The invention discloses a design method of an aeroengine booster chamber, which includes: obtaining the maximum axial load that thrust bearing balls can bear; calculating the actual axial load that thrust bearing balls bear; calculating the required adjusted axial load value through the maximum axial load and the actual axial load; adjusting the axial load value according to the need and adjusting the intake port. And/or the geometric parameters of the outlet. By controlling the gas pressure inside the booster chamber, the axial force balance can be well realized and the design margin can be improved. Moreover, the design of the booster chamber is relatively independent, and the adjustment of the chamber pressure has no effect on the realization of other system functions.
【技术实现步骤摘要】
航空发动机增压腔的设计方法
本专利技术航空发动机
，具体涉及一种航空发动机增压腔的设计方法。
技术介绍
航空发动机作为旋转机械，其工作状态转速都在万转/分的量级，这就对轴承部件提出了极高的要求。其中，止推轴承上需要始终作用一个能满足要求的合适的轴向载荷，从而保证止推轴承有足够的可靠工作寿命，保持发动机转、静部件的间隙保持相对稳定，从而使航空发动机的工作状态保持稳定。同时，要求止推轴承承受的最大负荷不能使其损伤，最小负荷下保证止推轴承钢球在跑道上不产生破坏性打滑。止推轴承承受的轴向载荷包含两部分，一部分是航空发动机主流道内由于主流流动速度和叶片两侧压力不同产生的主通道轴向力，另一部分是由发动机内腔压力作用在锥盘、涡轮盘等转子组件上产生的空气系统轴向力。一般地，主通道轴向力由于发动机性能设计确定后不能发生变化，空气系统专业承担着设计内腔流路，合理布局各内腔压力，从而调节轴向载荷的职责。但是，空气系统流路都承担着多个功能实现，这使得各内腔压力的设计存在很大的限制。现有技术中只能在各种约束条件下寻求平衡。但是，结果并不完全令人满意，这也大大制约了止推轴承的寿命，甚至...
【技术保护点】
1.一种航空发动机增压腔的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括获取止推轴承滚珠能够承受的最大轴向载荷；计算所述止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷；通过所述最大轴向载荷以及所述实际轴向载荷，计算需要调整的轴向载荷值；根据所述需要调整的轴向载荷值，调整进气口和/或出气口的几何参数，其中，所述几何参数包括以下至少一种：面积、孔径、长度。
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机增压腔的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括获取止推轴承滚珠能够承受的最大轴向载荷；计算所述止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷；通过所述最大轴向载荷以及所述实际轴向载荷，计算需要调整的轴向载荷值；根据所述需要调整的轴向载荷值，调整进气口和/或出气口的几何参数，其中，所述几何参数包括以下至少一种：面积、孔径、长度。2.根据权利要求1所述的航空发动机增压腔的设计方法，其特征在于，计算所述止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷的方法为通过以下公式计算得到，其中，Faxial为止推轴承滚珠承受的轴向载荷，i为所有与止推轴承轴向力相关的受力部件，...
【专利技术属性】
技术研发人员：梁义强，刘国朝，邓明春，周建军，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁,21
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