一种双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定及控制方法与流程

1.本技术属于双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定及控制技术领域，具体涉及一种双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定及控制方法。


背景技术：

2.双转子航空发动机主要包括有低压转子部件1、高压转子部件2、静子部件3，如图1所示，其中，低压转子部件1通过一支点轴承4、四支点轴承5支撑在静子部件3上；高压转子部件2通过二支点轴承6支撑在静子部件3上，以及通过三支点轴承7支撑在低压转子部件1上。
3.双转子航空发动机中一支点轴承4、二支点轴承6为球轴承，能够承受径向载荷、轴向载荷，三支点轴承7、四支点轴承5为滚棒轴承，主要承受径向载荷，三支点轴承7为支撑在低压转子部件1、高压转子部件 2之间的中介轴承，对低压转子部件1、高压转子部件2支撑均具有重要的作用。
4.理论上双转子航空发动机低压转子部件1的中心线、高压转子部件 2的部件的中心线、静子部件3的中心线是重合的，三支点轴承的内环、外环是平行的，偏斜角θ为0
°
。
5.实际中，双转子航空发动机配后，各静子机匣受前、后安装边径跳、端跳或平行度等因素的影响，静子部件3会产生偏斜，导致安装于静子上的一支点轴承4、二支点轴承6、四支点轴承5支点间产生不同心度t
12
、 t
42
，从而导致低压转子偏斜；安装于低压转子部件1的三支点轴承7、四支点轴承5受部件前后安装边径跳、端跳或平行度等因素的影响，导致三支点轴承7、四支点轴承5支点间产生不同心度t
34
，从而导致高压转子部件2偏斜；各支点轴承存在径向游隙，且不完全相同，转子部件在重力作用下发生下沉，低压转子部件1、高压转子部件2发生偏斜；装配于低压转子部件1、高压转子部件2间的三支点轴承7的内环和外环，随低压转子部件1、高压转子部件2的偏斜，使其偏斜角θ大于0。
6.三支点轴承7作为装配于低压转子部件1、高压转子部件2间的中介轴承，承受较大的复杂载荷，偏斜角θ较大时，易发生损坏，导致灾难性事故。
7.当前对于三支点轴承7的偏斜角θ多是依靠经验进行分析，缺少具体的量化方法，极度依靠技术人员的经验，具有较大的主观任意性及其不可控性，不能够明确三支点轴承7偏斜角θ影响因素的约束关系，不能够为三支点轴承7偏斜角θ的控制提供指导。
8.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
9.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

10.本技术的目的是提供一种双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定及控制方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
11.本技术的技术方案是：
12.一种双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法，包括：
13.计算低压转子部件的偏斜角其中，t
42
为四支点轴承相对于二支点轴承支点的偏心度，t
12
为一支点轴承相对于二支点轴承支点的偏心度，e4为四支点轴承的径向游隙，e1为一支点轴承的径向游隙，l
14
为一支点轴承、四支点轴承支点间的轴向距离；
14.计算高压转子部件的偏斜角其中，t
32
为三支点轴承相对于二支点轴承支点的偏心度，e3为三支点轴承的径向游隙， e2为二支点轴承的径向游隙，l
23
为二支点轴承、三支点轴承支点间的轴向距离；
15.计算三支点轴承的偏斜角θ＝|θ
低
‑
θ
高
|。
16.根据本技术的至少一个实施例，上述的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法中，t
32
＝t
42
t
34
；
17.其中，
18.t
34
为三支点轴承相对于四支点轴承支点的偏心度。
19.根据本技术的至少一个实施例，上述的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法中，t
34
通过实际打跳动测得或计算得出。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法中，e1采用轴承设计时给定的要求值或者实际测量值；
21.e2采用轴承设计时给定的要求值或者实际测量值；
22.e3采用轴承设计时给定的要求值或者实际测量值；
23.e4采用轴承设计时给定的要求值或者实际测量值。
24.根据本技术的至少一个实施例，上述的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法中，l
14
采用设计图纸规定尺寸或者实际测量值；
[0025][0026]
l
23
采用设计图纸规定尺寸或者实际测量值。
[0027]
根据本技术的至少一个实施例，上述的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法中，t
42
通过实际打跳动测得或计算得出；
[0028]
t
12
通过实际打跳动测得或计算得出。
[0029]
另一方面提供一种双转子航空发动机中介轴承偏斜角控制方法，包括：
[0030]
控制相应的设计值，使接近至可接受范围。
附图说明
[0031]
图1是本技术实施例提供的双转子航空发动机的结构示意图；
[0032]
图2是本技术实施例提供的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法的示意图；
[0033]
其中：
[0034]1‑
低压转子部件；2
‑
高压转子部件；3
‑
静子部件；4
‑
一支点轴承； 5
‑
四支点轴承；6
‑
二支点轴承；7
‑
三支点轴承；
[0035]
θ
低
为低压转子部件的偏斜角；
[0036]
θ
高
为低压转子部件的偏斜角；
[0037]
θ为三支点轴承的偏斜角；
[0038]
e1‑
一支点轴承的径向游隙；
[0039]
e2‑
二支点轴承的径向游隙；
[0040]
e3‑
三支点轴承的径向游隙；
[0041]
e4‑
四支点轴承的径向游隙；
[0042]
l
12
‑
一支点轴承、二支点轴承支点间的轴向距离；
[0043]
l
14
‑
一支点轴承、四支点轴承支点间的轴向距离；
[0044]
l
23
‑
二支点轴承、三支点轴承支点间的轴向距离
[0045]
l
34
‑
三支点轴承、四支点轴承支点间的轴向距离；
[0046]
t
12
‑
一支点轴承相对于二支点轴承支点的偏心度；
[0047]
t
32
‑
三支点轴承相对于二支点轴承支点的偏心度；
[0048]
t
34
‑
三支点轴承相对于四支点轴承支点的偏心度；
[0049]
t
42
‑
四支点轴承相对于二支点轴承支点的偏心度。
[0050]
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[0051]
为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0052]
此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[0053]
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的
“
安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
[0054]
下面结合附图1至图2对本技术做进一步详细说明。
[0055]
一种双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法，包括：
[0056]
计算低压转子部件1的偏斜角其中，t
42
为四支点轴承5相对于二支点轴承6支点的偏心度，t
12
为一支点轴承4 相对于二支点轴承6支点的偏心度，e4为四支点轴承5的径向游隙，e1为一支点轴承4的径向游隙，l
14
为一支点轴承4、四支点轴承5支点间的轴向距离；
[0057]
计算高压转子部件2的偏斜角其中，t
32
为三支点轴承7相对于二支点轴承6支点的偏心度，e3为三支点轴承7的径向游隙，e2为二支点轴承6的径向游隙，l
23
为二支点轴承6、三支点轴承7支点间的轴向距离；
[0058]
计算三支点轴承7的偏斜角θ＝|θ
低
‑
θ
高
|。
[0059]
对于上述实施例公开的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法，领域内技术人员可以理解的是，其考虑各支点轴承径向游隙、形位公差、尺寸公差以及支点同心度等多方面的影响因素，给出了具有确切物理含义的三支点轴承7的偏斜角θ的计算方法，实现对双转子航空发动机中介轴承偏斜角的量化，可通过计算确切的得到中介轴承偏斜角，具有较高的准确性。
[0060]
对于上述实施例公开的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法，领域内技术人员还可以理解的是，其给出了具有确切物理含义的三支点轴承7的偏斜角θ的计算方法，可通过其计算式：
[0061][0062]
明确三支点轴承7偏斜角θ影响因素的约束关系，可为三支点轴承 7偏斜角θ的控制提供指导，例如整体考虑调节相应的设计值，使接近至可接受范围，即使θ
低
、θ
高
接近至可接受范围，控制使低压转子部件1的偏斜角、高压转子部件2的倾斜角的差值趋向于0，实现对中介轴承偏斜角的控制。
[0063]
对于上述实施例公开的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法，领域内技术人员还可以理解的是，低压转子部件1的偏斜角可根据三角形正切公式、相似原理得到。
[0064]
对于上述实施例公开的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法，领域内技术人员还可以理解的是，高压转子部件2的偏斜角可根据三角形正切公式、相似原理得到，推导如下：
[0065][0066]
其中，
[0067]
m为借助的中间变量。
[0068]
在一些可选的实施例中，上述的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法中，由于三支点轴承7为中介轴承，无法实际测得t
32
，可通过下式计算：
[0069]
t
32
＝t
42
t
34
；
[0070]
其中，
[0071]
t
34
为三支点轴承7相对于四支点轴承5支点的偏心度。
[0072]
在一些可选的实施例中，上述的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法中，t
34
通过实际打跳动测得或计算得出。
[0073]
在一些可选的实施例中，上述的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法中，e1采用轴承设计时给定的要求值或者实际测量值；
[0074]
e2采用轴承设计时给定的要求值或者实际测量值；
[0075]
e3采用轴承设计时给定的要求值或者实际测量值；
[0076]
e4采用轴承设计时给定的要求值或者实际测量值。
[0077]
在一些可选的实施例中，上述的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法中，l
14
采用设计图纸规定尺寸或者实际测量值；
[0078][0079]
l
23
采用设计图纸规定尺寸或者实际测量值。
[0080]
在一些可选的实施例中，上述的双转子航空发动机中介轴承偏斜角确定方法中，t
42
通过实际打跳动测得或计算得出；
[0081]
t
12
通过实际打跳动测得或计算得出。
[0082]
另一方面提供一种双转子航空发动机中介轴承偏斜角控制方法，包括：
[0083]
调节相应的设计值，使接近至可接受范围，该范围可由相关技术人员在应用本技术公开的技术方案时，根据具体实际进行确定。
[0084]
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
[0085]
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。