1影响因素和机理
1.1叶尖间隙的影响因素
影响叶尖间隙的因素有很多，在飞机发动机制造和组装精度原始状态下确定了它的叶尖空隙。在飞行过程中，飞机有很多不同的飞行状态，这些状态会影响飞行转子的叶尖空隙。这些瞬间的工作状态点包括着陆，再加速，减速和起等。
1.2叶尖间隙的变化原理
我们需要研究出一种不同于现时代的发动机，现在的叶尖间隙还是太大，不满足我们现在的市场需求。我们需求一种更小的叶尖间隙发动机。如图1所示的是当飞机在进行起降时，发动机叶尖的变化情况。飞机要顺利起飞，需要发动机提供强大的动力支持，此时叶尖孔隙比较小。在飞机飞行时，利用燃气对涡轮盘和转子叶片进行加热，此时转子受到的离心力逐渐加大，进而会迅速膨胀。但是静止间的膨胀速度相对来说则会减缓很多，比如涡轮外环等，对于机匣而言，其变化速度亦是如此。所以，叶尖的孔隙会逐渐的减小，并且转子与静子之间还有可能出现摩擦或者碰撞的情况。此后，也转子会继续膨胀，直到到达稳定状态。此时，机匣还会不停的膨胀，增大了叶尖间隙。在处于巡航状态时，转子与机匣所受到的热能与机械载荷会维持稳定，二者的膨胀也会相对平衡。所以，叶尖间隙也会维持稳定。而当发动机在产生加速度的瞬间状态时，有可能会产生另外一个最小间隙点。
发动机的均匀载荷包括离心载荷，当静子与转子受到热载荷与气动载荷的作用时，会导致其出现如图2所示的均匀的径向变形。其中，发动机最大径向间隙的改变也会受到离心载荷与热载荷非常大的影响。热载荷还会控制转子与静子的碰撞与收缩，也会导致受热不均匀。所以，在热载荷的作用下，会导致间隙与非间隙变化的同时出现。
一般而言，安装发动机的位置都不是在飞机上的中心线。推力和气动力会对机匣发挥作用，形成合成力矩，静子此时会相对转子而产生弯曲。Oisson和Martin通过研究JT9D，结果发现当在空中进行起动时，转速的增大与燃气的加热共同作用的情况下，会增大间隙。此外，由于发动机载荷与飞行载荷对叶尖间隙的作用，会产生对称与非对称两种间隙的变化。
此外，叶尖间隙也会受到其他因素的影响，比如转子叶片与机匣制造等，但是影响的程度并不大。可以对转轴和轴承角度以及间隔等进行合理的设计，以对机匣圆心角与叶尖高度进行控制。并且通过促进组装共同程度的提升，以及提升不平衡量鞥方式，将误差影响间隙的程度降到最低。
2间隙控制及其分类
为对不恰当叶尖间隙影响飞机性能的程度降到最低，研究了很多对控制间隙的技术，进而使得在完整周期内，将叶尖间隙减到最小，促使发动机效率的提升，并将SFC减到最低。在控制间隙的方法方面，主要包含两种：其一，PCC被动间隙控制；其二，ACC主动间隙控制。
对于前者而言，不会伴随发动机的工作状态，而对间隙控制进行调节技术，通过匹配每一个时刻转子和静子的膨胀或者收缩，来调节叶尖间隙，广泛应用在叶片气动设计阶段。PCC选择最苛刻的瞬间状态为设计间隙。不断减小装配间隙，并且在减小发动机叶尖间隙时，采用了一些不易磨损的涂层。因此，从其缺点来看，就是所设计的间隙，只对最苛刻的瞬间状态较为适用。对于发动机转速周期而言，巡航状态所占用的时间最长。对于该稳定状态而言，叶尖间隙过大，会对整机效率以及SCF产生影响。
上世纪70年代末期，西方开始对间隙进行主动的控制，以初级整机效率的提升。在此阶段，开始使用的发动机非常多，比如E3和JT9D等。当前时期，民用以及工业燃气轮机开始广泛使用主动间隙控制系统，在发动机控制过程中，要对叶尖间隙进行较好的控制。并且要确保涡轮外环不会碰撞到发动机的飞行包线，也不会与其产生摩擦。由当前时期所使用的研究方法可知，可以将ACC系统主要分成三种，分别主动机械控制和热控制以及压力控制。
2.1主动机械控制系统
如图2所示的主动间隙控制系统，可知如果发动机的工作载荷不同，需要对叶尖间隙进行调整，然后使用机械机械装置。将驱动轴安装在机匣和涡轮外环，利用水压与电驱动机械以及电磁等方法，向外环方向移动，进而对叶尖间隙进行改变。
在利用主动机械进行控制时，其主要优点就是无需发动机进行引起，不会对发动机性能产生影响，也不会降低发动机的响应速度。主间隙控制的缺点是结构比较复杂，发动机的重量会增加。还有一个更严重的问题是机械，要求在温度非常高的情况下，进行运转，这也是当前时期非常紧要的问题。而且当前时期，已经在RB211系列的发动机上，开始应用主动间隙控制系统。
图2主动间隙控制系统
2.2主动热控制系统
现在，很多航空公司生产的发动机都普遍采用主动热控制系统。对E3发动机而言，使用的是如图3所示的主动热控制系统。E3的工作原理是用压气机或者风扇产生的冷气等，作用于涡轮外环支撑以及涡轮机匣上，对其进行冷却。并且利用冷却空气的温度与流量等，对涡轮机的热膨胀量进行调整，进而对径向位移进行控制，以得到理想的叶尖间隙。
u2=U2m sinΦ2
图3 E3主动热控制系统
主动热间隙有一个明显的坏处，就是其热反应的速度比较慢，对于飞行包线并不适用。虽然在处于瞬间状态时，所控制的效果并不好。而且在飞行起落的很多时间中，都处于巡航状态。并且利用热控制系统可以将叶尖间隙进行有效的降低，进而促使发动机效率的提升，并实现SCF的降低。
2.3主动压力控制系统
该系统主要采用压气机控制叶尖间隙，并使用压气机控制叶尖间隙，利用其引起与燃气之间产生的压差对涡轮导致径向位移。所以，对于主动压力控制热系统而言，其对于压力的反映异常的敏感，可以承受非常大的疲劳。在对其进行间隙控制时，要求从压气机引入大量的气，然而引气并不做功。因此，可以认为降低了发动机的效率，这不是一个很可取的方法。
3主动间隙控制的优点
在该控制方法下，发动机的运行可以出院最优的叶尖间隙状态。所以，可以对涡轮的效率进行显著的改善，并促进整机效率的提升，同时要求在涡轮进口温度下，允许发动机运行。这样可以消耗更少的燃油。因此，在较低的进口温度和排气温度下涡轮部件也可以工作，可以明显提高受热一端机械的使用寿命，对于客户来说极大的节约了维修费用。
3.1减少燃油消耗
对于飞行机队和燃机机组而言，SCF是其最大的成本支出。SCF和发动机与涡轮的效率有着很大的关系，换句话说也就和涡轮叶尖间隙的大小有着密不可分的关系。
将主动间隙控制系统使用在CF6发动机上，来提高发动机效率。进行了主动间隙控制的高压涡轮，极大的提高了发动机性能和效率，而且使SCF下降了适当的百分百。对整个飞机中队来说也节省了一笔非常多的成本。
3.2降低排放
利用主动间隙控制，促使整机效率得到了极大的提升，使得燃油消耗被较好的控制，并且废弃物的排放量实现了一定程度的降低。特别是二氧化氮和一氧化碳的排放有了显著的下降。
3.3降低维修成本
伴随工艺的进步，叶尖间隙得到了极大的改变。发动机的工作效率更高，并且能够在更低的温度下开展工作。这也使得受热端的蠕变和热疲劳导致的故障时间不断推迟。根据很多专家的观点，涡轮前温度每升高十摄氏度，涡轮叶片的寿命都会降低一半，而且受热端出现失效部件的概率也会适当的降低。在此情况下，发动机的使用时间会大幅增加，在其服役期间所产生的维修成本也会大大降低。
4关键技术
4.1叶尖间隙分析技术
夜间区域最常产生复杂的气流以及温度的改变，在实际使用时，也会出现变形等情况。所以，在控制间隙时，其关键就是采用精准的分析叶尖间隙的技术。
王宝官和李玲等，研究了传热改变叶尖间隙的大小，而且得出了计算转子伸长量与机匣膨胀量的方法。对叶尖区域的流动和换热以及叶尖位置等进行计算和分析，需要深入对其进行研究。通过采用气固热耦合等分析方法，模拟叶尖间隙的数值，但是还需进一步验证其有效性。
4.2叶尖间隙测量技术
要实现主动间隙控制，并对系统进行设计，最重要的方法是测量叶尖间隙。在飞行包线内，需要共同发挥飞机载荷与发动机载荷的共同作用，并在叶尖产生对称与非对称间隙，而且在瞬态过程中，间隙会伴随时间的变化而出现变化。所以，要测量叶尖间隙，在使用发动机过程中，要实时测量叶尖间隙。要以测试数据为基础，对有效间隙进行测定，并且对控制主动间隙的规律进行设计，以验证间隙控制系统。
发动机的运转需要在高温高压以及高转速的情况下进行，要求传感器能够长期稳定的工作，在遇到问题后能及时反馈，这对其产生了极大的考验。当前时期，在策略叶尖间隙时，主要使用的方法包括探针法与电容法等。
4.3控制系统设计技术
根据控制方法的差异，可以将主动间隙控制系统，设计为开和关两种方式，有3类模式与反馈式的控制系统。就控制规律来看，采用开/关式控制更加简单。在对其进行优化控制时，只需使用一个工作点。此种控制方法当前时期在发动机上的应用比较广泛，主要用于控制巡航点的叶尖间隙，进而对油耗进行降低。采用模型式控制，主要是对发动机的状态参数进行测量，进而对间隙进行控制。运用该控制方法可以有效的控制各种状态的叶尖间隙。对于反馈式控制器，则需要在发动机上，实时的测量叶尖间隙，这对传感器的可靠性与精确性的要求非常高。
对于控制系统而言，需要合理的设计控制规律和执行机构，其作用力的主要来源包括压力引气。要确保管理压力装置与机械传动的有效性，对叶尖间隙进行良好的控制。除此之外，对控制系统进行设计时，还应当进行容错设计。在对主动间隙进行控制时，如果间隙设置不够合理有可能导致转子或者涡轮外环出现故障，对发动机的安
全运行产生影响。
5主动间隙控制的发展趋势
5.1快速响应的主动间隙控制系统
在PROPULSION 21的计划和技术支持下，有两个大公司对快速响应的主动间隙控制系统进行了深入研究，这两个公司分别是NASA格林研究中心和GE公司。
Lattine在试验器上，对快速响应的主动控制系统的概念进行了验证。主要包含两个方面：实时控制模块和试验器（如图4所示）。实时控制模块包含一个时域变动的发动机参数的动态模型和相关联的控制规律。试验器包含位移执行机构，封严外环和间隙传感器等。在使用中，控制模块根据发动机的实时状态，利用动态模型计算出转子和静子之间的间隙，并计算理论值和实测间隙的差值。控制系统利用差值计算出新的执行机构位移点，在试验器上利用传动杆实现外环块的径向位移，使用传感器测量外环块的位移量，并将它输出给控制系统，由此实现闭环控制。
图4 NASA主动机械控制系统
与此同时，GE公司一直在研究热控制的方法，来完成快速响应的主动间隙控制系统。（如图5所示），使用高压压气机引气对机匣加热或冷却，但是由于压力很高，而且流量很大，气流作用到机匣上会有更高的对流换热系数。研究表明：这种热控制系统能够加快机匣温度响应，使机匣的变形速率能够与涡轮盘和叶片的变形相匹配。还有一个优点，用于加热或冷却的压气机引气可以再次用于涡轮叶片引气，从而相对减小冷气用量，有利于改善整机性能。
图5快速响应主动热控制间隙系统
5.2采用记忆合金的主动间隙控制系统
高温记忆合金（HTSMA）是NASA格林研究中心研究的一种新型材料，可以产生很复杂的形变，在加热时自动恢复原始形态。HTSMA能承受500摄氏度的高温，因此可用于主动间隙控制系统中的位移执行机构。一种使用HTSMA的主动间隙控制系统如图6所示，HTSMA被制成线圈，可以带动传动杆在径向位移涡轮外环，从而实现增大或减小叶尖间隙的目的。
图6采用高温记忆合金的主动间隙控制系统
HTSMA控制系统的主要优点是机构比较轻巧，并且只用少量引气就能达到控制目的。
6主动间隙控制技术在民用航空发动机上的实现
6.1 JT90-7发动机
如图7所示JT9D-7发动机上采用了涡轮机匣用风扇排气冷却系统实现叶尖间隙主动控制。当飞行高度超过7010米，气压开关把飞机上28伏直流电源与该系统连接，通电后使电磁活门动作，接通了气动活门伺服压力是涡轮机匣冷却空气活门开启，使风扇排气进入高压涡轮机匣冷却空气活门开启，使风扇排气进入高压涡轮机匣周围的冷却空气总管中吹出来冷却涡轮机匣安装边和其外表面，这样就使巡航状态涡轮叶片间隙减小，提高涡轮效率而降低耗油量。当飞行高度低于6400米时，该系统不工作，以避免在高功率状态下运转时涡轮转子叶片叶尖与机匣摩擦的可能性。当该系统出现电气或气动故障时，从设计上保证该系统处于不工作状态，没有风扇排气流向涡轮机匣。因为在不应进行冷却时如对涡轮机匣进行了冷却，二级涡轮转子叶片叶尖就会被摩擦掉，特别在飞机爬升情况下，因这时周围大气温度较高，所以在6400米以下和出现故障时均切断冷却空气。
6.2 CFM56-3发动机
由于发动机机匣是刚性件，要传递推力，对温度敏感性不强，间隙不意控制。CFM56-3发动机的高压涡轮间隙处的结构如图8，高压涡轮衬环支撑是一个温度敏感元件，它的膨胀和搜索带动高压涡轮衬环膨胀和收缩，从而改变间隙。
用于涡轮间隙控制的空气来自5级和9级的压气机引气，控制方式分无定时器和有定时器两种类型。无定时器控制方式的具体间隙控制空气要随发动机工作状态，考虑到发动机的安全性而制定，由高压涡轮间隙控制活门控制，但发动机在慢车和起飞仅用9级引气，温度较高，高压涡轮衬环膨胀较大，如更冷发起飞，涡轮叶片伸长达不到饱和状态。
使高压涡轮间隙很大，涡轮效率很低。实验表明在这种情况下起飞EGT超调达25摄氏度，严重影响了发动机的性能和寿命。在CFM56-4-B2的以上型号的发动机，为了解决这一问题，装有高压涡轮间隙控制活门的定时器。定时器是一个带自锁的液压作动的顺序装置，其工作条件是飞机在地面，高压转子转速达到百分之95的氮气。工作时间是工作循环完成后，高压涡轮间隙又重新回到无定时器工作状态，工作时间使182秒。在定时器工作的时候，通过其控制的高压涡轮间隙活门，改变间隙控制的引气模式。
6.3 PW4000发动机
PW4000发动机是双转子，高压缩和高涵道比的轴流式涡轮风扇发动机。通过全功能数字电子控制器（FADEC/EEC）感受高度参数，并根据参数控制主动间隙控制系统。它通过A,B两个通道向涡轮机匣冷却作动器的阻力马达发布指令，来调节由燃油计量器供给的伺服燃油压力大小，伺服燃油压力的变化引起作动器中的活塞移动，活塞的移动带动作动钢索，钢索通过联衬及摇摆调节高压涡轮，低压涡轮冷气活门的开度，这样将风扇气流通过引气管道流向涡轮机匣表面的空气管路起到冷却涡轮机匣的作用。为了监控TCC系统的工作，在TCC作动器上有反馈作动器内活塞位置的线性可变差动传感器，它将反馈信号反馈给FADEC/EEC。如果TCC作动器活塞位置与指令位不一致，在进行FADEC地面测试时，可以发现相应的故障代码。
PW4000发动机主动间隙控制系统有以下六个部件：涡轮机匣冷却空气阀件动筒，高、低压空气关断阀，空气阀控制钢索，高、低压冷却空气总管
6.4 V2500发动机
V2500发动机主动间隙控制系统的工作原理是：从燃油计量器来的高压油经过一个微来的油滤，到达扭矩马达，扭矩马达是由发动机电子控制两个通道的两组线圈作动，当任一通道工作时，通过扭矩马达的油压操纵伺服阀工作。伺服阀控制给作动器的油压。当作动器运动后，在操纵主动间隙活门的同时，通过两个线性可变差动传感器将信号反馈给EEC，作动器活塞有一弹簧可以允许当作动器活塞热膨胀和将作动器作动在故障保护位子。
系统在停车状态时，发动机不工作，作动器在弹簧作用下在伸出位，此时，高压涡轮活门在关位，低压活门有百分之44的开度。在发动机启动后，只要不在起飞状态，两个活门的开度是由EEC控制，此时活门的开度在坐标图中的B和E区间，当发动机在起飞状态时，此时，高压涡轮活门关闭，低压活门开度不小于百分之70，活门位置实际上是由飞机高度决定的。当扭矩马达不工作时，或无高压燃油作动时，作动器在弹簧作用下起到故障保护。
V2500发动机主动间隙控制系统由主动间隙控制阀，主动间隙控制作动器，一根低压涡轮供给管，高压涡轮总管和2组低压涡轮总管。其中高压涡轮总管为4根方形通气管，低压涡轮总管为8根圆形通气管组成。
6.5 GE90发动机
GE90涡轮风扇发动机高压涡轮主动间隙控制系统(HPT ACC位与核心发动机左侧9点钟位置。它延伸至尾部并围绕着高压涡轮机匣。使传感器输入，在所有动力情况下FADEC，调整液压油操作HPT ACC阀。风扇排出空气进入HPT ACC系统，经过阀进入输送管。输送管引导空气进入高压涡轮主动间隙控制系统总管，该总管分配空气至两根方形冷却支管，空气从冷却支管的内部的孔排出并与高压涡轮主动间隙控制系统的机匣接触。空气经过中心间隙冷却通风口。FADEC同时为高压涡轮主动间隙控制系统的控制器提供故障检查器。
低压涡轮主动间隙控制系统（LPT ACC）位于核心发动机右侧3点钟位置，它延伸至尾部并围绕着低压涡轮机匣。使用传感器输入，在高功率情况下，FADEC将打开阀门，空气驱动LPT ACC阀通常位于低流程位置并且低功率工作。这可防止在加速阶段转子与机匣摩擦。风扇空气进入LPT ACC系统，流经阀进入输送管。当控制阀打开时其提供一个大的气流，当关闭时提供一个减小的气流。输送管直接把空气送至LPT ACC总管，该总管分配空气至冷却支管，支管的每一圈由4个90度的扇形段组成，空气从支管内部的孔排出并与LPT机匣接触。空气经过中心间隙冷却通风口。
结论
2017年11月，我开始了我的毕业论文工作，时至今日，论文基本完成。从最初的茫然，到慢慢的进入状态，再到对思路逐渐的清晰，整个写作过程难以用语言来表达。历经了几个月的奋战，紧张而又充实的毕业设计终于落下了帷幕。回想这段日子的经历和感受，我感慨万千，在这次毕业论文的过程中，我拥有了无数难忘的回忆和收获。
11月末，在与导师的交流讨论中我的题目定了下来，是：飞机发动机的间隙控制浅谈。当选题报告，开题报告定下来的时候，我当时便立刻着手资料的收集工作中，当时面对浩瀚的书海真是有些茫然，不知如何下手。我将这一困难告诉了导师，在导师细心的指导下，终于使我对自己现在的工作方向和方法有了掌握。
2月初，资料已经查找完毕了，我开始着手论文的写作。在写作过程中遇到困难我就及时和导师联系，并和同学互相交流，请教专业课老师。在大家的帮助下，困难一个一个解决掉，论文也慢慢成型。
4月底，论文的文字叙述已经完成。当我终于完成了所有打字、排版、校对的任务后整个人都很累，但同时看着电脑荧屏上的毕业设计稿件我的心里是甜的，我觉得这一切都值了。这次毕业论文的制作过程是我的一次再学习，再提高的过程。在论文中我充分地运用了大学期间所学到的知识。
脚踏实地，认真严谨，实事求是的学习态度，不怕困难、坚持不懈、吃苦耐劳的精神是我在这次设计中最大的收益。我想这是一次意志的磨练，是对我实际能力的一次提升，也会对我未来的学习和工作有很大的帮助。
致谢
值三年的学习生活在即将划上一个句号，而于我的人生来说却仅仅只是一个逗号，我将面对新的征程的开始。本研究及论文是在我的导师王正高的亲切关怀和耐心的指导下完成的。伟人、名人固然为我所崇拜，可是我更迫切地想要把我的敬意献给给一位平凡的人，我的导师徐俊老师。也许我不是您最出色的学生，但您却是我所最尊敬的老师。您是如此的治学严谨，学识渊博，视野广阔，思想深刻，您用心为我营造一种良好的学术氛围，让我的论文更加的严谨。
至此论文付梓之际，我的心情无法保持平静，从开始选择课题到论文的顺利答辩，王正高老师给了我很多的帮助，在这里请您接受我诚挚的谢意!
最后，再次对那些在论文完成过程中，关心、帮助我的同学和朋友们表示衷心地感谢！
参考文献
[1]燃气涡轮发动机原理郭官美主编
[2]涡轮风扇发动机张逸民编著
[3]高压涡轮间隙控制中国名航飞行学院唐庆如
[4]A320飞机维修手册
[5]温度与转速对涡轮叶尖径向间隙的影响郭淑芬徐波
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