CN113343357A - 一种航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法。包括：步骤一、获取航空发动机高低压转子结构；步骤二、分析所述航空发动机高低压转子结构中，对高低压转子间径向间隙产生影响的因素，所述对高低压转子间径向间隙产生影响的因素包括尺寸公差、形位公差、轴承游隙；步骤三、构建航空发动机高低压转子间径向间隙计算模型，计算高低压转子间径向间隙。本申请的航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，考虑了尺寸公差、形位公差、轴承游隙等多因素的影响，考虑因素更加全面，与发动机实际装配后间隙更加接近，为准确分析和评估通过中介轴承支撑的转子间间隙提供了较为准确的数据支持。

Description

一种航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法

技术领域

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法。

背景技术

航空发动机径向间隙对发动机性能、轴向力、振动、冷却等有着重要的影响，但部分间隙无法在整机装配和试车中进行直接测量，需依靠计算分析来判断间隙情况。随着航空涡扇发动机技术的发展，转子多为双转子发动机或三转子发动机，多转子发动机经常会用到中介轴承支撑，即轴承支撑在两个转子之间。相对于非中介轴承，通过中介轴承支撑发动机承力结构相对复杂，因此多个转子间的径向间隙计算应考虑多重因素。间隙过大会不利于封严，引起封严腔泄漏；间隙过小，会带来碰磨，引起整机振动增大，还会引起封严衰减过快。

目前航空发动机高压转子和低压转子间的径向间隙计算，往往采用将间隙外环半径减去内环半径的计算方法，计算时未考虑轴承游隙、支点同轴度等的影响，计算结果与实际存在较大偏差。

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缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，包括：

步骤一、获取航空发动机高低压转子结构；

步骤二、分析所述航空发动机高低压转子结构中，对高低压转子间径向间隙产生影响的因素，所述对高低压转子间径向间隙产生影响的因素包括尺寸公差、形位公差、轴承游隙；

步骤三、构建航空发动机高低压转子间径向间隙计算模型，计算高低压转子间径向间隙。

在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，所述航空发动机高低压转子结构包括低压转子部件、静子部件以及高压转子部件，所述航空发动机高低压转子结构由前端至后端依次设置有第一支点、第二支点、第三支点以及第四支点，其中，

所述静子部件的前端与所述低压转子部件的前端通过第一支点轴承连接，所述静子部件的后端与所述低压转子部件的后端通过第四支点轴承连接；

所述高压转子部件的前端与所述静子部件的前端通过第二支点轴承连接，所述高压转子部件的后端与所述低压转子部件的后端通过第三支点中介轴承连接；

所述低压转子部件的后端设置有间隙外环，所述高压转子部件的后端设置有与所述间隙外环相适配的间隙内环。

在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，所述对高低压转子间径向间隙产生影响的因素包括：

静子部件的静子机匣受前安装边以及后安装边的影响，导致第一支点与第二支点之间产生不同心度t₁₂，第二支点与第四支点之间产生不同心度t₄₂，从而导致低压转子部件产生偏斜；

安装于低压转子部件的第三支点中介轴承、第四支点轴承之间的零组件受前安装边以及后安装边的影响，导致第三支点中介轴承、第四支点轴承之间产生不同心度t₃₄，从而导致高压转子部件产生偏斜；

受各支点轴承径向游隙不同的影响，低压转子部件与高压转子部件之间产生偏斜；

受低压转子部件以及高压转子部件偏斜的影响，间隙外环和间隙内环之间的间隙C1随转子的偏斜发生变化；

受到工作载荷的影响，间隙外环和间隙内环形成的间隙C1随间隙外环热态变形Δ_外和间隙内环的热态变形Δ_内发生变化。

在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，所述对高低压转子间径向间隙产生影响的因素还包括：

受本身形位公差的影响，间隙外环相对于本身装配基准产生偏斜T_低；

受本身形位公差的影响，间隙内环相对于本身装配基准产生偏斜T_高。

在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，所述航空发动机高低压转子间径向间隙计算模型为：

最大值δ_max＝R-r+Δ_外-Δ_内+ES-ei+S；

最小值δ_min＝R-r+Δ_外-Δ_内+EI-es+S；

S＝Δ_外-Δ_内+S_形；

S_形＝T_低/2+T_高/2+P₂-P₁；

T_低＝T_低1+T_低2+…+T_低m；

T_高＝T_高1+T_高2+…+T_高n；

其中，R为间隙外环半径名义尺寸；ES为间隙外环半径上偏差；EI为间隙外环半径下偏差；r为间隙内环半径名义尺寸；es为间隙内环半径上偏差；ei为间隙内环半径下偏差；Δ_外为发动机工作时，间隙外环半径热态变形量，可通过热分析得出具体数值；Δ_内为发动机工作时，间隙内环半径热态变形量，可通过热分析得出具体数值；T_低1～T_低m为低压转子上两组件配合面的形位公差要求，零组件设计时给定的要求值或实际测量值；T_高1～T_高n为高压转子两组件配合面的形位公差要求，零组件设计时给定的要求值或实际测量值；P₁为低压转子偏心度引起的径向位移；P₂为高压转子偏心度引起的径向位移。

在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，在冷态装配条件下，Δ_外和Δ_内均为0，所述航空发动机高低压转子间径向间隙计算模型简化为：

最大值δ_max＝R-r+ES-ei+S；

最小值δ_min＝R-r+EI-es+S；

S＝S_形；

S_形＝T_低/2+T_高/2+P₂-P₁；

T_低＝T_低1+T_低2+…+T_低m；

T_高＝T_高1+T_高2+…+T_高n；

其中，R为间隙外环半径名义尺寸；ES为间隙外环半径上偏差；EI为间隙外环半径下偏差；r为间隙内环半径名义尺寸；es为间隙内环半径上偏差；ei为间隙内环半径下偏差；T_低1～T_低m为低压转子上两组件配合面的形位公差要求，零组件设计时给定的要求值或实际测量值；T_高1～T_高n为高压转子两组件配合面的形位公差要求，零组件设计时给定的要求值或实际测量值；P₁为低压转子偏心度引起的径向位移；P₂为高压转子偏心度引起的径向位移。

在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，

根据三角形相似原理计算P₁：

得：

P₁＝L₁*(t₄₂-e₄/2-e₁/2)/L₁₄+(t₁₂-e₁/2)

根据三角形相似原理计算P₂：

得：

其中，m为中间变量；e₁为第一支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；e₂为第二支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；e₃为第三支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；e₄为第四支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；t₁₂为第一支点相对于第二支点的偏心度，可通过实际打跳动测得或通过公示计算得出；t₄₂为第四支点相对于第二支点的偏心度，可通过实际打跳动测得或通过公示计算得出；t₃₂为第三支点相对于第二支点的偏心度，由于第三支点为中介轴承无法实际测得，通过公式t₃₂＝t₄₂+t₃₄可计算得出；t₃₄为第三支点相对于第四支点的偏心度，可通过实际打跳动测得或通过公示计算得出；L₁₂为第一支点与第二支点的轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₂₃为第二支点与第三支点的轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₁₄为第一支点与第四支点的轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₁为间隙外环距离第一支点轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₂为间隙内环距离第二支点轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，考虑了尺寸公差、形位公差、轴承游隙等多因素的影响，考虑因素更加全面，与发动机实际装配后间隙更加接近，为准确分析和评估通过中介轴承支撑的转子间间隙提供了较为准确的数据支持。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的航空发动机高低压转子结构示意图；

图2是本申请一个实施方式的双转子实际偏斜示意图。

其中：

1-低压转子部件；2-第一支点轴承；3-第四支点轴承；4-静子部件；5-高压转子部件；6-第二支点轴承；7-第三支点中介轴承；8-间隙外环；9-间隙内环。

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。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申请一部分实施例，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，包括以下步骤：

步骤一、获取航空发动机高低压转子结构；

步骤二、分析航空发动机高低压转子结构中，对高低压转子间径向间隙产生影响的因素，对高低压转子间径向间隙产生影响的因素包括尺寸公差、形位公差、轴承游隙；

步骤三、构建航空发动机高低压转子间径向间隙计算模型，计算高低压转子间径向间隙。

本申请的航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，航空发动机高低压转子结构如图1所示，包括低压转子部件1、静子部件4以及高压转子部件5，航空发动机高低压转子结构由前端至后端依次设置有第一支点、第二支点、第三支点以及第四支点，其中，静子部件4的前端与低压转子部件1的前端通过第一支点轴承2连接，静子部件4的后端与低压转子部件1的后端通过第四支点轴承3连接；高压转子部件5的前端与静子部件4的前端通过第二支点轴承6连接，高压转子部件5的后端与低压转子部件1的后端通过第三支点中介轴承7连接；低压转子部件1的后端设置有间隙外环8，高压转子部件5的后端设置有与间隙外环8相适配的间隙内环9。

在理论上，低压转子部件1的中心与静子部件4的中心，以及高压部件5的中心是重合的，间隙外环8和间隙内环9形成转子与转子的间隙C1。然而在发动机装配中或者发动机工作时，多种因素会对转子与转子的间隙C1产生的影响。本申请从尺寸公差、形位公差、轴承游隙多个方面来考虑对高低压转子间径向间隙产生的影响。

在本申请的优选实施方案中，对高低压转子间径向间隙产生影响的因素包括：

发动机实际装配后，静子部件4的静子机匣受前安装边以及后安装边径跳、端跳或平行度等因素的影响，静子部件4会产生偏斜，导致第一支点与第二支点之间产生不同心度t₁₂，第二支点与第四支点之间产生不同心度t₄₂，从而导致低压转子部件1产生偏斜；

安装于低压转子部件1的第三支点中介轴承7、第四支点轴承3之间的零组件受前安装边以及后安装边径跳、端跳或平行度等因素的影响，导致第三支点中介轴承7、第四支点轴承3之间产生不同心度t₃₄，从而导致高压转子部件5产生偏斜；

由于轴承径向游隙的影响，轴承内外环会不同心，转子由于重力的作用会下沉，受各支点轴承径向游隙不同的影响，低压转子部件1与高压转子部件5之间产生偏斜；

受低压转子部件1以及高压转子部件5偏斜的影响，间隙外环8和间隙内环9之间的间隙C1随转子的偏斜发生变化；

发动机工作时，还会受到温度载荷、离心载荷、机动载荷、气动载荷等多种载荷的影响，产生热态变形。受到工作载荷的影响，间隙外环8和间隙内环9形成的间隙C1随间隙外环8热态变形Δ_外和间隙内环9的热态变形Δ_内发生变化。

进一步，间隙外环8随低压转子部件1偏斜的同时，还受本身形位公差的影响，间隙外环8相对于本身装配基准产生偏斜T_低；间隙内环9随高压转子部件5偏斜的同时，受本身形位公差的影响，间隙内环9相对于本身装配基准产生偏斜T_高。

基于上述的各影响因素的分析，得到航空发动机高低压转子间径向间隙计算模型为：

最大值δ_max＝R-r+Δ_外-Δ_内+ES-ei+S；

最小值δ_min＝R-r+Δ_外-Δ_内+EI-es+S；

S＝Δ_外-Δ_内+S_形；

S_形＝T_低/2+T_高/2+P₂-P₁；

T_低＝T_低1+T_低2+…+T_低m；

T_高＝T_高1+T_高2+…+T_高n；

其中，R为间隙外环半径名义尺寸；ES为间隙外环半径上偏差；EI为间隙外环半径下偏差；r为间隙内环半径名义尺寸；es为间隙内环半径上偏差；ei为间隙内环半径下偏差；Δ_外为发动机工作时，间隙外环半径热态变形量，可通过热分析得出具体数值；Δ_内为发动机工作时，间隙内环半径热态变形量，可通过热分析得出具体数值；T_低1～T_低m为低压转子上两组件配合面的形位公差要求，零组件设计时给定的要求值或实际测量值；T_高1～T_高n为高压转子两组件配合面的形位公差要求，零组件设计时给定的要求值或实际测量值；P₁为低压转子偏心度引起的径向位移；P₂为高压转子偏心度引起的径向位移。

有利的是，在冷态装配条件下，Δ_外和Δ_内均为0，航空发动机高低压转子间径向间隙计算模型简化为：

最大值δ_max＝R-r+ES-ei+S；

最小值δ_min＝R-r+EI-es+S；

S＝S_形；

S_形＝T_低/2+T_高/2+P₂-P₁；

T_低＝T_低1+T_低2+…+T_低m；

T_高＝T_高1+T_高2+…+T_高n；

本申请的航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，航空发动机转子圆度精度较高，因此跳动对间隙的影响为T_低1/2、T_低2/2、…、T_低m/2、T_高1/2、T_高2/2、…、T_高n/2。

以上航空发动机高低压转子间径向间隙计算模型中，偏心度引起的径向位移P₁和P₂可通过等比例绘制尺寸图，参见图2，直接量取P₁和P₂高度即为径向位移量。除绘制等比例尺寸图直接量取外，也可通过三角形相似原理计算。具体如下：

根据三角形相似原理计算P₁：

得：

P₁＝L₁*(t₄₂-e₄/2-e₁/2)/L₁₄+(t₁₂-e₁/2)

根据三角形相似原理计算P₂：

得：

其中，m为中间变量；e₁为第一支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；e₂为第二支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；e₃为第三支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；e₄为第四支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；t₁₂为第一支点相对于第二支点的偏心度，可通过实际打跳动测得或通过公示计算得出；t₄₂为第四支点相对于第二支点的偏心度，可通过实际打跳动测得或通过公示计算得出；t₃₂为第三支点相对于第二支点的偏心度，由于第三支点为中介轴承无法实际测得，通过公式t₃₂＝t₄₂+t₃₄可计算得出；t₃₄为第三支点相对于第四支点的偏心度，可通过实际打跳动测得或通过公示计算得出；L₁₂为第一支点与第二支点的轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₂₃为第二支点与第三支点的轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₁₄为第一支点与第四支点的轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₁为间隙外环距离第一支点轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₂为间隙内环距离第二支点轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值。

本申请的航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，考虑了尺寸公差、形位公差、轴承游隙等多因素的影响，考虑因素更加全面，与发动机实际装配后间隙更加接近，为准确分析和评估通过中介轴承支撑的转子间间隙提供了较为准确的数据支持。得出计算结构后，若间隙偏小，可通过减小外环直径，即将蜂窝/涂层加厚。

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 (7)

1.一种航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，其特征在于，包括：

步骤一、获取航空发动机高低压转子结构；

步骤二、分析所述航空发动机高低压转子结构中，对高低压转子间径向间隙产生影响的因素，所述对高低压转子间径向间隙产生影响的因素包括尺寸公差、形位公差、轴承游隙；

步骤三、构建航空发动机高低压转子间径向间隙计算模型，计算高低压转子间径向间隙。

2.根据权利要求1所述的航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，其特征在于，步骤一中，所述航空发动机高低压转子结构包括低压转子部件(1)、静子部件(4)以及高压转子部件(5)，所述航空发动机高低压转子结构由前端至后端依次设置有第一支点、第二支点、第三支点以及第四支点，其中，

所述静子部件(4)的前端与所述低压转子部件(1)的前端通过第一支点轴承(2)连接，所述静子部件(4)的后端与所述低压转子部件(1)的后端通过第四支点轴承(3)连接；

所述高压转子部件(5)的前端与所述静子部件(4)的前端通过第二支点轴承(6)连接，所述高压转子部件(5)的后端与所述低压转子部件(1)的后端通过第三支点中介轴承(7)连接；

所述低压转子部件(1)的后端设置有间隙外环(8)，所述高压转子部件(5)的后端设置有与所述间隙外环(8)相适配的间隙内环(9)。

3.根据权利要求2所述的航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，其特征在于，步骤二中，所述对高低压转子间径向间隙产生影响的因素包括：

静子部件(4)的静子机匣受前安装边以及后安装边的影响，导致第一支点与第二支点之间产生不同心度t₁₂，第二支点与第四支点之间产生不同心度t₄₂，从而导致低压转子部件(1)产生偏斜；

安装于低压转子部件(1)的第三支点中介轴承(7)、第四支点轴承(3)之间的零组件受前安装边以及后安装边的影响，导致第三支点中介轴承(7)、第四支点轴承(3)之间产生不同心度t₃₄，从而导致高压转子部件(5)产生偏斜；

受各支点轴承径向游隙不同的影响，低压转子部件(1)与高压转子部件(5)之间产生偏斜；

受低压转子部件(1)以及高压转子部件(5)偏斜的影响，间隙外环(8)和间隙内环(9)之间的间隙C1随转子的偏斜发生变化；

受到工作载荷的影响，间隙外环(8)和间隙内环(9)形成的间隙C1随间隙外环(8)热态变形Δ_外和间隙内环(9)的热态变形Δ_内发生变化。

4.根据权利要求3所述的航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，其特征在于，步骤二中，所述对高低压转子间径向间隙产生影响的因素还包括：

受本身形位公差的影响，间隙外环(8)相对于本身装配基准产生偏斜T_低；

受本身形位公差的影响，间隙内环(9)相对于本身装配基准产生偏斜T_高。

5.根据权利要求4所述的航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，其特征在于，步骤三中，所述航空发动机高低压转子间径向间隙计算模型为：

最大值δ_max＝R-r+Δ_外-Δ_内+ES-ei+S；

最小值δ_min＝R-r+Δ_外-Δ_内+EI-es+S；

S＝Δ_外-Δ_内+S_形；

S_形＝T_低/2+T_高/2+P₂-P₁；

T_低＝T_低1+T_低2+…+T_低m；

T_高＝T_高1+T_高2+…+T_高n；

其中，R为间隙外环半径名义尺寸；ES为间隙外环半径上偏差；EI为间隙外环半径下偏差；r为间隙内环半径名义尺寸；es为间隙内环半径上偏差；ei为间隙内环半径下偏差；Δ_外为发动机工作时，间隙外环半径热态变形量，可通过热分析得出具体数值；Δ_内为发动机工作时，间隙内环半径热态变形量，可通过热分析得出具体数值；T_低1～T_低m为低压转子上两组件配合面的形位公差要求，零组件设计时给定的要求值或实际测量值；T_高1～T_高n为高压转子两组件配合面的形位公差要求，零组件设计时给定的要求值或实际测量值；P₁为低压转子偏心度引起的径向位移；P₂为高压转子偏心度引起的径向位移。

6.根据权利要求5所述的航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，其特征在于，步骤三中，在冷态装配条件下，Δ_外和Δ_内均为0，所述航空发动机高低压转子间径向间隙计算模型简化为：

最大值δ_max＝R-r+ES-ei+S；

最小值δ_min＝R-r+EI-es+S；

S＝S_形；

S_形＝T_低/2+T_高/2+P₂-P₁；

T_低＝T_低1+T_低2+…+T_低m；

T_高＝T_高1+T_高2+…+T_高n；

其中，R为间隙外环半径名义尺寸；ES为间隙外环半径上偏差；EI为间隙外环半径下偏差；r为间隙内环半径名义尺寸；es为间隙内环半径上偏差；ei为间隙内环半径下偏差；T_低1～T_低m为低压转子上两组件配合面的形位公差要求，零组件设计时给定的要求值或实际测量值；T_高1～T_高n为高压转子两组件配合面的形位公差要求，零组件设计时给定的要求值或实际测量值；P₁为低压转子偏心度引起的径向位移；P₂为高压转子偏心度引起的径向位移。

7.根据权利要求5或6所述的航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法，其特征在于，步骤三中，

根据三角形相似原理计算P₁：

得：

P₁＝L₁*(t₄₂-e₄/2-e₁/2)/L₁₄+(t₁₂-e₁/2)

根据三角形相似原理计算P₂：

得：

其中，m为中间变量；e₁为第一支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；e₂为第二支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；e₃为第三支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；e₄为第四支点轴承径向游隙，轴承设计时给定的要求值或实际测量值；t₁₂为第一支点相对于第二支点的偏心度，可通过实际打跳动测得或通过公示计算得出；t₄₂为第四支点相对于第二支点的偏心度，可通过实际打跳动测得或通过公示计算得出；t₃₂为第三支点相对于第二支点的偏心度，由于第三支点为中介轴承无法实际测得，通过公式t₃₂＝t₄₂+t₃₄可计算得出；t₃₄为第三支点相对于第四支点的偏心度，可通过实际打跳动测得或通过公示计算得出；L₁₂为第一支点与第二支点的轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₂₃为第二支点与第三支点的轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₁₄为第一支点与第四支点的轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₁为间隙外环距离第一支点轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值；L₂为间隙内环距离第二支点轴向距离，设计图纸规定尺寸或实际测量值。

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