[发明专利]一种航空发动机支点偏心衬套偏心量计算方法

说明书

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机支点偏心衬套偏心量计算方法。包括：步骤一：获取在转子重力影响下的高压涡轮叶尖中心处的第一下沉量；步骤二：获取在机匣安装边配合间隙和轴承游隙影响下的高压涡轮叶尖中心处的第二下沉量；步骤三：根据所述第一下沉量和所述第二下沉量，计算偏心衬套偏心量；步骤四：重复上述步骤，获取多个偏心衬套偏心量，通过计算偏心衬套偏心量的平均值以及公差，得到偏心衬套偏心量的取值范围。本申请的航空发动机支点偏心衬套偏心量计算方法，综合考虑了转子自重带来的下沉量、机匣安装边配合间隙以及轴承游隙的影响，从而计算出偏心衬套偏心量。

技术领域

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机支点偏心衬套偏心量计算方法。

背景技术

高压涡轮叶尖间隙是航空发动机最重要参数之一，保证间隙均匀对发动机性能保持至关重要。航空发动机由于转子重量、机匣止口配合间隙和轴承游隙的影响，极易出现涡轮转子的下沉偏心，进而引起工作中的涡轮叶尖间隙的上下不均匀，甚至发生转静子偏磨。大涵道比涡扇发动机由于低压转子直径增大，重量相应增加，因此更容易产生由于转子自重引起的转子下沉偏心。支点偏心衬套是解决航空发动机，特别是使用涡轮中介轴承的大涵道比双转子涡扇发动机由于支点偏心引起的涡轮叶尖间隙上下不均匀问题的有效方法，支点偏心衬套设计的核心内容是偏心量设计，目前尚没有对支点偏心衬套偏心量简单高效的计算方法。

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缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机支点偏心衬套偏心量计算方法，以解决现有技术中存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机支点偏心衬套偏心量计算方法，包括：

步骤一：获取在转子重力影响下的高压涡轮叶尖中心处的第一下沉量；

步骤二：获取在机匣安装边配合间隙和轴承游隙影响下的高压涡轮叶尖中心处的第二下沉量；

步骤三：根据所述第一下沉量和所述第二下沉量，计算偏心衬套偏心量；

步骤四：重复上述步骤，获取多个偏心衬套偏心量，通过计算偏心衬套偏心量的平均值以及公差，得到偏心衬套偏心量的取值范围。

可选地，步骤一中，通过ANSYS或者NASTRAN软件获取在转子重力影响下的高压涡轮叶尖中心处的第一下沉量。

可选地，步骤二中，所述获取在机匣安装边配合间隙和轴承游隙影响下的高压涡轮叶尖中心处的第二下沉量包括：

获取在机匣安装边配合间隙和轴承游隙影响下的高压涡轮转子下沉量；

获取高压涡轮机匣下沉量；

根据所述高压涡轮转子下沉量以及所述高压涡轮机匣下沉量，计算高压涡轮叶尖中心处的第二下沉量。

可选地，所述获取在机匣安装边配合间隙和轴承游隙影响下的高压涡轮转子下沉量包括：

获取各支点间距离；

获取各支点下沉量；

根据所述各支点间距离以及所述各支点下沉量，计算高压涡轮转子下沉量。

可选地，所述获取各支点下沉量包括：

获取在机匣安装边配合间隙影响下的支点下沉量；

获取各支点轴承游隙；

根据所述在机匣安装边配合间隙影响下的支点下沉量以及所述各支点轴承游隙，计算各支点下沉量。

可选地，步骤三中，所述根据所述第一下沉量和所述第二下沉量，计算偏心衬套偏心量包括：