一種航空發動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺制造技術

本發明專利技術公開了一種航空發動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺,包含供氣模塊、熱環境模擬模塊、測量模塊和可控熱變形機匣模型實驗件，其中，供氣模塊用于提供可控熱變形機匣模型實驗件外表面冷卻氣體，以模擬ACC系統中機匣外表面壓氣機引氣；熱環境模擬模塊用于加熱可控熱變形機匣實驗件的內表面，以模擬發動機渦輪中高溫燃氣同外環接觸后對機匣的加熱作用；測量模塊用于測量所述冷卻氣體的壓力、流量和溫度、可控熱變形機匣模型實驗件外表面的溫度、以及可控熱變形機匣模型實驗件熱變形量；可控熱變形機匣模型實驗件用于模擬ACC系統中的機匣。本發明專利技術可以直觀地驗證ACC設計方案的實施效果，為該方案進一步的工程應用提供了重要的技術支撐。

【技術實現步驟摘要】
一種航空發動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺
本專利技術涉及航空發動機渦輪主動間隙控制
，尤其涉及一種航空發動機渦輪主動間隙控制系統機匣模型驗證實驗臺。
技術介紹
葉尖主動間隙控制技術(ActiveClearanceControl，下文中簡稱為ACC)能夠實現葉尖間隙調節，對降低發動機油耗、提高發動機性能和可靠性具有著重要意義。目前，航空發動機上采用的ACC技術大多數都是基于可控熱變形機匣方案，如CFM56、V2500以及PW400系列發動機(曾軍,王鵬飛.民用航空發動機渦輪葉尖間隙主動控制技術分析[J].航空科學技術,2012,24(2):1-6)(BradburyLJS.TheStructureofaself-preservingturbulentplanejet[J].JournalofFluidMechanics,1965,23(1):31-64)。即在發動機不同的飛行狀態下，采用不同溫度氣體射流沖擊機匣的方式，改變機匣的溫度，實現其熱變形的調節，從而控制葉尖間隙在整個發動機工作包線內保持合適的大小(LattimeSB,SteinetzBM.High-pressure-turbineclearancecontrolsystems:currentpracticesandfuturedirections[J].JournalofPropulsionandPower,2004,20(2):302-311)。因此針對可控熱變形機匣部件，開展其冷卻結構設計和對應的溫度場及變形規律分析一直是ACC技術的核心。部分學者就ACC系統開展了不同形式的驗證研究。最具代表性的就是NASA(GaffinWO.JT9D-70/59Improvedhighpressureturbineactiveclearancecontrolsystem[R].Cleveland,NASA-LewisAircraftGroup,CR-159661,1979)開展的JT9D-70/59改進型高壓渦輪ACC系統研究。研究中采用了全尺寸高壓渦輪機匣模型實驗件，內部設計了一種封嚴支撐結構，并利用旋轉燃氣加溫設備對實驗件局部加熱，來模擬高溫燃氣對渦輪外環的沖刷作用。在機匣外部設計和安裝了兩圈冷卻空氣管(橫截面為圓形)，通過冷卻空氣的沖擊射流改變機匣溫度分布。實驗中采用位移百分表測量了封嚴支撐結構與機匣螺栓不同連接方式下機匣一圈法蘭的熱變形量，但未考慮實際發動機工作狀態下的壓力及彎曲載荷帶來的影響。研究中發現封嚴支撐結構與機匣在螺栓不同連接裝配方式下，機匣徑向熱變形在周向上分布都不均勻。以基準結構為例，在實驗條件下徑向平均熱變形為2.41mm，最大徑向位移為2.84mm，最小徑向位移為1.93mm，最大相對偏差達到47.2％。這套試驗方案僅能模擬機匣局部熱側和冷卻側換熱條件，與整機換熱有較大的差距，測量也僅僅局限于單圈法蘭數據，無法直觀的驗證ACC設計方案的實施效果。當然驗證ACC系統工作特性最好的方式就是整機或部件實驗，通過實測機匣的變形或葉尖間隙值，得到采用ACC技術后葉尖間隙變化規律和相應的發動機或部件性能。GE公司的(HowardWD,FaschingWA.CF6jetenginediagnosticsprogramhighpressureturbineroundness/clearanceinvestigation[R].Washington,NASA,CR-165581,1982)針對CF6-50C發動機，利用整機試車來評估高壓渦輪間隙變化對發動機和部件性能的影響。研究中通過在高壓渦輪外環塊上安裝8個探針，測量了發動機地面試車穩態和過渡態中，第一級高壓渦輪葉尖間隙以及靜子機匣部件的不圓度。測量結果表明穩態和過渡態下高壓渦輪機匣沿周向溫度及不圓度分布并不均勻，周向差異大約為0.25mm。采用這種實驗方法難度大，投入成本高，并且渦輪中惡劣的測試環境對葉尖間隙實時測量帶來很多干擾，使得測試難度高、數據誤差較大。與歐美等航空航天大國ACC技術已經成熟應用相比，我國ACC技術研究才剛剛起步，相關研究工作大多集中在ACC系統中典型部件的流動、傳熱及變形的機理分析中，尚未開展ACC技術的驗證工作。在實驗室工況下開展模型驗證實驗，可以顯著降低實驗費用和風險。但此時如仍采用帶渦輪轉子的實驗方案，由于葉片、輪盤等轉子的旋轉速度高，帶來的振動、安全性和軸向力平衡等問題將比較突出，因此國外ACC系統的模型實驗中，均未考慮轉子部件，將重點都放在了機匣部件的溫度分布和變形測試研究上，正如Gaffin所開展的實驗工作。本專利在此基礎上，針對葉尖主動間隙控制系統的核心——可控熱變形機匣，提出了一種航空發動機渦輪主動間隙控制系統機匣模型驗證試驗臺。
技術實現思路
為了直觀地驗證航空發動機ACC設計方案的實施效果，為設計方案進一步的工程應用提供重要的技術支撐，本專利技術提供一種航空發動機渦輪主動間隙控制系統機匣模型驗證實驗臺，開展機匣溫度、變形量等參數的測量，通過改變集氣腔進氣流量，研究了不同工況下機匣溫度分布規律，獲得了機匣徑向變形量及其在周向和軸向的分布規律。本專利技術為解決上述技術問題采用以下技術方案：一種航空發動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺，包含供氣模塊、熱環境模擬模塊、測量模塊和可控熱變形機匣模型實驗件；所述供氣模塊用于提供可控熱變形機匣模型實驗件外表面冷卻氣體，以模擬ACC系統中機匣外表面壓氣機引氣；所述熱環境模擬模塊用于加熱可控熱變形機匣模型實驗件的內表面，以模擬發動機渦輪中高溫燃氣同外環接觸后對機匣的加熱作用；所述測量模塊用于測量所述冷卻氣體的壓力、流量和溫度、可控熱變形機匣模型實驗件外表面的溫度、以及可控熱變形機匣模型實驗件的熱變形量；所述可控熱變形機匣模型實驗件用于模擬ACC系統中的機匣。作為本專利技術一種航空發動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優化方案，所述供氣模塊包含活塞式壓縮機、儲氣罐、第一至第三流量控制閥和三通接頭；所述活塞式壓縮機通過儲氣罐與第一流量控制閥的一端管道相連；所述第一流量控制閥的另一端通過測量模塊與所述三通接頭的一端管道相連；所述三通接頭的另外兩端中的一個通過第二流量控制閥與可控熱變形機匣模型實驗件管道相連，另一個通過第三流量控制閥與外部大氣相連；所述活塞式壓縮機用于壓縮并輸出空氣；所述儲氣罐用于儲存壓縮空氣并穩壓；所述第一至第三流量控制閥用于通過改變閥門大小以調節供氣流量。作為本專利技術一種航空發動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優化方案，所述熱環境模擬模塊包含電加熱單元、調功器、熱電偶溫度傳感器、托架、臺板和底座；所述臺板固定在底座上，用于固定可控熱變形機匣模型實驗件，且在可控熱變形機匣模型實驗件于臺板之間設有隔熱墊塊；所述托架設置在可控熱變形機匣模型實驗件內、固定在底座上，用于固定電加熱單元；所述電加熱單元用于加熱可控熱變形機匣模型實驗件的內表面；所述熱電偶溫度傳感器用于檢測可控熱變形機匣模型實驗件內表面的溫度；所述調功器用于根據所述熱電偶溫度傳感器的檢測結果調節所述電加熱單元加熱功率。作為本專利技術一種航空發動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優化方案，所述電加熱單元包含若干石英電加本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種航空發動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺，其特征在于，包含供氣模塊、熱環境模擬模塊、測量模塊和可控熱變形機匣模型實驗件；所述供氣模塊用于提供可控熱變形機匣模型實驗件外表面冷卻氣體，以模擬ACC系統中機匣外表面壓氣機引氣；所述熱環境模擬模塊用于加熱可控熱變形機匣實驗件的內表面，以模擬發動機渦輪中高溫燃氣同外環接觸后對機匣的加熱作用；所述測量模塊用于測量所述冷卻氣體的壓力、流量和溫度、可控熱變形機匣模型實驗件外表面的溫度、以及可控熱變形機匣模型實驗件的熱變形量；所述可控熱變形機匣模型實驗件用于模擬ACC系統中的機匣。

【技術特征摘要】
1.一種航空發動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺，其特征在于，包含供氣模塊、熱環境模擬模塊、測量模塊和可控熱變形機匣模型實驗件；所述供氣模塊用于提供可控熱變形機匣模型實驗件外表面冷卻氣體，以模擬ACC系統中機匣外表面壓氣機引氣；所述熱環境模擬模塊用于加熱可控熱變形機匣模型實驗件的內表面，以模擬發動機渦輪中高溫燃氣同外環接觸后對機匣的加熱作用；所述測量模塊用于測量所述冷卻氣體的壓力、流量和溫度、可控熱變形機匣模型實驗件外表面的溫度、以及可控熱變形機匣模型實驗件的熱變形量；所述可控熱變形機匣模型實驗件用于模擬ACC系統中的機匣；所述供氣模塊包含活塞式壓縮機、儲氣罐、第一至第三流量控制閥和三通接頭；所述活塞式壓縮機通過儲氣罐與第一流量控制閥的一端管道相連；所述第一流量控制閥的另一端通過測量模塊與所述三通接頭的一端管道相連；所述三通接頭的另外兩端中的一個通過第二流量控制閥與可控熱變形機匣模型實驗件管道相連，另一個通過第三流量控制閥與外部大氣相連；所述活塞式壓縮機用于壓縮并輸出空氣；所述儲氣罐用于儲存壓縮空氣并穩壓；所述第一至第三流量控制閥用于通過改變閥門大小以調節供氣流量；所述熱環境模擬模塊包含電加熱單元、調功器、熱電偶溫度傳感器、托架、臺板和底座；所述臺板固定在底座上，用于固定可控熱變形機匣模型實驗件，且在可控熱變形機匣模型實驗件與臺板之間設有隔熱墊塊；所述托架設置在可控熱變形機匣模型實驗件內、固定在底座上，用于固定電加熱單元；所述電加熱單元用于加熱可控熱變形機匣模型實驗件的內表面；所述熱電偶溫度傳感器用于檢測可控熱變形機匣模型實驗件內表面的溫度；所述調功器用于根據所述熱電偶溫度傳感器的檢測結果調節所述電加熱單元加熱功率。2.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺，其特征在于，所述電加熱單元包含若干石英電加熱管，均勻設置在所述托架上。3.根據...

【專利技術屬性】
技術研發人員：徐逸鈞，毛軍逵，劉亞非，劉方圓，徐瑞，
申請(專利權)人：南京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：江蘇;32