航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN108663211A(43)申请公布日2018.10.16(21)申请号201710201733.5(22)申请日2017.03.30(71)申请人中国航发商用航空发动机有限责任公司地址200241上海市闵行区莲花南路3998号(72)发明人张飞(74)专利代理机构上海专利商标事务所有限公司31100代理人喻学兵(51)Int.Cl.G01M15/02(2006.01)权利要求书1页说明书3页附图3页(54)发明名称航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置(57)摘要本发明的目的在于提供一种航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，其可采用电感测微仪进行机匣的高温形变测量。其中，加热环布置在涡轮机匣的内周侧；多个形变检测装置沿涡轮机匣的外周侧布置，隔热套为管壁带真空夹层的隔热管，电感测微仪置入在隔热套中，固定装置包括机座、从机座伸出的悬臂、连接悬臂和电感测微仪的连接杆，连接杆与悬臂之间由可锁紧的万向节连接，连接杆与电感测微仪之间也由可锁紧的万向节连接，隔热套压在涡轮机匣上，电感测微仪的测试头顶在隔热套上以使涡轮机匣的形变通过隔热套传递到测试头，隔热管的热变形系数远小于涡轮机匣的热变形系数以至于隔热管的热变形对涡轮机匣的形变检测结果不产生影响。CN108663211ACN108663211A权利要求书1/1页1.航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，用于检测涡轮机匣的形变，其特征在于，包括加热环、形变检测装置，所述形变检测装置包括电感测微仪、隔热套、固定装置，所述加热环布置在涡轮机匣的内周侧，对涡轮机匣进行加热；多个形变检测装置沿涡轮机匣的外周侧布置，所述隔热套为管壁带真空夹层的隔热管，所述电感测微仪置入在隔热套中，所述固定装置包括机座、从所述机座伸出的悬臂、连接所述悬臂和所述电感测微仪的连接杆，所述连接杆与所述悬臂之间由可锁紧的万向节连接，所述连接杆与所述电感测微仪之间也由可锁紧的万向节连接，所述隔热套压在所述涡轮机匣上，所述电感测微仪的测试头顶在所述隔热套上以使所述涡轮机匣的形变通过所述隔热套传递到所述测试头，所述隔热管的热变形系数远小于所述涡轮机匣的热变形系数以至于所述隔热管的热变形对涡轮机匣的形变检测结果不产生影响。2.如权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述隔热管为玻璃管。3.如权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述隔热管的外壁面上附着有高反射率涂层。4.如权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述机座为磁力表座。5.如权利要求1所述的试验装置，其特征在于，所述加热环的径向截面包括U形的基体、在该基体内部填充的高弹性隔热棉，所述加热环还包括在所述隔热棉的径向外侧嵌入用于与涡轮机匣的测点接触的加热元件。6.如权利要求5所述的试验装置，其特征在于，所述基体分成多个环段。7.如权利要求6所述的试验装置，其特征在于，所述基体的在直径方向上相对的两环段由直径方向的伸缩杆连接。8.如权利要求6所述的试验装置，其特征在于，所述基体分成两个半圆形的环段，所述加热元件分成四段并分别沿高弹性棉外周45°弧长均匀布置。9.如权利要求5所述的试验装置，其特征在于，所述基体为U型金属环，所述加热元件包括镍铬丝以及包覆所述镍铬丝的陶瓷套管。10.如权利要求6所述的试验装置，其特征在于，所述试验装置还包括填满涡轮机匣内周侧的棱之间的隔热材料，加热环通过所述棱上的反馈温度测点来施加加热功率。2CN108663211A说明书1/3页航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置技术领域[0001]本发明涉及航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置。背景技术[0002]航空发动机中涡轮机匣外环与转子叶片叶尖之间的间隙对于涡轮的效率以及发动机的耗油率有着很大的影响。涡轮ACC系统是对不同的飞行状态，通过气流冲击换热，控制机匣的温度来控制机匣的热膨胀量，进而控制涡轮机匣外环和转子叶片叶尖之间间隙。[0003]涡轮机匣热变形量是涡轮ACC系统中的最重要的输入，在各种复杂环境下够保证热变形精准测量是ACC试验中的重点。目前高温形变测量大多分为接触式测量和非接触式测量，接触式测量工作温度较低，而非接触式测量体积较大，受试验台结构限制多，其他间接测量方式，例如高温应变片，该测量方法安装方法复杂，成本高。涡轮的实际工作环境为受高温燃气加热，在验证试验中，使用高温燃气加热成本过高，对试验台要求也很高。发明内容[0004]本发明的目的在于提供一种航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，其可采用电感测微仪进行机匣的高温形变测量。[0005]一种航空发动机涡轮主动间隙控制系统的试验装置，用于检测涡轮机匣的形变，包括加热环、形变检测装置，所述形变检测装置包括电感测微仪、隔热套、固定装置，所述加