技术领域
[0001] 本
发明涉及航空发动机结构动
力学设计领域，具体是一种航空发动机中介轴承的减载方法。
背景技术
[0002] 中介轴承是双
转子航空发动机中关键的承力和传动部件。其外环安装在高压
涡轮转子上，内环安装在低压涡轮转子上；或者相反，外环安装在低压涡轮转子上，内环安装在高压涡轮转子上。因此，中介轴承内外环同时旋转。中介轴承工作于高温、交变
载荷、不易润滑的环境中，容易发生故障，一旦发生故障将严重威胁发动机的安全运行，而降低中介轴承的动载荷是减小故障发生率的有效途径。
[0003] 对于图1中的中介轴承内环上微损伤点P，它每
接触一个滚子，受到一次冲击，与Z个滚子的冲击
频率为fP。图2是
滚动体对内环的冲击力示意图。
[0004] 以内环安装在低压转子上，外环安装在高压转子上，两转子同向旋转方案为例，对于Z个滚动体的中介轴承，滚动体同内环上的点P、外环上点Q接触的频率分别为：
[0005]
[0006]
[0007] 式中：
[0008] ΩH、ΩL 高压转子、低压转子的旋转
角速度。
[0009] d 滚动体直径；
[0010] Dm 轴承节径；
[0011] α 接触角，指接触面中心与滚动体中心连线和轴承径向平面之间的夹角。
[0012] 从上式可以看出：对于单转子系统，由于外环转速ΩH＝0，且 一般不为整数，故轴承内环特征频率fP、外环特征频率fQ不可能和转子整倍频周期激振力的频率相等。但对于具有中介轴承的双
转子发动机，按照发动机性能要求，高压转速ΩH和低压转速ΩL在较大范围内变化，完全有可能使中介轴承内环特征频率或外环特征频率与转子激振力频率相等或相近。
[0013] 在双转子发动机工作过程中，作用在高压转子的周期激振力或低压转子的周期激振力是中介轴承所承受动载荷的主要来源。当轴承
滚道上某一微损伤点P与轴承滚动体接触时，同时也受到旋转激振力的冲击作用，P点的动载荷即为滚动体冲击力与旋转激振力的
叠加。
[0014] 图3是作用在转子上的激振力Finter在滚道上形成的动载荷。滚子Ⅳ、滚子Ⅲ和滚子Ⅱ依次滚过内环上点P时，P点受到的载荷变化如图所示。其中，图3(a)是激振力频率和内环特征频率不相等条件下的动载荷，图3(b)是激振力频率和内环特征频率相等条件下的动载荷。图中τF是旋转激振力的周期，τP是滚子对内环冲击力的周期。
[0015] 可以看出，滚道承受的载荷由两部分组成：滚动体冲击力与旋转激振力。旋转激振力频率和内环特征频率不相等时，P点受到的冲击力不会总为滚动体冲击力与旋转激振力力幅之和；但当旋转激振力与滚动体冲击力同频同相时，点P受到的冲击力为滚动体冲击力与旋转激振力力幅之和，且持续作用于P点。这种现象称之为同步冲击。在同步冲击作用下，中介轴承受到的动载荷增大，易于造成滚道的局部损伤，降低中介轴承的寿命。
[0016] 上述以内环为例，说明了同步冲击现象。当旋转激振力频率和外环特征频率相等时，也能得到类似的结果，外环上点Q将会受到同步冲击。
[0017] 对于双转子发动机，
风扇
叶片将产生周期性的气体激振力，其频率是
风扇叶片数目整倍数与低压转速ΩL的乘积。发动机高/低压转子转速比按照发动机性能控制率变化，在一定范围内会使中介轴承内环或外环特征倍频等于或者接近风扇叶片数目，风扇叶片就会产生频率与中介轴承内环或外环特征频率相等的旋转激振力，该力与滚动体的冲击力叠加，就会造成对中介轴承的同步冲击。
[0018] 为了便于减载设计，将中介轴承内环的特征频率和外环的特征频率改写成低压转速倍数的形式，即内、外环特征倍频数。式(1)和式(2)变为：
[0019]
[0020]
[0021] 式(3)和(4)中，包含高/低压转子转速比 高低压转速比变化时，内环特征倍频数XP和外环特征倍频数XQ随之变化。
[0022] 以往设计中，一般不考虑转子激振力对中介轴承所承受动载荷的影响。但对于双转子发动机，若风扇叶片数目等于或者接近中介轴承内环或外环特征倍频时，风扇叶片就会产生频率与中介轴承内环或外环特征频率相等的旋转激振力。此时，轴承滚道承受的冲击力为滚动体冲击力与旋转激振力的力幅之和。作用在微损伤点上的冲击力增大，且持续受到冲击力的作用，使得损伤加剧，由此降低中介轴承的寿命。针对这一问题，本发明提出一种航空发动机中介轴承减载设计的方法。
[0023] 在《航空动力学报》ISSN:1000-8055，2013年第28卷第12期刊登的《航空发动机中介轴承的故障特征与诊断方法》一文，建立了诊断航空发动机中介轴承故障的方法。建立了诊断航空发动机中介轴承故障的方法。利用发动机高、低压转差作为触发
信号，对发动机振动信号进行等转差周期采集，并在转差域对振动信号进行
频谱和包络谱分析。利用中介轴承故障响应在转差域的“恒间距”特征和“恒频”特征，辨识中介轴承局部故障。但其不涉及如何减小中介轴承动载荷的设计方法。
[0024] 中国发明
专利CN200910109202.9，一种
滚动轴承寿命试验方法，发明了一种滚动轴承老化试验的方法，在等效
应力水平下，实施滚动轴承寿命及可靠性的强化试验和快速评价。但未给出试验轴承部件应力的特征及减载设计方法。
[0025] 中国发明专利CN201410146849.X，一种航空发动机转子结构动力学的设计方法，通过优化转子和支承的参数，使得转子系统的热模态避开支承绝对刚性时转子的模态，使转子系统在热模态下满足振动标准的要求。其核心是保证转子在发动机整个工作转速范围内，均可平稳工作。但优化设计对象为转子系统，不涉及中介轴承。
[0026] 俄罗斯专利RU2110781(C1)“METHOD OF FORECASTING OF MECHANICAL CONDITION OF INTERSHAFT ANTIFRICTION BEARING IN TWIN-SHAFT TURBOMACHINE”介绍了一种在双转子发动机中介轴承上安装
传感器，并根据振动信号来判断中介轴承状态的方法。但其不涉及如何减小中介轴承动载荷的设计方法。
[0027] 美国专利20120070278“GAS TURBINE ENGINE BEARING ARRANGEMENT”，介绍了一种使用中介轴承的反向旋转转子结构，一个转子系统具有转子和静子结构，另一个转子系统只有转动部分。力图通过结构设计控制中介轴承的
保持架转速，降低中介轴承的载荷，增加轴承的使用寿命。其只能针对两转子反向旋转转子结构，不能适用于同向旋转的情况。
发明内容
[0028] 为克服
现有技术中航空发动机中介轴承在运转过程中存在同步冲击的问题，以降低中介轴承故障率，本发明提出了一种航空发动机中介轴承的减载设计方法。
[0029] 本发明的具体过程是：
[0030] 步骤一、确定双转子发动机中高压转子和低压转子的转速比。
[0031] 步骤二、确定中介轴承内环特征频率和外环特征频率。
[0032] 步骤三、确定中介轴承的特征倍频。
[0033] 步骤四、绘制同步冲击校核图。
[0034] 所述同步冲击校核图是将风扇叶片数目与中介轴承的内环特征倍频和外环特征倍频之间的关系通过图的方式表现出来，为校核同步冲击提供依据，该图称为同步冲击校核图。
[0035] 在所述同步冲击校核图中，当中介轴承滚动体对内环滚道的冲击力频率与风扇叶片激振力频率相近时，二者叠加作用于内环滚道；当中介轴承滚动体对外环滚道的冲击力频率与风扇叶片激振力频率相近时，二者叠加作用于外环滚道。
[0036] 绘制所述同步冲击校核图的具体过程是：
[0037] Ⅰ将内环特征倍频随转速变化的规律Xinner,i绘制在同步冲击校核图上，得到同步冲击校核图中的内环特征倍频Xinner,i曲线。
[0038] Ⅱ绘制内环特征倍频数Xinner+2％·Xinner和Xinner-2％·Xinner的边界线，分别得到同步冲击校核图中的Xinner+2％·Xinner边界线和Xinner-2％·Xinner边界线。
[0039] Ⅲ将外环特征倍频随转速变化的规律Xouter绘制在同步冲击校核图上，得到同步冲击校核图中的外环特征倍频Xouter曲线。
[0040] Ⅳ绘制外环特征倍频数Xouter+2％·Xouter和Xouter-2％·Xouter的边界线，分别得到同步冲击校核图中的Xouter+2％·Xouter边界线和Xouter-2％·Xouter边界线。
[0041] Ⅴ将各级风扇叶片数目及该各级风扇叶片数的2倍数Fbk,j依次标在同步冲击校核图上，得到一组表现各级风扇叶片数目的直线。
[0042] 步骤五、校核中介轴承所受动载荷状态，避免发生同步冲击。
[0043] 根据同步冲击校核图，如果表现各级风扇叶片数目的直线中的任何一条直线处于Xinner+2％·Xinner边界线与Xinner-2％·Xinner边界线之间；或者表现各级风扇叶片数目的直线中的任何一条直线处于Xouter+2％·Xouter边界线与Xouter-2％·Xouter边界线之间，则表明中介轴承内环特征频率或者外环特征频率与风扇叶片激振力频率相近，此时中介轴承可能发生同步冲击现象。
[0044] 当发生同步冲击时，中介轴承内环滚道受到的载荷或外环滚道受到的载荷均为滚动体冲击力与风扇叶片激振力力幅之和。此时中介轴承处于恶劣的载荷状态下，禁止在此状态下长期工作。
[0045] 如果有所述表现各级风扇叶片数目的直线处于由Xinner+2％·Xinner边界线和Xinner-2％·Xinner边界线构成的危险区域内，并超过横坐标所示发动机工作转速范围的10％时；或者所述表现各级风扇叶片数目的直线中的任何一条直线处于由Xouter+2％·Xouter边界线与Xouter-2％·Xouter边界线构成的危险区域内，并超过发动机工作转速范围的10％时，则必须调整设计参数，降低中介轴承所承受的动载荷。
[0046] 步骤六、降低中介轴承所承受的动载荷。所述降低中介轴承所承受动载荷是通过调高或者调低高/低压转子转速比，以降低中介轴承内环滚道和外环承受的动载荷。
[0047] 在降低中介轴承内环滚道承受的动载荷时：
[0048] 在绘制的同步冲击校核图中，由Xinner+2％·Xinner边界线和Xinner曲线构成区域为D1，由Xinner-2％·Xinner边界线4和Xinner曲线构成区域为D2。
[0049] 当所述表现各级风扇叶片数目的直线处于D1内在X坐标上的长度大于处于D2内在X坐标上的长度时，需调低高/低压转子转速比。具体是，将原高/低压转子转速比以0.1％的步长逐步调低，直至所述表现各级风扇叶片数目的直线位于所述危险区域之外，并使非危险区域大于横坐标所示发动机工作转速范围的90％。
[0050] 当所述表现各级风扇叶片数目的直线处于D1内在X坐标上的长度小于处于D2内在X坐标上的长度时，需调高高/低压转子转速比。具体是，将原高/低压转子转速比以0.1％的步长逐步调高，直至所述表现各级风扇叶片数目的直线位于所述危险区域之外，并使非危险区域大于横坐标所示发动机工作转速范围的90％。
[0051] 在降低中介轴承外环滚道承受的动载荷时：
[0052] 在绘制的同步冲击校核图中，由Xouter+2％·Xouter边界线和Xouter曲线构成区域为D3，由Xouter-2％·Xouter边界线和Xouter曲线构成区域为D4。
[0053] 当所述表现各级风扇叶片数目的直线处于D3内在X坐标上的长度大于处于D4内在X坐标上的长度时，需调低高/低压转子转速比。具体是，将原高/低压转子转速比以0.1％的步长逐步调低，直至所述表现各级风扇叶片数目的直线位于所述危险区域之外，并使非危险区域大于横坐标所示发动机工作转速范围的90％。
[0054] 当所述表现各级风扇叶片数目的直线处于D3内在X坐标上的长度小于处于D4内在X坐标上的长度时，需调高高/低压转子转速比。具体是，将原高/低压转子转速比以0.1％的步长逐步调高，直至所述表现各级风扇叶片数目的直线位于所述危险区域之外，并使非危险区域大于横坐标所示发动机工作转速范围的90％。
[0055] 至此，完成了对发动机高/低压转子转速比的调整，避免了中介轴承出现同步冲击。
[0056] 本发明提出了使中介轴承免受同步冲击的原则，即：中介轴承内环特征倍频、外环特征倍频同风扇叶片数目及其整倍数接近至2％的范围内的情况为危险区域，禁止发动机在此区域长期工作。
[0057] 本发明提出了避免中介轴承受到同步冲击的设计方法。图4是本发明提出的设计方法的
流程图。首先在航空发动机从慢车转速-最大转速的工作范围内选取N个转速点，确定每个转速下中介轴承内环的特征倍频和外环的特征倍频；然后标出风扇的叶片数目；校核风扇叶片数目及其整倍数是否与内环的特征倍频和外环特征倍频相距在2％之内。若满足这一条件的转速区间超过发动机工作转速范围的10％，则调整叶片数目或高/低压转子转速比，保证在90％以上的发动机工作转速范围内，风扇叶片数目及其整倍数与中介轴承内环和外环特征倍频相差在2％以上。
[0058] 本发明还提出了一种校核风扇叶片数目及其整倍数与中介轴承内环特征倍频和外环特征倍频是否接近的图示方法，该图称为同步冲击校核图。图中横坐标为
发动机转速工况，坐标范围至少包含从慢车到最大状态，单位为绝对转速(r/min)或百分比转速(％)。纵坐标单位为倍频(X)。在图上标出风扇叶片数目，再绘出轴承内环和外环特征倍频随转速的变化曲线。调整高/低压转子转速比，保证在90％以上的发动机工作转速范围内，上述叶片数目与中介轴承内环特征倍频和外环特征倍频相差在2％以上。
[0059] 按上述设计步骤，可使中介轴承免受同步冲击，可有效降低轴承滚道上的动载荷，提高中介轴承的疲劳寿命。
[0060] 本发明的有益效果在于：
[0061] 对于外环固定的轴承，不可能出现激振力频率和轴承特征频率相等的情况。但对于双转子发动机的中介轴承，如果设计不当，则可能发生同步冲击现象，使轴承滚道承受的动载荷急剧增大，为轴承可靠性带来挑战。本发明提出避免同步冲击的原则为中介轴承减载设计指明了方向。
[0062] 按减载设计步骤可使中介轴承免受同步冲击，避免滚动体冲击力与旋转激振力同相叠加作用于滚道上的同一点，能够有效地降低内环滚道和外环滚道上的动载荷，继而提高中介轴承的疲劳寿命。对比图3(a)和图3(b)的理论分析结果，可以清晰地看出动载荷的降低。
[0063] 本发明提出的同步冲击校核图是有效的减载设计工具，对于本领域的设计工程师而言，绘制简便、表述物理意义明晰，有助于提高中介轴承减载设计的效率。
附图说明
[0064] 图1是中介轴承动力学模型示意图。
[0065] 图2是中介轴承滚动体对滚道的冲击力示意图。
[0066] 图3是旋转激振力与滚动体冲击力的叠加关系图，其中，3a是激振力频率和内环特征频率不相等条件下的动载荷，3b是激振力频率和内环特征频率相等条件下的动载荷。
[0067] 图4是本发明的流程图。
[0068] 图5是中介轴承减载设计过程示意图。
[0069] 图6是同步冲击校核图。
[0070] 图7是现有技术设计的同步冲击校核图。
[0071] 图8是本发明减载设计的同步冲击校核图。
[0072] 图中：1.表现各级风扇叶片数目的直线；2.Xinner+2％·Xinner边界线；3.内环特征倍频Xinner曲线；4.Xinner-2％·Xinner边界线；5.危险区域；6.Xouter+2％·Xouter边界线；7.外环特征倍频Xouter曲线；8.Xouter-2％·Xouter边界线。
具体实施方式
[0073] 本
实施例是一种航空发动机中介轴承减载设计的方法，具体过程是：
[0074] 步骤一、确定双转子发动机中高压转子和低压转子的转速比。
[0075] 按照转速等间隔原则，在航空发动机从慢车转速至最大转速的工作转速范围内选取N个转速工况点。根据发动机高压转子设计转速和低压转子设计转速，计算每一转速工况下的高/低压转子转速比γi＝ΩH,i/ΩL,i＝n2,i/n1,i,i＝(1,2…N)。其中，ΩH是高压转子的旋转角速度，ΩL是低压转子的旋转角速度。n2是高压转子设计转速，量纲为转/分；n1是低压转子设计转速，量纲为转/分。
[0076] 若以常见的外环安装在高压涡轮转子上、内环安装在低压涡轮转子结构为例，则得到的高/低压转子转速比γi即为中介轴承的外环/内环转速比。计算得到的高/低压转子转速比γi是中介轴承减载设计中重要的设计参数之一。
[0077] 步骤二、确定中介轴承内环特征频率和外环特征频率。
[0078] 确定中介轴承内环特征频率：
[0079] 通过公式(5)确定每一个转速工况下，中介轴承内环特征频率finner,i,i＝(1,2…N)
[0080]
[0081] 确定中介轴承外环特征频率：
[0082] 通过公式(6)确定每一个转速工况下，中介轴承外环特征频率fouter,i,i＝(1,2…N)
[0083]
[0084] 公式(5)和(6)中，d是中介轴承内滚动体的直径，Dm是轴承节径，α是接触角，z是滚动体个数。所述各参数均由轴承设计要求得到。
[0085] 高压转子和低压转子同向旋转时，取减号“-”，反向旋转时，取加号“+”。
[0086] 步骤三、确定中介轴承的特征倍频。
[0087] 所述确定中介轴承的特征倍频包括确定该中介轴承内环的特征倍频和该中介轴承外环的特征倍频。
[0088] 通过公式(7)，将内环特征频率finner,i换算成低压转子转速的倍频：
[0089]
[0090] 得到中介轴承内环的特征倍频Xinner,i。
[0091] 通过公式(8)，将外环特征频率fouter,i换算成低压转子转速的倍频：
[0092]
[0093] 得到中介轴承外环的特征倍频Xouter,i。
[0094] 步骤四、绘制同步冲击校核图。
[0095] 所述同步冲击校核图是将风扇叶片数目与中介轴承的内环特征倍频和外环特征倍频之间的关系通过图的方式表现出来，为校核同步冲击提供依据，该图称为同步冲击校核图。
[0096] 在所述同步冲击校核图中，当中介轴承滚动体对内环滚道的冲击力频率与风扇叶片激振力频率相近时，二者叠加作用于内环滚道，力幅为两力力幅之和；当中介轴承滚动体对外环滚道的冲击力频率与风扇叶片激振力频率相近时，二者叠加作用于外环滚道，力幅为两力力幅之和。
[0097] 绘制同步冲击校核图图6的具体过程是：
[0098] Ⅰ将内环特征倍频随转速变化的规律Xinner,i绘制在同步冲击校核图上，Z得到同步冲击校核图中的内环特征倍频Xinner,i曲线3。
[0099] Ⅱ绘制内环特征倍频数Xinner+2％·Xinner和Xinner-2％·Xinner的边界线，分别得到同步冲击校核图中的Xinner+2％·Xinner边界线2和Xinner-2％·Xinner边界线4。
[0100] Ⅲ将外环特征倍频随转速变化的规律Xouter绘制在同步冲击校核图上，得到同步冲击校核图中的外环特征倍频Xouter曲线7。
[0101] Ⅳ绘制外环特征倍频数Xouter+2％·Xouter和Xouter-2％·Xouter的边界线，分别得到同步冲击校核图中的Xouter+2％·Xouter边界线6和Xouter-2％·Xouter边界线8。
[0102] Ⅴ将各级风扇叶片数目及该各级风扇叶片数的2倍数Fbk,j依次标在同步冲击校核图上，得到一组表现各级风扇叶片数目的直线。
[0103] 本实施例中，所述各级风扇叶片包括1～3级。其中，第1级风扇叶片有37个，第2级风扇叶片有45个，第3级风扇叶片有43个。则在同步冲击校核图上，依次标出第1级风扇的F1,1＝37×，F1,2＝74×；第2级风扇的F2,1＝45×，F2,2＝90×；第3级风扇的F3,1＝43×，F3,2＝86×。
[0104] 步骤五、校核中介轴承所受动载荷状态，避免发生同步冲击。
[0105] 在同步冲击校核图中，如果表现各级风扇叶片数目的直线1中的任何一条直线处于Xinner+2％·Xinner边界线2与Xinner-2％·Xinner边界线4之间；或者表现各级风扇叶片数目的直线1中的任何一条直线处于Xouter+2％·Xouter边界线6与Xouter-2％·Xouter边界线8之间，则表明中介轴承内环特征频率或者外环特征频率与风扇叶片激振力频率相近，此时中介轴承可能发生同步冲击现象。
[0106] 当发生同步冲击时，中介轴承内环滚道受到的载荷或外环滚道受到的载荷均为滚动体冲击力与风扇叶片激振力力幅之和，此时中介轴承处于恶劣的载荷状态下，禁止在此状态下长期工作。
[0107] 如果有所述表现各级风扇叶片数目的直线1处于由Xinner+2％·Xinner边界线2和Xinner-2％·Xinner边界线4构成的危险区域5内，并超过横坐标所示发动机工作转速范围的10％时；或者所述表现各级风扇叶片数目的直线1中的任何一条直线处于由Xouter+2％·Xouter边界线6与Xouter-2％·Xouter边界线8构成的危险区域5内，并超过发动机工作转速范围的10％时，则必须调整设计参数，降低中介轴承所承受的动载荷。
[0108] 步骤六、降低中介轴承所承受动载荷的优化设计。
[0109] 基于现有的设计方法，中介轴承存在发生同步冲击的可能性。例如，图6现有设计的同步冲击校核图中，表现第2级风扇叶片数目的直线1处于Xinner+2％·Xinner曲线2和Xinner-2％·Xinner曲线4之间内的转速区间已经超过了发动机工作转速范围的10％。
[0110] 此时，通过调整高/低压转子转速比，改变风扇叶片激振力频率和滚动体冲击力频率的相互关系，避免同步冲击，降低中介轴承滚道承受的动载荷。
[0111] 所述调整高/低压转子转速比是通过调整发动机转速控制率，调高或者调低高/低压转子转速比，以降低中介轴承内环滚道和外环承受的动载荷。所述的发动机转速控制率是在发动机设计中所确定的。
[0112] 在降低中介轴承内环滚道承受的动载荷时：
[0113] 在绘制的同步冲击校核图中，由Xinner+2％·Xinner边界线2和Xinner曲线3构成区域为D1，由Xinner-2％·Xinner边界线4和Xinner曲线3构成区域为D2。
[0114] 当所述表现各级风扇叶片数目的直线1处于D1内在X坐标上的长度大于处于D2内在X坐标上的长度时，需调低高/低压转子转速比。具体是，将原高/低压转子转速比以0.1％的步长逐步调低，直至所述表现各级风扇叶片数目的直线1位于所述危险区域5之外，并使非危险区域大于横坐标所示发动机工作转速范围的90％。
[0115] 当所述表现各级风扇叶片数目的直线1处于D1内在X坐标上的长度小于处于D2内在X坐标上的长度时，需调高高/低压转子转速比。具体是，将原高/低压转子转速比以0.1％的步长逐步调高，直至所述表现各级风扇叶片数目的直线1位于所述危险区域5之外，并使非危险区域大于横坐标所示发动机工作转速范围的90％。
[0116] 在降低中介轴承外环滚道承受的动载荷时：
[0117] 在绘制的同步冲击校核图中，由Xouter+2％·Xouter边界线6和Xouter曲线7构成区域为D3，由Xouter-2％·Xouter边界线8和Xouter曲线7构成区域为D4。
[0118] 当所述表现各级风扇叶片数目的直线1处于D3内在X坐标上的长度大于处于D4内在X坐标上的长度时，需调低高/低压转子转速比。具体是，将原高/低压转子转速比以0.1％的步长逐步调低，直至所述表现各级风扇叶片数目的直线1位于所述危险区域5之外，并使非危险区域大于横坐标所示发动机工作转速范围的90％。
[0119] 当所述表现各级风扇叶片数目的直线1处于D3内在X坐标上的长度小于处于D4内在X坐标上的长度时，需调高高/低压转子转速比。具体是，将原高/低压转子转速比以0.1％的步长逐步调高，直至所述表现各级风扇叶片数目的直线1位于所述危险区域5之外，并使非危险区域大于横坐标所示发动机工作转速范围的90％。
[0120] 至此，完成了对发动机高/低压转子转速比的调整，避免了中介轴承出现同步冲击。
[0121] 按上述设计步骤，可使中介轴承免受同步冲击，可有效降低轴承滚道上的动载荷，提高中介轴承的疲劳寿命。
