CN112343855A - 航空发动机及对航空发动机的叶尖间隙进行在翼评估的方法 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机的压气机部分包括转子和静子，转子包括转子叶片，静子包括机匣，在机匣的内表面上涂覆有易磨涂层。在转子叶片中的至少一个转子叶片的叶尖上设置有至少两个凹槽，每个凹槽的深度与任意一个其它的凹槽的深度都不相同。在易磨涂层的面对着转子叶片的部分处设置有至少两个标记块，其中，每个标记块的厚度与任意一个其它的标记块的厚度都不相同。在航空发动机上还设置有探孔，以允许经由探孔将监测装置伸入到航空发动机的内部，并且使监测装置所对准标记块和凹槽的区域，以获取标记块和凹槽的图像。该结构的航空发动机有助于评估叶尖间隙的变化趋势，并指导后续优化设计。还涉及对航空发动机的叶尖间隙进行在翼评估的方法。

Description

航空发动机及对航空发动机的叶尖间隙进行在翼评估的方法

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别地涉及航空发动机的压气机中诸如转子叶片等的叶片结构的设计，还涉及对这些叶片的叶尖间隙进行在翼评估的方法。

背景技术

航空发动机是飞机的重要部件，其为飞机的飞行提供动力。在现有的航空发动机结构中，一般来说包括转子部分和静子部分，其中转子部分是航空发动机中能够围绕固定的轴线旋转的零件、组件等，而静子部分是非旋转的零件、组件等。

图1示出了一种现有的航空发动机结构的局部示意图。在该适应性的结构中，航空发动机包括轮毂1和在该轮毂1的外侧围绕着该轮毂1设置的机匣2，在轮毂1和机匣2之间限定出供气流A流过的气道5。轮毂1能够围绕着旋转轴线X旋转，并且在轮毂1上设置有转子叶片3，该转子叶片3随着轮毂1的旋转而转动，从而对气流A做功，使气流A沿着气道5流动，并且在气流A流过气道5的过程中使气流A加压。在机匣2的面向转子叶片3的内表面上，还设置有易磨涂层。此外，在机匣2上有时还设置有静子叶片4。

对于例如以上结构的航空发动机来说，为了获得尽可能高的运行效率和工作裕度，通常的做法是将转子叶片3与机匣2之间的间隙做得尽可能的小。但是，从另一方面来说，若将转子叶片3与机匣2之间的间隙做得过小，当遇到极端工况时，转子叶片3的叶尖和机匣2上的易磨涂层会发生刮碰。在转子叶片3与机匣2的易磨涂层发生多次碰撞之后，易磨涂层会承受一定程度的磨损，甚至转子叶片3的叶尖也会发生不同程度的磨损，由此导致叶片叶尖与机匣2之间的间隙变大，反而会对航空发动机的高效工作产生负面影响。

在航空发动机的实际服役期间，其在翼运行过程中所经历的工况非常复杂，难以在航空发动机安装到飞机上之前通过设计来完全避免转子叶片与机匣的刮碰。

因此，对于现有的航空发动机来说，能够在运行过程中及时地监测和评估转子叶片叶尖与机匣之间的间隙变化情况变得十分重要，而航空发动机的这一“在翼”运行数据收集有助于对航空发动机的性能衰退情况进行评估，以供后续的设计优化。

但是，在现有的航空发动机领域中，对在翼运行过程中的航空发动机的转子叶片叶尖与机匣之间的叶尖间隙进行测量存在困难，进而也无法了解叶尖间隙在在翼运行条件下的变化情况。因此，在航空发动机领域，存在对能够在在翼运行条件下监测并评估的转子叶片叶尖与机匣间的叶尖间隙的系统和方法的需求，以能够获得有关该叶尖间隙的变化趋势的数据，进而有助于后续的设计优化。

发明内容

本发明是为解决以上所述现有技术所存在的问题而作出的。本发明的目的是提供一种改进结构的航空发动机，其能够在航空发动机的在翼运行期间实时地监测和获取有关转子叶片的叶尖与机匣的易磨涂层的磨损情况的数据，进而有助于后续的进一步优化设计。

本发明的航空发动机包括压气机部分，该压气机部分包括转子和静子，其中，转子包括转子叶片，静子包括机匣，在机匣的内表面上涂覆有易磨涂层。其中，在转子叶片中的至少一个转子叶片的叶尖上设置有至少两个凹槽，每个凹槽的深度与任意一个其它的凹槽的深度都不相同；而在易磨涂层的面对着转子叶片的部分处设置有至少两个标记块，其中，每个标记块的厚度与任意一个其它的标记块的厚度都不相同。在航空发动机上还设置有探孔，以允许经由探孔将监测装置伸入到航空发动机的内部，并且使监测装置所对准标记块和凹槽的区域，以获取标记块和凹槽的图像。

对于具有上述结构的航空发动机来说，当因转子叶片与机匣在在翼运行过程中互相刮碰而导致叶尖间隙改变时，可以通过识别机匣的易磨涂层上剩余的标记块数量和转子叶片的叶尖上剩余的凹槽数量来快速简便地确定易磨涂层和叶尖的磨损量，而通过同时获取易磨涂层上剩余的标记块数量和叶尖上剩余的凹槽数量来确定磨损量，可以容易地获取在翼运行期间叶尖间隙的变化量，且所获取的叶尖间隙变化量更为精确，进而有助于评估其变化趋势。在此基础上，将有助于对后续优化设计的指导。

在一种较佳的结构中，标记块从易磨涂层的一侧到另一侧以厚度递增或递减的方式排列。

进一步较佳地，这些标记块的厚度的值成等差数列。

与标记块相类似，凹槽较佳地也是从叶尖的一侧到另一侧以深度递增或递减的方式排列。

并且进一步较佳地，凹槽的深度的值成等差数列。

这样，可以更加容易地确定被磨掉的标记块和/或凹槽的数量，或者确定剩余的标记块和/或凹槽的数量，进而可以更快地确定被易磨涂层和/或叶尖被磨损掉的厚度。

较佳地，监测装置为光学传感器、照相机和摄像机中的至少一种。该监测装置可以在航空发动机在翼运行结束之后经由探孔插入到航空发动机内部，或者也可以是长期地插入在该探孔中。

本发明还涉及一种对如上所述的航空发动机的叶尖间隙进行在翼评估的方法，该方法包括如下步骤：

a. 提供如以上所述的航空发动机，记录下初始状态下各标记块的厚度值、凹槽的深度值、以及转子叶片的叶尖与机匣的易磨涂层之间的间隙的初始间隙值；

b. 将航空发动机安装到飞机上，使航空发动机以第一时间段进行在翼运行；

c. 停止航空发动机的在翼运行，经由探孔将监测装置伸入到航空发动机内部并对准包括叶尖上的凹槽和易磨涂层上的标记块的区域，以获取区域的图像；

d. 根据所获取的图像来确定未被磨损掉的标记块的数量，进而确定被磨去的标记块中最大的厚度，将最大的厚度作为易磨涂层被磨损掉的厚度；

e. 根据所获取的图像来确定未被磨损掉的凹槽的数量，进而确定被磨去的凹槽中最大的深度，将最大的深度作为叶片的叶尖被磨损掉的厚度；

f. 将易磨涂层的被磨损掉的厚度和叶尖的被磨损掉的厚度相加，得到间隙的增加值，并且将间隙的增加值与初始间隙值相加，得到与第一时间段对应的第一实时间隙值；

g. 使航空发动机以第二时间段继续进行在翼运行，并重复步骤c~f，获取与第二时间段对应的第二实时间隙值；以及

h. 至少根据与第一时间段对应的第一实时间隙值和第二时间段对应的第二实时间隙值来获得间隙相对于在翼运行时间的变化曲线。

对于上述方法，其中各步骤的顺序并不必须按照所描写的顺序进行，而是可以根据实际操作情况而有所变化和调整，例如对初始状态下各标记块的厚度值、凹槽的深度值、以及转子叶片的叶尖与机匣的易磨涂层之间的间隙的初始间隙值等初始值的记录可以是在将航空发动机安装到飞机上之前、之后或者同时进行。此外，步骤d和e通常是同时进行，但也可有先后地进行。

在步骤g和h之间还可再使航空发动机进行若干次的在翼运行，并重复步骤c~f若干次，以获取更多的与相应时间段对应的实时间隙值。

各次在翼运行所对应的时间段较佳地是相同的，但以不同长度的时间段进行各次相应的在翼运行的情况也在本发明的范围之中。

附图说明

本发明的实施例可通过附图更加容易地理解，但在附图所示出的结构不应被理解为对本发明的范围的限制，其中：

图1示出了一种现有的航空发动机结构的局部剖切示意图。

图2示出了本发明的航空发动机的一部分的局部剖视图。

图3示出了图2所示的航空发动机的在转子叶片的叶尖处的放大示意图，其中显示出在初始的未磨损状态下的叶尖和与之相对的机匣的易磨涂层。

图4示出了转子叶片的叶尖处的另一放大示意图，其中示出了在运行了一段时间之后叶尖和与之相对的机匣的易磨涂层受到一定磨损的状态。

具体实施方式

为了便于理解本发明，下面将结合附图2～4对本发明的优选实施例进行详细描述。应当了解，附图中所示的仅仅是本发明的较佳实施例，其并不构成对本发明的范围的限制。本领域的技术人员可以在附图所示的实施例的基础上对本发明进行各种显而易见的修改、变型、等效替换，而这些都落在本发明的保护范围之内。

图2示出了本发明的航空发动机的一部分的局部剖视图。航空发动机包括压气机部分，该压气机部分总体上由转子和静子组成，其中，转子是指压气机部分中能够旋转的部件的总称，而静子指的是压气机部分中不旋转的部件的总称。图2中显示出的是航空发动机的压气机部分中的一个转子叶片20和与之相对的机匣10的部分。转子叶片20安装在诸如轮毂（未示出）之类的可绕其中心轴线旋转的部件上，从而能够随之旋转，因此转子叶片20为转子的一部分，机匣10则相对固定，从而为静子的一部分。在机匣10的内表面上、即面对转子叶片20的表面上涂覆有易磨涂层11。在机匣10的内表面与转子叶片20的叶尖21之间形成有间隙S。

此外，在本发明的航空发动机上还设置有探孔（未示出），如图2中所示的，诸如探头30之类的监测装置可经由该探孔进入到该航空发动机的内部，并且该探头30能够对准包括了转子叶片20的叶尖21以及与该转子叶片20相对应的机匣10的部分的区域，从而能够对该区域、具体是叶尖21和机匣10上与之对应的部分进行可视探测。该探头30可以包括光学传感器、照相机、摄像头等，以能够获取转子叶片20的叶尖21以及与之相对应的机匣10部分的图像。

图3示出了图2所示的转子叶片20在其叶尖21处的放大示意图。其中，在机匣10的易磨涂层11上设置至少两个标记块。例如，在图3所示的示例性结构中显示出有四个标记块，即，从易磨涂层11的一侧到另一侧依次排列的第一标记块12、第二标记块13、第三标记块14和第四标记块15。这些标记块可通过在易磨涂层11上以一定的深度喷涂颜色而形成。各标记块具有与其它的标记块都不相同的厚度。在图中所示的较佳结构中，各标记块的厚度沿着从易磨涂层11的一侧到另一侧的方向递增或递减。以图3所示的结构为例，在易磨涂层11中，第一标记块12具有第一厚度T1，第二标记块13具有第二厚度T2，第三标记块14具有第三厚度T3，而第四标记块15具有第四厚度T4，其中T1<T2<T3<T4。

还是如图3所示的，在转子叶片20的叶尖21上形成有至少两个凹槽。在图3所示的示例性结构中，显示出了三个凹槽，即沿着从转子叶片20的一侧到另一侧的方向依次排列的第一凹槽22、第二凹槽23和第三凹槽24。各凹槽具有与其它的凹槽都不相同的深度。以图3所示的结构为例，在转子叶片20的叶尖21中，第一凹槽22具有第一深度K1，第二凹槽23具有第二深度K2，第三凹槽24具有第三深度K3，其中K1<K2<K3。

对于上述航空发动机的结构，可以由探头30来监测机匣10的易磨涂层11以及转子叶片20的叶尖21，同时确定易磨涂层11和叶尖21的图像中所显示出的标记块的数量和凹槽的数量，分别基于剩余标记块的数量和剩余凹槽的数量来确定易磨涂层11和叶尖21的磨损量，并将所确定的两者的磨损量结合起来得出叶片间隙的变化量，进而确定叶片间隙的变化趋势。下面，将以附图3和4所示的结构为例，对本发明的航空发动机叶片间隙的在翼评估方法进行说明。

图3中示出的是在将航空发动机安装到飞机上之后但还未进行在翼运行时的初始状态，在该初始状态下，易磨涂层11上包括四个厚度不同的标记块，即第一～第四标记块12～15，并且初始的转子叶片20的叶尖21上把扩三个深度不同的凹槽，即第一～第三凹槽22～24。另外，在航空发动机进行在翼运行之前，记录下第一～第四标记块12～15的厚度以及第一～第三凹槽22～24的深度。此外，还记录下在该初始状态下转子叶片20的叶尖21与机匣10、具体是机匣10的易磨涂层11之间的间隙S的初始间隙值。所记录下的厚度值、深度值和初始间隙值可存储在诸如计算机之类的处理系统中，或者也可记录在供操作人员查询的手册上。此外，较佳地还可将初始状态下标记块的数量和凹槽的数量记录下来。

然后，在航空发动机的在翼运行过程中，转子叶片20与机匣10之间会发生刮碰，从而在易磨涂层11和叶尖21上发生磨损。当在翼运行结束之后，将经由航空发动机上的探孔将探头30伸入到航空发动机内部，对准转子叶片20的叶尖21和机匣10的易磨涂层11的区域，以获取该区域的图像。例如，经过一段时间的在翼运行之后，用探头30监测到图4所示的状态。在该状态中，易磨涂层11被磨损掉了一定的厚度，该厚度即图4中所示的机匣磨损部16的厚度值，图中显示，易磨涂层11上只剩下三个标记块，即第二标记块13、第三标记块14和第四标记块15，而第一标记块12已被磨去。此时，确定易磨涂层11被磨去的厚度值等于T1。

进一步地，若监测到只剩下两个标记块，则可确定第二标记块13也被磨去，此时确定被磨去的机匣磨损部16的厚度等于T2；而若监测到只剩下一个标记块，即第三标记块14也被磨去，则可确定被磨去的机匣磨损部16的厚度等于T3。

并且，在图4所示的状态中可见，转子叶片20的叶尖21也被磨去一定的厚度，即所示的叶片磨损部25的厚度值。在该状态下，叶尖21上只剩下两个凹槽，即第二凹槽23和第三凹槽24，而第一凹槽22已被磨去。此时，可确定叶尖21被磨去的厚度值等于K1。

与以上关于标记块所描述的相类似，若监测到只剩下一个凹槽，即第二凹槽23也被磨去时，则可确定此时被磨去的叶片磨损部25的厚度等于K2；若监测到叶尖上已经没有凹槽，即第三凹槽24也被磨去时，则确定此时被磨去的叶片磨损部25的厚度等于K3。

将以上步骤中所确定的易磨涂层11的磨损厚度值与叶尖21的磨损厚度值相加，得出间隙S的增加值。然后，再将间隙S的增加值与所记录的初始间隙值相加，即可获得在经过一段时间的在翼运行之后的间隙值。并且，记录下达到该间隙值的在翼运行时间。

接着，继续进行航空发动机的在翼运行，重复以上步骤若干次，获得进一步变化的间隙值以及与之对应的在翼运行时间。此处，每次在翼运行的时间较佳地是相同的。不过，每次在翼运行时间也可不同，这同样在本发明的范围之内。

由此，可得到多个与在翼运行时间相关的间隙值，并由此得到间隙值关于在翼运行时间的变化趋势，在此基础上得到航空发动机性能的衰退曲线等。这些数据对于设计人员的后续设计优化尤其有用。其中，在继续进行航空发动机的在翼运行期间，可以将探头30从航空发动机上取下。

通常来说，将被磨损掉的若干个标记块中的最大厚度作为机匣磨损部16的厚度。不过实际上，有可能机匣10的易磨涂层11被磨损掉的厚度在被磨损掉的各标记块中的最大厚度和未被磨损掉的各标记块中的最小厚度之间的一个数值，例如，在图4所示的状态中，机匣磨损部16的厚度值有可能是在T1和T2之间的一个值。与之类似的，图4中的叶片磨损部25的厚度值可能是在K1和K2之间的一个值。而在上述方法中，同时考虑基于剩余标记块数量所得到的易磨涂层11磨损值以及基于剩余凹槽数量所得到的叶尖21磨损值，可对上述提到的误差值有一定的补偿作用，由此得到的叶尖间隙变化值相对准确。此外本发明的方法还通过多次获取易磨涂层11的磨损值和叶尖21的磨损值以得到间隙S相对于在翼运行时间的变化趋势，从而能够补偿单个磨损值的误差，确保最终得到的变化趋势曲线是相对精确的。此外，还可根据实际操作中对测量精度的要求来设置相邻厚度值的两个标记块的厚度差值。一般来说，相邻的两个标记块厚度值之间的差值越小，则所得到的对应易磨涂层11的磨损值越精确。同样地，相邻的两个凹槽深度值之间的差值越小，则所得到的对应叶尖21的磨损值也越精确。

以上公开了一种本发明的具体实施例，在此基础上，本领域技术人员可以想到各种显而易见的修改和变型。举例来说：

除了图3和图4所示的易磨涂层11包括四个标记块的情况之外，根据实际需要，也可在易磨涂层11上设置其它数量的标记块，例如两个、三个、五个或更多个。在此，设标记块的数量为N，其中N为大于等于2的任何自然数，且各标记块的厚度与任何一个其它标记块的厚度不相同。标记块中最小的厚度为T1，最大厚度则为Tn。

在图中所示的较佳结构中，各标记块按照厚度从小到大的顺序沿着从易磨涂层11的一侧到另一侧的方向依次排列。这样，能够更加容易地确定剩余的标记块的数量，并由此确定易磨涂层11被磨损掉的厚度值。进一步较佳地，标记块的厚度T1～Tn可以成等差数列。

当然，各标记块也不是必须按照厚度依次排列，也可根据实际应用情况来设置，例如可以按照先厚度递增再厚度递减地排列，甚至可以随机排列。这些情况都在本发明的范围之内，因为如以上关于在翼评估方法所描述的，只要能够知道各个标记块的具体厚度值以及剩余的标记块数量，就能够得出易磨涂层11被磨损掉的厚度值。并且各标记块的厚度也并不必须是呈等差数列的，而是可以以其它方式递增或递减。

类似地，除了图3和图4所示的转子叶片20的叶尖21包括三个凹槽的情况之外，根据需要，可以在转子叶片20的叶尖21上设置其它数量的凹槽，例如两个、四个、五个或更多个。在此，设凹槽的数量为M，其中M为大于等于2的任何自然数，并且M可以与上述标记块的数量N相等，也可不相等。由此，凹槽中最小的深度为K1，最大的深度为Km。同样类似地，在所示的较佳结构中，各凹槽按照其深度从小到大依次排列，并且进一步较佳的，K1～Km可以成等差数列，不过各凹槽也可以其它方式排列，且也可以除了等差数列之外的其它方式递增或递减，这也都在本发明的范围之内。

此外，可以在易磨涂层11的各标记块上的对应位置处标注“1、2、3、4……”等数字，从而有助于更快地识别出剩余标记块的数量，当各标记块按照厚度递增或递减的顺序依次排列时尤其有用。类似地，在转子叶片20的各凹槽的对应位置处也可标注“1、2、3、4……”等数字，以利于更快地识别出剩余凹槽的数量。

在以上所公开的技术方案中，主要涉及的是对转子叶片与机匣之间的间隙进行监测。在包括静子叶片的结构中，以上关于转子叶片所描述的结构及相应监测方法也能够选择性地应用在静子叶片上，例如可在静子叶片的叶尖设置凹槽，而在与之相对的部分、如轮毂的外表面上设置标记块。

在以上结合附图所描述的实施例中，都是以一个转子叶片20为例进行的具体说明。而本领域技术人员可知，在航空发动机的压气机部分中，包括不止一个转子叶片20。对于本发明来说，可以在多个转子叶片20中选择一个转子叶片20来设置以上所述的凹槽以及在与之相面对的机匣10的易磨涂层11上设置标记块，也可以在多个转子叶片20、甚至所有转子叶片20上设置凹槽以及在它们相面对的易磨涂层11的部分上设置标记块。

Claims (8)

1.一种航空发动机，所述航空发动机的压气机部分包括转子和静子，其中，所述转子包括转子叶片，所述静子包括机匣，在所述机匣的内表面上涂覆有易磨涂层，其特征在于，

在所述转子叶片中的至少一个转子叶片的叶尖上设置有至少两个凹槽，其中，每个所述凹槽的深度与任意一个其它的所述凹槽的深度都不相同；

在所述易磨涂层的面对着所述转子叶片的部分处设置有至少两个标记块，其中，每个所述标记块的厚度与任意一个其它的所述标记块的厚度都不相同，以及

在所述航空发动机上还设置有探孔，以允许经由所述探孔将监测装置伸入到所述航空发动机的内部，并且使所述监测装置对准所述标记块和所述凹槽的区域，以获取所述标记块和所述凹槽的图像。

2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述标记块从所述易磨涂层的一侧到另一侧以厚度递增或递减的方式排列。

3.如权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述标记块的厚度的值成等差数列。

4.如权利要求1或2所述的航空发动机，其特征在于，所述凹槽从所述叶尖的一侧到另一侧以深度递增或递减的方式排列。

5.如权利要求4所述的航空发动机，其特征在于，所述凹槽的深度的值成等差数列。

6.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述监测装置为光学传感器、照相机和摄像机中的至少一种。

7.一种对航空发动机的叶尖间隙进行在翼评估的方法，其特征在于，包括如下步骤：

a. 提供如权利要求1～6中任一项所述的航空发动机，记录下初始状态下各所述标记块的厚度值、所述凹槽的深度值、以及所述转子叶片的叶尖与所述机匣的易磨涂层之间的叶尖间隙的初始间隙值；

b. 将所述航空发动机安装到飞机上，使所述航空发动机以第一时间段进行在翼运行；

c. 停止所述航空发动机的所述在翼运行，经由所述探孔将所述监测装置伸入到所述航空发动机内部并对准包括所述叶尖上的所述凹槽和所述易磨涂层上的所述标记块的区域，以获取所述区域的图像；

d. 根据所获取的图像来确定未被磨损掉的所述标记块的数量，进而确定被磨去的所述标记块中最大的厚度，将所述最大的厚度作为所述易磨涂层被磨损掉的厚度；

e. 根据所获取的图像来确定未被磨损掉的所述凹槽的数量，进而确定被磨去的所述凹槽中最大的深度，将所述最大的深度作为所述叶片的所述叶尖被磨损掉的厚度；

f. 将所述易磨涂层的所述被磨损掉的厚度和所述叶尖的所述被磨损掉的厚度相加，得到所述间隙的增加值，并且将所述间隙的所述增加值与所述初始间隙值相加，得到与所述第一时间段对应的第一实时间隙值；

g. 使所述航空发动机以第二时间段继续进行在翼运行，并重复步骤c~f，获取与所述第二时间段对应的第二实时间隙值；以及

h. 至少根据与所述第一时间段对应的所述第一实时间隙值和所述第二时间段对应的所述第二实时间隙值来获得所述间隙相对于在翼运行时间的变化曲线。

8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述第一时间段等于所述第二时间段。

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