способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя

Формула изобретения

1. Способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, включающий ее определение на нескольких режимах работы двигателя, отличающийся тем, что измеряют R_oc, P_вх* и Р_вых * для трех режимов работы двигателя, строят зависимость принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя, для заданного режима работы двигателя определяют Р_вх* и _k и используя универсальную зависимость судят о величине осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник на заданном режиме работы двигателя, где

- приведенная осевая нагрузка на осевой подшипник,

R_oc - абсолютное значение осевой нагрузки на упорный подшипник для заданного режима работы двигателя,

Р_вх* - полное давление на входе в компрессор,

Р_вых* - полное давление на выходе из компрессора,

- степень сжатия компрессора.

2. Способ определения осевой нагрузки по п.1, отличающийся тем, что для многороторных авиационных газотурбинных двигателей осевую нагрузку, действующую на упорный подшипник конкретного ротора, определяют раздельно.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора проектируемого или находящегося в эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя.

Известен способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, включающий ее определение на нескольких режимах работы двигателя расчетным путем (см. Г.С.Скубачевский «Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей.», М., Машиностроение, 1969, стр.27-39). Такой способ обладает не очень высокой достоверностью из-за достаточно большого количества допущений при расчетах осевой нагрузки. Чаще всего этот способ применяется при проектировании новых авиационных двигателей для сравнения различных вариантов их силовых схем. Сам способ хотя и достаточно прост, однако приходится считать множество вариантов и режимов работы двигателя. Особенно возрастает число необходимых расчетов по этому способу для современных, многорежимных авиационных двигателей.

Известен также способ определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора, преимущественно авиационного газотурбинного двигателя, включающий прямое измерение осевой нагрузки, например, тензометрированием (патент РФ № 2160435, МПК G01L 5/12, опубл. 10.12.2000 г.). Достоверность такого способа определения осевой нагрузки достаточна для точного определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник.

Однако это самый трудоемкий и дорогой способ, так как требует, во-первых, доработки самой опоры ротора и, во-вторых, двигатель должен отработать на всех режимах не только на стенде при условиях нулевой скорости и нулевой высоты полета, но и должен отработать на высотно-скоростном стенде, имитирующем полет на объекте. Кроме того, этот способ неприемлем для определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник двигателя в условиях его эксплуатации на объекте, так как с переделанной опорой двигатель сможет работать очень ограниченное время.

С другой стороны, существует настоятельная необходимость в знании осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора каждого находящегося в эксплуатации двигателя, так как эта величина определяет долговечность подшипника и, следовательно, надежность и ресурс всего авиационного двигателя. Надо отметить, что при эксплуатации двигателя «по техническому состоянию» необходимо знать осевую нагрузку, действующую на упорный подшипник во время всего полета объекта с этим двигателем.

Задачей изобретения является снижение трудоемкости определения осевой нагрузки на упорный подшипник при обеспечении требуемого уровня достоверности ее определения.

Указанная задача достигается тем, что в способе определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя, включающем ее определение на нескольких режимах работы двигателя, измеряют R_oc, Р_ВХ* и Р_ВЫХ* для трех режимов работы двигателя, строят зависимость принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя, для заданного режима работы двигателя определяют Р_ВХ* и _K и, используя универсальную зависимость судят о величине осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, на заданном режиме работы двигателя, где

- приведенная осевая нагрузка на осевой подшипник,

R_oc - абсолютное значение осевой нагрузки на упорный подшипник для заданного режима работы двигателя,

Р_ВХ* - полное давление на входе в компрессор,

Р_ВЫХ*- полное давление на выходе из компрессора,

_k=Р_вых*/Р_вх* - степень сжатия компрессора.

Для многороторных авиационных газотурбинных двигателей осевую нагрузку, действующую на упорные подшипники роторов, определяют раздельно.

Новым здесь является то, что измеряют R_oc, P_BX * и Р_ВЫХ* для трех режимов работы двигателя, строят зависимость принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя, для заданного режима работы двигателя определяют Р_ВХ* и _k и, используя универсальную зависимость судят о величине осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, на заданном режиме работы. Это стало возможным ввиду того, что экспериментально было установлено, что построенная по замерам на трех режимах работы двигателя зависимость носит универсальный характер для данного типа двигателя и все замеры на разных режимах работы двигателя ложатся на эту кривую. Используя эту универсальную зависимость, зная _k и Р_ВХ* на интересующем нас режиме всегда можно определить значение осевой силы, действующей на упорный подшипник на этом конкретном режиме. Это позволяет значительно снизить трудоемкость определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, так как достаточно произвести замеры осевой нагрузки лишь на трех режимах работы двигателя.

Для многороторных авиационных газотурбинных двигателей осевую нагрузку, действующую на упорные подшипники роторов, определяют раздельно по причине того, что для каждого независимого компрессора значения Р_ВХ* и _k свои.

На фиг.1 показана зависимость

На фиг.2 показана область эксплуатационных режимов работы авиационного двигателя.

Способ реализуют следующим образом.

Препарируют опору ротора экспериментального авиационного газотурбинного двигателя под прямой замер осевой нагрузки. На наземном стенде при Н=0 и скорости набегающего потока М=0 при снятии дроссельной характеристики от режима «малого газа» до «максимала» измеряют R_oc, Р_вх*, Р_вых*. По результатам измерений строят зависимость (см. фиг.1). Принимают эту зависимость в качестве универсальной для данного типа двигателя. Для заданного режима работы двигателя определяют Р_вх*, Р_вых* и _k. По зависимости и известному значению _k снимают значение и расчитывают значение

Возможно также получение зависимости на высотно-скоростных стендах, оснащенных барокамерами, при этом производят измерение R_oc, Р_вх*, Р_вых*, _k на нескольких режимах, например, в точках 2, 3, 4, 5, по которым строят зависимость (см. фиг.1 и фиг.2).

Реализация изобретения позволяет снизить трудоемкости определения осевой нагрузки на упорный подшипник при обеспечении требуемого уровня достоверности ее определения. Изобретение носит универсальный характер и пригодно и на стадии доводки реального двигателя, и на стадии эксплуатации двигателя на объекте, например, когда двигатель эксплуатируется по «техническому состоянию» и мы, в этом случае, должны иметь постоянные данные о нагрузках, действующих на упорный подшипник.