[發明專利]一種渦輪盤盤緣位置出口氣流流量的測量裝置及方法

有效

• 申請號: 201910690226.1
• 申請日: 2019-07-29
• 公開（公告）號: CN110656984B
• 公開（公告）日: 2022-04-01
• 發明（設計）人: 林志輝;吳小軍;田申
• 申請（專利權）人: 中國航發沈陽發動機研究所
• 主分類號: F01D21/00
• 分類號: F01D21/00
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉傳準

本申請屬于渦輪設計技術領域，涉及一種渦輪盤盤緣位置出口氣流流量的測量裝置及方法。渦輪盤包括盤腔，沿渦輪盤軸向位于盤腔前側的前腔及位于盤腔后側的后腔，測量裝置包括與前腔通過篦齒密封連接的第一腔，與盤腔連通的第二腔，以及與后腔通過篦齒密封連接的第三腔，第一腔與第二腔之間設置有篦齒密封結構，第三腔與第二腔之間設置有篦齒密封結構，第一腔、第二腔、第三腔、前腔以及后腔各自連接有壓力調節管道。本申請保證了航空發動機渦輪盤腔試驗中的三個出口壓力可獨立調節至發動機目標值，為渦輪盤腔部件試驗構造出更接近于真實物理環境的邊界，提高了各出口流量測量精度。

技術領域

本申請屬于渦輪設計技術領域，特別涉及一種渦輪盤盤緣位置出口氣流流量的測量裝置及方法。

背景技術

渦輪盤是航空發動機中的重要承力部件，保證盤的溫度處于合理水平是發動機渦輪盤強度壽命設計的前提和關鍵。發動機工作過程中，由于高溫燃氣與渦輪葉片外表面進行強烈的換熱，必然有一部分熱量沿葉片根部流向盤榫結構，并進一步沿徑向向渦輪盤心傳遞，這將使得渦輪盤的溫度升高，溫度梯度增大，不利于盤的強度壽命。為確保渦輪盤安全可靠工作，必須對其進行冷卻，主要方法是從壓氣機中間級引出的一部分空氣用來冷卻和密封渦輪盤，因此，掌握渦輪盤腔內的流動換熱規律是開展渦輪盤傳熱設計的關鍵。

為了掌握渦輪盤腔內的流動換熱規律，必須開展相應的試驗。在真實發動機整機上測量渦輪盤腔流量、壓力等參數往往會受到實際條件的限制(比如測點布置位置、數量會受到安裝固定方式、測試通道數目等因素的限制)，因此，在整機條件下，要進行比較全面充分的盤腔流動換熱測試存在一定的困難。為了解決該問題，一般可先進行較細致的部件試驗，再開展整機局部測試驗證。部件試驗具有測點布置位置靈活，測試通道較多優點，對研究盤腔內的流動換熱特性具有重要的作用和意義。

典型的渦輪盤腔的盤緣高半徑三出口模型如圖1所示。在流動換熱試驗過程中，需要分別調節并測定出口1～出口3的背壓以盡可能模擬發動機的真實工況，其中出口1為渦輪盤前燃氣封嚴氣流，出口2為渦輪盤后燃氣封嚴氣流，出口3為葉片供氣氣流。為了分別調節出口1～出口3的背壓和測定各流路流量，通常的做法是在盤緣外側設計靜子通道將其出口氣流隔成三條支路分別進行處理。但這里面臨的第一個難題是：由于部件試驗通常不帶主通道和氣冷葉片，三條支路的背壓難以獨立調節至發動機真實水平，各支路的流量也不好控制。除此之外，傳統的測試手段(使用熱式流量計直接測量流量)存在局限性，這是因為，簡單地對單個氣流通道使用熱式流量計，測量結果必然會受轉靜間隙泄漏影響明顯，而間隙泄漏量本身難以測出，因此，通道氣流流量測量結果的準確性難以保證。

發明內容

為解決上述問題，本申請針對航空發動機渦輪盤腔流動換熱試驗盤緣位置三股徑向氣流出口背壓可調、流量可測的需求，設計了一種基于雙平衡腔背壓調節的流量測試的裝置及方法。

本申請第一方面提供了一種渦輪盤盤緣位置出口氣流流量的測量裝置，所述渦輪盤包括盤腔，沿渦輪盤軸向位于盤腔前側的前腔及位于盤腔后側的后腔，所述測量裝置包括與所述前腔通過篦齒密封連接的第一腔，與盤腔連通的第二腔，以及與所述后腔通過篦齒密封連接的第三腔，所述第一腔與所述第二腔之間設置有篦齒密封結構，所述第三腔與所述第二腔之間設置有篦齒密封結構，所述第一腔、第二腔、第三腔、前腔以及后腔各自連接有壓力調節管道。

優選的是，所述壓力調節管道包括進氣管與出氣管，所述進氣管連通氣源，其上設置有流量計及閥門，所述出氣管連通大氣，其上設置有閥門及流量計。

優選的是，所述進氣管上設置有壓氣機。

本申請第二方面提供了一種渦輪盤盤緣位置出口氣流流量的測量方法，采用如上所述的測量裝置，所述方法包括：

步驟一、調節所述第一腔及所述前腔內的氣體壓力使其達到發動機試驗目標值；

步驟二、調節所述第三腔及所述后腔內的氣體壓力使其達到發動機試驗目標值；