CN115680902B - 一种航空发动机转子轴向力调整方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空发动机转子轴向力调整方法，包括S1、获取影响发动机转子轴向力的部件；S2、设计发动机转子轴向力调整措施，包括被动间隙节流降压调整、盘面抽压调整、功率补偿调整；S3、依据发动机构型，采用轴向力分析模型进行轴向力敏感性分析，判断发动机转子轴向力与轴向力阈值大小；S4、基于S3中判断结果，选择S2中一种或多种轴向力调整措施，进行轴向力调整。本发明设计的轴向力调整方法能够满足不同型号航空发动机轴向力调整及压力平衡设计，且为航空发动机研制过程中轴向力的调整提供指导，有效的降低了航空发动机的研制风险，提高了发动机的试验安全及可靠性。

Description

一种航空发动机转子轴向力调整方法

技术领域

本发明属于航空发动机领域，涉及发动机载荷计算及压力平衡设计技术，具体为一种航空发动机转子轴向力调整方法，其能够满足不同型号航空发动机轴向力调整及压力平衡设计。

背景技术

航空发动机的压力平衡设计在研制中占有重要地位，其中轴向力设计是关键环节，发动机轴向力需要保持在合理的工作水平，以确保工作中不能轻载及换向的情况，当轴向力设计出现异常时，将影响航空发动机的工作可靠性及完整性。

目前国内航空发动机轴向力尚无系统的调整方法，国外也是通过开展整机试验后，根据试验结果开展进行局部调整，由于轴向力调整是航空发动机压力平衡设计中的系统性问题，局部调整方式无法一次达成预期目的，需要多次调整，且对试验安全及可靠性将造成不可预估的影响。

发明内容

本发明的目的在于设计一种航空发动机转子轴向力调整方法，能够满足不同型号航空发动机轴向力调整及压力平衡设计，且为航空发动机研制过程中轴向力的调整提供指导，有效的降低了航空发动机的研制风险，提高了发动机的试验安全及可靠性。

实现发明目的的技术方案如下：一种航空发动机转子轴向力调整方法，包括以下步骤：

S1、获取影响发动机转子轴向力的部件；

S2、设计发动机转子轴向力调整措施，包括被动间隙节流降压调整、盘面抽压调整、功率补偿调整；

S3、依据发动机构型，采用轴向力分析模型进行轴向力敏感性分析，判断发动机转子轴向力与轴向力阈值大小；

S4、基于S3中判断结果，选择S2中一种或多种轴向力调整措施，进行轴向力调整。

进一步的，上述被动间隙节流降压调整方法为：选择发动机静子材料的热膨胀系数小于发动机转子材料的热膨胀系数，降低工作中发动机转子与发动机静子之间的间隙值，降低局部盘腔压力调整转子轴向力。

进一步的，上述盘面抽压调整方法为：在靠近发动机转盘表面位置设置隔离结构，将旋转盘腔划分为2个独立腔体，每一个独立腔体分别进行独立排气，对靠近发动机转盘的位置进行局部抽气降压，以降低旋转盘腔盘面局部压力降低该位置盘腔轴向力。

进一步的，上述功率补偿调整方法为：

设计能量存储装置，所述能量存储装置一端与航空发动机连接，另一端与飞机附件或发动机附件连接；

当发动机转子轴向力符合设计要求时，发动机转子通过功率提取对所述能量存储装置输入功率进行存储；

当发动机转子轴向力＜轴向力最小阈值时，同时，当啮合力与轴向力同向时，能量储存装置通过对齿轮输入功，增加啮合力以达到增大轴向力；或当啮合力与轴向力反向时，能量储存装置对飞机成附件输出功率，此时不再由发动机进行功率提取以达到增大轴向力；

当发动机转子轴向力＞轴向力最大阈值时，同时，当啮合力与轴向力同向，能量储存装置对飞机成附件进行功率输出，此时不再由发动机进行功率提取以达到降低轴向力；或当啮合力与轴向力反向时，能量储存装置对齿轮输入功，增加啮合力以达到降低轴向力。

在航空发动机转子轴向力调整方法的一个改进实施例中，上述步骤S2中，轴向力调整措施还包括增加篦齿面积、调整机械式可调面积、增设引气增压流路、排气卸压、可变节流单元、调整啮合力方向措施中的一种或多种。

进一步的，上述航空发动机转子轴向力调整方法还包括步骤S5，即对调整后发动机轴向力进行验证及评估。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明设计的航空发动机转子轴向力调整方法，能够满足不同型号航空发动机轴向力调整及压力平衡设计，且为航空发动机研制过程中轴向力的调整提供指导，有效的降低了航空发动机的研制风险，提高了发动机的试验安全及可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明航空发动机转子轴向力调整方法的流程图；

图2为具体实施方式中发动机转子轴向力调整措施框图；

图3为具体实施方式中发动机转子轴向力调整措施中功率补偿调整示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例来进一步描述本发明，本发明的优点和特点将会随着描述而更为清楚。但这些实施例仅是范例性的，并不对本发明的范围构成任何限制。本领域技术人员应该理解的是，在不偏离本发明的精神和范围下可以对本发明技术方案的细节和形式进行修改或替换，但这些修改和替换均落入本发明的保护范围内。

在本实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。

此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

本具体实施方式提供了一种航空发动机转子轴向力调整方法，参见图1所示，包括以下步骤：

S1、获取影响发动机转子轴向力的部件。

影响发动机转子轴向力的部件的确定方法为：通过建立发动机转子轴向力分析模型，对影响轴向力的系统进行分析及筛选，经分析航空发动机的转子轴向力主要包括盘腔轴向力、流道轴向力、齿轮啮合力，航空发动机轴向力调整时，由于流道轴向力于气动参数有关，而一般情况下气动参数确定后基本不再进行调整，因此流道轴向力一般不进行调节，通常只是对盘腔轴向力、齿轮啮合力进行调整。

其中，盘腔轴向力包括压气机/风扇盘腔轴向力、高/低涡盘腔轴向力，其中压气机/风扇盘腔轴向力由前轴承腔、压气机/风扇盘前腔、压气机/风扇盘后腔、鼓筒轴产生；高/低涡盘腔轴向力由高/低涡盘前腔、高/低涡盘后腔、后轴承腔产生。

其中，啮合力由飞机/发动机附件功率提取产生。

S2、设计发动机转子轴向力调整措施，包括被动间隙节流降压调整、盘面抽压调整、功率补偿调整。

通常来说，可以从面积、压力、啮合力三个方向对发动机轴向力进行调整，且不同调整方向具有不同的调整措施，例如，参见图2所示，面积调整方向包括调整篦齿调整面积、调整机械式可调面积等；压力调整方向包括调整引气增压流路、可调引气增压、被动间隙节流降压、排气卸压、盘面抽压、可变节流单元等；啮合力调整方向包括啮合力方向调整、功率补偿等调整等。

其中，上述面积调整方向为现有通用方法，在此不对其进行详细介绍。

其中，啮合力调整方面，啮合力方向调整措施为现有通用方法，在此不对其进行详细介绍，本步骤中主要设计功率补偿调整方法对发动机轴向力进行调整。

具体的，参见图3所示，功率补偿调整的一种方法为：

设计能量存储装置，所述能量存储装置一端与航空发动机连接，另一端与飞机附件或发动机附件连接；

当发动机转子轴向力符合设计要求时，发动机转子通过功率提取对所述能量存储装置输入功率进行存储；

当发动机转子轴向力＜轴向力最小阈值时，同时，当啮合力与轴向力同向时，能量储存装置通过对齿轮输入功，增加啮合力以达到增大轴向力；或当啮合力与轴向力反向时，能量储存装置对飞机成附件输出功率，此时不再由发动机进行功率提取以达到增大轴向力；

当发动机转子轴向力＞轴向力最大阈值时，同时，当啮合力与轴向力同向，能量储存装置对飞机成附件进行功率输出，此时不再由发动机进行功率提取以达到降低轴向力；或当啮合力与轴向力反向时，能量储存装置对齿轮输入功，增加啮合力以达到降低轴向力。

其中，压力调整方向中调整引气增压流路、可调引气增压、被动间隙节流降压、排气卸压、盘面抽压、可变节流单元等措施中，整引气增压流路、可调引气增压、排气卸压、可变节流单元等均为现有通用方法，在此不对其进行详细介绍，本具体实施方式中主要对盘面抽压和被动间隙节流降压两种措施进行设计。

具体的，被动间隙节流降压调整方法为：选择发动机静子材料的热膨胀系数小于发动机转子材料的热膨胀系数，降低工作中发动机转子与发动机静子之间的间隙值，降低局部盘腔压力调整转子轴向力。为满足航空发动机空气系统设计需求，转静子间较为广泛采用篦齿-蜂窝结构，由于转子热惯性较静子结构大，随着发动机工作状态改变，容易出现盘腔压力变化偏离设计预期导致轴向力变化范围较大、过载或换向情况的发生。为解决该问题，通过转静子匹配不同热膨胀系数的材料，实现蜂窝结构热态变形相对变小，以达到发动机低状态间隙大，高状态间隙相对减小的效果，实现盘腔压力变化可控的预期。

具体的，盘面抽压调整方法为：在靠近发动机转盘表面位置设置隔离结构，将旋转盘腔划分为2个独立腔体，每一个独立腔体分别进行独立排气，对靠近发动机转盘的位置进行局部抽气降压，降低旋转盘腔盘面局部压力降低该位置盘腔轴向力。

S3、依据发动机构型，采用轴向力分析模型进行轴向力敏感性分析，判断发动机转子轴向力与轴向力阈值大小。

当发动机转子轴向力＞轴向力最小阈值时，需要减小发动机转子轴向力；

当发动机转子轴向力＜轴向力最大阈值时，需要增加发动机转子轴向力。

S4、基于S3中判断结果，选择S2中一种或多种轴向力调整措施，进行轴向力调整。

本步骤中，根据发动机转子轴向力提高或者降低的需求，选用S2中对应的提高或降低的措施进行调整。

在本具体实施方式的另一个实施例中，当通过上述步骤S1～S4进行轴向力调整后，如图1所示，还需要通过步骤S5，即对调整后发动机轴向力进行验证及评估。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

此外，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (5)

1.一种航空发动机转子轴向力调整方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、获取影响发动机转子轴向力的部件；

S2、设计发动机转子轴向力调整措施，包括被动间隙节流降压调整、盘面抽压调整、功率补偿调整，其中功率补偿调整包括：设计能量存储装置，所述能量存储装置一端与航空发动机连接，另一端与飞机附件或发动机附件连接；当发动机转子轴向力符合设计要求时，发动机转子通过功率提取对所述能量存储装置输入功率进行存储；当发动机转子轴向力＜轴向力最小阈值时，同时，当啮合力与轴向力同向时，能量储存装置通过对齿轮输入功，增加啮合力以达到增大轴向力；或当啮合力与轴向力反向时，能量储存装置对飞机成附件输出功率，此时不再由发动机进行功率提取以达到增大轴向力；当发动机转子轴向力＞轴向力最大阈值时，同时，当啮合力与轴向力同向，能量储存装置对飞机成附件进行功率输出，此时不再由发动机进行功率提取以达到降低轴向力；或当啮合力与轴向力反向时，能量储存装置对齿轮输入功，增加啮合力以达到降低轴向力；

S3、依据发动机构型，采用轴向力分析模型进行轴向力敏感性分析，判断发动机转子轴向力与轴向力阈值大小；

S4、基于S3中判断结果，选择S2中一种或多种轴向力调整措施，进行轴向力调整。

2.根据权利要求1所述的航空发动机转子轴向力调整方法，其特征在于，被动间隙节流降压调整方法为：

选择发动机静子材料的热膨胀系数小于发动机转子材料的热膨胀系数，降低工作中发动机转子与发动机静子之间的间隙值，降低局部盘腔压力调整转子轴向力。

3.根据权利要求1所述的航空发动机转子轴向力调整方法，其特征在于，盘面抽压调整方法为：

在靠近发动机转盘表面位置设置隔离结构，将旋转盘腔划分为2个独立腔体，每一个独立腔体分别进行独立排气，对靠近发动机转盘的位置进行局部抽气降压，以降低旋转盘腔盘面局部压力降低该位置盘腔轴向力。

4.根据权利要求1～3任一项所述的航空发动机转子轴向力调整方法，其特征在于，步骤S2中，轴向力调整措施还包括增加篦齿面积、调整机械式可调面积、增设引气增压流路、排气卸压、可变节流单元、调整啮合力方向措施中的一种或多种。

5.根据权利要求4所述的航空发动机转子轴向力调整方法，其特征在于，航空发动机转子轴向力调整方法还包括步骤S5，即对调整后发动机轴向力进行验证及评估。