CN101063415A - 一种新型涡轮叶尖间隙快速主动控制系统的执行机构 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种新型航空发动机涡轮叶尖间隙快速主动控制系统的执行机构。该方案的特点是采用机械式执行机构。这种机械式的执行机构特征是采用了凸轮、连杆技术。本专利改善航空发动机经济性的同时，保证发动机的安全性。该执行机构的主要部件包括：涡轮内机匣、凸轮、连杆和隔板。本发明所提出的新型涡轮叶尖间隙快速主动控制系统的执行机构具有以下优点：响应速度快、结构简单、可靠性高、易于维护、部件寿命长。

Description

一种新型涡轮叶尖间隙快速主动控制系统的执行机构

一、技术领域

叶尖间隙的主动控制可以显著地提高叶轮机械的效率，降低燃油消耗率。而航空发动机、船用燃气轮机等则需要叶尖间隙的快速主动控制系统(FACC)来提高经济性的同时，并保证安全性的要求。

二、背景技术

2.1研究背景和意义

叶尖间隙通常是指发动机转子叶片叶尖与机匣之间的径向间隙。叶尖间隙对航空发动机燃油消耗率、稳定性及涡轮和压气机的效率都有重大影响，尤其对高压压气机的后几级和高压涡轮的影响则更大。因此，国内外对于航空发动机叶间隙问题的研究都十分重视。

高压涡轮的叶顶间隙对发动机的性能有很大的影响，为了提高现代航空发动机的经济性和可靠性，国内外很多的研究机构都先后开展了叶顶间隙主动控制技术方面的研究。这是因为，先进的涡轮叶顶间隙主动控制技术可以显著地降低燃油消耗率(SFC)和排气温度(EGT)；提高了发动机效率的同时，还增大的飞机飞行半径和发动机的寿命。因此进一步开展高压涡轮叶顶间隙主动控制技术方面的研究具有实际的工程意义。

据美国GE公司对CF6-50发动机的分析表明，其压气机、涡轮叶片叶尖间隙引起的耗油率的损失约占总损失的67％。高压涡轮叶顶间隙增加0.001英寸，SFC将会增加大约0.1％而EGT将会增加1℃。军用发动机的SFC、EGT受涡轮叶顶间隙的影响更为显著，这是因为相对于大型商用飞机发动机(高涵道比)而言军用发动机(低涵道比)的转速和涡轮前温度都要高一些。涡轮叶顶间隙与叶高之比每增加0.01，会引起涡轮效率降低约0.8～1.2％，而效率降低1％则燃油消耗率增加约2％。而耗油率不仅影响发动机性能，同时也影响其全寿命费用。以2001年的航空燃油价格计算，仅仅1％SFC就可以为美国在2003年节省1.6亿美元。

叶尖间隙对发动机工作时的稳定性也有一定的影响，如PW4000发动机喘振问题。近年来，PW4000发动机在世界范围内屡屡发生喘振，这些喘振多发生在起飞和爬升阶段，特别是达到起飞推力后40~60秒内。2001年8月7日，国内的一架767飞机在起飞阶段因单台PW4000发动机发生喘振而造成发动机自动停车，飞机返航。从1992年至今，该系列发动机在世界范围内共发生209起大推力喘振。据惠普公司提供的数据，从1992年至今，我国共发生11起起飞阶段非机械原因喘振，集中在使用PW4000发动机的B747和MD11两种机型上。这里所说的喘振都是指第3类喘振，与机械损伤、控制失调无关，而与高压压气机后几级的叶尖间隙有关。

从上述介绍可以看出叶尖间隙的研究内容多、涉及面广。现代航空发动机的气动设计与试验方法已可使发动机的压气机与涡轮效率达到90％以上，想要再通过改善气动设计来提高发动机效率是很困难的。因此，为了进一步提高发动机的性能，详细分析并设计发动机叶尖间隙是十分必要的。

2.2国内外的研究进展

国内外许多学者相继开展了叶尖间隙的研究工作，大多数研究都是针对机匣处理、叶型优化等方面的试验和数值研究。这些研究结果表明发动机叶尖间隙主要受以下几种因素的影响：

1)加工及装配精度。主要是转子的同心度、机匣、轮盘、动静叶尖的椭圆度等，因此每个叶片的叶顶间隙不尽相同，这些方面是人为因素，通过精密加工等途径便可尽量减小此因素所引起的过大间隙。

2)发动机工作时的部件变形。如机匣的翘曲变形、转子的弯曲变形、飞机作机动飞行时所产生的陀螺力矩导致转轴的变形、气动力引起的各种变形等等，有一些是非常规情况下所引起的变形。

3)发动机工作时产生的振动。如转子动平衡精度不够引起的振动、柔轴转子在起动时通过临界转速所发生的振动等等。但航空发动机对振动的控制要求很严，可认为其对间隙的影响不大。

4)热膨胀和热变形。由于发动机动、静部件的热膨胀量的不同所引起的径向变形的不同，这与材料的物理性质密切相关。

5)离心力引起部件径向伸长的变化。由于转子转速变化导致的离心力变化也会引起涡轮叶尖间隙的变化。

2.3涡轮叶尖间隙的控制方法

国际上叶尖间隙的控制方法主要包括：主动间隙控制；被动间隙控制。

一类是主动间隙控制，它又可以分为两种：一种是闭式间隙控制，它是利用先进的发动机叶尖间隙测量手段，测出某工况的间隙值，用反馈控制回路控制间隙的最佳值；另一种是开式间隙主动控制，通过找出叶尖间隙变化的准确规律，当发动机工况改变时，用机载计算机算出此时间隙大小，及时调整外部所需空气量，进行最佳间隙的控制。两种主动间隙控制方法都是根据发动机的工作状态，人为地控制机匣或转子的膨胀量，使转子和静子的热响应达到较好的匹配，在高空巡航状态间隙尽可能小，而在其它状态又不致发生干扰摩擦。英国CFM56-3发动机高压涡轮间隙控制就是利用这种方法实现的。

而另一类是被动间隙控制，即不随发动机工作状况调节的间隙控制技术。主要对转子和静子在不同工作状态下的受力状况进行认真分析，尤其是对机匣在各种工况下的热变化进行精心设计，以求转、静子之间的热配合恰当，使间隙保持在允许的范围内。过去研制的发动机都采用这种方法。主要是通过减小装配间隙、采用双层机匣或低线膨胀系数的合金机匣等途径来减小发动机工作时的径向间隙。例如，美国GE公司的CF6在前安装节处增加一个切向连杆，使压气机机匣最大局部变形由1.8mm减小到1mm，从而减小压气机间隙。美国普·惠公司的JT9D在外封气环上喷覆陶瓷涂层，在叶尖上敷以碳化硅涂层，以改善环与叶片之间的可磨合性。在JT8D高压压气机外环上喷涂镍铬聚酯易磨材料，使转子叶片旋转时，利用叶片在外环上磨出的环槽，以减小间隙。英国罗·罗公司的RB211采用双层结构机闸，保持气流通道的内层机匣仅承受气动载荷，外层机匣则承受并传递结构载荷，刚性较好的外层机匣变形小，可以使RB211在飞行时保持均匀的叶尖间隙。

本专利提出了一种新型涡轮叶尖间隙快速主动控制系统的设计方案。在现有研究成果的基础上，改善和发展了涡轮叶尖间隙快速主动控制系统的执行机构，同时为涡轮和压气机部件的尺寸设计和优化提供了依据。

三、发明内容

本专利提出了一种新型的航空发动机涡轮叶尖间隙快速主动控制系统的执行机构。这种机械式的执行机构特点是采用了凸轮、连杆技术。如图一所示：该执行机构的主要部件包括：涡轮内机匣、凸轮、连杆和隔板。连杆在弹簧的作用下和凸轮的内侧型面接触。滑轮安装在连杆的顶部，减少连杆与凸轮内侧型面的摩擦力。可调节弹簧底座可以调节涡轮叶尖间隙的初始值。隔板的内侧是易磨材料，当叶尖间隙减少为零甚至为负值时，涡轮叶片顶部刮削易磨材料形成凹槽，而不至于折断涡轮叶片造成严重事故。隔板的中间层是隔热材料，用来降低执行机构各个部件的工作温度。隔板的外侧是结构部件合金材料，隔板的作用就是将涡轮内侧的高温气体与执行机构的部件隔开。涡轮内机匣上开有冷却孔，用于冷却整个执行机构。

本专利提出的涡轮叶尖间隙快速主动控制系统执行机构的工作原理是：当涡轮叶尖间隙随发动机的工况变大时，凸轮向一侧旋转，连杆顶部的滑轮与凸轮内型面接触点的半径减小，连杆向下移动，位于拉杆底部隔板的径向尺寸减少，这样就可以减少隔板内侧和涡轮叶片顶部形成的叶尖间隙，提高发动机的经济性；而当涡轮叶尖间隙随发动机的工况变小时，凸轮向另一侧旋转，连杆顶部的滑轮与凸轮内型面接触点的半径增大，连杆在弹簧的作用下向上移动，位于拉杆底部隔板的径向尺寸变大，这样就可以调节叶尖间隙，避免涡轮叶片与隔板的摩擦，提高发动机的安全性。执行机构是通过改变凸轮内侧型面与滑轮接触点的半径，通过连杆来控制涡轮叶尖间隙的变化。

快速主动控制系统根据各种传感器采集的数据，计算分析出需要控制涡轮叶尖间隙值的大小，再通过控制单元驱动电机，电机作用在凸轮外侧的齿轮上。这样控制系统就可以通过控制电机的旋转方向和位移量，驱动本专利提出的执行机构来控制涡轮叶顶间隙的变化。

本专利的优点是：改善了发动机的经济性的同时，还提高了可靠性和稳定性。这是因为采用凸轮、连杆技术的执行机构取消了液压系统，液压系统的存在会使得叶尖间隙主动控制系统的结构复杂，部件数量多势必带来发动机重量上升、推重比下降。因此本专利提出的凸轮、顶杆技术具有以下优点：

1.响应速度快；

2.结构简单；

3.可靠性高；

4.易于维护

5.部件寿命长；

这种叶尖间隙的快速响应主动控制系统(FACC)采用凸轮、连杆技术，响应速度比液压系统快。液压控制系统的结构复杂、需要大量的辅助管路、控制阀门等，液压油容易受到污染。而采用凸轮、连杆技术的FACC具有结构简单、可靠性高、易于维护等优点。当发动机耗油率上升，效率下降时，可以不必将发动机返厂大修，而只需要调节连杆弹簧底座来改变涡轮初始叶尖间隙值。这样大大降低了发动机的维修费用，提高了发动机的使用寿命。由于隔板的内侧是易磨材料，中间层为隔热材料，在高效的冷却系统作用下降低了执行机构各部件的温度，因此可以提高部件的使用寿命

本专利提出的执行机构的不足之处是无法进行非均匀叶尖间隙变化的控制。

四、附图说明

如图1为新型涡轮叶尖间隙快速主动控制系统执行机构的示意图。

1.凸轮                2.滑轮            3.弹簧

4.可调节的弹簧底座    5.连杆            6.隔板

7.涡轮内机匣

图2为隔板之间的篦齿密封示意图。

图3为隔板的结构示意图

1.易磨材料            2.隔热材料            3.合金材料

五、具体实施方式

本专利采用的凸轮、连杆技术在内燃机上得到了广泛的应用。这种结构技术相对比较成熟，可行性好。关键是零部件尺寸设计要合理，在满足强度要求的基础上，尽可能减少结构尺寸和重量以适应航空发动机对推重比的要求。航空发动机涡轮的温度高，即使采用了隔热材料和高效的冷却技术，执行机构零部件的工作环境还是比较苛刻，因此应该多采用钛合金等新材料。有必要先在汽轮机的涡轮叶尖主动控制上验证本方案的可行性。然后进行材料和冷却系统方面的改进用于地面燃气轮机和船用燃气轮机。达到了航空发动机对尺寸和重量的要求之后，再应用于航空发动机涡轮的快速叶尖间隙主动控制。

Claims (4)

1、一种新型航空发动机叶尖间隙快速主动控制系统的执行机构，其特征是采用凸轮、连杆结构。

2、根据权利要求1所述的航空发动机叶尖间隙快速主动控制系统的执行机构，其特征是凸轮外侧为齿轮，内侧为控制叶尖间隙变化的凸轮型面。

3、根据权利要求1所述的航空发动机叶尖间隙快速主动控制系统的执行机构，其特征是连杆在弹簧的作用下和凸轮的内侧型面接触。滑轮安装在连杆的顶部，减少连杆与凸轮内侧型面的摩擦力。

4、根据权利要求1所述的航空发动机叶尖间隙快速主动控制系统的执行机构，其特征是可调节的弹簧底座可以调节涡轮叶尖间隙的初始值。

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