CN110378014B - 一种航空发动机通风系统设计方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机滑油设计技术领域，涉及一种航空发动机通风系统设计方法。所述方法包括：给定初始附件机匣腔压，计算各轴承腔的腔压及各轴承腔的气体泄漏量；步骤S2、根据各轴承腔的气体泄漏量计算附件机匣的总通风量；步骤S3、根据总通风量计算离心通风器的通风器压差；步骤S4、根据通风器压差，计算所述附件机匣的腔压；将步骤S4的附件机匣腔压替换步骤S1的附件机匣腔压，进行迭代计算，直至步骤S4计算的附件机匣的腔压收敛。通过上述方法输出各腔腔压及泄漏量等计算结果，能够大幅提高计算效率，计算结果满足了各个航空发动机型号的滑油系统方案设计和详细设计。

Description

一种航空发动机通风系统设计方法

技术领域

本申请属于航空发动机滑油设计技术领域，特别涉及一种航空发动机通风系统设计方法。

背景技术

航空发动机通风系统是润滑系统的一部分，起保证发动机轴承腔封严气流保持正压差，调节轴承腔、滑油箱、附件机匣等部位的压力水平，最终将密封泄漏空气排至机外的作用。通风系统一般指从封严腔开始，经过密封装置、轴承腔、通风管路、附件机匣、离心通风器、高空活门等部位，最终排至外界环境。常用的密封装置包括蓖齿密封、石墨密封等。常用的轴承腔通风形式有自由通风、轴心通风和节流通风，目前国内外先进战斗机发动机常用自由通风和节流通风的组合形式，自由通风与节流通风的区别就在于轴承腔排气的通风管内是否有节流孔，通过设置节流孔将轴承腔压力憋高，一方面为了满足密封装置的封严压差要求，一方面为了减少密封泄漏量，进而减少滑油消耗。

通风系统的通风流量及腔压是进行后期滑油系统设计的输入，精准的数据能够可以为航空发动机滑油系统设计过程提供支持。通风系统计算过程需要根据各个部件的阻力特性来计算通风器流路中的压力分布和流经各部位的通风量，需要与空气系统进行联合迭代计算，封严腔就作为通风系统和空气系统计算的分界边界点，传统计算方法对通风系统做出较多简化，比如假定某个部件压差保持不变，只计算关键部件的流动影响，只通过手动几次迭代计算就得到计算结果。

现有技术中，申请号为CN201210098346.0的中国专利中，提到了一种航空发动机轴承腔通风设计方法，提出了轴承腔节流通风元件的阻力特性计算方法，并通过对单个轴承腔前后位置的管路段进行迭代计算，当节流孔流量与密封装置的流量结果足够接近时完成迭代计算。该方法对单个轴承腔基于进出口流量守恒的计算，但没有针对整个通风系统的计算过程统筹考虑，无法针对通风系统整个流路进行迭代计算。

发明内容

为了解决上述问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机通风系统设计方法。所述方法包括计算所述通风系统的各腔腔压及通风量，以及根据所述腔压及通风量进行滑油系统方案设计，所述通风系统包括多个轴承腔，各轴承腔的油气通过通风管汇合后进入附件机匣，再通过离心通风器和高空活门后排至机外环境，计算所述通风系统的各腔腔压及通风量包括：

步骤S1、假定各轴承腔的腔压与附件机匣的腔压相同，初始情况下，所述附件机匣的腔压等于外界大气压，根据各轴承腔与对应封严腔的压差，计算各轴承腔的腔压，以及各轴承腔的气体泄漏量；

步骤S2、根据各轴承腔的气体泄漏量计算所述附件机匣内的总通风量；

步骤S3、根据所述总通风量、离心通风器的转速及离心通风器的压差特性数据，计算得到离心通风器的通风器压差；

步骤S4、根据所述通风器压差、预先获知的高空活门的压差及机外环境压力，计算所述附件机匣的腔压；

将步骤S4的附件机匣腔压替换步骤S1的附件机匣腔压，或者将步骤S4的附件机匣腔压根据设定函数转换后替换步骤S1的附件机匣腔压，重新进行计算，直至步骤S4计算的附件机匣的腔压收敛，输出各轴承腔的腔压及各轴承腔的气体泄漏量。

优选的是，计算所述通风系统的各腔腔压及通风量时包括：

忽略通风管上的沿程阻力；

忽略回油泵对通风的影响；以及

通风管上的节流嘴为绝热流动。

优选的是，所述步骤S1中，采用迭代方式计算各轴承腔的腔压及气体泄漏量，直至气体泄漏量收敛。

优选的是，步骤S3中，压差特性数据的计算包括：

根据仿真计算，获得离心通风器压差随离心通风器转速及总通风量的变化特性数组，作为压差特性数据。

优选的是，步骤S3中，压差特性数据的计算包括：

根据试验，获得离心通风器压差随离心通风器转速及总通风量的变化特性数组，作为压差特性数据。

优选的是，步骤S3中，计算得到离心通风器的通风器压差包括：

通过插值的方式，计算所述通风器压差。

优选的是，所述附件机匣的腔压收敛包括：

满足∣Pf1-Pf∣/Pf1≤δ0时，循环迭代结束，其中Pf1为某次循环过程中，步骤S4计算的附件机匣腔压，Pf为该次循环过程中，步骤S1采用的附件机匣腔压，δ0取0.001～0.002中的某个值。

优选的是，将步骤S4的附件机匣腔压Pf1根据设定函数转换后替换步骤S1的附件机匣腔压Pf包括：

Pf＝f1×Pf+f2×Pf1，

其中，f1和f2为系数，f1+f2＝1。

本发明的关键点在于：

1.根据实际发动机结构特征灵活增减轴承腔的数量，将多个轴承腔同时参与计算；

2.建立从封严腔到机外环境的通风系统完整流路的计算流程。

本发明提出了一种适用于航空发动机整个通风系统流路的腔压迭代计算方法，可以根据发动机实际情况灵活增加轴承腔数量，并将所有轴承腔同时参与计算，建立一套从封严腔到机外环境的通风系统完整流路的计算流程，并统一输入边界参数，实现多工况批量计算。该方法解决了传统方法无法对整个通风系统迭代计算的问题，且能够大幅提升计算效率，该方法可以为航空发动机滑油系统设计过程提供支持。

附图说明

图1是本申请航空发动机通风系统设计方法腔压计算流程图。

图2是本申请一优选实施例的通风系统结构示意图。

其中，1-前腔，2-中腔，3-后腔，4-附件机匣，5-通风管，6～7-节流嘴，8-离心通风器，9-高空活门，10～14、17～18为石墨密封，15～16为蓖齿密封。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请提供了一种航空发动机通风系统设计方法，所述方法包括计算所述通风系统的各腔腔压及通风量，以及根据所述腔压及通风量进行滑油系统方案设计。

首先参考图2，以某假定发动机的通风系统为例，系统原理如图1所示，发动机共分前、中、后3个轴承腔，简称前腔、中腔、后腔，前腔1有1个石墨密封10，为自由通风；中腔2有4个石墨密封11、12、13、14，中腔为节流通风，排气通风管上有1个节流嘴6；后腔3有2个蓖齿密封15、16和2个石墨密封17、18组成，后腔为节流通风，排气通风管上有1个节流嘴7。三个腔的油气通过通风管5汇合后进入附件机匣4，再通过离心通风器8和高空活门9后排至机外环境。

参考图1，计算所述通风系统的各腔腔压及通风量包括：

步骤S1、假定各轴承腔的腔压与附件机匣4的腔压相同，初始情况下，所述附件机匣的腔压等于外界大气压，根据各轴承腔与对应封严腔的压差，计算各轴承腔的腔压，以及各轴承腔的气体泄漏量。

步骤S1中，先假定附加腔压Pf，首次计算可以设为等于大气压力P0，之后计算各轴承腔的密封泄漏量：先假定前腔腔压Pq1＝中腔腔压Pq2＝后腔腔压Pq3＝Pf，各轴承腔根据各封严腔压力与轴承腔的压差，并结合各密封结构尺寸计算得到各密封的泄漏量，进而得到前腔密封泄漏量G1、中腔密封泄漏量G2、后腔密封泄漏量G3，其中中腔和后腔的密封泄漏量计算需经过内层迭代计算，当计算收敛后得到新的腔压Pq2和Pq3。此处根据实际发动机结构特征灵活增减轴承腔的数量。

步骤S2、根据各轴承腔的气体泄漏量计算所述附件机匣4内的总通风量。

步骤S2中，计算得到总通风量Gz＝G1+G2+G3。

步骤S3、根据所述总通风量Gz、离心通风器8的转速n3及离心通风器8的压差特性数据，计算得到离心通风器8的通风器压差△P1。

步骤S4、根据所述通风器压差、预先获知的高空活门9的压差及机外环境压力，计算所述附件机匣4的腔压。

步骤S4中，计算高空活门压差△P2：高空活门是定压差活门，且低于某高度是保持开通，压差为固定值。之后，从机外环境反算得到新的附件腔压Pf1＝P0+△P2+△P1。

将步骤S4的附件机匣腔压替换步骤S1的附件机匣腔压，或者将步骤S4的附件机匣腔压根据设定函数转换后替换步骤S1的附件机匣腔压，重新进行计算，直至步骤S4计算的附件机匣的腔压收敛，输出各轴承腔的腔压及各轴承腔的气体泄漏量。

由于流动过程复杂性，计算过程首先需要进行某些假设：1.忽略通风管上的沿程阻力；2.忽略回油泵对通风的影响；3.节流嘴为绝热流动。

本申请步骤S1中，采用迭代方式计算各轴承腔的腔压及气体泄漏量，直至气体泄漏量收敛，参考图1，迭代收敛计算主要是针对中腔及后腔，根据轴承腔各密封处的气体泄漏量G与节流孔总流量Gj，计算两者偏差，如果小于设定值则认为收敛，步骤S1的计算过程可以参考背景技术中涉及的专利，此处不再赘述。

在一些可选实施方式中，步骤S3中，压差特性数据的计算包括：

根据仿真计算，获得离心通风器压差随离心通风器转速及总通风量的变化特性数组，作为压差特性数据。备选实施方式中，也可以根据试验，获得离心通风器压差随离心通风器转速及总通风量的变化特性数组，作为压差特性数据。

之后，在步骤S3中，通过插值的方式，计算所述通风器压差。

在一些可选实施方式中，所述附件机匣的腔压收敛包括：

满足∣Pf1-Pf∣/Pf1≤δ0时，循环迭代结束，其中Pf1为某次循环过程中，步骤S4计算的附件机匣腔压，Pf为该次循环过程中，步骤S1采用的附件机匣腔压，δ0取0.001～0.002中的某个值。

在一些可选实施方式中，将步骤S4的附件机匣腔压Pf1根据设定函数转换后替换步骤S1的附件机匣腔压Pf包括：

Pf＝f1×Pf+f2×Pf1，

其中，f1和f2为系数，f1+f2＝1。

本申请可以通过制定标准格式的边界条件输入文件，统一读取发动机多个工况边界参数，实现多工况批量计算，再次参考图1，可以按照以下流程事先获取需要进行计算的参数，这些参数包括：

各处密封结构尺寸，结构尺寸与低速轴转速n1、高速轴转速n2共同用于计算密封泄漏量；

根据仿真计算或者试验，得到离心通风器压差△P1随转速n3、总通风量Gz的变化特性数组；

不同海拔高度下H的当地大气压力P0特性数据；

以及需要计算的多个工况参数，包括9处密封前的封严腔压力P1～P9和封严腔温度T1～T9、飞行高度H、低速轴转速n1、高速轴转速n2、离心通风器转速n3。将这些工况边界参数定制成标准化格式的输入文件，在程序中设置统一读取该标准格式输入文件的代码，当点击开始运行键时程序自动逐个计算所有工况，实现多工况批量计算的效果。

然后，进行循环迭代计算，当迭代参数足够接近时，认为满足收敛，计算结束。该循环迭代计算分两层，外层是基于附件机匣内压力，即附件腔压Pf的循环迭代，内层是基于轴承腔腔压Pq的循环迭代(步骤S1)。

本发明一种提出了适用于航空发动机整个通风系统流路的腔压迭代计算方法，根据实际发动机结构特征灵活增减轴承腔的数量，将多个轴承腔同时参与计算，建立从封严腔到机外环境的通风系统完整流路的计算流程，使计算流程更完整，统一读取发动机多个工况边界参数，实现多工况批量计算(计算结果包括：前、中、后腔压力、附件腔压、通风量G1、G2、G3)，能够大幅提高计算效率，该方法将可以适用于各个航空发动机型号的滑油系统方案设计和详细设计阶段，应用前景十分广阔。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种航空发动机通风系统设计方法，其特征在于，所述方法包括计算所述通风系统的各腔腔压及通风量，以及根据所述腔压及通风量进行滑油系统方案设计，所述通风系统包括多个轴承腔，各轴承腔的油气通过通风管(5)汇合后进入附件机匣(4)，再通过离心通风器(8)和高空活门(9)后排至机外环境，计算所述通风系统的各腔腔压及通风量包括：

步骤S1、假定各轴承腔的腔压与附件机匣(4)的腔压相同，初始情况下，所述附件机匣的腔压等于外界大气压，根据各轴承腔与对应封严腔的压差，计算各轴承腔的腔压，以及各轴承腔的气体泄漏量；

步骤S2、根据各轴承腔的气体泄漏量计算所述附件机匣(4)内的总通风量；

步骤S3、根据所述总通风量、离心通风器(8)的转速及离心通风器(8)的压差特性数据，计算得到离心通风器(8)的通风器压差；

步骤S4、根据所述通风器压差、预先获知的高空活门(9)的压差及机外环境压力，计算所述附件机匣(4)的腔压；

将步骤S4的附件机匣腔压替换步骤S1的附件机匣腔压，或者将步骤S4的附件机匣腔压根据设定函数转换后替换步骤S1的附件机匣腔压，重新进行计算，直至步骤S4计算的附件机匣的腔压收敛，输出各轴承腔的腔压及各轴承腔的气体泄漏量；

其中，步骤S3中，压差特性数据的计算包括：

根据仿真计算，获得离心通风器压差随离心通风器转速及总通风量的变化特性数组，作为压差特性数据；或者根据试验，获得离心通风器压差随离心通风器转速及总通风量的变化特性数组，作为压差特性数据；

其中，使所述附件机匣的腔压收敛包括：

满足∣Pf1-Pf∣/Pf1≤δ0时，循环迭代结束，其中Pf1为某次循环过程中，步骤S4计算的附件机匣腔压，Pf为该次循环过程中，步骤S1采用的附件机匣腔压，δ0取0.001～0.002中的某个值。

2.如权利要求1所述的航空发动机通风系统设计方法，其特征在于，计算所述通风系统的各腔腔压及通风量时包括：

忽略通风管(5)上的沿程阻力；

忽略回油泵对通风的影响；以及

通风管(5)上的节流嘴为绝热流动。

3.如权利要求1所述的航空发动机通风系统设计方法，其特征在于，所述步骤S1中，采用迭代方式计算各轴承腔的腔压及气体泄漏量，直至气体泄漏量收敛。

4.如权利要求1所述的航空发动机通风系统设计方法，其特征在于，步骤S3中，计算得到离心通风器(8)的通风器压差包括：

通过插值的方式，计算所述通风器压差。

5.如权利要求1所述的航空发动机通风系统设计方法，其特征在于，将步骤S4的附件机匣腔压Pf1根据设定函数转换后替换步骤S1的附件机匣腔压Pf包括：

Pf＝f1×Pf+f2×Pf1，

其中，f1和f2为系数，f1+f2＝1。

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