[发明专利]一种冲击换热下机匣热变形的测量装置

说明书

本发明公开了一种冲击换热下机匣热变形测量装置，在试验机匣的上下两端分别设置上下辅助机匣，所述上辅助机匣的上端为无约束的自由状态，下辅助机匣的下端为可监测的约束状态；在各机匣的内腔设置多个加热环以模拟机匣内部热源，加热单元的底面设有耐高温弹性材料，使所述加热单元在各个工况下均紧贴机匣内壁，加热环在全温度工况范围内对机匣均为零约束，其直径略小于机匣所需加热位置内径，且其所选材料的热膨胀系数小于机匣材料的热膨胀系数，即使在高温下，加热环与各所述机匣仍保持一定的间隙。本发明的冲击换热下机匣热变形测量装置，可以有效模拟冲击换热下机匣所受约束状态，有效模拟并测量机匣的温度场及机匣变形场。

技术领域

本发明涉及燃气轮机和航空发动机技术领域，尤其涉及一种采用主动间隙控制系统的涡轮机匣传热与变形测量装置。

背景技术

燃气轮机在不同工作状态下，机匣与转子叶片之间的间隙变化不同，例如巡航状态下间隙要远大于起飞状态，每减小0.254mm的叶尖间隙可减小0.8％-1％的耗油率、减小于10℃的排气温度，通过叶尖主动间隙控制技术能够有效地降低发动机油耗，提高发动机效率，从而降低排气温度，减小NOx、CO、CO2排放，提高热端部件的循环寿命，提高单次飞行任务的有效载荷并拓宽高压压气机的失速边界。采用涡轮主动间隙控制系统的燃气轮机，冲击换热下机匣的热变形值，是控制涡轮机匣和转子叶片叶尖间隙的重要数据支持。

关于主动间隙控制系统的设计方案，NASA在2003年提出了一种机械式主动间隙控制系统(Mechanical ACC,M-ACC)及其改进型，相对于传统的采用冷气对机匣进行冲击冷却的方式(Thermal ACC,T-ACC)，其采用液压装置、伺服电机的方式，对机匣进行径向可控的变形量调整并详细设计了相关的试验方案，其试验方案考虑了温度场与压力场，且对作动器的热防护问题进行了详细叙述，并于2005年给出了部分试验数据及在试验中出现的问题及解决方法；Mattern提出了一种电磁式作动器，并对其效果进行了验证；Justak等人设计了一种控制涡轮叶尖间隙的自适应双层封严结构，外层为分段的密封面，作为第一级密封，内层采用可变形金属软片作为第二级密封，其利用气体在密封结构中的压降作为自适应驱动力，来保证在整个飞行循环中转静子间隙保持在0.127-0.254mm；Knipser等人比较了基于机械式(M-ACC)与冷气式(T-ACC)的两种ACC系统，其认为，T-ACC系统较为简单，但发动机从T-ACC系统中获得的性能增长并不是线性的，使用T-ACC系统会增加耗油率，并且，由于热惯性的影响，T-ACC系统应用于闭环控制时响应速度慢，会增加碰磨的可能性，而为了减小碰磨的概率只得牺牲间隙控制的范围。而M-ACC系统从发动机的出功中抽取的功率可以忽略不计，且不需要牺牲间隙控制范围，适用于闭环、精确控制。但是，使用M-ACC系统后，机匣在高温下除了温度引起的内应力外会额外多一项来自于M-ACC系统的应力，这会增加机匣的蠕变，减少循环寿命，即使用M-ACC系统后，提高了单次飞行任务中的燃油经济性，但缩短了其热端部件的循环寿命。

对于主动间隙控制系统中的核心问题——冲击换热下机匣的温度场及位移场的研究。在国外，最具代表性的就是NASA于1979年开展的针对JT9D-70/59的高压涡轮ACC系统的研究，其在高压涡轮机匣内部设计安装了封严支撑结构，利用旋转燃气加温设备作为热源来模拟主流燃气，在ACC系统的作用下，测量了机匣的温度场与机匣的变形场，试验中发现周向热变形并不均匀，最大径向热变形为2.84mm，最小径向热变形为1.93mm。但是，旋转燃气加温设备所需费用高昂，且在该试验中未考虑机匣前后两端的约束。在国内，徐逸钧等设计和搭建了可控变形机匣的模型试验台，利用石英加热管作为加热装置模拟燃气主流，利用数显百分表测量了机匣的热变形量，开展了ACC系统的效果验证，但是，其采用的加热方案为定热流方案，与实际发动机工作状态有所差别。