CN104314621A - 一种基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种基于记忆合金(Shape Memory Alloy，简称SMA)的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置，包括记忆合金驱动系统和涡流管冷却系统，前者包含记忆合金丝、偏动弹簧及活动板，后者包含涡流管及涡流管冷端冷却管路，记忆合金丝一端固定于涡流管冷端出口管路，一端连接于活动板，偏动弹簧两端分别连接于机匣加强肋及活动板处。利用记忆合金在不同温度条件下的优异记忆回复性能和涡流管的即时制冷制热特性，在不同的飞行状态下，引相应工况下的风扇外涵气流经涡流管进一步降温再对记忆合金冷却处理，合理控制记忆合金在不同温度下的回复位移和回复力大小，结合偏动弹簧实现机匣变形的调节和控制，改变叶尖间隙，以期实现对叶尖间隙的自适应主动控制。
Description
技术领域：
本发明涉及一种基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置，其属于发动机叶尖间隙的快速响应主动控制技术领域。
背景技术：
航空发动机叶尖间隙，通常是指轴流式发动机转子(压气机和涡轮)叶片叶尖与机匣之间的径向间隙。在设计中，为了避免发动机在装配和工作状态下转子叶片和机匣直接接触，必须保证一定的间隙。如果叶尖间隙过大，势必引起压气机或涡轮气流从叶尖间隙的泄漏量增大，从而降低发动机性能，此时发动机为了保证功率，将向燃烧室中喷入更多的燃油，通过提高循环最高温度来提高性能，从而导致排气温度(Exhaust GasTemperature,EGT)上升，影响了涡轮等部件的可靠性，同时耗油率(Specific FuelConsumption,SFC)也将增加。有研究表明，叶尖间隙和叶片高度之比每增加1％，压气机或涡轮的效率将会降低0.8～1.2％(Booth T.C,Dodge P.R,Hepworth H.K.Rotor-tipleakage:Part I:Basic methodology[J].ASME J.Engineering for Power,1982,Vol.104:154-161.)。因此叶尖间隙的大小对压气机和涡轮效率有重大影响，进而影响整个航空发动机的耗油率和品质。
为了提高现代航空发动机的经济性和可靠性，国内外很多研究学者都先后多角度、多方面开展了叶尖间隙控制技术方面的研究。从控制途径来看，叶尖间隙控制技术涵盖了转子件/静子件位移控制、静子件变形、泄露量控制；从控制方法上，间隙控制可以划分为机械式、热变形式等；从控制类型来看，叶尖间隙控制可以分为两大类：一类为被动间隙控制系统(Passive Clearance Control)，另一类为主动间隙控制系统(ActiveClearance Control)。
人们最初想到的间隙控制方法就是直接调节转子，但是由于发动机工作转速高，工作环境恶劣，同时压气机或涡轮盘等部件安装空间紧凑，使得调节转子变形非常困难，因此该想法仅仅零星见于若干文献，并且大多是各种设想。相比高速旋转的转子，发动机中的静子(如机匣、外环等)工作环境相对较好，可靠性高，便于各种控制结构或者方案的实施。因此目前国内外研究者们大多把注意力放在静子的位移控制上。
目前在国外航空涡扇发动机上广泛采用的是各种基于“可控热变形机匣”设计思想的间隙控制方案，其核心思想是通过引入风扇或压气机冷气来调控机匣的温度，改变机匣不同位置的变形量，同转子的变形和位移相匹配起来，利用机匣本身变形(或者带动外环位移)，从而实现间隙控制。
在整个间隙控制系统中，根据感受发动机工作状态参数的不同，一般将其归纳为“被动间隙控制”和“主动间隙控制”。被动间隙控制系统感受发动机状态能力有限，如在CFM56-2发动机中仅仅是通过发动机转速来判定发动机的工作状态，适应发动机工况变化的能力比较差，不能实现跟随发动机工况变化而实时调节，因此常把这种控制方法称为“被动间隙控制”。而在“主动间隙控制”系统中，往往通过感受发动机多种反映影响叶尖间隙的重要参数，如发动机转速、油门开度、风扇/压气机/涡轮等部件的出口温度和压力、以及飞行高度等，再由发动机控制引气活门开度，调节对机匣的冲击冷却空气流量，实时与发动机工况匹配，从而实现主动控制叶尖间隙的目的。
相比较上述控制气流流动，基于可控热变形机匣的间隙控制系统(简称ACC)，机械式的主动控制系统可以把叶尖间隙的变化范围控制得更低，同时机械式控制系统有效地克服了基于可控热变形间隙控制系统的响应滞后缺点，因此叶尖间隙主动空竹系统中机械式具有很大的好处和优势。
清华大学的岂兴明发明了一种新型涡轮叶尖间隙快速主动控制系统的执行机构(中国专利公开号101063415，公开日期：2007年10月31日)，这是一种采用连杆、凸轮技术的机械式执行机构，外部由电机和齿轮带动，内部通过改变连杆顶部的滑轮与凸轮内型面接触点的半径大小来控制连杆的运动，从而控制叶尖间隙的大小。但这个执行机构只能实现对轴对称叶尖间隙的控制，对非轴对称叶尖间隙的控制则无能为力，大大缩小了改机构的实用范围。
西北工业大学的张小栋提出了一种用于主动控制涡轮叶尖间隙的电子机械式作动装置(中国专利公开号102352778A，公开日期：2012年02月15日)，采用新型材料压电晶体作为关键部件，利用压电晶体在电极板的电场作用下产生的变形和应变力，带动液压放大器的压力输出活塞杆作动，进而改变与之相连的隔板的径向位移，实现控制叶尖间隙的目的。该装置作动速度快，对轴对称、非轴对称叶尖间隙都可以有效控制。但因为该装置作动的核心部件压电晶体在电场作用下的应变特性(方向和大小)不稳定，需要进一步与发动机各状态下的叶尖间隙要求进行匹配研究，同时该装置需要通电，增加电路控制系统，结构较复杂，在涡轮机匣外侧较小的空间里对该装置加工和装备精度提出较高的要求。
目前在国内还没用应用于工程实践的机械式主动控制系统，在机械控制方面理论和技术上较薄弱，需要进一步深入研究。本专利提出一种基于记忆合金的新型涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应设计方案。在现有研究成果的基础上，发展和改善了涡轮叶尖间隙控制系统的执行机构，同时为涡轮部件的尺寸优化和设计提供了依据。
发明内容：
为改善现有常规主动间隙控制(ACC)系统的响应滞后等缺陷，本发明提出一种基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置。
本发明采用如下技术方案：一种基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置，作用于机匣上，其包括记忆合金驱动系统和涡流管冷却系统，所述记忆合金驱动系统包括第一记忆合金丝、与第一记忆合金丝相平行间隔排列的第二记忆合金丝、活动板以及偏动弹簧，所述涡流管冷却系统包括安装于机匣上的涡流管、涡流管冷端冷却管路、涡流管冷端出口管路以及涡流管热端出口管路，所述涡流管包括安装于机匣上的且相间隔开的两个，所述涡流管与涡流管冷端冷却管路之间通过涡流管冷端出口管路相贯通连接，所述涡流管冷端出口管路和涡流管热端出口管路分别位于涡流管的两侧，所述活动板连接于第一记忆合金丝和第二记忆合金丝的上末端，所述第一记忆合金丝和第二记忆合金丝分别套于两个不同的涡流管冷端冷却管路内，所述第一记忆合金丝和第二记忆合金丝的下末端固定于涡流管冷端出口管路，所述机匣上设有两个相间隔开的加强肋，两个加强肋均位于第一记忆合金丝和第二记忆合金丝之间，且两个加强肋的高度低于第一记忆合金丝和第二记忆合金丝的高度使得两个加强肋与活动板之间相间隔开，所述偏动弹簧设置于活动板和加强肋之间，所述偏动弹簧的上末端连接于活动板上，下末端连接于加强肋上，所述偏动弹簧与第一记忆合金丝及第二记忆合金丝相平行，所述涡流管从风扇外涵引压缩空气进入，所述涡流管热端出口管路与安装肋法兰连接固定以保证第一记忆合金丝和第二记忆合金丝在不同状态作用过程中连接于涡流管冷端出口管路的一端能保持固定。
进一步地，所述第一记忆合金丝和第二记忆合金丝选用高温记忆合金Ni30Pt20Ti50。
进一步地，所述第一记忆合金丝和第二记忆合金丝的最大可回复应变为3.3％，在巡航状态下实现的最大回复作用位移为0.9mm。
进一步地，所述偏动弹簧采用压缩弹簧。
进一步地，所述机匣底部悬挂有外环块，所述外环块的底壁内侧采用易磨材料。
进一步地，所述外环块的下方设有与其相间隔开的叶片，所述易磨材料的强度小于叶片叶尖材料的强度。
本发明具有如下有益效果：本发明采用“记忆合金+涡流管”模式，提出一种基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置，该装置组成元件少，相对带机电减速或是电路控制等机构的控制装置而言，在结构上较简单，在重量上不会对航空发动机的推重比等重要性能带来不利影响，同时该装置作动速度快，反应时间为毫秒级，具有很高的控制精度；对于发动机涡轮在不同的飞行工作状态下，充分利用机匣自身不同的高温条件和风扇外涵不同的引气条件，合理匹配记忆合金丝的相变温度，在飞行的各个状态实现对叶尖间隙的自适应控制，既保证不磨损折断涡轮叶片，更在巡航状态下大大减小叶尖间隙，提高发动机涡轮效率；因此总结上述控制装置的优点如下：
1、响应速度快；
2、结构简单；
3、控制精度高；
4、可靠性高；
5、各状态下自适应控制。
附图说明：
图1为本发明基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置的结构示意图。
图2为某涡扇发动机各工作状态典型瞬态历程。
图3为机匣上记忆合金作用力位置。
图4为记忆合金丝在各状态下产生位移方向及大小示意图。
其中：
1-第一记忆合金丝；2-活动板；3-第二记忆合金丝；4-偏动弹簧；5-加强肋；6-机匣；7-外环块；8-易磨材料；9-叶片；10-涡流管；11-涡流管冷端冷却管路；12-涡流管冷端出口管路；13-涡流管热端出口管路；14-安装肋；A-风扇外涵引气；B-压气机引气；C-高温燃气。
具体实施方式：
请参照图1所示，本发明基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置，作用于机匣6上，其包括记忆合金驱动系统和涡流管冷却系统，记忆合金驱动系统包括第一记忆合金丝1、与第一记忆合金丝1相平行间隔排列的第二记忆合金丝3、活动板2以及偏动弹簧4，涡流管冷却系统包括安装于机匣6上的涡流管10、涡流管冷端冷却管路11、涡流管冷端出口管路12以及涡流管热端出口管路13，涡流管10包括安装于机匣6上的且相间隔开的两个，涡流管10与涡流管冷端冷却管路11之间通过涡流管冷端出口管路12相贯通连接，涡流管冷端出口管路12和涡流管热端出口管路13分别位于涡流管10的两侧，活动板2连接于第一记忆合金丝1和第二记忆合金丝3的上末端，第一记忆合金丝1和第二记忆合金丝3分别套于两个不同的涡流管冷端冷却管路11内，第一记忆合金丝1和第二记忆合金丝3的下末端固定于涡流管冷端出口管路12，机匣6上设有两个相间隔开的加强肋5，两个加强肋5均位于第一记忆合金丝1和第二记忆合金丝3之间，且两个加强肋5的高度低于第一记忆合金丝1和第二记忆合金丝3的高度使得两个加强肋5与活动板2之间相间隔开，偏动弹簧4设置于活动板2和加强肋5之间，偏动弹簧4的上末端连接于活动板2上，下末端连接于加强肋5上，偏动弹簧4与第一记忆合金丝1及第二记忆合金丝3相平行，涡流管10从风扇外涵引压缩空气进入，涡流管热端出口管路13与安装肋14法兰连接固定以保证第一记忆合金丝1和第二记忆合金丝3在不同状态作用过程中连接于涡流管冷端出口管路12的一端能保持固定，而其产生的热端气流分别引入高压涡轮前的燃烧室和高压涡轮后的低压涡轮另作它用。
本发明基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置的工作机理为：记忆合金在高温下(温度大于奥氏体相变起始温度Af)由马氏体相态转变为奥氏体相态产生收缩特性，在低温下(温度小于马氏体相变起始温度Mf)由奥氏体相态转变为马氏体相态产生伸长特性，正是利用马氏体和奥氏体相态之间的相互转变产生的形状回复效应(回复位移和回复力)，结合偏动弹簧4的调节，作用于机匣两处加强肋5，实现记忆合金双向效应功能，改变和控制机匣6位移，进而改变叶尖间隙。
本发明基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置具体发热工作原理为：记忆合金驱动系统中选用良好适应高压涡轮高温恶劣环境的高温记忆合金Ni30Pt20Ti50，其允许的工作环境温度接近800K，马氏体与奥氏体的相变转化温度在500K—550K之间，记忆合金丝的最大可恢复应变为3.3％(Jonathan A.DeCastro."System-Level Design of a Shape Memory Alloy Actuator for Active Clearance Control in theHigh-Pressure Turbine,"Proceedings of the 40th Joint Propulsion Conference andExhibit,AIAA-2005-3988,2005.)，在巡航及其他需要减小叶尖间隙的状态下，实现的最大回复作用位移为0.9mm。
在巡航及其他需要减小叶尖间隙的状态下，利用机匣此刻自身的高温条件对记忆合金丝加热，达到马氏体向奥氏体相变转化温度，使记忆合金丝完成由冷态马氏体向热态奥氏体转变，在不同的相变温度下实现不同含量的奥氏体转变，造成记忆合金丝收缩，输出不同的作用位移和回复力。在活动板2和偏动弹簧4的传递下作用于机匣加强肋5处，从而改变外环块7不同位移，满足不同工作状态下不同的间隙减小量需求；在冷态起飞及降落状态下，为保证记忆合金驱动系统不收缩，不主动改变叶尖间隙，需要使记忆合金保持马氏体相态，通过引入风扇外涵冷气经涡流管进一步降温处理再对记忆合金丝冷却处理，使其温度维持在奥氏体向马氏体相变转化温度以下，保证记忆合金丝处于马氏体相态。活动板选用结构强度高、线膨胀系数小的耐热材料，外环块7底壁内侧采用易磨材料8，外环块的下方设有与其相间隔开的叶片9，要求易磨材料8的强度小于叶片9叶尖材料的强度，对于起飞及降落状态下可能出现的间隙过小以及间隙控制系统出现问题时导致的叶尖间隙减小为零甚至负值，叶片9顶部刮削易磨材料8形成凹槽，而不至于折断涡轮叶片造成严重事故。
请参照图1并结合图2至图4所示，某涡扇发动机实际飞行过程中各工作状态历程及物理转速如图2所示。飞机发动机启动进入慢车起飞，接着发动机以全功率加速，转速迅速增加，达到最大起飞状态，然后发动机功率退回到最大爬升，转速略降，随后进入巡航状态，巡航后急减油门，转速降低至飞行慢车状态，紧接着再开大油门，发动机反推回到最大连续状态，最后飞机减速缓缓降落。其由慢车起飞——巡航——降落停车分别对应ST1——ST14各工作状态，其各工作状态下相关参数值见下表1。
表1某发动机各工作状态下相关参数数值
| 状态点 | 高度(km) | 马赫数 | 发动机状态 |
| ST1/ST2/ST14 | 0 | 0 | 地面慢车 |
| ST3 | 0 | 0 | 最大起飞 |
| ST4 | 0.457 | 0.39 | 最大起飞 |
| ST5 | 0.457 | 0.39 | 最大爬升 |
| ST6 | 9 | 0.74 | 最大爬升 |
| ST7 | 9 | 0.74 | 最大巡航 |
| ST8 | 10 | 0.74 | 最大巡航 |
| ST9 | 10 | 0.74 | 空中慢车 |
| ST10 | 0 | 0.19 | 空中慢车 |
| ST11 | 0 | 0.19 | 最大连续 |
| ST12 | 0 | 0.1 | 最大连续 |
| ST13 | 0 | 0.1 | 地面慢车 |
根据上述发动机飞行各工作状态特点，借鉴现有常规ACC控制方案，基于记忆合金的间隙控制系统同样采取控制机匣变形模式，参考目前机匣变形的研究成果，大部分ACC机匣冷却位置都是集中在加强肋边、螺栓法兰边上，冷却作用阶段集中在巡航状态，故考虑该装置主要用于控制减小巡航状态下叶尖间隙，将记忆合金作用力置于机匣的两处加强肋边上，如图3所示，在F1和F2的作用下使得机匣产生径向位移带动悬挂于机匣挂钩处的外环块沿径向上下移动，从而改变叶尖间隙大小。
为实现在不同状态下记忆合金作用产生不同的回复位移和回复力需求，需合理控制记忆合金相态(马氏体、奥氏体或两者共存)，而记忆合金相态直接受温度影响。根据某发动机各状态下涡轮机匣和叶尖间隙变化规律，本发明基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置重点关注巡航状态的叶尖间隙控制，即St4—St9.2状态。下表2描述的是发动机在飞行各状态下记忆合金作用位移，能很好地接近ACC下的叶尖间隙控制值大小。对应地，机匣位移的产生依赖于记忆合金的回复位移和回复力，因此在设计中记忆合金在各状态下需要产生的位移及回复力见示意图4。考虑飞行中的爬升、巡航以及空中慢车三个阶段时间较长且飞行参数有变化，故对这三阶段状态进行细分，其中St5.1、St5.2、St5.3分别代表发动机最大爬升时间段的三个中间状态点，St7.1、St7.2、St7.3分别代表发动机巡航时间段的三个中间状态点，St9.1、St9.2分别代表发动机空中慢车时间段的两个中间状态点。
表2发动机各状态下记忆合金作用相态、模式及位移
要实现上述记忆合金本体温度变化要求，考虑利用风扇或压气机引气对记忆合金温度进行温度调节，由于高压涡轮机匣外侧温度较高，在St4状态前温度可达到700K左右，而此时对应压气机引气温度也近600K，冷却效果不大，同时对记忆合金温度适应要求很高，故设计采用风扇引气对记忆合金冷却。为进一步减少风扇引气对发动机推力的损失，设计采用涡流管装置对风扇引气再次降温，引其冷端出口气流对记忆合金直接冷却降温，使得记忆合金丝达到需求的相变温度，产生需求的回复位移和回复力。
基于记忆合金的叶尖间隙主动控制系统在飞行过程中的工作历程如下：
(1)发动机工作状态达到最大起飞St4前，引对应工作状态下的风扇外涵压缩空气经过涡流管进一步降温后用于对记忆合金丝进行冷却作用，改变引气流量以保证记忆合金丝温度始终处于马氏体相变结束温度Mf以下，使记忆合金丝维持在马氏体相状态，不产生形状回复压缩作用；
(2)随着发动机起飞至爬升过程中，发动机转速增大，通过涡流管冷出口的冷却气温度也在升高，将改变记忆合金丝温度使其开始由奥氏体相变起始温度As慢慢升高至奥氏体相变结束温度Af，发动机从St4过渡至St5.2过程中，通过调节涡流管进口引气条件实现合理控制记忆合金丝温度达到其奥氏体相变温度(As—Af)中间某值，此时记忆合金中奥氏体与马氏体共存且马氏体有继续向奥氏体转变的趋势，记忆合金丝回复收缩，产生相应回复力，通过活动板和偏动弹簧传递至机匣加强肋，促使机匣沿靠近叶片径向方向变形移动，改变机匣位移，此时记忆合金丝压缩回复0.45mm，实现记忆合金驱动系统作用机匣产生0.45mm的位移变化；
(3)同理在St5.3至St6飞行状态过程中，合理控制记忆合金丝温度达到其奥氏体相变温度(As—Af)中间另一值，此时记忆合金中奥氏体与马氏体共存，奥氏体含量较前面St4—St5.2状态下更高，且马氏体有继续向奥氏体转变的趋势，记忆合金丝同样继续回复收缩，产生巨大回复力，通过活动板和偏动弹簧传递至机匣加强肋，促使机匣沿靠近叶片径向方向变形移动，改变机匣位移，此时记忆合金丝压缩回复0.6mm，实现记忆合金驱动系统作用机匣产生0.6mm的位移变化；
(4)在到达巡航状态St7—St8时，需要控制记忆合金丝由马氏体相完全转变成奥氏体相，即记忆合金温度达到Af以上，使得记忆合金丝快速继续回复收缩，产生巨大回复力，通过活动板和偏动弹簧传递至机匣加强肋，使得机匣外环沿靠近叶片径向方向变形移动，以期在巡航状态下控制适合的叶尖间隙，此时记忆合金驱动系统完全发挥作用，记忆合金丝压缩回复产生0.9mm的作用位移，使得在巡航状态下叶尖间隙达到预设的合理值；
(5)当发动机开始慢车降落时，此时仍然控制记忆合金丝完全为奥氏体相状态，即保证实现记忆合金驱动系统作用0.9mm位移，直至达到St10慢车状态下记忆合金驱动系统作用停止，这是因为此刻叶尖间隙不大，且最后飞行降落时间较短，叶尖间隙的进一步减小对涡轮效率影响很小。在此状态下需要再次引涡流管冷端出口冷气对记忆合金进行冷却，在偏动弹簧的辅助作用下使得记忆合金回复到马氏体伸长状态，记忆合金驱动系统不再减小叶尖间隙，最后使得记忆合金驱动系统恢复到初装冷态，为下一次飞行循环做准备。
在整个发动机飞行过程中，充分依靠风扇引气在各状态下的压力和温度变化，实现合理控制记忆合金丝的相变过程，从而改变叶尖间隙大小，实现叶尖间隙与风扇引气的自适应控制。实际应用中，通过工程计算，合理设计沿机匣周向布置该装置数目，周向均匀对称分布，驱动周向所有执行装置按要求改变机匣外环位移，进而达到控制叶尖间隙的目的。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。
Claims (6)
1.一种基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置，作用于机匣(6)上，其包括记忆合金驱动系统和涡流管冷却系统，其特征在于：所述记忆合金驱动系统包括第一记忆合金丝(1)、与第一记忆合金丝(1)相平行间隔排列的第二记忆合金丝(3)、活动板(2)以及偏动弹簧(4)，所述涡流管冷却系统包括安装于机匣(6)上的涡流管(10)、涡流管冷端冷却管路(11)、涡流管冷端出口管路(12)以及涡流管热端出口管路(13)，所述涡流管(10)包括安装于机匣(6)上的且相间隔开的两个，所述涡流管(10)与涡流管冷端冷却管路(11)之间通过涡流管冷端出口管路(12)相贯通连接，所述涡流管冷端出口管路(12)和涡流管热端出口管路(13)分别位于涡流管(10)的两侧，所述活动板(2)连接于第一记忆合金丝(1)和第二记忆合金丝(3)的上末端，所述第一记忆合金丝(1)和第二记忆合金丝(3)分别套于两个不同的涡流管冷端冷却管路(11)内，所述第一记忆合金丝(1)和第二记忆合金丝(3)的下末端固定于涡流管冷端出口管路(12)，所述机匣(6)上设有两个相间隔开的加强肋(5)，两个加强肋(5)均位于第一记忆合金丝(1)和第二记忆合金丝(3)之间，且两个加强肋(5)的高度低于第一记忆合金丝(1)和第二记忆合金丝(3)的高度使得两个加强肋(5)与活动板(2)之间相间隔开，所述偏动弹簧(4)设置于活动板(2)和加强肋(5)之间，所述偏动弹簧(4)的上末端连接于活动板(2)上，下末端连接于加强肋(5)上，所述偏动弹簧(4)与第一记忆合金丝(1)及第二记忆合金丝(3)相平行，所述涡流管(10)从风扇外涵引压缩空气进入，所述涡流管热端出口管路(13)与安装肋(14)法兰连接固定以保证第一记忆合金丝(1)和第二记忆合金丝(3)在不同状态作用过程中连接于涡流管冷端出口管路(12)的一端能保持固定。
2.如权利要求1所述的基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置，其特征在于：所述第一记忆合金丝(1)和第二记忆合金丝(3)选用高温记忆合金Ni30Pt20Ti50。
3.如权利要求2所述的基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置，其特征在于：所述第一记忆合金丝(1)和第二记忆合金丝(3)的最大可回复应变为3.3％，在巡航状态下实现的最大回复作用位移为0.9mm。
4.如权利要求3所述的基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置，其特征在于：所述偏动弹簧(4)采用压缩弹簧。
5.如权利要求4所述的基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置，其特征在于：所述机匣(6)底部悬挂有外环块(7)，所述外环块(7)的底壁内侧采用易磨材料(8)。
6.如权利要求5所述的基于记忆合金的涡轮叶尖间隙控制系统的快速响应控制装置，其特征在于：所述外环块(7)的下方设有与其相间隔开的叶片(9)，所述易磨材料(8)的强度小于叶片(9)叶尖材料的强度。
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