[发明专利]一种航空发动机高低压转子间径向间隙计算方法

说明书

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。

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；