一种航空发动机通风系统设计方法

标题：一种航空发动机通风系统设计方法

摘要：本申请属于航空发动机滑油设计技术领域，涉及一种航空发动机通风系统设计方法。所述方法包括：给定初始附件机匣腔压，计算各轴承腔的腔压及各轴承腔的气体泄漏量；步骤S2、根据各轴承腔的气体泄漏量计算附件机匣的总通风量；步骤S3、根据总通风量计算离心通风器的通风器压差；步骤S4、根据通风器压差，计算所述附件机匣的腔压；将步骤S4的附件机匣腔压替换步骤S1的附件机匣腔压，进行迭代计算，直至步骤S4计算的附件机匣的腔压收敛。通过上述方法输出各腔腔压及泄漏量等计算结果，能够大幅提高计算效率，计算结果满足了各个航空发动机型号的滑油系统方案设计和详细设计。

申请号：CN201910641872.9

申请日：2019/7/16

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种航空发动机通风系统设计方法，其特征在于，所述方法包括计算所述通风系统的各腔腔压及通风量，以及根据所述腔压及通风量进行滑油系统方案设计，所述通风系统包括多个轴承腔，各轴承腔的油气通过通风管(5)汇合后进入附件机匣(4)，再通过离心通风器(8)和高空活门(9)后排至机外环境，计算所述通风系统的各腔腔压及通风量包括：
步骤S1、假定各轴承腔的腔压与附件机匣(8)的腔压相同，初始情况下，所述附件机匣的腔压等于外界大气压，根据各轴承腔与对应封严腔的压差，计算各轴承腔的腔压，以及各轴承腔的气体泄漏量；
步骤S2、根据各轴承腔的气体泄漏量计算所述附件机匣(4)内的总通风量；
步骤S3、根据所述总通风量、离心通风器(8)的转速及离心通风器(8)的压差特性数据，计算得到离心通风器(8)的通风器压差；
步骤S4、根据所述通风器压差、预先获知的高空活门(9)的压差及机外环境压力，计算所述附件机匣(4)的腔压；
将步骤S4的附件机匣腔压替换步骤S1的附件机匣腔压，或者将步骤S4的附件机匣腔压根据设定函数转换后替换步骤S1的附件机匣腔压，从新进行计算，直至步骤S4计算的附件机匣的腔压收敛，输出各轴承腔的腔压及各轴承腔的气体泄漏量。

专利类型：发明申请