某型航空发动机高压涡轮叶尖间隙控制技术研究

■ 李鹏亮 何逸冕 罗利民 李俊/ 成都航利（集团）实业有限公司 空装驻成都地区第二军事代表室

0 引言

航空发动机是一种高速旋转的流体机械，涡轮通过做功将热能转化为动能，因此涡轮转静子间隙直接影响发动机性能及油耗。现代航空发动机高压涡轮叶尖间隙控制方式主要有主动间隙控制和被动间隙控制，主动间隙控制可以使发动机叶尖间隙随着发动机工作状态变化而进行相应的调整，使发动机在任何状态下都可以保持最佳工作状态，但结构复杂，加工困难；被动间隙控制方式下，发动机转静子间隙不会随着发动机工作状态变化而进行适应的调整。

某型航空发动机高压涡轮叶尖间隙采用被动间隙控制方法，高压涡轮叶尖间隙控制较小时，由于转静子碰磨严重，可能导致发动机振动超标；叶尖间隙控制较大时，发动机性能低，推力不达标。因此，探索合理的高压涡轮叶尖间隙，可以为修理发动机提供参考。

1 研究过程

1.1 故障现象

某型航空发动机已进入批量化修理流程，主要的故障形式为振动超标、推力小、滑油压力低等，而高压涡轮叶尖间隙与发动机振动及发动机性能有直接关系。针对振动超标的发动机排故时，分解检查发现大部分发动机转静子碰磨痕迹较为明显，主要表现为低压一导内环装配组件与高涡后挡板之间的碰磨、压气机机匣与压气机转子之间的碰磨、高压涡轮叶尖与高压涡轮外环之间的碰磨，而高压涡轮叶尖与高压涡轮外环之间的碰磨痕迹尤为明显。后期，随着该型发动机使用时间的增加，热端部件变形越来越严重，因转静子碰磨引起的发动机振动故障也越来越多。针对性能差、推力不达标的发动机，对转静子间隙进行返工序测量，发现大多数发动机叶尖间隙偏大或局部间隙已超过设计给定的最大标准。

1.2 故障原因

该型发动机转静子碰磨的根本原因是为了追求发动机性能而缩小了转静子间隙，目前转静子间隙控制技术相对落后，当发动机工作状态发生变化时，转静子间隙无法进行适应性调整。

总设计单位根据发动机换件情况给出了几种修理标准：装用新叶片、新外环叶尖间隙标准；装用新叶片、旧外环叶尖间隙标准；装用旧叶片、新外环叶尖间隙标准；装用旧叶片、旧外环叶尖间隙标准。其中，装用新叶片、新外环的叶尖间隙标准最苛刻，即为新发动机的设计标准。

对于大修发动机或返厂修理的发动机，如果高压涡轮叶尖间隙控制较严，由于转静子材料的线性膨胀比不匹配、转子或机匣变形、同轴度差，都极易发生转静子碰磨，碰磨严重时可能导致发动机振动超标。如果为了避免发动机转静子碰磨而放大叶尖间隙，则叶尖气流损失大，涡轮叶片做功效率低。查阅国内相关文献，高压涡轮叶尖间隙减小0.25mm，涡轮效率提高1%，发动机排气温度降低10℃，因此叶尖间隙对发动机性能影响较大[3]。

自实行新的飞行训练大纲后，该型发动机使用的频次、强度增加，大机动、大过载使用载荷增加，对该型发动机性能和安全提出了更高的要求。发动机修理时，既要保证适当的叶尖间隙，又要防止间隙过小导致严重碰磨，寻求一个相对的平衡点至关重要。

2 高压涡轮叶尖间隙计算方法与控制措施

2.1 高压涡轮叶尖间隙计算方法

查阅设计给定的标准以及相关图样，该型发动机高压涡轮外环（静子机匣）理论上由两个半圆组成，圆的半径为r（设计已给定），下半圆圆心向下偏心0.24mm，同时下半圆半径增加0.36mm，整个高压涡轮外环是在主燃烧室联合单元体上组和加工而成，其理论型面类似于“葫芦”的剖面。修理标准要求测量高压涡轮外环126点跳动，则第一点对应的角度为360°/126，其余点角度累加即可求出126点所对应的角度值，根据已有条件可以使用余弦定理计算出每个点到理论圆心的距离，如图1所示，则理论跳动δ=a-r，具体计算过程如下：

图1 高压涡轮外环理论跳动计算示意图

b2=a2+c2-2accosα

a2-2accosα=b2-c2

其中，r=366.1（设计已给定）；c=0.24mm；b=R=r+0.36；α=360°/126（后一点角度由前面点角度累加）。根据已知条件计算出a值，得到该点的理论跳动δ=a-r，依次类推，利用Excel计算出126点的理论跳动值，将126点理论跳动首尾连接即为高压涡轮外环理论型面，如图2所示。

图2 高压涡轮外环理论型面

计算出126点理论跳动值，依据设计给定的间隙范围，将高压涡轮外环理论半径及高压涡轮转子理论半径代入间隙计算公式，计算出高压涡轮叶尖间隙的上下边界。

为了验证某型高压涡轮叶尖间隙计算方法的正确性，选取5台第一次到寿返厂且外场使用较好的发动机，将发动机分解至主燃烧室联合单元体状态和高压涡轮单元体状态，分别测量高压涡轮外环直径、126点跳动、高压涡轮转子直径等参数，将各参数代入Excel的公式中，计算出高压涡轮转静子间隙范围，形成间隙雷达图，如图3所示。对5台发动机返工序测量后，排除静子机匣变形、高压涡轮外环局部磨损、测量点误差等因素，高压涡轮叶尖间隙图非常接近。

图3 高压涡轮转静子间隙模拟雷达图

2.2 高压涡轮转静子间隙控制方法

通过理论计算和返工序测量，基本上可以确定该型发动机高压涡轮转静子间隙的合理范围。前文提到设计给定的4种高压涡轮叶尖间隙标准，实际上对修理发动机而言，部分标准过于严苛，不适用于发动机的修理。假设更换新叶片或新外环时按发动机设计标准控制高压涡轮叶尖间隙，而发动机使用一个或多个大修周期后，主燃烧室机匣、高压涡轮机匣变形加大、同轴度变差且转子挠度增加，如果按照设计标准控制高压涡轮叶尖间隙，将发生严重碰磨，可能导致发动机振动超标。通过对该型发动机修理经验的总结和返工序测量，对该型发动机修理中高压涡轮叶尖间隙控制措施提出以下建议：

1）高压涡轮外环重新梳齿，减轻转静子碰磨能量，目前比较成熟的梳齿方法有机械加工和电火花加工；

2）按照装用旧叶片、旧外环的标准进行控制，上半部间隙应控制在中上线，下半部间隙应控制在上线，对于部分早期批次的发动机还应该适当放大高压涡轮叶尖间隙；

3）以主燃烧室联合单元体前止口为基准，测量并计算高压涡轮叶尖间隙，生成间隙雷达图，根据间隙雷达图对高压涡轮外环局部进行修磨或者车磨加工，保证高压涡轮间隙在合理范围内；

4）外场工作情况较好的发动机返厂大修时，对其进行返工序测量，总结经验，逐步对高压涡轮叶尖间隙雷达图进行修正。

3 总结与展望

1）本文从实际情况从出发，通过总结修理经验、理论计算、返工序测量等手段分析和讨论了某型航空发动机高压涡轮叶尖间隙控制技术，制订了高压涡轮叶尖间隙控制措施，为该型航空发动机修理提供参考。

2）随着加工技术、材料科学、热处理、表面处理等技术的快速发展，为了提升航空发动机性能、降低油耗，高压涡轮叶尖间隙还会逐步收紧，也可能随着发动机研发技术的提升，采用主动间隙控制方法，使发动机始终保持在最佳工作状态。