CN114510798A - 一种航空发动机气动轴向力防错分析方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种航空发动机气动轴向力防错分析方法，所述方法包括：步骤一、零组件级气动轴向力计算；步骤二、零组件级界面参数一致性确认；步骤三、单元体级气动轴向力计算；步骤四、单元体气动轴向力一致性确认；步骤五、单元体间界面参数一致性确认；步骤六、整机级气动轴向力计算；步骤七、整机级气动轴向力一致性确认。本申请的方法通过采用全程双向闭环工作模式，以零组件/单元体界面两侧结构尺寸和气动参数取值一致性为目标，以两种算法的气动轴向力一致性为检验准则，对整机气动轴向力进行逐级计算、逐级校验，确保消除整机轴向力计算过程中的人为失误。

Description

一种航空发动机气动轴向力防错分析方法

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气动轴向力防错分析方法。

背景技术

航空发动机工作过程中，从风扇前进气端到喷管排气端，气流压力、流量、流速和结构特征都在不断变化，产生了各零部件气动轴向力的分布。气动轴向力可分为外力和内力，其中，外力即发动机推力，产生于发动机进口、出口和外壁面气流的动量和压力变化；内力来源于发动机零部件之间，以及零部件与气体之间的相互作用力。各零部件所受气动轴向力是外力和内力共同作用的结果。从强度及寿命分析角度，需要考虑气动轴向力载荷，其计算结果的正确性至关重要。

如0所示，在发动机整机气动轴向力计算过程中，由于发动机工作过程的复杂性，需要处理多种数据，包括典型装配剖面(转子叶尖、篦齿封严等)和转静子安装边位置的结构尺寸数据、部件性能参数、空气系统腔压数据等。这些数据又涵盖总体结构、部件结构和性能、空气系统、滑油系统多个专业。由于输入数据来源广泛、数据格式多样、数据量庞大，人为环节多、处理流程繁琐，在现有技术中，经常出现各专业计算得到的气动轴向力相加后与整体气动轴向力存在较大误差的情况。为避免上述问题，需要建立一种符合发动机工作原理、简便可行的操作流程或方法，确保发动机气动轴向力计算的准确性，提高工作效率。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机气动轴向力防错分析方法，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：一种航空发动机气动轴向力防错分析方法，所述方法包括：

步骤一、确定零组件轴向力防错分析所需中间过程数据，根据发动机各零组件的气动轴向力计算方法进行零组件级气动轴向力计算；

步骤二：对发动机零组件中各转子-静子、转子-转子、静子-静子界面进行检查，确保界面两侧选用的结构和气动参数符合一致性要求；

步骤三、将发动机按照部件划分为若干个由一个或多个零组件构成的单元体，根据各单元体的结构及气动参数分别得到各单元体轴向力基准值；

步骤四、将各单元体内一个或多个零组件的轴向力进行叠加得到各单元体轴向力合成值，判断各单元体轴向力基准值与合成值的差值是否满足要求，若满足要求，则判断单元体轴向力计算中人为失误消除；若不满足要求，则返回步骤二、步骤三和步骤四，复查相应单元体轴向力基准值、合成值的计算过程，排除人为失误；

步骤五、完成各单元体轴向力基准值与单元体轴向力合成值校验后，确保各单元体之间的界面参数符合一致性要求：

步骤六：将发动机整体视为一个气动控制体，根据发动机进气端、排气端、外壁面气动和结构参数计算发动机推力基准值；

步骤七：按照发动机传力路径，将步骤一中各零组件气动轴向力叠加至主安装节所在的机匣，并叠加该机匣自身的轴向力，得到发动机推力合成值；

若发动机推力合成值与基准值的误差满足要求，则判断所有过程已消除人为失误；若发动机推力合成值与基准值的误差不满足要求，则返回步骤四重新检查，定位并修正相应人为失误后，重新完成步骤五、步骤六、步骤七。

在本申请优选实施方式中，所述零组件中各转子-静子、转子-转子、静子-静子界面两侧选用的结构和气动参数一致性要求为：

对于转子-静子界面：

1)转子侧与静子侧选用的结构尺寸一致，均为转子侧结构尺寸；

2)转子侧与静子侧气动参数一致，均为转子侧气动参数；

3)转子侧与静子侧轴向力受力大小相等、方向相反。

对于转子-转子界面：

1)两侧结构尺寸一致，均为其中一侧的结构尺寸；

2)两侧气动参数一致，均为其中一侧的气动参数；

3)两侧轴向力受力大小相等、方向相反。

对于静子-静子界面：

1)两侧结构尺寸一致，均为其中一侧的结构尺寸；

2)两侧气动参数一致，均为其中一侧的气动参数；

3)两侧轴向力受力大小相等、方向相反。

在本申请优选实施方式中，各单元体轴向力基准值与合成值的差值与基准值的比值小于1％，则满足要求；反之，则不满足。

在本申请优选实施方式中，当单元体轴向力基准值与合成值的差值不满足要求，且单元体内多个零组件所形成的安装边数量多于3个时，对单元体进行再次细化，直到所述单元体内的安装边数量为2～3个。

在本申请优选实施方式中，各单元体之间的界面参数一致性要求判据包括：

1)两个单元体界面两侧的结构尺寸一致；

2)两个单元体界面两侧的气动参数一致；

3)两个单元体界面两侧的轴向力方向相反；

如果满足上述3项判据，则判断相邻单元体界面参数一致；如果存在不满足的情况，则修正相应位置结构或气动参数，重新按顺序开展防错分析。

在本申请优选实施方式中，所述发动机推力合成值与基准值的误差满足要求为：

发动机推力合成值与基准值的误差与基准值的比例小于1％。

本申请的方法能够完全杜绝整机轴向力计算过程中的人为失误，并且大大缩短误差源定位时间周期，大幅提高工作效率。

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为现有技术中典型的航空发动机结构示意图。

图2为本申请的航空发动机气动轴向力防错分析流程图。

图3为本申请中的零组件级“转子-静子”界面参数选取方法示意图。

图4为本申请中的单元体划分过程示意图。

图5为本申请中的单元体轴向力合成值计算过程示意图。

图6为本申请中的中介机匣受力示意图。

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，航空发动机整机气动轴向力计算中，输入数据量、，来源庞杂、处理环节多，容易产生人为失误，且缺乏有效的误差源定位，使得误差源排查工作陷入无休止的重复计算过程，最终也难以达到理想的计算精度到问题，本申请中提出了一种将轴向力计算与误差源排查全程融合的防错分析方法，以消除人为失误，提高发动机气动轴向力工作效率和计算精度。

本申请的防错分析方法流程图如图2所示，本申请中按照零组件级→单元体级→整机级的顺序，采用全程双向闭环工作模式，以零组件/单元体界面两侧结构尺寸和气动参数取值一致性为目标，以两种算法的气动轴向力一致性为检验准则，对整机气动轴向力进行逐级计算、逐级校验，确保消除整机轴向力计算过程中的人为失误。

具体的，本申请的航空发动机气动轴向力防错分析方法包括如下步骤：

一、零组件级轴向力防错分析

步骤一：梳理设计输入，确定各零组件气动轴向力防错分析中所需的中间过程数据，如表1所示。

表1 零组件轴向力防错分析所需中间过程数据

序号	数据项
		1	叶片排进口叶尖直径、出口叶尖直径
2	叶片排进口叶根直径、出口叶根直径
		3	叶片排进口静压、出口静压
4	气体流量
		5	叶片排进口气流轴向速度、出口气流轴向速度
6	内腔外环直径和内环直径
		7	内腔静压
8	轴向力

根据各零组件的相关计算方法计算零组件气动轴向力，各零组件的气动轴向力计算方法为常规方法，本处不再赘述。

步骤二：对发动机零组件级中各转子-静子、转子-转子、静子-静子界面进行检查，确保界面两侧选用的结构和气动参数符合以下条件：

对于转子-静子界面：

1)转子侧与静子侧选用的结构尺寸(环形作用面的内、外环直径)一致，均为转子侧结构尺寸；

2)转子侧与静子侧气动参数(静压、流量、流速)一致，均为转子侧气动参数；

3)转子侧与静子侧轴向力受力大小相等、方向相反。

对于转子-转子界面：

1)两侧结构尺寸(环形作用面的内、外环直径)一致，均为其中一侧的结构尺寸；

2)两侧气动参数(静压、流量、流速)一致，均为其中一侧的气动参数；

3)两侧轴向力受力大小相等、方向相反。

对于静子-静子界面：

1)两侧结构尺寸(环形作用面内、外环直径)一致，均为其中一侧的结构尺寸；

2)两侧气动参数(静压、流量、流速)一致，均为其中一侧的气动参数；

3)两侧轴向力受力大小相等、方向相反。

如图3所示，以某发动机中左侧的转子叶片与右侧的导向叶片(静子叶片)形成的界面为例，对零组件级“转子-静子”界面参数的防错分析及实施步骤进行举例说明：

首先，根据发动机各零组件的气动轴向力计算方法进行零组件级气动轴向力计算。

1)转子侧轴向力计算输入原始参数及轴向力检查，原始参数项目包括：转子叶片排出口叶尖直径(D_RBK)、转子叶片排出口叶根直径(D_RBH)、转子叶片排出口静压(P_RB)、转子叶片排出口流量(W_RB)、转子叶片排出口流速(V_RB)。

按照发动机原理，转子叶片排出口轴向力为：

F_RB＝π·P_RB·(D_RBK^2-D_RBH^2)/4+W_RB·V_RB (公式1)。

2)静子侧轴向力计算输入原始参数及轴向力检查，原始参数项目包括：静子叶片排进口叶尖直径(D_SAK)、静子叶片排进口叶根直径(D_SAH)、静子叶片排进口静压(P_SA)、静子叶片排进口流量(W_SA)、静子叶片排进口流速(V_SA)。

按照发动机原理，静子叶片排出口轴向力为：

F_SA＝π·P_SA·(D_SAK^2-D_SAH^2)/4+W_SA·V_SA (公式2)。

静子叶片排出口轴向力F_SA受力对象为静子叶片排，受力方向为逆航向向后。

之后，对发动机零组件中各转子-静子界面进行检查，确保界面两侧选用的结构和气动参数符合一致性要求。

如本申请中零组件级轴向力防错分析方法所阐述的，应对静子侧(此处为“静子叶片排进口”)轴向力计算输入参数进行调整，即：静子叶片排进口叶尖直径应由“D_SAK”更正为“D_RBK”，静子叶片排进口叶根直径应由“D_SAH”更正为“D_RBH”，静子叶片排进口静压应由“P_SA”更正为“P_RB”，静子叶片排进口流量应由“W_SA”更正为“W_RB”，静子叶片排进口流速应由“V_SA”更正为“V_RB”。

因此，静子叶片排出口轴向力应由公式2中“F_SA＝π·P_SA·(D_SAK^2-D_SAH^2)/4+W_SA·V_SA”，更正为静子叶片排出口轴向力为：

F_SA’＝π·P_RB·(D_RBK^2-D_RBH^2)/4+W_RB·V_RB (公式3)

受力对象和受力方向不变：受力对象为静子叶片排，受力方向为逆航向向后。

在数值上，F_RB＝F_SA’。

3)受力对象及受力方向检查，

转子叶片排出口轴向力F_RB受力对象为转子叶片排，受力方向为顺航向向前；

更正后的静子叶片排出口轴向力F_SA’受力对象为静子叶片排，受力方向为逆航向向后。

二、单元体级轴向力防错分析

步骤三：将发动机按部件划分为若干个较大的气动控制体(又称单元体)，分别计算各单元体轴向力基准值，其中单元体进口、外壁面和出口的结构尺寸、气动参数及数据处理方式应分别与步骤一中相应零组件轴向力计算用数据保持一致。

如图4所示为本申请该实施例中将发动机划分为六个单元体，单元体划分、单元体轴向力基准值的确定过程：

1)“单元体1”为图4中“D(No.1轴承)→A(进气机匣进口安装边)→B(风扇机匣出口安装边)→C(No.2轴承)→D(No.1轴承)”各点连线(对于安装边，为相连接两个零件之间的结构界面；对于其余部分，为零件与气体之间的气动界面)所形成的虚拟封闭区域(风扇区域气动控制体)。

在发动机工作条件下(不同计算工况)，在步骤一的中间过程数据中，沿着该气动控制体的轮廓线(构成虚拟封闭区域的各连线)选取结构参数(直径)和气动参数(包括静压、流量、流速)，计算“单元体1”轴向力。

“单元体1”的气动轴向力基准值由以下4项组成：风扇进口(包括流路、帽罩，轴向力计为F_{FAN_INT})、风扇机匣外壁面(机匣暴露于环境大气部分的壁面，轴向力计为F_{FAN_CAS})、风扇出口(包括流路、空气系统腔、No.2轴承腔，轴向力计为F_{FAN_OUT})、风扇盘心腔(包括空气系统腔、No.1和No.2轴承腔，轴向力计为F_{FAN_COR})，“单元体1”的气动轴向力为：

F_{ITG_FAN}＝F_{FAN_INT}+F_{FAN_CAS}+F_{FAN_OUT}+F_{FAN_COR} (公式4)

2)“单元体2”为图4中“C(No.2轴承)→B(中介机匣进口安装边)→H(中介机匣出口外环安装边)→F(中介机匣出口内环安装边)→E(No.3轴承)→C(No.2轴承)”各点“连线”(对于安装边，为相连接两个零件之间的结构界面；对于其余部分，为零件与气体之间的气动界面)所形成的虚拟封闭区域(中介机匣气动控制体)。

在发动机工作条件下(不同计算工况)，在步骤一的中间过程数据中，沿着该气动控制体的轮廓线(构成虚拟封闭区域的各连线)选取结构参数(直径)和气动参数(包括静压、流量、流速)，计算“单元体2”轴向力。

“单元体2”的气动轴向力基准值由以下4项组成：中介机匣进口(包括流路、空气系统腔、No.2轴承腔，轴向力计为F_{INC_INT})、中介机匣外壁面(机匣暴露于环境大气部分的壁面，轴向力计为F_{INC_CAS})、中介机匣出口(包括外涵道进口流路、压气机进口流路、压气机转子前端空气系统腔，轴向力计为F_{INC_OUT})、中介机匣内环(No.2和No.3轴承腔，轴向力计为F_{INC_COR})，“单元体2”的气动轴向力为：

F_INC＝F_{INC_INT}+F_{INC_CAS}+F_{INC_OUT}+F_{INC_COR} (公式5)

3)“单元体3”为图4中“E(No.3轴承)→F(压气机机匣进口安装边)→L(高压涡轮机匣出口安装边)→M(No.4轴承)→E(No.3轴承)”各点连线(对于安装边，为相连接两个零件之间的结构界面；对于其余部分，为零件与气体之间的气动界面)所形成的虚拟封闭区域(核心机气动控制体)。

在发动机工作条件下(不同计算工况)，在步骤一的中间过程数据中，沿着该气动控制体的轮廓线(构成虚拟封闭区域的各连线)选取结构参数(直径)和气动参数(包括静压、流量、流速)，计算“单元体3”轴向力。

“单元体3”的气动轴向力基准值由以下4项组成：压气机进口(包括流路、空气系统腔、No.3轴承腔，轴向力计为F_{EGC_INT})、压气机机匣-主燃烧室机匣-高压涡轮机匣外壁面(机匣暴露于外涵流路部分的壁面，轴向力计为F_{EGC_CAS})、高压涡轮出口(包括高压涡轮出口流路、高压涡轮转子后端空气系统腔、No.4轴承腔，轴向力计为F_{EGC_OUT})、核心机内环(No.3和No.4轴承腔，以及压气机盘、主燃烧室内环、高压涡轮盘各空气系统腔，轴向力计为F_{EGC_COR})，“单元体3”的气动轴向力为：

F_{ITG_EGC}＝F_{EGC_INT}+F_{EGC_CAS}+F_{EGC_OUT}+F_{EGC_COR} (公式6)

4)“单元体4”为图4中“M(No.4轴承)→L(低压涡轮机匣进口安装边)→K(涡轮后机匣出口安装边)→N(内锥体尖部)→M(No.4轴承)”各点连线(对于安装边，为相连接两个零件之间的结构界面；对于其余部分，为零件与气体之间的气动界面)所形成的虚拟封闭区域(低压涡轮气动控制体)。

在发动机工作条件下(不同计算工况)，在步骤一的中间过程数据中，沿着该控制体的轮廓线(构成虚拟封闭区域的各连线)选取结构参数(直径)和气动参数(包括静压、流量、流速)，计算“单元体4”轴向力。

“单元体4”的气动轴向力基准值由以下3项组成：低压涡轮进口(包括流路、空气系统腔、No.4轴承腔，轴向力计为F_{LPT_INT})、低压涡轮机匣-涡轮后机匣外壁面(机匣暴露于外涵流路部分的壁面，轴向力计为F_{LPT_CAS})、低压涡轮出口(包括涡轮后机匣出口流路、内锥体外壁面，轴向力计为F_{LPT_OUT})，“单元体4”的气动轴向力为：

F_{ITG_LPT}＝F_{LPT_INT}+F_{LPT_CAS}+F_{LPT_OUT} (公式7)

5)“单元体5”为图4中“F(压气机机匣进口安装边)→H(外涵机匣进口安装边)→J(外涵机匣出口安装边)→K(低压涡轮机匣出口安装边)→L(高压涡轮机匣出口安装边)→F(压气机机匣进口安装边)”各点连线(对于安装边，为相连接两个零件之间的结构界面；对于其余部分，为零件与气体之间的气动界面)所形成的虚拟封闭区域(外涵道气动控制体)。

在发动机工作条件下(不同计算工况)，在步骤一的中间过程数据中，沿着该控制体的轮廓线(构成虚拟封闭区域的各连线)选取结构参数(直径)和气动参数(包括静压、流量、流速)，计算“单元体5”轴向力。

“单元体5”的气动轴向力基准值由以下4项组成：外涵流路进口(流路，轴向力计为F_{BYP_INT})、外涵机匣外壁面(机匣暴露于环境大气部分的壁面，轴向力计为F_{BYP_CAS})、外涵流路出口(流路，轴向力计为F_{BYP_OUT})、外涵流路内壁面(压气机机匣、主燃烧室机匣、高压涡轮机匣暴露于外涵流路部分的壁面，轴向力计为F_{BYP_COR})，“单元体5”的气动轴向力为：

F_{ITG_BYP}＝F_{BYP_INT}+F_{BYP_CAS}+F_{BYP_OUT}+F_{BYP_COR} (公式8)

6)“单元体6”为图4中“N(内锥体尖部)→K(涡轮后机匣出口安装边)→J(加力燃烧室进口安装边)→P(喷管出口外环)→O(发动机轴线)”各点连线(对于安装边，为相连接两个零件之间的结构界面；对于其余部分，为零件与气体之间的气动界面)所形成的虚拟封闭区域(出口区域气动控制体)。

在发动机工作条件下(不同计算工况)，在步骤一的中间过程数据中，沿着该气动控制体的轮廓线(构成虚拟封闭区域的各连线)选取结构参数(直径)和气动参数(包括静压、流量、流速)，计算“单元体6”轴向力。

“单元体6”的气动轴向力基准值由以下4项组成：加力部件内涵进口(包括流路、内锥体外壁面，轴向力计为F_{ABE_COR_INT})、加力部件外涵进口(流路，轴向力计为F_{ABE_BYP_INT})、加力-喷管外壁面(暴露于环境大气部分的壁面，轴向力计为F_{ABE_CAS})、喷管出口流路(流路，轴向力计为F_{ABE_OUT}),计为：

F_{ITG_ABE}＝F_{ABE_COR_INT}+F_{ABE_BYP_INT}+F_{ABE_CAS}+F_{ABE_OUT} (公式9)

上述过程中的第1～6项，即公式4～公式9的气动轴向力计算结果，均为单元体单独受到的来自于环境气体/工作气体的气动轴向力基准值，未叠加相邻单元体通过安装边传递的轴向力。

步骤四：将步骤三中单元体内部的各转、静子段轴向力叠加，得到相应单元体轴向力合成值。对比单元体轴向力合成值与步骤三中单元体轴向力基准值的差异，两者误差接近于零(两者误差与基准值的比值小于1％)，则判断该过程人为失误消除；若存在明显误差，则返回步骤二、步骤三和步骤四，复查相应单元体轴向力基准值、合成值详细计算过程，排除人为失误。

如果存在人为失误的单元体内安装边较多，例如安装边数量多于3个，可参照步骤三中的方式，对单元体进行再次细化，直到每个气动控制体安装边的数量为2～3个，以便于更高效的定位并消除人为失误源。

如图5所示，以“单元体1”为例，说明单元体轴向力合成值的计算过程：

1)“零组件1”为图5中“D(No.1轴承)→A(进气机匣进口安装边)→a1(进气机匣后安装边)→a2(风扇第一级转子叶片进口叶尖)→D(No.1轴承)”各点连线(对于安装边，为相连接两个零件之间的结构界面；对于其余部分，为零件与气体之间的气动界面)所形成的虚拟封闭区域(气动控制体)。在经过步骤二校验和修正后的步骤一中间过程数据中，提取“零组件1”气动轴向力，计为F_{01_FAN}；

2)“零组件2”为图5中“a1(风扇前机匣前安装边)→b1(风扇前机匣后安装边)→a6(风扇第二级转子叶片进口叶尖)→a5(风扇第二级转子叶片进口叶根)→a4(风扇第一级转子叶片出口叶根)→a3(风扇第一级转子叶片出口叶尖)→a2(风扇第一级转子叶片进口叶尖)→a1’(风扇前机匣前安装边)”各点连线(对于安装边，为相连接两个零件之间的结构界面；对于其余部分，为零件与气体之间的气动界面)所形成的虚拟封闭区域(气动控制体)。在经过步骤二校验和修正后的步骤一中间过程数据中，提取“零组件2”气动轴向力，计为F_{02_FAN}；

3)“零组件3”为0中“b1(风扇后机匣前安装边)→B(风扇机匣出口安装边)→b5(风扇第三级转子叶片进口叶尖)→b4(风扇第三级转子叶片进口叶根)→b3(风扇第二级转子叶片出口叶根)→b2(风扇第二级转子叶片出口叶尖)→a6(风扇第二级转子叶片进口叶尖)→b1(风扇后机匣前安装边)”各点连线(对于安装边，为相连接两个零件之间的结构界面；对于其余部分，为零件与气体之间的气动界面)所形成的虚拟封闭区域(气动控制体)。在经过步骤二校验和修正后的步骤一中间过程数据中，提取“零组件3”气动轴向力，计为F_{03_FAN}；

4)“零组件4”为0中“D(No.1轴承)→a2(风扇第一级转子叶片进口叶尖)→a3(风扇第一级转子叶片出口叶尖)→a4(风扇第一级转子叶片出口叶根)→a5(风扇第二级转子叶片进口叶根)→a6(风扇第二级转子叶片进口叶尖)→b2(风扇第二级转子叶片出口叶尖)→b3(风扇第二级转子叶片出口叶根)→b4(风扇第三级转子叶片进口叶根)→b5(风扇第三级转子叶片进口叶尖)→b6(风扇第三级转子叶片出口叶尖)→C(No.2轴承)→D(No.1轴承)”各点连线(对于安装边，为相连接两个零件之间的结构界面；对于其余部分，为零件与气体之间的气动界面)所形成的虚拟封闭区域(气动控制体)。在经过步骤二校验和修正后的步骤一中间过程数据中，提取“零组件4”气动轴向力，计为F_{04_FAN}；

5)则“单元体1”气动轴向力合成值为，

F_{SUM_FAN}＝F_{01_FAN}+F_{02_FAN}+F_{03_FAN}+F_{04_FAN} (公式9)

步骤五：完成各单元体轴向力基准值、合成值校验后，按以下判断条件检查各单元体之间的界面参数：

1)两个单元体界面两侧的结构尺寸(环形作用面内、外环直径)一致；

2)两个单元体界面两侧的气动参数(静压、流量、流速)一致；

3)两个单元体界面两侧的轴向力方向相反。

如果满足上述3项判据，则判断相邻单元体界面参数一致；如果存在不满足的情况，则返回步骤二、①，修正相应位置结构或气动参数，重新按顺序开展步骤三、④、⑤防错分析。

以图4为例，说明单元体之间的“界面”的含义为：

1)对于单元体1和单元体2，两单元体之间的界面指的是单元体1的C→B连线与单元体2的C→B连线；

2)对于单元体2和单元体3，两单元体之间的界面指的是单元体2的E→F连线与单元体3的E→F连线；

3)对于单元体2和单元体5，两单元体之间的界面指的是单元体2的F→H连线与单元体5的F→H连线；

4)对于单元体3和单元体4，两单元体之间的界面指的是单元体3的M→L连线与单元体4的M→L连线；

5)对于单元体3和单元体5，两单元体之间的界面指的是单元体3的F→L连线与单元体5的F→L连线；

6)对于单元体4和单元体5，两单元体之间的界面指的是单元体4的L→K连线与单元体5的L→K连线；

7)对于单元体4和单元体6，两单元体之间的界面指的是单元体4的N→K连线与单元体6的N→K连线；

8)对于单元体5和单元体6，两单元体之间的界面指的是单元体5的K→J连线与单元体6的K→J连线。

三、整机级轴向力防错分析

步骤六：将整个发动机视为一个气动控制体，根据发动机进气端、排气端、外壁面气动和结构参数计算发动机推力基准值。

以图4的发动机为例，该发动机整体指的是“D(No.1轴承)→A(进气机匣进口安装边)→P(喷管出口外环)→O(发动机轴线)”各点连线(为发动机与环境大气之间的气动界面)所形成的虚拟封闭区域(整机气动控制体)。

在发动机工作条件下(不同计算工况)，在步骤一等中间过程数据(经过步骤二、步骤三、步骤四和步骤五校验、修正后的数据)中，沿着发动机的轮廓线(构成虚拟封闭区域的各连线)选取结构参数(直径)和气动参数(包括静压、流量、流速)，计算“发动机”推力基准值。

发动机推力基准值由以下3项组成：发动机进口(包括流路、帽罩，轴向力计为F_{ENG_INT})、发动机外壁面(暴露于环境大气部分的壁面，轴向力计为F_{ENG_CAS})、喷管出口流路(流路，轴向力计为F_{ENG_OUT})，该整机气动轴向力为：

F_{ENG_ITG}＝F_{ENG_INT}+F_{ENG_CAS}+F_{ENG_OUT} (公式10)

步骤七：按照发动机传力路径，将步骤一中各零组件轴向力(经过步骤二、步骤三、步骤四和步骤五校验、修正后的数据)叠加至主安装节所在的机匣，并叠加该机匣自身的轴向力，给出发动机推力合成值。若发动机推力合成值与基准值的误差接近于零(在本申请中，该误差小于1％)，则判断前述所有过程已消除人为失误；若发动机推力合成值与基准值仍然存在明显差值，则返回步骤四重新检查，定位并修正相应人为失误后，重新完成步骤五、步骤六、步骤七。

以图4为例，按照发动机传力路径，传递给中介机匣的气动轴向力(外力)包括：

1)作用于风扇转子和低压涡轮转子的气动轴向力(即“单元体1”、“单元体4”中转子件受到的轴向力)，通过No.1轴承传递至进气机匣，连同进气机匣、风扇机匣受到的气动轴向力(即“单元体1”中静子件受到的轴向力)，共同传递至“B(中介机匣进口安装边)”，轴向力计为F_{INC_FWD}，如图6所示；

2)作用于外涵机匣、加力筒体、喷管的气动轴向力(即单元体5的“H→J”连线和单元体6的“J→P”连线内、外壁面的气动轴向力)，传递至“H(中介机匣出口外环安装边)”，轴向力计为F_{INC_BWD_BPS}，如0所示；

3)作用于压气机、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮各机匣的气动轴向力(即“单元体3”、“单元体4”中静子件所受到的气动轴向力)，传递至“F(中介机匣出口内环安装边)”，轴向力计为F_{INC_BWD_EGC}，如图6所示；

4)作用于压气机转子、高压涡轮转子的气动轴向力(即“单元体3”中转子件所受到的气动轴向力)，传递至“E(No.3轴承)”，轴向力计为F_{INC_HPR}，如图5所示。

中介机匣自身轴向力，即为步骤三中“单元体2”的轴向力“F_INC”(经过步骤四和步骤五校验、修正后的数据)，连同1)～4)项外力，也会传递给主安装节。因此，传递给主安装节的发动机推力合成值为，

F_{ENG_SUM}＝F_{INC_FWD}+F_{INC_BWD_BPS}+F_{INC_BWD_EGC}+F_{INC_HPR}+F_INC (公式11)

若根据公式10、公式11计算的结果(F_{ENG_SUM}-F_{ENG_ITG})/F_{ENG_ITG}＜1％，则判断人为失误已消除；否则，返回步骤四重新检查，定位并修正相应人为失误后，重新完成步骤五、步骤六、步骤七。

本申请的方法能够完全杜绝整机轴向力计算过程中的人为失误，并且大大缩短误差源定位时间周期，大幅提高工作效率。

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)

1.一种航空发动机气动轴向力防错分析方法，其特征在于，所述方法包括：

步骤一、确定零组件轴向力防错分析所需中间过程数据，根据发动机各零组件的气动轴向力计算方法进行零组件级气动轴向力计算；

步骤二：对发动机零组件中各转子-静子、转子-转子、静子-静子界面进行检查，确保界面两侧选用的结构和气动参数符合一致性要求；

步骤三、将发动机按照部件划分为若干个由一个或多个零组件构成的单元体，根据各单元体的结构及气动参数分别得到各单元体轴向力基准值；

步骤四、将各单元体内一个或多个零组件的轴向力进行叠加得到各单元体轴向力合成值，判断各单元体轴向力基准值与合成值的差值是否满足要求，若满足要求，则判断单元体轴向力计算中人为失误消除；若不满足要求，则返回步骤二、步骤三和步骤四，复查相应单元体轴向力基准值、合成值的计算过程，排除人为失误失误；

步骤五、完成各单元体轴向力基准值与单元体轴向力合成值校验后，确保各单元体之间的界面参数符合一致性要求：

步骤六：将发动机整体视为一个气动控制体，根据发动机进气端、排气端、外壁面气动和结构参数计算发动机推力基准值；

步骤七：按照发动机传力路径，将步骤一中各零组件气动轴向力叠加至主安装节所在的机匣，并叠加该机匣自身的轴向力，得到发动机推力合成值；

若发动机推力合成值与基准值的误差满足要求，则判断所有过程已消除人为失误；若发动机推力合成值与基准值的误差不满足要求，则返回步骤四重新检查，定位并修正相应人为失误后，重新完成步骤五、步骤六、步骤七。

2.如权利要求1所述的航空发动机气动轴向力防错分析方法，其特征在于，所述零组件中各转子-静子、转子-转子、静子-静子界面两侧选用的结构和气动参数一致性要求为：

对于转子-静子界面：

1)转子侧与静子侧选用的结构尺寸一致，均为转子侧结构尺寸；

2)转子侧与静子侧气动参数一致，均为转子侧气动参数；

3)转子侧与静子侧轴向力受力大小相等、方向相反。

对于转子-转子界面：

1)两侧结构尺寸一致，均为其中一侧的结构尺寸；

2)两侧气动参数一致，均为其中一侧的气动参数；

3)两侧轴向力受力大小相等、方向相反。

对于静子-静子界面：

1)两侧结构尺寸一致，均为其中一侧的结构尺寸；

2)两侧气动参数一致，均为其中一侧的气动参数；

3)两侧轴向力受力大小相等、方向相反。

3.如权利要求1所述的航空发动机气动轴向力防错分析方法，其特征在于，各单元体轴向力基准值与合成值的差值与基准值的比值小于1％，则满足要求；反之，则不满足。

4.如权利要求3所述的航空发动机气动轴向力防错分析方法，其特征在于，当单元体轴向力基准值与合成值的差值不满足要求，且单元体内多个零组件所形成的安装边数量多于3个时，对单元体进行再次细化，直到所述单元体内的安装边数量为2～3个。

5.如权利要求1所述的航空发动机气动轴向力防错分析方法，其特征在于，各单元体之间的界面参数一致性要求判据包括：

1)两个单元体界面两侧的结构尺寸一致；

2)两个单元体界面两侧的气动参数一致；

3)两个单元体界面两侧的轴向力方向相反；

如果满足上述3项判据，则判断相邻单元体界面参数一致；如果存在不满足的情况，则修正相应位置结构或气动参数，重新按顺序开展防错分析。

6.如权利要求1所述的航空发动机气动轴向力防错分析方法，其特征在于，所述发动机推力合成值与基准值的误差满足要求为：

发动机推力合成值与基准值的误差与基准值的比例小于1％。

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