高壓渦輪主動間隙控制(Active Clearance Control,ACC)技術(shù)是航空發(fā)動機(jī)改善性能、降低耗油率、提高發(fā)動機(jī)可靠性的重要技術(shù)措施之一。實際工程應(yīng)用中,高壓渦輪ACC技術(shù)主要通過渦輪機(jī)匣的熱變形控制來實現(xiàn),低阻緊湊的供氣流路和簡潔高效的機(jī)匣傳熱設(shè)計則是ACC系統(tǒng)最基礎(chǔ)的兩個技術(shù)。論文首先依據(jù)ACC系統(tǒng)供氣流路特征,抽象和�；龅湫土鲃釉�,理論推導(dǎo)了各流動元件的解析模型,然后結(jié)合三維數(shù)值仿真和已有的工程數(shù)據(jù)積累,建立了工程適用的快速分析模型,并借助Flowmaster軟件平臺定制開發(fā)了ACC系統(tǒng)供氣流路的一維分析模塊。隨后系統(tǒng)分析了ACC系統(tǒng)供氣流路壓力分布和冷氣分配、機(jī)匣溫度分布和變形控制規(guī)律,揭示了ACC系統(tǒng)供氣流路供氣總管和沖擊冷卻管的流動機(jī)理。針對雙級高壓渦輪,建立了滿足良好可控?zé)嶙冃涡枨蟮墓饬髀芳皺C(jī)匣設(shè)計方案。計算分析結(jié)果表明,當(dāng)ACC系統(tǒng)工作時,冷卻空氣通過冷卻管上射流孔,沖擊冷卻機(jī)匣凸緣和法蘭邊等區(qū)域,有效控制了這些區(qū)域的溫度。通過機(jī)匣溫度分布的合理調(diào)節(jié),第一級和第二級渦輪外環(huán)的徑向位移收縮量明顯,徑向位移變化得到了很好控制。在上述機(jī)理研究的基礎(chǔ)上,本文研究并提出了準(zhǔn)部件級的高壓渦輪ACC系統(tǒng)試驗驗證方案,構(gòu)建了滿足高溫、高壓試驗條件的試驗系統(tǒng),完成了真實結(jié)構(gòu)的準(zhǔn)部件級高壓渦輪ACC系統(tǒng)試驗件設(shè)計與制造,突破了復(fù)雜渦輪機(jī)匣結(jié)構(gòu)在高溫高壓試驗條件下的高精度渦輪外環(huán)動態(tài)徑向位移和渦輪機(jī)匣組件全結(jié)構(gòu)特征點溫度測試技術(shù)。在準(zhǔn)部件級的真實結(jié)構(gòu)全尺寸雙級高壓渦輪ACC系統(tǒng)驗證試驗中,詳細(xì)研究了ACC系統(tǒng)供氣流路流動特性、渦輪機(jī)匣溫度分布及熱響應(yīng)特性、ACC系統(tǒng)工作時的渦輪外環(huán)徑向位移響應(yīng)特性。試驗中發(fā)現(xiàn):在冷氣雷諾數(shù)一定時,ACC系統(tǒng)供氣流路中的供氣總管壓力分布均勻,沖擊冷卻管從進(jìn)氣端至封閉末端的沿程壓力均呈升高趨勢,但隨沖擊冷卻管開孔面積比(冷卻管進(jìn)口面積與全部沖擊孔出流面積比)的增大,管內(nèi)壓力趨于一致,4排沖擊冷卻管中的最大壓力升幅(兩端的壓力相對變化幅度)為1.7%。ACC系統(tǒng)工作時,第一級渦輪外環(huán)周向平均徑向位移收縮量和單點徑向位移收縮量的最大相對偏差為18.3%,而第二級渦輪外環(huán)周向平均徑向位移收縮量和單點徑向位移收縮量的最大相對偏差為8.8%。試驗結(jié)果表明,ACC供氣流路能有效調(diào)節(jié)渦輪機(jī)匣特征位置的溫度,渦輪外機(jī)匣溫度隨ACC系統(tǒng)冷氣雷諾數(shù)的增大而快速降低。機(jī)匣各冷卻部位平均絕對溫降介于100~167K,平均相對溫降(絕對溫降與ACC系統(tǒng)不工作時溫度的百分比)達(dá)到16%~37%。當(dāng)ACC系統(tǒng)控制閥門全打開時,第一級渦輪外環(huán)和第二級渦輪外環(huán)的徑向位移收縮量分別達(dá)到了0.59mm和0.74mm,達(dá)到了預(yù)期效果。此外,在ACC系統(tǒng)控制閥門打開、關(guān)閉及狀態(tài)變化的過渡態(tài)中,渦輪機(jī)匣溫度及兩級渦輪外環(huán)徑向位移收縮量均具有滿意的響應(yīng)速率。
【學(xué)位單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V233
【部分圖文】：

高壓渦輪主動間隙控制系統(tǒng)的供氣流路與機(jī)匣傳熱研究P&W）曾對 JT9D 發(fā)動機(jī)的 ACC 系統(tǒng)進(jìn)行了包括增加引氣管路的流通面積和機(jī)匣沖擊冷卻管的截面積，將機(jī)匣沖擊冷卻管由圓管改為方形管，調(diào)整沖擊孔的間距、孔徑、沖擊距離和沖擊角度等改進(jìn)設(shè)計以改善冷卻效果，經(jīng)模擬海拔 10670m，馬赫數(shù) 0.84 的高空模擬試驗，巡航耗油率降低了 0.65％[16]，這也充分展現(xiàn)了機(jī)匣冷卻供氣流路設(shè)計及其熱變形控制，所帶來的收益和突出的工程應(yīng)用價值。

高壓渦輪主動間隙控制系統(tǒng)的供氣流路與機(jī)匣傳熱研究P&W）曾對 JT9D 發(fā)動機(jī)的 ACC 系統(tǒng)進(jìn)行了包括增加引氣管路的流通面積和機(jī)匣沖擊冷卻管的截面積，將機(jī)匣沖擊冷卻管由圓管改為方形管，調(diào)整沖擊孔的間距、孔徑、沖擊距離和沖擊角度等改進(jìn)設(shè)計以改善冷卻效果，經(jīng)模擬海拔 10670m，馬赫數(shù) 0.84 的高空模擬試驗，巡航耗油率降低了 0.65％[16]，這也充分展現(xiàn)了機(jī)匣冷卻供氣流路設(shè)計及其熱變形控制，所帶來的收益和突出的工程應(yīng)用價值。

南京航空航天大學(xué)博士學(xué)位論文出口引出溫度較高的熱空氣對高壓渦輪外機(jī)匣進(jìn)行射流沖擊強(qiáng)化加熱，以實現(xiàn)高壓渦裝間隙設(shè)計為較小尺寸的情況下，發(fā)動機(jī)向全功率加速時高壓渦輪葉片頂部與外環(huán)不碰，而在發(fā)動機(jī)的爬升末期和巡航階段，從風(fēng)扇出口或壓氣機(jī)前幾級引出溫度較低的壓渦輪外機(jī)匣進(jìn)行射流沖擊冷卻，以減小高壓渦輪葉尖工作間隙。前一種工作方式的較為簡單、可靠性高，目前被廣泛應(yīng)用[14, 47]。
【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2861206