渦輪葉片熱障涂層隔熱效果的研究進(jìn)展

周益春，楊 麗, 2,劉志遠(yuǎn)，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(jìn)材料與納米科技學(xué)院, 陜西 西安 710126)

1 前 言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比的不斷提升，使得渦輪進(jìn)口溫度大幅度提升，現(xiàn)代先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口溫度已普遍超過1700 ℃[1]。一代葉片，一代發(fā)動(dòng)機(jī)，渦輪葉片承溫能力很大程度上決定了發(fā)動(dòng)機(jī)的性能?！笆澜绾娇胀七M(jìn)計(jì)劃”提出了渦輪葉片的三大熱防護(hù)技術(shù)：① 單晶。目前最先進(jìn)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(jìn)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(hù)葉片。這一技術(shù)可將葉片承溫能力提升400 ℃左右，但同時(shí)也降低發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率、降低葉片強(qiáng)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(hù)涂層體系，有文獻(xiàn)報(bào)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(shí)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(dòng)機(jī)熱效率、推重比和可靠性的任何一點(diǎn)進(jìn)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(píng)價(jià)是熱障涂層應(yīng)用以及發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片設(shè)計(jì)的必然需求。然而，熱障涂層保護(hù)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?xì)狻h(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(shí)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(píng)價(jià)，無論是從理論模型、數(shù)值模擬還是實(shí)驗(yàn)測試，都極為困難。國內(nèi)外學(xué)者對(duì)熱障涂層隔熱效果的報(bào)道各不相同，Padture等2002年受Science約稿時(shí)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(jì)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(dòng)機(jī)溫度與可靠性設(shè)計(jì)的巨大難題。Harrison[10]發(fā)現(xiàn)服役溫度比設(shè)計(jì)溫度高10～15 ℃將導(dǎo)致渦輪葉片壽命降低50%。Davidson[8]報(bào)道發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率提高1%所節(jié)約的能量可以供100萬個(gè)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(duì)渦輪葉片熱效率的提升極為重要，其定量評(píng)價(jià)是高性能發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片冷卻設(shè)計(jì)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(píng)價(jià)極為困難，但基于發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片冷卻設(shè)計(jì)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(píng)價(jià)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(shí)驗(yàn)研究。本文針對(duì)渦輪葉片熱障涂層隔熱效果評(píng)價(jià)，分別從理論分析方法、實(shí)驗(yàn)測試技術(shù)和影響因素3個(gè)方面介紹其研究進(jìn)展，最后對(duì)渦輪葉片熱障涂層隔熱效果評(píng)價(jià)研究的未來發(fā)展進(jìn)行展望。

2 渦輪葉片熱障涂層隔熱效果

2.1 隔熱效果評(píng)價(jià)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(gè)方面。圖1[7, 11]給出了高溫燃?xì)猸h(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?xì)鉀_擊，與此同時(shí)，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?xì)飧糸_。熱障涂層隔熱效果實(shí)際上是葉片結(jié)構(gòu)、涂層、冷卻氣膜與燃?xì)饩C合作用的效果。由于葉片結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性和燃?xì)?、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(jìn)來，進(jìn)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(yuǎn)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(gè)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?；谶@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(jì)一直是熱障涂層領(lǐng)域的研究重點(diǎn)與熱點(diǎn)[12-16]。

然而實(shí)際上，發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)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(duì)涂覆熱障涂層的渦輪葉片前緣氣膜冷卻效率的實(shí)驗(yàn)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(shí)葉片表面溫度高了3 ℃，此時(shí)熱障涂層的貢獻(xiàn)如何計(jì)算陷入困境。Harrison[10]發(fā)現(xiàn)基于這一定義的葉片設(shè)計(jì)，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(dòng)機(jī)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(duì)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(huì)大幅度提高金屬葉片的承溫能力，可實(shí)際隔熱效果又確實(shí)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(jìn)行分析，也就是分析式(1)。仔細(xì)觀察發(fā)現(xiàn)式(1)隱含著一個(gè)重大假設(shè)：薄薄的一層熱障涂層不改變?nèi)紵业牧鲌龊蜏囟葓觥＿@個(gè)假設(shè)對(duì)離葉片距離較遠(yuǎn)的燃燒室是對(duì)的，但在葉片表面附近的區(qū)域就完全不正確了，這是因?yàn)樘沾赏繉拥臒嵛锢硇阅芎徒饘俚臒嵛锢硇阅芟嗖钍志薮蟆Ｒ簿褪钦f，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?xì)獾呢暙I(xiàn)，同時(shí)也極易受到這些環(huán)境的影響，使得各種結(jié)構(gòu)、燃?xì)?、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(shí)熱障涂層的貢獻(xiàn)。因此，基于試片的隔熱效果測試結(jié)果并不能反映實(shí)際渦輪葉片的真實(shí)情況，工程師們基于式(1)設(shè)計(jì)的葉片可能會(huì)出問題，基于試驗(yàn)?zāi)M裝置的試驗(yàn)結(jié)果才更接近實(shí)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(shí)基底表面溫度(與燃?xì)饨佑|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(duì)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(duì)熱流的影響與擾動(dòng)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?xì)狻⒗錃?、氣膜孔等眾多因素的影響，進(jìn)行熱障涂層隔熱效果分析與設(shè)計(jì)時(shí)需要考慮的因素依然錯(cuò)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?xì)馊肟跍囟群屠錃馊肟跍囟?，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(jìn)一步，基于無量綱分析的π定理，對(duì)這9個(gè)影響參數(shù)進(jìn)行了分析，獲得相互獨(dú)立的5個(gè)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(duì)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(duì)流換熱邊界層熱阻與熱障涂層熱阻的比值;R是外部對(duì)流換熱系數(shù)與內(nèi)部對(duì)流換熱系數(shù)的比值;α和η為冷氣、燃?xì)獾臒徇吔鐚拥臒o量綱化溫度。

式(12)雖然只是式(6)變了個(gè)形式，實(shí)際上式(12)的價(jià)值遠(yuǎn)遠(yuǎn)不只是形式發(fā)生了變化，式(6)包括的參數(shù)是9個(gè)，而式(12)的無量綱參數(shù)是5個(gè)。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(shí)驗(yàn)時(shí)，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(shí)驗(yàn)；d、he和k各取50組數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，就需要做125 000次。按照π定理理論，即式(12)，就只需要做一個(gè)實(shí)驗(yàn)就行了，這就大大地減少了實(shí)驗(yàn)次數(shù)。實(shí)驗(yàn)次數(shù)的大幅度增加不僅浪費(fèi)巨大的人力和物力，而且給實(shí)驗(yàn)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(gè)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(tuán)隊(duì)詳細(xì)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(duì)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(duì)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(qiáng)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(qiáng)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(diǎn)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(duì)象為平板狀、圓柱狀等簡單試樣時(shí)，理論求解相對(duì)容易，但針對(duì)渦輪葉片等復(fù)雜結(jié)構(gòu)，解析求解將極為困難。而且，燃?xì)夂屠錃庖矔?huì)因?yàn)闇u輪葉片曲面、氣膜孔等結(jié)構(gòu)的不同而出現(xiàn)換熱、對(duì)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(jì)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?xì)?、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(jìn)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?xì)?冷氣溫度、流速等決定，反過來，渦輪葉片溫度場又會(huì)影響燃?xì)?冷氣的溫度和換熱。將燃?xì)夂屠錃饨y(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?yàn)閷?duì)耦合換熱的計(jì)算方法、計(jì)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(jì)要求的進(jìn)一步提升，以及曲面設(shè)計(jì)、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(jì)算方式獲得的溫度場與實(shí)際相差較大。為此，研究者們提出了耦合換熱的各種實(shí)現(xiàn)方法，下面按照非耦合、弱耦合與強(qiáng)耦合3個(gè)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(shí)，忽略燃?xì)夂屠鋮s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(shí)間，ρ是密度，C是比熱容，k是熱導(dǎo)率。對(duì)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(duì)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(yùn)用非耦合方法求解熱障涂層隔熱效果，其計(jì)算結(jié)果的精度依賴于涂層表面流體溫度和對(duì)流換熱系數(shù)的準(zhǔn)確值。然而，在發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片工作環(huán)境下測量各個(gè)位置的燃?xì)鉁囟群蛯?duì)流換熱系數(shù)是極其困難的。該方法對(duì)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(duì)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(dòng)場和溫度場，并將計(jì)算出的流體域界面溫度作為固體域邊界條件計(jì)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(jì)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(dòng)力粘度，δij是Kronecker delta函數(shù)。假設(shè)燃?xì)馐抢硐霘怏w，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?xì)饣蚶錃獾臒徇吔鐚訙囟龋琻代表法向方向，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(shí)，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(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了流固耦合對(duì)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(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合。基于弱耦合方法的數(shù)值模擬需要在界面反復(fù)迭代，計(jì)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(jì)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(jì)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(jì)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(qiáng)耦合是將流體域控制方程擴(kuò)展到固體域中，采用退化的能量方程計(jì)算固體域傳熱，對(duì)兩個(gè)區(qū)域進(jìn)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(yùn)動(dòng)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(dòng)滿足式(23)和(24)的條件。Eifel等[24]結(jié)合實(shí)驗(yàn)和強(qiáng)耦合的數(shù)值計(jì)算方法分析了葉片冷卻結(jié)構(gòu)對(duì)冷卻效果的影響，采用商業(yè)軟件CFX對(duì)葉片內(nèi)流道換熱問題進(jìn)行計(jì)算，其結(jié)果表明，擾流肋片交錯(cuò)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(duì)前緣有內(nèi)部冷卻通道和氣膜孔的葉片熱載荷進(jìn)行了計(jì)算，其結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好?？偟膩碚f，強(qiáng)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(jìn)行靈活的計(jì)算，但收斂性差，特別是對(duì)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(gè)計(jì)算域進(jìn)行數(shù)據(jù)的傳遞和程序?qū)崿F(xiàn)上難度巨大，計(jì)算結(jié)果難以收斂。強(qiáng)耦合對(duì)流體和固體一起計(jì)算，耦合性好，對(duì)于數(shù)值模擬熱障涂層更加方便，但計(jì)算耗時(shí)巨大。

2.2.2 湍流模型

RANS方法中為了求解流場中的湍流動(dòng)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(diǎn)，將k-ε模型中關(guān)于耗散率ε的輸運(yùn)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(dá)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(jìn)行對(duì)比計(jì)算，發(fā)現(xiàn)SST湍流模型在計(jì)算壓強(qiáng)分布方面有微小誤差，但是捕捉轉(zhuǎn)捩點(diǎn)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(dòng)特性和轉(zhuǎn)捩對(duì)溫度的影響，對(duì)常見的多種湍流模型(切應(yīng)力傳輸模型)識(shí)別轉(zhuǎn)捩流動(dòng)的能力進(jìn)行了對(duì)比。其采用了商業(yè)軟件FLUENT和CFX對(duì)多個(gè)算例進(jìn)行流熱耦合計(jì)算，如圖5所示，可以發(fā)現(xiàn)，對(duì)渦輪葉片復(fù)雜流場和傳熱進(jìn)行模擬時(shí)，采用不同湍流模型對(duì)計(jì)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(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合最好，證明了SST湍流模型求解渦輪葉片流動(dòng)和換熱具有更好的計(jì)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(yàn)證[29-32]。

圖5 采用不同湍流模型計(jì)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(shí)驗(yàn)研究

運(yùn)用數(shù)值仿真求解湍流熱邊界上的對(duì)流換熱問題上采用的是半經(jīng)驗(yàn)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(duì)于高速燃?xì)庾饔孟碌膹?fù)雜葉片，存在湍流轉(zhuǎn)捩、脈動(dòng)等復(fù)雜流動(dòng)特性，熱邊界層的對(duì)流換熱難以在數(shù)值模擬中得到真實(shí)解，隔熱效果的數(shù)值誤差較大。為了彌補(bǔ)這方面的不足，可以進(jìn)行相應(yīng)的試驗(yàn)研究。然而整機(jī)試驗(yàn)存在成本過高、難度較高、研究針對(duì)性差等問題，很難為熱障涂層隔熱性能的改進(jìn)和設(shè)計(jì)提供準(zhǔn)確信息?；诖?，針對(duì)渦輪葉片熱障涂層隔熱效果的試驗(yàn)極其必要，這不僅可以大大降低試驗(yàn)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(yàn)研究主要包含兩個(gè)方面：① 渦輪葉片熱障涂層服役環(huán)境模擬裝置(冷效試驗(yàn))，② 渦輪葉片實(shí)時(shí)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(dòng)、傳熱工況，對(duì)渦輪葉片熱障涂層進(jìn)行試驗(yàn)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?xì)?；?高壓冷氣；③ 高速旋轉(zhuǎn)；④ 動(dòng)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(jì)難度，對(duì)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(yàn)，在滿足幾何相似性、運(yùn)動(dòng)學(xué)相似性、動(dòng)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?cái)?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(yàn)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(shí)現(xiàn)導(dǎo)向葉片低溫低壓下等效的燃?xì)夂屠錃饽M環(huán)境，進(jìn)一步研究渦輪葉片冷卻效果，驗(yàn)證了基于π定理理論即物理相似原理試驗(yàn)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(tái)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(gè)由功率為36 750 W的變速風(fēng)扇驅(qū)動(dòng)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?xì)?，并由高壓壓縮機(jī)產(chǎn)生冷卻氣體通過葉片內(nèi)部；為了滿足葉片的流動(dòng)近似，模擬段是風(fēng)洞的一小段，測試段是一個(gè)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(gè)葉片形成兩個(gè)流道；3個(gè)模擬葉片放置在風(fēng)洞的測試段形成兩個(gè)流道，為了滿足葉片的流動(dòng)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(gè)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(yàn)段。華北電力大學(xué)張立棟等[36]基于靜葉柵風(fēng)洞試驗(yàn)裝置，對(duì)葉片前緣區(qū)域的氣膜冷卻效率進(jìn)行了試驗(yàn)研究，分析了不同吹風(fēng)比、不同主流雷諾數(shù)對(duì)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(yàn)臺(tái)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(huì)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(shí)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(shí)平均降幅為26%，氣膜冷卻效率的下降幅度減小。這些試驗(yàn)?zāi)M裝置為渦輪葉片的氣膜冷卻設(shè)計(jì)提供了重要的基礎(chǔ)。

圖6 渦輪冷卻試驗(yàn)?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(duì)湍流、熱斑、輻射、旋轉(zhuǎn)等對(duì)渦輪葉片熱障涂層傳熱的影響，在低溫低壓模擬試驗(yàn)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(duì)動(dòng)/靜葉片熱障涂層進(jìn)行冷卻和隔熱效果的研究，是研制高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)的必然要求。高溫高速燃?xì)狻⒏咚傩D(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?xì)饽M與測試裝置(HPBR)[39]，能夠模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)實(shí)際燃?xì)獾母邷馗邏涵h(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?xì)饽M裝置[40]，有一種模擬超音速高溫燃?xì)獾膰姌?圖8)，來模擬熱障涂層服役過程中的高速燃?xì)猸h(huán)境。

圖8 馬赫數(shù)為0.3～1.0的高速燃?xì)饽M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(jī)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(yàn)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?xì)鈬姌專瑪?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(shí)現(xiàn)了高溫、沖蝕、CMAS腐蝕服役環(huán)境的一體化模擬，可實(shí)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(shí)還實(shí)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(jìn)一步設(shè)計(jì)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(yàn)裝置[42]，如圖10所示，該裝置通過高功率變頻電機(jī)帶動(dòng)工作葉片的渦輪模型件以一定轉(zhuǎn)速高速旋轉(zhuǎn)，同時(shí)服役環(huán)境模擬燃?xì)鈬姌尞a(chǎn)生帶有沖蝕顆粒與腐蝕顆粒的高溫高速燃?xì)?，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?xì)饨换サ姆郗h(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(jìn)氣道與導(dǎo)流板進(jìn)入工作葉片冷卻通道，實(shí)現(xiàn)工作葉片熱障涂層溫度梯度模擬?？蓪?shí)現(xiàn)1500 ℃高溫、焰流馬赫數(shù)為1、250 m/s沖蝕的燃?xì)猸h(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?xì)?、高速旋轉(zhuǎn)等模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(yàn)?zāi)M裝置[41]：(a)裝置整體，(b)超音速噴槍，(c)試驗(yàn)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(dòng)態(tài)試驗(yàn)?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(yàn)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(shí)時(shí)測溫技術(shù)

渦輪葉片熱障涂層模擬環(huán)境下溫度的實(shí)時(shí)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(shí)時(shí)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(shí)時(shí)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(duì)氣流干擾小、抗振動(dòng)和沖擊等優(yōu)勢，其基本結(jié)構(gòu)如圖11所示[43-45]。制備時(shí)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(hù)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(diǎn)存在溫差時(shí)會(huì)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(jià)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(dá)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(shí)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?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)，測量了導(dǎo)向葉片最高達(dá)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(shí)物照片[43-45]Fig.11 Structure schematic of thin-film thermocouple on turbine blade and product image[43-45]

相對(duì)來說，國內(nèi)將薄膜熱電偶應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研究較晚，安保合[47]運(yùn)用真空鍍膜的方法實(shí)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(xì)絲引線開焊、測量膜與基底短路等，熱電偶的損壞率達(dá)到40%，性能上測量誤差達(dá)到±3%，累計(jì)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(duì)附著性的影響，發(fā)現(xiàn)改變基底厚度對(duì)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(huì)降低薄膜熱電偶的塞貝克系數(shù)。

張萬里教授團(tuán)隊(duì)[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(shí)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(jìn)一步和中國燃?xì)鉁u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(shí)，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(dòng)機(jī)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(shí)現(xiàn)應(yīng)用。然而對(duì)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?xì)鉄釠_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(qiáng)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(lì)光的照射使電子躍遷到高能級(jí)，當(dāng)電子從高能級(jí)回到基態(tài)時(shí)會(huì)產(chǎn)生熒光輻射，當(dāng)熒光放射達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)后，激勵(lì)光消失后的熒光輻射衰減時(shí)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(hào)的衰減時(shí)間計(jì)算出表面實(shí)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(shí)驗(yàn)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(lán)色發(fā)光二極管作為激勵(lì)光源，經(jīng)光纖將熒光信號(hào)輸出，測量了10～450 ℃的溫度，誤差小于±5 ℃。中國航天空氣動(dòng)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(duì)燃機(jī)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(jìn)展，原理上實(shí)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(duì)溫度,ε(λ)為被測物體在溫度為T時(shí)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(diǎn)，已廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件溫度測量。

Skouroliakou等[59]利用Flir T440型號(hào)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(duì)溫度測量準(zhǔn)確性的關(guān)鍵因素。對(duì)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(huì)影響精度，而且發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片服役環(huán)境下過高的背景溫度會(huì)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(gè)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(duì)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(duì)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(shí)測量渦輪葉片溫度時(shí)的誤差進(jìn)行了計(jì)算和比較，并采用CFD軟件對(duì)動(dòng)葉和導(dǎo)葉的溫度分布進(jìn)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(duì)于熱障涂層，波長是影響其發(fā)射率的重要因素。Manara等[63]對(duì)燃?xì)廨啓C(jī)中長波長紅外測溫方法進(jìn)行了探究，發(fā)現(xiàn)對(duì)于不透明的表面，在近或短波長下測溫是合適的，但是對(duì)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(gè)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)榭赡堋W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(diǎn)，研制了一種基于多波長輻射測溫的亞毫米級(jí)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(hào)處理方法，研制了ROTAMAPII型測溫儀，實(shí)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(bǔ)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(diǎn)。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(jì)算了用高溫計(jì)測量轉(zhuǎn)子葉片溫度時(shí)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(hào)采集以及消除背景輻射的方法。中國燃?xì)鉁u輪研究院[68]基于紅外輻射測溫實(shí)現(xiàn)了航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)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(shí)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(yàn)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(jìn)一步分析熱障涂層的隔熱效果對(duì)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(jì)提供研究基礎(chǔ)。其試驗(yàn)?zāi)M裝置的整體構(gòu)造如圖6，試驗(yàn)中基于相似原理，為了滿足葉片的流動(dòng)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?；诖?，設(shè)計(jì)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(yàn)中運(yùn)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(yùn)用Flir系統(tǒng)ThermaCAM?P20和P25紅外相機(jī)，試驗(yàn)過程中通過NaCl或ZnSe窗口得到試驗(yàn)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(yùn)用安裝在模擬葉片表面的熱電偶對(duì)紅外測溫的發(fā)射率進(jìn)行校準(zhǔn)。采用的熱電偶為E型熱電偶，每個(gè)測點(diǎn)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(duì)流場的擾動(dòng)、紅外測溫視野的干擾和氣膜孔效率影響。試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)：

(1)圖13為無氣膜冷卻時(shí)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(duì)位置。可以看出，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(shí)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(duì)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(shí)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(dá)式不同，這里統(tǒng)稱為隔熱效率。TBC的相對(duì)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(shí)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(duì)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(shí)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(duì)隔熱效果的影響規(guī)律，是進(jìn)行高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片熱障涂層優(yōu)化設(shè)計(jì)的必然途徑。由于高溫測溫技術(shù)的限制，高溫燃?xì)?、冷氣CMAS腐蝕、旋轉(zhuǎn)等復(fù)雜服役環(huán)境的試驗(yàn)?zāi)M技術(shù)匱乏，高溫燃?xì)狻⒗錃?、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(jìn)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(gè)部分。每個(gè)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(gè)方面進(jìn)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(diǎn)。

Ren等[12]制備了YSZ 和雙層YSZ /Al2O3兩種涂層，發(fā)現(xiàn)在1150 ℃時(shí)，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(shí)，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(gè)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(gè)分子中有許多不同原子時(shí)，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(jìn)而增加聲子散射成為近年來研究的重點(diǎn)。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(dú)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(jìn)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(shí)隔熱效果的重要因素，主要包括燃?xì)夂屠錃獾臏囟?、速度、湍流度等參?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(yàn)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(duì)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(huì)因溫度過高而達(dá)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(duì)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(shí)驗(yàn)上，Davidson等[8]通過等效Bi等效低溫(400 ℃)實(shí)驗(yàn)，運(yùn)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(shí)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(huì)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(duì)熱障涂層隔熱效果影響的報(bào)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(shí)驗(yàn)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(jì)的關(guān)鍵。微小的結(jié)構(gòu)參數(shù)差異在高壓高速?zèng)_擊和高溫環(huán)境下，會(huì)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(yùn)用壁面相似法則，結(jié)合實(shí)驗(yàn)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(duì)壁面換熱的影響，發(fā)現(xiàn)擾流柱和擾流肋可以強(qiáng)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(duì)冷卻射流分離時(shí)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(duì)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(duì)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?cè)谘芯坎煌瑲饽た仔偷纫蛩貙?duì)綜合冷卻效率的影響時(shí)發(fā)現(xiàn)，熱障涂層可以顯著提高綜合冷卻效率，但設(shè)計(jì)更復(fù)雜氣膜孔型在提高冷卻效率上意義不大，在設(shè)計(jì)的同時(shí)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(yàn)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(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片熱障涂層的設(shè)計(jì)和優(yōu)化。

4 展 望

隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展，熱障涂層已經(jīng)成為未來高性能發(fā)動(dòng)機(jī)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(píng)價(jià)熱障涂層隔熱效果，并進(jìn)一步優(yōu)化先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片熱障涂層制備工藝和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，是當(dāng)前先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)驗(yàn)測試技術(shù)等在不斷發(fā)展和進(jìn)步，還存在以下幾個(gè)方面的問題需要進(jìn)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(píng)價(jià)理論與試驗(yàn)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(jì)提供理論基礎(chǔ)。

(2) 開發(fā)針對(duì)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?xì)狻⒗錃獾认嚓P(guān)參數(shù)對(duì)隔熱效果的影響，與數(shù)值模擬相互驗(yàn)證，促進(jìn)工作葉片熱障涂層隔熱效果的優(yōu)化和提升。