一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台的利记博彩app
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航空发动机涡轮主动间隙控制技术领域，尤其涉及一种航空发动机涡 轮主动间隙控制系统机匣模型验证实验台。
【背景技术】
[0002] 叶尖主动间隙控制技术（ActiveClearanceControl，下文中简称为ACC)能够 实现叶尖间隙调节，对降低发动机油耗、提高发动机性能和可靠性具有着重要意义。目前， 航空发动机上采用的ACC技术大多数都是基于可控热变形机匣方案，如CFM56、V2500以及 PW400系列发动机（曾军，王鹏飞.民用航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制技术分析[J]. 航空科学技术，2012, 24(2): 1-6)(BradburyLJS.TheStructureofaself-preserving turbulentplanejet[J]?JournalofFluidMechanics, 1965,23(1) :31-64)。 即 在发动机不同的飞行状态下，采用不同温度气体射流冲击机匣的方式，改变机匣的 温度，实现其热变形的调节，从而控制叶尖间隙在整个发动机工作包线内保持合适 的大小(LattimeSB,SteinetzBM.High-pressure-turbineclearancecontrol systems:currentpracticesandfuturedirections[J].JournalofPropulsionand Power, 2004, 20(2) : 302-311)。因此针对可控热变形机匣部件，开展其冷却结构设计和对应 的温度场及变形规律分析一直是ACC技术的核心。
[0003] 部分学者就ACC系统开展了不同形式的验证研宄。最具代表性的就是 NASA(Gaffinff0.JT9D-70/59Improvedhighpressureturbineactiveclearance controlsystem[R].Cleveland，NASA_LewisAircraftGroup,CR-159661，1979)开展的 JT9D-70/59改进型高压涡轮ACC系统研宄。研宄中采用了全尺寸高压涡轮机匣模型实验 件，内部设计了一种封严支撑结构，并利用旋转燃气加温设备对实验件局部加热，来模拟高 温燃气对涡轮外环的冲刷作用。在机匣外部设计和安装了两圈冷却空气管（横截面为圆 形），通过冷却空气的冲击射流改变机匣温度分布。实验中采用位移百分表测量了封严支 撑结构与机匣螺栓不同连接方式下机匣一圈法兰的热变形量，但未考虑实际发动机工作状 态下的压力及弯曲载荷带来的影响。研宄中发现封严支撑结构与机匣在螺栓不同连接装配 方式下，机匣径向热变形在周向上分布都不均匀。以基准结构为例，在实验条件下径向平 均热变形为2. 41mm，最大径向位移为2. 84mm，最小径向位移为1. 93mm，最大相对偏差达到 47. 2%。这套试验方案仅能模拟机匣局部热侧和冷却侧换热条件，与整机换热有较大的差 距，测量也仅仅局限于单圈法兰数据，无法直观的验证ACC设计方案的实施效果。
[0004] 当然验证ACC系统工作特性最好的方式就是整机或部件实验，通过实测机匣的变 形或叶尖间隙值，得到采用ACC技术后叶尖间隙变化规律和相应的发动机或部件性能。GE 公司的（HowardWD,FaschingWA.CF6jetenginediagnosticsprogramhighpressure turbineroundness/clearanceinvestigation[R].Washington,NASA,CR-165581, 1982) 针对CF6-50C发动机，利用整机试车来评估高压涡轮间隙变化对发动机和部件性能的影 响。研宄中通过在高压涡轮外环块上安装8个探针，测量了发动机地面试车稳态和过渡态 中，第一级高压涡轮叶尖间隙以及静子机匣部件的不圆度。测量结果表明稳态和过渡态下 高压涡轮机匣沿周向温度及不圆度分布并不均匀，周向差异大约为0. 25_。采用这种实验 方法难度大，投入成本高，并且涡轮中恶劣的测试环境对叶尖间隙实时测量带来很多干扰， 使得测试难度高、数据误差较大。
[0005] 与欧美等航空航天大国ACC技术已经成熟应用相比，我国ACC技术研宄才刚刚起 步，相关研宄工作大多集中在ACC系统中典型部件的流动、传热及变形的机理分析中，尚未 开展ACC技术的验证工作。在实验室工况下开展模型验证实验，可以显著降低实验费用和 风险。但此时如仍采用带涡轮转子的实验方案，由于叶片、轮盘等转子的旋转速度高，带来 的振动、安全性和轴向力平衡等问题将比较突出，因此国外ACC系统的模型实验中，均未考 虑转子部件，将重点都放在了机匣部件的温度分布和变形测试研宄上，正如Gaffin所开展 的实验工作。本专利在此基础上，针对叶尖主动间隙控制系统的核心一一可控热变形机匣， 提出了一种航空发动机涡轮主动间隙控制系统机匣模型验证试验台。
【发明内容】
[0006] 为了直观地验证航空发动机ACC设计方案的实施效果，为设计方案进一步的工程 应用提供重要的技术支撑，本发明提供一种航空发动机涡轮主动间隙控制系统机匣模型验 证实验台，开展机匣温度、变形量等参数的测量，通过改变集气腔进气流量，研宄了不同工 况下机匣温度分布规律，获得了机匣径向变形量及其在周向和轴向的分布规律。
[0007] 本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：
[0008] 一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台，包含供气模块、热环境 模拟模块、测量模块和可控热变形机匣模型实验件；
[0009] 所述供气模块用于提供可控热变形机匣模型实验件外表面冷却气体，以模拟ACC 系统中机匣外表面压气机引气；
[0010] 所述热环境模拟模块用于加热可控热变形机匣实验件的内表面，以模拟发动机涡 轮中高温燃气同外环接触后对机匣的加热作用；
[0011] 所述测量模块用于测量所述冷却气体的压力、流量和温度、可控热变形机匣模型 实验件外表面的温度、以及可控热变形机匣模型实验件的热变形量；
[0012] 所述可控热变形机匣模型实验件用于模拟ACC系统中的机匣。
[0013] 作为本发明一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台进一步的优 化方案，所述供气模块包含活塞式压缩机、储气罐、第一至第三流量控制阀和三通接头；
[0014] 所述活塞式压缩机通过储气罐与第一流量控制阀的一端管道相连；
[0015] 所述第一流量控制阀的另一端通过测量模块与所述三通接头的一端管道相连；
[0016] 所述三通接头的另外两端中的一个通过第二流量控制阀与可控热变形机匣模型 实验件管道相连，另一个通过第三流量控制阀与外部大气相连；
[0017] 所述活塞式压缩机用于压缩并输出空气；
[0018] 所述储气罐用于储存压缩空气并稳压；
[0019] 所述第一至第三流量控制阀用于通过改变阀门大小以调节供气流量。
[0020] 作为本发明一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台进一步的优 化方案，所述热环境模拟模块包含电加热单元、调功器、热电偶温度传感器、托架、台板和底 座；
[0021] 所述台板固定在底座上，用于固定可控热变形机匣实验件，且在可控热变形机匣 实验件于台板之间设有隔热垫块；
[0022] 所述托架设置在可控热变形机匣实验件内、固定在底座上，用于固定电加热单 元；
[0023] 所述电加热单元用于加热可控热变形机匣模型实验件的内表面；
[0024] 所述热电偶温度传感器用于检测可控热变形机匣模型实验件内表面的温度；
[0025] 所述调功器用于根据所述热电偶温度传感器的检测结果调节所述电加热单元加 热功率。
[0026] 作为本发明一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台进一步的优 化方案，所述电加热单元包含若干石英电加热管，均匀设置在所述托架上。
[0027] 作为本发明一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台进一步的优 化方案，还包含汇流排，所述汇流排固定在所述托架上，用于排布所述石英电加热管的电源 线。
[0028] 作为本发明一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台进一步的优 化方案，所述石英电加热管的功率为lkw。
[0029] 作为本发明一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台进一步的优 化方案，所述石英电加热管的数量为45支。
[0030] 作为本发明一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台进一步的优 化方案，所述托架为空心圆柱体，其上部和下部设有隔热板，以减少托架内部热量流失。
[0031] 作为本发明一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台进一步的优 化方案，所述可控热变形机匣模型实验件包含变形机匣、冷却单元和集气腔；
[0032] 所述集气腔一端与所述第二流量控制阀管道相连，另一端与冷却单元管道相连；
[0033] 所述冷却单元包含若干冷却管，均匀设置在变形机匣的外表面上。
[0034] 作为本发明一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台进一步的优 化方案，所述测量模块包含涡街流量计、温度巡检仪、用于测量冷却气体温度的铠装K型热 电偶，若干用于测量变形机匣的外表面温度的铠装K型热电偶和若干电子数显百分表；
[0035] 所述涡街流量计一端与所述第一流量控制阀管道相连，另一端与所述三通接头相 连；
[0036] 所述涡街流量计与所述第一流量控制阀之间的管道上设有压力传感器；
[0037] 所述铠装K型热电偶都与温度巡检仪电气相连，其中，用于测量冷却气体温度的 铠装K型热电偶设置在涡街流量计与所述三通之间的管路上，用于测量变形机匣的外表面 温度的铠装K型热电偶均匀设置在所述变形机匣的外表面上；
[0038] 所述电子数显百分表均匀设置在所述变形机匣的外表面上，且电子数显百分表的 探头同变形机匣的外表面保持无约束的自由接触，用于测量变形机匣的外表面各个部分的 变形程度；
[0039] 所述冷却管的进口处均设有两个压力传感器，分别测量其总压和静压。
[0040] 本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：
[0041] 1.使用范围广；
[0042] 2.结构简单；
[0043] 3.实验室环境可调参数接近真实发动机工况；
[0044] 4.获得ACC设计方案中