专利名称：航空发动机涡轮叶尖间隙的主动控制的制作方法
技术领域：
叶尖间隙的主动控制可以显著地提高航空发动机的效率，降低燃油消耗率。而航空发动机则需要叶尖间隙的快速主动控制系统(FACC)来提高经济性的同时，并保证安全性的要求。
背景技术：
2.1研究背景和意义航空发动机叶尖间隙通常是指轴流式发动机转子叶片叶尖与机闸之间的径向间隙。叶尖间隙对航空发动机燃油消耗率、稳定性及涡轮和压气机的效率都有重大的影响，尤其对高压压气机的后几级和高压涡轮的影响则更大。因此，国内外对于航空发动机叶间隙问题的研究都十分重视。
高压涡轮的叶顶间隙对发动机的性能有很大的影响，为了提高现代航空发动机的经济性和可靠性，国内外很多的研究机构都先后开展了叶顶间隙主动控制技术方面的研究。这是因为，先进的涡轮叶顶间隙主动控制技术可以显著地降低燃油消耗率(SFC)和排气温度(EGT)；提高了发动机效率的同时，还增大的飞机飞行半径和发动机的寿命。因此进一步开展高压涡轮叶顶间隙主动控制技术方面的研究具有实际的工程意义。
据美国GE公司对CF6-50发动机的分析表明，其压气机、涡轮叶片叶尖间隙引起的耗油率的损失约占总损失的67％。高压涡轮叶顶间隙增加0.001英寸，SFC将会增加大约0.1％而EGT将会增加1℃。军用发动机的SFC、EGT受涡轮叶顶间隙的影响更为显著，这是因为相对于大型商用飞机发动机(高涵道比)而言，军用发动机(低涵道比)的转速和涡轮前温度都要高一些。涡轮叶顶间隙与叶高之比每增加0.01，会引起涡轮效率降低约0.8～1.2％，而效率降低1％则燃油消耗率增加约2％。而耗油率不仅影响发动机性能，同时也影响其全寿命费用。以2001年的航空燃油价格计算，仅仅1％SFC就可以为美国在2003年节省1.6亿美元。
叶尖间隙对发动机工作时的稳定性也有一定的影响，如PW4000发动机喘振问题。近年来，PW4000发动机在世界范围内屡屡发生喘振，这些喘振多发生在起飞和爬升阶段，特别是达到起飞推力后40~60秒内。2001年8月7日，国内的一架767飞机在起飞阶段因单台PW4000发动机发生喘振而造成发动机自动停车，飞机返航。从1992年至今，该系列发动机在世界范围内共发生209起大推力喘振。据惠普公司提供的数据，从1992年至今，我国共发生11起起飞阶段非机械原因喘振，集中在使用PW4000发动机的B747和MD11两种机型上。这里所说的喘振都是指第3类喘振，与机械损伤、控制失调无关，而与高压压气机后几级的叶尖间隙有关。
从上述介绍可以看出叶尖间隙的研究内容多、涉及面广。叶尖间隙的主动控制技术对提高航空发动机的可靠性和经济性意义巨大。现代航空发动机的气动设计与试验方法已可使发动机的压气机与涡轮效率达到90％以上，想要再通过改善气动设计来提高发动机效率是很困难的。因此，为了提高发动机的性能，进一步研究发动机的叶尖间隙是十分必要的。
2.2国内外的研究进展从二十世纪五十年代开始，国内外许多学者相继开展了叶尖间隙的研究工作。大多数研究都是针对机匣处理、叶型优化等方面的试验和数值研究。目前，国际上叶尖间隙的控制方法可以分为主动间隙控制和被动间隙控制。
一类是主动间隙控制，它又可以分为两种一种是闭式间隙控制，它是利用先进的发动机叶尖间隙测量手段，测出某工况的间隙值，用反馈控制回路控制间隙的最佳值；另一种是开式间隙主动控制，通过找出叶尖间隙变化的准确规律，当发动机工况改变时，用机载计算机算出此时间隙大小，及时调整外部所需空气量，进行最佳间隙的控制。两种主动间隙控制方法都是根据发动机的工作状态，人为地控制机闸或转子的膨胀量，使转子和静子的热响应达到较好的匹配，在高空巡航状态间隙尽可能小，而在其它状态又不致发生干扰摩擦。英国CFM56-3发动机高压涡轮间隙控制就是利用这种方法实现的。
而另一类是被动间隙控制，即不随发动机工作状况调节的间隙控制技术。主要对转子和静子在不同工作状态下的受力状况进行认真分析，尤其是对机闸在各种工况下的热变化进行精心设计，以求转、静子之间的热配合恰当，使间隙保持在允许的范围内。过去研制的发动机都采用这种方法。主要是通过减小装配间隙、采用双层机闸或低线膨胀系数的合金机闸等途径来减小发动机工作时的径向间隙。例如，美国GE公司的CF6在前安装节处增加一个切向连杆，使压气机机闸最大局部变形由1.8mm减小到1mm，从而减小压气机间隙。美国普·惠公司的JT9D在外封气环上喷覆陶瓷涂层，再叶尖上敷以碳化硅涂层，以改善环与叶片之间的可磨合性。
2.3面临的挑战在叶尖间隙的主动控制领域，尤其是闭式间隙控制的发展面临着叶尖间隙传感器的局限。近年来为测量和控制航空发动机涡轮的叶尖间隙，国外航空研究机构开发了多种间隙的测量方法，现在常用的有电探针法、电容法、电涡流法、激光探针法等等，这些方法都有其不同的特点。
电探针法采用的是叶尖放电方式，即依靠电机使外加直流电压的探针沿径向移动，当探针与叶尖发生放电现象时，探针移动的行程与静态时探针到机匣内表面的距离之差即叶尖间隙。它只适用于温度600℃以下、转速在6000r/min以上，而且探针容易受到异物及油的污染造成阻塞。由于它是接触式测量，一旦发动机紧急停车，探针缩回不到安全位置，就容易发生故障。
电容法是靠绝缘电机的机匣和转子叶尖间形成的电容进行测量的，测得的电容是电极几何形状、两极间距离以及两极间介质的函数。电容法的主要特点灵敏度高，固有频率高，频带宽，动态响应性能好，能在数兆赫兹的调频下正常工作；功率小，阻抗高等。但它的精度受多方因素的影响，如测量时介质的介电常数的变化、环境干扰(磁场、电火花)、探头及机匣受热变形、校准误差等。绝缘是电容法的特殊问题，由于电容本身的内阻很高，因而对绝缘提出了更高的要求。另外，当材料性能不好时，其绝缘电阻将随温度和湿度变化，从而引起传感器输出产生缓慢的零位漂移。
电涡流法是采用金属切割磁力线产生磁场变化的方法，电涡流测间距这套装置主要由探头和检测电路两部分构成。此方法受叶片材料的影响较大，叶尖端面还需要有一定的厚度。由于传感器输出是随着叶尖形状、安装状态和环境温度等变化，因此，事先需要校准，使其适合使用环境。此外，传感器的耐热性能较差(400℃左右)。目前用于涡轮高温部件尚有因难。而且，探头直径大于25mm，机匣开孔尺寸过大，不便安装。
激光探针法是通过光导纤维将一激光束投射到转子叶片的叶尖上，当叶尖间隙发生变化时，由于反射的光返回路径不同，在光点接收器上的光点位置发生变化，其变化量经过计算处理即得出转子叶尖的间隙。由于传感器运行在高温高压和大振动的情况下，因此需对光学系统进行保护，防止污染和仪器损坏。
以上几种测量法基本上代表了国内外间隙测量的最先进技术。然而这些方法的缺点如下1.在振动大、温度高、压力大的环境下，机械传动装置的可靠性差。
2.测量探针结果复杂、重量大和造价昂贵。
3.在机匣/探针振动状态下或在转子旋转/偏心状态下，由于探针与叶尖断续接触而使探针易于损坏。
4.只能测出最长叶片的叶尖间隙，测不出单个叶尖间隙或平均叶尖间隙值。
而采用开式间隙主动控制系统时，发动机使用过程中的磨损和状态的突变都会引起叶尖间隙控制的效率下降，甚至如果间隙控制的过小(负值)时，因叶片刮削机匣内壁而折断，将会造成机毁人亡的重大事故。
本专利提出了一种新型涡轮叶尖间隙主动控制系统，该系统结合了闭式间隙控制和开式间隙控制系统的特点。本专利在现有的研究成果基础上，完善和发展了航空发动机涡轮叶尖快速主动控制系统，与快速、稳定的执行机构相结合可以显著的提高发动机的经济性。
发明内容
本专利提出了一种新型的航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制系统。该系统结合了闭式间隙控制和开式间隙控制系统的特点。由于现有技术条件下的叶尖间隙传感器无法满足工程实际应用的需要，该系统采用发动机上现有的传感器(转速、温度、压力等传感器)与机载计算机相结合，计算分析出涡轮的叶尖间隙值。这部分具有开式间隙控制系统的特点；当叶尖间隙控制单元根据计算出的叶尖间隙值进行控制时，位移传感器将执行机构的间隙控制量反馈给控制单元，这部分具有闭式间隙控制系统的特点。
航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制系统(如图1所示)包括机载计算机、叶尖间隙控制单元、执行机构、位移传感器、飞控传感器和转速、温度、压力等传感器。其中，飞控传感器包括飞行员控制飞机的油门杆角度传感器、驾驶杆角度传感器。发动机的传感器包括转速传感器、温度传感器、压力传感器。高度、速度传感器也是机载计算机进行发动机和飞机状态控制必不可少的传感器。而执行机构的位移传感器可以根据发动机尾喷口面积控制系统中的位移传感器来开发设计。因此，控制系统中所包含的传感器都已经得到了实际应用的验证，具有技术成熟、稳定性高等特点。
本专利提出的涡轮叶尖间隙主动控制系统的工作原理是机载计算机根据各种传感器的数据实时地计算出涡轮的叶尖间隙值。叶尖间隙控制单元根据计算出的叶尖间隙值控制执行机构的位移量，进而实现了叶尖间隙的主动控制。为了提高叶尖间隙的控制精度，该系统利用位移传感器的反馈对执行机构进行闭环控制。执行机构的位移传感器测量温度较低的执行机构的径向位移，它和机载计算机相结合，进而间接地得出涡轮叶尖间隙值，这样就解决了闭式间隙控制面临的叶尖间隙传感器无法有效地直接测量叶尖间隙值的局限。飞机进行机动飞行时，高速旋转的发动机转子在陀螺效应的影响下势必引起叶尖间隙的非均匀变化。在这种情况下，机载计算机可以利用驾驶杆角度传感器的信号计算分析出叶尖间隙的非均匀变化量，叶尖间隙控制单元再进行叶尖间隙的非均匀控制。前提是执行机构具有控制非均匀叶尖间隙变化的能力。
本专利提出的航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制系统结合了闭式间隙控制和开式间隙控制系统的特点。在现有的叶尖间隙传感器无法达到工程实际应用的情况下，本系统利用发动机和飞机上的传感器结合机载计算机实现了叶尖间隙的主动控制。因此，新型的航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制系统具有精度好、可行性高、结构改动小、技术风险小等优点。
四
如图1为涡轮叶尖间隙主动控制系统的示意图。
五具体实施例方式
本专利提出的涡轮叶尖间隙主动控制系统的实现相对比较容易。系统中所包括的传感器都是飞机和发动机上已经安装的，执行机构安装调试后，重要工作就是计算机的算法和系统整合。机载计算机必须能够迅速地处理各种传感器的信号，并利用先进的涡轮叶尖间隙分析程序计算出实时的叶尖间隙值。目前，涡轮叶尖间隙的分析程序已经开发出一维、二维甚至三维的分析程序。但是其中二维和三维计算程序虽然具有精度高的优点，但是它对计算机的性能要求高，实时性也不好。因此机载计算机采用的涡轮叶尖间隙分析程序应该选择一维程序。接下来，还需要通过大量的试验研究才能将机载计算、叶尖间隙控制单元和执行结构整合成一个完整的涡轮叶尖间隙主动控制系统。有必要先在汽轮机的涡轮叶尖主动控制上验证本方案的可行性。改进后再进行地面燃气轮机和船用燃气轮机的试验研究。达到了航空发动机对精度、实时性、可靠性等方面的要求之后，再应用于航空发动机涡轮的快速叶尖间隙主动控制。
权利要求
1.一种新型航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制系统。其特征是该系统结合了闭式间隙控制和开式间隙控制系统的特点。
2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制系统，其特征是机载计算机根据发动机上现有的传感器(转速、温度、压力等传感器)信号，并利用先进的涡轮叶尖间隙分析程序实时地计算出叶尖间隙值。
3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制系统，其特征是叶尖间隙控制单元根据计算出的叶尖间隙值进行闭式间隙控制时，位移传感器将执行机构的间隙控制量反馈给控制单元。
全文摘要
本发明提出了一种新型航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制系统。其特征是该系统结合了开式间隙控制和闭式间隙控制系统的特点。机载计算机采集发动机上现有传感器(转速、温度、压力等传感器)的信号，并使用先进的叶尖间隙分析程序实时地计算出涡轮叶尖间隙值。叶尖间隙控制单元进行间隙控制时，位移传感器将执行机构的间隙控制量反馈给控制单元。新型航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制系统具有精度好、可行性高、结构改动小、技术风险小等优点。
文档编号F01D11/08GK101050712SQ20071010721
公开日2007年10月10日 申请日期2007年5月24日 优先权日2007年5月24日
发明者岂兴明 申请人:岂兴明