROTAMAPII型測溫儀，實現(xiàn)了550～1400 ℃測溫，分辨率為±1 ℃。

目前，發(fā)射率的標(biāo)定方法、誤差消除和補償算法是當(dāng)前國內(nèi)提高渦輪葉片熱障涂層測溫精度的研究重點。哈爾濱工程大學(xué)馮馳等[66]基于離散不規(guī)則曲面的精確反射模型，計算了用高溫計測量轉(zhuǎn)子葉片溫度時的反射輻射誤差。上海技術(shù)物理研究所王躍明等[67]提出了短波紅外輻射測溫的信號采集以及消除背景輻射的方法。中國燃氣渦輪研究院[68]基于紅外輻射測溫實現(xiàn)了航空發(fā)動機渦輪轉(zhuǎn)子葉片前緣和葉盆溫度場的測量。作者[69]模擬了涂覆熱障涂層的渦輪葉片在熱沖擊下的工況，并用Flir309測量得到涂層表面溫度場，如圖12所示?？傮w來說，由于渦輪葉片熱障涂層復(fù)雜的服役環(huán)境，紅外輻射測溫是當(dāng)前測量渦輪葉片表面溫度的最重要方法，然而，用于渦輪葉片熱障涂層研究、特別是工作葉片熱障涂層的研究，還需要針對具體工況消除誤差、提高測量精度。

圖12 渦輪葉片熱障涂層保溫階段表面紅外溫度云圖[69]：(a) 壓力面，(b) 前緣，(c) 吸力面Fig.12 The thermal image sequences of TBCs surface during the holding stage of thermal shock[69]: (a) the pressure side, (b) leading edge and (c) the suction side

國外研究熱障涂層隔熱效果的常用測溫技術(shù)是紅外測溫技術(shù)并結(jié)合薄膜熱電偶測量渦輪葉片與涂層基底界面溫度的方法，以實現(xiàn)渦輪葉片熱障涂層表面溫度測量。發(fā)展高測量精度、高穩(wěn)定性的薄膜熱電偶技術(shù)和改善復(fù)雜環(huán)境下發(fā)射率校準(zhǔn)、消除測量誤差，是當(dāng)前研究渦輪葉片熱障涂層隔熱效果的關(guān)鍵問題。

為了提高渦輪葉片綜合冷卻效率，Davidson[8]基于相似原理的試驗環(huán)境模擬，結(jié)合溫度測量技術(shù)開展了熱障涂層與氣膜冷卻交互作用下的綜合冷卻效果研究，進一步分析熱障涂層的隔熱效果對整體冷卻效率的影響，為渦輪葉片冷卻效率的優(yōu)化設(shè)計提供研究基礎(chǔ)。其試驗?zāi)M裝置的整體構(gòu)造如圖6，試驗中基于相似原理，為了滿足葉片的流動近似、方便安裝熱電偶，把模擬葉片的尺寸放大了10倍、12倍等，通過改變渦輪葉片弦長和熱障涂層厚度使得Bi相似。基于此，設(shè)計的中心測試葉片由導(dǎo)熱系數(shù)k=1.02 W/(m·K)的環(huán)氧樹脂制成，模擬TBC選用的材料是軟木(栓皮)，其導(dǎo)熱系數(shù)經(jīng)測量為0.065 W/(m·K)。試驗中運用的測溫技術(shù)為紅外測溫和熱電偶測溫相結(jié)合，其中紅外測溫是運用Flir系統(tǒng)ThermaCAM?P20和P25紅外相機，試驗過程中通過NaCl或ZnSe窗口得到試驗段葉片表面溫度，分辨率為1.5像素/毫米，像素為260×240，為了提高測量精度，運用安裝在模擬葉片表面的熱電偶對紅外測溫的發(fā)射率進行校準(zhǔn)。采用的熱電偶為E型熱電偶，每個測點的尺寸足夠小，為1.5 mm×1.5 mm×0.1 mm，這樣可以盡可能減小熱電偶對流場的擾動、紅外測溫視野的干擾和氣膜孔效率影響。試驗發(fā)現(xiàn)：

(1)圖13為無氣膜冷卻時內(nèi)部冷氣取不同雷諾數(shù)下有無熱障涂層葉片的冷卻效率，這里的內(nèi)部冷卻是冷氣只在葉片內(nèi)部流過，從尾緣槽流出帶走葉片熱量，但沒有氣膜冷卻的影響，圖中橫坐標(biāo)是沿葉片弦長方向的相對位置?？梢钥闯?，雷諾數(shù)增加、涂覆熱障涂層可以顯著地提升渦輪葉片的冷卻效率。因此，提高內(nèi)部冷卻氣體的湍流度和增加熱障涂層厚度是提高葉片冷卻效率的重要途徑。

圖13 無氣膜冷卻時不同內(nèi)部冷氣雷諾數(shù)下有無熱障涂層葉片表面冷卻效率[8], s是沿弦長距離，C是弦長，s/C表示沿弦長的相對位置，s/C=0指葉片前緣，s/C<0是葉片壓力面區(qū)域，s/C>0是葉片吸力面區(qū)域Fig.13 Comparison of overall effectiveness with and without TBC under varying internal Re[8]，s is streamwise surface distance and C is the vane chord length. s/C is the location. s/C=0 is the regions of leading edge of vane, s/C<0 is the regions of pressure sides, s/C>0 is the regions of suction sides.

(2)圖14為不同內(nèi)部冷氣雷諾數(shù)時熱障涂層隔熱效率，這里既有內(nèi)部冷卻，又有氣膜冷卻技術(shù)。圖中縱坐標(biāo)為熱障涂層隔熱效率，其與圖13中熱障涂層隔熱效果的含義是一樣的，但表達式不同，這里統(tǒng)稱為隔熱效率。TBC的相對效率隨著內(nèi)部冷氣雷諾數(shù)的增加而增加，這與無氣膜冷卻時熱障涂層隔熱效果的分析結(jié)論是一致的。在s/C=0.30的位置上，通過內(nèi)部冷氣雷諾數(shù)的增加，熱障涂層相對效率的提高幅度約為0.20～0.25。

圖14 不同內(nèi)部冷氣雷諾數(shù)時熱障涂層隔熱效率[8]Fig.14 TBC augmentation with varying internal Re[8]

3 隔熱效果影響因素

提煉熱障涂層隔熱效果的關(guān)鍵參數(shù)，并明確關(guān)鍵參數(shù)對隔熱效果的影響規(guī)律，是進行高性能航空發(fā)動機渦輪葉片熱障涂層優(yōu)化設(shè)計的必然途徑。由于高溫測溫技術(shù)的限制，高溫燃氣、冷氣CMAS腐蝕、旋轉(zhuǎn)等復(fù)雜服役環(huán)境的試驗?zāi)M技術(shù)匱乏，高溫燃氣、冷氣、氣膜孔結(jié)構(gòu)材料參數(shù)等影響因素眾多，規(guī)律不明晰，使得涂覆熱障涂層渦輪葉片的隔熱效果及其影響因素研究進展較為緩慢。本節(jié)將渦輪葉片熱障涂層隔熱效果影響因素的研究現(xiàn)狀分為氣膜冷卻和熱障涂層隔熱兩個部分。每個部分又分為涂層材料參數(shù)、服役環(huán)境、冷卻結(jié)構(gòu)3個方面進行概述。

3.1 材料影響因素

影響熱障涂層隔熱效果的材料參數(shù)主要有材料成分、微觀結(jié)構(gòu)、孔隙率和涂層厚度等，其中材料成分、微觀結(jié)構(gòu)、孔隙率是通過涂層熱導(dǎo)率來影響熱障涂層隔熱效果的。容易理解的是，越低的熱導(dǎo)率和大的厚度有利于提高熱障涂層隔熱效果?；诖?，通過改變制備工藝、微觀結(jié)構(gòu)和材料成分來降低涂層熱導(dǎo)率，從而提高熱障涂層隔熱效果是當(dāng)前熱障涂層研究的關(guān)注點。

Ren等[12]制備了YSZ 和雙層YSZ /Al2O3兩種涂層，發(fā)現(xiàn)在1150 ℃時，雙層YSZ/Al2O3涂層兩端的溫度差比YSZ的增加了6.9%，如圖15所示。Wang等[13]指出熱障涂層的隔熱效果隨著孔隙的尺寸、體積分?jǐn)?shù)和垂直于涂層厚度方向的孔隙層數(shù)的增加而提高。這些研究說明一定量的孔隙和裂紋有利于提高熱障涂層的隔熱性能。清華大學(xué)鄭藝欣[70]基于Bruggeman熱導(dǎo)率建立熱導(dǎo)率kc和孔隙率φ的關(guān)系：

圖15 單層和雙層熱障涂層的隔熱效果[12]Fig.15 The thermal insulation of single and double thermal barriercoatings[12]

kc=km(1-φ)3/2

(34)

這里，km是致密固相的熱導(dǎo)率。大氣等離子噴涂制備的涂層，內(nèi)部存在大量氣孔，降低了涂層的密度，保證了較低的熱導(dǎo)率，常用于服役溫度更高的導(dǎo)向葉片；而物理氣相沉積的熱障涂層由于結(jié)構(gòu)更緊密而熱導(dǎo)率更高。此外，由于材料內(nèi)部傳熱是基于聲子傳熱，其聲子熱導(dǎo)kph可以表示為：

(35)

這里，CV代表等容熱容，vm是聲子傳播的平均聲速，而l是聲子在材料中的平均自由程，因此，降低聲子自由程、增加聲子散射是近年來降低材料熱導(dǎo)率的主要方向。Clarke[14]綜合涂層各種因素推導(dǎo)出：在選擇低熱導(dǎo)率熱障涂層材料時，如果滿足ρ1/6E1/2/(M/m)2/3取最小值(ρ為密度，E是彈性模量，M是分子質(zhì)量，m是一個分子中所含的原子數(shù))，即當(dāng)材料的分子量大，晶體結(jié)構(gòu)復(fù)雜，鍵合無方向性，且每個分子中有許多不同原子時，其熱導(dǎo)率更低。通過各種摻雜稀土鋯酸鹽提高晶格畸變，進而增加聲子散射成為近年來研究的重點。Xiang等[15]研究發(fā)現(xiàn)添加Yb2O3和CeO2的La2Zr2O7涂層的螢石結(jié)構(gòu)帶有缺陷，導(dǎo)致其比La2Zr2O7擁有更低的熱導(dǎo)率和高的熱膨脹系數(shù)。Vasen等[16]總結(jié)了目前主要研究的材料(見圖16)，可以看出，如果只是單獨考慮熱傳導(dǎo)系數(shù)的話，具有燒綠石結(jié)構(gòu)的材料有望成為YSZ最適合的替代品。

圖16 先進新型熱障涂層材料的熱導(dǎo)率和熱膨脹系數(shù)[16]Fig.16 The thermal conductivity and thermal expansion coefficient of advanced thermal barrier coating materials[16]

3.2 服役環(huán)境影響因素

服役環(huán)境是影響熱障涂層應(yīng)用時隔熱效果的重要因素，主要包括燃氣和冷氣的溫度、速度、湍流度等參數(shù)。這些參數(shù)不僅影響渦輪葉片熱障涂層溫度場，并且參數(shù)之間的相互影響將改變?nèi)~片表面溫度場，這導(dǎo)致影響因素的試驗研究周期長，成本高，當(dāng)前的研究主要集中在數(shù)值模擬。王應(yīng)龍等[71]通過流固耦合數(shù)值模擬研究渦輪葉片溫度場，發(fā)現(xiàn)熱障涂層的隔熱效果對渦輪入口溫度較敏感，隨入口溫度的升高而增大，但隔熱效率會因溫度過高而達到極限，最后保持在24%左右；葉片表面最大換熱系數(shù)與外流場入口速度成正相關(guān)，斜率約為8.57，隔熱效果隨外流場速度增高而降低。Prapamonthon等[9]通過數(shù)值模擬方法研究涂覆熱障涂層的導(dǎo)向葉片冷卻效率隨主流湍流度的變化，發(fā)現(xiàn)熱障涂層在壓力面比吸力面有更好的隔熱效果，并發(fā)現(xiàn)隨著湍流度增大，TBC對總體冷卻效率的影響更明顯；通過提高雷諾數(shù)，TBC的有效性隨著內(nèi)部冷卻效率的提高而提高。實驗上，Davidson等[8]通過等效Bi等效低溫(400 ℃)實驗，運用紅外熱成像和薄膜熱電偶技術(shù)測量葉片溫度，研究了不同內(nèi)部冷卻氣體湍流度時熱障涂層的隔熱性能，發(fā)現(xiàn)涂層顯著提高了整體冷卻效率，且涂層效率(如圖14)會隨著內(nèi)部冷卻效率的增加而增加。當(dāng)前關(guān)于服役環(huán)境對熱障涂層隔熱效果影響的報道還非常有限，沒有系統(tǒng)研究成果。我國關(guān)于隔熱效果的定量分析的實驗數(shù)據(jù)匱乏，盡管通過簡單試樣開展了部分測試，但數(shù)據(jù)的可靠性難以確定，也沒有形成公認(rèn)的測試方法。

3.3 冷卻結(jié)構(gòu)影響因素

冷卻結(jié)構(gòu)一般包含內(nèi)部冷卻結(jié)構(gòu)、氣膜孔結(jié)構(gòu)、氣膜孔的位置和數(shù)量等參數(shù)，是通過改變氣膜冷卻、流場結(jié)構(gòu)等來影響葉片內(nèi)部熱流來改變熱障涂層的隔熱效果，是渦輪葉片熱障涂層冷卻設(shè)計的關(guān)鍵。微小的結(jié)構(gòu)參數(shù)差異在高壓高速沖擊和高溫環(huán)境下，會顯著影響渦輪葉片整體的冷卻效果。Mensch等[72]建立了葉片壁面的耦合傳熱模型，基于流固耦合方法研究發(fā)現(xiàn)熱障涂層可以顯著地降低葉片基底溫度，且隨著吹風(fēng)比增大，熱障涂層減少壁面的熱傳導(dǎo)，使得冷卻效率更大。Webb等[73]運用壁面相似法則，結(jié)合實驗建立了傳熱和壁面摩擦的關(guān)聯(lián)性，基于這一關(guān)聯(lián)研究擾流柱和擾流肋對壁面換熱的影響，發(fā)現(xiàn)擾流柱和擾流肋可以強化內(nèi)部冷卻效率，降低渦輪葉片溫度，并可根據(jù)肋片的高度和間距來優(yōu)化內(nèi)部冷卻效率。Bogard等[7]總結(jié)了冷卻性能的主要影響因素(如表1)，吹風(fēng)比、湍流度、氣膜孔型和角度是影響冷卻性能的重要參數(shù)，冷卻效率隨冷卻射流分離從而降低，表面曲率、高自由浦流度以及孔出口的形狀對冷卻射流分離時的吹風(fēng)比有顯著影響，從而大大改變了氣膜冷卻性能。盡管對冷卻結(jié)構(gòu)參數(shù)的影響已有大量研究，然而氣膜孔結(jié)構(gòu)參數(shù)對熱障涂層隔熱效果的影響還研究得非常少。Davidson等[8]在這方面做了一些研究，他們在研究不同氣膜孔型等因素對綜合冷卻效率的影響時發(fā)現(xiàn)，熱障涂層可以顯著提高綜合冷卻效率，但設(shè)計更復(fù)雜氣膜孔型在提高冷卻效率上意義不大，在設(shè)計的同時更應(yīng)該考慮熱障涂層的服役壽命。

表1 氣膜冷卻影響因素[7]Table 1 Factors affecting film-cooling performance[7]

綜上可知，渦輪葉片熱障涂層的隔熱效果的影響因素很多，影響規(guī)律復(fù)雜，試驗研究緩慢，當(dāng)前的研究還不夠深入，難以形成系統(tǒng)的結(jié)論以指導(dǎo)先進航空發(fā)動機渦輪葉片熱障涂層的設(shè)計和優(yōu)化。

4 展 望

隨著航空發(fā)動機的發(fā)展，熱障涂層已經(jīng)成為未來高性能發(fā)動機不可缺少的技術(shù)，確定熱障涂層隔熱效果關(guān)鍵影響因素，理清影響規(guī)律，準(zhǔn)確預(yù)測和評價熱障涂層隔熱效果，并進一步優(yōu)化先進航空發(fā)動機渦輪葉片熱障涂層制備工藝和結(jié)構(gòu)設(shè)計，是當(dāng)前先進航空發(fā)動機發(fā)展的關(guān)鍵問題。當(dāng)前關(guān)于熱障涂層隔熱效果的理論分析、實驗測試技術(shù)等在不斷發(fā)展和進步，還存在以下幾個方面的問題需要進一步研究和發(fā)展：

(1) 優(yōu)化熱障涂層與氣膜冷卻相互影響及其服役相互耦合的評價理論與試驗方法，發(fā)展基于涂層內(nèi)部微觀結(jié)構(gòu)的數(shù)值模擬方法，發(fā)展結(jié)構(gòu)優(yōu)化的數(shù)值方法，為熱障涂層隔熱效果的預(yù)測和優(yōu)化設(shè)計提供理論基礎(chǔ)。

(2) 開發(fā)針對渦輪葉片服役環(huán)境下熱障涂層表面和界面溫度測量技術(shù)，突破高速旋轉(zhuǎn)下、高溫火焰中葉片表面的紅外測溫技術(shù)和測量界面溫度的薄膜熱電偶技術(shù)的難題。

(3) 研制高速旋轉(zhuǎn)、熱力化耦合環(huán)境模擬裝置，研究高速旋轉(zhuǎn)下燃氣、冷氣等相關(guān)參數(shù)對隔熱效果的影響，與數(shù)值模擬相互驗證，促進工作葉片熱障涂層隔熱效果的優(yōu)化和提升。