CN116663157B - 一种航空发动机无效漏气分析方法及抑制装置 - Google Patents

一种航空发动机无效漏气分析方法及抑制装置 Download PDF

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Abstract

本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种航空发动机无效漏气分析方法及抑制装置，根据发动机空气系统测试结果与理论设计结果的偏差判断是否存在无效漏气，然后结合发动机结构对篦齿间隙、封严间隙处进行变化敏感度参数仿真分析，确定存在漏气的位置，实现无效漏气位置的快速识别，为发动机实际性能评估及改进设计提供依据，确保航空发动机空气系统设计鲁棒性；依据分析结果对第三腔体和第四腔体之间的隔腔套进行改进，将原隔腔套替换为隔腔板，形成无效漏气抑制装置，规避了采用原隔腔套时会产生隔腔套与排气支板之间的封严间隙增大的问题，从而能够有效抑制无效漏气，改善航空发动机性能。

Description

一种航空发动机无效漏气分析方法及抑制装置
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种航空发动机无效漏气分析方法及抑制装置。
背景技术
航空发动机空气系统作为保障发动机高效可靠运转的必要系统之一，是通过从发动机主流道引取一定压力、温度及流量的空气，流经引气孔、管、旋转盘腔等结构，从而实现封严、冷却、调整轴向力的综合功能。空气系统从主流道引气量的多少不仅直接影响发动机性能，同时影响发动机转、静子的冷却、封严效果，因此精细控制空气系统引气量对发动机性能表现的影响至关重要。
航空发动机具有结构复杂、使用工况多的特点，随之带来不同漏气位置及不同使用工况导致漏气量不同的问题，现行的发动机空气系统设计过程存在以下两个问题：
1)在空气系统设计初始阶段不考虑实际漏气情况，而发动机在工作时，引气管路连接处、测试管线开孔处、连接结构搭接处等都存在或多或少的无效漏气，由此导致发动机实际工作性能偏离设计结果；
2)当发动机性能及空气系统测试结果偏离理论设计值，缺少有效的空气系统无效漏气评估方法，不利于发动机实际性能评估及改进设计。
例如，实际发动机在生产装配过程中存在加工制造偏差，在试车过程中存在结构变形不协调等将导致发动机各零部件连接处出现无效泄漏，从而使空气系统实际引气量偏离理论设计结果。在保持发动机转速和进口温度不变情况下，压气机四级若产生1%无效漏气量，涡轮前温度升高12K，发动机耗油率增加0.5%；压气机末级若产生1%无效漏气量，涡轮前温度升高15K，耗油率增加1%。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机无效漏气分析方法及抑制装置，能够实现无效漏气位置的快速识别，为发动机实际性能评估及改进设计提供依据，确保航空发动机空气系统设计鲁棒性。依据分析结果改进结构，形成无效漏气抑制装置，从而能够有效抑制无效漏气，改善航空发动机性能。
为了实现上述技术效果，本发明采用的技术方案是：
一种航空发动机无效漏气分析方法，包括：
获取发动机内部盘腔试验压力值，所述盘腔包括高压涡轮盘和涡轮后承力组件之间的第一腔体，涡轮轴承座与涡轮后轴颈之间的第二腔体，隔腔套与涡轮承力机匣组成的第三腔体，隔腔套与轴承座之间的第四腔体；
计算盘腔各腔体的试验压力值与对应腔体设计压力值之间的相对误差；若至少一个腔体的试验压力值与设计压力值之间的相对误差大于等于预设阈值，则判断发动机存在无效漏气；
通过航空发动机空气系统一维仿真计算软件调整第一腔体与第二腔体之间的第一篦齿间隙、轴颈通气孔与第二腔体之间的第二篦齿间隙，以及第三腔体和第四腔体之间的隔腔套与排气支板之间的封严间隙；
分别获得调整第一篦齿间隙、第二篦齿间隙或封严间隙时对应的变化敏感度参数，所述变化敏感度参数为各腔体腔压值随对应间隙调整量的变化率；
取变化敏感度参数为最大值时对应的第一篦齿间隙、第二篦齿间隙或封严间隙位置为无效漏气位置。
进一步地，所述预设阈值取值为10%。
进一步地，变化敏感度参数，其中/>，/>表示第一篦齿间隙，/>表示第二篦齿间隙，/>表示封严间隙，/>为对应间隙每次调整的步长，/>为对应间隙值步长的调整次数，/>，/>为对应间隙值调整的次数，/>表示第/>次调节时的间隙值，/>表示第/>间隙在第/>个步长调节时的腔压值。
进一步地，当封严间隙对应的敏感度参数为最大值时，取消第三腔体和第四腔体之间的隔腔套，并在排气支板与涡轮后承力组件之间设置隔腔板，所述隔腔板的一端与排气支板固定密封连接，隔腔板的另一端延伸至涡轮后承力组件位置并相互搭接，且搭接处对应的隔腔板位于靠近第三腔体一侧。
进一步地，隔腔板与涡轮后承力组件互搭接位置之间设置有封严胀圈。
进一步地，所述隔腔板与排气支板连接处采用螺栓固定密封连接。
与现有技术相比，本发明所具备的有益效果是：
1、本发明根据发动机空气系统测试结果与理论设计结果的偏差判断是否存在无效漏气，然后结合发动机结构对篦齿间隙、封严间隙处进行变化敏感度参数仿真分析，确定存在漏气的位置，实现无效漏气位置的快速识别，为发动机实际性能评估及改进设计提供依据，确保航空发动机空气系统设计鲁棒性；
2、依据分析系结果对第三腔体和第四腔体之间的隔腔套进行改进，将原隔腔套替换为隔腔板，形成无效漏气抑制装置，规避了采用原隔腔套时会产生隔腔套与排气支板之间的篦齿间隙增大的问题，从而能够有效抑制无效漏气，改善航空发动机性能。
附图说明
图1为实施例1或2中带有隔腔套的航空发动机空气系统结构示意图；
图2为实施例1或2中将原隔腔套替换为隔腔板的航空发动机空气系统结构示意图；
其中，1、高压涡轮盘；2、涡轮后承力组件；3、第一腔体；4、轴承座；5、涡轮后轴颈；6、第二腔体；7、隔腔套；8、涡轮承力机匣；9、第三腔体；10、轴颈通气孔；11、第四腔体；12、第一篦齿间隙；13、第二篦齿间隙；14、排气支板；15、封严间隙；16、隔腔板；17、封严胀圈。
具体实施方式
下面结合实施例及附图对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
实施例1
参见图1，一种航空发动机无效漏气分析方法，包括：
获取发动机内部盘腔试验压力值，所述盘腔包括高压涡轮盘1和涡轮后承力组件2之间的第一腔体3，涡轮轴承座4与涡轮后轴颈5之间的第二腔体6，隔腔套7与涡轮承力机匣8组成的第三腔体9，隔腔套7与轴承座4之间的第四腔体11；
计算盘腔各腔体的试验压力值与对应腔体设计压力值之间的相对误差；若至少一个腔体的试验压力值与设计压力值之间的相对误差大于等于预设阈值，则判断发动机存在无效漏气；
通过航空发动机空气系统一维仿真计算软件调整第一腔体3与第二腔体6之间的第一篦齿间隙12、轴颈通气孔10与第二腔体6之间的第二篦齿间隙13，以及第三腔体9和第四腔体11之间的隔腔套7与排气支板14之间的封严间隙15；
分别获得调整第一篦齿间隙12、第二篦齿间隙13或封严间隙15时对应的变化敏感度参数，所述变化敏感度参数为各腔体腔压值随对应间隙调整量的变化率；
取变化敏感度参数为最大值时对应的第一篦齿间隙12、第二篦齿间隙13或封严间隙15位置为无效漏气位置。
在本实施例中，通过获取发动机内部盘腔压力试验值，当发动机内部盘腔压力的试验值明显偏离对应的设计值时，判定航空发动机产生了无效漏气；然后仿真获得各腔压值分别随第一篦齿间隙12、第二篦齿间隙13或封严间隙15的调整量变化率，以腔压变化率最大时对应的间隙位置为无效漏气位置，实现无效漏气位置的快速识别，为发动机实际性能评估及改进设计提供依据，确保航空发动机空气系统设计鲁棒性。
预设阈值可根据航空发动机设计需求确定。如本实施例中预设阈值取值为10%。
变化敏感度参数，其中/>，/>表示第一篦齿间隙12，/>表示第二篦齿间隙13，/>表示封严间隙15，/>为对应间隙每次调整的步长，/>为对应间隙值步长的调整次数，/>，/>为对应间隙值调整的次数，/>表示第/>次调节时的间隙值，/>表示第/>间隙在第/>个步长调节时的腔压值。
基于相同的发明构思，本实施例还提供了一种航空发动机无效漏气抑制装置，该装置基于本实施例的航空发动机无效漏气分析方法，当封严间隙15对应的变化敏感度参数为最大值时，取消第三腔体9和第四腔体11之间的隔腔套7，如图2所示，在排气支板14与涡轮后承力组件2之间设置隔腔板16，所述隔腔板16的一端与排气支板14固定密封连接，隔腔板16的另一端延伸至涡轮后承力组件2位置并相互搭接，且搭接处对应的隔腔板16位于靠近第三腔体9一侧。
为最大值，表明第三腔体9和第四腔体11的腔压随原隔腔套7与排气支板14之间的封严间隙15尺寸变化越敏感，间隙尺寸超差会导致较多无效漏气。因此，本实施例将隔腔套7替换为隔腔板16，且隔腔板16的一端与排气支板14固定密封连接，隔腔板16的另一端延伸至涡轮后承力组件2位置并相互搭接，且搭接处对应的隔腔板16位于靠近第三腔体9一侧。当第三腔体9和第四腔体11之间产生无效漏气时，进入第三腔体9内的空气将对搭接在涡轮后承力组件2位置的隔腔板16产生挤压作用，使搭接端头处于压紧状态，规避了采用原隔腔套7时会产生隔腔套7与排气支板14之间的密封间隙增大的问题，从而能够有效抑制无效漏气，改善航空发动机性能。
本实施例中的隔腔板16与涡轮后承力组件2互搭接位置之间设置有封严胀圈17，在搭接位置设置封严胀圈17，可以进一步保证隔腔板16与涡轮后承力组件2之间搭接处的密封效果。
实施例2
参见图1和图2，本实施例以某航空发动机涡轮后机匣空气系统为例，对本发明的航空发动机无效漏气分析方法流程作进一步说明，具体包括如下步骤：
步骤一、获取发动机内部盘腔压力的试验值，所述盘腔包括高压涡轮盘1和涡轮后承力组件2之间的第一腔体3，涡轮轴承座4与涡轮后轴颈5之间的第二腔体6，隔腔套7与涡轮承力机匣8组成的第三腔体9，隔腔套7与轴承座4之间的第四腔体11；
本实施例中，分别在第一腔体3、第二腔体6、第三腔体9和第四腔体11内布置压力、温度测点，所测得的数据分别为第一腔体3内的压力、第二腔体6的压力/>、第三腔体9内的压力/>、以及第四腔体11内的压力/>。
步骤二、计算盘腔各腔体的试验压力值与对应腔体设计压力值之间的相对误差；若相对误差大于等于预设阈值，则判断发动机存在无效漏气；
本实施例中经过测量，，/>，其中/>为第二腔体6内的设计压力值，/>为第四腔体11内的设计压力值。本实施例中根据航空发动机设计需求，确定预设阈值取值为10%，因此判断涡轮后机匣位置存在无效漏气。
步骤三、通过航空发动机空气系统一维仿真计算软件调整第一腔体3与第二腔体6之间的第一篦齿间隙12、轴颈通气孔10与第二腔体6之间的第二篦齿间隙13，以及第三腔体9和第四腔体11之间的隔腔套7与排气支板14之间的封严间隙15；分别获得第一篦齿间隙12、第二篦齿间隙13、封严间隙15对应的变化敏感度参数，所述变化敏感度参数为腔压值随对应间隙值调整量的变化率；
本实施例中，发动机涡轮后机匣空气系统流路如图2所示，流经高压涡轮盘1与涡轮后承力组件2之间通道的四级气、高压涡轮盘1与旋转轴之间通道的二级气和涡轮轴颈通气孔10与轴承座4之间通道的加压常温气在第二腔体6汇合，经节流孔进入第四腔体11后排入大气。结合发动机结构对第一篦齿间隙12、第二篦齿间隙13以及封严间隙15的间隙值进行仿真调节，并对对应腔体处的变化敏感度参数仿真分析，获得第一篦齿间隙12、第二篦齿间隙13、封严间隙15对应的变化敏感度参数，其中/>，/>表示第一篦齿间隙12，/>表示第二篦齿间隙13，/>表示封严间隙15，/>为对应间隙每次调整的步长，/>为对应间隙值步长的调整次数，/>，/>为对应间隙值调整的次数，/>表示第/>次调节时的间隙值，/>表示第/>间隙在第/>个步长调节时的腔压值。本实施例中对第一腔体3、第二腔体6、第三腔体9、第四腔体11分别随第一篦齿间隙12、第二篦齿间隙13、封严间隙15调整量的变化率进行计算。
步骤四、取变化敏感度参数最大值对应的第一篦齿间隙12、第二篦齿间隙13或封严间隙15位置为无效漏气位置；
根据计算结果，本实施例中调整封严间隙15时，对应的变化敏感度参数为最大值。结合空气系统流路分析第二腔体6和第四腔体11腔压明显高于设计值可能原因为：封严间隙15连接处受压力和温度影响，导致材料变形不协调而轻微张开使四级气进入第四腔体11，使第四腔体11腔压力过大，从而憋高第二腔体6腔压力。因此确定第三腔体9和第四腔体11之间的隔腔套7与排气支板14之间的封严间隙15为无效漏气位置。
本实施例中通过分析确定了第三腔体9和第四腔体11之间的隔腔套7与排气支板14之间的封严间隙15为无效漏气位置，也即是封严间隙15对应的变化敏感度参数为最大值。为确保发动机性能，抑制无效漏气，本实施例中通过取消第三腔体9和第四腔体11之间的隔腔套7，并在排气支板14与涡轮后承力组件2之间设置隔腔板16，所述隔腔板16的一端与排气支板14固定密封连接，隔腔板16的另一端延伸至涡轮后承力组件2位置并相互搭接，且搭接处对应的隔腔板16位于靠近第三腔体9一侧。当产生无效漏气时，进入第三腔体9内的空气将对搭接在涡轮后承力组件2位置的隔腔板16产生挤压作用，使搭接端头处于压紧状态，规避了采用原隔腔套7时会产生隔腔套7与排气支板14之间的封严间隙15增大的问题。
本实施例中的隔腔板16与涡轮后承力组件2互搭接位置之间设置有封严胀圈17，在搭接位置设置封严胀圈17，可以进一步保证隔腔板16与涡轮后承力组件2之间搭接处的密封效果。本实施例中所述隔腔板16与排气支板14连接处采用螺栓固定密封连接。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种航空发动机无效漏气分析方法，其特征在于，包括：
获取发动机内部盘腔试验压力值，所述盘腔包括高压涡轮盘和涡轮后承力组件之间的第一腔体，涡轮轴承座与涡轮后轴颈之间的第二腔体，隔腔套与涡轮承力机匣组成的第三腔体，隔腔套与轴承座之间的第四腔体；
计算盘腔各腔体的试验压力值与对应腔体设计压力值之间的相对误差；若至少一个腔体的试验压力值与设计压力值之间的相对误差大于等于预设阈值，则判断发动机存在无效漏气；
通过航空发动机空气系统一维仿真计算软件调整第一腔体与第二腔体之间的第一篦齿间隙、轴颈通气孔与第二腔体之间的第二篦齿间隙，以及第三腔体和第四腔体之间的隔腔套与排气支板之间的封严间隙；
分别获得调整第一篦齿间隙、第二篦齿间隙或封严间隙时对应的变化敏感度参数，所述变化敏感度参数为各腔体腔压值随对应间隙调整量的变化率，变化敏感度参数，其中/>，/>表示第一篦齿间隙，/>表示第二篦齿间隙，表示封严间隙，/>为对应间隙每次调整的步长，/>为对应间隙值步长的调整次数，，/>为对应间隙值调整的次数，/>表示第/>次调节时的间隙值，/>表示第/>间隙在第/>个步长调节时的腔压值；
取变化敏感度参数为最大值时对应的第一篦齿间隙、第二篦齿间隙或封严间隙位置为无效漏气位置。
2.根据权利要求1所述的航空发动机无效漏气分析方法，其特征在于，所述预设阈值取值为10%。
3.一种航空发动机无效漏气抑制装置，该装置基于权利要求1所述的航空发动机无效漏气分析方法，其特征在于，当封严间隙对应的敏感度参数为最大值时，取消第三腔体和第四腔体之间的隔腔套，并在排气支板与涡轮后承力组件之间设置隔腔板，所述隔腔板的一端与排气支板固定密封连接，隔腔板的另一端延伸至涡轮后承力组件位置并相互搭接，且搭接处对应的隔腔板位于靠近第三腔体一侧。
4.根据权利要求3所述的一种航空发动机无效漏气抑制装置，其特征在于，隔腔板与涡轮后承力组件互搭接位置之间设置有封严胀圈。
5.根据权利要求3所述的一种航空发动机无效漏气抑制装置，其特征在于，所述隔腔板与排气支板连接处采用螺栓固定密封连接。
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