CN113343494B - 一种航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法，包括：构建生热量系数与发动机转速及主流路参数的分段式拟合关系式，其包括包括一阶常数项关系式和三阶关系式，通过多组试验数据，确定分段式拟合关系式中的系数组，所述系数组至少包括第一系数组和第二系数组，从而确定生热量系数与发动机输入参数的拟合关系；将发动机的转速区间至少分为连续的第一段和第二段，判断发动机转速处于的区段范围，当转速处于第一段时，采用第一系数组对应的一阶常数项关系式或三阶关系式进行生热量模型计算，当转速处于第二段时，采用第二系数组对应的一阶常数项关系式或三阶关系式进行生热量模型计算，从而实现原生热量模型的修正。

Description

一种航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法

技术领域

本申请属于航空发动机设计技术领域，特别涉及一种航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法。

背景技术

随着现代军事技术的飞速发展，未来飞机对各方面性能都提出了更高的要求，飞机热系统负荷将显著增加，然而，独立发展的机载机电系统已经无法满足未来飞机的设计需求。飞机综合一体化热管理系统集成了传统分散机载机电系统，能够准确、有效的表达各子系统间及内部部件的能量交换特征和热特征，建立由机头至机尾的各子系统间的热联系。

其中，发动机对飞机综合热管理效果的影响较大，而发动机与整机热管理系统的热联系主要体现在润滑系统上。润滑系统是燃气涡轮发动机不可分割的一部分，它直接关系着发动机能否安全可靠工作，以及工作性能的优劣。由于先进航空发动机空间结构限制更为苛刻，加之更高的系统温度和主轴转速，引起发动机各零部件承受的机械负荷、热负荷越来越高。

在润滑系统的设计和性能分析中，准确掌握各支点轴承在发动机各个飞行状态下的系统的发热量就变得至关重要。由于轴承发热量在不同的飞行状态下，受发动机主机温度参数影响较大，各参数又互相影响，目前只能采取根据不同状态点进行热分析计算或者积累试验数据的方式获得轴承发热量。

然而上述方法存却存在如下缺点：

1、通过试验方式取得轴承腔发热量数据，成本高，效率低，且无法对试验状态点外的状态点轴承腔发热量进行预测；

2、热分析方法虽然可以计算轴承腔发热量，但是需要大量的试验数据作为支撑参数，而且计算周期较长，也不具备轴承腔发热量的预测能力；

3、轴承腔发热量局部计算法涉及的结构参数和计算模型过于细化和复杂，不利于整机热管理性能的模拟，影响热管理系统仿真计算效率；

4、在滑油系统方案设计阶段，需要搭建热管理仿真计算模型进行滑油系统热性能计算，上述计算方法不具备嵌入热管理计算模型的条件，已经无法满足目前发动机的研制需求。

因此，急需一种航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法，根据主要发动机主机参数高效计算轴承腔发热量，为热管理系统提供关键的技术支撑。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法，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：一种航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法，所述方法包括：

构建轴承腔内支点轴承的生热量系数与发动机转速及主流路参数的分段式拟合关系式，通过多组试验数据，确定分段式拟合关系式中的系数组，从而确定生热量系数与发动机输入参数的拟合关系，其中，所述分段式拟合关系式包括一阶常数项关系式和三阶关系式，所述系数组包括用于一阶常数项关系式的第一系数组与第二系数组和用于三阶关系式的第一系数组与第二系数组；

将发动机的转速区间至少分为连续的第一段和第二段，判断发动机转速处于的区段范围，当发动机转速处于第一段时，采用第一系数组对应的一阶常数项关系式或第一系数组对应的三阶关系式进行生热量模型计算，当转速处于第二段时，采用第二系数组对应的一阶常数项关系式或第二系数组对应的三阶关系式进行生热量模型计算，从而实现原生热量模型的修正。

进一步的，当发动机轴承系统为双转子五支点结构时，前轴承腔内的支点轴承生热量系数的分段式拟合关系式如下：

所述一阶常数项关系式为：

C_c1＝α_c11N₁+α_c12T₂+α_c13

所述三阶关系式为：

式中，C_c1为修正总阻力系数，α_c11～α_c10均为关系式系数，N₁为低压转子比例转速，T₂为风扇入口温度。

进一步的，当发动机轴承系统为双转子五支点结构时，中轴承腔内的支点轴承生热量系数的分段式拟合关系式如下：

所述一阶常数项关系式为：

C_c3＝α_c31N₂+α_c32T_b25+α_c33

所述三阶关系式为：

式中，C_c3为修正系数，α_c31～α_c30均为关系式系数，T_b25为高压压气机进口总温，T_b25＝T₂。

进一步的，当发动机轴承系统为双转子五支点结构时，中轴承腔内的支点轴承生热量系数的分段式拟合关系式如下：

所述一阶常数项关系式为：

C_c2＝α_c21N₁+α_c22T_b21+α_c23

所述三阶关系式为：

式中，C_c2为修正系数，α_c21～α_c20均为关系式系数，T_b21为风扇出口温度函数，

进一步的，当发动机轴承系统为双转子五支点结构时，后轴承腔内的支点轴承生热量系数的分段式拟合关系式如下：

所述一阶常数项关系式为：

C_c5＝α_c51N₁+α_c52T_b5+α_c53

所述三阶关系式为：

式中，C_c5为修正系数，α_c51～α_c50均为关系式系数，T_b5为低压涡轮出口温度，T_b5＝T₅。

进一步的，当发动机轴承系统为双转子五支点结构时，后轴承腔内的支点轴承生热量系数的分段式拟合关系式如下：

所述一阶常数项关系式为：

C_c4＝α_c41N₂+α_c42T_b45+α_c43

所述三阶关系式为：

式中，C_c4为修正系数，α_c41～α_c40均为关系式系数，T_b45为低压涡轮出口温度，T_b45＝T₅。

本申请所提供的仿真计算模型修正方法将发动机主机参数作为输入，可有效的计算出发动机轴承腔在飞行剖面上典型飞行状态点的热性能，同时，能够对飞机不同飞行状态点和/或发动机不同工作状态下的轴承腔热性能进行预测；另外，本申请为实现轴承腔变工况换热性能精确计算的需求，结合变工况试验结果可对该方模型进行修正，修正后的计算模型可较准确的反映轴承腔的变工况换热性能。

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为本申请中的发动机支撑系统原理图。

图2为本申请中的修正方法流程图。

图3为本申请中一次有常数项和三次表达式仿真计算结果对比图。

图4为本申请一实施例中的支点轴承1处的滑油吸热量仿真计算结果分布图。

图5为本申请一实施例中的支点轴承1处的滑油吸热量仿真计算结果分布图。

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。

轴承腔发热量的计算是设计滑油系统的关键环节，为了实现适应一体化热管理，本申请中建立了轴承腔发热量的计算模型与发动机主机参数之间的联系，从而保证发动机滑油子系统热管理模型匹配一致，并有较好的独立运行功能、通用性以及准确性。

参见图1所示的航空发动机支撑系统原理图，发动机轴承系统一般使用双转子五支点结构，低压转子1具有三个支点，支撑方式为1-1-1，高压转子2具有两个支点，支撑方式为1-0-1。支点轴承1是外圈带安装边的短圆柱滚子轴承，支点轴承2是外圈带安装边的双半内圈角接触球轴承，支点轴承3为内外圈带安装边的双半内圈角接触球轴承，支点轴承4-5是外圈无挡边短圆柱滚子轴承，通过在发动机内埋传感器可以得到发动机高压转子相对物理转速N₂、低压转子相对物理转速N₁，发动机主流路位置可以采集到包括：风扇进口总温T₂、高压压气机进口总温T₂₅、高压压气机出口总温T₃、低压涡轮出口总温T₅的温度数据，通过构建轴承腔热性能参数与发动机转速及主流路温度参数的拟合关系，来预测各工况点的轴承腔发热量。

本申请中通过分析发动机结构与各轴承腔发热量影响因素发现，轴承腔的生热量与发动机流路温度及发动机转子转速有关。本申请基于上述轴承腔结构与运行特性，结合试验及计算数据修正轴承腔生热量与发动机转速及主流温度参数的拟合和关系，建立轴承腔热性能仿真计算模型。

如图2所示，本申请所提出的航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法，包括：

在模型计算过程中，构建生热量系数与发动机转速及主流路参数的三阶分段式拟合关系式，通过多组试验数据，确定三阶关系式中的系数组，所述系数组至少包括第一组和第二组，从而确定生热量系数与发动机输入参数的拟合关系；

将发动机的转速区间至少分为连续的第一段和第二段，判断发动机转速处于的区段范围，当转速处于第一段时，采用第一组系数进行模型计算，当转速处于第二段时，采用第二组系数进行模型计算，从而实现模型的修正。

具体过程如下：

1、前轴承腔内的支点轴承1生热量拟合

支点轴承1位于前轴承腔内，前轴承腔的滑油热负荷

等于支点轴承1上的滑油热负荷

即

式中，γ₁为支点轴承1的流量系数，△T₁为支点轴承1处的滑油供回油温差，△T₁＝T_svF-T_sp，T_svF为前轴承腔回油温度，γ_i为滑油流量分配系数，

为质量流量，c_p1为支点轴承1处的滑油比热容。

轴承腔热空气与轴承腔外壁的平均对流换热表面传热系数为α＝17.03。

外界热空气向前轴承腔的传热量Φ_aF＝αA_aF(T₂-T_svF)，其中，A_aF为前腔外壁面换热面积。

由已知试验数据可计算得出前轴承腔内的支点轴承1的摩擦生热量为：

由公式Q_c＝CZρl²u³β可知，支点轴承1的理论模型生热量为：

式中，Q_c为轴承总功率损失；C为轴承中总阻力系数，C＝C₁+C₂；C₁为摩擦系数；C₂为流体动力阻力系数；Z为滚动体数量；ρ为滑油密度(以滑油出口温度为定性温度)；l为滚动体长度；u为轴承保持架圆周转速；β为径向游隙对功率损失的影响系数，Z₁为支点轴承1滚动体数量，ρ₁为支点轴承1处滑油密度，l₁为支点轴承1滚动体长度，u₁为支点轴承1保持架圆周转速，β₁为支点轴承1径向游隙对功率损失的影响系数。

则支点轴承1的摩擦生热量Q_c1和支点轴承1的理论模型生热量Q_c1-t之间的差距可由修正总阻力系数C_c1而减小，修正总阻力系数

基于轴承腔结构与运行特性，将修正总阻力系数C_c1表达为低压转子比例转速N₁，风扇入口温度T₂的函数，为提高拟合准确性，本申请改进了轴承热负荷表达式为一次有常数项和三次表达式，即：

一阶有常数项：C_c1＝α_c11N₁+α_c12T₂+α_c13

三阶关系式：

式中，α_c11～α_c10均为系数。

修正后的支点轴承1摩擦生热量：

2、中轴承腔支点轴承2和支点轴承3生热量拟合

支点轴承2、支点轴承3和中央传动齿轮位于中轴承腔内，因此，滑油从支点轴承2和支点轴承3带走的热量就等于支点轴承2的摩擦生热量Q_c2、支点轴承3的摩擦生热量Q_c3以及外界热空气向中轴承腔的换热量Φ_aC的和。

支点轴承2上的滑油热负荷

支点轴承3上的滑油热负荷

式中，γ₂为支点轴承2流量系数，γ₃为支点轴承3流量系数。

由公式Q_c＝M_fω-M_f·2πN/60＝0.1047NM_f可知，支点轴承2的理论详细模型计算值，即：Q_c2-t＝M_f2ω₂-M_f2·2πN₁/60＝0.1047N₁M_f2、M_f＝M_l+M_v+M_s+M_e；

式中，Q_c为轴承总摩擦热；M_f为总摩擦力矩；ω为角速度；M₁为载荷引起的力矩；M_v为粘性摩擦力矩；M_s为轴承自转摩擦力矩；M_e为滚子端面摩擦力矩；N为转速。

支点轴承3的理论详细模型计算值Q_c3-t，即：

Q_c2-t＝M_f3ω₃-M_f3·2πN₂/60＝0.1047N₂M_f3

外界热空气向中腔的传热量Φ_aC＝αA_aC(T₃-T_svC)

则有：

已知支点轴承3的发热量数据，参考支点轴承1的修正方法对支点轴承3的摩擦生热量进行修正，取修正系数

将修正系数C_c3表达为高压转子比例转速N₂，高压压气机进口总温T_b25＝T₂的函数，为提高拟合准确性，本申请改进了轴承热负荷表达式为一次有常数项和三次表达式，即：

一阶有常数项：C_c3＝α_c31N₂+α_c32T_b25+α_c33

三阶关系式：

修正后的支点轴承3摩擦生热量：Q_c3＝C_c3·0.1047N₂M_f3

支点轴承2的摩擦生热量：

参考支点轴承3的修正方法对支点轴承2的摩擦生热量进行修正，取修正系数：

将修正系数C_c2表达为低压转子转速N₁，风扇出口温度函数T_b21的函数，其中：

为提高拟合准确性，本申请中改进了轴承热负荷表达式为一次有常数项和三次表达式，即：

一阶有常数项：C_c2＝α_c21N₁+α_c22T_b21+α_c23

三阶关系式：

修正后的支点轴承2摩擦生热量：Q_c2＝C_c2·0.1047N₁M_f2。

3、后轴承腔支点轴承4和支点轴承5生热量拟合

支点轴承4、支点轴承5位于后腔内，因此，滑油从支点轴承4和支点轴承5带走的热量就等于支点轴承4的摩擦生热量Q_c4、支点轴承5的摩擦生热量Q_c5以及外界热空气向后腔的换热量Φ_aA的和。

支点轴承4上的滑油热负荷

轴承5上的滑油热负荷

式中，γ₄为支点轴承4流量系数，γ₅为支点轴承5流量系数。

由公式Q_c＝CZρl²u³β可知，支点轴承4的理论模型生热量计算值：

支点轴承5的理论模型生热量计算值

外界热空气向后腔的传热量Φ_aA＝αA_aA(T_aA-T_svA)；

则有：

已知支点轴承5的发热量数据Q_c5，参考支点轴承1的修正方法对支点轴承5的摩擦生热量进行修正，修正系数

参考支点轴承3的简化热模型将C_c5表达为低压转子转速N₁，低压涡轮出口温度T_b5＝T₅的函数，为提高拟合准确性，本申请改进轴承热负荷表达式为一次有常数项和三次表达式，即：

一阶有常数项：C_c5＝α_c51N₁+α_c52T_b5+α_c53

三阶关系式：

修正后的支点轴承5的摩擦生热量：

支点轴承4的摩擦生热量：

参考支点轴承4的修正方法对支点轴承5的摩擦生热量进行修正，修正总阻力系数

参考支点轴承4的简化热模型将C_c4表达为高压转子转速N₂，低压涡轮出口温度T_b45的函数，则有T_b45＝T₅。

为提高拟合准确性，本申请中改进轴承热负荷表达式为一次有常数项和三次表达式，即：

一阶有常数项：C_c4＝α_c41N₂+α_c42T_b45+α_c43

三阶关系式：

以支点轴承1为例，对实验数据进行回归分析，得到各表达式系数如表1所示，仿真计算结果参见图2所示。

表1支点轴承1处的滑油吸热量表达式系数表

通过图2的仿真结果可以看到，三阶关系式计算滑油吸热量结果误差明显小于一阶带常数关系式，误差为6.83％。为进一步提高仿真计算精度，经数据分析可知，当低压转子转速系数N₁小于1时，尤其是偏离1比较多(如0.3885，0.805)的情况下，数据点的离散性很大，回归效果相比低压转子转速系数大于1时的情况差的比较多。因此，可将数据以低压转子转速系数1为界线分为两段进行回归处理。

当N₁≤1.00时，参见表2所示：

表2支点轴承1处滑油吸热量表达式系数表(N₁≤1.00)

由图3可知，回归处理后滑油在支点轴承1处的吸热量的一阶模拟值平均相对误差为2.88％，三阶模拟值平均相对误差为2.5％。

当N₁>1.00时，参见表3所示：

表3支点轴承1处滑油吸热量表达式系数表(N₁>1.00)

由图4可知，回归处理后滑油在支点轴承1处的吸热量的一阶模拟值平均相对误差为9.49％，三阶模拟值平均相对误差为4.36％。

其他轴承与支点轴承1类似，可以参考上述方法进行修正仿真计算。通过仿真结果可以发现，以N₁＝1.00为分界点的分段式轴承腔生热量计算模型误差最小，可以准确计算轴承腔生热量。

综上所述，获得了以发动机高压转子相对物理转速N2、低压转子相对物理转速N₁、风扇进口总温T₂、高压压气机进口总温T₂₅、高压压气机出口总温T₃、低压涡轮出口总温T₅为输入，以N₁＝1.00为分界点的分段式拟合关系式的轴承腔生热量计算模型。

本申请的仿真计算模型修正方法将发动机主机参数作为输入，可有效的计算出发动机轴承腔在飞行剖面上典型飞行状态点的热性能，同时，能够对飞机不同飞行状态点和/或发动机不同工作状态下的轴承腔热性能进行预测；另外，本申请为实现轴承腔变工况换热性能精确计算的需求，结合变工况试验结果可对该方模型进行修正，修正后的计算模型可较准确的反映轴承腔的变工况换热性能。

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)

1.一种航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法，其特征在于，所述方法包括：

构建轴承腔内支点轴承的生热量系数与发动机转速及主流路参数的分段式拟合关系式，通过多组试验数据，确定分段式拟合关系式中的系数组，从而确定生热量系数与发动机输入参数的拟合关系，其中，所述分段式拟合关系式包括一阶常数项关系式和三阶关系式，所述系数组包括用于一阶常数项关系式的第一系数组与第二系数组和用于三阶关系式的第一系数组与第二系数组；

将发动机的转速区间至少分为连续的第一段和第二段，判断发动机转速处于的区段范围，当发动机转速处于第一段时，采用第一系数组对应的一阶常数项关系式或第一系数组对应的三阶关系式进行生热量模型计算，当转速处于第二段时，采用第二系数组对应的一阶常数项关系式或第二系数组对应的三阶关系式进行生热量模型计算，从而实现原生热量模型的修正。

2.如权利要求1所述的航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法，其特征在于，当发动机轴承系统为双转子五支点结构时，前轴承腔内的支点轴承生热量系数的分段式拟合关系式如下：

所述一阶常数项关系式为：

C_c1＝α_c11N₁+α_c12T₂+α_c13

所述三阶关系式为：

式中，C_c1为修正总阻力系数，α_c11～α_c10均为关系式系数，N₁为低压转子比例转速，T₂为风扇入口温度。

3.如权利要求2所述的航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法，其特征在于，当发动机轴承系统为双转子五支点结构时，中轴承腔内的第一支点轴承生热量系数的分段式拟合关系式如下：

所述一阶常数项关系式为：

C_c3＝α_c31N₂+α_c32T_b25+α_c33

所述三阶关系式为：

式中，C_c3为修正系数，α_c31～α_c30均为关系式系数，T_b25为高压压气机进口总温，T_b25＝T₂。

4.如权利要求3所述的航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法，其特征在于，当发动机轴承系统为双转子五支点结构时，中轴承腔内的第二支点轴承生热量系数的分段式拟合关系式如下：

所述一阶常数项关系式为：

C_c2＝α_c21N₁+α_c22T_b21+α_c23

所述三阶关系式为：

式中，C_c2为修正系数，α_c21～α_c20均为关系式系数，T_b21为风扇出口温度函数，

5.如权利要求4所述的航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法，其特征在于，当发动机轴承系统为双转子五支点结构时，后轴承腔内的第一支点轴承生热量系数的分段式拟合关系式如下：

所述一阶常数项关系式为：

C_c5＝α_c51N₁+α_c52T_b5+α_c53

所述三阶关系式为：

式中，C_c5为修正系数，α_c51～α_c50均为关系式系数，T_b5为低压涡轮出口温度，T_b5＝T₅。

6.如权利要求5所述的航空发动机轴承腔热性能仿真计算模型修正方法，其特征在于，当发动机轴承系统为双转子五支点结构时，后轴承腔内的第二支点轴承生热量系数的分段式拟合关系式如下：

所述一阶常数项关系式为：

C_c4＝α_c41N₂+α_c42T_b45+α_c43

所述三阶关系式为：

式中，C_c4为修正系数，α_c41～α_c40均为关系式系数，T_b45为低压涡轮出口温度，T_b45＝T₅。

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