專利名稱：一種新型渦輪葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
葉尖間隙的主動(dòng)控制是葉輪機(jī)械中普遍關(guān)注的問題。航空發(fā)動(dòng)機(jī)、地面燃?xì)廨啓C(jī)、船用燃?xì)廨啓C(jī)、汽輪機(jī)等工程機(jī)械的效率和燃油消耗率等主要性能指標(biāo)都受葉尖間隙的影響。
背景技術(shù)：
2.1研究背景和意義渦輪是氣流將極高的熱焓轉(zhuǎn)變?yōu)閯?dòng)能的重要部件。渦輪的效率影響著整體發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。隨著人們對(duì)高壓比、高氣動(dòng)負(fù)荷、高效率和低展弦比葉片的不斷追求，必然使得轉(zhuǎn)子葉片承載更多的負(fù)荷，而最嚴(yán)重的損失發(fā)生在葉片的尖部區(qū)域。大量的實(shí)驗(yàn)研究表明，大部分軸流壓縮機(jī)首先在葉尖產(chǎn)生失速，在民用和航空軸流壓氣機(jī)內(nèi)部，環(huán)壁附面層與葉片附面層的相互作用是導(dǎo)致端壁區(qū)葉柵速率急劇下降和誘發(fā)非穩(wěn)定流動(dòng)的重要原因之一，denton于1993年的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，端壁區(qū)的流動(dòng)損失占全部損失的三分之一以上，絕大多數(shù)壓氣機(jī)也都存在葉尖部基元葉片吸力面的附面層率先失速的流動(dòng)現(xiàn)象，分析表明，葉尖泄露對(duì)失速具有重要影響。
葉尖間隙與葉高之比每增加0.01，會(huì)引起壓氣機(jī)或渦輪效率降低約0.8~1.2％，而效率降低1％則燃油消耗率增加約2％。而耗油率不僅影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能，同時(shí)也影響其全壽命費(fèi)用，據(jù)美國(guó)GE公司對(duì)CF6-50發(fā)動(dòng)機(jī)的分析表明，其壓氣機(jī)、渦輪葉片葉尖間隙引起的耗油率的損失約占總損失的67％。
葉尖間隙對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的穩(wěn)定性也有一定的影響，如PW4000發(fā)動(dòng)機(jī)喘振問題。近年來，PW4000發(fā)動(dòng)機(jī)在世界范圍內(nèi)屢屢發(fā)生喘振，這些喘振多發(fā)生在起飛和爬升階段，特別是達(dá)到起飛推力后40~60秒內(nèi)。2001年8月7日，國(guó)內(nèi)的一架767飛機(jī)在起飛階段因單臺(tái)PW4000發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生喘振而造成發(fā)動(dòng)機(jī)自動(dòng)停車，飛機(jī)返航。從1992年至今，該系列發(fā)動(dòng)機(jī)在世界范圍內(nèi)共發(fā)生209起大推力喘振。據(jù)惠普公司提供的數(shù)據(jù)，從1992年至今，我國(guó)共發(fā)生11起起飛階段非機(jī)械原因喘振，集中在使用PW4000發(fā)動(dòng)機(jī)的B747和MD11兩種機(jī)型上。這里所說的喘振都是指第3類喘振，與機(jī)械損傷、控制失調(diào)無關(guān)，而與高壓壓氣機(jī)后幾級(jí)的葉尖間隙有關(guān)。
現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)方法已可使發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)與渦輪效率達(dá)到90％以上，想要再通過改善氣動(dòng)設(shè)計(jì)來提高發(fā)動(dòng)機(jī)效率是很困難的，為進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，詳細(xì)分析并設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙是十分必要的。
從上述介紹可以看出對(duì)于葉尖間隙的研究涉及內(nèi)容多，對(duì)提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性和經(jīng)濟(jì)性意義巨大。關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)的葉尖間隙的主動(dòng)控制領(lǐng)域的研究已經(jīng)了數(shù)十年，但是隨著第4代航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的需求，葉片尖部與機(jī)匣環(huán)壁的間隙大小和放置位置及形式等方面的研究成為普遍關(guān)注的問題。
本專利提出了一種新型渦輪葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案，為在掌握葉尖間隙的變化規(guī)律后，進(jìn)一步進(jìn)行葉尖間隙的控制奠定了一定的基礎(chǔ)。力圖在已有的研究成果的基礎(chǔ)上，完善和發(fā)展發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉尖快速主動(dòng)控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)的研制與開發(fā)，同時(shí)為于我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙相關(guān)的渦輪/壓氣機(jī)部件的尺寸設(shè)計(jì)和優(yōu)化提供依據(jù)。
2.2國(guó)內(nèi)外的研究進(jìn)展國(guó)內(nèi)外許多學(xué)者也相繼開展了間隙的研究工作，大多數(shù)研究都是針對(duì)機(jī)匣處理、葉型優(yōu)化等方面的試驗(yàn)和數(shù)值研究。這些研究結(jié)果表明發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙主要受以下幾種因素的影響1)加工及裝配精度。主要是轉(zhuǎn)子的同心度、機(jī)匣、輪盤、動(dòng)靜葉尖的橢圓度等，因此每個(gè)葉片的葉頂間隙不盡相同，這些方面是人為因素，通過精密加工等途徑便可盡量減小此因素所引起的過大間隙。
2)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的部件變形。如機(jī)匣的翹曲變形、轉(zhuǎn)子的彎曲變形、飛機(jī)作機(jī)動(dòng)飛行時(shí)所產(chǎn)生的陀螺力矩導(dǎo)致轉(zhuǎn)軸的變形、氣動(dòng)力引起的各種變形等等，有一些是非常規(guī)情況下所引起的變形。
3)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的振動(dòng)。如轉(zhuǎn)子動(dòng)平衡精度不夠引起的振動(dòng)、柔軸轉(zhuǎn)子在起動(dòng)時(shí)通過臨界轉(zhuǎn)速所發(fā)生的振動(dòng)等等。但航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)振動(dòng)的控制要求很嚴(yán)，可認(rèn)為其對(duì)間隙的影響不大。
4)熱膨脹和熱變形。由于發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)、靜部件的熱膨脹量的不同所引起的徑向變形的不同，這與材料的物理性質(zhì)密切相關(guān)。發(fā)動(dòng)機(jī)停車后，轉(zhuǎn)子的冷卻不均勻造成葉片的彎曲，如果此時(shí)重新啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，葉片間隙變化都很大。
5)離心力引起部件徑向伸長(zhǎng)的變化發(fā)動(dòng)機(jī)工作部件的徑向伸長(zhǎng)量。由于轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化導(dǎo)致的離心力變化也必然引起徑向間隙的變化。
2.3渦輪葉尖間隙的控制方法國(guó)際上葉尖間隙的控制方法主要包括主動(dòng)間隙控制；被動(dòng)間隙控制。
一類是主動(dòng)間隙控制，它又可以分為兩種一種是閉式間隙控制，它是利用先進(jìn)的發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙測(cè)量手段，測(cè)出某工況的間隙值，用反饋控制回路控制間隙的最佳值；另一種是開式間隙主動(dòng)控制，通過找出葉尖間隙變化的準(zhǔn)確規(guī)律，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工況改變時(shí)，用機(jī)載計(jì)算機(jī)算出此時(shí)間隙大小，及時(shí)調(diào)整外部所需空氣量，進(jìn)行最佳間隙的控制。兩種主動(dòng)間隙控制方法都是根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)，人為地控制機(jī)閘或轉(zhuǎn)子的膨脹量，使轉(zhuǎn)子和靜子的熱響應(yīng)達(dá)到較好的匹配，在高空巡航狀態(tài)間隙盡可能小，而在其它狀態(tài)又不致發(fā)生干擾摩擦。英國(guó)CFM56-3發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪間隙控制就是利用這種方法實(shí)現(xiàn)的。
而另一類是被動(dòng)間隙控制，即不隨發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀況調(diào)節(jié)的間隙控制技術(shù)。主要對(duì)轉(zhuǎn)子和靜子在不同工作狀態(tài)下的受力狀況進(jìn)行認(rèn)真分析，尤其是對(duì)機(jī)閘在各種工況下的熱變化進(jìn)行精心設(shè)計(jì)，以求轉(zhuǎn)、靜子之間的熱配合恰當(dāng)，使間隙保持在允許的范圍內(nèi)。過去研制的發(fā)動(dòng)機(jī)都采用運(yùn)種方法。主要是通過減小裝配間隙、采用雙層機(jī)閘或低線膨脹系數(shù)的合金做機(jī)閘等途徑來減小發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的徑向間隙。例如，美國(guó)GE公司的CF6在前安裝節(jié)處增加一個(gè)切向連桿，使壓氣機(jī)機(jī)閘最大局部變形由1.8mm減小到1mm，從而減小壓氣機(jī)間隙。美國(guó)普·惠公司的JT9D在外封氣環(huán)上噴覆陶瓷涂層，再葉尖上敷以碳化硅涂層，以改善環(huán)與葉片之間的可磨合性。在JT8D高壓壓氣機(jī)外環(huán)上噴涂鎳鉻聚酯易磨材料，使轉(zhuǎn)子葉片旋轉(zhuǎn)時(shí)，利用葉片在外環(huán)上磨出的環(huán)槽，以減小間隙。英國(guó)羅·羅公司的RB211采用雙層結(jié)構(gòu)機(jī)閘，保持氣流通道的內(nèi)層機(jī)閘僅承受氣動(dòng)載荷，外層機(jī)閘則承受并傳遞結(jié)構(gòu)載荷，剛性較好的外層機(jī)閘變形小，可以使RB211在飛行時(shí)保持均勻的葉尖間隙。在設(shè)計(jì)機(jī)閘時(shí)，應(yīng)使機(jī)閘在不同的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)下直徑的變化與轉(zhuǎn)子葉尖的徑向膨脹盡可能一致，從而保證巡航狀態(tài)間隙較小。另外，還可以采用低線膨張系數(shù)材料做壓氣機(jī)機(jī)閘，由于穩(wěn)態(tài)下可以得到更小的間隙，而瞬態(tài)下壓氣機(jī)機(jī)閘與轉(zhuǎn)子能更好地配合，預(yù)計(jì)效率能改進(jìn)0.4％。在壓氣機(jī)機(jī)閘上開槽，使葉尖伸入一矩形槽或溝中，也是控制葉尖間隙、提高壓氣機(jī)性能的有效方法之一。目前，CF6-80C2、CFM56-5、RB211-524G/H、PW4000發(fā)動(dòng)機(jī)都在壓氣機(jī)機(jī)閘上開有斜槽。

發(fā)明內(nèi)容
本專利的創(chuàng)新之處就是提出了一種新型的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，該方案的特點(diǎn)是采用機(jī)械式執(zhí)行機(jī)構(gòu)。這種機(jī)械式的執(zhí)行機(jī)構(gòu)是以航空發(fā)動(dòng)機(jī)可變截面尾噴口控制技術(shù)為參考，經(jīng)過適當(dāng)?shù)男薷暮驮僭O(shè)計(jì)后應(yīng)用到渦輪葉尖間隙的快速主動(dòng)控制系統(tǒng)中來。這是因?yàn)椋矅娍谔幍牧鲌?chǎng)溫度在1000k以上和渦輪流場(chǎng)溫度相近，在高效的冷卻系統(tǒng)作用下材料和結(jié)構(gòu)上改動(dòng)也相應(yīng)減少。這樣就可以大大減少技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)和研發(fā)成本。
新型渦輪葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要由五個(gè)部分組成渦輪機(jī)匣，調(diào)節(jié)片和密封片，調(diào)節(jié)單元，連接段和控制單元1.渦輪的機(jī)匣是整個(gè)系統(tǒng)的主要承受載荷的結(jié)構(gòu)部件。主要作用是傳遞發(fā)動(dòng)機(jī)的各個(gè)方向的作用力和扭拒。機(jī)匣上還布置了大量冷卻槽，用于冷卻執(zhí)行結(jié)構(gòu)。
2.調(diào)節(jié)片和密封片調(diào)節(jié)片和密封片是由耐熱合金鑄造的。調(diào)節(jié)片上固定有隔熱屏，這樣就減少了從高溫區(qū)到鈦合金外側(cè)的熱流。調(diào)節(jié)片一端活動(dòng)地與鉸座相連，而鉸座又固定在機(jī)匣的安裝邊上。調(diào)節(jié)片之間裝有密封片，通過限制器和銷釘活動(dòng)地和調(diào)節(jié)片相連。調(diào)節(jié)片末端安裝渦輪端面最大直徑限制器，外側(cè)活動(dòng)的固定在作動(dòng)筒的連桿上，這樣就避免調(diào)節(jié)片的自振狀態(tài)。密封片靠限制器和調(diào)節(jié)片活動(dòng)地連接，而限制器活動(dòng)地安裝在密封片上并支承在兩個(gè)相鄰調(diào)節(jié)片和密封片前端的銷釘上，同樣密封片也支承在相鄰的兩個(gè)調(diào)節(jié)片上。這樣一來，密封片就可以自由地懸掛在調(diào)節(jié)片上并在工作時(shí)和調(diào)節(jié)片一起移動(dòng)，同時(shí)緊密地貼緊調(diào)節(jié)片，形成一道動(dòng)密封，可預(yù)防燃?xì)庑孤┑秸{(diào)節(jié)片之間的空間。
3.調(diào)節(jié)單元搖臂和連桿由耐熱合金鑄造。調(diào)節(jié)片的傳動(dòng)靠液壓作動(dòng)筒和連桿來實(shí)現(xiàn)。其筒體用鉸鏈固定在連桿上，連桿剛性地固定在后安裝邊上。液壓作動(dòng)筒活塞桿和搖臂用鉸鏈連接。同樣，搖臂用鉸鏈固定在連桿上，而且每個(gè)搖臂用拉桿和相鄰的兩個(gè)調(diào)節(jié)片鉸接，這樣，就會(huì)使它們同步運(yùn)動(dòng)。液壓作動(dòng)筒往復(fù)運(yùn)動(dòng)就是實(shí)現(xiàn)了葉尖間隙的主動(dòng)控制。它還通過搖臂和拉桿系統(tǒng)使調(diào)節(jié)片相對(duì)于機(jī)匣后安裝邊轉(zhuǎn)動(dòng)。
4.連接段調(diào)節(jié)片和燃燒室機(jī)匣接合處在2/3周長(zhǎng)上的密封是靠增加壓縮彈簧片和壓差來實(shí)現(xiàn)的。其余長(zhǎng)度上，機(jī)匣和調(diào)節(jié)片之間為叉形連接，并保持沿周長(zhǎng)的間隙最小。
5.控制單元渦輪的葉尖間隙由控制單元負(fù)責(zé)調(diào)節(jié)和控制?？刂茊卧淖饔檬欠治龊吞幚砀鞣N傳感器的信號(hào)；計(jì)算葉尖間隙的變化量和控制各個(gè)作動(dòng)筒的往復(fù)運(yùn)動(dòng)?？刂茊卧梢哉系桨l(fā)動(dòng)機(jī)的綜合電子調(diào)節(jié)器中，這樣可以減少系統(tǒng)的復(fù)雜程度，提高系統(tǒng)的可維護(hù)性。
本專利所提出的這種新型渦輪葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案和傳統(tǒng)的熱響應(yīng)法相比具有以下優(yōu)點(diǎn)1.響應(yīng)速度快2.經(jīng)濟(jì)性好；3.非對(duì)稱變形；4.可靠性高；5.延長(zhǎng)壽命；這種葉尖間隙快速響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)(FACC)采用機(jī)械式執(zhí)行機(jī)構(gòu)，響應(yīng)速度比熱響應(yīng)法快。熱響應(yīng)法是利用高壓壓氣機(jī)的引氣來冷卻渦輪的機(jī)匣進(jìn)而達(dá)到控制葉頂間隙的目的。這樣就浪費(fèi)了高壓壓氣機(jī)的一部分有用功，在冷卻渦輪機(jī)匣的換熱過程中又帶來一定的熱損失。而機(jī)械式執(zhí)行機(jī)構(gòu)可以大大的提高發(fā)動(dòng)機(jī)的效率和經(jīng)濟(jì)性。同時(shí)還可以彌補(bǔ)熱響應(yīng)法無法進(jìn)行在機(jī)動(dòng)載荷下的非對(duì)稱間隙控制。由于這種新型的渦輪葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案可以快速地進(jìn)行葉尖間隙的主動(dòng)控制，因此可以有效避免葉片頂部和機(jī)匣的摩損，提高可靠性的同時(shí)，還可以延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)的使用壽命和大修年限。
四

如圖1為飛機(jī)在進(jìn)行機(jī)動(dòng)載荷時(shí)引起的非均勻葉尖間隙變化。飛機(jī)進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，高速旋轉(zhuǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子在陀螺效應(yīng)的影響下勢(shì)必引起葉尖間隙的非均勻變化。在這種情況下，新型的渦輪葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案利用控制各個(gè)作動(dòng)筒的不同的伸長(zhǎng)量而快速地進(jìn)行葉尖非均勻間隙的主動(dòng)控制，因此可以有效的避免葉片頂部和機(jī)匣的摩損。
圖2為新型渦輪葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)示意圖。葉頂間隙控制單元根據(jù)各種傳感器的信號(hào)來計(jì)算間隙值的大小，通過控制作動(dòng)筒的往復(fù)運(yùn)動(dòng)來達(dá)到控制葉頂間隙的目的。
圖3為新型渦輪葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)示意圖。
1.燃燒室機(jī)匣2.限制器和銷釘 3.高壓渦輪機(jī)匣4.作動(dòng)筒5.低壓渦輪導(dǎo)向器機(jī)匣6.連接段7.調(diào)節(jié)片8.拉桿 9.搖臂10.鉸鏈 11.密封片五具體實(shí)施方式
將技術(shù)成熟的航空發(fā)動(dòng)機(jī)可變尾噴口控制技術(shù)進(jìn)行適當(dāng)?shù)男薷暮驮僭O(shè)計(jì)，應(yīng)用到渦輪葉尖間隙的快速主動(dòng)控制系統(tǒng)中來，可以降低技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)和研制經(jīng)費(fèi)。同時(shí)，尾噴口處的流場(chǎng)溫度也在1000k以上和渦輪流場(chǎng)溫度相近，利用高效的冷卻系統(tǒng)材料和結(jié)構(gòu)上改動(dòng)也相應(yīng)減少。因此，可以先在汽輪機(jī)的渦輪葉尖主動(dòng)控制上加以驗(yàn)證本方案的可行性。然后進(jìn)行材料和冷卻系統(tǒng)方面的改進(jìn)用于地面燃?xì)廨啓C(jī)和船用燃?xì)廨啓C(jī)。達(dá)到了航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)尺寸和重量的要求后，應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪的快速葉尖間隙主動(dòng)控制。
權(quán)利要求
1.一種新型的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，其特征是采用機(jī)械式執(zhí)行機(jī)構(gòu)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，其特征是內(nèi)機(jī)匣采用調(diào)節(jié)片和密封片結(jié)構(gòu)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，其特征是調(diào)節(jié)片的傳動(dòng)靠液壓作動(dòng)筒和連桿來實(shí)現(xiàn)。
全文摘要
本發(fā)明的創(chuàng)新之處就是提出了一種新型的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，該方案的特點(diǎn)是采用機(jī)械式執(zhí)行機(jī)構(gòu)。這種機(jī)械式的執(zhí)行機(jī)構(gòu)是以航空發(fā)動(dòng)機(jī)可變截面尾噴口控制技術(shù)為參考，經(jīng)過適當(dāng)?shù)男薷暮驮僭O(shè)計(jì)后應(yīng)用到渦輪葉尖間隙的快速主動(dòng)控制系統(tǒng)中來。本發(fā)明所提出的新型渦輪葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)(FACC)設(shè)計(jì)方案和傳統(tǒng)的熱響應(yīng)法相比具有以下優(yōu)點(diǎn)響應(yīng)速度快、經(jīng)濟(jì)性好、非對(duì)稱變形、可靠性高、延長(zhǎng)壽命。新型渦輪葉尖間隙快速主動(dòng)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案主要由五部分組成渦輪機(jī)匣，調(diào)節(jié)片和密封片，調(diào)節(jié)單元，連接段和控制單元。
文檔編號(hào)F01D11/08GK101046163SQ200610138360
公開日2007年10月3日 申請(qǐng)日期2006年11月9日 優(yōu)先權(quán)日2006年11月9日
發(fā)明者豈興明 申請(qǐng)人:豈興明, 樸英, 矯津毅