CN113027548B - 一种弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法 - Google Patents

一种弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113027548B
CN113027548B CN202110446442.9A CN202110446442A CN113027548B CN 113027548 B CN113027548 B CN 113027548B CN 202110446442 A CN202110446442 A CN 202110446442A CN 113027548 B CN113027548 B CN 113027548B
Authority
CN
China
Prior art keywords
section
bearing seat
cylindrical
casing
sections
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110446442.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113027548A (zh
Inventor
陈冰
蔡明先
黄兴
黄健
李鑫
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC
Original Assignee
Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC filed Critical Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC
Priority to CN202110446442.9A priority Critical patent/CN113027548B/zh
Publication of CN113027548A publication Critical patent/CN113027548A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113027548B publication Critical patent/CN113027548B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/04—Antivibration arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/20—Hydro energy

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Support Of The Bearing (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)

Abstract

本申请公开了一种弹性缓冲机匣及其刚度设计方法，所述弹性缓冲机匣沿轴向依次包括法兰部分段、第一轴承座段、过渡段、第二轴承座段，所述法兰部分段设置有法兰边，所述法兰边通过螺栓与外机匣固定连接，从而将弹性缓冲机匣的一端固定在外机匣上；所述第一轴承座段的内孔与安装在功率输出轴组件上的第一轴承的外圆相匹配；所述第二轴承座段的内孔与安装在功率输出轴组件上的第二轴承的外圆相匹配；过渡段的直径沿轴向方向由所述第一轴承座段的直径向所述第二轴承座段的直径逐渐过渡。本申请通过减小弹性缓冲机匣的刚度系数，延长冲击力的作用时间，从而达到使动力涡轮转子***与机匣免受振动冲击伤害的作用，确保航空发动机整机安全平稳工作。

Description

一种弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法
技术领域
本申请涉及航空涡轴发动机领域，特别地，涉及一种弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法。
背景技术
目前，采用前输出形式的涡轴发动机，其动力由动力涡轮通过动力涡轮轴传递到输出轴，使得动力涡轮轴细长，长径比大且“柔”，且两端带弹性支承，弹性支承一般需要设计挤压油膜减振，当发动机转子***出现冲击或大幅振动瞬间，其油膜间隙会消失并造成转子***与机匣的刚性碰撞，如果不进行防护，将对转子***及各承力机匣造成损伤。为此，有必要设计了一种弹性缓冲机匣，该弹性缓冲机匣可起到柔性防护的作用，避免或减小转子***与刚性机匣的振动冲击伤害。
发明内容
本申请一方面提供了一种弹性缓冲机匣，以解决现有发动机转子***出现冲击或大幅振动瞬间时，弹性支承因油膜间隙消失造成转子***与机匣的刚性碰撞，最终导致对转子***及各承力机匣造成冲击损伤的技术问题。
本申请采用的技术方案如下：
一种弹性缓冲机匣，所述弹性缓冲机匣沿轴向依次包括法兰部分段、第一轴承座段、过渡段、第二轴承座段，
所述法兰部分段设置有法兰边，所述法兰边通过螺栓与外机匣固定连接，从而将弹性缓冲机匣的一端固定在外机匣上；
所述第一轴承座段的内孔与安装在功率输出轴组件上的第一轴承的外圆相匹配；
所述第二轴承座段的内孔与安装在功率输出轴组件上的第二轴承的外圆相匹配；
所述过渡段的直径沿轴向方向由所述第一轴承座段的直径向所述第二轴承座段的直径逐渐过渡，用于减小弹性缓冲机匣的刚度系数K，从而延长冲击力的作用时间，达到减小冲击力的目的。
进一步地，所述第一轴承的中心横截面与外机匣的安装边的跨距M的取值范围为：10mm～100mm；
所述第二轴承的中心横截面与外机匣的安装边的跨距N的取值范围为：M+(20mm～100mm)。
进一步地，所述过渡段包括沿轴向方向依次设置的变厚锥形段和等厚锥形段，所述变厚锥形段与第一轴承座段的连接处、所述变厚锥形段和等厚锥形段的连接处、所述等厚锥形段与第二轴承座段的连接处均通过圆弧平滑过渡。
进一步地，所述过渡段的纵截面轮廓为半径为R的圆弧线。
进一步地，所述过渡段的纵截面轮廓为向弹性缓冲机匣中轴线方向内凹的圆弧线。
进一步地，所述过渡段的纵截面轮廓为向远离弹性缓冲机匣中轴线方向外凸的圆弧形。
进一步地，所述过渡段为等壁厚过渡段或变壁厚过渡段，所述变壁厚过渡段的厚度由第一轴承座段向第二轴承座段方向逐渐减小。
本申请另一方面还提供了一种弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法，包括步骤：
1)根据轴承和转轴的尺寸及转子动力学要求确定机匣总长L、第一轴承座段的内径r1，以及厚度比s＝h1/h2＝(R1-r1)/(R2-r2)，其中，第一轴承座段的外径为R1，厚度为h1＝R1-r1，第二轴承座段的外径为R2，内径为r2，厚度为h2＝R2-r2；
2)确定分割参数t，并设置计算精度e0，当采用黄金分割法时，所述分割参数t＝0.618，当采用二分法时，所述分割参数t＝0.5，所述计算精度e0为0.001-0.0001；
3)设置h1的上限值Hh＝10mm和下限值Hg＝0.1mm；
4)设置弹性缓冲机匣的第一轴承座段的当前厚度h1＝Hg+t×(Hh-Hg)；
5)由第一轴承座段的当前厚度h1及步骤1)中给定的相关结构尺寸获得支承结构完整几何模型；
6)采用有限元法或梁理论公式计算第一轴承座段的刚度系数K；
7)若|K-K0|/K0≤e0，则转步骤9)，反之则转步骤8)，K0为符合要求的预设刚度系数；
8)若K-K0≤0，则设置Hg＝h1后，转步骤4)，反之则设置Hh＝h1后，转步骤4)；
9)输出计算结果，得到第一轴承座段的厚度h1和刚度系数K；
10)将所得的第一轴承座段的厚度h1保持不变，将第二轴承座段的厚度h2作为设计变量替换h1后，重复步骤1)～步骤9)，得到第二轴承座段的厚度h2和刚度系数K。
进一步地，采用有限元法计算第一轴承座段的刚度系数K的过程，具体包括步骤：
1)对弹性缓冲机匣模型划分有限元网格，施加边界条件，包括在第一轴承座段施加单位载荷，所述单位载荷垂直指向弹性缓冲机匣模型的中心轴方向；约束弹性缓冲机匣模型固定端的轴向、径向、周向位移，从而生成弹性缓冲机匣有限元模型；
2)运行有限元程序，选择傅里叶环单元，输入生成的弹性缓冲机匣限元模型；
3)输入材料参数，包括材料的弹性模量E和泊松比μ；
4)设置傅里叶周向波数为1；
5)计算傅里叶环单元刚度矩阵[k]、组装***总体刚度矩阵[K]和载荷向量{F}，调用线性方程组求解模块求解***方程:[K]{U}＝{F}，获得位移向量{U}；
6)根据所述位移向量{U}获得第一轴承的外环宽度范围内各节点的位移值，所得位移值的平均值即为第一轴承座段的柔度系数λ，求所述柔度系数λ的倒数即为第一轴承座段的刚度系数K。
进一步地，采用梁理论公式计算第一轴承座段的刚度系数K的过程，具体包括步骤：
根据弹性缓冲机匣结构的具体形状及刚度计算的精度要求选择单段圆柱梁、两段圆柱梁或三段圆柱梁进行近似计算；
对于弹性缓冲机匣接近圆柱形的采用单段圆柱梁模拟，其刚度系数K的计算公式为:
Figure GDA0003690720940000041
其中：R3为单段圆柱梁的外径，r3为单段圆柱梁的内径，E为弹性模量，π＝3.14159为圆周率，L1为单段圆柱梁的长度；
两段圆柱梁刚度系数K的计算公式为：
Figure GDA0003690720940000042
Figure GDA0003690720940000043
其中：λ为柔度系数，L2为两段圆柱梁中第一段圆柱梁的长度，L3为两段圆柱梁中第二段圆柱梁的长度，R4为两段圆柱梁中第一段圆柱梁的外径，r4为两段圆柱梁中第一段圆柱梁的内径，R5为两段圆柱梁中第二段圆柱梁的外径，r5为两段圆柱梁中第二段圆柱梁的内径，且满足：L2>L3，r4>r5；
三段圆柱梁刚度系数K的计算公式为：
Figure GDA0003690720940000051
Figure GDA0003690720940000052
其中；L4为三段圆柱梁中第一段圆柱梁的长度，L5为三段圆柱梁中第二段圆柱梁的长度，L6为三段圆柱梁中第三段圆柱梁的长度，R6为三段圆柱梁中第一段圆柱梁的外径，r6为两段圆柱梁中第一段圆柱梁的内径，R7为三段圆柱梁中第二段圆柱梁的外径，r7为三段圆柱梁中第二段圆柱梁的内径；R8为三段圆柱梁中第三段圆柱梁的外径，r8为三段圆柱梁中第三段圆柱梁的内径，且满足：L4>L5>L6，r6>r7>r8。
相比现有技术，本申请具有如下有益效果：
本申请提供了一种弹性缓冲机匣及其刚度系数设计方法，所述弹性缓冲机匣沿轴向依次包括法兰部分段、第一轴承座段、过渡段、第二轴承座段，所述法兰部分段设置有法兰边，所述法兰边通过螺栓与外机匣固定连接，从而将弹性缓冲机匣的一端固定在外机匣上；所述第一轴承座段的内孔与安装在功率输出轴组件上的第一轴承的外圆相匹配；所述第二轴承座段的内孔与安装在功率输出轴组件上的第二轴承的外圆相匹配；所述过渡段的直径沿轴向方向由所述第一轴承座段的直径向所述第二轴承座段的直径逐渐过渡。本申请的弹性缓冲机匣通过设置过渡段适当减小弹性缓冲机匣的刚度系数K，延长冲击力的作用时间，从而达到减小冲击力的目的。本申请的刚度系数K通过逐步迭代的设计步骤确定，使其尽可能符合要求的预设刚度系数，因此对弹性缓冲机匣可起到柔性防护的作用，减小或防护动力涡轮转子***与机匣等免于振动冲击的伤害，确保航空发动机整机安全平稳工作。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本申请还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本申请作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1是本申请优选实施例的弹性缓冲机匣结构示意图。
图2是本申请另一优选实施例的弹性缓冲机匣结构示意图。
图3是本申请另一优选实施例的弹性缓冲机匣结构示意图。
图4是单段圆柱梁的横截面结构示意图。
图5是单段圆柱梁的纵截面(部分)结构示意图。
图6是两段圆柱梁的纵截面(部分)结构示意图。
图7是三段圆柱梁的纵截面(部分)结构示意图。
图8是圆柱梁近似模拟非圆柱梁的机匣示意图。
图9是采用多段圆柱梁近似模拟非圆柱梁弹性缓冲机匣示意图。
图10是复杂截面形状的弹性缓冲机匣纵截面简化模型示意图。
图11是复杂形状弹性缓冲机匣的傅里叶有限元模型示意图。
图中：
1、外机匣；2、法兰边；3、第一轴承座段；4、第一轴承；5、过渡段；6、减振油膜；7、第二轴承座段；8、第二轴承；9、法兰部分段；10、非圆柱梁；11、圆柱梁；12、第一段圆柱梁；13、第二段圆柱梁；14、第三段圆柱梁；15、固定端；16、第一圆柱段；17、圆弧过渡段；18、第二圆柱段；19、第一轴承安装处；20、第二轴承安装处。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
参照图1和图2，本申请的优选实施例提供了一种弹性缓冲机匣，所述弹性缓冲机匣沿轴向依次包括法兰部分段9、第一轴承座段3、过渡段5、第二轴承座段7，
所述法兰部分段9设置有法兰边2，所述法兰边2通过螺栓与外机匣1固定连接，从而将弹性缓冲机匣的一端固定在外机匣1上；
所述第一轴承座段3的内孔与安装在功率输出轴组件上的第一轴承4的外圆相匹配；
所述第二轴承座段7的内孔与安装在功率输出轴组件上的第二轴承8的外圆相匹配；
所述过渡段5的直径沿轴向方向由所述第一轴承座段3的直径向所述第二轴承座段7的直径逐渐过渡，用于减小弹性缓冲机匣的刚度系数K，从而延长冲击力的作用时间，达到减小冲击力的目的。
本实施例提供了一种弹性缓冲机匣，所述弹性缓冲机匣沿轴向依次包括法兰部分段、第一轴承座段、过渡段、第二轴承座段，所述法兰部分段设置有法兰边，所述法兰边通过螺栓与外机匣固定连接，从而将弹性缓冲机匣的一端固定在外机匣上；所述第一轴承座段的内孔与安装在功率输出轴组件上的第一轴承的外圆相匹配；所述第二轴承座段的内孔与安装在功率输出轴组件上的第二轴承的外圆相匹配；所述过渡段的直径沿轴向方向由所述第一轴承座段的直径向所述第二轴承座段的直径逐渐过渡。本实施例的弹性缓冲机匣通过设置过渡段适当减小弹性缓冲机匣的刚度系数K，延长冲击力的作用时间，从而达到减小冲击力的目的，因此该弹性缓冲机匣可起到柔性防护的作用，减小或防护动力涡轮转子***与机匣等免于振动冲击的伤害，确保航空发动机整机安全平稳工作。
具体地，所述第一轴承4的中心横截面与外机匣1的安装边的跨距M的取值范围为：10mm～100mm；所述第二轴承8的中心横截面与外机匣1的安装边的跨距N的取值范围为：M+(20mm～100mm)。
如图1所示，在本发明的优选实施例中，所述过渡段5包括沿轴向方向依次设置的变厚锥形段和等厚锥形段，其中，变厚锥形段内壁与轴线的夹角为α，外壁与轴线的夹角为β，等厚锥形段内壁与轴线的夹角为γ。所述变厚锥形段与第一轴承座段3的连接处、所述变厚锥形段和等厚锥形段的连接处、所述等厚锥形段与第二轴承座段7的连接处均通过圆弧平滑过渡。依次设置的变厚锥形段和等厚锥形段可以减小弹性缓冲机匣的刚度系数K，从而延长冲击力的作用时间，达到减小冲击力的目的，而所述变厚锥形段与第一轴承座段3的连接处、所述变厚锥形段和等厚锥形段的连接处、所述等厚锥形段与第二轴承座段7的连接处均通过圆弧平滑过渡则可以减少应力集中，防止弹性缓冲机匣的变形的过程中出现因应力集中导致的局部疲劳破坏，提高弹性缓冲机匣的可靠性和使用寿命。
在本发明的优选实施例中，所述过渡段5的纵截面轮廓为半径为R的圆弧线，其中，所述过渡段5为等壁厚过渡段或变壁厚过渡段，所述变壁厚过渡段的厚度由第一轴承座段3向第二轴承座段7方向逐渐减小。
如图2所示，在本发明的优选实施例中，所述过渡段5的纵截面轮廓为向弹性缓冲机匣中轴线方向内凹的圆弧线，所述过渡段5为等壁厚过渡段或变壁厚过渡段，所述变壁厚过渡段的厚度由第一轴承座段3向第二轴承座段7方向逐渐减小。本实施例中，所述过渡段5为等壁厚过渡段，结构简单，加工方便。
如图3所示，在本发明的优选实施例中，所述过渡段5的纵截面轮廓为向远离弹性缓冲机匣中轴线方向外凸的圆弧形，同样，所述过渡段5为等壁厚过渡段或变壁厚过渡段，所述变壁厚过渡段的厚度由第一轴承座段3向第二轴承座段7方向逐渐减小。本实施例中，所述过渡段5为等壁厚过渡段，结构简单，加工方便。
本发明的优选实施例还提供了一种弹性缓冲机匣的轴承支撑处刚度设计方法，包括步骤：
1)根据轴承和转轴的尺寸及转子动力学要求确定机匣总长L、第一轴承座段3的内径r1，以及厚度比s＝h1/h2＝(R1-r1)/(R2-r2)，其中，第一轴承座段3的外径为R1，厚度为h1＝R1-r1，第二轴承座段7的外径为R2，内径为r2，厚度为h2＝R2-r2；
2)确定分割参数t，并设置计算精度e0，当采用黄金分割法时，所述分割参数t＝0.618，当采用二分法时，所述分割参数t＝0.5，所述计算精度e0为0.001-0.0001；
3)设置h1的上限值Hh＝10mm和下限值Hg＝0.1mm；
4)设置弹性缓冲机匣的第一轴承座段3的当前厚度h1＝Hg+t×(Hh-Hg)；
5)由第一轴承座段3的当前厚度h1及步骤1)中给定的相关结构尺寸获得支承结构完整几何模型；
6)采用有限元法或梁理论公式计算第一轴承座段3的刚度系数K；
7)若|K-K0|/K0≤e0，则转步骤9)，反之则转步骤8)，K0为符合要求的预设刚度系数；
8)若K-K0≤0，则设置Hg＝h1后，转步骤4)，反之则设置Hh＝h1后，转步骤4)；
9)输出计算结果，得到第一轴承座段3的厚度h1和刚度系数K；
10)将所得的第一轴承座段3的厚度h1保持不变，将第二轴承座段7的厚度h2作为设计变量替换h1后，重复步骤1)～步骤9)，得到第二轴承座段7的厚度h2和刚度系数K。
本实施例以确定图10中第一轴承座段3刚度系数K为例，给出了弹性缓冲机匣的刚度系数黄金分割法(或二分法)设计步骤，该实施例通过选择合适的厚度h1，即将h1作为设计变量(其它参数不可变)通过迭代，使弹性缓冲机匣的结构具有(或逐步逼近)符合要求的预设刚度系数K0，从而使设计的弹性缓冲机匣具备最优的刚度系数K，以延长冲击力的作用时间，从而达到使动力涡轮转子***与机匣等免受振动冲击伤害的作用，确保航空发动机整机安全平稳工作。
具体地，上述弹性缓冲机匣的轴承支撑处刚度设计方法的实施例中，采用梁理论公式计算第一轴承座段3的刚度系数K的过程，具体包括步骤：
根据弹性缓冲机匣结构的具体形状及刚度计算的精度要求选择单段圆柱梁、两段圆柱梁或三段圆柱梁进行近似计算；
如图4和图5所示，对于弹性缓冲机匣接近圆柱形的采用单段圆柱梁模拟，其刚度系数K的计算公式为:
Figure GDA0003690720940000101
其中：R3为单段圆柱梁的外径，r3为单段圆柱梁的内径，E为弹性模量，π＝3.14159为圆周率，L1为单段圆柱梁的长度；
如图6所示，两段圆柱梁刚度系数K的计算公式为：
Figure GDA0003690720940000102
Figure GDA0003690720940000103
其中：λ为柔度系数，L2为两段圆柱梁中第一段圆柱梁12的长度，L3为两段圆柱梁中第二段圆柱梁13的长度，R4为两段圆柱梁中第一段圆柱梁12的外径，r4为两段圆柱梁中第一段圆柱梁12的内径，R5为两段圆柱梁中第二段圆柱梁13的外径，r5为两段圆柱梁中第二段圆柱梁13的内径，且满足：L2>L3，r4>r5；
如图7所示，三段圆柱梁刚度系数K的计算公式为：
Figure GDA0003690720940000111
Figure GDA0003690720940000112
其中；L4为三段圆柱梁中第一段圆柱梁12的长度，L5为三段圆柱梁中第二段圆柱梁13的长度，L6为三段圆柱梁中第三段圆柱梁14的长度，R6为三段圆柱梁中第一段圆柱梁12的外径，r6为两段圆柱梁中第一段圆柱梁12的内径，R7为三段圆柱梁中第二段圆柱梁13的外径，r7为三段圆柱梁中第二段圆柱梁13的内径；R8为三段圆柱梁中第三段圆柱梁14的外径，r8为三段圆柱梁中第三段圆柱梁14的内径，且满足：L4>L5>L6，r6>r7>r8。
如图8和图9所示，当弹性缓冲机匣结构包括非圆柱梁10时，采用三段圆柱梁近似模拟并计算该弹性缓冲机匣结构的刚度系数K。如图8所示，当采用圆柱梁11近似模拟非圆柱梁10时，在半径方向将圆柱梁11置于非圆柱梁10的中间位置。如图9所示，对于包括有非圆柱梁10的弹性缓冲机匣结构，本实施例通过三段圆柱梁，即第一段圆柱梁12、第二段圆柱梁13、第三段圆柱梁14的多段圆柱梁近似模拟并计算该弹性缓冲机匣结构的刚度系数K，从而即简化了计算，且能获得较为准确的刚度系数K，为弹性缓冲机匣的设计提供准确的数据。
上述梁理论方法适合于截面形状简单且缓冲机匣长度与外半径比值(大于1)较大的情况，对于复杂截面形状的缓冲机匣选用有限元法进行刚度系数K的计算，因此，上述弹性缓冲机匣的轴承支撑处刚度设计方法的实施例中，采用有限元法计算第一轴承座段3的刚度系数K的过程，以图10为例说明采用有限元法计算轴承处刚度的过程。图10所示为弹性缓冲机匣包含三段：左端的第一圆柱段16、中间的圆弧过渡段17和右端的第二圆柱段18，分别在第一轴承安装处19和第二轴承安装处20安装了两个轴承：第一轴承4和第二轴承8，第一圆柱段16的外径为R9，内径为r9，厚度为h3＝R9-r9。第二圆柱段18的外径为R10，内径为r10，厚度为h4＝R10-r10，圆弧过渡段17的厚度从h3逐渐均匀地(按弧长线性过渡)过渡到h4。分两次分别计算第一轴承安装处19和第二轴承安装处20的刚度，采用傅里叶环单元对图10所示复杂截面形状的梁计算具体包括步骤：
1)对弹性缓冲机匣模型划分有限元网格，施加边界条件，包括在第一轴承座段3(或第二轴承座段7)施加单位载荷F1(或单位载荷F2)，所述单位载荷F1(或单位载荷F2)垂直指向弹性缓冲机匣模型的中心轴方向；约束弹性缓冲机匣模型固定端15的轴向、径向、周向位移，从而生成弹性缓冲机匣有限元模型(如图11所示)；
2)运行有限元程序，选择傅里叶环单元，输入生成的弹性缓冲机匣限元模型；
3)输入材料参数，包括材料的弹性模量E和泊松比μ；
4)设置傅里叶周向波数为1；
5)计算傅里叶环单元刚度矩阵[k]、组装***总体刚度矩阵[K]和载荷向量{F}，调用线性方程组求解模块(如高斯消去法等)求解***方程:[K]{U}＝{F}，获得位移向量{U}；
6)根据所述位移向量{U}获得单位载荷F1附近的第一轴承4(或单位载荷F2附近的第二轴承8)的外环宽度范围内各节点的位移值，所得位移值的平均值即为第一轴承座段3(或第二轴承座段7)的柔度系数λ，求所述柔度系数λ的倒数即为第一轴承座段3(或第二轴承座段7)的刚度系数K。
目前，某发动机已采用上述实施例的方法设计的弹性缓冲机匣，该发动机试验运转平稳，振动稳定，无振动损害。
以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法，所述弹性缓冲机匣沿轴向依次包括法兰部分段(9)、第一轴承座段(3)、过渡段(5)、第二轴承座段(7)，所述法兰部分段(9)设置有法兰边(2)，所述法兰边(2)通过螺栓与外机匣(1)固定连接，从而将弹性缓冲机匣的一端固定在外机匣(1)上；所述第一轴承座段(3)的内孔与安装在功率输出轴组件上的第一轴承(4)的外圆相匹配；所述第二轴承座段(7)的内孔与安装在功率输出轴组件上的第二轴承(8)的外圆相匹配；所述过渡段(5)的直径沿轴向方向由所述第一轴承座段(3)的直径向所述第二轴承座段(7)的直径逐渐过渡，用于减小弹性缓冲机匣的刚度系数K，从而延长冲击力的作用时间，达到减小冲击力的目的；所述第一轴承(4)的中心横截面与外机匣(1)的安装边的跨距M的取值范围为：10mm～100mm；所述第二轴承(8)的中心横截面与外机匣(1)的安装边的跨距N的取值范围为：M+(20mm～100mm)；其特征在于，包括步骤：
1)根据轴承和转轴的尺寸及转子动力学要求确定机匣总长L、第一轴承座段(3)的内径r1，以及厚度比s＝h1/h2＝(R1-r1)/(R2-r2)，其中，第一轴承座段(3)的外径为R1，厚度为h1＝R1-r1，第二轴承座段(7)的外径为R2，内径为r2，厚度为h2＝R2-r2；
2)确定分割参数t，并设置计算精度e0，当采用黄金分割法时，所述分割参数t＝0.618，当采用二分法时，所述分割参数t＝0.5，所述计算精度e0为0.001-0.0001；
3)设置h1的上限值Hh＝10mm和下限值Hg＝0.1mm；
4)设置弹性缓冲机匣的第一轴承座段(3)的当前厚度h1＝Hg+t×(Hh-Hg)；
5)由第一轴承座段(3)的当前厚度h1及步骤1)中给定的相关结构尺寸获得支承结构完整几何模型；
6)采用有限元法或梁理论公式计算第一轴承座段(3)的刚度系数K；
7)若|K-K0|/K0≤e0，则转步骤9)，反之则转步骤8)，K0为符合要求的预设刚度系数；
8)若K-K0≤0，则设置Hg＝h1后，转步骤4)，反之则设置Hh＝h1后，转步骤4)；
9)输出计算结果，得到第一轴承座段(3)的厚度h1和刚度系数K；
10)将所得的第一轴承座段(3)的厚度h1保持不变，将第二轴承座段(7)的厚度h2作为设计变量替换h1后，重复步骤1)～步骤9)，得到第二轴承座段(7)的厚度h2和刚度系数K。
2.根据权利要求1所述的弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法，其特征在于，采用有限元法计算第一轴承座段(3)的刚度系数K的过程，具体包括步骤：
1)对弹性缓冲机匣模型划分有限元网格，施加边界条件，包括在第一轴承座段(3)施加单位载荷，所述单位载荷垂直指向弹性缓冲机匣模型的中心轴方向；约束弹性缓冲机匣模型固定端(15)的轴向、径向、周向位移，从而生成弹性缓冲机匣有限元模型；
2)运行有限元程序，选择傅里叶环单元，输入生成的弹性缓冲机匣限元模型；
3)输入材料参数，包括材料的弹性模量E和泊松比μ；
4)设置傅里叶周向波数为1；
5)计算傅里叶环单元刚度矩阵[k]、组装***总体刚度矩阵[K]和载荷向量{F}，调用线性方程组求解模块求解***方程:[K]{U}＝{F}，获得位移向量{U}；
6)根据所述位移向量{U}获得第一轴承(4)的外环宽度范围内各节点的位移值，所得位移值的平均值即为第一轴承座段(3)的柔度系数λ，求所述柔度系数λ的倒数即为第一轴承座段(3)的刚度系数K。
3.根据权利要求1所述的弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法，其特征在于，采用梁理论公式计算第一轴承座段(3)的刚度系数K的过程，具体包括步骤：
根据弹性缓冲机匣结构的具体形状及刚度计算的精度要求选择单段圆柱梁、两段圆柱梁或三段圆柱梁进行近似计算；
对于弹性缓冲机匣接近圆柱形的采用单段圆柱梁模拟，其刚度系数K的计算公式为:
Figure FDA0003690720930000031
其中：R3为单段圆柱梁的外径，r3为单段圆柱梁的内径，E为弹性模量，π＝3.14159为圆周率，L1为单段圆柱梁的长度；
两段圆柱梁刚度系数K的计算公式为：
Figure FDA0003690720930000032
Figure FDA0003690720930000033
其中：λ为柔度系数，L2为两段圆柱梁中第一段圆柱梁(12)的长度，L3为两段圆柱梁中第二段圆柱梁(13)的长度，R4为两段圆柱梁中第一段圆柱梁(12)的外径，r4为两段圆柱梁中第一段圆柱梁(12)的内径，R5为两段圆柱梁中第二段圆柱梁(13)的外径，r5为两段圆柱梁中第二段圆柱梁(13)的内径，且满足：L2>L3，r4>r5；
三段圆柱梁刚度系数K的计算公式为：
Figure FDA0003690720930000041
Figure FDA0003690720930000042
其中；L4为三段圆柱梁中第一段圆柱梁(12)的长度，L5为三段圆柱梁中第二段圆柱梁(13)的长度，L6为三段圆柱梁中第三段圆柱梁(14)的长度，R6为三段圆柱梁中第一段圆柱梁(12)的外径，r6为两段圆柱梁中第一段圆柱梁(12)的内径，R7为三段圆柱梁中第二段圆柱梁(13)的外径，r7为三段圆柱梁中第二段圆柱梁(13)的内径；R8为三段圆柱梁中第三段圆柱梁(14)的外径，r8为三段圆柱梁中第三段圆柱梁(14)的内径，且满足：L4>L5>L6，r6>r7>r8。
4.根据权利要求1所述的弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法，其特征在于：
所述过渡段(5)包括沿轴向方向依次设置的变厚锥形段和等厚锥形段，所述变厚锥形段与第一轴承座段(3)的连接处、所述变厚锥形段和等厚锥形段的连接处、所述等厚锥形段与第二轴承座段(7)的连接处均通过圆弧平滑过渡。
5.根据权利要求1所述的弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法，其特征在于，
所述过渡段(5)的纵截面轮廓为半径为R的圆弧线。
6.根据权利要求5所述的弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法，其特征在于，
所述过渡段(5)的纵截面轮廓为向弹性缓冲机匣中轴线方向内凹的圆弧线。
7.根据权利要求5所述的弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法，其特征在于，
所述过渡段(5)的纵截面轮廓为向远离弹性缓冲机匣中轴线方向外凸的圆弧形。
8.根据权利要求5至7中任一项所述的弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法，其特征在于，
所述过渡段(5)为等壁厚过渡段或变壁厚过渡段，所述变壁厚过渡段的厚度由第一轴承座段(3)向第二轴承座段(7)方向逐渐减小。
CN202110446442.9A 2021-04-25 2021-04-25 一种弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法 Active CN113027548B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110446442.9A CN113027548B (zh) 2021-04-25 2021-04-25 一种弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110446442.9A CN113027548B (zh) 2021-04-25 2021-04-25 一种弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113027548A CN113027548A (zh) 2021-06-25
CN113027548B true CN113027548B (zh) 2022-08-09

Family

ID=76457704

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110446442.9A Active CN113027548B (zh) 2021-04-25 2021-04-25 一种弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113027548B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113503305A (zh) * 2021-08-03 2021-10-15 中国航发湖南动力机械研究所 一种分段式发动机细长柔性轴结构
CN114526128B (zh) * 2022-01-07 2023-10-27 南京航空航天大学 一种航空发动机内外机匣的主动振动控制***及方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101532540A (zh) * 2009-03-17 2009-09-16 西北工业大学 鼠笼式弹性支座及其设计方法
CN102782260A (zh) * 2010-02-25 2012-11-14 涡轮梅坎公司 涡轮发动机带支座的挠性后轴承安装架
CN106195034A (zh) * 2015-05-07 2016-12-07 贵州航空发动机研究所 一种航空动力附件传动的转接装置
CN110188369A (zh) * 2019-03-19 2019-08-30 上海大学 一种复杂转子模型简化方法

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2876758B1 (fr) * 2004-10-19 2008-04-18 Snecma Moteurs Sa Dispositif de support et de guidage d'un arbre en rotation
US8182156B2 (en) * 2008-07-31 2012-05-22 General Electric Company Nested bearing cages
EP3011194B1 (en) * 2013-06-21 2021-08-25 Raytheon Technologies Corporation Nonlinear rolling bearing radial support stiffness

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101532540A (zh) * 2009-03-17 2009-09-16 西北工业大学 鼠笼式弹性支座及其设计方法
CN102782260A (zh) * 2010-02-25 2012-11-14 涡轮梅坎公司 涡轮发动机带支座的挠性后轴承安装架
CN106195034A (zh) * 2015-05-07 2016-12-07 贵州航空发动机研究所 一种航空动力附件传动的转接装置
CN110188369A (zh) * 2019-03-19 2019-08-30 上海大学 一种复杂转子模型简化方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
燃气轮机转子支承刚度计算研究;钟芳明等;《船海工程》;20120229;第41卷(第1期);第41-44页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN113027548A (zh) 2021-06-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113027548B (zh) 一种弹性缓冲机匣的刚度系数设计方法
US4305696A (en) Stator vane assembly for a gas turbine engine
US6551057B1 (en) Damped torque shaft assembly
CA2638592C (en) Compact bearing support
CN112483199B (zh) 一种发动机转子过渡段弹性支承结构
US7250699B2 (en) Turbine generator vibration damper system
Muhammad et al. Design optimization of a diesel connecting rod
JP2015522142A (ja) 制振機械的リンケージ
CN113530621A (zh) 用于组装和装运蒸汽涡轮的***和方法
CN111810246A (zh) 制造涡轮机的叶片式定子元件的方法及实施该方法的工具
US20100196149A1 (en) Apparatus and Method for Preventing Cracking of Turbine Engine Cases
US6174130B1 (en) Movable shaft assembly
FR3071290A1 (fr) Amortisseur auxetique
CN114414225B (zh) 一种弹性环式挤压油膜阻尼器动力学特性的测试装置
CN115688387A (zh) 一种基于轴承寿命的支点阻尼器油膜间隙选取方法
CN113408072A (zh) 风力机柔塔***固有振动特性快速建模及仿真方法
JP4709706B2 (ja) ダイナミックダンパ
CN114357649A (zh) 一种空气涡轮起动机涡轮转子弹性支承设计优化方法
JP2000328964A (ja) 回転機械の支持構造
CN110195740B (zh) V型6汽缸发动机的曲轴
Moon et al. Non-linear vibration analysis of mechanical structure system using substructure synthesis method
CN220470034U (zh) 一种用于发动机叶片榫槽位置的吸振装置
US20230400062A1 (en) Bearing carrier support with reduced axial length
CN220437735U (zh) 一种风电保持架实验机驱动机构
Carmody The measurement of vibration as a diagnostic tool

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant