考虑动力学特性的航空发动机主轴球轴承热弹流分析

本文中以476728航空发动机主轴球轴承高速重载典型工况为算例,提出一种将轴承动力学分析和热弹流润滑分析相集成的数值算法,打破传统分析中二者在各自领域独立进行的局限性,提高了轴承数值计算的精确度.对比了传统拟动力学分析、集成分析和实验实测的最小膜厚,结果表明:集成分析结果与试验获得数据更为一致,证明本文的算法可行,能够更为准确地判断航空发动机主轴球轴承的润滑状态.探讨了航空发动机主轴球轴承结构参数曲率系数、初始接触角和滚动体数目对轴承接触应力、相对滑动速度、弹流润滑膜压力、膜厚和温度性能的影响,为航空发动机主轴球轴承的结构设计及优化提供重要理论依据.

航空发动机主轴球轴承失效分析

对失效轴承进行宏观和硬度检查,对首断件进行断口分析和金相检查,并对收集的金属屑进行能谱分析,认为轴承失效与材料性能无关,轴承在工作过程中受到了非正常应力的作用。还对可能影响轴承正常工作的发动机装配形位公差K11和K12进行了理论分析,结果表明,发动机装配后的轴承偏斜是导致轴承失效的主要原因。

基于混合有限元模型的航空发动机主轴承剥落故障仿真分析方法

高保真的整机实体有限元模型可以逼真地反映航空发动机整机振动特性,但是难以考虑复杂的滚动轴承故障动力学模型,且其计算量太大,不能胜任主轴承故障激励下的整机非线性动力学仿真。为了有效地进行发动机主轴承的故障诊断,开展了主轴承剥落故障激励下的整机振动响应机理研究,提出了一种基于整机实体有限元模型和整机梁单元有限元模型的主轴承故障动力学混合仿真分析方法。利用整机梁单元模型仿真分析得到主轴承故障激励下与机匣相连接的主轴承支反力,在整机实体有限元模型中去除转子实体有限元模型,将支反力直接施加到各支承处的轴承座上,利用瞬态响应分析方法获取主轴承故障激励下的整机振动响应,并利用整机梁单元模型进行了方法验证。结果表明:利用混合有限元仿真方法获取了航空发动机主轴承故障激励下的仿真信号,误差均不超过1%,表明了所提出方法的正确有效性。

航空发动机球轴承剥落故障模式分析

为研究航空发动机球轴承的剥落故障模式,利用原子发射光谱技术、自动磨粒分析技术、铁谱技术及能谱分析技术对球轴承加速等效试验滑油中磨粒的数量、大小、形貌及成分等信息进行分析。结果表明:金属颗粒污染物导致轴承出现初始疲劳剥落;球轴承剥落的特征磨粒为滚动疲劳磨粒和球形磨粒,内衬套微动磨损的特征磨粒为铁的黑色氧化物和红色氧化铁磨粒;临近轴承失效时,滑油中Fe元素质量分数由7.49×10-6增大至21.74×10-6,特征磨粒数量也由48.9个/mL急剧增加至1433.8个/mL,且特征磨粒直径主要分布在25~50μm。金属颗粒污染物的存在使轴承承力内半圈滚道加速出现接触疲劳剥落,滚道剥落到一定程度后,在轴向力、摩擦力及预紧力等综合作用下在内衬套与承力内半圈接触处发生微动磨损,进一步加剧了滚道的疲劳剥落,最终导致球轴承失效。

航空发动机主轴轴承剥落扩展试验

为探索轴承的剥落极限,开展了航空发动机主轴轴承的剥落扩展试验研究。介绍了轴承损伤的形式以及国内外关于疲劳剥落损伤的研究现状;介绍了试验轴承的初始剥落状态以及试验器的基本情况,明确了轴承的润滑条件和监测方式;按照发动机的真实工况和载荷谱制定试验方案并开展试验,定期分解监控轴承的剥落扩展趋势;对试验过程中金属屑末质量分数、轴承温度以及转子振动的监测结果进行了分析。结果表明:小面积剥落的轴承在18 h试验时间内仍能继续工作,轴承温升未发生明显改变,轴承外圈温度大部分时间内保持在150~190℃,但金属屑末质量分数及转子振动时域幅值不断增大,金属屑末累计增长约9500个,振动时域幅值已超过600g。各项参数的监测结果对发动机地面试车或飞行具有重要的参考价值。

基于拟动力学的航空发动机主轴球轴承热弹流润滑分析

以航空发动机主轴球轴承高速高温重载典型工况为算例,基于轴承拟动力学分析,得到滚动体与套圈之间的微接触区运动和受力状态,分别用Hamrock-Dowson(H-D)拟合公式和翟文杰热修正公式计算了最小膜厚(MFT),同时结合热弹流润滑分析得到最小膜厚分布,对比了试验测试、H-D拟合、翟文杰热修正和热弹流润滑分析4种算法的最小膜厚,并根据膜厚比判定了轴承的弹流润滑状态.结果表明:H-D拟合和翟文杰热修正最小膜厚与试验测试结果相差较远,热弹流润滑分析结果与试验数据吻合性较好,误差10%以内;探讨了不同工况下的轴承弹流润滑性能.结果表明:存在径向载荷时,润滑膜整体压力增大,膜厚减小;随着转速增大,压力减小,膜厚增大,但是增大的趋势减缓.

航空发动机主轴用四点接触球轴承结构分析

从发动机用四点接触球轴承的结构入手，对某型发动机连续发生多起转子前移故障，轴承损坏严重的现象分析；提出在不改变轴承的结构和设计参数的情况下：“控制球径的选配范围”，“测量成套轴承的接触角”，“内外套圈匹配时应检查Wki，使之满足Wk1＜Wk2”三项措施，提高轴承的高速运转性能。同时建议采用两半内圈三点接触的结构型式。附图1幅。

航空发动机主轴承高温时力学性能有限元分析

航空发动机主轴承的性能直接影响发动机的性能、寿命与可靠性,其工作环境为高温、高速的恶劣复杂环境,轴承各部件之间的相互耦合作用,对其各部件的力学性能都有较大影响。文中分析了在常温下及在力与不同高温作用下轴承及各部件的力学性能,并对不同温度下轴承外圈、内圈及钢珠的应力进行了比较,找到了最大应力值与温度对其性能的影响,并对不同温度下轴承内圈的最大应力进行了比较,为主轴承以后的磨损与寿命分析提供一定的理论依据。

航空发动机轴向力与主轴承振动同步测试技术研究

阐述了一种采用应力环传感器获取航空发动机主轴承动、静态信号的原理和方法,确定了使用应力环传感器测量主轴承上动态和静态信号的可行性。通过动态、静态测试和时频域信号处理,获取了主轴承相接触的应力环上的动、静态信号,并与主支承传递力路径上鼠笼的动态应变信号进行了对比。结果表明:鼠笼构件与应力环的应变测点所测的振动频率成份和其振动频率分量趋势一致,且应力环测点的动态响应更大,验证了应力环同步测量航空发动机轴向力和主轴承振动信号的工程适用性。可通过应力环所测的振动信号,对发动机转子和主轴承的运行状态进行安全监测。

航空发动机主轴用球轴承设计分析方法

为从设计上提高轴承的性能，了解轴承在实际工况下的特性，建立了一套拟动力学分析软件以预测轴承的性能，并据此对轴承的结构进行优化设计。介绍了设计分析方法，并列举了一个设计分析的算例。附图４ 幅，表６ 个。

航空发动机主轴-轴承系统温度场分析

在对航空发动机主轴-轴承系统热力学分析基础上,对主轴-轴承系统的发热、传导、对流、辐射等进行了分析,利用热路网络热流量平衡原理,建立了相应的热平衡方程组,并用数值分析方法对系统温度场进行了数值求解。实例计算和试验测试结果对比分析表明:所选节点温度的计算值和实测值之间相差不足1.2%,反映出本文建立的航空发动机主轴-轴承系统温度场计算数学模型具有很高的精确度,完全适用于一般的主轴-轴承系统温度场理论计算与分析。

基于多节点热网络法的航空发动机主轴轴承温度场分析

航空发动机主轴轴承温度场分析是发动机润滑系统热分析的关键。针对传统简单节点热网络法中轴承温度节点设置过于简化、人为设置轴承生热分配比例等问题,提出改进的多节点热网络法。基于Hertz热扩散理论,将轴承三元件分别划分为接触表面与主体两个节点,并以Hertz扩散热阻连接;轴承接触区设置油膜节点,加载轴承生热载荷,节点与轴承接触面之间通过油膜热阻连接;构建多节点轴承热网络模型,获得轴承内部更细致的温度场分布。研究表明,轴承表面温度显著高于其内部主体结构温度,而接触区对应的两个接触面之间也存在明显的温度差异,使用本文建立的多节点热网络法对滑油出口温度的计算误差不超过7%。

双元素离子注入机及其在航空发动机主轴轴承上的应用

为了延长航空发动机主轴轴承的使用寿命,在自制的双元素离子注入机上对GCr15和M50两种轴承钢材料的试样、轴承试验件和正式轴承零件进行了双元素离子注入,注入能量为100keV。经检测,GCr15和M50两种材料经N、Ti两种元素注入后,摩擦系数和耐磨损、耐腐蚀、抗疲劳等性能都得到了显著提高。轴承的内外套圈、滚柱和钢球注入的均匀性都达到了87%以上。

航空发动机角接触球轴承刚度的一种实用分析方法

在传统拟静力学分析方法的基础上 ,对航空发动机角接触球轴承刚度进行了研究。轴承可以在五个自由度方向上受载并产生位移。结合航空发动机转速较高的特点 ,分析模型考虑了钢球离心力、陀螺力矩以及弹性流体动压润滑和热效应的影响。同时 ,分析模型忽略轴承内部摩擦 ,假定钢球材料在线弹性范围内 ,轴承套圈作为刚体处理。通过拟静力学分析方法 ,可以建立航空发动机角接触球轴承的刚度分析模型。通过对轴承平衡进行迭代求解可以计算出轴承的五维刚度矩阵。结合一个实际的轴承 ,文中给出了轴承主刚度随外载荷、轴承转速等因素变化的规律。这些结论为轴承

航空发动机主轴圆柱滚子轴承典型故障分析

通过对航空发动机主轴轴承使用数据的统计分析 ,得出其主要的故障模式 ,对轴承的轻载打滑和滚子歪斜的形成和预防进行了分析 ,并提出预防措施。

航空发动机主轴轴承润滑与冷却技术研究

研究了航空发动机主轴轴承润滑冷却技术中几个环节的关键问题。提出了润滑油的选用依据,分析了各种供油方式的特点及其供油压力的应用原则,给出了工程设计中滑油流量计算公式的使用方法,并归纳了喷嘴和润滑冷却结构设计中技术细节的设计要点。

基于拟动力学的航空发动机主轴滚子轴承热弹流润滑分析

以D1842926航空发动机主轴滚子轴承典型工况为算例,基于拟动力学分析结果,获得滚动体与套圈之间的接触微区运动和受力状态,分别用Hamrock-Dowson(H-D)拟合公式,Wilson-Sheu(W-S)热修正公式和热弹流数值法得到最小膜厚,并与试验测试数据进行了对比,结果表明,H-D最小膜厚误差非常大,W-S热修正最小膜厚比H-D误差要小,但误差仍在40%以上,文中数值结果与试验数据较为一致,误差10%以内;对比不同速度下三种算法的最小膜厚分布,低速时三者较为一致,随着速度的提高,H-D最小膜厚误差越来越大,而W-S最小膜厚在速度增大到一定程度后反而降低;随着径向载荷的增大,润滑膜压力增大,膜厚减小,两端的压力略高于中间;随着转速增大,润滑膜膜厚增大,压力基本没有变化。

航空发动机主轴承使用状态寿命预测模型

在滚动轴承寿命预测模型分析的基础上,提出了航空发动机主轴承状态寿命的概念,即把主轴承的使用寿命周期划分为状态良好、初步损伤、故障发展和即将失效4个寿命阶段;建立了1种利用机载传感器信息(转速、振动和飞行器机动),来确定航空发动机主轴承使用状态寿命的模型,该模型把状态监控数据和基于理论模型分析计算的方法相结合,为评估主轴承的寿命状态提供了1种新的方法。

航空发动机主轴轴承失效分析

通过对所收集的航空发动机主轴轴承使用的大量数据和失效件的分析．得出15种主要失效模式，研究了其失效机理，提出了预防措施。

航空发动机滑油系统断油时主推力球轴承的瞬态热分析

对在航空发动机滑油系统断油时的主推力球轴承瞬态热进行了分析。在分析基础上,应用弹流润滑理论给出了主推力球轴承产生损伤的条件,确定了中断供油时主推力球轴承的允许极限温升,或允许中断供油时主推力球轴承安全工作的极限时间,从而给出了主推力球轴承中断供油30s的安全余度。计算及其结果可为发动机整机试车及润滑系统设计提供参考。