机匣模型试验装置的制作方法

本发明属于发动机技术领域，尤其涉及一种机匣模型试验装置。

背景技术：

航空发动机涡轮转子叶片的叶尖间隙对其性能影响显著，主动间隙控制技术(activeclearancecontrol,acc)可通过对叶尖间隙的主动调节，实现在发动机主要工作状态可保持合适叶尖间隙，达到改善发动机性能，延长使用寿命，降低耗油率的目的。从现有检索的acc资料来看，主要采用基于涡轮机匣的可控热变形来实现涡轮叶尖间隙的主动控制，一般需要从风扇或压气机引出冷却空气来冲击冷却涡轮机匣，调节涡轮机匣温度场，控制机匣热变形响应，进而改变机匣径向位移，达到控制叶尖间隙目的。

在acc系统的验证方面，最具代表性的为美国航空航天局(nasa)开展的jt9d-70/59高压涡轮acc系统改进设计模型验证。研究中设计加工了不带转子系统的acc全尺寸涡轮机匣组件试验件，在实验室的典型模拟环境下，通过旋转加热装置加热涡轮机匣燃气侧表面，利用沿圆周方向安装的位移信号指示器测量与其对应的机匣膨胀量，以获得acc系统工作时涡轮机匣结构的响应情况，优选出最好的设计方案。该套acc验证装置所采用的涡轮机匣模型与发动机涡轮机匣真实结构存在差异，且没有模拟机匣内部的冷却空气流路，机匣燃气侧的换热也与发动机真实情况差异较大，主要用于优选acc设计方案，无法获得acc系统的详细工作特性。

现有的acc模型试验装置(专利申请号201510093630.2和201710201733.5)的加热温度较低，机匣的温度梯度及温度水平与发动机实际状态差异较大，且试验件结构是在发动机真实结构上进行了一定的简化，变形测量仅限于机匣外侧表面，没有对最为关键的涡轮外环位置变形进行直接测量，所开展的模型试验主要用于acc工作特性的原理性验证，以及对相关计算模型校核。

可见，现有的机匣模型验证装置存在验证效果的真实性较差的技术问题。

技术实现要素：

本发明实施例提供了一种机匣模型试验装置，至少解决上述部分技术问题。

本发明实施例提供了一种机匣模型验证装置，包括：

机匣模型试验件，所述机匣模型试验件包括机匣组件和外部冲击冷却管路，所述机匣组件为环形结构；

燃气流道，所述燃气流道设置于所述机匣组件的第一环形腔内；

测试系统，所述测试系统包括位移检测组件，所述位移检测组件用于检测所述机匣组件涡轮外环表面的径向位移。

可选的，还包括：

位移传递结构，所述位移传递结构的一端抵接在机匣组件的涡轮外环表面，所述位移传递结构的另一端与所述位移检测组件抵接。

可选的，所述位移传递结构为石英杆。

可选的，所述石英杆外套设有保护套管，所述石英杆的两端均伸出所述保护套管。

可选的，所述石英杆端部抵接在涡轮外环的限位凹坑；

所述装置还包括活动套圈，所述活动套圈位于外机匣内，且所述活动套圈套设在活动保护套管外围。

可选的，所述石英杆的外端设置有圆盘，所述圆盘的端面面积大于所述活动杆的外端面的面积。

可选的，所述位移检测组件包括：

位移传感器；

夹持组件，所述夹持组件用于夹持所述位移传感器周向调节或者径向调节。

可选的，所述测试系统还包括固定支架，所述固定支架内开设有环形腔，所述环形腔的内侧壁设置有所述位移检测组件，所述机匣组件伸入所述环形腔内。

可选的，所述环形腔的内壁上沿周向设置有多个位移传感器，每个位移传感器对应一个位移传递结构。

可选的，所述夹持组件包括：

周向调节螺母，所述轴向调节螺母将所述位移传感器连接在所述固定支架上，所述周向调节螺母调节所述位移传感器的周向移动。

浮动环，所述浮动环连接在所述固定支架上，且所述浮动环活动套设在所述位移传感器上，所述浮动环调节所述位移监测组件的径向移动。

上述本发明实施例提供的机匣模型验证装置，包括：机匣模型试验件，所述机匣模型试验件包括机匣组件和外部冲击冷却管路，所述机匣组件为环形结构；燃气流道，所述燃气流道设置于所述机匣组件的第一环形腔内；测试系统，所述测试系统包括位移检测组件，所述位移检测组件用于检测所述机匣组件涡轮外环表面的径向位移。通过本发明提供的机匣模型验证装置，主要用于涡轮主动间隙控制系统在实验室典型模拟环境下的综合验证，所采用的位移测试系统可实现高温高压条件下真实结构涡轮机匣模型的涡轮外环多点径向位移动态测试。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种机匣模型验证装置的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的机匣模型验证装置所涉及的电感式位移传感器安装夹具示意图；

图3为本发明实施例提供的机匣模型验证装置所涉及的电感式位移传感器在固定支架上的安装示意图。

附图标记汇总：

1和2为外部冲击冷却管路；3、燃气流道；4、石英杆；5、保护套管；6、涡轮外环；7、限位凹坑；8、可活动套圈；9、涡轮外机匣；10、电感式位移传感器；11、锁紧螺钉；12、周向定位螺母；13、浮动环；14、环形支架；15、地面。

具体实施方式

下面通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。

参见图1，为本发明实施例提供的一种机匣模型验证装置的结构示意图。如图1所示，所述机匣模型验证装置包括：

机匣模型试验件，所述机匣模型试验件包括机匣组件和外部冲击冷却管路，所述机匣组件为环形结构；

燃气流道3，所述燃气流道3设置于所述机匣组件的第一环形腔内；

测试系统，所述测试系统包括位移检测组件，所述位移检测组件用于检测所述机匣组件涡轮外环6表面的径向位移。

可选的，还包括：

位移传递结构，所述位移传递结构的一端抵接在机匣组件的涡轮外环6表面，所述位移传递结构的另一端与所述位移检测组件抵接。

可选的，所述位移传递结构为石英杆4。

可选的，所述石英杆4外套设有保护套管5，所述石英杆4的两端均伸出所述保护套管5。

可选的，所述石英杆4端部抵接在涡轮外环6的限位凹坑7；

所述装置还包括活动套圈8，所述活动套圈8位于外机匣9内，且所述活动套圈8套设在活动保护套管5外围。

可选的，所述石英杆4的外端设置有圆盘，所述圆盘的端面面积大于所述活动杆的外端面的面积。

可选的，所述位移检测组件包括：

位移传感器10；

夹持组件，所述夹持组件用于夹持所述位移传感器10周向调节或者径向调节。

可选的，所述测试系统还包括固定支架14，所述固定支架14内开设有环形腔，所述环形腔的内侧壁设置有所述位移检测组件，所述机匣组件伸入所述环形腔内。

可选的，所述环形腔的内壁上沿周向设置有多个位移传感器10，每个位移传感器10对应一个位移传递结构。

可选的，所述夹持组件包括：

周向调节螺母，所述轴向调节螺母将所述位移传感器10连接在所述固定支架14上，所述周向调节螺母调节所述位移传感器10的周向移动。

浮动环13，所述浮动环13连接在所述固定支架14上，且所述浮动环13活动套设在所述位移传感器10上，所述浮动环13调节所述位移监测组件的径向移动。

在一种具体实施方式中，所提供的机匣模型验证装置用于涡轮主动间隙控制系统在实验室典型模拟环境下的综合验证，主要包含带外部冲击冷却管路的涡轮机匣模型试验件、燃气流道与测试系统，图1为其核心部分结构示意图。

所述带外部冲击冷却管路的涡轮机匣模型试验件由带外部冲击冷却管路的涡轮机匣组件以及将其连接至试验设备的前后转接段组成。所述带外部冲击冷却管路的涡轮机匣组件包括实现涡轮机匣温度调节的外部冲击冷却管路1、2和机匣组件，其中，机匣组件包括涡轮外机匣9、涡轮外环6、涡轮导叶上缘板、中层机匣以及机匣内部连接结构等。所述外部冲击冷却管路和机匣组件的结构特征、尺寸、内部空气流路与实际涡轮部件设计方案相同。所述前后转接段为筒状结构，根据试验设备尺寸和机匣外圈直径确定转接段两端直径，使的机匣组件能安装至试验设备。

如图1所示，所述燃气流道3为机匣组件燃气侧的环形流道，在其中通入高温燃气来对机匣加热，用于模拟机匣燃气侧的热边界条件，根据机匣燃气侧的换热计算结果，确定燃气温度与流量、燃气流道高度和机匣内部冷却空气系统参数，来达到涡轮机匣燃气侧的换热相似，进而实现试验中整个机匣温度分布与涡轮部件中的真实状况相似。

如图2所示，所述测试系统由一端带圆盘的石英杆4、电感式位移传感器10、信号采集系统组成，其测试原理是利用线膨胀系数小的石英杆4把被测量面的位移量传出，在外端采用电感式位移传感器10进行测量。如图1所示，所述石英杆4直接穿过涡轮外机匣9压在涡轮外环6的定位凹坑7内，在石英杆4外加保护套管5防止试验过程中较脆的石英杆4折断，为了解决高温试验条件下涡轮机匣与保护套管5的相对运动问题，在保护套管5与涡轮外机匣9之间设置可活动套圈8，保护套管5与可活动套圈8紧密配合、可活动套圈8与涡轮外机匣9之间以小间隙配合以避免机匣内部高温气体泄漏。保护套管5外径5mm，内径3.5mm，材料选用不锈钢，为了使保护套管5不影响涡轮外环6膨胀，保护套管5底端离石英杆4底端约2mm。如图2所示，所述电感式位移传感器10的探头与石英杆4外端的圆盘表面保持无约束的自由接触，电感式位移传感器10的自身弹力可使其探头压紧石英杆4外端的圆盘表面。如图3所示，电感式位移传感器10通过夹具安装于固定在地面15的环形支架14上，环形支架14的圆环组件由2个半圆形支架和2个连接环组成，环形支架14沿气流方向和垂直方向均可自由调节。如图2所示，在夹具上通过螺纹调节电感式位移传感器径向高度，径向可调范围为10mm，通过锁紧螺钉11固定，再使用浮动环13结构，通过调节定位螺母12，周向可调范围为10mm。所述信号采集系统由计算机、数据采集系统软件、信号采集系统等组成，该系统可实时监视和采集涡轮外环的位移数据。在一实施例中，单级涡轮外环径向位移测试系统的石英杆、电感式位移传感器为6套，以实现对涡轮外环周向均匀间隔的6处位置的径向位移进行测量。

试验中首先分别采集主动间隙控制系统不工作时涡轮机匣组件达到热平衡后的第一级涡轮外环和第二级涡轮外环径向位移s0，并将该值作为两级涡轮外环的初始位移。以主动间隙控制系统工作后实时采集的两级涡轮外环径向位移sc分别减去主动间隙控制系统不工作时所采集的两级涡轮外环初始位移s0，即为涡轮外环径向位移收缩量△s，用公式表示为△s＝sc-s0。

上述本发明实施例提供的机匣模型验证装置，包括：机匣模型试验件，所述机匣模型试验件包括机匣组件和外部冲击冷却管路，所述机匣组件为环形结构；燃气流道，所述燃气流道设置于所述机匣组件的第一环形腔内；测试系统，所述测试系统包括位移检测组件，所述位移检测组件用于检测所述机匣组件涡轮外环表面的径向位移。

通过本发明提供的机匣模型验证装置，采用较低的成本在实验室中实现了接近涡轮部件实际工作状态的主动间隙控制系统设计方案综合验证。可实现全尺寸双层复杂涡轮机匣模型在高温高压试验条件下的涡轮外环多点径向位移的动态测量。直接获得了真实涡轮机匣模型的涡轮外环径向变形数据，对涡轮主动间隙控制系统设计方案及相关技术的验证更具体、应用价值更高。

以上所述，仅为本公开的具体实施方式，但本公开的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的而技术人员在本公开揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本公开的保护范围之内。因此，本公开的保护范围应当以权利要求的保护范围为准。