CN116291762A - 叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件。本发明通过巧妙的结构设计，使内层可变径机匣的变形和内表面位置与作动杆位移构成明确的耦合关系，并且为位移传感器营造了可正常工作的环境温度，基于位移传感器的实时数据反馈，可通过HTSMA（High temperature shape memory alloy，高温形状记忆合金）位移作动器对叶尖间隙实现精准的闭环控制，并且由于本发明的HTSAM位移作动器受到强冷却流场和电流热效应的共同作用，可以通过控制驱动电流的大小，双向灵活地调节HTSMA的温度，实现低延迟的快速作动，提高叶尖间隙控制的实时性。本发明还公开了一种航空发动机。相比现有技术，本发明可对航空发动机涡轮叶尖间隙进行快速准确地主动闭环控制。

Description

叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件。

背景技术

随着新一代飞行器技术的快速发展，对航空动力系统的性能、寿命和经济性提出了更高的要求。当前的现代航空发动机技术，已将传统航空发动机控制的性能发挥到极致，要进一步提高发动机性能，则需要对发动机关键部件进行主动控制，保持部件在给定的工作条件下具有最佳的工作性能。涡轮作为影响发动机性能和寿命最为关键的热端部件，其叶片尖部与机匣之间的叶尖间隙对发动机性能和寿命构成重大影响，当前涡轮叶尖间隙的主动控制已成为制约航空发动机性能提升的瓶颈问题。

然而由于涡轮部件高温、高压、振动大的极端环境，当前实际应用的气冷式与机械式叶尖间隙主动控制仍存在一些难以克服的缺陷，严重制约航空发动机性能的进一步提升：1)气冷式通过从高压压气机引出的冷却空气对部件的表面进行冲击冷却，通过热应变改变部件尺寸，但由于冷却过程热响应速度较慢，间隙变化延迟很大，难以满足全航段、全寿命下的间隙主动控制要求。同时，由于需要大量引气才能实现部件的温度调控，增大了引气和动力系统负担；2)机械式与气冷式相比，优点是响应速度快，但结构复杂，对控制方式、结构设计有更高的要求。其中，压电式驱动器作动位移小，需要位移放大器，适宜的工作温度区间较小，耐久性不佳；液压式油路复杂，容易发生泄漏故障，难以承受涡轮机匣过高的温度，容易导致工作液失效，故障率高，机构尺寸与重量过大，不利机载。

针对这一源于航空发动机领域的热点、难点，当前国内外的一些研究基于能量密度比极高、热响应速度较快的高温形状记忆合金(High temperature shape memoryalloy,HTSMA)，探索了基于高温形状记忆合金执行机构的叶尖间隙控制方案，为航空发动机的性能提升提供探索性研究。但现有基于形状记忆合金的航空发动机涡轮叶尖间隙控制方案主要存在以下问题：1)被动式控制：如专利CN113446069A等，使用高温形状记忆合金环与蜂窝结构等结构实现变形。这种设计的缺点在于无法对叶尖间隙进行主动控制，仅通过形状记忆合金的记忆特性实现机匣变形，使用者无法在发动机工作过程中对机匣的变形量进行调控；2)引气式主动控制：如专利CN 104314621 A等，通过涡流管对记忆合金丝进行冷却，进而控制其变形，其引气需求较传统的气冷式方法大幅减小。但这种设计的缺点在于通过引气计划对记忆合金的变形进行开环控制，响应速度较慢，间隙调节延迟大，而且无法实现闭环控制，此外由于偏动弹簧会产生不稳定的震动，如果间隙裕度不足就会在加速阶段发生叶尖与机匣磨蹭的情况，难以可靠运行；3)电热式主动控制：如专利CN 108019242A，通过电流的热效应加热合金丝，进而使其产生收缩变形。但由于其设计存在结构缺陷，使记忆合金丝无法始终处于绷紧状态，记忆合金丝受控产生的变形也无法传递给涡轮机匣，并不具备实现叶尖间隙主动控制的功能。更重要的，现有的叶尖间隙控制方案由于结构设计缺陷，不具备对机匣变形与机匣内表面位置进行测量的功能，此外也无法为位移传感器提供可正常工作的环境温度，导致在间隙控制过程中缺少部件变形与位置信息的反馈，无法实现闭环控制。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有基于形状记忆合金的叶尖间隙控制方案无法实现主动闭环控制的不足，提供一种可对叶尖间隙进行快速准确主动闭环控制的航空发动机高压涡轮部件。

本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：

一种叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件，包括机匣和叶尖间隙控制单元；所述机匣具有内层可变径机匣以及设置于机匣内部的强冷却流场通道；所述叶尖间隙控制单元包括沿周向均匀设置于内层可变径机匣外圈的一组位移作动器以及用于主动控制所述位移作动器向所述内层可变径机匣施加变径作用力的控制器；所述位移作动器包括作动器底座50、作动杆51、预紧弹簧52、定位挡板53、密封圈54、隔热支撑架55、位移传感器56、电极固定端子57和形状记忆合金丝58；所述作动器底座50通过承力螺栓与内层可变径机匣连接，在作动器底座50中心处设置有作动杆安装孔；所述作动杆51固定安装于所述作动杆安装孔内，二者的下表面保持在同一高度，作动杆51主体结构由两段不同直径的圆柱体构成，其上半部分直径小于其下半部分，两部分由一个过渡倒角连接，在作动杆51的顶端安装有一个端盖511，在端盖511靠近其圆周外表面的区域存在若干个引气孔512，在作动杆51靠近端盖511的区域存在若干个过线孔513，其出口位于端盖511的圆心处；所述预紧弹簧52是一段套设在作动杆51外圈的压缩弹簧，并一直受到所述定位挡板53的压力而处于绷紧状态；所述定位挡板53由两片圆环状的上挡板530与下挡板531构成，上挡板530和下挡板531的外径与端盖511外径相同，二者中心孔的半径与作动杆51上半部分的半径相同，二者均通过中心孔安装在作动杆51上半部分，上挡板530的上表面与端盖511接触，下表面与预紧弹簧52上端接触，在上挡板530表面上还存在与引气孔512匹配的通孔90，下挡板531与所述机匣的外层结构固定连接，其上表面与预紧弹簧52下端接触；所述密封圈54是一个套设在作动杆51上的圆环状结构，固定于下挡板531下方，密封圈54将位移作动器的工作区域一分为二，位于密封圈54以上的部分处于所述强冷却流场通道内；所述隔热支撑架55安装于下挡板531之上，位移传感器56安装于隔热支撑架55之上，位移传感器56与隔热支撑架55位于预紧弹簧52内，且均被作动杆51通过中心穿过，位移传感器56的信号线与供电线经由过线孔513与通孔90引出至控制器；电极固定端子57有多对，分别对称安装于上挡板530下表面与下挡板531上表面，每一对电极固定端子57间均安装有形状记忆合金丝58，电极固定端子57的电源线均经由过线孔513与通孔90引出至控制器。

本发明还进一步设计了一种内层可变径机匣，将HTSMA位移作动器的径向位移转变为机匣夹层结构的横向移动，通过改变机匣周长与内径，进而控制叶尖间隙的变化，并通过封严篦齿等密封结构抑制叶尖间隙泄露流的产生，提高航空发动机涡轮部件效率；具体地，所述内层可变径机匣由与所述位移作动器数量相同的多段扇形环结构的机匣护罩30和嵌入在其内部的机匣夹层31首尾连接构成；在所述机匣护罩30的两端设置有两个对称的预留空腔301，其上方存在一个半圆形的孔，当两段相邻的机匣护罩30组合安装时，相邻的预留空腔301的内表面将一直处于共面的状态；在机匣护罩30外侧表面的边缘部分，存在两个凸起的安装环302；在每个安装环302的两端设置有两个相对机匣护罩30的中心线轴对称分布的滑动槽303，滑动槽303中心线与机匣护罩30边缘的夹角为α，并且α≤45°；在机匣护罩30的外侧表面还设有一组对称分布的限位孔304，限位孔304的轴向与所述预留空腔301的底层表面垂直，且二者处于联通状态；所述机匣夹层31安装在所述预留空腔301内部，其长度是预留空腔301深度的二倍，可以在预留空腔301内部紧密贴合地平移滑动，所述机匣夹层31的侧表面是封严篦齿311，在机匣夹层31的上表面和侧端面，存在两组内部联通的导气孔312，在机匣夹层31的上方，还安装有一组限位螺栓313，其螺杆与机匣夹层31固定，其螺栓头安装在限位孔304内，并且可以随机匣夹层31在预留空腔301内部的移动而小范围滑动。

更进一步地，在所述机匣夹层31上表面中心处，还安装有一根阻尼定位杆314，可以正好穿过预留空腔301上方的半圆形孔；在作动杆51的下表面，存在一个阻尼定位孔510，可以与阻尼定位杆314配合安装，构成阻尼器结构。该阻尼器结构用于防止HTSMA位移作动器在发动机工作过程中产生共振，以提高系统安全性与可靠性；可采用液体阻尼器或干摩擦阻尼器原理。

优选地，所述机匣还包括外层机匣9和中层机匣7；中层机匣7和外层机匣9均为完整的薄壁圆环结构，其内径依次增大，且二者与内层可变径机匣位于同一条中心轴线上；在内层可变径机匣与中层机匣7之间形成有高压压气机引气通道6，其内部流动着来自航空发动机高压压气机引出的冷却气流；在外层机匣9和中层机匣7之间，形成有所述强冷却流场通道。采用该结构，高压压气机引气通道6中的冷却气流温度低于内层可变径机匣内部的高温燃气，可以用于对内层可变径机匣和中层机匣7进行冷却。

优选地，所述强冷却流场通道中流动着来自航空发动机风扇外涵道引出的冷却气流。来自航空发动机风扇外涵道的冷却气流温度低于中层机匣7内部的高压压气机引气，可以用于对中层机匣7和外层机匣9进行进一步冷却；在实际应用中，所述强冷却流场通道中冷却气流也可以来自航空发动机进气道、低压压气机或其他冷端部件的引气。

进一步优选地，在中层机匣7的壁面上存在若干个与所述位移作动器适配的开孔70，每个开孔70均包括最靠近中层机匣7外表面的用于安装下挡板531的定位挡板安装槽701、中间层的用于安装密封圈54的密封圈安装槽702以及打通到中层机匣7内表面的其余开孔部分，其中定位挡板安装槽701的半径最大，密封圈安装槽702的半径次之，其余开孔部分半径最小。

为了进一步提高机匣密封性，减少涡轮叶片尖端的燃气泄漏，优选地，在所述机匣护罩30靠近涡轮叶片的一侧的两边存在突出的护罩密封环300，所述机匣夹层31的下表面存在两个突出的与护罩密封环300适配的夹层密封环310，用于填补两段相邻的护罩密封环300间的空隙。

优选地，形状记忆合金丝58的材料成分为Ni₂₀Pt₃₀Ti₅₀。

优选地，控制器使用主动闭环控制方法对位移作动器进行控制。

基于同一发明构思还可以得到以下技术方案：

一种航空发动机，包括如上任一技术方案所述叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件。

相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：

本发明通过巧妙的结构设计，使内层可变径机匣的变形和内表面位置与作动杆位移构成明确的耦合关系，并且为位移传感器营造了可正常工作的环境温度，基于位移传感器的实时数据反馈，可通过HTSMA作动器对叶尖间隙实现精准的闭环控制，并且由于本发明的HTSAM作动器受到强冷却流场和电流热效应的共同作用，可以通过控制驱动电流的大小，双向灵活地调节HTSMA的温度，实现低延迟的快速作动，提高叶尖间隙控制的实时性。

本发明还进一步设计了一种内层可变径的机匣结构，在发动机工作过程中，可以通过机械结构灵活改变内径，在安全裕度内始终与涡轮叶片维持紧密的叶尖间隙；此外，该机匣可以通过封严篦齿结构抑制机匣内燃气向外泄漏，通过紧密接触的护罩密封环和夹层密封环结构减少跨叶尖的流动损失；以上措施将有助于提高涡轮部件做功效率，对发动机推力、耗油率、污染物排放以及发动机使用寿命等指标产生有益效果。

附图说明

图1为高压涡轮部件总体结构示意图；

图2为机匣护罩结构与叶尖间隙示意图

图3为机匣护罩与机匣夹层装配示意图

图4为HTSMA位移作动器的部分结构示意图；

图5为HTSMA位移作动器的作动过程示意图；

图6为HTSMA位移作动器与内层机匣的装配示意图；

图7为作动推杆与中/外层机匣的位置示意图；

图8为作动推杆在中层机匣处的剖面图；

图9为HTSMA位移作动器对叶尖间隙的控制过程示意图；

图10为涡轮叶尖间隙闭环主动控制回路图；

图中包含以下附图标记：1、涡轮盘，2、涡轮叶片，3、内层可变径机匣，30、机匣护罩，300、护罩密封环，301、预留空腔，302、安装环，303、滑动槽，304、限位孔，31、机匣夹层，310、夹层密封环，311、封严篦齿，312、导气孔，313、限位螺栓，314、阻尼定位杆，4、涡轮叶尖间隙，5、HTSMA位移作动器，50、作动器底座，500、承力螺栓，501、作动杆安装孔，51、作动杆，510、阻尼定位孔，511、端盖，512、引气孔，513、过线孔，52、预紧弹簧，53、定位挡板，530、上挡板，531、下挡板，54、密封圈，55、隔热支撑架，56、位移传感器，57、电极固定端子，58、形状记忆合金丝，6、高压压气机引气通道7、中层机匣，70、开孔，701、定位挡板安装槽，702、密封圈安装槽，8、风扇外涵引气通道，9、外层机匣，90、通孔。

具体实施方式

针对现有的叶尖间隙主动控制技术所存在的不足，本发明的解决思路是基于大能量密度比的高温形状记忆合金(HTSMA)丝，设计一种新构型的能稳定工作于涡轮部件复杂环境的轻量化位移作动器；本发明通过预紧弹簧和定位挡板使记忆合金丝始终处于绷紧的工作状态，并通过阻尼定位杆防止HTSMA位移作动器在发动机工作过程中产生共振，提高系统安全性与可靠性；本发明设计的HTSMA位移作动器主体结构与位移传感器工作在强冷却流场中，可以避免发动机高压涡轮部件的极端热效应干扰，而且可以通过控制驱动电流的大小，双向灵活调节HTSMA的温度，使其在发动机的不同工况下均能处于适宜的相变区间，实现低延迟的快速作动；此外，本发明设计的HTSMA位移作动器，其位移状态和电流状态可以通过多组传感器进行信号反馈，能够实现主动闭环控制。

在此基础上，本发明还进一步设计了一种内层可变径机匣，将HTSMA位移作动器的径向位移转变为机匣夹层结构的横向移动，通过改变机匣周长与内径，进而控制叶尖间隙的变化，并通过封严篦齿与密封环结构抑制叶尖间隙泄露流的产生，提高航空发动机涡轮部件效率。

为了便于公众理解，下面通过一个具体实施例并结合附图来对本发明的技术方案进行详细说明：

如图1所示，本实施例的航空发动机高压涡轮部件包括涡轮盘1、涡轮叶片2、涡轮叶尖间隙4、HTSMA位移作动器5、内层可变径机匣3、高压压气机引气通道6、中层机匣7、风扇外涵引气通道8以及外层机匣9。所述涡轮盘1是旋转部件，在其中心处安装有旋转轴，其外侧的圆柱表面可通过榫头等结构与涡轮叶片2固定安装；所述涡轮叶片2是从高温高压燃气中提取功的旋转部件,可以将受燃气推动产生的力矩传递给轮盘，进而推动其高速旋转；所述内层可变径机匣3是涡轮叶片2外层的圆柱形壳体结构，如图2和图3所示，其由多段扇形环结构的机匣护罩30和嵌入在其内部的机匣夹层31首尾连接构成，是将燃气通道与涡轮部件封装的重要构件。

如图2所示，在所述机匣护罩30靠近涡轮叶片2的一侧的两边存在突出的护罩密封环300，可以减缓燃气通过涡轮叶片2尖端的泄漏流动过程，提高涡轮做功效率；在所述机匣护罩30的两端设置有两个对称的预留空腔301，其上方存在一个半圆形的孔，当两段相邻的机匣护罩30组合安装时，相邻的预留空腔301的内表面将一直处于共面的状态；在机匣护罩30外侧表面的边缘部分，存在两个凸起的安装环302结构；在每个安装环302的两端设置有两个相对机匣护罩30的中心线轴对称分布的滑动槽303，滑动槽303中心线与机匣护罩30边缘的夹角为α，并且α≤45°；在机匣护罩30的外侧表面还设有四个对称分布的限位孔304，限位孔304的轴向与所述预留空腔301的底层表面垂直，且二者处于联通状态。

如图2和图3所示，所述机匣夹层31安装在所述预留空腔301内部，其长度是预留空腔301深度的二倍，可以在预留空腔301内部平移滑动，并且二者可以紧密贴合。所述机匣夹层31的下表面存在两个突出的夹层密封环310结构，其作用在于填补两段相邻的护罩密封环300间的空隙，减少涡轮叶片2尖端的燃气泄漏；所述机匣夹层31的侧表面是封严篦齿311结构，可以减缓机匣内表面燃气向机匣外表面的泄露过程；在机匣夹层31的上表面和侧端面，存在两组内部联通的导气孔312，可以平衡预留空腔301内外的气压，减小机匣夹层31在预留空腔301内部移动时的阻力；在机匣夹层31的上方，还安装有四个限位螺栓313，其螺杆与机匣夹层31固定，其螺栓头安装在上文所述限位孔304内，并且可以随机匣夹层31在预留空腔301内部的移动而小范围滑动。所述限位螺栓313可以使机匣夹层31与机匣护罩30在相对移动时始终保持连接状态；在所述机匣夹层31上表面中心处，还安装有一根阻尼定位杆314，可以正好穿过预留空腔301上方的半圆形孔。

如图1和图2所示，所述涡轮叶尖间隙4是在为了避免涡轮叶片2和内层可变径机匣3内表面之间的摩擦碰撞，预留的径向间隙。

如图1、图7和图8所示，所述中层机匣7是一个完整的薄壁圆环结构，其内径大于内层可变径机匣3的最大外径，且二者位于同一条中心轴线上。在中层机匣7的壁面上存在若干个开孔70。每个开孔70均包括最靠近中层机匣7外表面的定位挡板安装槽701、中间层的密封圈安装槽702以及打通到中层机匣7内表面的其余开孔部分；其中定位挡板安装槽701的半径最大，密封圈安装槽702的半径次之，其余开孔部分半径最小。

所述高压压气机引气通道6位于内层可变径机匣3与中层机匣7之间，其内部流动着来自航空发动机高压压气机引出的冷却气流，其温度低于内层可变径机匣3内部的高温燃气，可以用于对内层可变径机匣3和中层机匣7进行冷却。

所述外层机匣9是一个完整的薄壁圆环结构，其内径大于中层机匣7的外径，且二者位于同一条中心轴线上。在外层机匣9的壁面上存在若干个圆形的通孔90，用来引入冷却气流和布置线缆。

所述风扇外涵引气通道8位于中层机匣7与外层机匣9之间，内部流动着来自航空发动机风扇外涵道引出的冷却气流，其温度低于中层机匣7内部的高压压气机引气，可以用于对中层机匣7和外层机匣9进行进一步冷却。

如图4、图5和图6所示，所述HTSMA位移作动器5包括作动器底座50、作动杆51、预紧弹簧52、定位挡板53、密封圈54、隔热支撑架55、位移传感器56、电极固定端子57和形状记忆合金丝58。其沿周向均匀分布安装于中层机匣7与内层可变径机匣3上，其个数与机匣护罩30和机匣夹层31的个数相等。

所述作动器底座50包括安装在其两端的两个承力螺栓500以及中心处的作动杆51安装孔501，可以通过承力螺栓500安装在图2所示的安装环302之间。所述承力螺栓500为双头螺栓，其螺杆安装于作动器底座50内部，其两个螺栓头安装于滑动槽303内，并且可以在滑动槽303内移动；所述作动杆51安装孔501与上文所述的阻尼定位杆314位于同一中心轴线上。

所述作动杆51固定安装于所述作动杆51安装孔501内，二者的下表面保持在同一高度。作动杆51主体结构由两段不同直径的圆柱体构成，其上半部分直径小于其下半部分，两部分由一个过渡倒角连接。在作动杆51的下表面，存在一个阻尼定位孔510，可以与上文所述的阻尼定位杆314配合安装，构成阻尼器结构，其阻尼器原理可选用液体阻尼器或干摩擦阻尼。在作动杆51的顶端安装有一个端盖511；在端盖511靠近其圆周外表面的区域存在若干个引气孔512；在作动杆51靠近端盖511的区域，存在若干个过线孔513，其出口位于端盖511的圆心处。

所述预紧弹簧52是一段套设在作动杆51外圈的压缩弹簧，并一直受到所述定位挡板53的压力而处于绷紧状态。

所述定位挡板53由两片圆环状的上挡板530与下挡板531构成，上挡板530和下挡板531的外径与端盖511外径相同，二者中心孔的半径与作动杆51上半部分的半径相同，二者均通过中心孔安装在作动杆51上半部分。上挡板530的上表面与端盖511接触，下表面与预紧弹簧52接触，在其表面上还存在与引气孔512匹配的通孔90；下挡板531安装在定位挡板安装槽701内，其上表面与预紧弹簧52接触。

所述密封圈54是一个穿过作动杆51的圆环状结构，并安装在图8所示密封圈安装槽702内，优选的材质为耐高温橡胶。其外径与作动杆51下半部分相同，其内径与作动杆51上半部分相同，其上表面与下挡板531接触。密封圈54将所述HTSMA位移作动器5的工作区域一分为二，位于密封圈54以下的部分将暴露于高压压气机引气通道6内，温度相对较高；位于密封圈54以上的部分将暴露于风扇外涵引气通道8内，具有更低的且适宜的工作温度。

所述隔热支撑架55的下表面安装在下挡板531的上表面上，其上表面安装有位移传感器56，其作用在于将位移传感器56与较热的中层机匣7隔开，防止二者接触的热传导造成位移传感器56过热。位移传感器56与隔热支撑架55均通过中心孔穿过作动杆51，并且位于预紧弹簧52内。所述位移传感器56优选磁致伸缩位移传感器，能够将穿过其中心孔的作动杆51的位置信息以电信号实时发送，其信号线与供电线经由作动杆51的过线孔513和通孔90与控制器连接。

所述电极固定端子57对称分布在上挡板530与下挡板531相临的表面上，并且在相对的两个电极固定端子57间安装有形状记忆合金丝58。电极固定端子57将弹簧的预紧力传递给形状记忆合金丝58，使其一直处于绷紧状态。此外电极固定端子57可以为形状记忆合金丝58的两端加载受控电流，其电源线同样经由过线孔513和通孔90引出。

所述的形状记忆合金丝58由Ni、Pt、Ti的金属合金构成，优选的材料成分为Ni₂₀Pt₃₀Ti₅₀，其具有耐高温、能量密度比高、热响应快等诸多优势。当形状记忆合金丝58的两端加载有一定的预紧力时，改变其温度，可以使其内部产生马氏体与奥氏体间的相变，在此过程中，形状记忆合金丝58会因马氏体与奥氏体的比例变化而发生变形。另外，每组HTSMA位移作动器5包含多根形状记忆合金丝58，互为功能备份，其中部分记忆合金丝失效不会影响整体功能，具有较高的安全裕度。

上述高压涡轮部件实现叶尖间隙控制的过程及原理如图9、图10所示，具体如下：

步骤1、由控制计划或人为给定期望的叶尖间隙值，并通过叶尖间隙传感器(或模型估计)获得叶尖间隙测量值，然后计算二者的间隙偏差。

步骤2、将计算的间隙偏差输入给间隙控制器，由间隙控制器内的叶尖间隙控制算法计算，产生期望位移值。优选地，所述叶尖间隙控制算法可选为常用的PID、LQR、MPC或基于神经网络的控制算法，其控制频率为f₁。

步骤3、获得间隙控制器输出的期望位移值，并通过位移传感器56获得作动杆的位移测量值，然后计算二者的位移偏差。

步骤4、将计算的位移偏差输入给位移控制器，由位移控制器内的位移控制算法计算，产生期望电流值。优选地，所述位移控制算法可选为常用的PID、LQR、MPC或基于神经网络的控制算法，其控制频率为f₂，且f₂>f₁。

步骤5、获得位移控制器输出的期望电流值，并通过电极固定端子57获得各个记忆合金丝内的电流测量值，然后计算二者的电流偏差。

步骤6、将计算的电流偏差输入给电流控制器，由电流控制器内的电流控制算法计算，产生加载到各个电极固定端子57上的电压。优选地，所述位移控制算法可选为常用的PID控制算法，其控制频率为f₃，且f₃>f₂>f₁。

步骤7、电极端子上的电压将直接作用于形状记忆合金丝58上，产生受控电流。在此过程中，形状记忆合金丝58的内阻会随应力、应变和环境温度产生变化，但在电流闭环控制的作用下，电流测量值将逐渐趋近于电流期望值。

步骤8、记忆合金丝将在受控电流的作用下产生焦耳热。同时由于记忆合金丝位于风扇外涵引气通道8内，受到气流的冷却作用。在电流的热效应与冷却气流的对流换热效应共同作用下，形状记忆合金丝58的温度将发生改变。通过对受控电流大小进行限制，使形状记忆合金丝58的温度始终保持在相变区间附近。

步骤9、形状记忆合金丝58温度产生变化，使其内部的HTSMA材料产生相变，在预紧弹簧52的预紧力作用下，形状记忆合金丝58将产生变形：当温度升高时，HTSMA内部的马氏体将向奥氏体发生转变，导致奥氏体的成分比例变高，使记忆合金丝产生收缩回复力，记忆合金丝缩短；反之当温度降低时，HTSMA内部的奥氏体将向马氏体发生转变，导致奥氏体的成分比例变低，使记忆合金丝产生的收缩回复力变小，进而导致记忆合金丝伸长。

步骤10、形状记忆合金丝58的变形将与预紧弹簧52的变形一起使作动杆51产生位移:形状记忆合金丝58缩短时，作动杆51将受其带动产生沿径向指向涡轮部件中心的位移，称之为纵向向下位移；反之，当形状记忆合金丝58伸长时，作动杆51将在预紧弹簧52的带动下产生沿径向指向外侧的位移，称之为纵向向上位移，(接下来将称平行于涡轮径向的方向为纵向，且定义指向涡轮外侧的方向为正；垂直于径向的方向为横向)。在位移闭环控制的作用下，位移测量值将逐渐趋近于位移期望值。

步骤11、作动杆51的纵向位移会直接传递给与其固定连接的作动杆51底座和承力螺栓500，因此当作动杆51沿纵向移动时，承力螺栓500将会与机匣护罩30的滑动槽303产生相对滑动，并产生垂直于接触表面的压力；由于作动杆51内插入有阻尼定位杆314，阻尼定位杆314又与机匣夹层31固定连接，所以在作动杆51移动的过程中，机匣夹层31相对作动杆51的横向位置不会发生变化，同时阻尼定位杆314产生的滑动阻力会抑制高频振荡的产生；又因为机匣护罩30可以与机匣夹层31产生相对移动，所以当两个承力螺栓500沿纵向移动时，在所述接触表面的压力作用下，机匣护罩30将会产生相对于机匣夹层31的横向移动，同时机匣护罩30与机匣夹层31也会一起产生相对于作动杆51的纵向移动。由于作动杆51、作动杆51底座和承力螺栓500在横向上相对机匣夹层31位置不变，所以由承力螺栓500连接的两个机匣护罩30的移动是相对作动杆51对称。当多个HTSMA作动器共同作动产生相同的位移时，内层可变径机匣3的内径会随着机匣护罩30的相对移动而发生改变。当作动杆51产生纵向向下的位移时，机匣夹层31彼此靠近，内层可变径机匣3的内径变小；反之，当作动杆51产生纵向向上的位移时，机匣夹层31彼此远离，内层可变径机匣3的内径变大。内层可变径机匣的内径与作动杆位移具有明确的耦合关系：若定义作动杆位移为δ_L，然后以内层可变径机匣3内径变大的方向为正向，定义内径变化量δ_r，且机匣护罩30的个数为N，当位移较小时有

步骤12、在航空发动机工作过程中，由于离心力与热应力的影响，涡轮盘1、涡轮叶片2以及涡轮机匣均会产生径向的变形。实际的涡轮叶尖间隙4的大小将由内层可变径机匣3的内径和涡轮部件的变形量共同影响。在叶尖间隙闭环控制的作用下，叶尖间隙测量值将逐渐趋近于叶尖间隙期望值。

Claims (10)

1.一种叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件，包括机匣和叶尖间隙控制单元；其特征在于，所述机匣具有内层可变径机匣以及设置于机匣内部的强冷却流场通道；所述叶尖间隙控制单元包括沿周向均匀设置于内层可变径机匣外圈的一组位移作动器以及用于主动控制所述位移作动器向所述内层可变径机匣施加变径作用力的控制器；所述位移作动器包括作动器底座（50）、作动杆（51）、预紧弹簧（52）、定位挡板（53）、密封圈（54）、隔热支撑架（55）、位移传感器（56）、电极固定端子（57）和形状记忆合金丝（58）；所述作动器底座（50）通过承力螺栓与内层可变径机匣连接，在作动器底座（50）中心处设置有作动杆安装孔；所述作动杆（51）固定安装于所述作动杆安装孔内，二者的下表面保持在同一高度，作动杆（51）主体结构由两段不同直径的圆柱体构成，其上半部分直径小于其下半部分，两部分由一个过渡倒角连接，在作动杆（51）的顶端安装有一个端盖（511），在端盖（511）靠近其圆周外表面的区域存在若干个引气孔（512），在作动杆（51）靠近端盖（511）的区域存在若干个过线孔（513），其出口位于端盖（511）的圆心处；所述预紧弹簧（52）是一段套设在作动杆（51）外圈的压缩弹簧，并一直受到所述定位挡板（53）的压力而处于绷紧状态；所述定位挡板（53）由两片圆环状的上挡板（530）与下挡板（531）构成，上挡板（530）和下挡板（531）的外径与端盖（511）外径相同，二者中心孔的半径与作动杆（51）上半部分的半径相同，二者均通过中心孔安装在作动杆（51）上半部分，上挡板（530）的上表面与端盖（511）接触，下表面与预紧弹簧（52）上端接触，在上挡板（530）表面上还存在与引气孔（512）匹配的通孔（90），下挡板（531）与所述机匣的外层结构固定连接，其上表面与预紧弹簧（52）下端接触；所述密封圈（54）是一个套设在作动杆（51）上的圆环状结构，固定于下挡板（531）下方，密封圈（54）将位移作动器的工作区域一分为二，位于密封圈（54）以上的部分处于所述强冷却流场通道内；所述隔热支撑架（55）安装于下挡板（531）之上，位移传感器（56）安装于隔热支撑架（55）之上，位移传感器（56）与隔热支撑架（55）位于预紧弹簧（52）内，且均被作动杆（51）通过中心穿过，位移传感器（56）的信号线与供电线经由过线孔（513）与通孔（90）引出至控制器；电极固定端子（57）有多对，分别对称安装于上挡板（530）下表面与下挡板（531）上表面，每一对电极固定端子（57）间均安装有形状记忆合金丝（58），电极固定端子（57）的电源线均经由过线孔（513）与通孔（90）引出至控制器。

2.如权利要求1所述航空发动机高压涡轮部件，其特征在于，所述内层可变径机匣由与所述位移作动器数量相同的多段扇形环结构的机匣护罩（30）和嵌入在其内部的机匣夹层（31）首尾连接构成；在所述机匣护罩（30）的两端设置有两个对称的预留空腔（301），其上方存在一个半圆形的孔，当两段相邻的机匣护罩（30）组合安装时，相邻的预留空腔（301）的内表面将一直处于共面的状态；在机匣护罩（30）外侧表面的边缘部分，存在两个凸起的安装环（302）；在每个安装环（302）的两端设置有两个相对机匣护罩（30）的中心线轴对称分布的滑动槽（303），滑动槽（303）中心线与机匣护罩（30）边缘的夹角为α，并且α≤45°；在机匣护罩（30）的外侧表面还设有一组对称分布的限位孔（304），限位孔（304）的轴向与所述预留空腔（301）的底层表面垂直，且二者处于联通状态；所述机匣夹层（31）安装在所述预留空腔（301）内部，其长度是预留空腔（301）深度的二倍，可以在预留空腔（301）内部紧密贴合地平移滑动，所述机匣夹层（31）的侧表面是封严篦齿（311），在机匣夹层（31）的上表面和侧端面，存在两组内部联通的导气孔（312），在机匣夹层（31）的上方，还安装有一组限位螺栓（313），其螺杆与机匣夹层（31）固定，其螺栓头安装在限位孔（304）内，并且可以随机匣夹层（31）在预留空腔（301）内部的移动而小范围滑动。

3.如权利要求2所述叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件，其特征在于，在所述机匣夹层（31）上表面中心处，还安装有一根阻尼定位杆（314），可以正好穿过预留空腔（301）上方的半圆形孔；在作动杆（51）的下表面，存在一个阻尼定位孔（510），可以与阻尼定位杆（314）配合安装，构成阻尼器结构。

4.如权利要求2所述叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件，其特征在于，所述机匣还包括外层机匣（9）和中层机匣（7）；中层机匣（7）和外层机匣（9）均为完整的薄壁圆环结构，其内径依次增大，且二者与内层可变径机匣位于同一条中心轴线上；在内层可变径机匣与中层机匣（7）之间形成有高压压气机引气通道（6），其内部流动着来自航空发动机高压压气机引出的冷却气流；在外层机匣（9）和中层机匣（7）之间，形成有所述强冷却流场通道。

5.如权利要求4所述叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件，其特征在于，所述强冷却流场通道中流动着来自航空发动机风扇外涵道引出的冷却气流。

6.如权利要求4所述叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件，其特征在于，在中层机匣（7）的壁面上存在若干个与所述位移作动器适配的开孔（70），每个开孔（70）均包括最靠近中层机匣（7）外表面的用于安装下挡板（531）的定位挡板安装槽（701）、中间层的用于安装密封圈（54）的密封圈安装槽（702）以及打通到中层机匣（7）内表面的其余开孔部分，其中定位挡板安装槽（701）的半径最大，密封圈安装槽（702）的半径次之，其余开孔部分半径最小。

7.如权利要求2所述叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件，其特征在于，在所述机匣护罩（30）靠近涡轮叶片的一侧的两边存在突出的护罩密封环（300），所述机匣夹层（31）的下表面存在两个突出的与护罩密封环（300）适配的夹层密封环（310），用于填补两段相邻的护罩密封环（300）间的空隙。

8.如权利要求1所述叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件，其特征在于，形状记忆合金丝（58）的材料成分为Ni₂₀Pt₃₀Ti₅₀。

9.如权利要求1所述叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件，其特征在于，控制器使用主动闭环控制方法对位移作动器进行控制。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1～9任一项所述叶尖间隙可控的航空发动机高压涡轮部件。

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