[发明专利]一种航空发动机通风系统设计方法

权利要求书

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(4)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，重新进行计算，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；

其中，步骤S3中，压差特性数据的计算包括：

根据仿真计算，获得离心通风器压差随离心通风器转速及总通风量的变化特性数组，作为压差特性数据；或者根据试验，获得离心通风器压差随离心通风器转速及总通风量的变化特性数组，作为压差特性数据；

其中，使所述附件机匣的腔压收敛包括：

满足∣Pf1-Pf∣/Pf1≤δ0时，循环迭代结束，其中Pf1为某次循环过程中，步骤S4计算的附件机匣腔压，Pf为该次循环过程中，步骤S1采用的附件机匣腔压，δ0取0.001～0.002中的某个值。

2.如权利要求1所述的航空发动机通风系统设计方法，其特征在于，计算所述通风系统的各腔腔压及通风量时包括：

忽略通风管(5)上的沿程阻力；

忽略回油泵对通风的影响；以及

通风管(5)上的节流嘴为绝热流动。

3.如权利要求1所述的航空发动机通风系统设计方法，其特征在于，所述步骤S1中，采用迭代方式计算各轴承腔的腔压及气体泄漏量，直至气体泄漏量收敛。

4.如权利要求1所述的航空发动机通风系统设计方法，其特征在于，步骤S3中，计算得到离心通风器(8)的通风器压差包括：

通过插值的方式，计算所述通风器压差。

5.如权利要求1所述的航空发动机通风系统设计方法，其特征在于，将步骤S4的附件机匣腔压Pf1根据设定函数转换后替换步骤S1的附件机匣腔压Pf包括：

Pf＝f1×Pf+f2×Pf1，

其中，f1和f2为系数，f1+f2＝1。