CN108663211B - 航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置 - Google Patents

航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置 Download PDF

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Abstract

本发明的目的在于提供一种航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，其可采用电感测微仪进行机匣的高温形变测量。其中，加热环布置在涡轮机匣的内周侧；多个形变检测装置沿涡轮机匣的外周侧布置，隔热套为管壁带真空夹层的隔热管，电感测微仪置入在隔热套中，固定装置包括机座、从机座伸出的悬臂、连接悬臂和电感测微仪的连接杆，连接杆与悬臂之间由可锁紧的万向节连接，连接杆与电感测微仪之间也由可锁紧的万向节连接，隔热套压在涡轮机匣上，电感测微仪的测试头顶在隔热套上以使涡轮机匣的形变通过隔热套传递到测试头，隔热管的热变形系数远小于涡轮机匣的热变形系数以至于隔热管的热变形对涡轮机匣的形变检测结果不产生影响。

Description

航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置
技术领域
本发明涉及航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置。
背景技术
航空发动机中涡轮机匣外环与转子叶片叶尖之间的间隙对于涡轮的效率以及发动机的耗油率有着很大的影响。涡轮ACC系统是对不同的飞行状态，通过气流冲击换热，控制机匣的温度来控制机匣的热膨胀量，进而控制涡轮机匣外环和转子叶片叶尖之间间隙。
涡轮机匣热变形量是涡轮ACC系统中的最重要的输入，在各种复杂环境下够保证热变形精准测量是ACC试验中的重点。目前高温形变测量大多分为接触式测量和非接触式测量，接触式测量工作温度较低，而非接触式测量体积较大，受试验台结构限制多，其他间接测量方式，例如高温应变片，该测量方法安装方法复杂，成本高。涡轮的实际工作环境为受高温燃气加热，在验证试验中，使用高温燃气加热成本过高，对试验台要求也很高。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，其可采用电感测微仪进行机匣的高温形变测量。
一种航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，用于检测涡轮机匣的形变，包括加热环、形变检测装置，所述形变检测装置包括电感测微仪、隔热套、固定装置，所述加热环布置在涡轮机匣的内周侧，对涡轮机匣进行加热；多个形变检测装置沿涡轮机匣的外周侧布置，所述隔热套为管壁带真空夹层的隔热管，所述电感测微仪置入在隔热套中，所述固定装置包括机座、从所述机座伸出的悬臂、连接所述悬臂和所述电感测微仪的连接杆，所述连接杆与所述悬臂之间由可锁紧的万向节连接，所述连接杆与所述电感测微仪之间也由可锁紧的万向节连接，所述隔热套压在所述涡轮机匣上，所述电感测微仪的测试头顶在所述隔热套上以使所述涡轮机匣的形变通过所述隔热套传递到所述测试头，所述隔热管的热变形系数远小于所述涡轮机匣的热变形系数以至于所述隔热管的热变形对涡轮机匣的形变检测结果不产生影响。
在一实施例中，所述隔热管为玻璃管。
在一实施例中，所述隔热管的外壁面上附着有高反射率涂层。
在一实施例中，所述机座为磁力表座。
在一实施例中，所述加热环的径向截面包括U形结构、在该U形结构内部填充的高弹性隔热棉，所述加热环还包括在所述隔热棉的径向外侧嵌入用于与涡轮机匣的测点接触的加热元件。
在一实施例中，所述加热环分成多个环段。
在一实施例中，所述加热环的在直径方向上相对的两环段由直径方向的伸缩杆连接。
在一实施例中，所述加热环以及所述加热元件分成两个半圆形的环段。
在一实施例中，所述U形结构为U型金属环，所述加热元件包括镍铬丝以及包覆所述镍铬丝的陶瓷套管。
在一实施例中，所述试验装置还包括填满涡轮机匣外周侧的棱之间的隔热材料。
本发明具有如下效果：
(1)本发明采用低成本的方式模拟了高压涡轮机匣的高温环境，降低了高温形变测量的成本，减少了试验的周期；
(2)本发明形变测量装置构造简单，安装拆解方便快捷；
(3)本发明可适用测量高温物体的形变，并且可用于结构复杂的位置的形变测量。
附图说明
本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
图1为涡轮机匣的纵向截面的示意图。
图2为加热环的纵向截面的示意图。
图3为试验装置的轴向示意图。
图4为隔热套的纵向截面的示意图。
图5为固定装置的示意图。
具体实施方式
在以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免使本发明的各实施例的诸方面晦涩。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明可在没有特定细节的情况下实施。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按比例绘制。
如图3所示，航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置用于检测涡轮机匣6的形变，包括加热环2、形变检测装置，形变检测装置包括电感测微仪3、以及如图5所示的隔热套5、固定装置。涡轮机匣在图1中示意性地显示出来，在图1中，涡轮机匣的纵向截面的一部分被显示出来，其内周侧，即图1中的下侧，在棱61、62、63之间填充隔热材料，棱61、62、63上的反馈温度测点分别用于控制各加热换的加热功率，即加热环2被施加在棱61、62、63之上，对涡轮机匣进行加热。
多个加热环2布置在涡轮机匣6的内周侧，对涡轮机匣6进行加热，模拟涡轮机匣的内部热源。多个形变检测装置沿涡轮机匣6的外周侧布置，在图3中示出了八个形变检测装置。形变检测装置在图5中被示例性地示出。如图4所示，隔热套5为管壁带真空夹层53的隔热管，电感测微仪4置入在隔热套5的内部空间52中。在优选的实施例中，隔热套5的外侧避免附着有高反射率涂层。如图5所示，固定装置包括机座62、从机座62伸出的悬臂61、连接悬臂61和电感测微仪3的连接杆63，连接杆63与悬臂61之间由可锁紧的万向节连接，连接杆63与电感测微仪3之间也由可锁紧的万向节连接，万向节在图5中没有显示出来。隔热套5压在涡轮机匣6上，电感测微仪3的测试头顶在隔热套5上以使涡轮机匣6的形变通过隔热套5传递到测试头，隔热管5的热变形系数远小于涡轮机匣6的热变形系数以至于隔热管5的热变形对涡轮机匣6的形变检测结果不产生影响，不产生影响的程度可以在实际的工程需求的精度来确定。例如隔热管5可以选择为玻璃管。
电感测微仪3的工作温度通常最高为100摄氏度，选择玻璃管作为隔热管时，玻璃管外表面最好镀有高反射率涂层，在电感测微仪以及连接线部分未覆盖的区域用锡箔纸包裹上。
机座62可选为磁力表座，以便于拆卸。
如图2所示，加热环2的径向截面包括U形的基体21、在基体21内部填充的高弹性隔热棉22，加热环2还包括在隔热棉22的径向外侧嵌入用于与涡轮机匣6的测点接触的加热元件23。加热元件23在一实施例中可以由镍铬丝23外套上陶瓷套管231构成。隔热棉22的弹性确保加热元件23紧贴涡轮机匣6内壁，准确模拟内热源，保证热源的均匀性。在如图所示的实施例中，加热元件23采用45°布置，一共四段，电源线出口从基体21的间隙接出。
如图3所示，基体21为两个半圆型的金属环和连接金属环的连接杆1构成，连接杆1可以为三段，每两段之间采用螺纹连接，两段连接处螺纹方向相反，这样安装时转动连接杆1的中间段即可调节使加热环2贴紧涡轮机匣6的壁面或者拆解下来，每个基体21半径与对应位置机匣6的内径相等。
为排除机匣6加热冷却过程中整体偏移的影响，设置形变检测装置的形变测量点为180度对应布置。机匣6的固定方式为轴向水平固定，如图5所示，在机匣6旁放置金属板8，再设置固定装置，通过固定装置的连接杆63在三个方向转动调节，可以实现占用空间小，有效应对各种复杂安装环境的目的。
在图3中，在涡轮机匣6的外周侧还设置有集气匣72以及冷却管71，冷气管71从集气匣72中引入气体，对涡轮机匣6进行冷却，这样可以对涡轮机匣6实施加热之后，再进行冷却，从而可以检测到涡轮机匣的变形量。
前述实施例可以解决普通电感测微仪工作温度低，工作环境受限的问题以及模拟实际涡轮工作的高温环境的成本过高，试验台复杂的问题。在普通电感测微仪的基础上增加隔热装置和固定装置，从而提供一种简单快速且准确的形变测量装置，改善形变测量方法复杂受限的问题。采用接触式加热的方法降低模拟涡轮工作的高温环境的成本，减少试验的安装复杂程度。
本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，用于检测涡轮机匣的形变，其特征在于，包括加热环、形变检测装置，所述形变检测装置包括电感测微仪、隔热套、固定装置，所述加热环布置在涡轮机匣的内周侧，对涡轮机匣进行加热；多个形变检测装置沿涡轮机匣的外周侧布置，所述隔热套为管壁带真空夹层的隔热管，所述电感测微仪置入在隔热套中，所述固定装置包括机座、从所述机座伸出的悬臂、连接所述悬臂和所述电感测微仪的连接杆，所述连接杆与所述悬臂之间由可锁紧的万向节连接，所述连接杆与所述电感测微仪之间也由可锁紧的万向节连接，所述隔热套压在所述涡轮机匣上，所述电感测微仪的测试头顶在所述隔热套上以使所述涡轮机匣的形变通过所述隔热套传递到所述测试头，所述隔热管的热变形系数远小于所述涡轮机匣的热变形系数以至于所述隔热管的热变形对涡轮机匣的形变检测结果不产生影响。
2.如权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述隔热管为玻璃管。
3.如权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述隔热管的外壁面上附着有高反射率涂层。
4.如权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述机座为磁力表座。
5.如权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述加热环的径向截面包括U形的基体、在该基体内部填充的高弹性隔热棉，所述加热环还包括在所述隔热棉的径向外侧嵌入用于与涡轮机匣的测点接触的加热元件。
6.如权利要求5所述的试验装置，其特征在于，所述基体分成多个环段。
7.如权利要求6所述的试验装置，其特征在于，所述基体的在直径方向上相对的两环段由直径方向的伸缩杆连接。
8.如权利要求6所述的试验装置，其特征在于，所述基体分成两个半圆形的环段，所述加热元件分成四段并分别沿所述高弹性隔热棉外周45°弧长均匀布置。
9.如权利要求5所述的试验装置，其特征在于，所述基体为U型金属环，所述加热元件包括镍铬丝以及包覆所述镍铬丝的陶瓷套管。
10.如权利要求6所述的试验装置，其特征在于，所述试验装置还包括填满涡轮机匣内周侧的棱之间的隔热材料，加热环通过所述棱上的反馈温度测点来施加加热功率。
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