[发明专利]航空发动机增压腔的设计方法

说明书

本发明公开了一种航空发动机增压腔的设计方法，该设计方法包括：获取止推轴承滚珠能够承受的最大轴向载荷；计算止推轴承滚珠承受的实际轴向载荷；通过最大轴向载荷以及实际轴向载荷，计算需要调整的轴向载荷值；根据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。本发明通过控制增压腔的内的气体压力，可以很好实现轴向力平衡，提高设计的裕度，而且，增压腔的设计是相对独立的，调节该腔室压力对其他系统功能实现没有影响。

技术领域

本发明航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机增压腔的设计方法。

背景技术

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，甚至使得发动机的运行存在风险。

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问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机增压腔的设计方法来克服或至少减轻现有技术中的至少一个上述问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种航空发动机增压腔的设计方法，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。

在上述设计方法的优选技术方案中，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，F_axial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，P_i为受力面的压力，A_i为受力面的面积，Δm_i·v_i为受力面上由于动量变化所受的力，m_i为受力面上冲击气流的质量，v_i为气流速度。

在上述设计方法的优选技术方案中，所述需要调整的轴向载荷值等于所述实际轴向载荷值减去所述最大轴向载荷值。

在上述设计方法的优选技术方案中，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，包括：判断所述需要调整的轴向载荷值与零的大小；若所述需要调整的轴向载荷值大于零，则需要增大增压腔的压力；若所述需要调整的轴向载荷值小于零，则需要减小增压腔的压力。

本领域技术人员能够理解的是，在本发明的优选技术方案中，通过控制增压腔的内的气体压力，可以很好实现轴向力平衡，提高设计的裕度，而且，增压腔的设计是相对独立的，调节该腔室压力对其他系统功能实现没有影响。

附图说明

图1是本发明实施例提供的增压腔设计方法流程示意图；

图2是本发明实施例提供的低压压气机结构示意图；