一种航空发动机滑油系统设计方法
【专利摘要】一种航空发动机滑油系统设计方法，具体为：假设系统为稳态计算分析，忽略其重力影响，忽略了弯头角度小于10度的弯头和折管元件，不考虑流路与外界的换热过程，对于正向循环的滑油系统，忽略温度对散热器前的管路阻力损失的影响；提出滑油系统设计与各轴承腔喷嘴流量试验反馈叠代，对供油压差插值，叠代重复计算过程，满足设计要求输出结果；通过应用本设计方法，为各型号发动机滑油系统提供滑油系统压力、流量、雷诺数Re和流速参数的分布，并为滑油系统部件提供系统压力和流量的参数。本发明的优点：可直接应用于现役发动机、在研发动机的滑油系统设计中，为先进发动机滑油系统设计提供高可靠性和高精细化设计技术支持。
【专利说明】一种航空发动机滑油系统设计方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空发动机滑油系统设计、分析和计算方法，特别涉及了一种航空发动机滑油系统设计方法。
【背景技术】
[0002]目前，仅在供油泵出口测量一个供油压力或某一个喷嘴的供油压差。试车数据表明，传统的标定压力与系统供油压力试车值相差较大。由此，无论是测试还是计算都不能得到全面、准确地参数结果用以描述滑油系统的工作。
[0003]在先进发动机研究中，其对机械系统的性能、寿命和可靠性等都有更高的要求，这就要求滑油系统在不同状态对主要冷却、润滑部件的供油分配上，达到精确设计的要求。但是在滑油系统应用于发动机之前，国内还没有系统级的润滑系统试验器，对滑油系统设计验证及修正。滑油系统的压力和流量是最重要的参数。而由于受客观条件制约，能够测试的参数极少，影响了先进发动机要求滑油系统体积小型化、重量轻化和高可靠性的设计需求的开展。
[0004]因此，滑油系统设计急需突破传统设计方法，建立一种可提高滑油系统设计精度、可扩展掌握滑油系统各部位压力和流量数据，并可面向各型号提高设计效率的新型仿真设计方法。
【发明内容】
[0005]本发明的目的是为提高航空发动机滑油系统精细化设计能力，特提供了一种航空发动机滑油系统设计方法。
[0006]本发明提供了一种航空发动机滑油系统设计方法，其特征在于:所述的航空发动机滑油系统设计方法，具体为:
[0007]假设系统为稳态计算分析，忽略其重力影响，忽略了弯头角度小于10度的弯头和折管元件，不考虑流路与外界的换热过程，对于正向循环的滑油系统，忽略温度对散热器前的管路阻力损失的影响；
[0008]提出滑油系统设计与各轴承腔喷嘴流量试验反馈叠代，具体过程为:首先设定系统供油压差初值AP=APi,模拟计算基于发动机UG模型的外部管路数值模型，得到外部管路阻力损失A Pw, A P- A Pw作为喷嘴流量试验标定压差A Pb，再模拟基于物理结构的喷嘴流量试验模型，可得到各喷嘴满足设计流量要求的结构值，建立基于喷嘴流量试验后结构的滑油系统数值模型，得到系统流量压力分布，同时得到新的供油压差A P= A Pi+1，与设计初值比较，当A Pi+1-A Pi大于S，其中5为系统设计允许偏差，对供油压差插值，叠代重复上述计算过程，直到A Pi+1- APi ^ 8，则满足设计要求输出结果；
[0009]提出基于物理结构并适用于滑油系统工作特性的滑油系统各部件数值仿真模型，与试验试车数据比较相对误差小于6.1% ;
[0010]通过应用本设计方法，为各型号发动机滑油系统提供滑油系统压力、流量、雷诺数Re和流速参数的分布，并为各型号发动机滑油系统各轴承腔喷嘴流量试验提供喷嘴结构设计初值，并为滑油系统部件，包括供回油泵、滑油滤、散热器、滑油箱、调压、差活门设计及试验验证提供系统压力和流量的参数；通过应用本设计方法，为修正滑油系统供油压差和改变某轴承腔供油流量，提供滑油系统管路或节流孔或喷嘴的结构设计值。
[0011] 本发明的优点:
[0012]提高航空发动机滑油系统精细化设计能力，提出滑油系统设计与各轴承腔喷嘴流量试验反馈叠代的设计方法；提出基于物理结构并适用于滑油系统工作特性的滑油系统各部件数值仿真模型，与试验比较相对误差小于15% ;通过应用本设计方法，为各型号发动机滑油系统提供滑油系统压力、流量、Re和流速参数的分布，并为各型号发动机滑油系统各轴承腔喷嘴流量试验提供喷嘴结构设计初值；通过应用本设计方法，为修正滑油系统供油压差和改变某轴承腔供油流量，提供滑油系统管路或节流孔或喷嘴的结构设计值。可直接应用于现役发动机、在研发动机的滑油系统设计中，为先进发动机滑油系统设计提供高可靠性和高精细化设计技术支持。
【专利附图】
【附图说明】
[0013]下面结合附图及实施方式对本发明作进一步详细的说明:
[0014]图1为滑油系统数值模拟仿真设计方法框图。
【具体实施方式】
[0015]实施例1
[0016]本实施例提供了一种航空发动机滑油系统设计方法，其特征在于:所述的航空发动机滑油系统设计方法，具体为:
[0017]假设系统为稳态计算分析，忽略其重力影响，忽略了弯头角度小于10度的弯头和折管元件，不考虑流路与外界的换热过程，对于正向循环的滑油系统，忽略温度对散热器前的管路阻力损失的影响；
[0018]提出滑油系统设计与各轴承腔喷嘴流量试验反馈叠代，具体过程为:首先设定系统供油压差初值AP=APi,模拟计算基于发动机UG模型的外部管路数值模型，得到外部管路阻力损失A Pw, A P- A Pw作为喷嘴流量试验标定压差A Pb，再模拟基于物理结构的喷嘴流量试验模型，可得到各喷嘴满足设计流量要求的结构值，建立基于喷嘴流量试验后结构的滑油系统数值模型，得到系统流量压力分布，同时得到新的供油压差A P= A Pi+1，与设计初值比较，当A Pi+1-A Pi大于S，其中5为系统设计允许偏差，对供油压差插值，叠代重复上述计算过程，直到A Pi+1- APi ^ 8，则满足设计要求输出结果；
[0019]提出基于物理结构并适用于滑油系统工作特性的滑油系统各部件数值仿真模型，与试验试车数据比较相对误差小于6.1% ;
[0020]通过应用本设计方法，为各型号发动机滑油系统提供滑油系统压力、流量、雷诺数Re和流速参数的分布，并为各型号发动机滑油系统各轴承腔喷嘴流量试验提供喷嘴结构设计初值，并为滑油系统部件，包括供回油泵、滑油滤、散热器、滑油箱、调压、差活门设计及试验验证提供系统压力和流量的参数；通过应用本设计方法，为修正滑油系统供油压差和改变某轴承腔供油流量，提供滑油系统管路或节流孔或喷嘴的结构设计值。
【权利要求】
1.一种航空发动机滑油系统设计方法，其特征在于:所述的航空发动机滑油系统设计方法，具体为: 假设系统为稳态计算分析，忽略其重力影响，忽略了弯头角度小于10度的弯头和折管元件，不考虑流路与外界的换热过程，对于正向循环的滑油系统，忽略温度对散热器前的管路阻力损失的影响； 提出滑油系统设计与各轴承腔喷嘴流量试验反馈叠代，具体过程为:首先设定系统供油压差初值Λ P= Λ Pi，模拟计算基于发动机UG模型的外部管路数值模型，得到外部管路阻力损失Δ Pw, Δ P- Δ Pw作为喷嘴流量试验标定压差Λ Pb，再模拟基于物理结构的喷嘴流量试验模型，可得到各喷嘴满足设计流量要求的结构值，建立基于喷嘴流量试验后结构的滑油系统数值模型，得到系统流量压力分布，同时得到新的供油压差Λ P= Δ Pi+1，与设计初值比较，当APi+l-APi大于S，其中S为系统设计允许偏差，对供油压差插值，叠代重复上述计算过程，直到Λ Pi+Ι-Λ Pi ( δ，则满足设计要求输出结果； 提出基于物理结构并适用于滑油系统工作特性的滑油系统各部件数值仿真模型，与试验试车数据比较相对误差小于6.1% ； 通过应用本设计方法，为各型号发动机滑油系统提供滑油系统压力、流量、雷诺数Re和流速参数的分布，并为各型号发动机滑油系统各轴承腔喷嘴流量试验提供喷嘴结构设计初值，并为滑油系统部件，包括供回油泵、滑油滤、散热器、滑油箱、调压、差活门设计及试验验证提供系统压力和流量的参数。
【文档编号】G06F17/50GK103593501SQ201310474180
【公开日】2014年2月19日 申请日期:2013年10月11日 优先权日:2013年10月11日
【发明者】郁丽, 苏壮, 李国权, 邢俊, 胡广阳 申请人:中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所