CN109117509B - 航空发动机增压腔的设计方法 - Google Patents

航空发动机增压腔的设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109117509B
CN109117509B CN201810778087.3A CN201810778087A CN109117509B CN 109117509 B CN109117509 B CN 109117509B CN 201810778087 A CN201810778087 A CN 201810778087A CN 109117509 B CN109117509 B CN 109117509B
Authority
CN
China
Prior art keywords
axial load
adjusted
load value
thrust bearing
actual
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810778087.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109117509A (zh
Inventor
梁义强
刘国朝
邓明春
周建军
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN201810778087.3A priority Critical patent/CN109117509B/zh
Publication of CN109117509A publication Critical patent/CN109117509A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109117509B publication Critical patent/CN109117509B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Magnetic Bearings And Hydrostatic Bearings (AREA)

Abstract

本发明公开了一种航空发动机增压腔的设计方法，该设计方法包括：获取止推轴承滚珠能够承受的最大轴向载荷；计算止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷；通过最大轴向载荷以及实际轴向载荷，计算需要调整的轴向载荷值；根据需要调整的轴向载荷值，调整进气口和/或出气口的几何参数。本发明通过控制增压腔的内的气体压力，可以很好实现轴向力平衡，提高设计的裕度，而且，增压腔的设计是相对独立的，调节该腔室压力对其他系统功能实现没有影响。

Description

航空发动机增压腔的设计方法
技术领域
本发明航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机增压腔的设计方法。
背景技术
航空发动机作为旋转机械，其工作状态转速都在万转/分的量级，这就对轴承部件提出了极高的要求。其中，止推轴承上需要始终作用一个能满足要求的合适的轴向载荷，从而保证止推轴承有足够的可靠工作寿命，保持发动机转、静部件的间隙保持相对稳定，从而使航空发动机的工作状态保持稳定。同时，要求止推轴承承受的最大负荷不能使其损伤，最小负荷下保证止推轴承钢球在跑道上不产生破坏性打滑。止推轴承承受的轴向载荷包含两部分，一部分是航空发动机主流道内由于主流流动速度和叶片两侧压力不同产生的主通道轴向力，另一部分是由发动机内腔压力作用在锥盘、涡轮盘等转子组件上产生的空气系统轴向力。
一般地，主通道轴向力由于发动机性能设计确定后不能发生变化，空气系统专业承担着设计内腔流路，合理布局各内腔压力，从而调节轴向载荷的职责。但是，空气系统流路都承担着多个功能实现，这使得各内腔压力的设计存在很大的限制。现有技术中只能在各种约束条件下寻求平衡。但是，结果并不完全令人满意，这也大大制约了止推轴承的寿命，甚至使得发动机的运行存在风险。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机增压腔的设计方法来克服或至少减轻现有技术中的至少一个上述问题。
为实现上述目的，本发明提供了一种航空发动机增压腔的设计方法，所述设计方法包括：获取止推轴承滚珠能够承受的最大轴向载荷；计算所述止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷；通过所述最大轴向载荷以及所述实际轴向载荷，计算需要调整的轴向载荷值；根据所述需要调整的轴向载荷值，调整进气口和/或出气口的几何参数，其中，所述几何参数包括以下至少一种：面积、孔径、长度。
在上述设计方法的优选技术方案中，计算所述止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷的方法为
通过以下公式
Figure BDA0001731873080000021
计算得到，其中，Faxial为止推轴承滚珠承受的轴向载荷，i为所有与止推轴承轴向力相关的受力部件，Pi为受力面的压力，Ai为受力面的面积，Δmi·vi为受力面上由于动量变化所受的力，mi为受力面上冲击气流的质量，vi为气流速度。
在上述设计方法的优选技术方案中，所述需要调整的轴向载荷值等于所述实际轴向载荷值减去所述最大轴向载荷值。
在上述设计方法的优选技术方案中，根据所述需要调整的轴向载荷值，调整进气口和/或出气口的几何参数，包括：判断所述需要调整的轴向载荷值与零的大小；若所述需要调整的轴向载荷值大于零，则需要增大增压腔的压力；若所述需要调整的轴向载荷值小于零，则需要减小增压腔的压力。
本领域技术人员能够理解的是，在本发明的优选技术方案中，通过控制增压腔的内的气体压力，可以很好实现轴向力平衡，提高设计的裕度，而且，增压腔的设计是相对独立的，调节该腔室压力对其他系统功能实现没有影响。
附图说明
图1是本发明实施例提供的增压腔设计方法流程示意图；
图2是本发明实施例提供的低压压气机结构示意图；
图3是本发明实施例提供的增压腔流路示意图。
附图标记：
10、中介机匣； 20、低压轴； 30、止推轴承； 40、轴承腔腔壁；51、一级低压压气机盘； 52、二级低压压气机盘； 53、三级低压压气机盘；60、支撑锥盘。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
本发明实施例提供一种航空发动机增压腔的设计方法，用于在对航空发动机现有结构改动最小的前提下，设计一种增压腔，能够满足航空发动机所有工作状态下轴向力平衡要求，从而保证飞行安全以及止推轴承的寿命，同时，也使得
图1是本发明实施例提供的增压腔设计方法流程示意图。如图1所示，航空发动机增压腔的设计方法包括以下步骤：
s101，获取止推轴承滚珠能够承受的最大轴向载荷。
其中，止推轴承滚珠能够承受的最大轴向载荷，由其本身确定，止推轴承滚珠具体能够承受多大的轴向载荷，在止推轴承生产出来后是唯一确定的，该最大轴向载荷可以根据不同规格的止推轴承来由厂家提供。
s102，计算止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷。
其中，止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷，可以通过计算来得到，具体地，通过以下公式
Figure BDA0001731873080000041
计算得到，式中，Faxial为止推轴承滚珠承受的轴向载荷，i为所有与止推轴承轴向力相关的受力部件，Pi为受力面的压力，Ai为受力面的面积，Δmi·vi为受力面上由于动量变化所受的力，mi为受力面上冲击气流的质量，vi为气流速度。
本发明实施例中，通过上述的公式能够计算得到止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷值。
s103，通过最大轴向载荷以及实际轴向载荷，计算需要调整的轴向载荷值。
其中，需要调整的轴向载荷值等于实际轴向载荷值减去最大轴向载荷值。
s104，根据需要调整的轴向载荷值，调整进气口和/或出气口的几何参数。
其中，几何参数包括以下至少一种：面积、孔径、长度。
根据需要调整的轴向载荷值调整进气口和/或出气口的几何参数包括以下步骤：
判断需要调整的轴向载荷值与零的大小；若需要调整的轴向载荷值大于零，则需要增大增压腔的压力；若需要调整的轴向载荷值小于零，则需要减小增压腔的压力。
如图2所示，低压压气机由于旋转半径较大，各级低压压气机盘(51,52,53)均需要与支撑锥盘60连接，支撑锥盘60与低压轴20连接。这样由轴承腔墙壁40、支撑锥盘60、一级低压压气机盘51、二级低压压气机盘52、三级低压压气机盘53以及主流道壁形成一个封闭的腔室。
如图3所示，在腔室②中，从腔室①引气进入腔室②，该气流从③处的转子和静止的中介机匣10之间的缝隙重新进入主流道，这样腔室②就成为了相对独立的增压腔，腔室压力产生的轴向载荷等于腔压乘以受力面积，通过如下公式计算得到
F＝P·A
式中，F为轴向载荷，P为腔室压力，A为腔室受力面积。
可以理解的是，需要改变轴向载荷只需要改变腔室压力和/或腔室受力面积，可以通过改变腔室压力，也可以通过改变腔室受力面积，还可以同时改变腔室压力和腔室受力面积来改变轴向载荷，来改变轴向载荷的数值，即止推轴承承受的实际轴向载荷的大小。例如，可以改变增压腔的出口处转子和静止部件形成的缝隙的大小，来改变止推轴承承受的实际轴向载荷；也可以通过在出气口和/或进气口处增加蓖齿封严结构，通过调整蓖齿的齿数、蓖齿间隙等来调节止推轴承承受的实际轴向载荷值；还可以通过改变增压腔的进气口和/或出口的形状、长度、孔径等来调节止推轴承承受的实际轴向载荷。
本发明实施例中，通过改变上述的各参数，来使得止推轴承滚珠在所有工作状态下的轴向力达到平衡，从而保证飞行安全及止推轴承的寿命。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (1)

1.一种航空发动机增压腔的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括获取止推轴承滚珠能够承受的最大轴向载荷；
计算所述止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷；
通过所述最大轴向载荷以及所述实际轴向载荷，计算需要调整的轴向载荷值；
根据所述需要调整的轴向载荷值，调整进气口和/或出气口的几何参数，其中，所述几何参数包括以下至少一种：面积、孔径、长度；
计算所述止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷的方法为
通过以下公式
Figure FDA0004225737680000011
计算得到，其中，
Faxial为止推轴承滚珠承受的轴向载荷，i为所有与止推轴承轴向力相关的受力部件，Pi为受力面的压力，Ai为受力面的面积，Δmi·vi为受力面上由于冲击气流产生的动量变化，mi为受力面上冲击气流的质量，vi为气流速度；
所述需要调整的轴向载荷值等于所述实际轴向载荷值减去所述最大轴向载荷值；
根据所述需要调整的轴向载荷值，调整进气口和/或出气口的几何参数，包括
判断所述需要调整的轴向载荷值与零的大小；
若所述需要调整的轴向载荷值大于零，则需要增大增压腔的压力；
若所述需要调整的轴向载荷值小于零，则需要减小增压腔的压力。
CN201810778087.3A 2018-07-16 2018-07-16 航空发动机增压腔的设计方法 Active CN109117509B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810778087.3A CN109117509B (zh) 2018-07-16 2018-07-16 航空发动机增压腔的设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810778087.3A CN109117509B (zh) 2018-07-16 2018-07-16 航空发动机增压腔的设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109117509A CN109117509A (zh) 2019-01-01
CN109117509B true CN109117509B (zh) 2023-06-23

Family

ID=64862729

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810778087.3A Active CN109117509B (zh) 2018-07-16 2018-07-16 航空发动机增压腔的设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109117509B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109829238B (zh) * 2019-02-02 2022-06-17 哈尔滨工业大学 基于折合平衡流形展开模型的航空发动机系统辨识方法
CN112347570B (zh) * 2019-08-06 2023-07-18 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种空气系统设计方法
CN110704947B (zh) * 2019-09-22 2023-07-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种带有立筋的内腔结构计算模型的载荷加载方法
CN114722532B (zh) * 2022-04-08 2024-09-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空涡扇发动机风扇转子轴向力实时计算方法
CN115680902B (zh) * 2022-10-13 2024-05-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种航空发动机转子轴向力调整方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2371470A1 (en) * 2001-04-24 2002-10-24 General Motors Corporation High thrust turbocharger rotor with ball bearings
CN101644185A (zh) * 2009-09-04 2010-02-10 黄若 无内圈混合陶瓷球轴承涡轮增压器
CN106989925A (zh) * 2017-06-02 2017-07-28 中国航发湖南动力机械研究所 航空发动机高速轴承试验径向加载装置
CN108168851A (zh) * 2017-11-22 2018-06-15 中国北方发动机研究所(天津) 一种涡轮增压器轴向载荷测试装置及测试方法
CN108223135A (zh) * 2017-12-06 2018-06-29 中国科学院工程热物理研究所 一种采用动压空气轴承的小型涡喷发动机及转子支承结构

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2371470A1 (en) * 2001-04-24 2002-10-24 General Motors Corporation High thrust turbocharger rotor with ball bearings
CN101644185A (zh) * 2009-09-04 2010-02-10 黄若 无内圈混合陶瓷球轴承涡轮增压器
CN106989925A (zh) * 2017-06-02 2017-07-28 中国航发湖南动力机械研究所 航空发动机高速轴承试验径向加载装置
CN108168851A (zh) * 2017-11-22 2018-06-15 中国北方发动机研究所(天津) 一种涡轮增压器轴向载荷测试装置及测试方法
CN108223135A (zh) * 2017-12-06 2018-06-29 中国科学院工程热物理研究所 一种采用动压空气轴承的小型涡喷发动机及转子支承结构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
涡轮增压器止推轴承润滑油供油量优化设计;和法贵等;《内燃机与动力装置》;20151015(第05期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109117509A (zh) 2019-01-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109117509B (zh) 航空发动机增压腔的设计方法
US7775758B2 (en) Impeller rear cavity thrust adjustor
US7444802B2 (en) Gas turbine engine including stator vanes having variable camber and stagger configurations at different circumferential positions
JP5410014B2 (ja) 最新式ブースタステータベーン
EP0956432B1 (en) Turbine engine having thrust bearing load control
US8083472B2 (en) Shaft bearing arrangement
CN109505665B (zh) 一种基于航空发动机封严盘轴向力负反馈控制的封严装置
CN111255522B (zh) 一种用于调节发动机高压转子系统轴向力的平衡盘结构
US8882443B2 (en) Turbomachine compressor with an air injection system
JP2009108861A (ja) 非対称流れ抽出システム
CN109578083B (zh) 一种叶轮机械及航空发动机
US9709072B2 (en) Angular diffuser sector for a turbine engine compressor, with a vibration damper wedge
KR20190096332A (ko) 원심 압축기용 다이어프램
JP6452693B2 (ja) ２列の相補形シーリング要素によるシーリングシステム
EP3940199A1 (en) System and method for air injection passageway integration and optimization in turbomachinery
CN112334665B (zh) 用于制冷系统的混流式压缩机构造
EP4001596A1 (en) Gas turbine engine
US11371370B2 (en) Flow arrangement for placing in a hot gas duct of a turbomachine
CN109578337A (zh) 离心压气机引气结构和燃气涡轮发动机
US10443416B2 (en) Casing with suction arm for axial turbine engine
US8753074B2 (en) Aspirator insert for a boundary layer in a fluid, a wall and a compressor equipped with said insert
US10746131B2 (en) Turbine module for a turbomachine
CA2845615A1 (en) Tip-controlled integrally bladed rotor for gas turbine engine
US12055048B2 (en) Method for rotor blade tip clearance control and rotor blade manufactured by the method
GB2432637A (en) A combination of an aircraft and a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant