近期，工程热物理研究所在涡轮叶片复杂端区气膜冷却的布局方法方面取得进展。鉴于当前的航空发动机及燃气轮机的高压涡轮叶片工作温度已达到1600摄氏度以上，远高于单晶材料的许用温度（1000摄氏度左右），为保证高压涡轮的可靠运行，研究人员针对高压涡轮叶片端区复杂流动和传热问题开展了气膜冷却布局方法的研究。
　　如图1所示，研究人员首先根据涡轮叶片端区的几何偏置曲线和流线分别布置了一系列常规的气膜扩张孔，然后在叶片端区的表面喷涂压力敏感漆，放置于试验风洞中，通过向气膜扩张孔供应不同类型的无氧气体，最后定量获得了气膜有效度的分布。之后，将常规的气膜扩张孔更换为高效的槽缝扩张孔，再次进行了试验。
　　结果表明，当高效的槽缝扩张孔按照其出口长边与涡轮叶片端壁的几何偏置曲线垂直布置时，能够表现出沿涡轮叶片端壁流线布置时相当的气膜有效度分布规律，如图2所示。该项分布规律，为设计者提供了一种从几何的角度来考虑端区冷却问题的设计方法，从而提高了设计的灵活性和效率。
　　同时，研究人员发现，当采用了高效的槽缝扩张孔布局后，面积平均的气膜有效度在高吹风比条件下提高了0.1，这意味着燃气与冷气在温差1000摄氏度的条件下，涡轮叶片表面的气流恢复温度能降低100摄氏度，如图3所示。这项研究成果将对我国1600摄氏度等级燃气轮机的自主设计起到重要的支撑作用。
　　以上研究工作得到国家自然科学基金重点项目的支持。相关成果在叶轮机械行业顶级期刊ASME Journal of Turbomachinery上发表，论文链接https://doi.org/10.1115/1.4050120

　　图1 不同的气膜孔结构配置（a）沿偏置曲线布置（b）沿偏置曲线布置并旋转一定的角度（c）沿流线布置

图2 槽缝扩张孔在不同布局条件下的气膜有效度分布（吹风比2.0）

图3 不同气膜冷却布局条件下的面积平均气膜有效度