CN112212014A - 一种自适应调节航空发动机通风方式的活门设计方法 - Google Patents

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Abstract

本申请提供了一种自适应调节航空发动机通风方式的活门的设计方法，所述方法包括：确定发动机轴承腔通风结构的需求参数，所述需求参数包括封严引气压力范围、通风气进口压力范围、通风气出口压力限制值、通风流量范围、活门打开压力与关闭压力、活门打开时最小阻力、关闭时最大压差；根据所述轴承腔通风结构的需求参数初步确定活门的结构参数，所述结构参数包括活门通径、活门节流嘴当量通径、锥头滑阀行程、锥头滑阀的锥头长度和直径、弹簧尺寸；根据所述活门的结构参数确定在该结构参数下，活门的通风节流面积及节流阻力是否满足要求；若满足要求，则该结构参数为活门结构参数；若不满足要求，则迭代计算直至所述结构参数满足要求。

Description

一种自适应调节航空发动机通风方式的活门设计方法
技术领域
本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种自适应调节航空发动机通风方式的活门设计方法。
背景技术
在航空发动机中主轴承是非常重要的部件，其用于支承发动机轴实现可靠运转。为了使主轴承正常工作，通常将主轴承设置在有密封装置的轴承腔中，为其进行单独润滑。由于发动机的转速高，其密封装置需要引发动机的压缩空气来共同完成密封，进入轴承腔的空气可通过轴承腔通风系统排出发动机。
目前，发动机轴承腔通风方式通常采用自由通风或节流通风中的一种作为轴承腔通风排气方案。
如图1所示为轴承腔自由通风结构10，自由通风是指轴承腔内气体通过通风管路无节流排出轴承腔。具体的，发动机轴15通过主轴承16设置在轴承腔11内，供油管17深入发动机轴15内部，回油管18能够将供油管17喷出的润滑油进行回收。为了防止润滑油向外泄漏，其内设有密封装置14，密封装置14的后端连通封严引气管12，前端泄露的气体从通风管13排出。
如图2所示为轴承腔节流通风结构20，节流通风是指轴承腔内气体通过带有固定节流嘴的管路排出轴承腔。具体的，发动机轴25通过主轴承26设置在轴承腔21内，供油管27深入发动机轴25内部，回油管28能够将供油管27喷出的润滑油进行回收。为了防止润滑油向外泄漏，其内设有密封装置24，密封装置24的后端连通封严引气管22，前端泄露的气体从具有节流嘴29的通风管23排出。
从图1的轴承腔通风方案可以看出，通风管13的直径不变。而在图2所示的轴承腔通风方案中，由于在通风管23中增加了固定直径的节流嘴29，可以形成节流。
如图3所示，无论是图1所示的自由通风方案，还是图2所示的节流通风方案，在航空发动机实际工况时，密封装置14/24均会承受来自封严引气压力P1和来自轴承腔的压力P2，两压力之差称之为封严压差，封严引气压力大于轴承腔压力称为正向封严压差。
在发动机中应用上述两种通风方式时发现，采用自由通风结构时，在发动机低状态(发动机低状态是指此时发动机转速较低)时易建立正向封严压差，滑油极少泄漏，但发动机状态升高后，密封装置14承受压差过大，由此，大大减小了密封装置14的使用寿命，甚至提前损坏，如果损坏也会增加发动机引气量，影响发动机的性能和安全；而采用节流通风结构时，在发动机高状态(发动机高状态是指此时发动机转速较高)时，密封装置24承受的封严压差在工作压力范围内，对密封装置24的寿命影响较小，但当发动机状态降低后，密封装置24两侧不易产生足够的正向封严压差，以保证轴承腔内滑油不泄漏，有时甚至产生反向封严压差，极易引起滑油泄漏，同样给发动机的性能和安全带来隐患。
发明内容
本申请的目的是提供了一种自适应调节航空发动机通风方式的活门的设计方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种自适应调节航空发动机通风方式的活门的设计方法，所述活门包括具有通风气进口和通风气出口的通风管道以及具有封严气入口的封严管道，所述通风管道与封严管道交汇，所述活门的封严管道内设有锥头滑阀，所述锥头滑阀使封严管道形成封闭环境且所述锥头滑阀在弹簧的作用下能够在封严管道内滑动，以使封严管道和通风管道在交汇处形成可变的节流面积，所述设计方法包括：
确定发动机轴承腔通风结构的需求参数，所述需求参数包括封严引气压力范围、通风气进口压力范围、通风气出口压力限制值、通风流量范围、活门打开压力与关闭压力、活门打开时最小阻力、关闭时最大压差；
根据所述轴承腔通风结构的需求参数初步确定活门的结构参数，所述结构参数包括活门通径、活门节流嘴当量通径、锥头滑阀行程、锥头滑阀的锥头长度和直径、弹簧尺寸；
根据所述活门的结构参数确定在该结构参数下，活门的通风节流面积及节流阻力是否满足要求；若满足要求，则该结构参数为活门结构参数；若不满足要求，则迭代计算直至所述结构参数满足要求。
进一步的，所述活门的结构参数与发动机轴承腔通风结构需求参数在活门处于打开状态下满足如下表达式：
Figure BDA0002690213060000031
P0S0≤F弹簧+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦
式中，P0是封严气压力，S0是锥头滑阀端面，P1是通风气入口压力，P2是通风气出口压力，S2是锥头滑阀中的锥头底面积，F弹簧是活门中弹簧的弹力，F摩擦是锥头滑阀移动时产生的摩擦力。
进一步的，所述活门的结构参数与发动机轴承腔通风结构需求参数在活门处于关闭状态下满足如下表达式：
P0S0≥F弹簧+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦
式中，P0是封严气压力，S0是锥头滑阀端面，P1是通风气入口压力，P2是通风气出口压力，S2是锥头滑阀中的锥头底面积，F弹簧是活门中弹簧的弹力，F摩擦是锥头滑阀移动时产生的摩擦力。
进一步的，所述活门的结构参数与发动机轴承腔通风结构需求参数在活门处于过渡状态下满足如下表达式：
P0S0>F弹簧(小)+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦
P0S0<F弹簧(大)+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦
式中，P0是封严气压力，S0是锥头滑阀端面，P1是通风气入口压力，P2是通风气出口压力，S2是锥头滑阀中的锥头底面积，F弹簧是活门中弹簧的弹力，F摩擦是锥头滑阀移动时产生的摩擦力。
进一步的所述通风节流面积
节流面积当量直径
Figure BDA0002690213060000041
式中，△S为锥头滑阀中锥头伸入弹簧座后锥头截面与弹簧座端面的面积差值，D0为弹簧座直径，d1为锥头滑阀的锥头与弹簧座端部的截面直径，
Figure BDA0002690213060000042
d为锥头滑阀中的锥头底面直径，L为锥头滑阀的锥头底面与截面的距离，L1为锥头滑阀的锥头尖部与截面的距离。
进一步的，在所述通风节流面积下及发动机状态得到的节流阻力
Figure BDA0002690213060000043
式中，ξ是局部阻力系数，v是气体流速，g是重力加速度。
本申请提供的自适应调节航空发动机通风方式的活门设计方法采用了自由通风与节流通风相结合的设计方法，能够保证通风活门在预想的发动机状态下进行转换，既保留了自由通风在低状态时易建立可靠的封严压差，不易造成发动机滑油泄漏，又保留了高状态时节流通风可以使封严压差处于合理范围内，提高密封装置使用寿命；同时也规避了自由通风在高状态和节流通风在低状态时的缺点。利用本申请的方法设计的活门可用于发动机外部，便于维修。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为现有技术中发动机轴承腔自由通风结构示意图。
图2为现有技术中发动机轴承腔节流通风结构示意图。
图3为现有技术中通风结构的密封装置承受引气压力示意图。
图4为本申请中自适应调节通风方式的活门打开状态示意图。
图5为本申请中自适应调节通风方式的活门关闭状态示意图。
图6为本申请中自适应调节通风方式的活门过渡状态示意图。
图7为本申请的节流结构示意图。
图8为通过本申请的设计方法得到的活门使用状态示意图。
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例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
为了克服现有技术中所提出的问题，本申请提出了一种能够实现自适应调节航空发动机通风方式的活门及其设计方法。其中，所述活门安装在发动机外部，其可根据发动机状态自动改变通风方式，即：当发动机处于低状态(转速较低)时，实现自由通风，建立良好的封严压差，避免滑油泄漏；当发动机处于高状态(转速较高)时，实现节流通风，使密封装置承受的压差在合理范围内，提高密封装置使用寿命。
首先，本申请提供一种机械式控制发动机通风方式的活门，所述活门包括壳体31、端盖32、锥头滑阀33、弹簧34及弹簧座35。壳体31为三通式结构，其中部具有竖孔，横向为贯穿的通孔，竖孔用来通入通风气。锥头滑阀33设置在横向通孔左侧部位，且能够横向向右侧移动。锥头滑阀33横向移动时，其端部的锥头能够缓慢的对横向通孔与竖向通孔的交汇部位进行封堵节流。在横向通孔的右侧部位设置弹簧座35，弹簧座35的内径与锥头滑阀33的锥头实现配合。在弹簧座35与锥头滑阀33之间设置弹簧34，通过弹簧34的弹性力以控制锥头滑阀33克服封严引气压力实现向左复位。在壳体31的左侧设置与之相固定的端盖32，端盖32用来实现锥头滑阀33的限位，其中端盖32中部设有封严引气入口，封严引气能够推动锥头滑阀33向右移动。
由于封严引气与发动机状态正相关性极强且无滞后性，发动机轴承腔结构和工况不发生改变时，轴承腔压力受通风量的影响，通风量变大轴承腔腔压减小，通风量变小轴承腔腔压增大。
因此，在本申请中利用发动机自身的封严引气来控制设置在发动机轴承腔之外的活门中的锥头滑阀位置，进而调节通风管路的当量孔直径，从而实现自由通风与节流通风的切换，合理控制轴承腔腔压，保证发动机在低状态时，建立正向压差，轴承腔内滑油不泄漏；发动机在高状态时，密封装置承受的压差在合理范围内，不损害密封装置寿命。
为了能够保证活门实现上述功能，本申请中提供的活门设计方法包括如下步骤：
一、确定发动机轴承腔通风系统的主要参数
本申请中的活门是通风系统的主要部件，同时控制气源选用发动机的封严引气，设计前需要明确和确定相关参数，所述相关参数主要包括：封严引气压力范围、通风进口压力范围、通风出口压力限制值、通风流量范围、活门打开压力、活门关闭压力、打开时最小阻力、关闭时最大压差等。
二、初步确定活门结构参数
根据步骤一中给定的相关参数，初步确定活门的结构参数，结构参数包括：活门的通径、活门节流嘴当量通径、锥头滑阀的行程、锥头滑阀中锥头的长度和直径、弹簧的相关尺寸等。
其中，根据本申请的工作原理，活门结构参数与通风系统参数满足如下关系：
2.1打开状态
如图4所示，当发动机处于低状态时，发动机封严引气压力较低，此时：P0S0≤F弹簧+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦 (1)
锥头滑阀33的位置处于最左侧，通风流路当量直径保持在最大，即轴承腔通风为自由通风，让轴承强压力尽可能低，使封严引气压力高于轴承腔压力一定量值(如≥10kPa)，保证轴承腔内滑油不泄漏。
2.2关闭状态
如图5所示，当发动机处于高状态时，发动机封严引气压力较高，此时：P0S0≥F弹簧+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦 (2)
锥头滑阀33到达壳体31的限位处，通风流路当量直径减到最小，即轴承腔通风为节流通风，此状态可大幅提高了轴承腔压力，使封严引气压力与轴承腔压力之差不大于一定量值(例如≯180kPa)，可以大大延长密封装置使用寿命。
2.3过渡状态
如图6所示，当发动机在上述打开状态和关闭状态之间时，封严引气压力处于中间值，此时锥头滑阀33的受力方程是：
P0S0>F弹簧(小)+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦 (3)
P0S0<F弹簧(大)+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦 (4)
上述公式中，P0是封严气压力，S0是锥头滑阀端面，P1是通风气入口压力，P2是通风气出口压力，S2是锥头滑阀中的锥头底面积，F弹簧是活门中弹簧的弹力，F摩擦是锥头滑阀移动时产生的摩擦力。
当锥头滑阀33受力满足式3时，活门由图4状态向图5状态过渡，此时弹簧力由小逐渐增大，锥头滑阀33已开始移动但未到达止口，通风流路当量直径在最大和最小之间，轴承腔通风，从由自由通风向节流通风状态过渡(前半程近似自由通风，后半程近似节流通风)；相反，当锥头滑阀33受力满足4式时，活门由图5状态向图4状态过渡，过渡状态如图6所示，此时弹簧力由大逐渐减小，从节流通风向自由通风过渡。式3、式4中F摩擦为矢量，方向与滑阀方向相反。
三、通风管路节流阻力计算
当活门完全打开时，通风气出口直径与通风气进口直径相等，弹簧座35内径与通风气出口直径相等，此时活门不节流；当锥头滑阀开始移动时，锥头向弹簧座35移动，与弹簧座35内径形成环形面积，使通风气产生节流。
如图7所示，当锥滑阀锥头进入弹簧座时，节流面积计算公式如下：
Figure BDA0002690213060000081
其中，
Figure BDA0002690213060000082
△S为锥头滑阀中锥头伸入弹簧座后锥头截面与弹簧座端面的面积差值，D0为弹簧座直径，d1为锥头滑阀的锥头与弹簧座端部的截面直径，d为锥头滑阀中的锥头底面直径，L为锥头滑阀的锥头底面与截面的距离，L1为锥头滑阀的锥头尖部与截面的距离。
则，节流面积当量直径
Figure BDA0002690213060000083
在确定活门结构后，根据发动机状态可计算此时的节流阻力：
Figure BDA0002690213060000084
其中，ξ是局部阻力系数，v是气体流速，g是重力加速度。
从步骤二的活门结构参数设计开始，即需反复迭代计算，直到得到一组匹配及满意的参数，使发动机在全状态下，满意地完成通风方式的转换。
如图8所示，本申请提供的活门40应用于轴承腔通风引气结构30中，利用发动机自身的封严引气32，控制活门中的锥头滑阀位置，以调节通风管33的当量直径，从而实现自由通风与节流通风相切换，控制轴承腔31腔压，保证发动机低状态时密封装置34具有正向压差，轴承腔内滑油(滑油从供油管37伸入主轴35内，主轴35通过轴承36支撑，滑油由回油管38流回)不泄漏，发动机高状态时，密封装置34承受的压差在合理范围内，不损害密封装置34的寿命。
本申请提供的自适应调节航空发动机通风方式的活门设计方法相比于现有技术来说，采用了自由通风与节流通风相结合的设计方法，能够保证通风活门在预想的发动机状态下进行转换，既保留了自由通风在低状态时易建立可靠的封严压差，不易造成发动机滑油泄漏，又保留了高状态时节流通风可以使封严压差处于合理范围内，提高密封装置使用寿命；同时也规避了自由通风在高状态和节流通风在低状态时的缺点。利用本申请的方法设计的活门可用于发动机外部，便于维修。
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 (6)

1.一种自适应调节航空发动机通风方式的活门的设计方法，其特征在于，所述活门包括具有通风气进口和通风气出口的通风管道以及具有封严引气入口的封严管道，所述通风管道与封严管道交汇，所述活门的封严管道内设有锥头滑阀，所述锥头滑阀使封严管道形成封闭环境且所述锥头滑阀在弹簧的作用下能够在封严管道内滑动，以使封严管道和通风管道在交汇处形成可变的节流面积，所述设计方法包括：
确定发动机轴承腔通风结构的需求参数，所述需求参数包括封严引气压力范围、通风气进口压力范围、通风气出口压力限制值、通风流量范围、活门打开压力与关闭压力、活门打开时最小阻力、关闭时最大压差；
根据所述轴承腔通风结构的需求参数初步确定活门的结构参数，所述结构参数包括活门通径、活门节流嘴当量通径、锥头滑阀行程、锥头滑阀的锥头长度和直径、弹簧尺寸；
根据所述活门的结构参数确定在该结构参数下，活门的通风节流面积及节流阻力是否满足要求；若满足要求，则该结构参数为活门结构参数；若不满足要求，则迭代计算直至所述结构参数满足要求。
2.如权利要求1所述的自适应调节航空发动机通风方式的活门设计方法，其特征在于，所述活门的结构参数与发动机轴承腔通风结构需求参数在活门处于打开状态下满足如下表达式：
P0S0≤F弹簧+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦
式中，P0是封严气压力，S0是锥头滑阀端面，P1是通风气入口压力，P2是通风气出口压力，S2是锥头滑阀中的锥头底面积，F弹簧是活门中弹簧的弹力，F摩擦是锥头滑阀移动时产生的摩擦力。
3.如权利要求2所述的自适应调节航空发动机通风方式的活门设计方法，其特征在于，所述活门的结构参数与发动机轴承腔通风结构需求参数在活门处于关闭状态下满足如下表达式：
P0S0≥F弹簧+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦
式中，P0是封严气压力，S0是锥头滑阀端面，P1是通风气入口压力，P2是通风气出口压力，S2是锥头滑阀中的锥头底面积，F弹簧是活门中弹簧的弹力，F摩擦是锥头滑阀移动时产生的摩擦力。
4.如权利要求3所述的自适应调节航空发动机通风方式的活门设计方法，其特征在于，所述活门的结构参数与发动机轴承腔通风结构需求参数在活门处于过渡状态下满足如下表达式：
P0S0>F弹簧(小)+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦
P0S0<F弹簧(大)+P1(S0-S2)+P2S2+F摩擦
式中，P0是封严气压力，S0是锥头滑阀端面，P1是通风气入口压力，P2是通风气出口压力，S2是锥头滑阀中的锥头底面积，F弹簧是活门中弹簧的弹力，F摩擦是锥头滑阀移动时产生的摩擦力。F弹簧(小)表示弹簧力较小，F弹簧(大)表示弹簧力较大。
5.如权利要求1至4任一所述的自适应调节航空发动机通风方式的活门的设计方法，其特征在于，所述通风节流面积
Figure FDA0002690213050000021
节流面积当量直径
Figure FDA0002690213050000022
式中，△S为锥头滑阀中锥头伸入弹簧座后锥头截面与弹簧座端面的面积差值，D0为弹簧座直径，d1为锥头滑阀的锥头与弹簧座端部的截面直径，
Figure FDA0002690213050000023
d为锥头滑阀中的锥头底面直径，L为锥头滑阀的锥头底面与截面的距离，L1为锥头滑阀的锥头尖部与截面的距离。
6.如权利要求5所述的自适应调节航空发动机通风方式的活门的设计方法，其特征在于，在所述通风节流面积下及发动机状态得到的节流阻力
Figure FDA0002690213050000031
式中，ξ是局部阻力系数，v是气体流速，g是重力加速度。
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