CN110348168A - 考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法 - Google Patents

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CN110348168A
CN110348168A CN201910672566.1A CN201910672566A CN110348168A CN 110348168 A CN110348168 A CN 110348168A CN 201910672566 A CN201910672566 A CN 201910672566A CN 110348168 A CN110348168 A CN 110348168A
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李贺
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Abstract

本发明公开了一种考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，包括以下步骤：分析过盈配合、工作温度、转速对工作游隙的影响，通过建立航空发动机主轴轴承的径向工作游隙计算方程，获取工作游隙；基于Hertz弹性接触理论，通过工作游隙进行主轴轴承的载荷分布分析，建立载荷分布模型；分析主轴轴承内圈、主轴轴承外圈和滚动体的运动状态，获取主轴轴承的运动模型；通过载荷分布模型和运动模型修正L‑P疲劳寿命模型，进行航空发动机主轴轴承额定寿命的计算。本发明使航空发动机主轴轴承额定寿命预测更精准。

Description

考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法
技术领域
本发明属于航空部件领域，具体涉及考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法。
背景技术
航空发动机主轴轴承是航空发动机的关键组件，它通常在高速、高温和复杂载荷条件下运转，对航空发动机的质量、性能、寿命和可靠性产生直接的影响。传统的对航空发动机主轴轴承寿命预测的研究通常没有考虑游隙变化的影响。但是实际运行中这种忽视是不成立的，因为游隙是滚动轴承的重要参数，工作游隙的大小将直接影响到轴承中的负荷分布、振动、噪声、摩擦力矩和寿命，因此研究轴承考虑工作游隙变化下的航空发动机主轴轴承寿命预测是非常有必要的。
现有技术中的L-P寿命模型提出了一种寿命计算方法，这种方法虽然能够计算出航空发动机主轴轴承的基本额定寿命，但是其计算的额定寿命难以接近轴承的实际工作寿命。
发明内容
针对现有技术中的上述不足，本发明提供的考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法解决了轴承的实际工作寿命计算不准确的问题。
为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：一种考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，包括以下步骤：
S1、分析过盈配合、工作温度和转速对工作游隙的影响，建立航空发动机主轴轴承的径向工作游隙计算方程，获取工作游隙；
S2、基于Hertz弹性接触理论，通过步骤S1中得到的工作游隙，进行主轴轴承的载荷分布分析，建立载荷分布模型；
S3、分析主轴轴承内圈、主轴轴承外圈和滚动体的运动状态，建立主轴轴承的运动模型；
S4、通过载荷分布模型和运动模型修正L-P疲劳寿命模型，进行航空发动机主轴轴承额定寿命的计算。
优选的，所述步骤S1包括以下分步骤：
S1.1、分析转速和工作温度对过盈配合的影响，获取主轴轴承内圈与轴配合的有效过盈量；
S1.2、获取有效过盈量引起的游隙变化量；
S1.3、获取工作温度引起的游隙变化量；
S1.4、获取离心力引起的游隙变化量；
S1.5、根据步骤S1.2、步骤S1.3和步骤S1.4得到的游隙变化量，获取在有效过盈量、工作温度和离心力影响下的工作游隙。
优选的，所述步骤S1.1中转速对过盈配合的影响为过盈配合减小，减小量ΔIic为：
ΔIic＝2ρ1[0.25(Di+Di1)]3ω2·10-9/E1-2ρs[0.25(Di+Ds)]3ω2·10-9/Es (1)
所述工作温度对过盈配合的影响为过盈配合减小，减小量ΔIiT为：
ΔIiT＝Γ1ΔT1Di-ΓsΔTsDi (2)
所述主轴轴承内圈与轴配合的有效过盈量为：
Iiw＝Ii-ΔIiT-ΔIic (3)
其中，ρ1为内圈密度，ρs为轴密度，Di为主轴轴承内径，Ds为空心轴内径，E1为主轴轴承内圈弹性模量，ES为轴弹性模量，Di1为主轴轴承内圈沟底直径，ω为主轴轴承内圈转速，Γ1为主轴轴承内圈的热膨胀系数，ΓS为轴的热膨胀系数，ΔT1为主轴轴承内圈的工作温度与环境温度的差值，ΔTs为轴的工作温度与环境温度的差值，Ii为轴与轴承初始安装过盈量。
优选的，所述步骤S1.2中有效过盈量引起的游隙变化量为：
其中，v1为主轴轴承内圈的泊松比，vs为轴的泊松比；
所述步骤S1.3中工作温度引起的游隙变化量为：
ΔGT＝ΔGTo-ΔGTi-2GΔTB (5)
式(5)中，ΔGTi、ΔGTo和ΔGTB分别为：
ΔGTi＝Γ1Di1ΔT1 (6)
ΔGTo＝Γ2De1ΔT2 (7)
ΔGTB＝ΓbDbΔTb (8)
其中，ΔGTi为主轴轴承内圈的膨胀量，ΔGTo为主轴轴承外圈的膨胀量，ΔGTB为滚动体的膨胀量，Γ2为主轴轴承外圈热膨胀系数，Γb为滚动体热膨胀系数，De1为主轴轴承外圈沟底直径，Db为滚动体直径，ΔT2为主轴轴承外圈的温升，ΔTb为滚动体的温升；
所述步骤S1.4中离心力引起的游隙变化量为：
其中，r1为主轴轴承内径的一半，r2为主轴轴承内圈沟底直径的一半；
所述步骤S1.5中在有效过盈量、工作温度和离心力影响下的工作游隙为：
Gw＝G0-ΔGi-ΔGci+ΔGT (10)
其中，G0为初始游隙。
优选的，所述步骤S2中载荷分布模型为：
其中，Fr为径向力，Gw为步骤S1得到的工作游隙，QΨ为作用载荷夹角为Ψ处的滚动体载荷，Qmax为最大滚动体载荷，Qmax由迭代法求解得到，T为轴承的载荷分布参数，δmax为最大弹性趋近量，K为弹性变形常数，Jr为载荷分布积分，z为滚动体数量。
优选的，所述步骤S3中的运动模型包括主轴轴承的内圈、主轴轴承外圈和滚动体在可靠度为90％时的应力循环次数，以及主轴轴承内圈转过一周时与其内外圈的运动状态有关的内圈上一点、外圈上一点和滚动体上一点承受载荷的次数。
优选的，所述主轴轴承内圈转过一周时与其内外圈的运动状态有关的内圈上一点、外圈上一点和滚动体上一点承受载荷次数的计算公式为：
其中，ui为主轴轴承内圈转过一周时内圈上一点承受载荷次数，ue为主轴轴承内圈转过一周时外圈上一点承受载荷次数，ub为主轴轴承内圈转过一周时滚动体上一点承受载荷次数，Kn是由主轴轴承内外圈运动状态决定的系数，Dp为主轴轴承节圆直径，Db为滚动体直径，z为滚动体数量；
所述应力循环次数为：
其中，Q'c为各接触点应力循环次数N对应的额定接触动载荷，Q为当量载荷。
优选的，所述步骤S4包括以下分步骤：
S4.1、通过L-P理论的等效载荷模型，获取内滚道额定动载荷、外滚道额定动载荷、滚动体与内滚道接触的基本额定动载荷和滚动体与外滚道接触的基本额定动载荷；
S4.2、按照疲劳累积损伤原理，通过载荷分布模型获取滚动体分别与主轴轴承内圈和主轴轴承外圈接触的当量载荷；
S4.3、根据运动模型、额定动载荷、基本额定动载荷和当量载荷，修正L-P疲劳寿命模型，获取航空发动机主轴轴承的额定寿命。
优选的，所述内滚道额定动载荷为：
所述外滚道额定动载荷为：
所述滚动体与内滚道接触的基本额定动载荷为：
所述滚动体与外滚道接触的基本额定动载荷为：
其中，fi为主轴轴承内圈的沟道曲率半径系数，fe为主轴轴承外圈的沟道曲率半径系数，Dp为主轴轴承节圆直径，Db为滚动体直径；
所述滚动体与内滚道接触的当量载荷为：
Qebi＝QmaxJ1 (24)
所述滚动体与外滚道接触的当量载荷为：
Qebe＝QmaxJ2 (25)
其中，J1和J2是载荷分布T的函数，Qmax为最大滚动体载荷。
优选的，所述步骤S4.3中修正L-P疲劳寿命模型，获取航空发动机主轴轴承的额定寿命为：
式(26)中Ni、Ne和Nb分别为：
其中，Ni为主轴轴承内圈上每个接触点的应力循环次数，Ne为主轴轴承外圈上每个接触点的应力循环次数，Nb为主轴轴承滚动体上每个接触点的应力循环次数，ui为主轴轴承内圈转过一周时内圈上一点承受载荷次数，ue为主轴轴承内圈转过一周时外圈上一点承受载荷次数，ub为主轴轴承内圈转过一周时滚动体上一点承受载荷次数，z为滚动体数量。
本发明的有益效果为：
(1)本方案主要应用于深沟球轴承，在计算过程中，以航空发动机主轴轴承的重要参数工作游隙为突破口，首先考虑过盈配合、工作温度、转速因素的影响计算轴承径向工作游隙，再基于Hertz弹性接触理论结合工作游隙，分析轴承的载荷分布，计算最大滚动体载荷，充分考虑了轴承内圈、主轴轴承外圈和滚动体上每个接触点的应力循环次数与滚动体寿命的影响，从而使得后续计算的轴承额定寿命更符合轴承的实际工作寿命。
(2)本方案考虑了游隙变化对航空发动机主轴轴承额定寿命的影响，可以通过计算不同工作游隙下的额定寿命，确定最佳工作游隙区间，为航空发动机主轴轴承初始游隙的选取提供依据。
附图说明
图1为本发明提出的考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法的流程图。
图2为本发明提出的轴承最大滚动体载荷数值求解流程图。
具体实施方式
下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
下面结合附图详细说明本发明的一个具体实施方式。
如图1所示，在本发明的一个实施例中，一种考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，包括以下步骤：
S1、分析过盈配合、工作温度和转速对工作游隙的影响，建立航空发动机主轴轴承的径向工作游隙计算方程，获取工作游隙；
S2、基于Hertz弹性接触理论，通过步骤S1中得到的工作游隙，进行主轴轴承的载荷分布分析，建立载荷分布模型；
S3、分析主轴轴承内圈、外圈和滚动体的运动状态，建立主轴轴承的运动模型；
S4、通过载荷分布模型和运动模型修正L-P疲劳寿命模型，进行航空发动机主轴轴承额定寿命的计算。
所述步骤S1包括以下分步骤：
S1.1、分析转速和工作温度对过盈配合的影响，获取主轴轴承内圈与轴配合的有效过盈量；
主轴轴承内圈随轴一起高速旋转，在离心力作用下主轴轴承内圈和轴都将产生径向膨胀，将减小主轴轴承内圈与轴之间的过盈量。轴承运转过程中，温度升高，轴和主轴轴承内圈都将升温产生热变形，导致配合过盈量发生变化。
所述步骤S1.1中转速对过盈配合的影响为过盈配合减小，减小量ΔIic为：
ΔIic＝2ρ1[0.25(Di+Di1)]3ω2·10-9/E1-2ρs[0.25(Di+Ds)]3ω2·10-9/Es (1)
所述工作温度对过盈配合的影响为过盈配合减小，减小量ΔIiT为：
ΔIiT＝Γ1ΔT1Di-ΓsΔTsDi (2)
所述主轴轴承内圈与轴配合的有效过盈量为：
Iiw＝Ii-ΔIiT-ΔIic (3)
其中，ρ1为主轴轴承内圈密度，ρs为轴密度，Di为轴承内径，Ds为空心轴内径，E1为内圈弹性模量，ES为轴弹性模量，Di1为主轴轴承内圈沟底直径，ω为主轴轴承内圈转速，Γ1为主轴轴承内圈的热膨胀系数，ΓS为轴的热膨胀系数，ΔT1为主轴轴承内圈的工作温度与环境温度的差值，ΔTs为轴的工作温度与环境温度的差值，Ii为轴与轴承初始安装过盈量。
S1.2、获取有效过盈量引起的游隙变化量；
主轴轴承安装过程中，轴与轴承内圈之间的过盈配合使内圈滚道扩张，因此使径向游隙减小。根据厚圆环理论，所述步骤S1.2中有效过盈量引起的游隙变化量为：
其中，v1为主轴轴承内圈的泊松比，vs为轴的泊松比；
本发明的实施例中，轴承的结构参数和材料参数如表1和表2所示。
表1
表2
由式(1)至(4)算出配合引起的主轴轴承内圈和外圈的游隙变化量为0.0104mm。
S1.3、获取工作温度引起的游隙变化量；
主轴轴承通常在室温下进行安装，但其运转温度往往要高于安装时的温度。由于温度的升高，材料将产生线性膨胀。
所述步骤S1.3中工作温度引起的游隙变化量为：
ΔGT＝ΔGTo-ΔGTi-2GΔTB (5)
式(5)中，ΔGTi、ΔGTo和ΔGTB分别为：
ΔGTi＝Γ1Di1ΔT1 (6)
ΔGTo＝Γ2De1ΔT2 (7)
ΔGTB＝ΓbDbΔTb (8)
其中，ΔGTi为主轴轴承内圈的膨胀量，ΔGTo为主轴轴承外圈的膨胀量，ΔGTB为滚动体的膨胀量，Γ2为主轴轴承外圈热膨胀系数，Γb为滚动体热膨胀系数，De1为主轴轴承外圈沟底直径，Db为滚动体直径，ΔT2为主轴轴承外圈的温升，ΔTb为滚动体的温升；
由于外滚道的膨胀趋势是将增大游隙，内滚道的膨胀趋势是将减小游隙，因此若ΔGT为正，则游隙增加；若ΔGT为负，游隙减小。
本发明的实施例中，由式(5)至(8)算出工作温度引起的主轴轴承内圈和外圈的游隙变化量为-0.0031mm。
S1.4、获取离心力引起的游隙变化量；
当主轴轴承内圈转速特别高时，主轴轴承内圈因离心力作用膨胀也会减小游隙。所述步骤S1.4中离心力引起的游隙变化量为：
其中，r1为主轴轴承内径的一半，r2为主轴轴承内圈沟底直径的一半；
本发明的实施例中，由式(9)算出离心力引起的游隙减小量为0.0044mm。
S1.5、根据步骤S1.2、步骤S1.3、步骤S1.4得到的游隙变化量，获取在有效过盈量、工作温度和离心力影响下的工作游隙。
所述步骤S1.5中在有效过盈量、工作温度和离心力影响下的工作游隙为：
Gw＝G0-ΔGi-ΔGci+ΔGT (10)
其中，G0为初始游隙。
本发明实施例中，通过式(10)计算得出在转速为14000rpm时主轴轴承径向工作游隙为-0.0017mm。
S2、基于Hertz弹性接触理论，通过步骤S1中得到的工作游隙，进行主轴轴承的载荷分布分析，并建立载荷分布模型；
本发明的实施例中，以深沟球轴承为研究对象，在纯径向载荷作用下，主轴轴承的载荷分布公式为：
由受力平衡得：
其中，Fr为径向力，Gw为步骤S1得到的工作游隙，QΨ为作用载荷夹角为Ψ处的滚动体载荷，Qmax为最大滚动体载荷，Qmax由迭代法求解得到，T为轴承的载荷分布参数，δmax为最大弹性趋近量，K为弹性变形常数，Jr为载荷分布积分，z为滚动体数量。
如图2所示，Qmax由迭代法求解流程为：
(1)输入轴承结构、材料参数、载荷和工作游隙；
(2)计算K；
(3)为最大滚动体载荷Qmax赋初值；
(4)计算最大弹性趋近量、载荷分布系数和滚动体承载范围；
(5)求解载荷分布，获得最大滚动体载荷Q'max；
(6)如果Q'max-Qmax<e，结束；否则，Qmax＝Q'max，并返回第(4)步。
本发明实施例中，通过求解流程，得出在径向载荷为4000N时最大滚动体载荷为1363N。
S3、分析主轴轴承内圈、主轴轴承外圈和滚动体的运动状态，建立主轴轴承的运动模型；
所述步骤S3中的运动模型包括主轴轴承的内圈、主轴轴承外圈和滚动体在可靠度为90％时的应力循环次数，以及主轴轴承内圈转过一周时与其内外圈的运动状态有关的内圈上一点、外圈上一点和滚动体上一点承受载荷的次数。
所述主轴轴承内圈转过一周时与其内外圈的运动状态有关的内圈上一点、外圈上一点和滚动体上一点承受载荷次数的计算公式为：
其中，ui为主轴轴承内圈转过一周时内圈上一点承受载荷次数，ue为主轴轴承内圈转过一周时外圈上一点承受载荷次数，ub为主轴轴承内圈转过一周时滚动体上一点承受载荷次数，Kn是由主轴轴承内外圈运动状态决定的系数，Dp为主轴轴承节圆直径，Db为滚动体直径，z为滚动体数量；
所述应力循环次数为：
其中，Q'c为各接触点应力循环次数N对应的额定接触动载荷，Q为当量载荷。
本发明的实施例中，通过式(16)至(18)计算得出主轴轴承内圈转过一周时，主轴轴承内圈上一点、主轴轴承外圈上一点和滚动体上一点承受载荷的次数分别为7.4298、4.5702、1.9791。
S4、通过载荷分布模型和运动模型修正L-P疲劳寿命模型，进行航空发动机主轴轴承额定寿命的计算。
所述步骤S4包括以下分步骤：
S4.1、通过L-P理论的等效载荷模型，获取内滚道额定动载荷、外滚道额定动载荷、滚动体与内滚道接触的基本额定动载荷和滚动体与外滚道接触的基本额定动载荷；
所述内滚道额定动载荷为：
所述外滚道额定动载荷为：
所述滚动体与内滚道接触的基本额定动载荷为：
所述滚动体与外滚道接触的基本额定动载荷为：
其中，fi为主轴轴承内圈的沟道曲率半径系数，fe为主轴轴承外圈的沟道曲率半径系数，Dp为轴承节圆直径，Db为滚动体直径；
本发明实施例中，通过式(20)至(23)计算得出内滚道的额定动载荷为48655，外滚道的额定动载荷为73339，滚动体与内滚道接触的基本额定动载荷为68949，滚动体与外滚道接触的基本额定动载荷为120238。
S4.2、按照疲劳累积损伤原理，通过载荷分布模型获取滚动体分别与主轴轴承内圈和主轴轴承外圈接触的当量载荷；
滚动体同时绕轴承中心公转和绕自身轴线转动，滚动体每自转一周，依次与内圈外圈接触，在承载区域内受到载荷作用，按照疲劳累积损伤原理，所述滚动体与内滚道接触的当量载荷为：
Qebi＝QmaxJ1 (24)
所述滚动体与外滚道接触的当量载荷为：
Qebe＝QmaxJ2 (25)
其中，J1和J2是载荷分布T的函数，Qmax为最大滚动体载荷。
本发明的实施例中，通过式(24)和(25)计算得出滚动体与内、外滚道接触的当量载荷分别为884.5535、910.3766。
S4.3、根据运动模型、额定动载荷、基本额定动载荷和当量载荷，修正L-P疲劳寿命模型，获取航空发动机主轴轴承的额定寿命。
根据步骤S3中的运动模型、步骤S4.1中的额定动载荷、步骤S4.1中的基本额定动载荷和步骤S4.2中的当量载荷，修正L-P疲劳寿命模型，得出考虑主轴轴承内圈、主轴轴承外圈和滚动体寿命的航空发动机主轴轴承的额定寿命。
所述步骤S4.3中修正L-P疲劳寿命模型，获取航空发动机主轴轴承的额定寿命为：
式(26)中Ni、Ne和Nb由式(19)得到，分别为：
其中，Ni为主轴轴承内圈上每个接触点的应力循环次数，Ne为主轴轴承外圈上每个接触点的应力循环次数，Nb为主轴轴承滚动体上每个接触点的应力循环次数，ui为主轴轴承内圈转过一周时内圈上一点承受载荷次数，ue为主轴轴承内圈转过一周时外圈上一点承受载荷次数，ub为主轴轴承内圈转过一周时滚动体上一点承受载荷次数，z为滚动体数量。
本发明的实施例中，通过修正L-P模型得到的轴承额定寿命为11128百万转。
本发明工作原理为：首先分析过盈配合、工作温度、转速对工作游隙的影响，建立航空发动机主轴轴承的径向工作游隙计算方程，获取工作游隙；其次基于Hertz弹性接触理论，通过步骤S1中得到的工作游隙，进行主轴轴承的载荷分布分析，建立载荷分布模型；然后分析主轴轴承内圈、主轴轴承外圈和滚动体的运动状态，建立主轴轴承的运动模型；最后通过载荷分布模型和运动模型修正L-P疲劳寿命模型，进行航空发动机主轴轴承额定寿命的计算。
本发明主要应用于深沟球轴承，在计算过程中，以航空发动机主轴轴承的重要参数工作游隙为突破口，首先考虑过盈配合、工作温度、转速因素的影响计算轴承径向工作游隙，再基于Hertz弹性接触理论结合工作游隙，分析轴承的载荷分布，计算最大滚动体载荷；然后通过构建的寿命模型对轴承的额定寿命进行计算，在轴承额定寿命计算过程中，分析主轴轴承内圈、主轴轴承外圈和滚动体的运动状态，充分考虑了主轴轴承内圈、主轴轴承外圈和滚动体上每个接触点的应力循环次数与滚动体寿命的影响，从而使得后续计算的轴承额定寿命更符合轴承的实际工作寿命。本发明考虑了游隙变化对航空发动机主轴轴承额定寿命的影响，可以通过计算不同工作游隙下的额定寿命，确定最佳工作游隙区间，为航空发动机主轴轴承初始游隙的选取提供依据。

Claims (10)

1.一种考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、分析过盈配合、工作温度和转速对工作游隙的影响，建立航空发动机主轴轴承的径向工作游隙计算方程，获取工作游隙；
S2、基于Hertz弹性接触理论，通过步骤S1中得到的工作游隙，进行主轴轴承的载荷分布分析，建立载荷分布模型；
S3、分析主轴轴承内圈、主轴轴承外圈和滚动体的运动状态，建立主轴轴承的运动模型；
S4、通过载荷分布模型和运动模型修正L-P疲劳寿命模型，进行航空发动机主轴轴承额定寿命的计算。
2.根据权利要求1所述的考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，其特征在于，所述步骤S1包括以下分步骤：
S1.1、分析转速和工作温度对过盈配合的影响，获取主轴轴承内圈与轴配合的有效过盈量；
S1.2、获取有效过盈量引起的游隙变化量；
S1.3、获取工作温度引起的游隙变化量；
S1.4、获取离心力引起的游隙变化量；
S1.5、根据步骤S1.2、步骤S1.3和步骤S1.4得到的游隙变化量，获取在有效过盈量、工作温度和离心力影响下的工作游隙。
3.根据权利要求2所述的考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，其特征在于，所述步骤S1.1中转速对过盈配合的影响为过盈配合减小，减小量ΔIic为：
ΔIic＝2ρ1[0.25(Di+Di1)]3ω2·10-9/E1-2ρs[0.25(Di+Ds)]3ω2·10-9/Es (1)
所述工作温度对过盈配合的影响为过盈配合减小，减小量ΔIiT为：
ΔIiT＝Γ1ΔT1Di-ΓsΔTsDi (2)
所述主轴轴承内圈与轴配合的有效过盈量为：
Iiw＝Ii-ΔIiT-ΔIic (3)
其中，ρ1为主轴轴承内圈密度，ρs为轴密度，Di为轴承内径，Ds为空心轴内径，E1为内圈弹性模量，ES为轴弹性模量，Di1为主轴轴承内圈沟底直径，ω为主轴轴承内圈转速，Γ1为主轴轴承内圈的热膨胀系数，ΓS为轴的热膨胀系数，ΔT1为主轴轴承内圈的工作温度与环境温度的差值，ΔTs为轴的工作温度与环境温度的差值，Ii为轴与轴承初始安装过盈量。
4.根据权利要求3所述的考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，其特征在于，所述步骤S1.2中有效过盈量引起的游隙变化量为：
其中，v1为主轴轴承内圈的泊松比，vs为轴的泊松比；
所述步骤S1.3中工作温度引起的游隙变化量为：
ΔGT＝ΔGTo-ΔGTi-2GΔTB (5)
式(5)中，ΔGTi、ΔGTo和ΔGTB分别为：
ΔGTi＝Γ1Di1ΔT1 (6)
ΔGTo＝Γ2De1ΔT2 (7)
ΔGTB＝ΓbDbΔTb (8)
其中，ΔGTi为主轴轴承内圈的膨胀量，ΔGTo为主轴轴承外圈的膨胀量，ΔGTB为滚动体的膨胀量，Γ2为主轴轴承外圈热膨胀系数，Γb为滚动体热膨胀系数，De1为主轴轴承外圈沟底直径，Db为滚动体直径，ΔT2为主轴轴承外圈的温升，ΔTb为滚动体的温升；
所述步骤S1.4中离心力引起的游隙变化量为：
其中，r1为主轴轴承内径的一半，r2为主轴轴承内圈沟底直径的一半；
所述步骤S1.5中在有效过盈量、工作温度和离心力影响下的工作游隙为：
Gw＝G0-ΔGi-ΔGci+ΔGT (10)
其中，G0为初始游隙。
5.根据权利要求1所述的考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，其特征在于，所述步骤S2中载荷分布模型为：
其中，Fr为径向力，Gw为步骤S1得到的工作游隙，QΨ为作用载荷夹角为Ψ处的滚动体载荷，Qmax为最大滚动体载荷，Qmax由迭代法求解得到，T为轴承的载荷分布参数，δmax为最大弹性趋近量，K为弹性变形常数，Jr为载荷分布积分，z为滚动体数量。
6.根据权利要求1所述的考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，其特征在于，所述步骤S3中的运动模型包括主轴轴承内圈、主轴轴承外圈和滚动体在可靠度为90％时的应力循环次数，以及主轴轴承内圈转过一周时与其内外圈的运动状态有关的内圈上一点、外圈上一点和滚动体上一点承受载荷的次数。
7.根据权利要求6所述的考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，其特征在于，所述主轴轴承内圈转过一周时与其内外圈的运动状态有关的内圈上一点、外圈上一点和滚动体上一点承受载荷次数的计算公式为：
其中，ui为主轴轴承内圈转过一周时内圈上一点承受载荷次数，ue为主轴轴承内圈转过一周时外圈上一点承受载荷次数，ub为主轴轴承内圈转过一周时滚动体上一点承受载荷次数，Kn是由主轴轴承内外圈运动状态决定的系数，Dp为主轴轴承节圆直径，Db为滚动体直径，z为滚动体数量；
所述应力循环次数为：
其中，Q'c为各接触点应力循环次数N对应的额定接触动载荷，Q为当量载荷。
8.根据权利要求1所述的考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，其特征在于，所述步骤S4包括以下分步骤：
S4.1、通过L-P理论的等效载荷模型，获取内滚道额定动载荷、外滚道额定动载荷、滚动体与内滚道接触的基本额定动载荷和滚动体与外滚道接触的基本额定动载荷；
S4.2、按照疲劳累积损伤原理，通过载荷分布模型获取滚动体分别与主轴轴承内圈和主轴轴承外圈接触的当量载荷；
S4.3、根据运动模型、额定动载荷、基本额定动载荷和当量载荷，修正L-P疲劳寿命模型，获取航空发动机主轴轴承的额定寿命。
9.根据权利要求8所述的考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，其特征在于，所述内滚道额定动载荷为：
所述外滚道额定动载荷为：
所述滚动体与内滚道接触的基本额定动载荷为：
所述滚动体与外滚道接触的基本额定动载荷为：
其中，fi为主轴轴承内圈的沟道曲率半径系数，fe为主轴轴承外圈的沟道曲率半径系数，Dp为轴承节圆直径，Db为滚动体直径；
所述滚动体与内滚道接触的当量载荷为：
Qebi＝QmaxJ1 (24)
所述滚动体与外滚道接触的当量载荷为：
Qebe＝QmaxJ2 (25)
其中，J1和J2是载荷分布T的函数，Qmax为最大滚动体载荷。
10.根据权利要求9所述的考虑游隙变化的航空发动机主轴轴承额定寿命计算方法，其特征在于，所述步骤S4.3中修正L-P疲劳寿命模型，获取航空发动机主轴轴承的额定寿命为：
公式(26)中Ni、Ne和Nb分别为：
其中，Ni为主轴轴承内圈上每个接触点的应力循环次数，Ne为主轴轴承外圈上每个接触点的应力循环次数，Nb为主轴轴承滚动体上每个接触点的应力循环次数，ui为主轴轴承内圈转过一周时内圈上一点承受载荷次数，ue为主轴轴承内圈转过一周时外圈上一点承受载荷次数，ub为主轴轴承内圈转过一周时滚动体上一点承受载荷次数，z为滚动体数量。
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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111523212A (zh) * 2020-04-15 2020-08-11 吉林省北金机械科技有限公司 一种电主轴热误差预测模型的建立方法
CN111797361A (zh) * 2020-07-11 2020-10-20 淄博恒星轴承有限公司 一种长寿命耐高温纺织电机轴承
CN112067293A (zh) * 2020-09-29 2020-12-11 中国航空综合技术研究所 自润滑关节轴承磨损寿命预测模型修正方法
CN112343998A (zh) * 2020-11-06 2021-02-09 上海羿弓精密科技有限公司 Rv减速机圆锥轴承组件预紧量选配方法及系统和存储介质
CN112989513A (zh) * 2021-03-04 2021-06-18 河南科技大学 一种试验与数值计算相结合获取轴承工作游隙的方法
CN117077489A (zh) * 2023-08-23 2023-11-17 南京林业大学 一种基于有限元分析的滚轮轴承有效额定动载荷计算方法
CN117408614A (zh) * 2023-12-15 2024-01-16 阿尔卑斯系统集成(大连)有限公司 基于高精度模具的智能管理系统及方法
CN117990279A (zh) * 2024-04-03 2024-05-07 南京航空航天大学 一种航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104361408A (zh) * 2014-11-04 2015-02-18 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种航空发动机主轴承装配游隙选配方法
RU171841U1 (ru) * 2016-10-13 2017-06-19 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Саратовский государственный технический университет имени Гагарина Ю.А." (СГТУ имени Гагарина Ю.А.) Шариковый радиально-упорный подшипник
CN107577904A (zh) * 2017-11-01 2018-01-12 杭州电子科技大学 一种等寿命轮毂轴承的设计方法
CN107991098A (zh) * 2017-11-20 2018-05-04 中国航发哈尔滨轴承有限公司 航空发动机主轴轴承试验器
CN108266459A (zh) * 2017-12-08 2018-07-10 西安电子科技大学 基于轴承磨配间隙的机床主轴径向跳动计算方法
JP2018141479A (ja) * 2017-02-27 2018-09-13 株式会社不二越 ３点接触アンギュラ玉軸受

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104361408A (zh) * 2014-11-04 2015-02-18 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种航空发动机主轴承装配游隙选配方法
RU171841U1 (ru) * 2016-10-13 2017-06-19 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Саратовский государственный технический университет имени Гагарина Ю.А." (СГТУ имени Гагарина Ю.А.) Шариковый радиально-упорный подшипник
JP2018141479A (ja) * 2017-02-27 2018-09-13 株式会社不二越 ３点接触アンギュラ玉軸受
CN107577904A (zh) * 2017-11-01 2018-01-12 杭州电子科技大学 一种等寿命轮毂轴承的设计方法
CN107991098A (zh) * 2017-11-20 2018-05-04 中国航发哈尔滨轴承有限公司 航空发动机主轴轴承试验器
CN108266459A (zh) * 2017-12-08 2018-07-10 西安电子科技大学 基于轴承磨配间隙的机床主轴径向跳动计算方法

Non-Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ZHANG ZHIYONG ET.AL: "Influencing factors of the dynamic hysteresis in varying compliance vibrations of a ball bearing", 《SCIENCE CHINA》 *
付大鹏等: "基于Romax的风电机组主轴轴承接触应力分析", 《东北电力大学学报》 *
冷钢: "复合工况下高速滚动轴承的寿命和可靠性预测", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑（月刊）》 *
刘小虎等: "角接触球轴承工作游隙的计算", 《哈尔滨轴承》 *
叶振环: "航空发动机高速滚动轴承动力学行为研究", 《中国博士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑（月刊）》 *
张刚等: "滚动轴承最佳原始游隙的确定", 《机械设计与制造》 *
徐鹤琴: "滚动轴承内部载荷序列分析与寿命计算", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑（月刊）》 *
汪久根等: "深沟球轴承内部载荷序列与寿命计算", 《机械工程学报》 *

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111523212A (zh) * 2020-04-15 2020-08-11 吉林省北金机械科技有限公司 一种电主轴热误差预测模型的建立方法
CN111523212B (zh) * 2020-04-15 2023-05-26 长春科技学院 一种电主轴热误差预测模型的建立方法
CN111797361A (zh) * 2020-07-11 2020-10-20 淄博恒星轴承有限公司 一种长寿命耐高温纺织电机轴承
CN112067293A (zh) * 2020-09-29 2020-12-11 中国航空综合技术研究所 自润滑关节轴承磨损寿命预测模型修正方法
CN112343998A (zh) * 2020-11-06 2021-02-09 上海羿弓精密科技有限公司 Rv减速机圆锥轴承组件预紧量选配方法及系统和存储介质
CN112989513A (zh) * 2021-03-04 2021-06-18 河南科技大学 一种试验与数值计算相结合获取轴承工作游隙的方法
CN112989513B (zh) * 2021-03-04 2023-03-17 河南科技大学 一种试验与数值计算相结合获取轴承工作游隙的方法
CN117077489A (zh) * 2023-08-23 2023-11-17 南京林业大学 一种基于有限元分析的滚轮轴承有效额定动载荷计算方法
CN117408614A (zh) * 2023-12-15 2024-01-16 阿尔卑斯系统集成(大连)有限公司 基于高精度模具的智能管理系统及方法
CN117990279A (zh) * 2024-04-03 2024-05-07 南京航空航天大学 一种航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法

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