高压涡轮主动间隙控制引气风斗流动特性实验

高压涡轮主动间隙控制(high-pressure turbine with active clearance control,HPTACC)引气风斗流动特性将对发动机的效率和安全运转产生较大影响,为此开展HPTACC引气风斗流动特性实验。在出口背压一定状态下,通过改变马赫数和节流孔板直径,获得引气风斗的总压恢复系数等特性规律。实验结果表明:在来流马赫数较低的工况下,引气风斗的总压恢复系数约0.99,流动损失较小。随着马赫数和引气风斗流量的增大总压恢复系数下降,KD3在0.46马赫数时相较于0.19马赫数总压恢复系数下降了11%,0.46马赫数时KD3相较于KD1的总压恢复系数下降了6.5%。引气风斗在马赫数较小时出口总压沿径向分布较均匀;马赫数增加后不均匀度加大。

CFM56-5B发动机高压涡轮主动间隙控制系统故障分析

民用航空发动机设计有高压涡轮主动间隙控制系统,通过调节高压涡轮机匣与叶片的间隙,提高发动机性能。高压涡轮主动间隙控制系统故障将导致发动机热能损失,增加燃油消耗。系统发生故障时需要及时排除,会导致飞机可用率降低。通过对高压涡轮主动间隙控制系统故障工作原理进行研究,分析故障产生原因,对历史故障数据进行统计和分类,计算关键重要度,总结排故方法,在飞机运行过程中高压涡轮主动间隙控制系统故障时缩短排故时间。

基于主动间隙控制系统的高压涡轮机匣试验

为研究某型主动间隙控制(Active Clearance Control,ACC)系统的工作特性,设计并搭建了高压涡轮机匣试验台。依据高压涡轮机匣的热环境分析结论,采用了控制温度的方式模拟热源。通过对该试验方案的误差分析及不同工况的重复性试验分析,对该试验方案进行了验证,并进行了有无ACC系统、不同热源温度下机匣温度场与位移场的测试。试验结果表明:在ACC系统未作用时,机匣径向热变形随温度增加近似线性增长,每升高1℃机匣径向热变形在3.5μm左右;在ACC系统作用时,温度场在周向出现"山峰"分布,位移场的周向不均度增大,最大周向不均匀度为335μm,并观察到壁面流区与泉流区呈现"IOI"状的交错分布现象。通过对不同工况下试验数据的分析,得出了ACC系统工作效率与机匣热变形率呈负相关的结论。

高压涡轮主动间隙控制机匣内部换热特性试验

针对高压涡轮叶尖主动间隙控制（ACC）机匣中的典型换热结构，利用试验研究了多层机匣结构中内斜向冲击射流的局部换热特征，重点分析了进口雷诺数（10000～24000）、冲击孔入射角度（30°，45°，60°）、冲击孔直径（1．0，1．5，2．0mm）等参数对带肋机匣表面局部和平均传热系数的影响规律．研究中发现加强肋的存在显著影响了机匣表面局部传热系数，同时由于冲击射流局部强化换热作用，多层机匣内表面不同位置的传热系数相差很大．试验结果表明：随着冷气进口雷诺数的增加，机匣加强肋表面局部和平均传热系数均提高．在研究参数范围内，冲击孔直径为2．0mm，孔数为23的情况下能够获得最佳的换热效果；相比30。和60。冲击孑L入射角度，冲击孔入射角度为45°能获得更好的换热效果．

高压涡轮主动间隙控制系统机匣模型试验

设计和搭建了叶尖主动间隙控制系统的核心——可控热变形机匣模型试验验证台,利用机匣温度和变形量等参数的测量,验证了某主动间隙控制设计方案的基本工作特性.试验中通过改变集气腔进气流量,研究了不同试验工况下机匣温度分布规律,获得了机匣径向变形量及其在周向和轴向的分布规律.研究中发现冷却空气管的多孔冲击射流可以有效改变机匣温度,并达到调节机匣变形的最终目的.随着供气雷诺数增加,机匣的热响应时间减小,机匣的收缩速率明显增加,但该增加幅度随着雷诺数的增加而逐步减弱.试验结果表明:机匣径向冷却收缩量基本均匀.由于冷却空气管周向流量分配不均匀,使其周向上最大相对偏差为8.75%.同时冷却空气管结构和供气量差异会导致机匣轴向温度分布不均匀,在该验工况中,机匣径向冷却收缩量在轴向上最大的相对偏差为6.99%.

考虑主动间隙控制的涡轮叶尖间隙建模计算研究

建立了具有涡轮叶尖间隙计算功能的发动机实时模型并设计了主动间隙控制系统,以反映涡轮叶尖间隙控制对发动机动、静态性能的影响。提出以半无限平面瞬态热传导与多项式拟合相结合的方法,更准确计算发动机动态过程中变化的叶尖间隙;基于涡轮叶尖间隙的变化量和涡轮性能参数的关系实时修正当前涡轮性能参数,提高了常规发动机部件级模型的计算准确度,且涡轮叶尖间隙每减少0.25mm,涡轮效率提高1%,耗油率下降1%;在分析气冷式主动间隙控制系统的基础上,设计了一种可以控制叶尖间隙变化的机械式主动间隙控制系统,使动态过程中变化的叶尖间隙始终处于指令间隙。通过对发动机地面加速过渡过程和巡航减速过渡过程的仿真,验证了上述方案的有效性。

涡轮叶尖径向间隙主动控制研究

以涡轮为研究对象,综合影响涡轮径向间隙变化的各种因素,对于叶片—轮盘,主要考虑温度和转速对其径向位移的影响,对于机匣,主要考虑温度对其径向位移的影响。利用ANSYS有限元软件,输入随时间变化的边界条件,计算出涡轮在整个时间历程的径向间隙变化情况。对于涡轮在巡航状态下,采用冲击冷却,确定涡轮在冲击冷却下的优化设计数学模型,利用MPOP优化程序综合寻优,达到涡轮在巡航状态下优化设计主动控制的目的。

巡航状态下涡轮径向间隙主动控制

发动机叶尖间隙变大,会导致压气机和涡轮的工作效率下降,发动机推力减少,耗油率增大。主动间隙控制技术是根据发动机工作状态,人为地控制机匣或转子的膨胀量,使转子和静子的热响应达到良好的匹配,以保证径向间隙最小。针对涡轮在巡航状态下采用冲击冷却,确定涡轮在冲击冷却下的优化设计数学模型,利用MPOP优化程序综合寻优,达到涡轮在巡航状态下优化设计主动控制的目的。

高压涡轮间隙控制

现代航空燃气涡轮发动机的高压涡轮间隙对发动机效率即经济性和可靠性影响很大。高压涡轮间隙过大,漏气损失增大,发动机效率降低,供油量增加,使发动机高温,对发动机的寿命有不利影响;高压涡轮间隙过小,在大转速时可能使叶片折断,发动机失效。因此,高压涡轮的间隙大小对发动机高效、安全而可靠工作至关重要。本文以CFM56—3民用高涵道比涡扇发动机为例,分析高压涡轮间隙的控制方法以及对发动机性能的影响情况。

民用航空发动机涡轮叶尖间隙主动控制技术分析

综述了民用航空发动机涡轮主动间隙控制技术发展现状,总结并分析了涡轮叶尖间隙的影响因素与变化机理,介绍了主动间隙控制方法及其发展趋势,给出了涡轮主动间隙控制方案分析和主动间隙控制系统的关键技术。

一起CFM56-5B发动机高压级主动间隙控制活门故障案例分析

本文对一起CFM56-5B发动机高压级主动间隙控制活门的故障案例进行分析,总结此类故障对发动机性能参数造成的影响,以期为今后排除此类故障积累经验。

发动机主动间隙控制系统的应用及发展趋势

为了尽可能减少燃油消耗,并进一步降低使用成本和环境影响,航空发动机需要保持较高的整机效率。由于涡轮间隙严重影响涡轮效率,为消除其不利影响,分析了叶尖间隙形成和变化的机理及主要影响因素,重点综述了3种不同的主动间隙控制系统的控制方法及其技术特点,总结了主动间隙控制在提高整机效率、降低燃油消耗、减少排放、降低维护费用等方面的巨大收益,并对主动间隙控制技术的关键技术和未来发展方向进行了讨论。认为国内需要认识到主动间隙控制技术的重要性并大力开展其关键技术研究。

某型发动机高压涡轮叶尖间隙变化规律及影响分析

开展高压涡轮叶尖间隙变化规律及对应排气温度的影响规律研究,掌握发动机性能衰减情况并开展相应的结构优化,对提升发动机性能保持能力具有重要意义。通过分析某型发动机分解过程实测高压涡轮间隙数据,得到间隙随工作时间的变化规律,并将间隙与实测排气温度进行对比,得到间隙对排气温度的影响规律,在此基础上提出高压涡轮间隙控制结构优化方法。得到的结论为发动机工作初期,间隙快速增大,累计工作时间500~800 h后间隙趋于稳定,间隙增量约为0.41 mm。发动机累计工作前1000~1500 h,排气温度主要受间隙影响增加,间隙增大0.25 mm,对应排气温度增大21℃。1000~1500 h后,排气温度受其他因素影响继续增加,但增速减缓。

涡轮叶顶间隙形态的优化

以某航空发动机上的涡轮叶顶间隙形态为研究对象,采用数值仿真分析手段,讨论了叶顶间隙的参数化建模、设计优化集成以及间隙形态的设计优化等问题。对涡轮流场细节的分析表明,计算结果与试验数据吻合较好,优化后的涡轮绝热效率提高了0.395%。

考虑发动机性能退化的涡轮叶尖间隙预估方法研究

针对有主动间隙控制的某型高压涡轮,建立了考虑发动机退化的叶尖间隙预估模型,重点研究了发动机在长期使用、性能退化过程中涡轮前燃气温度和蠕变变形对叶尖间隙的影响。研究中,首先分析了间隙预测中发动机性能退化影响的引入方式,建立了对应的间隙预估流程。随后以某型发动机典型工作历程为对象,对比研究了传统间隙控制方案、考虑发动机性能退化影响两种条件下的涡轮叶尖间隙尺度变化规律,并据此开展了间隙控制策略的优化调整。研究中发现,由于发动机性能的退化,导致涡轮前燃气温度升高,使得机匣、轮盘和叶片的热变形量增大,其中在最大巡航阶段对机匣的影响最大,其伸长量达到了6.914mm,与未退化前相比增大了17%,同时由于发动机的长期使用,叶片和轮盘受蠕变变形影响,导致叶尖间隙的变化。研究结果表明,采用优化后的主动间隙控制方案,各个工况下的叶尖间隙值均控制在合理范围内,尤其在高温起飞阶段,与退化状态下的间隙值相比提高了53%,有效避免了叶片严重碰摩等故障发生。

高压涡轮主动间隙热控制系统机匣传热特性试验

设计了实际尺寸高压涡轮(HPT)主动间隙控制(ACC)系统机匣组件试验件,模拟ACC系统在高温、高压条件下的工作状态,研究了HPT机匣的温度分布规律,以及机匣温度随冷气雷诺数的响应特性,验证了供气总管及冲击冷却管的流动特性。结果显示:供气总管压力分布均匀,冲击冷却管从进气端至封闭末端的沿程压力逐渐升高,但管内压力随冲击冷却管开孔面积比的增大而接近一致;当ACC系统不工作和工作时,机匣周向单点温度与平均温度最大相对偏差分别为4.8%和5.8%;而在ACC系统工作时,随冷气雷诺数的变大,涡轮外机匣温度能显著降低,试验工况中,机匣各冷却部位平均温度的降幅可达16%~37%,达到预期效果。基于试验测试数据,验证并改进了HPT机匣组件换热分析模型,该模型具有较高精度和良好适用性。

多层涡轮机匣内螺栓对换热特性影响的试验研究

针对叶尖间隙主动控制系统的高压涡轮多层机匣,研究了机匣内部斜向冲击高肋结构中,定位螺栓对机匣换热特性的影响规律。试验中改变孔平均雷诺数-Re(2543~7121)、螺栓直径与冲击孔直径比D d(2.67,4.13,5.33)、螺栓间距与冲击孔直径比S d(23.2,30.7,45.2)等参数,获得了不同工况下螺栓安装面局部和平均Nu数变化规律,并整理出对应的经验关系式。研究中发现,安装螺栓的存在,显著增强了机匣表面的局部换热效果,但是平均换热系数的提升幅度有限。研究结果表明,在本文试验参数范围内,当保持螺栓间距比不变时,增加螺栓直径可以有效强化机匣表面的换热系数,如当螺栓直径比D d由2.67增加到5.33时,螺栓周围机匣表面平均Nu数增加幅度达20%~30%。当螺栓直径比保持不变的工况中,螺栓间距比S d为30.7时机匣表面平均Nu数达到最大值,但是螺栓间距比参数对机匣表面换热系数影响相对较小,平均Nu数的变化幅度在10%以内。

大涵道比涡扇发动机涡轮结构设计关键技术分析

针对大型运输机用大涵道比涡扇发动机的技术特点,分析了其涡轮结构设计中所采用的主动间隙控制、多级涡轮、高展弦比细长叶片结构设计的特殊要求,提出了提高可靠性和使用寿命的思路。

基于数学模型的航空发动机控制系统安全性评估方法

为了对航空发动机控制系统失效所产生的影响开展初步的安全性评估,探索了一种以发动机整机模型为基础、同时耦合控制系统模型的安全性分析方法,建立了非线性、多变量的航空发动机整机数学模型,分析了典型工作状态下压气机流量控制系统和涡轮主动间隙控制系统失效对发动机推力的影响程度并确定了失效等级。结果表明:起飞状态下,放气活门开度超过60%会对发动机产生重大影响;巡航状态下,静子叶片正向调节角度过大、放气活门开度过大或过小、涡轮间隙变化过大会对发动机产生重大影响;慢车状态下,放气活门开度过小和涡轮间隙变化过大会对发动机产生重大影响。

CFM56-5B发动机高压涡轮间隙控制活门伺服燃油漏油故障的维护措施

介绍了近年来CFM56-5B发动机上高压涡轮间隙控制活门频繁发生的伺服燃油渗漏故障,以及采取的相应维护措施。