一种航空发动机静子叶片角度调节机构的制作方法

1.本技术属于航空发动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静子叶片角度调节机构。


背景技术：

2.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，为此设置压气机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。
3.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；作动筒在静子机匣上设置，其活塞杆与联动环连接，以能够驱动联动环运动，以此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，如图1所示，该种角度调节机构存在以下缺陷：
4.1)作动筒驱动联动环对静子叶片角度调节过程中，联动环既沿静子机匣周向转动，又沿静子机匣轴向移动，即既要承受轴向力又要承受轴向力，易发生较大变形，不能够实现对静子叶片转动角度的准确调节，严重制约着发动机性能的提高；
5.2)为使角度调节机构动作顺畅，各个摇臂与销钉之间通过轴承连接，由于加工及其装配存在误差，易导致轴承出现卡滞的情形。
6.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
7.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技术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技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

8.本技术的目的是提供一种航空发动机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。
9.本技术的技术方案是：
10.一种航空发动机静子叶片角度调节机构，包括：
11.多根传力杆，沿静子机匣周向分布；每根传力杆对应与一个静子叶片伸出静子机匣安装孔的上轴颈间齿纹啮合连接；
12.联动环，套设在静子机匣上，与各根传力杆的一端连接，能够沿静子机匣的轴向移动，以带动各根传力杆沿静子机匣的轴向同步移动，使各个静子叶片同步转动。
13.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机静子叶片角度调节机构中，各根传力杆与联动环一体成型。
14.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机静子叶片角度调节机构中，静子机匣具有多条沿周向分布的导向槽；各条导向槽沿静子机匣的轴向伸展；
15.联动环上具有多个导向凸出；每个导向凸出对应插入一个导向槽中，能够在对应的导向槽中沿静子机匣的轴向滑动。
16.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机静子叶片角度调节机构中，还包括：
17.多个摇臂，每个摇臂的一端对应与一个上轴颈连接，另一端与对应的传力杆间齿纹啮合连接。
18.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机静子叶片角度调节机构中，每个摇臂背向对应传力杆的一端具有异形孔；每个异形孔套接在对应的上轴颈上。
19.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机静子叶片角度调节机构中，还包括：
20.作动筒，连接在静子机匣、联动环之间，以能够驱动联动环沿静子机匣的轴向移动。
附图说明
21.图1是现有航空发动机静子叶片角度调节机构的示意图；
22.图2是本技术实施例提供的航空发动机静子叶片角度调节机构的示意图；
23.图3是本技术实施例提供的航空发动机静子叶片角度调节机构的局部示意图；
24.其中：
[0025]1‑
传力杆；2
‑
静子机匣；3
‑
静子叶片。4
‑
联动环；5
‑
摇臂。
[0026]
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
[0027]
为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术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技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术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。
[0028]
此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“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技术的限制。本技术描述中所使用的“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。本技术描述中所使用的“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。本技术描述中所使用的“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。
[0029]
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“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技术中的具体含义。
[0030]
下面结合附图1至图3对本技术做进一步详细说明。
[0031]
一种航空发动机静子叶片角度调节机构，包括：
[0032]
多根传力杆1，沿静子机匣2周向分布；每根传力杆1对应与一个静子叶片3伸出静子机匣2安装孔的上轴颈间齿纹啮合连接；
[0033]
联动环4，套设在静子机匣2上，与各根传力杆1的一端连接，能够沿静子机匣2的轴向移动，以带动各根传力杆1沿静子机匣2的轴向同步移动，使各个静子叶片3同步转动。
[0034]
对于上述实施例公开的航空发动机静子叶片角度调节机构，领域内技术人员可以理解的是，在对各个静子叶片2转动角度调节过程中，仅需联动环4沿静子机匣2轴向移动，不需要发生沿静子机匣2周向的转动，以此，可避免联动环4发生较大的变形，保证对静子叶片3转动角度的准确调节。
[0035]
对于上述实施例公开的航空发动机静子叶片角度调节机构，领域内技术人员还可以理解的是，在对各个静子叶片2转动角度调节过程中，联动环4与各个静子叶片3的上轴颈间，依靠传力杆1以齿纹的形式进行力的传递，仅需要沿静子机匣2轴向的移动，动作简单，不需要设计相应的轴承等结构进行传力，不容易发生卡滞。
[0036]
对于上述实施例公开的航空发动机静子叶片角度调节机构，领域内技术人员还可以理解的是，各根传力杆1的一端连接在联动环4上，沿联动环4的周向分布，可增强联动环4的刚度，防止联动环4发生较大的变形，保证对静子叶片3转动角度的准确调节。
[0037]
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机静子叶片角度调节机构中，各根传力杆1与联动环4一体成型，以减少各根传力杆1与联动环4间的连接部件，以及保证对联动环4强度的增强效果。
[0038]
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机静子叶片角度调节机构中，静子机匣2具有多条沿周向分布的导向槽；各条导向槽沿静子机匣2的轴向伸展；
[0039]
联动环4上具有多个导向凸出；每个导向凸出对应插入一个导向槽中，能够在对应的导向槽中沿静子机匣2的轴向滑动，以限制联动环5沿静子机匣2的周向转动，使联动环5仅能够发生沿静子机匣2轴向的移动，保证对静子叶片3转动角度的准确调节。
[0040]
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机静子叶片角度调节机构中，还包括：
[0041]
多个摇臂5，每个摇臂5的一端对应与一个上轴颈连接，另一端与对应的传力杆1间齿纹啮合连接。
[0042]
对于上述实施例公开的航空发动机静子叶片角度调节机构，领域内技术人员可以理解的是，设计各根传力杆1与对应的静子叶片3的上轴颈间通过摇臂5进行传力，可延长各根传力杆1与对应的静子叶片3的上轴颈间的力臂，以此在对各个静子叶片2转动角度调节
过程中，能够减少联动环4上承受的沿静子机匣2的轴向力，避免联动环4发生较大变形，影响对静子叶片3转动角度的准确调节。
[0043]
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机静子叶片角度调节机构中，每个摇臂5背向对应传力杆1的一端具有异形孔；每个异形孔套接在对应的上轴颈上。
[0044]
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机静子叶片角度调节机构中，还包括：
[0045]
作动筒，连接在静子机匣2、联动环4之间，以能够驱动联动环4沿静子机匣2的轴向移动。
[0046]
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。
[0047]
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，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技术的保护范围之内。