【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机故障诊断，尤其涉及一种航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法。
技术介绍
1、主轴承是制约航空发动机寿命的关键部件，如何开展其寿命设计和考核是当前航空发动机领域的研究热点和难点问题。多年来，人们对滚动轴承的寿命从理论和试验上进行了深入、系统的研究，建立了一系列寿命预测模型，并形成了国际标准。从机理上看，寿命模型可分为统计学、断裂力学和经验模型3大类。寿命试验是航空发动机轴承失效机理研究、寿命理论研究以及寿命与可靠性评估的重要途径。由于滚动轴承长寿命、高可靠性的特点，常规的寿命试验因耗时过长而极少采用。在不改变轴承失效机理和不增加新的失效模式的前提下，强化环境应力来加速其失效进程的加速寿命试验得到了广泛应用。但目前在发动机整机条件下，因无法直接施加机动载荷，学术界通常认为无法在地面整机条件下开展主轴承的加速寿命考核验证，主要是缺乏整机条件下的主轴承动载荷预计方法。为解决这一难题，本专利技术提出了一种主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，可为整机试车条件下主轴承的寿命验证提供新的解决思路。
技术实现思路
1、为此，本专利技术提供一种航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，用以克服现有技术中在航空发动机实际试车过程中难以准确估计主轴承动载荷的问题。
2、为实现上述目的，本专利技术提供一种航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，包括：
3、步骤s1，建立航空发动机整机“转子—支承—机匣—安装节”的耦合动力学系统计算模型；>
4、步骤s2，计算额定动载荷和当量动载荷以构建模型；
5、步骤s3，基于模型预测在不同仿真工况下的航空发动机高速主轴承的疲劳寿命。
6、进一步地，所述步骤s1包括：
7、步骤s11，采用梁单元对航空发动机低压转子，高压转子和机匣进行建模，以建立有限元转子模型和有限元机匣模型；
8、步骤s12，在考虑弹性支承、挤压油膜阻尼器和滚动轴承时对支承连接部件进行建模以建立离散支承模型，所述离散支承模型包括五自由度球轴承模型和基于切片法的滚子轴承模型；
9、步骤s13，将轴承力的激励模型引入所述离散支承模型中；
10、步骤s14，经过步骤s11～步骤s13形成考虑复杂滚动轴承动力学模型的航空发动机整机振动模型，对其进行仿真分析，所述航空发动机整机振动模型由微分方程组表示；
11、步骤s15，采用隐式积分法和显示积分法相结合的方法对所述微分方程组进行求解，包括采用隐式积分法对有限元转子模型和有限元机匣模型进行求解和采用显示积分法对支承连接部件进行求解；
12、其中，所述隐式积分法为newmark-β法，所述显示积分法为翟方法，所述翟方法为改进的newmark-β法。
13、进一步地，在步骤s2中，根据轴承类型确定轴承额定动载荷，
14、在轴承类型为角接触球轴承时，根据滚动体直径确定对应的所述轴承额定动载荷，
15、在滚动直径时，所述轴承额定动载荷根据以下公式进行计算，
16、；
17、在滚动直径时，所述轴承额定动载荷根据以下公式进行计算，
18、；
19、在轴承类型为短圆柱滚子轴承时，根据以下公式计算对应的所述轴承额定动载荷：
20、，
21、式中，为几何系数，为单套轴承中的滚动体列数，为接触角，为单列滚动体的数量，为质量系数，为滚动体直径，为滚子有效接触长度；
22、其中，所述几何系数由轴承零件的几何形状确定，所述质量系数由轴承材料、轴承精度和轴承结构确定。
23、进一步地，在步骤s2中，根据轴承类型确定当量动载荷，
24、在轴承类型为角接触球轴承时，由以下公式计算当量动载荷，
25、，式中，为径向负荷系数，为轴向负荷系数，为旋转系数，为轴承的径向力，为轴承的轴向力，为安全系数，为温度系数；
26、在轴承类型为短圆柱滚子轴承时，根据轴承工作载荷是否变化确定当量动载荷，在轴承工作载荷不变时，由以下公式计算当量动载荷，
27、；
28、在轴承工作载荷变化时，由以下公式计算当量动载荷，
29、，
30、，
31、式中，为每个状态下的恒定当量载荷，为产品寿命期内的总百万转数，为产品寿命期内相应当量动载荷下作用的百万转数，产品寿命期内相应当量动载荷下作用的百万转数，为第i个状态下的工作小时数，为第i个状态下的转速。
32、进一步地，在计算轴承类型为短圆柱滚子轴承的当量动载荷时，根据内外圈中介轴承的旋转方向确定第i个状态下的转速，
33、在内外圈中介轴承同向旋转时，；
34、在内外圈中介轴承反向旋转时，；
35、其中，为第i个状态下内圈中介轴承的转速，为第i个状态下外圈中介轴承的转速。
36、进一步地，在轴承类型为短圆柱滚子轴承，且轴承内外圈中介轴承同时同向旋转时，根据以下公式重新计算当量动载荷，
37、，
38、其中，，。
39、进一步地，建立模型并根据模型计算航空发动机高速主轴承寿命，模型为和；
40、式中，为可靠度为90%的基本额定寿命，单位为百万转；为轴承额定动载荷，单位为n；为轴承的当量动载荷，单位为n；为可靠度为90%的基本额定寿命，单位为h；为轴承的内圈转速，单位为r/min；为轴承寿命指数。
41、进一步地，所述步骤s3包括对整机振动仿真以确定主轴承的动载荷和分析仿真结果。
42、进一步地，对整机振动仿真包括计算工况和分析不同工况下的轴承力。
43、进一步地，根据仿真结果确定不平衡量及碰摩对主轴承疲劳寿命的影响规律曲线。
44、与现有技术相比，本专利技术的有益效果在于，本专利技术的有益效果在于，提供的主轴承整机不平衡加速失效试验方法，利用航空发动机整机振动耦合动力学模型，通过仿真模拟转速、轴向力、不平衡力，以及转静碰摩故障激励下主轴承所承受的径向力载荷，最后基于航空发动机高速主轴承的疲劳寿命预测模型进行了不同仿真工况下的疲劳寿命预测分析，发现对航空发动机主轴承疲劳寿命影响最大的因素，从而为主轴承加速疲劳试验方法提供参考，本方法为整机试车条件下主轴承加速疲劳试验提供了重要的方法和有效的途径。
45、进一步地，本专利技术提供的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法以实际航空发动机为参考对象建立了准确的整机模型，为载荷的精确计算提供基础。
46、进一步地，本专利技术提供的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法基于航空发动机高速主轴承的疲劳寿命预测模型进行了不同仿真工况下的疲劳寿命预测分析，可为主轴承加速疲劳试验方法确定提供参考。
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1.一种航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，所述步骤S1包括：
3.根据权利要求1所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，在所述步骤S2中，根据轴承类型确定轴承额定动载荷，
4.根据权利要求1所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，在所述步骤S2中，根据轴承类型确定当量动载荷，
5.根据权利要求4所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，在计算轴承类型为短圆柱滚子轴承的当量动载荷时，根据内外圈中介轴承的旋转方向确定第i个状态下的转速，
6.根据权利要求5所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，在轴承类型为短圆柱滚子轴承，且轴承内外圈中介轴承同时同向旋转时，根据以下公式重新计算当量动载荷，
7.根据权利要求6所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，建立所述模型并根据模型计算航空发动机高
8.根据权利要求1所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，所述步骤S3包括对整机振动进行仿真以确定主轴承的动载荷和分析仿真结果。
9.根据权利要求8所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，对整机振动仿真包括计算工况和分析不同工况下的轴承力。
10.根据权利要求9所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，根据仿真结果确定不平衡量及碰摩对主轴承疲劳寿命的影响规律曲线。
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，所述步骤s1包括：
3.根据权利要求1所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，在所述步骤s2中，根据轴承类型确定轴承额定动载荷，
4.根据权利要求1所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，在所述步骤s2中，根据轴承类型确定当量动载荷，
5.根据权利要求4所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方法，其特征在于，在计算轴承类型为短圆柱滚子轴承的当量动载荷时，根据内外圈中介轴承的旋转方向确定第i个状态下的转速，
6.根据权利要求5所述的航空发动机主轴承的整机不平衡加速失效试验方...
【专利技术属性】
技术研发人员：尉询楷，陈果，王浩，赵雪红，贺志远，冯悦，康玉祥，杨洪，何秀然，李灏，刘兴建，盛嘉玖，刘矅宾，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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