一种航空发动机中静子叶片角度调节机构

技术领域

本申请属于航空发动中机静子叶片角度调节设计技术领域，具体涉及一种航空发动机中静子叶片角度调节机构。

背景技术

为了发动机中压气机稳定工作，需要根据实际情况对流经压气机的气流量进行调节，为此设置压气中各个静子叶片的角度可调节，通过角度调节机构调节各个静子叶片同步转动，以同步改变各个静子叶片的角度，从而实现对流经压气机气流量的调节。

压气机中各个静子叶片在压气机静子机匣与内环之间设置，沿周向分布，各个静子叶片的下轴颈插入静子内环上的安装孔中，上轴颈自静子机匣上的安装孔伸出。现有航空发动机中静子叶片角度调节机构主要包括有多个摇臂、联动环、作动筒，其中，每个摇臂的一端对应与一个静子叶片伸出静子机匣安装孔的上轴颈连接；联动环套设在静子机匣上，与各个摇臂的另一端铰接；作动筒连接在静子机匣、联动环之间，以能够驱动联动环运动，带动各个摇臂在静子机匣周向上同步摆动，使各个静子叶片同步转动，实现对各个静子叶片转动角度的同步调节，该种技术方案存在以下缺陷：

压气机中各级转子叶片、静子叶片相间分布，每级静子叶片外周具有静子机匣，每级转子叶片外周具有转子机匣，相邻静子机匣、转子机匣间通过凸出于外周的环形连接边对接，以上述静子叶片角度调节机构对各个静子叶片的角度进行调节，联动环会发生沿轴向的运动，为了避免联动环与环形连接边之间发生干涉，通常是通过增加静子机匣相应部位的长度，以能够为联动环沿轴向的运动提供足够的空间范围，致使压气机整体结构轴向长度较大，不够紧凑，限制了压气机性能的提高。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机中静子叶片角度调节机构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机中静子叶片角度调节机构，包括：

多个摇臂，沿静子机匣周向分布；每个摇臂的一端对应与一个静子叶片伸出静子机匣安装孔的上轴颈连接；静子机匣与其相邻的转子机匣间通过凸出于外周的环形连接边对接，形成环形凸出部位；

联动环，套设凸出部位上，与各个摇臂的另一端铰接，能够沿静子机匣轴向移动，以及能够沿静子机匣周向转动，从而能够带动各个摇臂在静子机匣周向上同步摆动，使各个静子叶片同步转动。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机中静子叶片角度调节机构中，静子机匣的环形连接边外沿翻折，覆盖转子机匣的环形连接边。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机中静子叶片角度调节机构中，还包括：

多个销钉，每个销钉对应将一个摇臂背向对应上轴颈的一端铰接在联动环的外周。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机中静子叶片角度调节机构中，还包括：

多个关节轴承，每个关节轴承对应连接在一个销钉与对应摇臂背向对应上轴颈的一端。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机中静子叶片角度调节机构中，还包括：

防护罩，连接在静子机匣、转子机匣外壁，包覆各个上轴颈、各个摇臂、环形凸出部位、联动环。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机中静子叶片角度调节机构中，还包括：

作动筒，连接在联动环与静子机匣或转子机匣之间，以能够驱动联动环沿静子机匣轴向运动，以及沿静子机匣周向转动。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机中静子叶片角度调节机构的示意图；

图2是图1的A向部分结构的示意图；

其中：

1-摇臂；2-静子机匣；3-静子叶片；4-转子机匣；5-联动环；6-销钉；7-关节轴承；8-防护罩；9-作动筒。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

一种航空发动机中静子叶片角度调节机构，包括：

多个摇臂1，沿静子机匣2周向分布；每个摇臂1的一端对应与一个静子叶片3伸出静子机匣2安装孔的上轴颈连接；静子机匣2与其相邻的转子机匣4间通过凸出于外周的环形连接边对接，形成环形凸出部位；

联动环5，套设凸出部位上，与各个摇臂1的另一端铰接，能够沿静子机匣2轴向移动，以及能够沿静子机匣2周向转动，从而能够带动各个摇臂1在静子机匣2周向上同步摆动，使各个静子叶片3同步转动。

对于上述实施例公开的航空发动机中静子叶片角度调节机构，领域内技术人员可以理解的是，其设计将联动环5套设由静子机匣2以及其相邻转子机匣4外周环形连接边构成的环形凸出部位上，以此能够避免联动环5沿静子机匣2轴向运动时与环形连接边之间发生干涉的情形，且由静子机匣2以及其相邻转子机匣4外周环形连接边构成的环形凸出部位抵靠在联动环5内侧，可有效保证联动环5的圆度，避免联动环5发生沿径向的较大变形，保证对各个静子叶片3转动角度调节的精度。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中静子叶片角度调节机构中，静子机匣2的环形连接边外沿翻折，覆盖转子机匣4的环形连接边，联动环5套设在静子机匣2环形连接边外沿的翻折部位上，以保证结构的稳定性以及可靠性。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中静子叶片角度调节机构中，还包括：

多个销钉6，每个销钉6对应将一个摇臂1背向对应上轴颈的一端铰接在联动环5的外周。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中静子叶片角度调节机构中，还包括：

多个关节轴承7，每个关节轴承7对应连接在一个销钉6与对应摇臂1背向对应上轴颈的一端。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中静子叶片角度调节机构中，还包括：

防护罩8，连接在静子机匣2、转子机匣4外壁，包覆各个上轴颈、各个摇臂1、环形凸出部位、联动环。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中静子叶片角度调节机构中，还包括：

作动筒9，连接在联动环5与静子机匣2或转子机匣4之间，以能够驱动联动环5沿静子机匣2轴向运动，以及沿静子机匣2周向转动。

对于上述实施例公开的航空发动机中静子叶片角度调节机构，领域内技术人员可以理解的是，可在防护罩8上开设相应的穿孔，供作动筒9穿过，作动筒9及其对应的穿孔可以有多个。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。