CN104713731A - 一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台 - Google Patents

Abstract

本发明公开了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，其中，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；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；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热变形量；可控热变形机匣模型实验件用于模拟ACC系统中的机匣。本发明可以直观地验证ACC设计方案的实施效果，为该方案进一步的工程应用提供了重要的技术支撑。

Description

一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台

技术领域

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

叶尖主动间隙控制技术(Active Clearance Control，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)(Bradbury L J S.The Structure of a self-preserving turbulent planejet[J].Journal of Fluid Mechanics,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(Lattime S B,Steinetz B M.High-pressure-turbine clearance control systems:current practices and futuredirections[J].Journal of Propulsion and 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。

部分学者就ACC系统开展了不同形式的验证研究。最具代表性的就是NASA(Gaffin W O.JT9D-70/59 Improved high pressure turbine active clearance control system[R].Cleveland,NASA-Lewis Aircraft Group,CR-159661,1979)开展的JT9D-70/59改进型高压涡轮ACC系统研究。研究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。研究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。

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(Howard W D,Fasching W A.CF6 jet engine diagnostics program high pressure turbineroundness/clearance investigation[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。研究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0.25mm。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。

与欧美等航空航天大国ACC技术已经成熟应用相比，我国ACC技术研究才刚刚起步，相关研究工作大多集中在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究上，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——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

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，研究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。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

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；

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；

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；

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；

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。

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；

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；

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；

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；

所述活塞式压缩机用于压缩并输出空气；

所述储气罐用于储存压缩空气并稳压；

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。

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；

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；

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；

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；

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；

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。

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。

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。

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1kw。

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。

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。

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；

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；

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。

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；

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；

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；

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；

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；

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。

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：

1.使用范围广；

2.结构简单；

3.实验室环境可调参数接近真实发动机工况；

4.获得ACC设计方案中冷却管流量分配规律；

5.直观验证ACC设计方案实施效果。

附图说明

图1为航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台的结构示意图；

图2为热环境模拟模块的结构示意图；

图3为温度测点轴向分布；

图4为温度测点周向分布；

图5为位移测点轴向分布；

图6为位移测点周向分布；

图7为某ACC设计方案；

图8为加热稳定后机匣r1测点温度；

图9为加热机匣稳定温度沿轴向分布图；

图10为ACC系统工作稳定后机匣r1测点温度；

图11为ACC系统工作稳定机匣温度沿轴向分布图；

图12为加热稳定机匣热变形示意图；

图13为机匣n1层径向热变形示意图；

图14为机匣冷却收缩量；

图15为不同Re数机匣冷却收缩量；

图16为不同Re数热变形过渡态变化曲线。

图中，1、活塞式压缩机；2、储气罐；3、第一流量控制阀；4、涡街流量计；5、铠装K型热电偶；6、多路温度巡检仪；7、压力传感器；8、可控热变形机匣模型实验件；9、热环境模拟模块；10、第二流量控制阀；11、三通接头；12、第三流量控制阀；13、汇流排；14、托架；15、石英电加热管；16、隔热板；17、隔热垫块；18、台板；19、底座。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

如图1所示，本发明公开了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；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；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；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；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。

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；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；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；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；所述活塞式压缩机用于压缩并输出空气；所述储气罐用于储存压缩空气并稳压；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。

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；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；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；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；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；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。

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，本发明的热环境模拟模块中还可采用汇流排，将固定在所述托架上，用于排布所述石英电加热管的电源线。所述石英电加热管的功率，数量优先为45支。托架采用空心圆柱体，其上部和下部设有隔热板，以减少托架内部热量流失。

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；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；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。

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；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；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；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；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；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。

实验中测量系统中各仪器具体的量程和测试精度如表1所示。

表1试验用仪器参数

名称	仪器说明	精度
			涡街流量计/(m3/h)	22.6～150	1％
铠装K型热电偶/℃	0～800	0.75％
			电子数显百分表/mm	0～12.5	0.1％
温度巡检仪/℃	-50～300	1％
			压力传感器/MPa	0～0.3	0.25％

为了获得机匣温度，实验中采用铠装K型热电偶测量机匣温度，多路温度巡检仪输出温度值，在机匣外壁面沿着轴向和周向设置了温度测点。本专利以某型机匣为例，如图3所示沿轴向排布8圈温度测点，每一圈温度测点排布如图4所示，分别位于0°，35°，90°，125°，180°，215°，270°，305°这8个位置。

为了获得机匣变形，实验中采用电子数显百分表测量机匣变形，位移测点布置在法兰上。本专利以某型机匣为例，如图5所示沿轴向排布4层位移测点，每层位移测点排布如图6所示，分别位于45°，135°，225°，315°这4个位置。

通过涡街流量计测量冷却气体积流量，在流量计前设置静压测点，在流量计后设置温度测点，修正得到来流质量流量。在每根冷却管进口设置总压和静压测点，测量每根冷却管进口总压和静压，从而得到每根管的进口质量流量，获得各冷却管流量分配情况。

加工1:1可控热变形机匣实验件，根据温度测量的需要预先在机匣外表面打好1mm小孔用于放置铠装K型热电偶测头，将实验件安放到图2中台板的垫块之上，安装铠装K型热电偶和电子数显百分表到相应位置。根据ACC设计方案确定冷却流量和机匣加热温度。实验时首先记录机匣初始温度、环境温度及压力，打开数显百分表并全部归零。将第二流量控制阀的阀门开度开至最大、关闭第三流量控制阀，通冷却气调整第一流量控制阀的阀门开度使得流量到所需工况后，关闭通向实验件一路的第二流量控制阀，打开第三流量控制阀，使得冷却空气不进入ACC冷却管而直接从旁路中流出。然后打开热环境模拟模块、调整石英电加热管的加热功率将机匣加热到所需温度，记录稳定后机匣温度，并记录此时对应的数显百分表读数。随后关闭第三流量控制阀，打开第二流量控制阀，冷却空气进入冷却管并通过冷却孔冲击机匣表面。通过温度巡检仪、压力传感器以及电子数显百分表，记录机匣温度、变形量以及冷却管进口总静压随时间的变化值。同一工况重复试验三次。除了记录稳定后的机匣最终温度和变形量以外，试验中还在冷却空气管供气后，每隔15s记录了机匣温度和变形量，来得到机匣的热响应规律。

本专利以某ACC设计方案为例，如图7所示，机匣外侧放置了四组8根180°冷却管，沿发动机主燃气流动方向分别标为1组、2组、3组、4组，通过改变冷却管的供气流量，来获得不同工况下的机匣热响应及变形规律，具体工况见表2。

表2试验工况

试验工况	进口Re数
		1	40582.4
2	172756.6
		3	239687.0

其中Re数定义为：

Re＝ρud/μ＝4m/πdμ

式中，m为集气腔进口质量流量，d为集气腔进口的当量直径，μ为空气运动粘滞系数。

1.机匣温度分布规律(工况3)

为了检验辐射加热的均匀性，首先分析了机匣加热稳定后的温度分布规律。图8是工况3中，机匣加热稳定后，机匣r1圈8个测点温度值分布。测点中最大值为193.8℃，最小值为186.7℃，平均值为190.7℃，最大相对误差为2.1％，温度沿周向分布较为均匀。充分表明了本发明中采用的辐射加热方式具有较好的实施效果。

图9为机匣加热温度稳定(ACC系统未工作)后机匣平均温度Th_ri分布示意图。从图9中可以清楚地发现，机匣轴向上的平均温度存在着明显的温差，最高温度出现在r1和r2位置，最低值在r7和r8位置。

图10给出了ACC系统工作，机匣温度再次达到稳定后，机匣r1圈各温度测点读数。此时沿周向8个测点中最大值为53.0℃，最小值为45.3℃，平均值为49.5℃，最大相对误差为8.5％。实测数据显示，ACC工作后，机匣温度明显下降，同时随着远离冷却管进气位置(即冷却管集气腔)，机匣周向温度存在一定程度的降低。

这是由于本文研究的ACC方案中，冷却管一端进气，一端封闭。冷却空气在管内运动时，速度逐步降低，静压逐渐变大，虽然冷却管上冲击孔周向均匀分布，但在管内外压差作用下，越远离冷却管进口位置的冷却孔出流流量越大，使得冷却管周向流量分配不均匀。这种趋势在冷却管进出口面积比(冷却管进口截面积和冷却管所有小孔出流面积总和的比值)小于1的条件下将更为突出，而该值超过3后冷却管周向流量基本均匀。该ACC方案中，8根冷却管的进出口面积比处于1.91～2.55之间，因此冷却管存在一定程度的周向流量出流不均匀，使得对应的机匣周向温度也呈现出一定的非均匀性，但总体上差异不大(最大相对误差小于9％)。

图11为ACC工作后，机匣平均温度Tc_ri的轴向分布图。图中数据显示，随着温度为36.0℃冷却空气的冲击，机匣温度迅速降低，如r1位置的温度从190.7℃降低为49.3℃。温度变化幅度最大的测点是r2位置，从192.2℃降低为49.8℃，温度变化达到了142.4℃。

比较图9和图11，可以发现ACC系统工作后，沿发动机轴向的机匣平均温度不再单调降低，而是呈现出先增加后降低的规律，机匣上最高温度出现在r5位置。这是由于ACC系统工作后，冷却空气冲击机匣表面，滞止区存在的强烈动量交换使得冲击射流带来明显的换热强化作用，因此会在冲击滞止点附近出现明显的低温区。本文研究的ACC方案中，机匣r2位置两侧均存在冷却管的垂直及45°斜向冲击，而r3和r5位置仅有一侧存在冲击射流，所以r2附近机匣温度相对较低。

还需要注意的是，试验中从集气腔流到各冷却管的流量并不相同，根据测量结果这4组管流量所占进口总流量比例分别为14.8％，40.8％，23.8％，20.6％。这是由于发动机实际工作情况下，机匣受到空气系统二次流的流动和冷却作用，以及燃气侧对外环加热和导热影响，其温度分布并非均匀，再加上考虑机匣受力和约束条件的影响，ACC方案设计中，为了保证整个机匣变形均衡，这4组冷却管中设定的冷却空气流量并不相同。所以ACC工作时，r2位置旁冷却空气管的流量最大，这也是此处温度最低的一个重要原因。

2.机匣外法兰径向位移变化规律(工况3)

图12为ACC不工作时，机匣平均径向热变形量的轴向分布示意图，可以发现机匣加热稳定后n2处热变形最大，变形最大相对误差为10.47％。影响热变形的主要因素为温度分布和结构，通过前文的温度分布可以发现n1处温度最高、n2处较n1稍小、n3与n4逐级降低明显，但是机匣各层法兰结构并不相同，在温度以及结构相互影响下出现了上述结果。

图13给出了ACC工作后，工况3条件下，机匣径向冷却收缩量在周向上分布示意图(以n1层测点为例)。虚线表示机匣受热稳定后，即ACC不工作时的位置，实线为ACC系统工作后，机匣温度再次达到稳定后的位置示意图。从外圈指向内圈的箭头表示ACC系统打开后机匣的径向冷却收缩量。

影响机匣径向热变形的主要因素为机匣结构和温度分布。在加工保证机匣圆度精度的基础上，试验中机匣可以近似看为轴对称结构，其热变形周向分布规律主要受到温度场的影响。由于ACC系统工作前后，机匣沿周向温度分布总体差异不大，所以机匣沿周向冷却收缩量也较为接近。以图13中n1为例，收缩量最大相对误差为8.75％。

同时通过前文温度分析发现，ACC系统工作时，机匣远离进气位置温度相对较低，温降较大，使得机匣在远离进气位置冷却收缩量相对较大，造成ΔL_n1,2和ΔL_n1,3大于ΔL_n1,1和ΔL_n1,4，如图13所示。

图14进一步给出了ACC系统工作后沿发动机轴向不同位置，机匣周向四个测点平均的径向收缩量。图中数据显示，n1处径向收缩量为1.223mm，最大值出现在n2处为1.243mm，n3处为1.133mm，最小值为n4处的1.091mm，此时4处位置径向收缩量平均值为1.173mm，最大相对误差为6.99％。

综合图13和图14中显示的机匣变形规律，表明本文所研究的ACC方案，可以较好的调节机匣温度并且机匣冷却收缩量基本均匀。

3.不同供气Re数的影响

图15为不同供气Re数下机匣冷却收缩量，在相同Re数下各层法兰冷却收缩量相差不大，最大都出现在n2处。随着集气腔供气Re数增加，机匣冷却收缩量逐渐增加。以n1处为例，当供气Re数从40582.4变为172756.6，冷却收缩量从0.715mm增大为1.175mm，提升0.46mm；同样的随着Re数进一步提高为239687.0，冷却收缩量增大为1.223mm，仅仅提高了0.048mm。显然供气Re数增加带来的换热强化以及温度降低幅度增加，使得ACC工作时机匣的收缩量变大。同时随着机匣温度降低幅度随着供气Re数进一步提高而变缓时，机匣收缩量的增加幅度也随之降低。

现有的基于可控热变形间隙控制方案中，由于机匣热容影响使得其变形响应存在一定的滞后。本文试验中，也针对机匣的热响应及变形过渡态工作特性开展了研究。

图16给出了不同Re数下机匣冷却收缩量过渡态变化曲线，横坐标是时间，纵坐标是ACC系统从打开到机匣温度重新达到稳定这个过渡态下机匣n1周向四个测点机匣冷却收缩量的平均值。

当ACC系统工作，供气Re数为239687.0时，机匣最终的冷却收缩量为1.223mm，ACC系统工作255s后，收缩量为1.102mm，达到了90％，一直到工作510s后，收缩量达到1.223mm，基本达到100％。

从工程上看，设计人员关注的是机匣冷却收缩量达到最大冷却收缩量90％时所花费的时间，本文将该时间定义为机匣的热响应时间(如图16中各虚线所示)。当供气Re数从40582.4变为172756.6时，机匣热响应时间从705s减为285s；而从172756.6到239687.0时，响应时间减少幅度不大，热响应时间从285s减为255s。因此集气腔供气Re数的提高可以减小热响应时间，但热响应时间降低幅度随供气Re进一步提高逐渐变缓。

本发明在实验室条件下模拟发动机机匣冷却侧和燃气侧换热边界，利用电子数显百分表测量机匣位移、铠装K型热电偶测量机匣温度，提出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。该试验台各组成系统都为常见实验设备，组件之间拆装连接方便，适用于不同形式的可控热变形机匣实验件，只需在台板上进行替换即可。针对不同ACC设计方案可调节的参数为外部冷却气体流量和燃气侧石英电加热管加热强度：可以在实验室条件下模拟机匣冷却环境，冷却气体流量可调范围大，冷却环境接近真实发动机工况；在实验室条件下模拟机匣加热环境，石英电加热管辐射加热速度快、稳定温度范围大、稳定温度可调节、实验件周向温度分布均匀。来流体积流量和压力和温度测量可以很好的获得ACC设计方案中质量流量；进口总静压测量可以得到ACC设计方案中各冷却管的流量分配情况；机匣温度和变形稳态和过渡态测量可以直观验证ACC设计方案实施效果，为设计方案进一步的工程应用提供重要的技术支撑。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1. 一种航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台，其特征在于，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；

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；

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；

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；

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。

2. 根据权利要求1所述的航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台，其特征在于，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；

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；

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；

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；

所述活塞式压缩机用于压缩并输出空气；

所述储气罐用于储存压缩空气并稳压；

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。

3. 根据权利要求2所述的航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台，其特征在于，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；

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；

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；

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；

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；

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。

4. 根据权利要求3所述的航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台，其特征在于，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。

5. 根据权利要求4所述的航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台，其特征在于，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。

6. 根据权利要求4所述的航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台，其特征在于，所述石英电加热管的功率为1kw。

7. 根据权利要求4所述的航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台，其特征在于，所述石英电加热管的数量为45支。

8. 根据权利要求4所述的航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台，其特征在于，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。

9. 根据权利要求3所述的航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台，其特征在于，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；

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；

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。

10. 根据权利要求9所述的航空发动机涡轮主动间隙控制机匣模型验证实验台，其特征在于，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；

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；

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；

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；

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；

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。