[发明专利]一种航空发动机轴承腔通风设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机的润滑系统设计领域，特别涉及了一种航空发动机轴承腔通风设计方法。

背景技术

航空发动机润滑系统由供油系统、回油系统和通风系统组成。其中，通风系统包括主轴密封装置、通风管路、离心通风器、高空活门等，通风系统设计目标是保证发动机飞行包线内轴承腔腔压稳定在一定范围内。随着飞机要求完成任务的飞行高度日益提高，航空发动机润滑系统通风系统采用节流通风结构方式已广泛应用于发动机设计。节流通风是篦齿密封结构发动机轴承腔的最常用通风方法，其目的是当轴承腔采用篦齿封严时，高压差状态下空气泄漏量较大，需要用轴承腔增压来减少密封压差，从而减少轴承腔的通风量。节流通风的方法是在轴承腔的通风管路上设置节流嘴，该节流嘴可使轴承腔腔压升高，通风量减少。

传统的发动机轴承腔节流通风系统设计，需要与空气系统、附件机匣通风等进行联算，但联算的基础是首先是轴承腔压力本身的计算方法正确、精度高。由于节流通风的发动机轴承腔通风气体流动的可压缩性质，节流嘴处气体流动涉及堵塞状态，并且，轴承腔内还伴有生热、换热等过程，使得其腔压计算就变得相对复杂。这种类型的通风方式，具体结构设计仅凭工程经验，没有相应计算方法，常常事先加工一系列大小孔径的节流孔，在发动机地面试车后，分析试车腔压数据，如果轴承腔腔压值大，则需要更换孔径小些的节流孔，否则更换孔径大些的节流孔，然后再通过试车后的腔压数据判定是否合适。选取节流孔具体结构的过程反复，大大增加了试车、人力成本。同时，仅能在地面试车布置发动机腔压测点，在高空台试车，由于测点有限，不具备测量轴承腔腔压的条件，因此无法通过试车手段获得发动机高空各状态点的轴承腔腔压数据。

针对发动机轴承腔腔压计算，仅进行过自由通风发动机的腔压计算，通过反压的方法计算，用各状态点对应当地大气压力、离心通风器阻力和主要结构阻力降之和得到，而节流通风发动机轴承腔腔压计算尚处于空白，缺少相应的方法。

由此，节流通风的发动机润滑系统的轴承腔腔压，不能在设计之初通过计算获得，仅能通过地面试车得到地面状态点数据，不能通过试车或计算得到高空状态任何状态点数据。更无法获得发动机主轴封严在飞行包线内封严是否反向等重要数据，严重制约了发动机润滑系统、主轴承腔封严的设计和验证。

发明内容

本发明的目的是为了掌握发动机飞行包线内各轴承腔封严情况，并确定采用的节流孔结构是否合理，特提供了一种航空发动机轴承腔通风设计方法。

本发明提供了一种航空发动机轴承腔通风设计方法，其特征在于：所述的一种航空发动机轴承腔通风设计方法，涉及节流通风航空发动机轴承腔基本假设、节流孔的压力与流量计算方法、腔压计算流程。

首先得到轴承腔的边界参数，轴承腔腔压计算是空气系统和附件机匣腔压多次迭代联算得到。在飞行高度对应的发动机各状态下，计算空气系统得到的各封严前压力、温度、流量，由当地大气压、高空活门、离心通风器等反推附件机匣腔压、腔温，分别作为轴承腔封严入口和节流孔出口的边界参数。

其次对其进行基本假设，根据具体发动机分析其轴承腔的封严形式和回油泵对腔压影响，一般的，轴承腔气体流动可做如下假设：

a)计算仅针对发动机稳态工况。

b)假设轴承腔稳态时的总压为滞止压力，腔总温为滞止温度。由于轴承腔空间很大，假设轴承腔内的气流v＝0，即气体动能转换为气体内能；假设轴承腔内气体流动为定常等熵流动，由于采用节流通风结构，大大降低了轴承腔的通风量，又气体的热容量很小，因此可忽略通风带走的气体热量以及气体与腔壁、轴承、滑油的热交换过程。

c)假设气流由轴承腔通过节流孔的流动过程是绝能等熵过程。气体在节流孔中流速很快，且气体与管壁换热系数小，因此工程计算上可忽略节流孔内气体流动的能量损失。

另外，轴承腔的回油泵对腔压影响一般可忽略。

再次对节流通风航空发动机轴承腔求解。计算时，先根据假设的轴承腔腔压初值P₀，再分别计算轴承腔进出口气体质量流量，其中在计算节流孔通风量时需先判断节流孔是否堵塞。之后，按质量守恒原理，进出口质量流量应相等，但在工程计算中进出口质量流量差值应满足一定的工程精度要求时，即可认为达到质量守恒。所以，在计算的轴承腔进出口流量的差值与设定的工程精度δ比较过程中，如果满足质量守恒，则认为假设成立，即假设的轴承腔腔压初值P₀为轴承腔腔压P_q；如果不满足质量守恒，则应重新赋腔压初值进行迭代，直到满足质量守恒要求为止，输出轴承腔腔压。

计算方法