趙家軍 趙耘墨

摘 要：渦輪葉尖間隙控制系統(tǒng)是現(xiàn)代軍、民用大涵道比航空發(fā)動(dòng)機(jī)普遍采用的提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能的重要系統(tǒng)之一。本文分析研究了現(xiàn)代大涵道比航空發(fā)動(dòng)機(jī)典型的渦輪葉尖熱主動(dòng)間隙控制（ACC）系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)布局及冷卻空氣流向，根據(jù)各自特點(diǎn)將其總結(jié)歸納為雙層機(jī)匣內(nèi)置沖擊隔板和機(jī)匣外部環(huán)繞沖擊冷卻管兩種形式。其中，雙層機(jī)匣內(nèi)置沖擊隔板布局結(jié)構(gòu)簡單，采用的引自高壓氣源的冷氣在實(shí)現(xiàn)間隙控制功能后可以用于二次冷卻其他部件，但從高壓壓氣機(jī)中間級(jí)引氣的性能代價(jià)比較高，因此實(shí)際應(yīng)用較少。機(jī)匣外部環(huán)繞沖擊冷卻管布局結(jié)構(gòu)件較多，但可以實(shí)現(xiàn)冷卻管與機(jī)匣外壁凸肋的緊密配合，從而實(shí)現(xiàn)最優(yōu)的沖擊靶向位置及沖擊距，增強(qiáng)機(jī)匣熱響應(yīng)效率，而且采用引自風(fēng)扇后低壓氣源的冷氣的性能代價(jià)低。從發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際應(yīng)用來看，機(jī)匣外部環(huán)繞沖擊冷卻管布局在現(xiàn)代大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用較多，成為渦輪熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)布局的發(fā)展趨勢(shì)。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動(dòng)機(jī)； 葉尖間隙； 主動(dòng)間隙控制； 布局； 沖擊冷卻

中圖分類號(hào)：V233.5+2 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.03.011

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的葉尖間隙對(duì)其效率與安全性有著十分重要的影響。減小壓氣機(jī)或者渦輪的葉尖間隙可以顯著提高部件效率，提升整機(jī)性能，從而降低燃油消耗，增加有效載荷，延長空中飛行時(shí)間。但是，間隙過小將可能引起轉(zhuǎn)—靜件之間的碰磨，乃至發(fā)生嚴(yán)重故障，危及飛行安全。因此，對(duì)葉尖間隙進(jìn)行有效控制，已經(jīng)成為現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)提升性能、提高經(jīng)濟(jì)性、降低污染排放的有效措施，尤其是對(duì)于民用航空客機(jī)/運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)[1-5]。

從20世紀(jì)70年代起，美、德、法、英、日等國家的航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司及研究機(jī)構(gòu)在葉尖間隙控制方面開展了大量的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)研究工作，取得了豐碩的成果，這些技術(shù)已在CFM56、V2500、PW4000、PW7000、GE90等多型發(fā)動(dòng)機(jī)上得到了廣泛的應(yīng)用。間隙控制的目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)徑向葉尖間隙在發(fā)動(dòng)機(jī)任務(wù)包線內(nèi)始終保持相對(duì)最佳值，保證穩(wěn)定運(yùn)行狀態(tài)點(diǎn)葉尖間隙盡可能小，特別是巡航狀態(tài)工作間隙（提高運(yùn)輸機(jī)的經(jīng)濟(jì)性），同時(shí)在正常的狀態(tài)急劇變化過程中避免葉尖發(fā)生嚴(yán)重碰磨。

葉尖間隙控制技術(shù)從原理上可分為機(jī)械式、熱力式、壓力式等，從控制方式上可分為主動(dòng)控制和被動(dòng)控制。對(duì)于現(xiàn)代民用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，普遍采用基于熱的主動(dòng)間隙控制技術(shù)，其工作原理為：控制系統(tǒng)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)時(shí)工作參數(shù)發(fā)出指令，從外涵風(fēng)扇或者內(nèi)涵高壓壓氣機(jī)中抽取具有指定流量、壓力、溫度的冷氣，這些冷氣流經(jīng)特別設(shè)計(jì)的沖擊冷卻系統(tǒng)，對(duì)渦輪機(jī)匣進(jìn)行強(qiáng)迫冷卻，通過控制冷氣溫度改變機(jī)匣的熱膨脹率，優(yōu)化改善機(jī)匣與轉(zhuǎn)子熱變形響應(yīng)的協(xié)調(diào)性，從而控制渦輪葉尖間隙。

本文統(tǒng)計(jì)分析了典型的國外成熟發(fā)動(dòng)機(jī)在用的渦輪葉尖熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)機(jī)匣構(gòu)型，將其總結(jié)歸納為雙層機(jī)匣內(nèi)置沖擊隔板和機(jī)匣外部環(huán)繞沖擊冷卻管兩種，并分析了這兩種布局的優(yōu)缺點(diǎn)，為現(xiàn)代民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)布局設(shè)計(jì)提供有益參考。

1 雙層機(jī)匣內(nèi)置沖擊隔板

雙層機(jī)匣內(nèi)置沖擊隔板布局的熱主動(dòng)間隙控制冷卻系統(tǒng)布置在機(jī)匣內(nèi)部，從發(fā)動(dòng)機(jī)外觀上看不出顯著特征。機(jī)匣有兩層，內(nèi)層為熱響應(yīng)機(jī)匣，通過改變內(nèi)機(jī)匣熱變形膨脹量來實(shí)現(xiàn)葉尖間隙控制。為更好地控制內(nèi)機(jī)匣的熱變形響應(yīng)速率并保持其圓度，通常將其上的凸肋和法蘭作為沖擊冷卻的靶向目標(biāo)。

雙層機(jī)匣內(nèi)部設(shè)計(jì)有隔板，將雙層機(jī)匣內(nèi)部空間分割成集氣腔和射流腔，冷氣由發(fā)動(dòng)機(jī)外部管路引入集氣腔，在此穩(wěn)壓，之后由隔板上精心布置的不同角度的多排沖擊冷卻孔噴到射流腔，沖擊冷卻熱響應(yīng)機(jī)匣上熱容較大的部位，提高熱響應(yīng)機(jī)匣的熱變形響應(yīng)速率。

為使集氣腔內(nèi)的冷卻空氣沿周向均勻、穩(wěn)定，渦輪外機(jī)匣上的供氣口通常為周向均布的2處或4處。

渦輪外環(huán)安裝在熱響應(yīng)機(jī)匣上，與渦輪葉片形成葉尖間隙，外環(huán)沿周向通常設(shè)計(jì)為多塊結(jié)構(gòu)，從而使外環(huán)塊的熱變形僅改變相互之間的周向縫隙，而不影響渦輪葉片葉尖的徑向間隙。

典型代表有GE公司CF6-6的高壓渦輪、CFM公司CFM56-2/3/5/7的高壓渦輪、P&W公司E3的高壓渦輪等。

CF6系列是GE公司在20世紀(jì)60年代研制的大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，主要用于DC-10系列、A300B等大型運(yùn)輸機(jī)。CF6-6發(fā)動(dòng)機(jī)有兩級(jí)高壓渦輪，第1級(jí)采用了雙層機(jī)匣內(nèi)置沖擊隔板布局的熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)[6]，如圖1所示。

由圖1可見，發(fā)動(dòng)機(jī)熱響應(yīng)機(jī)匣的前端為徑向浮動(dòng)式結(jié)構(gòu)，與外機(jī)匣搭接處使用W環(huán)密封。沖擊冷卻隔板被固定在外機(jī)匣上，對(duì)熱響應(yīng)機(jī)匣的兩個(gè)凸肋進(jìn)行沖擊冷卻。

冷卻空氣在完成高壓渦輪機(jī)匣冷卻后，流入下一級(jí)導(dǎo)向葉片進(jìn)口的集氣腔，匯入低壓渦輪冷卻流路空氣系統(tǒng)。

CFM56系列發(fā)動(dòng)機(jī)是20世紀(jì)70年代初由美國GE公司與法國SNECMA公司聯(lián)合組成的CFM公司研制的世界上最成功的商用發(fā)動(dòng)機(jī)之一，主要用于波音737系列、A320系列、A340系列等型號(hào)的運(yùn)輸機(jī)。CFM56-2/3發(fā)動(dòng)機(jī)只有1級(jí)高壓渦輪，采用了雙層機(jī)匣內(nèi)置沖擊隔板布局的熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)[7]，如圖2所示。

由圖2可見，雙層機(jī)匣在前、后分別用螺栓連接。外機(jī)匣為燃燒室機(jī)匣的延伸，相當(dāng)于集氣罩。內(nèi)機(jī)匣中部特別設(shè)計(jì)了兩個(gè)凸肋作為射流沖擊的靶向區(qū)域。雙層機(jī)匣內(nèi)安置有薄壁環(huán)筒隔板，將內(nèi)、外機(jī)匣空間分割開。隔板與機(jī)匣采用浮動(dòng)搭接，W環(huán)密封，并設(shè)計(jì)有變形補(bǔ)償措施防止發(fā)生扭曲變形。隔板上設(shè)計(jì)有4排斜向沖擊孔，沖擊冷卻內(nèi)機(jī)匣凸肋或者安裝邊的側(cè)面，控制其徑向熱膨脹量，進(jìn)而控制葉尖間隙。

冷卻空氣在完成高壓渦輪機(jī)匣冷卻后，流入下一級(jí)導(dǎo)向葉片進(jìn)口的集氣腔，匯入低壓渦輪冷卻流路空氣系統(tǒng)。

CFM56-5發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓渦輪主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)在CFM56-3的基礎(chǔ)上進(jìn)行了較大的改進(jìn)。CFM56-7發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓渦輪主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)布局與CFM56-5基本相同，僅是對(duì)引氣控制規(guī)律進(jìn)行了改進(jìn)。圖3所示為CFM56-5B發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)的布局[8-9]。

由圖3可見，CFM56-5B發(fā)動(dòng)機(jī)的雙層機(jī)匣結(jié)構(gòu)及冷氣流路與CFM56-2/3發(fā)動(dòng)機(jī)基本相同，不同的是，CFM56-5B發(fā)動(dòng)機(jī)采用一組方形管取代了CFM56-3發(fā)動(dòng)機(jī)的隔板，用于實(shí)現(xiàn)對(duì)熱響應(yīng)機(jī)匣的射流沖擊冷卻。

顯然，CFM56-5B發(fā)動(dòng)機(jī)采用的內(nèi)置方形管借鑒了機(jī)匣外部環(huán)繞沖擊冷卻管的布局，方形管可以結(jié)合熱響應(yīng)機(jī)匣凸肋的形狀優(yōu)化設(shè)計(jì)沖擊靶向目標(biāo)位置和沖擊距，從而獲得最佳的沖擊換熱效率。

2 機(jī)匣外部環(huán)繞沖擊冷卻管

從外觀上看，機(jī)匣外部環(huán)繞沖擊冷卻管布局的冷卻系統(tǒng)貌似在渦輪機(jī)匣外部額外加了一副“肋骨架”，脊柱相當(dāng)于機(jī)匣外部軸向拓展布置的集氣總管，肋骨相當(dāng)于與集氣總管連接的多支周向360°覆蓋機(jī)匣表面的沖擊冷卻管。

用于熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)的冷氣在集氣總管內(nèi)穩(wěn)壓，之后被送往與之相連的多支沖擊冷卻管，因此集氣總管又被稱為空氣分配器。為了方便沖擊冷卻管的裝配，并使沖擊冷卻管獲得穩(wěn)定、均勻的供氣壓力，集氣總管通常設(shè)計(jì)為沿軸向拓展的大流通面積結(jié)構(gòu)。沖擊冷卻管沿機(jī)匣軸向呈多排布置，一端與集氣總管相連，另一端為盲端，底部設(shè)計(jì)有大量的沖擊冷卻小孔。通常情況下，集氣總管設(shè)計(jì)成兩個(gè)，沖擊冷卻管以集氣總管為中心大致左右對(duì)稱，每排沖擊冷卻管為4根×90°環(huán)繞于渦輪機(jī)匣外表面。

集氣總管里的冷卻空氣流入沖擊冷卻管后，經(jīng)管子底部的沖擊孔以射流方式?jīng)_擊到渦輪機(jī)匣外表面。沖擊冷卻孔設(shè)計(jì)為一排或多排，配以精心設(shè)計(jì)的角度及沖擊距，以較高的換熱系數(shù)沖擊冷卻渦輪機(jī)匣安裝法蘭、外環(huán)掛鉤或者凸肋等熱容較大的部位，提高機(jī)匣熱變形響應(yīng)速率。

這種布局熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)的冷氣流路是獨(dú)立的，不與發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部二次流系統(tǒng)交聯(lián)，冷氣通常引自風(fēng)扇出口，完成機(jī)匣溫度控制后，在反推力裝置末端匯入外涵氣流排出發(fā)動(dòng)機(jī)。

這種布局的典型代表有P&W公司的JT9D的高壓渦輪、PW2000/PW4000系列的高/低壓渦輪，GE公司的E3的高壓渦輪，國際合作V2500的高/低壓渦輪，CFM國際公司CFM56系列的低壓渦輪、LEAP-X的高/低壓渦輪等。

JT9D系列是P&W公司于1962年開始研制的大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，主要用于波音747、波音767、DC-10、A300和A310等大型運(yùn)輸機(jī)。JT9D-59/70發(fā)動(dòng)機(jī)有兩級(jí)高壓渦輪，均采用了機(jī)匣外部環(huán)繞沖擊冷卻管布局的熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)[10]，如圖4所示。

由圖4可見，高壓渦輪機(jī)匣外部有4個(gè)沖擊冷卻靶向目標(biāo)（兩個(gè)凸肋和兩個(gè)安裝邊），采用5排圓管底部的8排斜向沖擊孔對(duì)其冷卻。

后期對(duì)這套冷卻結(jié)構(gòu)進(jìn)行了改進(jìn)，措施之一是將冷卻空氣管從圓形截面改為方形截面（見圖5），這樣可以更加靈活地設(shè)計(jì)冷卻沖擊孔的間隔、直徑、沖擊角度、沖擊速度、沖擊距離等參數(shù)，增強(qiáng)沖擊換熱效率。

PW4000系列發(fā)動(dòng)機(jī)是P&W公司于1981年開始在JT9D-7R4和PW2037渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上研制的大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，主要用于A300系列、波音767系列、MD-11等大型運(yùn)輸機(jī)。PW4000-94發(fā)動(dòng)機(jī)的高、低壓渦輪均采用了機(jī)匣外部環(huán)繞沖擊冷卻管布局的熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)[11]，如圖6所示。高壓渦輪熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)由一個(gè)集氣總管和4排×2根方形沖擊冷卻管環(huán)繞于2級(jí)高壓渦輪機(jī)匣的外部，低壓渦輪熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)由一個(gè)集氣總管和6排×2根圓形冷卻管環(huán)繞于4級(jí)低壓渦輪機(jī)匣的外部。

GE公司的E3發(fā)動(dòng)機(jī)采用雙級(jí)高壓渦輪熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)[12-15]，如圖7所示。高壓渦輪機(jī)匣外部有4個(gè)沖擊冷卻靶向目標(biāo)（兩個(gè)凸肋和兩個(gè)安裝邊），采用兩個(gè)T形截面空氣冷卻管對(duì)其冷卻，T形截面與沖擊冷卻靶向目標(biāo)實(shí)現(xiàn)了很好的貼合，能夠獲得高效的沖擊冷卻效率。

V2500發(fā)動(dòng)機(jī)是由普惠、羅·羅、MTU以及日本、意大利等幾家公司聯(lián)合成立的國際航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司于1983年開始研制的雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，主要用于A319/320/321系列大型商用飛機(jī)。圖8為V2500發(fā)動(dòng)機(jī)的高、低壓渦輪熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)[16]冷卻管路。由圖8可見，高壓渦輪熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)由一個(gè)集氣總管和4排×2根方形沖擊冷卻管環(huán)繞于2級(jí)高壓渦輪機(jī)匣的外部；低壓渦輪熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)由兩個(gè)集氣總管和8排×4根圓形冷卻管環(huán)繞于5級(jí)低壓渦輪機(jī)匣的外部。

3 結(jié)論

本文分析了幾種現(xiàn)代典型大涵道比航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱主動(dòng)間隙控制系統(tǒng)的布局，總結(jié)得出以下結(jié)論：

（1）為增強(qiáng)渦輪機(jī)匣膨脹變形的響應(yīng)速率，沖擊冷卻靶向目標(biāo)需設(shè)計(jì)為熱容較大的幾何部位，高壓渦輪機(jī)匣為安裝邊及新設(shè)計(jì)的凸肋，而低壓渦輪機(jī)匣為安裝導(dǎo)向葉片的掛鉤處。

（2）沖擊換熱架構(gòu)設(shè)計(jì)是影響換熱效率的重要因素之一，方形截面冷氣管能夠與機(jī)匣緊密貼合，可以靈活設(shè)計(jì)冷氣的沖擊角度、沖擊距等參數(shù)，因此其換熱效率優(yōu)于圓形截面冷氣管路，有取代圓形截面管路的趨勢(shì)。

（3）雙層機(jī)匣內(nèi)置沖擊隔板布局的間隙控制系統(tǒng)與機(jī)匣緊密結(jié)合，間隙控制冷卻系統(tǒng)布置在機(jī)匣內(nèi)部，可通過合理設(shè)計(jì)，將完成機(jī)匣冷卻后的冷氣接入發(fā)動(dòng)機(jī)二次流冷卻系統(tǒng)，去冷卻下一級(jí)渦輪導(dǎo)向葉片（CFM56系列），從而實(shí)現(xiàn)冷氣的二次利用。

（4）機(jī)匣外部環(huán)繞沖擊冷卻管布局的間隙控制系統(tǒng)由渦輪機(jī)匣外部獨(dú)立的零部件組成，結(jié)構(gòu)形式簡單，便于安裝維護(hù)，而且由于沖擊靶向位置及沖擊距等參數(shù)設(shè)計(jì)靈活度高，可以獲得近乎最佳的沖擊冷卻效果，因此逐漸成了現(xiàn)代大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)熱主動(dòng)間隙控制冷卻系統(tǒng)的主流布局。

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Zhao Jiajun， Zhao Yunmo

AECC Shenyang Engine Design and Research Institute， Shenyang 110015， China

Abstract： Tubine tip clearance control system is one of the most important systems to improve the performance of modern military and civil aero-engines with large bypass ratio. The structure layout and cooling air flow direction of a typical turbine tip thermal Active Clearance Control（ACC） system for a modern aero-engine with large bypass ratio are analyzed and summarized into two forms. Among them， the built-in impact separator of the double-layer case has a simple layout and structure， and the cooling air from the high-pressure air source can be used for secondary cooling of other components after the gap control function is realized. However， the performance cost of air entraining from the middle stage of the high-pressure compressor is relatively high， so it is rarely used in practice. The structure component of the impact cooling pipe surrounding the external case layout is more， but can realize the cooling pipe and the outer wall of casing convex rib closely， so as to realize the optimal target location and impact， enhance casing thermal response efficiency， and the performance cost of using cold air from the low-pressure air source behind the fan is low， therefore， this kind of layout in the modern large bypass ratio engine has been widely applied， It has become the development trend of structural layout of turbine thermal active clearance control system.

Key Words： aero-engine； tip clearance； active clearance control； layout； impingement cooling