RU2426902C2 - Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2426902C2 RU2426902C2 RU2009130014/06A RU2009130014A RU2426902C2 RU 2426902 C2 RU2426902 C2 RU 2426902C2 RU 2009130014/06 A RU2009130014/06 A RU 2009130014/06A RU 2009130014 A RU2009130014 A RU 2009130014A RU 2426902 C2 RU2426902 C2 RU 2426902C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- axial load
- thrust bearing
- engine
- gas turbine
- rotor
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, относится к измерениям сил, действующих на силовые элементы конструкции газотурбинного двигателя во время его эксплуатации и при его доводке, в частности к замерам сил на упорном подшипнике, и позволяет снизить трудоемкость определения осевой нагрузки на упорный подшипник при обеспечении требуемого уровня достоверности ее определения. Способ включает определение осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя на нескольких режимах работы двигателя, измерение Roc, РВХ* и PВЫХ* для трех режимов работы двигателя, построение зависимости 
принятие этой зависимости в качестве универсальной для данного типа двигателя, определение для заданного режима работы двигателя РВХ* и πk, используя универсальную зависимость 
вынесения суждения о величине осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, на заданном режиме работы двигателя, где 
- приведенная осевая нагрузка на осевой подшипник, Roc - абсолютное значение осевой нагрузки на упорный подшипник для заданного режима работы двигателя, РВХ* - полное давление на входе в компрессор, РВЫХ* - полное давление на выходе из компрессора, 
- степень сжатия компрессора. 1 з.п.ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора проектируемого или находящегося в эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя.
Известен способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, включающий ее определение на нескольких режимах работы двигателя расчетным путем (см. Г.С.Скубачевский «Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей.», М., Машиностроение, 1969, стр.27-39). Такой способ обладает не очень высокой достоверностью из-за достаточно большого количества допущений при расчетах осевой нагрузки. Чаще всего этот способ применяется при проектировании новых авиационных двигателей для сравнения различных вариантов их силовых схем. Сам способ хотя и достаточно прост, однако приходится считать множество вариантов и режимов работы двигателя. Особенно возрастает число необходимых расчетов по этому способу для современных, многорежимных авиационных двигателей.
Известен также способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора, преимущественно авиационного газотурбинного двигателя, включающий прямое измерение осевой нагрузки, например, тензометрированием (патент РФ №2160435, МПК G01L 5/12, опубл. 10.12.2000 г.). Достоверность такого способа определения осевой нагрузки достаточна для точного определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник.
Однако это самый трудоемкий и дорогой способ, так как требует, во-первых, доработки самой опоры ротора и, во-вторых, двигатель должен отработать на всех режимах не только на стенде при условиях нулевой скорости и нулевой высоты полета, но и должен отработать на высотно-скоростном стенде, имитирующем полет на объекте. Кроме того, этот способ неприемлем для определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник двигателя в условиях его эксплуатации на объекте, так как с переделанной опорой двигатель сможет работать очень ограниченное время.
С другой стороны, существует настоятельная необходимость в знании осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора каждого находящегося в эксплуатации двигателя, так как эта величина определяет долговечность подшипника и, следовательно, надежность и ресурс всего авиационного двигателя. Надо отметить, что при эксплуатации двигателя «по техническому состоянию» необходимо знать осевую нагрузку, действующую на упорный подшипник во время всего полета объекта с этим двигателем.
Задачей изобретения является снижение трудоемкости определения осевой нагрузки на упорный подшипник при обеспечении требуемого уровня достоверности ее определения.
Указанная задача достигается тем, что в способе определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, включающем ее определение на нескольких режимах работы двигателя, измеряют Roc, РВХ* и РВЫХ* для трех режимов работы двигателя, строят зависимость 
принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя, для заданного режима работы двигателя определяют РВХ* и πK и, используя универсальную зависимость судят о величине осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, на заданном режиме работы двигателя, где
Roc - абсолютное значение осевой нагрузки на упорный подшипник для заданного режима работы двигателя,
РВХ* - полное давление на входе в компрессор,
РВЫХ*- полное давление на выходе из компрессора,
πk=Рвых*/Рвх* - степень сжатия компрессора.
Для многороторных авиационных газотурбинных двигателей осевую нагрузку, действующую на упорные подшипники роторов, определяют раздельно.
Новым здесь является то, что измеряют Roc, PBX* и РВЫХ* для трех режимов работы двигателя, строят зависимость 
принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя, для заданного режима работы двигателя определяют РВХ* и πk и, используя универсальную зависимость судят о величине осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, на заданном режиме работы. Это стало возможным ввиду того, что экспериментально было установлено, что построенная по замерам на трех режимах работы двигателя зависимость 
носит универсальный характер для данного типа двигателя и все замеры на разных режимах работы двигателя ложатся на эту кривую. Используя эту универсальную зависимость, зная πk и РВХ* на интересующем нас режиме всегда можно определить значение осевой силы, действующей на упорный подшипник на этом конкретном режиме. Это позволяет значительно снизить трудоемкость определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, так как достаточно произвести замеры осевой нагрузки лишь на трех режимах работы двигателя.
Для многороторных авиационных газотурбинных двигателей осевую нагрузку, действующую на упорные подшипники роторов, определяют раздельно по причине того, что для каждого независимого компрессора значения РВХ* и πk свои.
На фиг.1 показана зависимость
На фиг.2 показана область эксплуатационных режимов работы авиационного двигателя.
Способ реализуют следующим образом.
Препарируют опору ротора экспериментального авиационного газотурбинного двигателя под прямой замер осевой нагрузки. На наземном стенде при Н=0 и скорости набегающего потока М=0 при снятии дроссельной характеристики от режима «малого газа» до «максимала» измеряют Roc, Рвх*, Рвых*. По результатам измерений строят зависимость 
(см. фиг.1). Принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя. Для заданного режима работы двигателя определяют Рвх*, Рвых* и πk. По зависимости 
и известному значению πk снимают значение 
и расчитывают значение 
Возможно также получение зависимости 
на высотно-скоростных стендах, оснащенных барокамерами, при этом производят измерение Roc, Рвх*, Рвых*, πk на нескольких режимах, например, в точках 2, 3, 4, 5, по которым строят зависимость 
(см. фиг.1 и фиг.2).
Реализация изобретения позволяет снизить трудоемкости определения осевой нагрузки на упорный подшипник при обеспечении требуемого уровня достоверности ее определения. Изобретение носит универсальный характер и пригодно и на стадии доводки реального двигателя, и на стадии эксплуатации двигателя на объекте, например, когда двигатель эксплуатируется по «техническому состоянию» и мы, в этом случае, должны иметь постоянные данные о нагрузках, действующих на упорный подшипник.
Claims (2)
1. Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, включающий ее определение на нескольких режимах работы двигателя, отличающийся тем, что измеряют Roc, Pвх* и Рвых* для трех режимов работы двигателя, строят зависимость 
принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя, для заданного режима работы двигателя определяют Рвх* и πk и используя универсальную зависимость 
судят о величине осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник на заданном режиме работы двигателя, где
- приведенная осевая нагрузка на осевой подшипник,
Roc - абсолютное значение осевой нагрузки на упорный подшипник для заданного режима работы двигателя,
Рвх* - полное давление на входе в компрессор,
Рвых* - полное давление на выходе из компрессора,
- степень сжатия компрессора.
Roc - абсолютное значение осевой нагрузки на упорный подшипник для заданного режима работы двигателя,
Рвх* - полное давление на входе в компрессор,
Рвых* - полное давление на выходе из компрессора,
2. Способ определения осевой нагрузки по п.1, отличающийся тем, что для многороторных авиационных газотурбинных двигателей осевую нагрузку, действующую на упорный подшипник конкретного ротора, определяют раздельно.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009130014/06A RU2426902C2 (ru) | 2009-08-05 | 2009-08-05 | Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009130014/06A RU2426902C2 (ru) | 2009-08-05 | 2009-08-05 | Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009130014A RU2009130014A (ru) | 2011-02-10 |
| RU2426902C2 true RU2426902C2 (ru) | 2011-08-20 |
Family
ID=44755939
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009130014/06A RU2426902C2 (ru) | 2009-08-05 | 2009-08-05 | Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2426902C2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2578931C1 (ru) * | 2014-12-30 | 2016-03-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Способ регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя |
| RU2669227C1 (ru) * | 2017-05-10 | 2018-10-09 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Способ определения угла перекоса и максимальной осевой нагрузки на опору подшипника |
-
2009
- 2009-08-05 RU RU2009130014/06A patent/RU2426902C2/ru active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2578931C1 (ru) * | 2014-12-30 | 2016-03-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Способ регулирования работы авиационного газотурбинного двигателя |
| RU2669227C1 (ru) * | 2017-05-10 | 2018-10-09 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Способ определения угла перекоса и максимальной осевой нагрузки на опору подшипника |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2009130014A (ru) | 2011-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8014929B2 (en) | Method of monitoring a gas turbine engine | |
| RU2389998C1 (ru) | Способ оценки технического состояния авиационного газотурбинного двигателя | |
| EP2402563B1 (en) | Method for monitoring health of airfoils | |
| EP2543852A3 (en) | Method for assessing the performance of auxiliary power unit | |
| US8676514B2 (en) | System and method for monitoring health of airfoils | |
| US20180016936A1 (en) | Device and method for service-life monitoring | |
| CN105205264B (zh) | 预测抽水蓄能发电电动机转子构件使用寿命的试验方法 | |
| CN108225783B (zh) | 航空涡轮风扇发动机风扇转子配平方法和装置 | |
| RU2426902C2 (ru) | Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя | |
| RU2402751C1 (ru) | Способ диагностики вида аэроупругих колебаний рабочих лопаток осевой турбомашины | |
| Carden et al. | Operational modal analysis of torsional modes in rotating machinery | |
| EP1837506A3 (en) | Monitoring gas turbine engines | |
| CN113833641B (zh) | 机载燃油泵退化试验方案设计与寿命预测方法 | |
| KR20170045784A (ko) | 가스터빈 시험장치 및 이를 이용한 가스터빈 시험방법 | |
| RU2392464C1 (ru) | Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник опоры ротора, преимущественно газотурбинного двигателя | |
| Wirkowski | Influence of the incorrect settings of axial compressor inlet variable stator vanes on gas turbine engine work parameters | |
| RU2007113359A (ru) | Способ безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию | |
| Szczepanik | Analysis of 1st stage compressor rotor blade stress and vibration amplitudes in one-pass jet engine | |
| CN107609260B (zh) | 高参数立式泵叶轮轴向与径向水推力载荷相似转换方法 | |
| Zhang et al. | Evaluation of bearing designs for a multistage centrifugal compressor using a magnetic exciter | |
| Abushik et al. | Remaining Service Life Assessment of the Effect of Existing Defects on Turbine Rotors | |
| Szczepanik | Investigation of the dynamic properties of engine fan titanium rotor blades in a high manoeuvrability aircraft in FOD aspect | |
| Golowin et al. | Probabilistic Damage Tolerance Methodology for Solid Fan Blades and Discs | |
| CN113825994A (zh) | 用于确定转轮的局部机械应变的方法 | |
| Pon’kin | Analysis of the vibrating state of parts and assemblies in the high-pressure compressor of an aircraft engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130926 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |