一种航空发动机封严间隙设计范围限定方法技术

本申请属于航空发动机设计领域，为一种航空发动机封严间隙设计范围限定方法，通过获取对应航空发动机内5个支点的设计参数，开展挠曲变形计算，获取5个支点在考虑支承刚度条件下的挠曲变形值；获取并综合考虑静子热负荷气动载荷下的变形值和转子离心热负荷气动载荷下的变形值，确定封严间隙设计上限值；通过分别对各轴承进行位移约束，获取在刚性约束条件下的挠曲变形值，并综合考虑静子热负荷气动载荷下的变形值和转子离心热负荷气动载荷下的变形值，确定封严间隙设计下限值；而后进行整机试车，验证是否满足当前性能指标需求，若是，则封严间隙设计结束；从而提高发动机性能，从而有效简化设计流程、减少设计周期、提高设计及试验效率。及试验效率。及试验效率。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机封严间隙设计范围限定方法


[0001]本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机封严间隙设计范围限定方法。

技术介绍

[0002]为满足现代空战的需要，发动机性能要求日益提升。在保证发动机安全工作的前提下，转子间及转静子间的封严结构越来越向小间隙设计发展；在空气系统设计中，某些腔对某封严结构的间隙值较为敏感，更需要开展小间隙设计。
[0003]目前，国内相关研究人员在航空发动机封严间隙的设计阶段，主要参考以往型号的间隙设计值，并采用基于“设计+试车”的迭代试错法进行封严间隙的限定和优化设计。技术方面，由于国内自主研发型号航空发动机的间隙设计经验不足，可参考的基础数据较少，难以形成充足有效的封严间隙设计修正样本；若采用性能优先的间隙设计方法，尽可能地降低甚至消除封严间隙的设计余量，又极易引发封严结构的碰摩，严重时甚至导致航空发动机停车，极大降低了航空发动机的运行安全性；反之，若采用结构安全性优先的间隙设计方法，放宽间隙设计余量，则会因间隙量过大而降低空气压缩效率，弱化航空发动机的推力性能。成本和效率方面，现有方法由本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机封严间隙设计范围限定方法，其特征在于，包括：获取对应航空发动机内5个支点的设计参数，确定5个支点的支承刚度取值，5个支点分别包括第一滚珠轴承(2)、第二滚珠轴承(3)、第一滚棒轴承(1)、第二滚棒轴承(4)和第三滚棒轴承(5)，开展挠曲变形计算，获取5个支点在考虑支承刚度条件下的挠曲变形值；获取静子热负荷气动载荷下的变形值和转子离心热负荷气动载荷下的变形值，确定封严间隙设计上限值；获取当前航空发动机的有限元模型，对第一滚珠轴承(2)和第二滚珠轴承(3)在有限元模型的节点处进行水平、垂直、轴向三个方向的位移进行全约束，对第一滚棒轴承(1)和第三滚棒轴承(5)在有限元模型阶段出进行水平、垂向两个方向的位移约束，结合第二滚棒轴承(4)计算的支承刚度，开展挠曲变形计算，获取5个支点在刚性约束条件下的挠曲变形值；获取并综合考虑静子热负荷气动载荷下的变形值和转子离心热负荷气动载荷下的变形值，确定封严间隙设计下限值；根据当前封严间隙上限值和封严间隙下限值的中间值，开展封严结构的间隙设计；在发动机整机设计并制造完成后，将该发动机整机放入整机试车台架中进行试车，验证该发动机整机性能是否满足当前性能指标需求，若是，则封严间隙设计结束，若否，则重新选取其一设计阈值，并重复进行发动机整机试车，直至满足当前发动机整机的性能指标需求。2.如权利要求1所述的航空发动机封严间隙设计范围限定方法，其特征在于，5个所述支点的支承刚度取值的计算方法为：第一滚棒轴承(1)的刚度为K1＝1/(δ
11
+δ
12
)，式中，δ
11
为进气机匣至1支点轴承安装边的柔度；δ
12
为第一滚棒轴承(1)柔度；第一滚珠轴承(2)的刚度为K2＝1/(δ
21
+δ
22
)，式中，δ
21
为中介机匣至第一滚珠轴承(2)安装边的柔度；δ
22
为第一滚珠滚珠轴承(2)柔度；第二滚珠轴承(3)的刚度为K3＝1/(δ

【专利技术属性】
技术研发人员：王理，王娟，梁媛媛，丛佩红，冯国全，赵晓宇，曹璨，吴英祥，
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：