CN110318823B - 主动间隙控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种主动间隙控制方法及装置，属于叶片间隙控制技术领域。所述方法包括获取飞机飞行状态；根据所述飞机飞行状态选择具有不同温度的气体；以及控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣，用以改变涡轮机匣温度，进而调节涡轮机匣与叶片之间的间隙。本申请通过引入压气机五级气及九级气两股不同温度的气体进入涡轮机匣，通过热胀冷缩远离，在起飞、慢车、状态切换等情况下使涡轮机匣与叶片尖端保持适宜的间隙，保证转、静子不碰磨。在发动机长期使用的巡航状态，保证间隙较小，提升了发动机涡轮效率，降低了耗油率。

Description

主动间隙控制方法及装置

技术领域

本申请属于叶片间隙控制技术领域，特别涉及一种主动间隙控制方法及装置。

背景技术

航空涡轮风扇发动机是一种复杂而精密的动力装置。有研究表明，涡轮转动叶片叶尖与涡轮机匣之间的间隙对发动机涡轮效率和耗油率的影响十分显著，叶尖间隙与叶高之比每减小0.01，会引起涡轮效率增加约0.8～1.2％，会使双转子涡轮风扇发动机的耗油率减小约2％。

国外先进航空发动机通常采用“间隙控制系统”，即通过控制发动机使用过程中转、静子的变形量，控制叶尖间隙。其中，主动间隙控制系统是指在发动机使用包线中的一个以上的工作点独立地控制要得到的间隙。

发明内容

本申请提供了一种主动间隙控制方法及装置，利用传热技术使涡轮机匣变形，进而改变涡轮机匣与转子叶片之间的间隙，达到主动间隙控制的目的。

本申请的第一个方面，一种主动间隙控制方法，包括：

获取飞机飞行状态；根据所述飞机飞行状态选择具有不同温度的气体；以及控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣，用以改变涡轮机匣温度，进而调节涡轮机匣与叶片之间的间隙。

优选的是，所述获取飞机飞行状态包括：

获取发动机转速；获取发动机转速变化率；以及获取飞机油门杆位置。

优选的是，根据所述飞机飞行状态选择具有不同温度的气体包括：

由所述飞机飞行状态确定飞机是否处于稳态飞行，若飞机处于稳态飞行，则选择相对低温气体；否则，选择相对高温气体，所述稳态飞行包括飞机处于过渡状态并且发动机转速处于中速状态、慢变化率状态。

优选的是，控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣包括：

控制压气机五级气集气腔气体进入所述涡轮机匣，和/或控制压气机九级气集气腔气体进入所述涡轮机匣。

优选的是，控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣进一步包括：

判断所选择的在后温度气体的前一刻所选择的在前温度气体；以及若所述在后温度气体与所述在前温度气体不一致，则给出能够使在后温度气体所对应的阀门处于第一设定开度并持续所述设定时间的第一控制信号，以及给出能够使在前温度气体所对应的阀门的处于第二设定开度并持续所述设定时间的第二控制信号。

本申请的第二个方面，主动间隙控制装置，包括：

飞机飞行状态获取模块，用于获取飞机飞行状态；气体选择模块，用于根据所述飞机飞行状态选择具有不同温度的气体；以及控制模块，用于控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣，用以改变涡轮机匣温度，进而调节涡轮机匣与叶片之间的间隙。

优选的是，飞机飞行状态获取模块包括：

发动机转速获取单元，用于获取发动机转速；发动机转速变化率计算单元，用于根据所述发动机转速计算发动机转速变化率；以及飞机油门杆位置获取单元，用于获取飞机油门杆位置。

优选的是，气体选择模块包括：

低温气体选择单元；用于在确定飞机处于稳态飞行时，选择相对低温气体；以及高温气体选择单元，用于在飞机其它状态时，选择相对高温其它；

其中，所述稳态飞行包括飞机处于过渡状态并且发动机转速处于中速状态、慢变化率状态。

优选的是，所述控制模块包括：

五级气引气单元，用于控制压气机五级气集气腔气体进入所述涡轮机匣；以及九级气引气单元，用于控制压气机九级气集气腔气体进入所述涡轮机匣。

优选的是，所述控制模块包括：

判定单元，用于判断所述引气选择单元选择的在后气体的前一刻所选择的在前气体；以及过渡控制信号生成单元，用于当所述在后气体与所述在前气体不一致时，给出能够使在后气体所对应的阀门处于第一设定开度并持续所述设定时间的第一控制信号，以及给出能够使在前气体所对应的阀门的处于第二设定开度并持续所述设定时间的第二控制信号。

本申请设计的方案可以实现热主动间隙控制系统功能。在起飞、慢车、状态切换等情况下保持适宜的间隙，保证转、静子不碰磨。在发动机长期使用的巡航状态，保证间隙较小，提升发动机涡轮效率，降低耗油率。计算和测试验证表明，使用本方案可使某型发动机涡轮性能提升0.34％。

附图说明

图1是本申请主动间隙控制方法的一实施方式的流程图。

图2是本申请图1所示实施方式涡轮机匣与叶片关系示意图。

图3是本申请主动间隙控制方法的一优选实施例的控制流程图。

图4是本申请主动间隙控制装置的系统架构图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

如图1所示，根据本申请第一方面，提供了一种主动间隙控制方法，包括：

步骤S1、获取飞机飞行状态。

获取飞机飞行状态主要包括：

获取发动机转速，根据发动机转速确定发动机转速变化率，以及获取飞机油门杆位置。

步骤S2、根据所述飞机飞行状态选择具有不同温度的气体。

该步骤主要包括：由所述飞机飞行状态确定飞机是否处于稳态飞行，若飞机处于稳态飞行，则选择相对低温气体；否则，选择相对高温气体，所述稳态飞行包括飞机处于过渡状态并且发动机转速处于中速状态、慢变化率状态。

步骤S3、控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣，用以改变涡轮机匣温度，进而调节涡轮机匣与叶片之间的间隙。

本申请引用压气机五级气及九级气进入涡轮机匣，以控制涡轮机匣与叶片间隙，如图2所示，涡轮机匣、涡轮叶片属于航空发动机的固有结构，其相对位置关系如图所示，1为涡轮叶片，2为涡轮机匣，涡轮机匣2具有内腔，通过引气管3引入不同温度的气体，进而能够改变涡轮机匣与叶片尖端的间隙，引气管3通过引气转换活门4分别连接第一支管5及第二支管6，第一支管5和第二支管6一端与引气转换活门连接，另一端分别连接发动机压气机5级气集气腔和压气机9级气集气腔。

需要说明的是，基于本型号发动机间隙变化设计要求，选择用作间隙控制的两股不同温度的气流，本型发动机选择压气机5级气和9级气，压气机5级气温度相对较低而压气机9级气温度相对较高，引气管3连接引气转换活门与涡轮机匣，射流冲击板7置于涡轮机匣内部，其上开有射流孔。

该传热结构可以按引气控制规律实现引压气机5级气、9级气或5、9级混合气对涡轮机匣进行冷却，射流冲击板7可强化冷却效果。

在发动机使用包线内的不同工作点下，分别引高压压气机5级气、9级气或者5、9级混合气对涡轮机匣进行冷却。利用不同气流的温度差异，实现调控涡轮机匣温度水平，进而控制热变形量，最终实现间隙控制的目的。

制定引气控制规律基本原则为：

在发动机起动至慢车状态和慢车至起飞状态,发动机转子转速开始上升,转子离心变形量随转速升高而急剧增大,为了避免转子叶片尖部与机匣内部碰摩,需要给机匣通入一股温度较高的气流,以加大机匣的热膨胀量(需要说明的是，由于叶片设置在机匣内部，加大机匣的热膨胀量后，机匣内壁远离叶片尖端)。

当起飞后，发动机稳定工作时，为了获得较高的涡轮效率，需要给机匣通入一股温度较低的气流，减小机匣的热膨胀量，使转子叶片尖部与机匣内部的间隙较小。

当发动机进行机动、过载等过程时，也通过给机匣通入一股温度较高的气流,加大机匣的热膨胀量，避免碰摩风险。

在一些可选实施方式中，控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣进一步包括：

判断所选择的在后温度气体的前一刻所选择的在前温度气体，例如根据飞机飞行状态，需要自九级气变为五级气，此时给出能够使在后温度气体所对应的阀门处于第一设定开度并持续所述设定时间的第一控制信号，以及给出能够使在前温度气体所对应的阀门的处于第二设定开度并持续所述设定时间的第二控制信号。

通过上述方式使该转变过程为九级气-五级与九级混合气-五级气。下面给出一优选引气控制规律，如图3所示。

1)慢车状态：油门杆进入慢车域，即采用九级气；

2)起飞状态：油门杆进入起飞域，即采用九级气；

3)爬升、巡航和节流状态：油门杆进入慢车域和最大爬升状态之间。

在发动机转速n范围12078r/min≤n＜14194r/min内，通过计时来确定引气方式，具体为：

0min≤t＜5min,从高压压气机第九级引气；

5min≤t＜25min,从高压压气机第五和第九级引气混合；

t≥25min，从高压压气机第五级引气；

当转速n变化大于150r/min/min，持续10个周期后(10个周期的时间共0.2s)切换回九级气，并重新开始计时。

5)无论油门杆处于任何位置，当n≥14194r/min或0r/min≤n＜12078r/min即采用九级气。

根据本申请第二方面，提供了一种与上述方法对应的主动间隙控制装置，如图4所示，包括：

飞机飞行状态获取模块，用于获取飞机飞行状态；气体选择模块，用于根据所述飞机飞行状态选择具有不同温度的气体；以及控制模块，用于控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣，用以改变涡轮机匣温度，进而调节涡轮机匣与叶片之间的间隙。

在一些可选实施方式中，飞机飞行状态获取模块包括：

发动机转速获取单元，用于获取发动机转速；发动机转速变化率计算单元，用于根据所述发动机转速计算发动机转速变化率；以及飞机油门杆位置获取单元，用于获取飞机油门杆位置。

在一些可选实施方式中，气体选择模块包括：

低温气体选择单元；用于在确定飞机处于稳态飞行时，选择相对低温气体；以及高温气体选择单元，用于在飞机其它状态时，选择相对高温其它；其中，所述稳态飞行包括飞机处于过渡状态并且发动机转速处于中速状态、慢变化率状态。

在一些可选实施方式中，所述控制模块包括：

五级气引气单元，用于控制压气机五级气集气腔气体进入所述涡轮机匣；以及九级气引气单元，用于控制压气机九级气集气腔气体进入所述涡轮机匣。

在一些可选实施方式中，所述控制模块包括：

判定单元，用于判断所述引气选择单元选择的在后气体的前一刻所选择的在前气体；以及过渡控制信号生成单元，用于当所述在后气体与所述在前气体不一致时，给出能够使在后气体所对应的阀门处于第一设定开度并持续所述设定时间的第一控制信号，以及给出能够使在前气体所对应的阀门的处于第二设定开度并持续所述设定时间的第二控制信号。

本发明设计的方案可以实现热主动间隙控制系统功能。在起飞、慢车、状态切换等情况下保持适宜的间隙，保证转、静子不碰磨。在发动机长期使用的巡航状态，保证间隙较小，提升发动机涡轮效率，降低耗油率。计算和测试验证表明，使用本方案可使某型发动机涡轮性能提升0.34％。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (2)

1.主动间隙控制方法，其特征在于，包括：

获取飞机飞行状态；

根据所述飞机飞行状态选择具有不同温度的气体；以及

控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣，用以改变涡轮机匣温度，进而调节涡轮机匣与叶片之间的间隙；

其中，所述获取飞机飞行状态包括：获取发动机转速；获取发动机转速变化率；以及获取飞机油门杆位置；

其中，根据所述飞机飞行状态选择具有不同温度的气体包括：由所述飞机飞行状态确定飞机是否处于稳态飞行，若飞机处于稳态飞行，则选择相对低温气体；否则，选择相对高温气体，所述稳态飞行包括飞机处于过渡状态并且发动机转速处于中速状态、慢变化率状态；

其中，控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣包括：控制压气机五级气集气腔气体进入所述涡轮机匣，和/或控制压气机九级气集气腔气体进入所述涡轮机匣；

其中，控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣进一步包括：判断所选择的在后温度气体的前一刻所选择的在前温度气体；若所述在后温度气体与所述在前温度气体不一致，则给出能够使在后温度气体所对应的阀门处于第一设定开度并持续设定时间的第一控制信号，以及给出能够使在前温度气体所对应的阀门的处于第二设定开度并持续所述设定时间的第二控制信号。

2.主动间隙控制装置，其特征在于，包括：

飞机飞行状态获取模块，用于获取飞机飞行状态；

气体选择模块，用于根据所述飞机飞行状态选择具有不同温度的气体；以及

控制模块，用于控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣，用以改变涡轮机匣温度，进而调节涡轮机匣与叶片之间的间隙；

其中，飞机飞行状态获取模块包括：发动机转速获取单元，用于获取发动机转速；发动机转速变化率计算单元，用于根据所述发动机转速计算发动机转速变化率；以及飞机油门杆位置获取单元，用于获取飞机油门杆位置；

其中，气体选择模块包括：低温气体选择单元；用于在确定飞机处于稳态飞行时，选择相对低温气体；以及高温气体选择单元，用于在飞机其它状态时，选择相对高温其它；其中，所述稳态飞行包括飞机处于过渡状态并且发动机转速处于中速状态、慢变化率状态；

其中，所述控制模块包括：五级气引气单元，用于控制压气机五级气集气腔气体进入所述涡轮机匣；以及九级气引气单元，用于控制压气机九级气集气腔气体进入所述涡轮机匣；

其中，所述控制模块包括：判定单元，用于判断所述气体选择模块选择的在后气体的前一刻所选择的在前气体；以及过渡控制信号生成单元，用于当所述在后气体与所述在前气体不一致时，给出能够使在后气体所对应的阀门处于第一设定开度并持续设定时间的第一控制信号，以及给出能够使在前气体所对应的阀门的处于第二设定开度并持续所述设定时间的第二控制信号。

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