[发明专利]一种航空发动机通风系统设计方法

说明书

本申请属于航空发动机滑油设计技术领域，涉及一种航空发动机通风系统设计方法。所述方法包括：给定初始附件机匣腔压，计算各轴承腔的腔压及各轴承腔的气体泄漏量；步骤S2、根据各轴承腔的气体泄漏量计算附件机匣的总通风量；步骤S3、根据总通风量计算离心通风器的通风器压差；步骤S4、根据通风器压差，计算所述附件机匣的腔压；将步骤S4的附件机匣腔压替换步骤S1的附件机匣腔压，进行迭代计算，直至步骤S4计算的附件机匣的腔压收敛。通过上述方法输出各腔腔压及泄漏量等计算结果，能够大幅提高计算效率，计算结果满足了各个航空发动机型号的滑油系统方案设计和详细设计。

技术领域

本申请属于航空发动机滑油设计技术领域，特别涉及一种航空发动机通风系统设计方法。

背景技术

航空发动机通风系统是润滑系统的一部分，起保证发动机轴承腔封严气流保持正压差，调节轴承腔、滑油箱、附件机匣等部位的压力水平，最终将密封泄漏空气排至机外的作用。通风系统一般指从封严腔开始，经过密封装置、轴承腔、通风管路、附件机匣、离心通风器、高空活门等部位，最终排至外界环境。常用的密封装置包括蓖齿密封、石墨密封等。常用的轴承腔通风形式有自由通风、轴心通风和节流通风，目前国内外先进战斗机发动机常用自由通风和节流通风的组合形式，自由通风与节流通风的区别就在于轴承腔排气的通风管内是否有节流孔，通过设置节流孔将轴承腔压力憋高，一方面为了满足密封装置的封严压差要求，一方面为了减少密封泄漏量，进而减少滑油消耗。

通风系统的通风流量及腔压是进行后期滑油系统设计的输入，精准的数据能够可以为航空发动机滑油系统设计过程提供支持。通风系统计算过程需要根据各个部件的阻力特性来计算通风器流路中的压力分布和流经各部位的通风量，需要与空气系统进行联合迭代计算，封严腔就作为通风系统和空气系统计算的分界边界点，传统计算方法对通风系统做出较多简化，比如假定某个部件压差保持不变，只计算关键部件的流动影响，只通过手动几次迭代计算就得到计算结果。

现有技术中，申请号为CN201210098346.0的中国专利中，提到了一种航空发动机轴承腔通风设计方法，提出了轴承腔节流通风元件的阻力特性计算方法，并通过对单个轴承腔前后位置的管路段进行迭代计算，当节流孔流量与密封装置的流量结果足够接近时完成迭代计算。该方法对单个轴承腔基于进出口流量守恒的计算，但没有针对整个通风系统的计算过程统筹考虑，无法针对通风系统整个流路进行迭代计算。

发明内容

为了解决上述问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机通风系统设计方法。所述方法包括计算所述通风系统的各腔腔压及通风量，以及根据所述腔压及通风量进行滑油系统方案设计，所述通风系统包括多个轴承腔，各轴承腔的油气通过通风管汇合后进入附件机匣，再通过离心通风器和高空活门后排至机外环境，计算所述通风系统的各腔腔压及通风量包括：

步骤S1、假定各轴承腔的腔压与附件机匣的腔压相同，初始情况下，所述附件机匣的腔压等于外界大气压，根据各轴承腔与对应封严腔的压差，计算各轴承腔的腔压，以及各轴承腔的气体泄漏量；

步骤S2、根据各轴承腔的气体泄漏量计算所述附件机匣内的总通风量；

步骤S3、根据所述总通风量、离心通风器的转速及离心通风器的压差特性数据，计算得到离心通风器的通风器压差；

步骤S4、根据所述通风器压差、预先获知的高空活门的压差及机外环境压力，计算所述附件机匣的腔压；

将步骤S4的附件机匣腔压替换步骤S1的附件机匣腔压，或者将步骤S4的附件机匣腔压根据设定函数转换后替换步骤S1的附件机匣腔压，重新进行计算，直至步骤S4计算的附件机匣的腔压收敛，输出各轴承腔的腔压及各轴承腔的气体泄漏量。

优选的是，计算所述通风系统的各腔腔压及通风量时包括：

忽略通风管上的沿程阻力；

忽略回油泵对通风的影响；以及

通风管上的节流嘴为绝热流动。