葉尖間隙主動控制系統機匣模型試驗臺設計技術研究

顧廣智,毛軍逵，張　揚,徐逸鈞，趙　曉

(1.南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統重點實驗室， 南京　210016；2.中國航空發動機集團有限公司， 北京　100191)

不斷提高發動機的性能是研究人員的目標，其中葉尖間隙是影響發動機性能的一個重要因素。葉尖間隙的變化不僅影響發動機的安全性、經濟性，而且與發動機的噪聲以及污染排放息息相關。已有數據表明：高壓渦輪葉尖間隙降低0.254 mm，渦輪效率可以提高1%，發動機的排氣溫度將降低 10 ℃，可減少NOx、CO、CO2等的排放量，同時能明顯提高發動機的性能[1-2]。

很多航空發動機研究機構目前都在關注主動間隙控制技術(active clearance control，ACC)[3-5]，期望通過控制葉尖間隙達到提高發動機性能的目的。現有的主動間隙控制系統主要應用了可控熱變形的機匣，即在發動機不同的飛行狀態下，采用不同溫度的氣體射流沖擊機匣，改變機匣的溫度，以實現對機匣熱變形的調節，從而控制葉尖間隙。

對于這種通過控制機匣熱變形來實現葉尖間隙調節的系統，已經積累了一定的研究成果。如Ahmed等[6-7]針對低壓渦輪ACC系統，通過數值仿真研究了圓形截面平直冷卻管上沖擊小孔的出流特性和沖擊換熱特性。Andreini 和Da Soghe[8-9]針對低壓渦輪ACC系統，研究了圓形截面平直冷卻空氣管上小孔沖擊射流在機匣表面的絕熱覆蓋效果。姜遠剛等[10]試驗研究了沖擊孔在冷卻管上的排布方式、冷卻管與機匣之間的沖擊間距對機匣表面局部Nu的影響。陳濤[11]針對ACC結構典型換熱單元，獲得了機匣表面不同范圍內平均Nu隨沖擊雷諾數和沖擊間距比的經驗關系式。針對高壓渦輪ACC系統，學者們也開展了相關的研究，如張井山等[12]利用熱膜法研究了多層機匣中單排孔斜向沖擊帶肋機匣的局部換熱特性。Orpheas Tapanlis等[13]針對高壓渦輪ACC系統機匣，研究了不同出流方式對機匣內部換熱特性的影響規律。郭淑芬等[14]、豈興明等[15]利用ANSYS商業軟件，針對渦輪轉/靜子部件建立了三維模型，通過數值仿真來研究葉尖間隙的變化規律。牛冬生等[16]也通過自編程序，利用有限元方法計算了渦輪葉尖間隙的變化規律。

針對ACC系統開展工程驗證的報道相對較少。從零星的文獻和資料介紹中可以發現，部分研究者基于渦輪部件試驗臺或整機來開展間隙控制技術的驗證研究。美國NASA[17]采用全尺寸的高壓渦輪試驗臺來研究JT9D-70/59改進型高壓渦輪ACC系統。該系統在機匣外部采用多根彎曲的圓形截面冷卻空氣管，通過冷卻空氣管上的沖擊射流改變機匣的溫度分布，進而最終控制葉尖間隙。試驗中利用旋轉燃氣加溫設備模擬高溫燃氣對渦輪外環的沖刷和對機匣的加熱作用。GE公司的Howard等[18]利用整機試車臺，針對CF6-50C發動機，在高壓渦輪外環塊安裝8個探針來評估發動機地面試車穩態和過渡態中高壓渦輪間隙變化對發動機和部件性能的影響。

相比于歐美等航空發達國家的ACC技術的成熟應用，我國在這方面的研究尚剛剛起步，且研究主要集中于原理性基礎模型方面。同時由于技術成熟度相對較低，使得開展整機試車試驗難度大、風險高。相比而言，工程模型試驗難度相對較小、試驗成本低。它一方面可以驗證原理性研究的成果，另一方面可以為后續的整機試車提供技術參考，有效降低整機驗證的風險。但是目前國內關于ACC技術的工程模型試驗驗證幾乎沒有，包括試驗臺設計及試驗測試方法也亟待開展相關研究工作。

本文針對ACC技術的工程模型驗證試驗臺的研究需求，利用傳熱學、流體力學的基本理論，采用工程經驗關系式和理論分析相結合的方法，開展模型試驗臺設計方法研究，提出了設計方案并開展了相應的試驗研究，并針對典型的ACC系統模型，比較了機匣溫度和變形的試驗實測值與設計計算值之間的誤差，來驗證本文提出的設計方案和形成的設計方法，為ACC技術的工程模型驗證研究提供重要的基礎試驗臺和設計技術支撐。

1　ACC系統工程模型試驗臺設計

1.1　試驗目的

如前文所述，目前主流的ACC系統都是基于可控熱變形的機匣。因此，模型驗證試驗臺首先應模擬出主動間隙控制系統的基本工作模式，即能實現通過氣體射流沖擊機匣，改變機匣的溫度，實現對機匣熱變形的調節。其次，在實際的發動機中，高溫燃氣直接沖刷高壓渦輪外環塊，而外環塊與機匣相連，進一步通過熱傳導將熱量傳遞給機匣。因此，為了分析機匣溫度分布及對應的變形規律，試驗臺還需模擬出高溫燃氣帶來的總體加熱作用。

1.2　試驗對象

雖然實際中有不同的機匣模型，且配備不同的氣流有不同的沖擊冷卻模式，但是模擬外部沖擊冷卻的方法是一致的。本文針對的是某型發動機高壓渦輪主動間隙控制方案，如圖1所示。機匣外壁面沿軸線方向分布4層法蘭，如圖1所示，定義為n1、n2、n3、n4。

在機匣外面設置有配套的8根180o的冷卻方管，按圖1所示從左到右定義為1、2、3、4組管。1組和4組冷卻管為兩排孔，2組和3組冷卻管為四排孔，沖擊孔排布見圖2。冷卻空氣通過機匣外部配套的冷卻空氣管，從沖擊孔中噴出形成射流，沖擊機匣表面，使機匣表面溫度降低。為了使冷卻空氣管與機匣的結構盡可能匹配，采用了方形截面的異型管。

圖1　機匣示意圖

1.3　設計方法

實驗室無法實現如文獻[17]所述的高溫燃氣沖刷機匣的加熱方式，因此考慮用其他的加熱方式來模擬。由于外環是隨動部件，機匣為主要的變形部件，因此本文只考慮機匣模型，簡化了渦輪外環和與其對應的冷卻系統。

實驗室常用的加熱方式有加熱膜接觸加熱、電阻絲加熱和石英加熱管輻射加熱等。加熱膜允許的加熱溫度低于150 ℃。若采用電阻絲接觸加熱，由于機匣為導電體，試驗過程將很不安全。同時采用接觸式加熱方式將不可避免地與機匣接觸，會對機匣產生一定的約束，進而可能會影響機匣的變形。石英加熱管通過輻射加熱的方式加熱物體，在保證一定的工作功率后，石英加熱管可以使被加熱工件的溫度在較快的時間內升高到300 ℃以上，因此考慮用石英加熱管加熱的方式模擬燃氣對機匣的加熱作用。

依據上述分析，本文首先開展了熱環境模擬計算，將機匣模型簡化為如圖3所示的結構。本文假設機匣內表面所處環境相同，熱空氣對流換熱系數假設為一個統一值hz，Tz1～Tz5分別表示機匣各段流體溫度，Q1～Q5表示機匣內表面分段輻射熱流。

將換熱分為非沖擊區域和沖擊區域，沖擊區域劃分為1區和2區。非沖擊區域換熱系數為hc0。將1號冷卻管1區換熱系數命名為hc1,1，2區為hc1,2，其他冷卻管類似。根據文獻[11]來設定1～4號管對應1區和2區的沖擊對流換熱系數。

為進一步分析機匣外表面換熱區域的換熱系數，本文取n1層法蘭為例來分析機匣的換熱過程。從圖4中可以發現，機匣內部換熱主要受到輻射加熱以及熱空氣的對流換熱，外部受到冷卻空氣強迫對流換熱。機匣內部輻射換熱邊界可以簡化由2個灰體表面組成的封閉系統的輻射傳熱。圖中A1對應加密的石英玻璃管近似形成的加熱圓柱面，A2為法蘭內表面形成的圓柱面，A3為機匣外表面冷卻沖擊面積。在表面A1與表面A2間還有一段薄機匣，由于機匣材料為金屬材料，導熱系數較高，且機匣薄壁厚度較小，可認為Bi<<1，機匣薄壁內外兩側溫度近似認為相等，即TA2與Tcr2近似相等。

圖3　熱環境模擬示意圖

根據凸表面的輻射換熱計算公式[19]，得到A1、A2之間的輻射傳熱量為：

(1)

Q1=Φ1,2A1

(2)

式中：TA1為加熱管的溫度；Tcr2為機匣r2處溫度，其中發射率為

熱空氣與機匣的對流換熱量為：

Φz=hzA2(Tz-Tcr2)

( 3)

式中：hz為熱空氣與機匣內表面之間的換熱系數； Tz為熱空氣的溫度。

穩態條件下，石英管輻射和熱空氣對流帶來的加熱量都被機匣外表面的對流換熱帶走。本文在計算機匣外表面換熱系數時，分別考慮ACC工作(即冷卻空氣從冷卻管流出沖擊機匣)和ACC不工作2種情況。對應的計算公式為：

ACC系統未打開時：

Φc=hc0×A3×(TA3-Tf)

(4)

ACC系統打開時：

Φc=hc1,1×A3×(TA3-Tf)

(5)

再根據能量守恒，可知：

Φc=Φ1，2+Φz

(6)

式(4)～(5)中:TA3為機匣外表面溫度(試驗中通過熱電偶實測)；Tf為機匣外表面流體溫度。

通過上述計算公式，按照文獻[11]中得到的冷卻管沖擊換熱系數范圍，就可以在試驗前預估出溫度可能達到的范圍，從而選擇合適量程的測量設備。當然，利用試驗中測量得到的機匣壁面溫度，也能利用上述公式推算出對應的機匣表面換熱系數。

1.4　試驗方法和測試的主要參數

試驗中重點研究的是機匣熱變形，并通過機匣變形的控制來直觀演示ACC實施效果和修正間隙預估方法，因此在選擇機匣的材料時，應考慮在實驗室測試溫度條件下，機匣金屬材料能夠產生足夠大的變形，盡可能減小測試誤差。航空發動機渦輪機匣大多采用耐熱高溫合金，其在實驗室測試溫度(低于300 ℃)下熱變形數值較小。因此，本文選用了熱膨脹性較好的鋁合金6061，按1∶1加工得到對應的機匣模型。

圖5　試驗臺系統示意圖

最終形成的試驗臺系統的示意圖如圖5所示。氣流由活塞式壓氣機提供，進入供氣管道，通過除濕器和儲氣罐穩流并干燥空氣，保證壓縮空氣的干度。干燥后的氣流進入進氣管道，通過流量控制閥和流量計后進入集氣腔。在集氣腔分為8股氣體分別進入各個冷卻空氣管，并通過冷卻空氣管上的小孔排除形成沖擊射流。

在機匣內部的空腔中均勻排布45支石英加熱管(單根最大加熱功率為1 kW)，使得機匣受熱均勻，調功器用來改變加熱管的加熱功率。加熱管的有效加熱長度為270 mm，大于機匣高度，使得機匣軸向都在輻射加熱范圍內。

試驗中利用鎧裝K型熱電偶(0～800 ℃，精度0.75%)來測量機匣溫度、數顯千分表(0～12.5 mm，精度1%)測量機匣的變形、壓力傳感器(0～0.3 MPa，精度0.25%)測量冷卻空氣管內總壓和靜壓以及來流靜壓、渦街流量計(22.6～150 m3/h，精度1%)測量來流體積流量。

在機匣表面分布如圖6所示的溫度測點來獲得機匣溫度，具體為沿著軸線方向分布8圈溫度測點。每一圈溫度測點分布在沿周向的8個位置(0°、35°、90°、125°、180°、215°、270°、305°)。采用溫度巡檢儀采集每個測點位置K型熱電偶的測量值。

圖6　機匣溫度測點位置示意圖

機匣外表面最大位移大致分布在法蘭上，因此在每層法蘭布置4個測點(45°、135°、225°、315°)，用數顯百分表測量機匣熱變形，如圖7所示(以n1層為例)。試驗時首先將電子數顯百分表讀數歸零，開啟石英加熱系統，等待機匣受熱穩定后讀取4層法蘭各個測點加熱穩定后的讀數。當ACC系統工作后(冷卻空氣管供氣，沖擊射流冷卻機匣)，同樣等待機匣溫度穩定后再次讀取4層法蘭各個測點電子數顯百分表讀數，機匣的變形位移量定義為這兩者之差。

圖7　n1層位移測點沿周向分布

2　試驗臺搭建和驗證

2.1　試驗臺搭建和典型工況測試

基于上述設計方案，完成了ACC系統機匣模型試驗臺的加工、制造和搭建，并開展了典型工況下機匣變形和控制的原理性驗證試驗，試驗臺工作狀態如圖8所示。在工作中，通過調節多根石英管的工作狀態(開啟或關閉)就可以實現加熱功率的變化，進而模擬出機匣的不同受熱狀態。圖9給出了加熱系統工作、ACC系統不工作(即冷卻空氣管中無冷氣流通)條件下，機匣溫度機匣r1圈8個測點溫度值分布。8個測點中最大值為193.8 ℃，最小值為186.7 ℃，平均值為190.7 ℃，最大相對誤差為2.1%，溫度沿周向分布較為均勻，充分表明本文實驗中采用的石英管輻射加熱方式具有較好的實施效果。

圖8　試驗臺工作照片

在ACC系統工作時，采用冷卻管出口的平均Re來表征進氣狀態變化，其定義為：

(7)

當ACC系統工作后，機匣溫度再次達到穩定，此時機匣r1圈各溫度測點讀數如圖10所示。沿周向8個測點中最大值為53.0 ℃，最小值為45.3 ℃，平均值為49.5 ℃，最大相對誤差為8.5%。圖10溫度測試數據表明：當ACC系統工作時，冷卻空氣從冷卻管上密集的小孔流出，在壓差作用下形成沖擊射流，顯著強化了機匣表面的強迫對流換熱效果，因此機匣溫度明顯降低。

同時從周向的溫度分布上可以發現，隨著遠離圖10中冷氣進口(對應圖1中同多根冷氣管相連通的集氣腔)，溫度在周向上存在一定程度的降低。依據陳濤[11]針對單根冷卻空氣管的研究可知：當冷卻管入口截面積接近乃至小于冷卻管上出流小孔總面積時，冷卻空氣管上小孔出流會呈現出明顯的非均勻性，即冷卻空氣的出流量會沿著冷卻管軸線方向逐步增加。只有當冷卻空氣管的進出口面積比(冷卻管入口截面積和冷卻管上出流小孔總面積的比值)3倍以上時，才能獲得比較均勻的沖擊小孔出流流量。本文試驗中應用的ACC系統中，冷卻管的進出口面積比的范圍是1.91～2.55，因此冷卻管存在一定程度的流量出流不均勻，即遠離冷卻進口位置的冷卻空氣出流流量更大，導致對應的沖擊換熱效果也存在著差異，進而使得機匣周向溫度呈現出一定的非均勻性，所以從圖10中發現Tcr1,2至Tcr1,5的溫度逐步降低(最大相對誤差約9%)。需要說明的是，在ACC系統集氣腔底部有兩排沖擊孔，因此冷卻進口正對的位置Tcr1,1溫度也相對較低。

圖11給出了ACC 工作后，機匣溫度再次達到穩定后機匣徑向冷卻收縮量在周向上的分布(以n1層測點為例)，其中：虛線代表了初始條件下被石英管加熱機匣所處的位置；實線為ACC系統工作后，機匣被冷卻并收縮后達到的位置示意圖；從外圈指向內圈的箭頭表示ACC系統打開后機匣的徑向冷卻收縮量。

圖10　ACC工作穩定后機匣r1測點溫度

圖11　ACC工作穩定后機匣變形測試值

從圖11中可以清楚地發現：機匣的收縮變形主要取決于機匣的溫度變化。由于在遠離冷氣進口的位置上，機匣溫度變化更大，產生了更明顯的變形收縮量。同時考慮到ACC系統工作前機匣沿周向溫度分布總體上差異不大，所以機匣沿周向冷卻收縮量也較為接近，最大相對誤差為8.75%。

結合圖9～11中的數據分析可知：本文建立的試驗方案可以在相對較低的溫度下(200 ℃)，獲得較明顯的機匣收縮變形量(1.2 mm左右)，并且可以利用傳統的數顯千分表得到較為精確的變形測量值，很好地滿足了ACC系統演示性驗證、修正相關溫度場和變形計算方法的需求。

2.2　試驗臺設計方法的驗證

圖12　有限元計算網格示意圖

依據本文建立的設計方法，完成了ACC系統中可控熱變形機匣試驗臺設計，并通過試驗實測驗證了試驗效果。為了進一步驗證本文建立的工程設計和分析方法，還利用ANSYS軟件結合本文熱環境模擬設計中換熱邊界參數確定方法，來預估機匣變形規律，并與試驗實測的機匣溫度及變形數據開展比對。

首先將三維的機匣模型簡化二維軸對稱平面，在ANSYS軟件中劃分網格(網格類型為thermal solid qued4 node55)，網格單元總數為2 380。圖12為簡化后的計算模型網格劃分示意圖。

按本文1.3節中的方法得到機匣內外表面的換熱邊界，加載到圖12所示的二維計算模型上，采用有限元法計算得到r1到r8處的溫度值。如圖13所示。模擬值與實驗值相對比，最大相對誤差在r3處，r3處模擬值為53.68 ℃，實驗值為50.75 ℃，對應的最大相對誤差為5.46%。

計算此時機匣位移輸出n1至n4對應點的位移值，具體數據見表1。可以發現，模擬值與實測值存在較小的差異，最大位移出現在n3(絕對誤差0.051 mm)，最小出現在n2(絕對誤差0.021 mm)。出現上述變形量偏差的主要原因可能是，實際的機匣模型是通過3段部件，軸向螺栓固定和拼接組裝而成，與ANSYS數值計算中整體機匣模型之間存在一定的差異。同時試驗中，機匣實驗件經過反復加熱膨脹、氧化，冷卻收縮，可能會存在一定程度的永久塑性變形，也會導致機匣變形預測值和試驗測試值之間存在一定的差異。

圖13　機匣溫度場有限元模擬值與實驗測試值對比

位移測點模擬位移計算值/mm實驗位移實測值/mm相對誤差/%n10.215260.16722.42n20.235620.2149.18n30.284630.23318.14n40.224530.19413.6

綜合上述機匣溫度和變形的計算和試驗比對，可以清楚地發現，利用本文建立的基于工程預估的熱環境計算方法，可以獲得較為準確的換熱邊界條件，能夠很好地支撐ACC系統典型構件——可控熱變形機匣的溫度和變形預估。

3　結論

本文針對ACC技術演示驗證試驗的需求，開展了試驗設計方法研究，建立了基于工程分析的熱環境計算和設計方法，確定了試驗系統和相關參數測試方案，設計并加工了典型ACC系統核心部件——可控熱變形機匣模型試驗臺，完成了某ACC設計方案的原理性驗證，取得了較好的試驗效果。研究中得到的主要結論如下：

1) 本文提出的以石英管輻射加熱的方式，可以較好地模擬發動機實際工作中高溫燃氣對機匣的加熱作用。試驗中機匣最高溫度可達200 ℃，溫度沿周向的實測溫度最大誤差為2.1%，體現出良好的加熱均勻性和工作可靠性。

2) 本文通過在機匣外部配套冷卻空氣管的方式模擬ACC系統，并設計了相應的溫度和變形測試方案，在試驗中可以直觀顯示ACC系統工作效果，較好地達到了演示驗證的目的。

3) 利用本文建立的熱環境工程預估方法，結合ANSYS有限元仿真，較為準確地預估出了機匣的溫度分布及其變形規律，機匣溫度分布最大相對誤差為5.46%，變形量最大相對誤差為22.42%，進一步驗證了本文建立的設計方法精度，也為后續利用本試驗臺實測數據來修正ACC系統設計相關算法提供了較好參考。

4) 綜合來看，本文所建立的ACC系統機匣模型試驗臺設計方法通過了試驗實測驗證，具有較好的精度和實施效果。

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