一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制技術(shù)領(lǐng)域,尤其涉及一種航空發(fā)動機渦 輪主動間隙控制系統(tǒng)機匣模型驗證實驗臺。
【背景技術(shù)】
[0002] 葉尖主動間隙控制技術(shù)(ActiveClearanceControl,下文中簡稱為ACC)能夠 實現(xiàn)葉尖間隙調(diào)節(jié),對降低發(fā)動機油耗、提高發(fā)動機性能和可靠性具有著重要意義。目前, 航空發(fā)動機上采用的ACC技術(shù)大多數(shù)都是基于可控熱變形機匣方案,如CFM56、V2500以及 PW400系列發(fā)動機(曾軍,王鵬飛.民用航空發(fā)動機渦輪葉尖間隙主動控制技術(shù)分析[J]. 航空科學技術(shù),2012, 24(2): 1-6)(BradburyLJS.TheStructureofaself-preserving turbulentplanejet[J]?JournalofFluidMechanics, 1965,23(1) :31-64)。 即 在發(fā)動機不同的飛行狀態(tài)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(xiàn)其熱變形的調(diào)節(jié),從而控制葉尖間隙在整個發(fā)動機工作包線內(nèi)保持合適 的大小(LattimeSB,SteinetzBM.High-pressure-turbineclearancecontrol systems:currentpracticesandfuturedirections[J].JournalofPropulsionand Power, 2004, 20(2) : 302-311)。因此針對可控熱變形機匣部件,開展其冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計和對應(yīng) 的溫度場及變形規(guī)律分析一直是ACC技術(shù)的核心。
[0003] 部分學者就ACC系統(tǒng)開展了不同形式的驗證研宄。最具代表性的就是 NASA(Gaffinff0.JT9D-70/59Improvedhighpressureturbineactiveclearance controlsystem[R].Cleveland,NASA_LewisAircraftGroup,CR-159661,1979)開展的 JT9D-70/59改進型高壓渦輪ACC系統(tǒng)研宄。研宄中采用了全尺寸高壓渦輪機匣模型實驗 件,內(nèi)部設(shè)計了一種封嚴支撐結(jié)構(gòu),并利用旋轉(zhuǎn)燃氣加溫設(shè)備對實驗件局部加熱,來模擬高 溫燃氣對渦輪外環(huán)的沖刷作用。在機匣外部設(shè)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(jié)構(gòu)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(fā)動機工作狀 態(tài)下的壓力及彎曲載荷帶來的影響。研宄中發(fā)現(xiàn)封嚴支撐結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)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(cè)和冷卻側(cè)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(shù)據(jù),無法直觀的驗證ACC設(shè)計方案的實施效果。
[0004] 當然驗證ACC系統(tǒng)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(shù)后葉尖間隙變化規(guī)律和相應(yīng)的發(fā)動機或部件性能。GE 公司的(HowardWD,FaschingWA.CF6jetenginediagnosticsprogramhighpressure turbineroundness/clearanceinvestigation[R].Washington,NASA,CR-165581, 1982) 針對CF6-50C發(fā)動機,利用整機試車來評估高壓渦輪間隙變化對發(fā)動機和部件性能的影 響。研宄中通過在高壓渦輪外環(huán)塊上安裝8個探針,測量了發(fā)動機地面試車穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài) 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(jié)果表明穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)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. 25_。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(huán)境對葉尖間隙實時測量帶來很多干擾, 使得測試難度高、數(shù)據(jù)誤差較大。
[0005] 與歐美等航空航天大國ACC技術(shù)已經(jīng)成熟應(yīng)用相比,我國ACC技術(shù)研宄才剛剛起 步,相關(guān)研宄工作大多集中在ACC系統(tǒng)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(shù)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(zhuǎn)子的實驗方案,由于葉片、輪盤等轉(zhuǎn)子的旋轉(zhuǎn)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(tǒng)的模型實驗中,均未考 慮轉(zhuǎn)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宄上,正如Gaffin所開展 的實驗工作。本專利在此基礎(chǔ)上,針對葉尖主動間隙控制系統(tǒng)的核心一一可控熱變形機匣, 提出了一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制系統(tǒng)機匣模型驗證試驗臺。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0006] 為了直觀地驗證航空發(fā)動機ACC設(shè)計方案的實施效果,為設(shè)計方案進一步的工程 應(yīng)用提供重要的技術(shù)支撐,本發(fā)明提供一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制系統(tǒng)機匣模型驗 證實驗臺,開展機匣溫度、變形量等參數(shù)的測量,通過改變集氣腔進氣流量,研宄了不同工 況下機匣溫度分布規(guī)律,獲得了機匣徑向變形量及其在周向和軸向的分布規(guī)律。
[0007] 本發(fā)明為解決上述技術(shù)問題采用以下技術(shù)方案:
[0008] 一種航空發(fā)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(huán)境 模擬模塊、測量模塊和可控熱變形機匣模型實驗件;
[0009] 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(tǒng)中機匣外表面壓氣機引氣;
[0010] 所述熱環(huán)境模擬模塊用于加熱可控熱變形機匣實驗件的內(nèi)表面,以模擬發(fā)動機渦 輪中高溫燃氣同外環(huán)接觸后對機匣的加熱作用;
[0011] 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;
[0012] 所述可控熱變形機匣模型實驗件用于模擬ACC系統(tǒng)中的機匣。
[0013] 作為本發(fā)明一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優(yōu) 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;
[0014] 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;
[0015] 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;
[0016] 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;
[0017] 所述活塞式壓縮機用于壓縮并輸出空氣;
[0018] 所述儲氣罐用于儲存壓縮空氣并穩(wěn)壓;
[0019] 所述第一至第三流量控制閥用于通過改變閥門大小以調(diào)節(jié)供氣流量。
[0020] 作為本發(fā)明一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優(yōu) 化方案,所述熱環(huán)境模擬模塊包含電加熱單元、調(diào)功器、熱電偶溫度傳感器、托架、臺板和底 座;
[0021] 所述臺板固定在底座上,用于固定可控熱變形機匣實驗件,且在可控熱變形機匣 實驗件于臺板之間設(shè)有隔熱墊塊;
[0022] 所述托架設(shè)置在可控熱變形機匣實驗件內(nèi)、固定在底座上,用于固定電加熱單 元;
[0023] 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(nèi)表面;
[0024] 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(nèi)表面的溫度;
[0025] 所述調(diào)功器用于根據(jù)所述熱電偶溫度傳感器的檢測結(jié)果調(diào)節(jié)所述電加熱單元加 熱功率。
[0026] 作為本發(fā)明一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優(yōu) 化方案,所述電加熱單元包含若干石英電加熱管,均勻設(shè)置在所述托架上。
[0027] 作為本發(fā)明一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優(yōu) 化方案,還包含匯流排,所述匯流排固定在所述托架上,用于排布所述石英電加熱管的電源 線。
[0028] 作為本發(fā)明一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優(yōu) 化方案,所述石英電加熱管的功率為lkw。
[0029] 作為本發(fā)明一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優(yōu) 化方案,所述石英電加熱管的數(shù)量為45支。
[0030] 作為本發(fā)明一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優(yōu) 化方案,所述托架為空心圓柱體,其上部和下部設(shè)有隔熱板,以減少托架內(nèi)部熱量流失。
[0031] 作為本發(fā)明一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優(yōu) 化方案,所述可控熱變形機匣模型實驗件包含變形機匣、冷卻單元和集氣腔;
[0032] 所述集氣腔一端與所述第二流量控制閥管道相連,另一端與冷卻單元管道相連;
[0033] 所述冷卻單元包含若干冷卻管,均勻設(shè)置在變形機匣的外表面上。
[0034] 作為本發(fā)明一種航空發(fā)動機渦輪主動間隙控制機匣模型驗證實驗臺進一步的優(yōu) 化方案,所述測量模塊包含渦街流量計、溫度巡檢儀、用于測量冷卻氣體溫度的鎧裝K型熱 電偶,若干用于測量變形機匣的外表面溫度的鎧裝K型熱電偶和若干電子數(shù)顯百分表;
[0035] 所述渦街流量計一端與所述第一流量控制閥管道相連,另一端與所述三通接頭相 連;
[0036] 所述渦街流量計與所述第一流量控制閥之間的管道上設(shè)有壓力傳感器;
[0037] 所述鎧裝K型熱電偶都與溫度巡檢儀電氣相連,其中,用于測量冷卻氣體溫度的 鎧裝K型熱電偶設(shè)置在渦街流量計與所述三通之間的管路上,用于測量變形機匣的外表面 溫度的鎧裝K型熱電偶均勻設(shè)置在所述變形機匣的外表面上;
[0038] 所述電子數(shù)顯百分表均勻設(shè)置在所述變形機匣的外表面上,且電子數(shù)顯百分表的 探頭同變形機匣的外表面保持無約束的自由接觸,用于測量變形機匣的外表面各個部分的 變形程度;
[0039] 所述冷卻管的進口處均設(shè)有兩個壓力傳感器,分別測量其總壓和靜壓。
[0040] 本發(fā)明采用以上技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)相比,具有以下技術(shù)效果:
[0041] 1.使用范圍廣;
[0042] 2.結(jié)構(gòu)簡單;
[0043] 3.實驗室環(huán)境可調(diào)參數(shù)接近真實發(fā)動機工況;
[0044] 4.獲得ACC設(shè)計方案中