更高性能的航發(fā)，需要更高性能的渦輪葉片
要想獲得在尺寸小、重量輕的前提下獲得高性能，也就是通常所說的提高推重比（發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和自重的比值），主要的措施是提高燃?xì)鉁囟取?shù)據(jù)顯示渦輪前進(jìn)口溫度每提高100度，在發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸不變的條件下，推重比可以增加10%。
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早在1928年，英國工程師就提出了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的構(gòu)想。但是，直到1939年，第一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)才問世。因?yàn)榘凑债?dāng)時(shí)的設(shè)想，根本沒有材料扛得住它的高溫。
現(xiàn)在，主流航空設(shè)備上采用的是推重比是7-8的第三代航空發(fā)動(dòng)機(jī)，如美國的F-15、F-16、F-18，中國的殲10、殲11等戰(zhàn)機(jī)，民航的各個(gè)系列如空客A320、波音737等。渦輪前進(jìn)口溫度大約在1680-1750K。
美國普拉特·惠特尼公司研發(fā)的F119發(fā)動(dòng)機(jī)（準(zhǔn)備于美軍F-22戰(zhàn)機(jī)，世界上第一款五代機(jī)），推重比10.8，渦輪前進(jìn)口溫度達(dá)到了1900K。這個(gè)溫度，已經(jīng)超過碳鋼的熔點(diǎn)上百度了。
除了高溫，渦輪葉片同時(shí)還在以極高速旋轉(zhuǎn)。高速旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致渦輪葉片必須承擔(dān)極高的離心力。而在高溫下、高加載下，金屬材料會(huì)發(fā)生蠕變。簡(jiǎn)單來說，蠕變是在一定溫度下，材料長(zhǎng)期在較小的外力作用下發(fā)生形變。蠕變對(duì)于葉片來說不是好事，它能使葉片徑向伸長(zhǎng) 、扭轉(zhuǎn)和彎曲，影響葉片的使用壽命。
另外，材料在使用時(shí)會(huì)發(fā)生疲勞，可能導(dǎo)致疲勞斷裂，危及安全。
因此，渦輪葉片材料既要耐高溫，又要低蠕變，耐疲勞、力學(xué)性能還要好。要說它好造，那恐怕現(xiàn)在也沒有其他難造的東西了。
渦輪葉片選材
越來越高的標(biāo)準(zhǔn)，渦輪葉片自然不能使用等閑材料。從第三代航發(fā)，一般采用單晶或者定向合金制造渦輪葉片。
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通常鑄造的金屬材料都是多晶的，為什么要用單晶或者定向合金？
對(duì)于多晶材料，晶粒與晶粒之間有晶界。在某些場(chǎng)合下，晶界對(duì)于材料性能提高有好處。但在上個(gè)世紀(jì)60年代，美國惠普公司發(fā)現(xiàn)對(duì)于渦輪葉片來說，晶界是個(gè)“壞孩子”。普通鑄造多晶高溫合金中與應(yīng)力軸垂直的晶界是高溫應(yīng)力下產(chǎn)生裂紋的“源頭”，所以必須減少晶界，由此發(fā)展了高溫合金定向凝固技術(shù)。
定向凝固高溫合金通過控制結(jié)晶生長(zhǎng)速度、使晶粒按主承力方向擇優(yōu)生長(zhǎng)，可以改善合金的強(qiáng)度、塑性、熱疲勞性，使渦輪葉片的使用溫度達(dá)到了 1273K 。
進(jìn)一步，航空業(yè)發(fā)展了單晶合金渦輪葉片，其耐溫能力、蠕變強(qiáng)度、熱疲勞強(qiáng)度、抗氧化性能和抗腐蝕特性較定向凝固柱晶合金有了顯著提高。
但是，單晶合金渦輪葉片的制造工藝難度可就高了許多。目前，最常使用的用于制造單晶葉片的工藝方法是螺旋選晶法，其基本原理就是利用選晶器的這種狹窄界面，只允許一個(gè)晶粒長(zhǎng)出它的頂部，然后這個(gè)晶粒長(zhǎng)滿整個(gè)型腔，從而得到單晶體。
其晶體競(jìng)爭(zhēng)生長(zhǎng)機(jī)制是螺旋結(jié)構(gòu)總的攀升走向正好與散熱方向相反，致使螺旋體內(nèi)散熱均勻，因此在整個(gè)螺旋形生長(zhǎng)過程中，位向最適合生長(zhǎng)的那個(gè)晶粒將其他眾多的初生晶粒一一淘汰，不斷長(zhǎng)出枝晶并最終進(jìn)入試樣本體成為單晶鑄件。
單向散熱看似簡(jiǎn)單，其實(shí)這個(gè)過程是極其難控制的，這涉及到材料本身及鑄模的熱物理特性，并且考慮制造過程中的散熱條件等因素的影響，以及晶體的生長(zhǎng)速度等，這些都需要經(jīng)過嚴(yán)格的實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)以及大量的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，經(jīng)計(jì)算后才能夠得出準(zhǔn)確的結(jié)果，難度非常之大。
此外，高溫合金中還添加微量元素提高使用溫度。第二代單晶合金與第一代單晶合金相比，通過加入3%的錸、適當(dāng)增大了鈷和鉬的含量，使其工作溫度提高了30 K。
第三代單晶合金Rene N6和CMSX-10加入高達(dá)5wt％以上的錸，顯著提高高溫蠕變強(qiáng)度。第四代單晶合金，通過添加釕，進(jìn)一步提高了合金微觀結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性，使用溫度已達(dá)到了1473K。
冷卻技術(shù)
不過采用單晶高溫合金材料并不能解決問題。實(shí)際上，單靠尋找更耐高溫的材料來滿足更高渦輪前溫度是不切實(shí)際的。目前，渦輪前進(jìn)口溫度已達(dá)到了 2000K 左右，比高壓渦輪葉片金屬材料的熔點(diǎn)高400K。而近年來，渦輪前溫度以每年平均提高 20K的速度增加，而金屬耐溫程度僅以每年約 8K的速度增加。
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兩者之間的缺口就必須依靠航發(fā)先進(jìn)的冷卻系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)，例如氣膜冷卻技術(shù)。通過噴入冷氣，借助高溫燃?xì)獾膲毫湍Σ亮ψ屍湔掣皆诒诿娓浇纬梢粋€(gè)較低的冷氣膜，將壁面同高溫燃?xì)飧綦x，并帶走部分高溫燃?xì)饣蛎髁粱鹧鎸?duì)壁面的輻射熱量，從而對(duì)壁面起到良好的保護(hù)作用。
據(jù)數(shù)據(jù)記載，目前的冷卻技術(shù)可以實(shí)現(xiàn)溫降已達(dá)400 K-600 K。
隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度的不斷提升，原有的單通道空心冷卻葉片的冷卻效果已經(jīng)不能滿足現(xiàn)實(shí)需求，發(fā)展更為先進(jìn)更復(fù)雜的多通道多路冷卻方案成為下一代航發(fā)的關(guān)鍵技術(shù)。而每一次冷卻方案的優(yōu)化都對(duì)渦輪葉片的設(shè)計(jì)和制造提出了極大的考驗(yàn)！
冷卻技術(shù)的發(fā)展，依然不能完全解決、或者滿足材料承載溫度與渦輪前進(jìn)口溫度之間的差距。因此，還需要對(duì)在渦輪葉片燃?xì)饬鞯辣砻鎳娡繜嵴贤繉印?/p>
熱障涂層（簡(jiǎn)稱 TBC）是在零件表面沉積黏接 一層低導(dǎo)熱系數(shù)的材料，利用其低熱傳導(dǎo)特性，在其內(nèi)、 外表面形成溫降，用以降低零件表面工作溫度（或提高零件的承溫能力）的方法。據(jù)資料介紹，熱障涂層可取得 50K-150 K 的隔熱效果。
目前在渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)上獲得實(shí)際應(yīng)用的熱障涂層均為雙層結(jié)構(gòu)： 表層為陶瓷層，主要起隔熱作用， 此外還起抗腐蝕、 沖刷和侵蝕的作用 ; 內(nèi)層為金屬粘接層， 主要起改善金屬基體與陶瓷層之間的物理相容性， 增強(qiáng)涂層抗高溫氧化性能的作用。
由于是把涂層涂覆在金屬基體上，需要考慮涂層的附著力，對(duì)金屬基體顯微組織穩(wěn)定性的影響以及涂層與金屬因熱膨脹系數(shù)差異而可能導(dǎo)致的剝落問題等，這就需要空心葉片金屬材料學(xué)科領(lǐng)域聯(lián)合諸多其他領(lǐng)域的相關(guān)專家合力公關(guān)、共同研發(fā)。