航空发动机主轴承热分析边界条件处理方法
基于热管理技术的航空发动机滑油系统热分析方法
基于热管理技术的航空发动机滑油系统热分析方法苏壮;毛宏图;宋冠麟【摘要】为适应热管理系统技术提出的新要求,研究了航空发动机滑油系统热分析方法.应用FORTRAN程序,建立了几种不同的滑油系统热分析模型.针对典型发动机带加力转换活门、分主辅散热区和辅助燃滑油散热器处于齿轮泵回油路上的3种不同滑油系统散热方式,分别进行了滑油系统热分析,对计算结果进行了对比,分析了3种散热方式下的滑油系统温度水平,给出适合航空发动机热管理系统技术的散热方式的建议,即主辅散热区的方案能够初步满足热管理技术需求.适合热管理系统技术的滑油系统计算方法,可为采用热管理技术的发动机滑油系统热分析计算提供参考.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2016(042)002【总页数】7页(P44-50)【关键词】热管理技术;滑油系统;散热方式;热分析;航空发动机【作者】苏壮;毛宏图;宋冠麟【作者单位】中航工业沈阳发动机设计研究所航空发动机动力传输航空科技重点实验室,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所航空发动机动力传输航空科技重点实验室,沈阳110015;中航工业沈阳发动机设计研究所航空发动机动力传输航空科技重点实验室,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V233.4传统飞机的环控系统、液压系统、润滑系统、燃油系统都是相互独立的［1］，它们与发动机的燃油系统和滑油系统只通过接口的燃油温度和流量进行联系，会产生飞机系统和发动机系统的热量不能互补，热量得不到有效利用的后果。
随着战斗机机载电子设备的增多，机载设备的发热功率不断增加，发热量越来越大。
同时，飞机上对于复合材料的使用也越来越多，使得蒙皮的导热性能有所下降［2］，而随着发动机性能的提高，发动机滑油系统的热负荷也越来越高。
综上所述，飞机和发动机的散热性越来越差。
目前，先进战斗机逐渐使用综合热管理系统对飞机和发动机的散热量进行统一的管理和控制。
综合热管理系统分为飞机和发动机两部分［3］，飞机热管理系统的作用是保证飞机各子系统的温度不超过限制值，并限制发动机进口燃油温度；发动机热管理系统的作用是保证发动机的燃油温度和滑油温度不超过限制值。
轴承用8Cr4M04V钢稳定热处理期间相转变分析
收稿日期：2021-03-16基金项目：辽宁省教育厅项目（LJKM20220770）资助作者简介：夏云志（1985），男，工程师。
引用格式：夏云志，于兴福，杨文武，等.轴承用8Cr4Mo4V 钢稳定热处理期间相转变分析[J].航空发动机，2023，49（3）：170-174.XIA Yunzhi ，YU Xingfu ，YANG Wenwu ，et al.Phase transformation analysis of 8Cr4Mo4V steel for bearing during stable heat treatment[J].Aeroengine ，2023，49（3）：170-174.轴承用8Cr4Mo4V 钢稳定热处理期间相转变分析夏云志1，于兴福2，杨文武1，刘璐1，魏英华2，苏勇3（1.中国航发哈尔滨轴承有限公司，哈尔滨150500；2．沈阳工业大学机械工程学院，沈阳110870；3.沈阳化工大学机械与动力工程学院，沈阳110142）摘要：为了研究稳定热处理期间8Cr4Mo4V 钢的组织转变及尺寸变化规律，采用热膨胀仪和差热分析仪测定经淬火和回火处理后的8Cr4Mo4V 钢升温期间相变引起的尺寸及热流变化特征，分析了稳定热处理期间钢的相变特征，并采用扫描电镜观察了稳定处理后的微观组织。
结果表明：在8Cr4Mo4V 钢淬火后的回火升温期间，马氏体回火相变温度为132~243℃，残余奥氏体转变温度为215~303℃，马氏体分解为铁素体+碳化物的温度为278~420℃。
随着稳定处理次数的增加，8Cr4Mo4V 钢中的马氏体发生回火转变的温度及马氏体分解为铁素体+碳化物的温度逐渐升高，钢中亚稳相的稳定性增加。
当进行3次稳定处理后，未检测到钢中发生马氏体回火相变，而马氏体分解为铁素体+碳化物的相变仍然存在。
微观组织观察表明，随着稳定次数的增加，钢中析出的碳化物数量增多。
关键词：航空轴承钢；8Cr4Mo4V ；尺寸稳定性；差热分析；热膨胀；航空发动机中图分类号：V252.1文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.03.022Phase Transformation Analysis of 8Cr4Mo4V Steel for Bearing During Stable Heat TreatmentXIA Yun-zhi 1，YU Xing-fu 2，YANG Wen-wu 1，LIU Lu 1，WEI Ying-hua 2，SU Yong 3（1.AECC Harbin Bearing Co ．，Ltd ．，Harbin 150500，China ；2.School of Mechanical Engineering ，Shenyang University of Technology ，Shenyang 110870，China ；3.School of Mechanical and Power Engineering ，Shenyang University of Chemical Technology ，Shenyang 110142，China ）Abstract ：In order to study the microstructure transformation and dimensional change characteristics of 8Cr4Mo4V steel during stabili⁃zation heat treatment ，the characteristics of dimension and heat flux changes caused by phase transformation during heating of 8Cr4Mo4V steel after quenching and tempering were measured by thermal dilatometer and differential thermal analyzer.The phase transformation char⁃acteristics of the steel during stabilization heat treatment were analyzed.The microstructure of the steel was observed by SEM.The results show that after quenching of 8Cr4Mo4V steel ，during the temperature rise period of tempering ，the tempering transformation temperature of martensite is 132-243℃，the transformation temperature of retained austenite is 215-303℃，and the decomposition temperature ofmartensite into ferrite and carbide is 278-420℃.As the number of stabilization treatments increases ，the tempering transformation temper⁃ature of martensite and the decomposition temperature of martensite into ferrite and carbide gradually increase ，and the stability of metasta⁃ble phase increases.After three stabilization treatments ，no tempering transformation of martensite was detected ，while the transformation of martensite into ferrite and carbide still existed.The microstructure observation shows that the amount of carbide precipitate increases with the increase of stabilization treatment numbers.Key words ：aviation bearing steel ；8Cr4Mo4V ；dimensional stability ；differential thermal analysis ；thermal expansion ；aeroengine航空发动机Aeroengine0引言8Cr4Mo4V 钢具有较高的疲劳强度和疲劳寿命，在高温条件下的硬度、强度和韧性等力学性能指标优异[1]，具有良好的综合力学性能[2-3]，可应用于工作温度为150~300℃的航空发动机、燃气轮机的主轴轴承制造。
航空轴承 热处理
航空轴承热处理
航空轴承的热处理是非常关键的工艺步骤，它直接影响轴承的材料性能和寿命。
以下是航空轴承常见的热处理工艺：
1.淬火（Quenching）：
•航空轴承中使用的钢通常需要经过淬火，以提高硬度和强度。
淬火是将材料加热至临界温度，然后迅速冷却，使其
达到淬火组织。
2.回火（Tempering）：
•淬火后的钢会变得非常硬但也非常脆。
为了增加其韧性，航空轴承通常会经过回火处理。
回火是将淬火后的材料重
新加热至较低的温度，然后逐渐冷却，以调整硬度和强度
之间的平衡。
3.低温回火（Low Temperature Tempering）：
•为了保持航空轴承的高硬度，有时会进行低温回火，即在相对较低的温度下进行回火处理。
这有助于减少淬火带来
的脆性。
4.表面渗碳处理：
•为了提高航空轴承的表面硬度和耐磨性，可以采用渗碳处理（例如氮化或碳氮共渗）等表面处理方法。
5.超声波淬火：
•一些先进的航空轴承可能采用超声波淬火技术，以实现更均匀和精细的组织结构。
这些热处理工艺的目标是获得既有足够硬度和强度，又具有良好韧性和抗疲劳性的材料。
热处理的过程参数和具体方法会根据使用的钢种、轴承尺寸和性能要求而有所不同。
这方面的工艺通常需要在严格的质量控制下进行，以确保轴承的高性能和可靠性。
航空发动机 主轴承 工况
航空发动机主轴承工况航空发动机是飞机的动力装置，其主轴承是发动机中的重要组成部分。
主轴承承载着发动机的转子和传递来的力矩，对于发动机的正常运行具有至关重要的作用。
本文将从航空发动机主轴承的工况入手，对其进行详细介绍和分析。
航空发动机主轴承的工况主要包括负载、转速、温度和润滑等方面。
首先是负载方面，航空发动机在工作过程中承受着巨大的负载，包括来自旋转部件的离心力、惯性力和传递来的推力等。
这些力的作用下，主轴承需要承受很高的径向和轴向负载，因此其设计和选用材料必须具有足够的强度和刚度，以确保主轴承在高负载下不发生变形或破坏。
其次是转速方面，航空发动机的转速通常非常高，尤其是涡轮发动机，其转速可达几万转/分钟。
主轴承在高速旋转的情况下，会产生很大的离心力和惯性力，对主轴承的轴向和径向支撑能力提出了较高的要求。
同时，高速旋转也会引起主轴承的振动和噪声问题，需要采取相应的措施进行控制和减小。
温度是航空发动机主轴承工作过程中需要重点考虑的因素之一。
由于主轴承所处的环境复杂，既受到高温气流的冲击，又受到高温油液的浸泡，因此主轴承的温度会非常高。
主轴承的工作温度过高会导致润滑剂的失效，增加主轴承的摩擦和磨损，甚至引发主轴承的故障。
因此，在设计和选材时需要考虑到主轴承的热稳定性和耐热性，采取有效的散热和冷却措施，确保主轴承在高温环境下的正常工作。
润滑是航空发动机主轴承工作的重要保障。
主轴承在高速旋转的情况下，需要具备良好的润滑性能，以减小摩擦和磨损，降低能量损失。
航空发动机主轴承的润滑方式主要有干摩擦润滑和液体润滑两种。
干摩擦润滑适用于低速轴承，通过在轴承表面形成干膜来减小摩擦系数。
液体润滑则是通过润滑油或润滑脂进行润滑，形成油膜来隔离金属表面，减小摩擦和磨损。
在航空发动机主轴承的设计和选择中，需要考虑到润滑方式的选择和润滑剂的性能，以确保主轴承的良好润滑。
航空发动机主轴承的工况对于发动机的正常运行具有重要影响。
热边界条件对径向轴承的热流体动力润滑分析的影响
当丝杠总行程λ=2m时,滚柱相对丝杠的轴向位移δT r s=0.8mm㊂而且,为了避免相对轴向位移和滑动造成I P R S可靠性降低,甚至机构发生损坏,除了考虑接触变形产生的滚柱轴向位移外,在机构设计中,还应综合考虑制造误差等其他可能引起滚柱节圆发生偏移的因素㊂7 结论(1)基于I P R S运动原理,建立了考虑滚柱齿节圆和滚柱螺纹节圆产生偏移,进而造成滚柱和丝杠发生相对滑动和相对轴向位移的数学模型,推导了滑动角㊁滚柱相对丝杠和螺母的轴向位移和滑动速度计算公式㊂(2)节圆偏移的存在不仅会造成滚柱相对于丝杠产生轴向位移,而且会产生相对滑动㊂但轴向位移不会影响I P R S系统总的传动导程㊂(3)滚柱与丝杠接触点的滑动速度以及滚柱相对丝杠的轴向滑动速度与节圆归一化误差ε存在非线性关系,且ε=0时,滚柱接触点的滑动速度和轴向滑动速度均为0,但滚柱相对螺母的轴向滑动速度为常数,可见,螺母-滚柱侧必然存在轴向滑动㊂(4)以某一型号I P R S为对象,计算其在轴向负载作用下的径向接触变形和由其产生的节圆偏移量及节圆归一化误差,获得了相对轴向位移和滑动速度随归一化误差的变化规律㊂结果表明,本文所建模型和分析方法为实现I P R S自主设计提供了依据㊂参考文献:[1] 刘更,马尚君,佟瑞庭,等.行星滚柱丝杠副的新发展及关键技术[J].机械传动,2012,36(5):103‐108.L i uG e n g,M aS h a n g j u n,T o n g R u i t i n g,e t a l.N e wD e v e l o p m e n ta n d K e y T e c h n o l o g i e s o f P l a n e t a r yR o l l e r S c r e w[J].J o u r n a l o f M e c h a n i c a lT r a n s m i s-s i o n,2012,36(5):103‐108.[2] C l a e y s s e nF,Jän k e rP,L e l e t t y R,e t a l.N e w A c-t u a t o r sf o r A i r c r a f t,S p a c ea n d M i l i t a r y A p p l i c a-t i o n s[C]//12t hI n t e r n a t i o n a lC o n f e r e n c eo n N e wA c t u a t o r s.B r e m e n,2010:324‐330.[3] O h a s h iY,A n d r a d eAD,N o séY.H e m o l y s i s i n a nE l e c t r o m e c h a n i c a lD r i v e n P u l s a t i l e T o t a l A r t i f i c i a lH e a r t[J].A r t i f i c i a lO r g a n s,2003,27(12):1089‐1093.[4] B r a n d e n b u r g G,B rüc k l S,D o r m a n n J,e t a l.C o m-p a r a t i v eI n v e s t i g a t i o no fR o t a r y a n d L i n e a r M o t o rF e e d D r i v e S y s t e m sf o r H i g h P r e c i s i o n M a c h i n eT o o l s[C]//P r o c e e d i n g so ft h eS i x t hI n t e r n a t i o n a lW o r k s h o p o n A d v a n c e d M o t i o n C o n t r o l.N a g o y a, 2000:384‐389.[5] S t r a n d g r e nC B.R o l l e rS c r e w:U S,3182522[P].1965‐05‐11.[6] E r h a r tT A.L i n e a rA c t u a t o rw i t hF e e d b a c kP o s i-t i o nS e n s o rD e v i c e:U S,5557154[P].1996‐09‐17.[7] V e l i n s k y SA,C h uB,L a s k y T A.K i n e m a t i c sa n dE f f i c i e n c y A n a l y s i so ft h e P l a n e t a r y R o l l e rS c r e wM e c h a n i s m[J].J o u r n a l o f M e c h a n i c a l D e s i g n,A S M E,2009,131(1):011016‐8.[8] T s e l i s h c h e v A S,Z h a r o vIS.E l a s t i c E l e m e n t si nR o l l e r‐s c r e w M e c h a n i s m s[J].J o u r n a lo fR u s s i a nE n g i n e e r i n g R e s e a r c h,2008,28(11):1040‐1043.[9] H o j j a tY,A g h e l iM M.AC o m p r e h e n s i v e S t u d y o nC a p a b i l i t i e sa n d L i m i t a t i o n so f R o l l e r‐s c r e w w i t hE m p h a s i so n S l i p T e n d e n c y[J].M e c h a n i s m a n dM a c h i n eT h e o r y,2009,44(10):1887‐1899. 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[13] 韦振兴.行星滚柱丝杠副刚度及效率的分析与研究[D].武汉:华中科技大学,2011.[14] M o o g.E l e c t r i cL i n e a r S e r v oA c t u a t o r s,M o o g G r o u p[E B/O L].[2011‐09‐21].h t t p://w w w.m o o g.c o m/i n d u s t r i a l.[15] E x l a r.E l e c t r i c S e r v oA c t u a t o r s,E x l a rG r o u p[E B/O L].[2011‐09‐21].h t t p://w w w.e x l a r.c o m.[16] 陈芳.两级行星滚柱丝杠传动设计与精确度研究[D].南京:南京理工大学,2009.(编辑 袁兴玲)作者简介:马尚君,男,1981年生㊂西北工业大学机电学院助理研究员㊂主要研究方向为机电作动系统和行星滚柱丝杠副理论分析与试验㊂发表论文16篇㊂刘 更,男,1961年生㊂西北工业大学机电学院教授㊁博士研究生导师㊂佟瑞庭,男,1981年生㊂西北工业大学机电学院讲师㊂张文杰,男,1987年生㊂西北工业大学机电学院博士研究生㊂㊃6241㊃中国机械工程第25卷第11期2014年6月上半月Copyright©博看网. All Rights Reserved.热边界条件对径向轴承的热流体动力润滑分析的影响张振山1 杨玉敏2 戴旭东1 谢友柏11.上海交通大学,上海,2002402.河北工程大学,邯郸,056021摘要:建立了径向轴承的三维热流体动力润滑模型,该模型涉及质量守恒广义R e yn o l d s 方程㊁三维能量方程和固体热传导方程的联立求解㊂在此基础上,对几个重要热边界条件的处理方式进行了深入的研究㊂结果表明,热边界条件的处理对径向轴承热流体动力润滑分析的结果有较大的影响,为了获得可靠的计算结果,应根据实际的操作工况合理地确定热边界条件㊂关键词:径向轴承;热边界条件;热流体动力润滑;J F O 边界中图分类号:T H 11 D O I :10.3969/j.i s s n .1004-132X.2014.11.002E f f e c t s o fT h e r m a l B o u n d a r y C o n d i t i o n s o nT h e r m o h y d r o d yn a m i c L u b r i c a t i o nA n a l y s i s o fP l a i nJ o u r n a l B e a r i n gZ h a n g Z h e n s h a n 1 Y a n g Y u m i n 2 D a iX u d o n g 1 Xi eY o u b a i 11.S h a n g h a i J i a o t o n g U n i v e r s i t y ,S h a n g h a i ,2002402.H e b e iU n i v e r s i t y o fE n g i n e e r i n g,H a n d a n ,H e b e i ,056021A b s t r a c t :A T H D m o d e l o f p l a i n j o u r n a l b e a r i n g sw a s p r o po s e dh e r e i n .T h i sm o d e l i n v o l v e d t h e s y n t h e t i c s o l u t i o no f t h e g e n e r a l i z e dR e y n o l d s e q u a t i o n ,t h r e e ‐d i m e n s i o n a l e n e r g y e q u a t i o n ,a n dh e a t c o n d u c t i o ne qu a t i o n s o f t h e s o l i d s .O n t h e b a s i s o f t h a t ,s e r i e s o f r e s u l t sw e r e p r o v i d e d t o e x a m i n e t h e e f f e c t s o f t h e r m a l b o u n d a r y c o n d i t i o n s .T h e r e s u l t s s h o wt h e t h e r m a l b o u n d a r y c o n d i t i o n sh a v e c o n -s i d e r a b l e e f f e c t s o n t h eT H Da n a l y s i so f p l a i n j o u r n a l b e a r i n g s .T h e r e f o r e ,i t i sn e c e s s a r y t oc h o o s e t h e t h e r m a l b o u n d a r y c o n d i t i o n s a c c o r d i n g t o t h e a c t u a l o p e r a t i n g co n d i t i o n s ,s oa s t oo b t a i nr e l i a b l e c a l c u l a t i n g re s u l t s .K e y w o r d s :p l a i n j o u r n a l b e a r i n g ;t h e r m a l b o u n d a r y c o n d i t i o n ;t h e r m o h y d r o d y n a m i c (T H D )l u -b r i c a t i o n ;J a k o b s s o nF l o b e r g O l s s o n (J F O )b o u n d a r y收稿日期:2012 10 11 修回日期:2014 02 28基金项目:国家自然科学基金资助项目(50935004,50705055);国家重点基础研究发展计划(973计划)资助项目(2009C B 724302);机械系统与振动国家重点实验室资助项目(M S V Z D 201104)0 引言近年来,旋转机械设计目标的提高(质量小㊁转速高㊁输出功率高)使得其支撑部分的径向轴承的操作工况越来越恶劣㊂在这种情况下,径向轴承可能会经历过高的温升,这将导致轴承的性能下降,甚至损坏㊂为了全面了解径向轴承的润滑性能,必须开展热流体动力润滑(T H D )分析㊂目前,针对径向轴承的T H D 行为,许多学者已开展了大量的研究工作,其中大部分的研究主要集中在考查各种设计参数对轴承T H D 性能的影响方面[1‐7]㊂例如:P e i r r e 等[4]建立了三维径向轴承的T H D 模型,分析了几何参数和操作工况对径向轴承T H D 性能的影响;C o s t a 等[5]深入研究了供油条件(供油压力㊁供油温度等)对单油槽径向轴承T H D 性能的影响;S i n gh 等[6]考察了油槽位置㊁转速等对径向轴承T H D 性能的影响;刘大全等[7]基于有限元法分析了圆轴承T H D 行为㊂在上述研究中,各种热边界条件被采用,然而,只有较少的文献讨论了热边界条件对轴承T H D 性能的影响[8‐9]㊂在轴承的T H D 行为分析中,热边界条件的处理至关重要,因而,本文的主要目的是对重要的热边界条件的处理方式进行比较,为合理处理热边界条件提供参考㊂1 控制方程量纲一参数定义如下:θ=x R z =z R y =y h h =hCU =R ωτ=ωt p =p C 2μi n ωR 2 β=βC 2μi n ωR 2 μ=μμi n u =u ωR v =v ωC w =w ωR T =TT i nT s =T s T i n T b =T b T i nr s =r s R r b =r bR 式中,x ㊁y ㊁z 分别为周向㊁径向㊁轴向坐标;θ为量纲一周向坐标;R 为轴承半径;h 为油膜厚度;U 为轴颈的表面速度;C 为轴承间隙;μ为润滑油的黏度;p 为油膜压力;τ为量纲一时间;β为油膜的体积弹性模量;ω为轴颈旋转角速度;μi n 为进油的黏度;T ㊁T b ㊁T s 分别为油膜㊁轴瓦和轴颈的温㊃7241㊃热边界条件对径向轴承的热流体动力润滑分析的影响张振山 杨玉敏 戴旭东等Copyright ©博看网. All Rights Reserved.度;T i n 为供油温度;r s ㊁r b 分别为轴颈和轴瓦的径向坐标;u ㊁v ㊁w 分别为油膜沿周向㊁径向和轴向的速度分量㊂1.1 广义R e yn o l d s 方程基于E l r o d 算法[10],考虑黏度变化的量纲一的广义R e yn o l d s 方程可表示为∂∂θ(g βh 3F 2∂Θ∂θ)+∂∂z (g βh 3F 2∂Θ∂z )=∂∂θ(h FΘ)+∂(Θh )∂τ(1)其中,变量Θ和g 是E l r o d 为了实施J F O 边界而引入的新变量,它们的定义如下:Θ=ρρc g =1 Θ≥10 Θ<{1(2)式中,ρ为润滑油的密度;ρc 为气穴区域润滑油的当量密度㊂相应地,油膜压力可表示为p =p c +g βl n Θ(3)式中,pc 为气穴压力㊂F 2和F 为黏度函数,其表达式为F 2=∫10yμ(y )(y -F 1F)d y F =1-∫10y d y μ(y )/∫10d y μ(y üþýïïïï)(4)1.2 温度场控制方程忽略流体沿轴向和周向的热传导,能量方程可写为如下形式:ρc (u ∂T ∂x +v ∂T ∂y+w ∂T ∂z )=∂∂y (k ∂T ∂y )+μ[(∂u ∂y )2+(∂w ∂y)2](5)式中,c ㊁k 分别为润滑油的质量热容㊁热导率㊂在轴承的T H D 分析中,除了求解能量方程外,还需要求解轴瓦的热传导方程,可以表示为∂2T b ∂r 2b +1r b ∂T b ∂r b +1r 2b ∂2T b ∂θ2+∂2T b ∂z 2=0(6)将有关量纲参数代入式(5)和式(6),可以得到量纲一的能量方程和热传导方程:u ∂T ∂θ+1h (v -u y ∂h ∂θ)∂T ∂y+w ∂T∂z =f 11h 2∂∂y (∂T ∂y )+f 2μh 2[(∂u ∂y )2+(∂w ∂y )2](7)∂2T b ∂b 2+1r b ∂T b ∂r b +1r 2b ∂2T b ∂θ2+∂2T b ∂z 2=0(8)f1=1/P e f 2=N e /R e P e =ρc pωC 2k N e =R 2ω2c p T i n R e =ρC 2ωμi n 式中,P e 为P éc l e t 数;N e 为E c k e r t 数;R e 为R e yn o l d s 数;c p 为润滑油的质量定压热容㊂能量方程式(5)只适用于完整的油膜区域,在气穴区域,能量方程需要修正㊂根据文献[4],在气穴区域,润滑油的特性参数(热导率㊁黏度㊁质量热容和密度)可以按下面公式计算:Ψ(θ,z )=[1-g (θ,z )]{[1-Θ(θ,z )]Ψa i r +Θ(θ,z )Ψo i l }+g (θ,z )Ψo i l(9)式中,Ψ(θ,z )为润滑油的等效特性参数;Ψo i l 为润滑油的特性参数;Ψa i r 为空气的特性参数.黏度随温度变化,对于大部分传统的润滑油,指数形式的黏温关系方程可以提供较好的精度,可表示为如下的量纲一形式:μ=eλT i n (1-T )(10)式中,λ为黏温系数㊂1.3 边界条件本文主要对轴颈温度边界㊁进油温度边界和轴瓦出口温度边界进行比较㊂如图1所示,对于轴颈温度边界,目前采用的处理方式主要有4种,分别介绍如下㊂(1)平均温度边界㊂轴颈的温度通常被指定为平均温度,可通过下面公式计算:T |f i l m ‐s h a f t =T a v e=∭T d θd y d z2πη(11)式中,T a v e 为平均温度;η为量纲一轴承宽度㊂(2)热流量为零边界㊂轴颈表面温度为常数,且满足表面热流量q s 为零,可表示为T |f i l m ‐s h a f t =T sqs =∫2π∂T h ∂yf i l m-s h a f td θ}=0(12)(3)绝热边界㊂绝热边界可表示为∂T∂yf i l m ‐s h a f t=0(13)(4)热传导边界㊂基于下面的假设:由于轴颈高速旋转,故轴颈表面温度沿周向不变,则轴颈温度场的热传导方程可以写为∂2T s ∂r 2s+1r s ∂T s ∂r s +∂2T s∂z 2=0(14)将有关量纲参数代入式(14),可得量纲一形式的轴颈的热传导方程:∂2T s ∂r 2s+1r s ∂T s ∂r s +∂2T s∂z 2=0(15)进油温度边界包括油膜进油温度边界和轴瓦进油温度边界两部分,参考图1,进油温度边界可以按下面的方式处理㊂(1)油膜进口采用二次多项式,轴瓦进口采用混油温度T m i x (B C 1),可以表示为T (y )f i l m _i n l e t =A 1+A 2y +A 3y2T bb u s h _i n l e t=T }m i x(16)(2)油膜进口和轴瓦进口都采用一次多项式(B C 2),即T (y )f i l m _i n l e t =A 1+A 2yT b (y )b u s h _i n l e t =A 3+A 4}y(17)㊃8241㊃中国机械工程第25卷第11期2014年6月上半月Copyright ©博看网. All Rights Reserved.图1 求解区域主要的热边界条件(3)油膜进口采用二次多项式,轴瓦进口采用一次多项式(B C 3),即T (y )f i l m _i n l e t =A 1+A 2y +A 3y 2T b (y )b u s h _i n l e t =A 5+A 6}y(18)(4)油膜进口和轴瓦进口采用混油温度(B C 4),即Tf i l m _i n l e t=T m i xT bb u s h _i n l e t=T }m i x(19)上面各式中,混油温度可以根据流量和热流量守恒计算,计算方法参考文献[2]㊂A i 是多项式的系数,可以根据图2的已知条件确定㊂系数A 1㊁A 2和A 3的确定条件1:A 1+A 2+A 3=T s (点B )条件2:A 1=T b(点C )条件3[7]:Q s T s +Q r e c T r e c =∬u T (y )|f i l m-i n l e t d yd z :系数B 1㊁B 2: 条件1:B 1+B 2=T b (点C )条件2:B 1+B 2R b 2=T i n (点D ):图2 进口处已知条件轴瓦出口温度边界对气穴区的温度分布有较大的影响,其处理方式主要有以下两种㊂(1)温度梯度为零边界:∂T b∂θb u s h _o u t l e t=0(20)(2)自由对流边界:∂T b∂θb u s h _o u t l e t=-h o u t R k b(T bb u s h _o u t l e t-T i n )(21)式中,k b 为轴瓦的热导率;h o u t 为轴瓦出口处的热传系数㊂除了以上3个重要边界外,其他边界条件如下所述㊂(1)轴瓦与油膜的接触面:∂T ∂yf i l m-b u s h =-k bC k (θ,z )R h∂T b ∂r b f i l m-b u s h(22)(2)轴瓦的端面:∂T b ∂z z =±η/2=-h b R k b (T bz =±η/2-T a )(23)式中,h b 为轴瓦表面的热传系数;T a 为环境温度㊂(3)轴瓦的外表面:∂T b∂r r =R b 2=-h bR k b (T br =R b 2-T a )(24)式中,R b 2为轴承外半径㊂(4)轴颈与油膜的接触面:∂T s∂r sf i l m-s h a f t =-R k (θ,z )2πC k s∫2π01∂T ∂y f i l m-s h a f td θ(25)式中,k s 为轴颈的热导率㊂(5)轴颈的端面:∂T s∂z z =±γ=-h sR k s (T sz =±γ-T a )(26)r =2/η式中,h s 为轴颈表面的热传系数㊂2 计算结果与分析本文以某单油槽径向轴承为例进行数值仿真,考察各种热边界条件的处理方式对轴承T H D计算结果的影响㊂F e r r o n 等[1]对该轴承进行了实验和理论研究,实验装置和实验程序的详细描述见文献[1]㊂轴承和润滑油的主要参数如表1所示㊂㊃9241㊃热边界条件对径向轴承的热流体动力润滑分析的影响张振山 杨玉敏 戴旭东等Copyright ©博看网. All Rights Reserved.表1 轴承和润滑油的主要参数R (mm )50R b 2(mm )100轴承宽度L (mm )80供油压力p i n (k P a )700T a (℃)40T i n (℃)40黏度(40℃)μ(P a ㊃s )0.0277c p (J /(k g ㊃℃))2000ρ(k g /m 3)860k (W /(m ㊃℃))0.13λ0.0414β(M P a )500k b (W /(m ㊃℃))100k s (W /(m ㊃℃))50h b (W /(m 2㊃℃))80h s (W /(m 2㊃℃))502.1 不同轴颈温度边界的比较为了研究轴颈温度边界的影响,进油温度边界采用B C 4,轴瓦的出口温度边界采用自由对流边界㊂图3为不同转速下,4种轴颈温度边界预测的最大温度随偏心率的变化曲线图㊂从图3可1.转速n =4000r /m i n2.转速n =6000r /m i n图3 4种轴颈温度边界下最大温度随偏心率的变化(C =100μm )知,在两种转速下,对应于较大的偏心率(不小于0.8),4种轴颈温度边界预测的最大温度值有较明显的差异㊂其中,绝热温度边界预测了较高的最大温度值;平均温度边界预测了较低的最大温度值;热传导边界和热流量为零边界预测的最大温度值较一致㊂当偏心率较小(不大于0.7)时,4种轴颈温度边界预测的最大温度值非常接近,最大的差值不超过3℃㊂进一步的比较结果如图4所示,该图为4种轴颈温度边界预测的轴承中间平面上的温度分布图㊂当轴颈被施加绝热边界时,温度沿油膜方向的变化非常小,绝大部分热量被润滑油吸收,从而预测了较高的温度㊂当轴颈(a)绝热边界(b)平均温度边界(c)热传导边界(d)热流量为零边界图4 4种轴颈温度边界下轴承中间平面上的温度分布(C =100μm ,ε=0.9)㊃0341㊃中国机械工程第25卷第11期2014年6月上半月Copyright ©博看网. All Rights Reserved.被指定为平均温度时,沿油膜方向存在较大的温度梯度,此时,通过热传导,轴颈吸收了较多的热量,所以预测了较低的温度㊂热传导边界和热流量为零边界预测的温度分布非常接近㊂综上所述,轴颈温度边界对温度场的计算结果有较大的影响㊂在高偏心率下,绝热边界预测了不真实的结果,而轴颈热传导和热流量为零边界预测的结果较为合理㊂在下面的分析中,本文采用热流量为零边界㊂2.2 不同进油温度边界的比较图5为不同转速下,4种进油温度边界预测的最大温度随偏心率的变化曲线图㊂从图5可知,在整个偏心率范围内,进油边界B C2预测了较高的最大温度,进油边界B C3预测的最大温度值与实验结果最吻合㊂进油边界B C1和B C4在偏心率大于0.55时,预测的最大温度值与实验结果较吻合;而在偏心率小于0.55时,预测了较低的最大温度值㊂这主要是因为,进油温度边界会影响靠近进油边区域的温度分布,这将导致轴颈温度的变化,进而影响最大温度㊂这一点可以从图6观察到(图6为4种进油温度边界下轴承中间平面上的温度分布图)㊂在靠近进油边的整个区域内,进油边界B C2预测了较高的温度,在这种情况下,轴颈的温度增加到52.4359℃㊂相反地,进油边界B C4预测了较低的温度,此时,轴颈的温度仅有46.73℃㊂图5 4种进油温度边界下最大温度随偏心率的变化(C=145μm)2.3 不同轴瓦出口温度边界的比较实验表明:轴承的温度在气穴区域存在明显的下降㊂这种现象被称为 t e m p e r a t u r e f a d e”,主要由两个原因引起:①气穴区域黏性耗散的减小;②气穴区域出现回流㊂除了以上两个原因外,笔者研究发现这种现象与轴瓦出口温度边界的处理也有很大关系㊂本文对以下4种情况进行比较:①不修正气穴区域的黏性耗散项且轴瓦出口温度边界假定为自由对流(C a s e1);②完全忽略气穴区域的黏性耗散项且轴瓦出口假定为自由对流(a)B C1(b)B C2(c)B C3(d)B C4图6 4种进油温度边界下轴承中间平面上的温度分布(C=145μm,ε=0.5)(C a s e2);③修正气穴区域的黏性耗散项且轴瓦出口边界假定为自由对流(C a s e3);④修正气穴区域的黏性耗散项且轴瓦出口温度边界假定为温度梯度为零(C a s e4)㊂比较的结果如图7所示㊂其中, W为轴承载荷,从图7可知,C a s e3预测的结果与实验结果比较吻合,特别是在气穴区域,存在明显的温度下降㊂C a s e4预测的结果与实验结果差距较大,在气穴区域靠近轴瓦的后缘处温度略有上升㊂C a s e1和C a s e2的比较表明,在气穴区域黏性耗散减小,但仍然存在部分黏性耗散㊂㊃1341㊃热边界条件对径向轴承的热流体动力润滑分析的影响 张振山 杨玉敏 戴旭东等Copyright©博看网. All Rights Reserved.。
传热学在航空航天的应用
《传热学综述及在航空航天中的应用》姓名：____ _______学号：___授课教师： _传热学综述及在航空航天中的应用一 传热学基本原理导热基本定律是由法国物理学家傅里叶于1822年通过实验经验的提炼、运用数学方法演绎得出，也称傅里叶定律： dTA dx φλ=-式中： 为导热热流量（W ），单位时间内通过某一给定面积的热量；A 为与热流方向垂直的面积；dT/dx 表示该截面上沿热流方向的温度增量，简称为温度梯度（K/m ）； 是比例系数，称为导热系数或导热率[W/(m ×K)]。
热对流是指由于流体的宏观运动使物体不同的流体相对位移而产生的热量传递现象。
特点：只能发生在流体中；必然伴随有微观粒子热运动产生的导热。
对流换热是指流体与固体表面之间的热量传递。
热对流换热的基本定律是英国科学家牛顿（Newton ）于1701年提出的牛顿冷却定律：()w f hA T T φ=-式中： 为对流换热热流量（W ）； 和 分别表示壁面温度和流体温度（℃或K ）；A 为固体壁面对流换热表面积（ ）；h 为对流换热系数，也称表面传热系数 。
h 不是物性参数，其值反映了对流换热能力的大小，与换热过程中得许多因素有关。
热辐射是由于物体内部微观粒子的热运动而使物体向外发射辐射能的现象。
在热量传递方式上，热辐射与热传导和热对流相比具有许多固有的特点：热辐射无需物体直接接触，可以在无中间介质的真空中传递，并且 真空度越高，热辐射传递效果越好。
在传递过程中伴随着能量形式的转换，即发射时将热能转换为辐射能，而被吸收时又将辐射能转换为热能。
任何热力学温度大于零的物体都不停地向空间发出热辐射。
热辐射基本定律：4AT φσ=式中：φ为辐射热流量（W ）；T 为热力学温度（K ）；A 为辐射表面积（2m ）；σ为斯特藩-波尔兹曼常数，也称黑体辐射常数，其值为8245.6710/()W m K -⨯ 。
实际物体辐射热流量的计算可以采用斯特藩-波尔兹曼定律的修正形式：4AT φεσ=式中：ε称为该物体的辐射率，也称黑度。
航空发动机附件机匣热分析研究
航空发动机附件机匣热分析研究吕亚国;刘振侠;路彬;刘宝瑞【摘要】A new thermal analysis method of aeroengine accessory gearbox was developed, which possessed both the advantage of thermal net work algorithm and Ansys software. The thermal analysis of the inner components of accessory gearbox adopted thermal network algorithm using Fortran language and the thermal analysis of the chamber adopted Ansys software using APDL language, the data exchange and associated calculation was considered as well. A case study was executed , and the temperature field, the heat generation and the temperature of the outlet lubrication of the accessory gearbox was attained. The simulation example verified the feasibility of the presented method.%综合热网络法和有限元软件Ansys的优势,建立一种航空发动机附件机匣热分析计算方法.用Foman语言开发基于热网络法的附件机匣内部元件热分析模块,用APDL语言开发基于有限元软件Ansys的壳体热分析模块,2个模块之间存在数据交换和迭代联算.通过对某航空发动机附件机匣进行热分析计算,获得附件机匣的温度场分布、生热量以及润滑油出口温度,说明了该计算方法应用于附件机匣热分析计算的可行性.【期刊名称】《润滑与密封》【年(卷),期】2011(036)010【总页数】6页(P62-66,80)【关键词】附件机匣;热分析;热网络法;Ansys;温度场;生热量;润滑油【作者】吕亚国;刘振侠;路彬;刘宝瑞【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072;西北工业大学动力与能源学院,陕西,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V233.1航空发动机附件传动机匣简称附件机匣，由一对锥齿轮从发动机转子轴提取功率，然后将功率传输到各个发动机附件和飞机附件。
航空发动机主轴承失效研究
航空发动机主轴承失效研究摘要：本文从剖析轴承打滑机理出发，列举实例给出防止高速轴承打滑的措施；并结合该系列航空发动机主轴承结构特点和装配工艺方法，给出该系列航空发动机主轴承打滑故障可行的控制措施。
关键词：航空发动机主轴承打滑高速轴承控制措施1背景航空发动机的主轴承时常运行在高速大幅度变载荷工况下，是滚动轴承在极端苛刻及特殊工况下应用的典型代表。
高速滚动轴承运行过程中发生的打滑现象会引起轴承内外环滚道和滚动体表面的磨损和早期失效，这会对滚动轴承的正常工作产生极大的影响，从而严重威胁航空发动机的安全运行。
涡桨发动机采用典型的1-2-0三支点支承方案，发动机主轴承分为压气机前轴承、压气机后轴承、涡轮轴承三种。
该系列发动机主轴承的失效部位基本集中在涡轮轴承上，失效的形式以打滑为主。
因此明确航空发动机主轴承的打滑机理，并加以控制，降低打滑故障的发生率，对航空发动机的正常使用有着重要意义。
2 轴承打滑分析2.1 轴承内的拖动力与阻力轴承的内部存在一个滚动体与保持架组件，它是轴承在承受载荷情况下能够稳定安全运行的关键。
内环旋转和外环静止的轴承在承受合理的最小载荷的情况下，滚动体与保持架组件会沿着轴承顺时针从非承载区移动至承载区，在经过加速变换区间，滚动体与保持架组件刚好满足预先设计的力学要求，之后滚动体与保持架组件会由速度平稳区进入减速区，完成一次运行。
滚动体与保持架组件在轴承正常工作状态下主要受到驱动其自身运动的拖动力和阻碍其自身运动的阻力。
拖动力的来源主要有两方面，一方面是轴承在承受载荷情况下，滚动体在内外环间受到的摩擦力；另一方面是当保持架定位于内环时，保持架与内环之间的滑油油膜粘性力产生的拖动力。
阻力的来源主要有三方面，一方面是滚动体与保持架组件的惯性力；另一方面是滑油在轴承内的扰动带来的阻力；还有一方面是保持架定位于外环时，保持架与外环之间的滑油油膜粘。
2.2 打滑机理高速滚动轴承运行过程中，在轻载或者过量的润滑条件下，由于拖动力不足或阻碍滚动体与保持架组件运动的阻力大，会使得滚动体与内外环各接触点之间产生的线速度差异，此时，在两接触体之间不再是纯滚动而是出现滑动现象，该现象即为打滑。
某型航空发动机止推轴承故障分析与处理
某型航空发动机止推轴承故障分析与处理随着航空工业的不断发展，航空发动机在现代飞机上的作用越来越重要，其运行状态直接关系到航空飞行的安全和稳定性。
航空发动机止推轴承作为发动机的重要部件之一，其工作状态的稳定性和可靠性至关重要。
本文旨在探究某型航空发动机止推轴承故障的原因及其处理方法。
1.故障现象某型航空发动机的止推轴承在使用中出现了严重的震动和噪声。
起火后检查发现，止推轴承的内外径之间的间隙有所增加，并且表面出现了磨损和烧伤的现象。
同时，止推轴承的滚针也有被磨损的情况。
2.故障原因（1）止推轴承的过度负荷止推轴承在工作时，承受的轴向负荷较大，一旦受到过大的轴向负荷，会导致轴承出现变形或者断裂，从而使其失去正常的运行能力。
随着使用时间的增长，止推轴承的表面会逐渐磨损，其间隙也会逐渐增大。
如果不及时更换，将会加剧轴承的磨损程度，最终导致轴承失效。
（3）止推轴承的润滑不良止推轴承在工作时需要充分的润滑才能保持正常的工作状态。
如果由于润滑不良导致轴承摩擦产生过多的热量，将会加剧轴承的磨损程度，从而影响航空发动机的运行稳定性。
（4）设计缺陷某型航空发动机止推轴承的设计存在一定程度的缺陷，如轴向负荷分布不均匀等。
这将导致轴承的磨损增加，最终影响其工作状态的稳定性。
3.故障处理（1）加强轴承润滑在轴承的工作中，充分的润滑是确保轴承工作稳定的关键。
因此，可以在轴承的表面涂上一层润滑油或者脂类物质，以减少摩擦和磨损。
（2）对轴承进行定期保养航空发动机止推轴承属于易损部件，因此在日常使用中一定要加强对其的检查和保养。
例如，需要定期检查轴承表面的平整度、孔径尺寸以及清洗轴承内部的灰尘和杂物，保持其干净和整洁.（3）改进轴承的设计通过改进轴承的设计，调整负荷平衡，使得轴承承受的负荷更为均衡，减少轴向负荷对轴承的损害，从而减少轴承的磨损和失效的可能性。
（4）进行故障预测可以利用振动信号采集设备对轴承进行实时监测，并通过振动分析算法预测轴承失效的可能性，及时采取维护措施，提高轴承的可靠性和可用性。
航空发动机主轴轴承数据统计处理及寿命评估
寰３
由于数据来源复杂，且故障原因不详，逸对分 析结果可能产生较大的影响。
５寿命分布酶检验
在假定航发主轴轴教寿命分稚符合威布承分 奄的前提下，褥载了冀假定静理论努雍螽数Ｆ （１），为了验证统计得到的经验分布函数产（ｔ）与 ，（＃）是否一致，必须对分布类型进行检验。下面 鬻掰ｄ检验挂对其癸南进行稳验。
ｄ检验祛是将ｎ个试验数据按由小到太的次 序排列，掇据很设的分布，计算姆个数据对应的 Ｆ０（≈）。将萁与经验分布函数Ｒ｛≈）相睨较，其 中差值的最大绝对值即检验统计量见的观察 德。将玟与疆界值敬。比较，灌罡下列象｛牟，斑
ｌ数据来源疑故障分析
ｌ Ｉ数精采源及特点 可靠性数据一般可通过两个途径取得，一种
怒在试验室微太鼗试验；舅一种麓获产菇静使露 现场收集资料。此次分析所用的数据，主要来自 靛空发饕壤蜚理，一对菜型号发动桩遥２。年翦磐 理记录．热计２ ３００多个。通过分析，可看出其现 臻使用数据毒如下特点：
（１）信息来滁比较鬟杂。轴嫩在不附的现场 使用，环境条件不霉相鄹，操作人员不同，轴承发 生故障的时同、故障原因都可能记录不完整或记 最不准确。
ａｒｅ《ｍｎ ｓｕｂ－ｓｐｅｃｈｎｅｍ ａｎｄ ｎｏ ｆａｉｌｍｅ，ｉｎ ｔｈｉｓ ｃａｓｅ，ｉｔ ｉｓ ｄｉｆｆｉｃｕｌｔ ｔｏ ｅｓｔａｂｌｉｓｈ
ｂｗ ｉｎ如ｓｉｔｅ ｔｈｅ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｅｄ ｆｕｎｃｔｉｏｎ．Ｔｈｕｓ，ｔｈｅ
ａｒｎｏｔｍｔ ｄａｔａ ａｒｅ ｅｏｌｌｅｅｔｅｄ
ｔｏ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｔｈｅ ｌｌｆｅ ｄｉｓ—
（１）把所求得的观察点ｈ，户（ｔ．）］仝部进入 鲻舞。
（２）最选取产生失效样本的时间≠。激相应的 户（＃。）作为进入回归的观察点。
（３）弹鼙辑撂懿是（ｔ）搬糍麓辩，求照辑对毫 时间ｔ。的平均值ｔ．。把ｈ，Ｒ（ｔ。）］作为一个观察 点，再与其他夤（￡。）构成的观察点ｈ，Ｒ（￡。）！一起 避Ａ窝疆。
航空发动机主轴轴承失效模式分析
航空发动机主轴轴承失效模式分析摘要：经济的发展推动了航空业的发展，但与此同时，我国航空发动机出现的故障中，轴承失效导致的事故在不断增加。
但当前对轴承失效的分析工作，常常以某一套飞行事故发动机轴承的失效研究为主，而因其他原因造成的航空发动机滚动轴承的早期失效模式，受条件制约，未进行系统分类和深一步的研究。
航空发动机主轴轴承的主要损伤模式为剥落、微粒损伤、压延印痕、夹杂物损伤、打滑蹭伤、磨损、接触腐蚀、断裂和变色。
这些失效模式分类对于滚动轴承的设计、制造工作具有一定的指导意义，但分类后的失效模式缺乏相关失效案例和实验数据，实际现场中此类失效模式可能不太适用，因此采用多种实验手段对轴承失效模式分析就显得极为重要。
关键词：航空发动机；主轴轴承；失效模式引言航空发动机主轴钢质轴承的主要失效模式包括疲劳失效，磨损失效，过热，塑性变形以及蹭伤等。
航空发动机圆柱滚子轴承常规失效模式主要为滚子轻载打滑及保持架断裂等。
而某航空发动机主轴圆柱滚子轴承出现有异于常规失效模式的滚子端面严重磨损的非典型失效模式。
目前对航空发动机主轴圆柱滚子轴承失效机理分析一般都采用定性分析，很少从轴承动力学特性进行失效机理定量分析。
1圆柱滚子轴承非典型失效表征圆柱滚子轴承非典型失效表征主要体现在以下方面：某航空发动机主轴圆柱滚子轴承使用过程中出现的失效模式表现为滚子的端面与工作表面严重磨损，内圈的挡边与滚道表面和保持架的兜孔横梁存在严重的磨损变色。
经初步分析，滚子倒角在磨削加工中产生的动不平衡量较大以及内圈挡边轴向游隙超差导致滚子歪斜过大是引起该轴承失效的主要原因。
本文从圆柱滚子轴承动力学特性理论方面加以研究此失效机理。
2航空发动机主轴轴承失效模式分析明确各种失效模式间的转变，首先就要确定各种失效模式各自的具体表现形式，失效机理及描述轴承运转状态的参数。
(1)疲劳失效。
表现形式及失效机理：疲劳失效主要分为次表面初始疲劳和表面疲劳。
疲劳失效常表现为滚动体或滚道接触表面上由最初的不规则的剥落坑逐渐延伸，直至发展为大片剥落。
航空发动机热力性能分析与优化
航空发动机热力性能分析与优化随着航空业的发展，飞机乘客们对航班的舒适度和安全性的要求越来越高，这就对飞机的航行性能提出了更高的要求。
而航空发动机作为飞机的核心部件，其燃烧过程和热力性能对整个飞机的性能起着至关重要的作用。
因此，对航空发动机的热力性能进行深入的分析和优化，能够有效提高飞机的性能和安全性。
一、航空发动机热力性能分析的意义航空发动机的热力性能主要包括燃烧过程、压缩、膨胀和换热等方面。
其中，燃烧过程是最为关键的环节，它直接影响到发动机的动力输出和燃料效率。
通过对航空发动机燃烧过程和热力性能的深入分析，可以更好地了解其工作原理和热力特性，提高发动机的燃烧效率和动力输出。
此外，对航空发动机的热力性能进行分析和优化，还可以探究其可持续发展的途径，如增加燃料效率、减少污染排放等。
这不仅可以降低航空业的环保压力，也有助于航空公司降低成本，提高市场竞争力。
二、航空发动机热力性能分析的方法航空发动机的热力性能分析主要采用实验研究和数值模拟两种方法。
实验研究通常依靠试验台模拟航空发动机的工作条件，通过测量和分析参数来得出结论。
而数值模拟则是通过计算机模拟航空发动机的工作过程，来预测其热力性能和优化方案。
两种方法各有优缺点，需要根据研究需求和条件进行选择。
在实验研究方面，热力试验台是最为常用的实验手段之一。
通过搭建发动机工作的试验台，可以模拟发动机的工作条件和环境，进行参数测量和数据分析。
但是，这种方法受到试验环境的影响较大，设计和搭建试验台需要大量的投入。
而数值模拟在近年来得到了迅速的发展。
通过采用CFD（计算流体力学）等工具，精确仿真航空发动机的流动情况、燃烧过程和热力特性等，可以准确预测发动机工作状态的各项指标，并进行优化和改进。
此外，数值模拟方法不需实验台和实验人员，大大降低了成本和风险。
三、航空发动机热力性能优化的方向航空发动机热力性能的优化方向主要集中在提高燃烧效率、降低热损失和减少污染排放等方面。
某型航空活塞发动机曲轴热处理工艺及缺陷分析
表20 CrNiMoA曲轴技术参数Akv/J屈服强度/MPa＞825抗拉强度/MPa＞930伸长率/%＞12常温＞54-22.3℃＞41硬度/HB＞315
2.3.1 曲轴热处理技术要求
a.正火：加热温度880℃，保温270 min，出炉空冷；b.回火：加热温度640℃，保温600 min，出炉空冷。
2）热处理调质处理。曲轴锻造、正火后要进行热处理调织准备。曲轴调质后的金相组织应为均匀的回火索氏体+少量贝氏体组织，不允许出现大量的铁素体组织，否则将导致氮化层的脆性加大，降低曲轴的疲劳性能。
2 曲轴热处理工艺
2.1 曲轴工作条件
活塞式发动机一般由气缸、活塞、曲轴、连杆、气门机构和机匣组成，曲轴的组成，如图3所示。曲轴除了和连杆一起将活塞的直线运动转变为旋转运动，还将功率传递给螺旋桨，曲轴由轴头、轴尾和曲柄等组成，曲柄又由曲颈和曲臂组成，轴头前段与螺旋桨轴相连。
图3 曲轴的组成
2.2 材料选择
2.3 曲轴热处理
IO-360-L2A发动机使用多曲柄曲轴，由铬镍钼钢锻件制成，曲轴是发动机受力最大的部件之一，曲轴的曲颈和曲柄表面都经过渗氮处理，增加了表面的抗磨性，曲轴上螺旋桨安装凸缘表面未进行渗氮处理，表面仅镀一层防腐金属层，维护时应避免划伤，预防曲轴腐蚀和产生裂纹。曲柄是空心的，这不仅可以减轻曲轴的质量，还可为滑油提供通道，同时也是一个收集淤泥、积碳和其它杂质的空腔，滑油流动越多，清洁效果越好。
2.3.2 曲轴热处理工艺［7］
1）正火+高温回火。正火处理的目的是为了改善曲轴的基体组织，消除锻造过程造成的粗大组织及魏氏组织，细化晶粒，并消除锻造应力。回火后为防止回火脆性，应油淬，回火温度在600～640℃左右。最好是淬火出来先打一个淬火硬度，根据实际情况调整回火温度。
热分析边界条件的施加
热分析边界条件的施加稳态热分析可以直接在实体模型或单元模型上施加5种载荷（边界条件）。
1)恒定温度（TEMP）恒定温度作为自由度约束施加在温度已知的边界上。
命令：D。
GUI路径：Main menu→Solution→Define Loads→Apply→Thermal→Temperature。
2)热流率（HEAT）热流率作为节点集中载荷，主要用于线单元模型中，（通常，在线单元模型上不能施加对流或热流密度载荷）；如果输入的值为正，代表热流流入节点，即单元获取热量。
如果温度与热流率同时施加在一节点上则ANSYS将仅考虑温度。
命令：F。
GUI路径：Main menu→Solution→Define Loads→Apply→Thermal→Heat Flow。
3)对流（CONV）对流边界条件作为面载荷施加于实体的外表面，它仅可施加于实体单元和壳单元模型上，对于线模型，可以通过对流线单元LINK34施加对流载荷。
命令：SF。
GUI路径：Main menu→Solution→Define Loads→Apply→Thermal→Convection。
4)热流密度（HFLUX）热流密度也是一种面载荷。
如果通过单位面积的热流率已知，或能通过计算得到时，可以在模型相应的外表面施加热流密度载荷。
输入的值为正时，代表热流流入单元。
热流密度也仅适用于实体单元和壳单元。
热流密度与对流可以施加在同一外表面，但ANSYS仅读取最后施加的面载荷进行计算。
命令：SF。
GUI路径：Main menu→Solution→Define Loads→Apply→Thermal→Heat Flux。
5)热量生成速率热量生成速率可以作为体载荷施加于单元上，可以模拟化学反应生成热或电流生热。
它的单位是单位体积的热流率。
命令：BF，BFE。
GUI路径：Main menu→Solution→Define Loads→Apply→Thermal→Heat Generat。
航空发动机主轴承失效分析
航空发动机主轴承失效分析□孙汕民□李明#1.中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司沈阳1100432.海装沈阳局驻沈阳地区第二军事代表室沈阳1100431分析背景航空发动机是飞机的“心脏”，轴承作为航空发动机的支撑点，可以高效、平稳地实现支承作用，是航空发动机传动系统的“关节”。
轴承的质量决定了航空发动机的质量。
傅国如等［1*对后中介轴承失效原因进行分析，发现发动机的装配质量欠佳是导致轴承失效的根本原因。
陈宇等［2］通过对轴承失效过程进行分析,得出由于石墨环磨损，影响轴承正常滚动,最终导致轴承失效。
徐锐等［3］通过对轴承的特性、装配质量进行检查，发现轴承失效主要是由于发动机装配质量欠佳引起。
李锦花等⑷通过试验，分析得出轴承失效是轴承衬套呈现微动磨损现象引起的。
宋海荣等⑸通过研究表明，轴承失效与滚棒热处理时局部接触温度达900.以上有关。
王宇飞等［6］通过研究表明，轴承失效是由于在轴承安装、使用、润滑过程中存在不当操作。
王勇［7］以CMF56发动机为例，研究了轴承失效机理，以及避免轴承失效的措施。
李密等［8］分析了轴承失效现象，并进行载荷计算，确定了轴承失效原因。
黄梓友⑼通过研究表明，航空发动机转子不平衡是轴承失效的重要原因。
刘杰薇等［10］通过研究表明，滚动轴承早期故障信息会被淹没在噪声和振动信号中，造成故障信息误判。
笔者从冶金、设计、工艺三个方向对某型航空发动机主轴承失效故障进行分析。
2故障情况某型航空发动机在外场执行飞行任务后，对金属屑末信号器、润滑油过滤器滤芯外观进行检查，发现金属屑末信号器存在磁性金属屑&润滑油过滤器收稿日期:2020年7月第一作者简介:孙汕民（1980—），男，本科，高级工程师，主要从事航空发动机修理装配工作—58—装备机械2020No44滤芯存在磁性金属屑。
对磁性金属屑进行理化检查,发现金属屑主要成分为40CNiMo、CIMo,分析可能原因是主轴承保持架、主轴承压紧螺母、密封跑道、主轴承滚动体、主轴承内外圈等磨损或损坏。
某航空电机球轴承过热失效分析与改进研究
某航空电机球轴承过热失效分析与改进研究李世理;张文虎;李心庆;赵磊;邓波【期刊名称】《机电工程》【年(卷),期】2024(41)5【摘要】某航空电机在运转实验过程中出现异常噪音,拆解后发现电机轴系两端支撑球轴承已发生过热失效,出现润滑脂碳化、保持架断裂和内外套圈磨损等现象。
为了解决某航空电机球轴承出现过热失效的问题,对电机轴系两端轴承进行了失效分析,并提出了改进方案。
首先,根据经验对电机轴系两端球轴承进行了故障分析,并提出了多个结构改进方案;然后,采用COBRA AHS软件建立了热-应力耦合的航空电机轴承-转子仿真分析模型,分别对不同的改进方案进行了接触应力和温度场分析;最后,对比了不同条件下的仿真分析结果,得到了轴承过热失效机理,并提出了相应改进方案,结合实验对改进方案进行了验证。
研究结果表明:转轴受热变形是导致该航空电机球轴承过热失效的主要原因,转轴受热变形后挤压两端轴承,使得滚动体与滚道之间最大接触应力可达2512.0 MPa;过载条件下,加剧了轴承摩擦生热,导致温度急剧上升,最高可达219.2℃,润滑脂因高温碳化失效,不良的润滑条件使轴承早期失效;将电机两端支撑轴承由深沟球轴承更换为角接触球轴承后,两端轴承最高温度为96.6℃,最大接触应力为1866.1 MPa,即降低了轴承工作温度,提高了轴承轴向承载能力,电机运转寿命超过1200 h。
【总页数】14页(P747-760)【作者】李世理;张文虎;李心庆;赵磊;邓波【作者单位】河南科技大学机电工程学院;新乡航空工业集团【正文语种】中文【中图分类】TH133.3;V242.4【相关文献】1.汽车交流发电机球轴承失效分析2.航空发动机主轴球轴承失效分析3.某航空电机脂润滑轴承失效分析与改进措施4.航空油冷发电机过热保护设计的研究及分析5.航空高速电机用深沟球轴承失效分析因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
航空发动机主轴轴承的结构分析及参数选取
Ｓｒ ｃｕ ｅＡ ａｙ ｉ ａ ｄ Ｐ ｒ ｍｅｅ ｅ ｃｉｎ ｆｒＭａｎ Ｓ ａｔ ｅ ｒ ｇ ｆ ｒ ｎ ｉｅ ｔｕ ｔ ｒ ｎ ｌｓ ｎ ａ ａ ｔｒＳ ｌ ｔ ｏ ｉ ｈ ｆ ａ ｉ ｓｏ ｏＥ ｇｎ ｓ ｅ ｏ Ｂ ｎ Ａｅ
Ｊ ｕ—ｊ ， Ａ Ｍ ｉ ｉ ０ Ｙ ｉ Ｍ ｅ—ｌ ｇ ｅ ｎ
并能减少噪声 、 振动 ， 从而提高了轴承寿命。
１４ 轴承套圈带安装边及设置油孔 、 ． 油沟 优点主要有 ： 使部件结构简单 、 紧凑 ， 减轻重
量； 装拆方便 ； 运转 中轴承外圈相对壳体不发生滑 动 回转 ； 避免 由于过盈安装而 引起 的轴 承游 隙和 精度的改变 。轴承套圈上油孔 、 油沟的设置 ， 起到
航空发动机主轴轴承（ 以下简称航发主轴承） 是航空发动机 的关键件之一 ， 在高速、 高温及受力
擦发热量大 ； 随着转速 的提高 ， 离心力加 大， 圈 外 无载荷一侧很容易产生附加接触点 ， 高速性 能不
好。 １ ｉ２ 三 点接 触 型 ．．
复杂的条件下运转 ， 其性能和可靠性直接影响发
维普资讯
ＩＳ １０ Ｓ Ｎ ０ ０－ ３６ ７２ 轴承 ２０６年 ３３ ０ ６ Ｎｏ期 ０ Ｃ ４ Ｎ １—１ ４ ／ Ｈ Ｂ ａｉ ｇ ２ ０ ， ． １８ Ｔ ｅｒ ｎ
— — — —
１ —３
．产 品设 计 与应 用 ｜
航 空发动机主轴轴承的结构分析及参数选取
《 轴承）ｏ６№． ｚｏ ． ３
１３ 成对双联有预载荷角接触球轴承 ．
能提高轴承部件刚性 ， 提高轴承的运转精度，
２ １２ 设计接 触 角 的选取 ．．
球轴承的接触角决定了轴承可承受轴向载荷 的能力 ， 而外加轴向载荷和惯性载荷对其接触角 也有显著的影响。惯性载荷总是使轴承外圈接触 角减小 ， 内圈接触角增大 ， 随着速度的提高 ， 外 内、 圈接触角之差增大 ， 旋滚 比也随着增大 ； 而轴向载 荷 总是导致 内、 外圈接触角同时增大 ， 但随着轴 向 载荷 的继续增大 ， 外 圈接触角之差减小 ， 内、 这些 对轴承的工作均有利 。所 以 ， 高速轻载球轴 承务 必施加一定的轴 向载荷 ， 以防止轴承运转中出现
轴承腔热分析通用软件的开发与应用
Ｄｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｍｅ ｎｔ ａ ｎ ｄ Ａｐｐ ｌ ｉ ｃ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ Ｇｅ ｎ ｅ ｒ ａ ｌ Ｓｏ ｆ ｔ ｗａ ｒ ｅ ｏ ｆ Ｂｅ ａ ｒ ｉ ｎｇ Ｃｈａ ｍｂｅ ｒ Ｔｈｅ ｒ ｍａ ｌ Ａｎａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ
Ｇ Ａ Ｏ Ｗｅ ｎ — ｊ ｕ ｎ ， Ｌ Ｉ Ｕ Ｚ ｈ ｅ ｎ — ｘ ｉ ａ ， Ｌ Ｖ Ｙ ａ — ｇ ｕ ｏ
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航空发动机轴承失效分析
图 ," 内圈沟道次表层金相组织 （ ( ### ) ）
图 $" 钢球 " 面表层的金相组织 （ &## ) ）
内圈沟道严重过热层呈月牙形分布， 其组织 为网状 ! 铁素体 * 屈氏体 * 珠光体； 沟道凹坑周 围为 ! 铁素体及氧化物带， 沿变形方向分布； 次表 层为二次淬火马氏体 * 残余奥氏体 * 珠光体 * 网 状 ! 铁素体； 其他为粒状碳化物 * 珠光体 * 屈氏 体， 分别见图 + % 图 , 。 外圈表面为粒状碳化物 * 屈氏体， 基体为局 部 粒状碳化物 * 隐晶马氏体 （ 图- ） 。 沟道局部有 万方数据
图 +" 内圈沟道的金相组织 （ ( ### ) ）
图 !" " 面附近的高温氧化物带 （ &## ) ）
腐蚀后观察显微组织， " 面表层为珠光体 * 沿 变形方向呈纤维状分布的网状 ! 铁素体 （ 图 $） ； 次表层为针状二次淬火马氏体 * 残余奥氏体； 里 层为粒状碳化物 * 球状珠光体。 " 面端头呈涡旋 状， 折叠部位表层为网状铁素体 * 沿变形方向分 布的珠光体。
轴承内部摩擦产生的巨大热量在金属粒子间 迅速大量 传 递， 主 机 的 橡 胶 密 封 圈 开 始 硬 化、 碎 裂、 碳化， 并在后续的旋转过程中逐渐被碾成粉 末。此时， 虽然保持架和钢球公转速度下降， 但仍 在以一定的速度旋转， 橡胶圈的粉末也被泵吸到 轴承靠磁性密封圈一端， 并在离心力作用下逐步 进入狭小的轴承引导间隙之间。于是， 附着物的 刹车作用更加突出， 保持架和钢球公转速度进一 步下降， 逐渐趋近于零。由于石墨粉末和橡胶圈 碳化粉末混合物比较细微、 柔软， 且有少量润滑油 搅拌在一起， 不会对套圈和保持架引导面造成划 伤， 这就反映出故障轴承保持架外径镀银层完好， 外圈内径正常， 无硬物划伤的特征。 保持架和钢球公转速度趋近于零， 意味着轴 承系统旋滚比无限增大， 钢球的运动已由滚动为 主， 变为以滑动为主。滑动摩擦产生的巨大热量 将大部分吸入轴承内部的润滑油油雾瞬间气化， 这就是轴承靠油雾进口一端只有少量高温润滑油 着色的原因。 在几乎无油状态下， 滑动工作的轴承温度猛 增， 附着在保持架表面及引导间隙间的石墨粉末 和橡胶圈碳化粉末的混合物迅速干涸， 保持架和 钢球已完全停止公转。此时， 钢球温度增高到退 火温度以上， 钢球变软， 在径向载荷的作用下， 嵌 入内圈沟道被迫做速度为 ’ !!! ( ) &*+ 的相对滑 动， 很快形成了分解后所见到的磨光部位的形状， 万方数据
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航空发动机主轴承热分析边界条件处理方法
苏
壮，李国权
（中航工业沈阳发动机设计研究所航空发动机动力传输航空科技重点实验室，沈阳110015）
航空发动机
Aeroengine
摘要：为了提高航空发动机主推力球轴承热分析的计算精度，对轴承的摩擦发热和对流换热边界条件进行了分类及研究。
应用ANSYS 有限元分析软件，采用将摩擦热按体积生热率处理和将摩擦热按热流密度处理的2种不同方式，对边界条件进行了加载，分别对试验器状态的发动机主轴承进行了热分析计算，并与试验测量结果进行了对比。
计算结果表明：采用表面效应单元加载热流密度的方式得到的轴承温度分布更理想，内部热点温度更集中，热点温度比按体积生热率加载的高。
2种边界条件处理方法均已应用到航空发动机润滑系统热分析中，提高了航空发动机润滑系统热分析的准确性。
关键词：主轴承；热分析；边界条件；摩擦发热；对流换热；航空发动机中图分类号：V233.4
文献标识码：A
doi ：10.13477/ki.aeroengine.2015.03.014
Boundary Condition Processing Method of Aeroengine Main Bearing Thermoanalysis
SU Zhuang ,LI Guo-quan
(Key Laboratory of Power Transmission Technology for Aeroengine ,AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute ,Shenyang
110015,China )
Abstract:In order to improve the thermoanalysis calculation accuracy of the aeroengine main thrust ball bearing,the friction heat and convection heat transfer boundary condition of the aeroengine main bearing were classified and researched.By using ANSYS,two different methods were applied in managing the frictional heat with volumetric heat generation rate and with the heat flux ,those two boundary
conditions were loaded onto the main bearing.The results of calculation indicate that the bearing tem-perature distribution which obtained by loading heat flux on the surface effect element is better,the internal hot spots of temperature is more concentrate,and the temperature of
internal hot spots is higher than that with loading heat generation on volume.Two methods were applied in the thermoanalysis of the aeroengine lubrication system,and the thermoanalysis accuracy of the aeroengine lubrication system was increased.
Key words:main bearing ;thermoanalysis ;boundary condition ;frictional heat ;convection heat transfer ;aeroengine
收稿日期：2014-04-06基金项目：航空动力基础研究项目资助
作者简介：苏壮（1975），男，高级工程师，主要从事航空发动机润滑系统设计工作；E-mail ：happysm427@ 。
引用格式：
第41卷第3期Vol.41No.3Jun.2015
0引言
滑油系统是航空发动机的重要组成部分[1]，而热分析是航空发动机滑油系统设计的基础[2]。
通过滑油系统热分析计算，可以初步确定发动机滑油系统在整个飞行包线内滑油的温度水平、主轴承的工作温度及轴承腔温度场，并最终确定系统循环量、系统冷却方案及轴承腔的冷却隔热措施[3]。
对航空发动机主轴承的热分析是滑油系统热分析中的重要环节，轴承腔内由轴承旋转产生的摩擦热以及密封装置的摩擦热是主要的生热热源[4]，
航空发动机主轴承是滑油系统进行冷却和润滑的关键部件，由于主轴承自身的发热量较高，其
换热边界条件的准确确定和加载决定了主轴承热分析的精度。
准确计算主轴承的工作温度对提高滑油系统热分析精度具有重要的理论意义和工程价值。
本文对航空发动机主轴承的边界条件进行了分类及研究。
1航空发动机主轴承热分析概述
航空发动机主轴承热分析主要包括以下几个方面：
（1）轴承内部生热的计算。
轴承内部的生热主要由摩擦热引起，需要计算由摩擦力矩引起的摩擦热的大小。