一种航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机进口导叶角度调节机构刚度分析技术领域，具体涉及一种航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构。


背景技术：

2.为了保证航空发动机的工作性能，需要根据实际情况对发动机进气机匣内进口导叶的角度进行调节，以此调节进入发动机气流的角度，为此设置有角度调节机构，驱动各个进口导叶转动，同步改变各个进口导叶的角度，实现对进入发动机气流角度的调节。
3.航空发动机进气机匣中各个进口导叶在进气机匣、进气内环之间设置，沿周向分布，各个进口导叶的下轴颈对应插入到进气内环上的下轴颈安装孔中，上轴颈对应自进气机匣上的上轴颈安装孔中伸出。现有航空发动机进口导叶角度调节机构主要包括有多个摇臂、联动环、拉杆、弯臂、作动筒，其中，每个摇臂的一端对应与一个进口导叶伸出进气机匣安装孔的上轴颈连接；联动环套设在进气机匣上，与各个摇臂的另一端铰接；拉杆的一端铰接在联动环；弯臂的弯折部位铰接在进气机匣上，一端与拉杆的另一端铰接；作动筒铰接在拉杆的另一端、进气机匣之间，以能够驱动弯臂绕铰接部位转动，通过拉杆带动联动环运动，使各个弯臂摆动，进而带动各个进口导叶转动，实现对各个进口导叶角度的同步调节。
4.航空发动机进口导叶角度调节机构在对进口导叶角度调节过程中，承受较大载荷，会发生相应的变形，准确获取进口导叶角度调节机构受载的变形情形，可得到在不同载荷下对进口导叶角度调节的偏差，为进口导叶角度的准确调节提供保证，进而保证航空发动机的工作性能。
5.当前，多是通过仿真分析的手段，对航空发动机进口导叶角度调节机构的刚度进行分析，获取进口导叶角度调节机构受载的变形情形，该种技术方案受到当前仿真技术发展水平的限制，难以得到导叶角度调节机构受载真实的变形情形，所得结果在某些情形下与实际存在较大偏差，不能够为进口导叶角度的准确调节提供可靠保证。
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进口导叶角度调节机构刚度试验结构，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：
10.一种航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构，包括：
11.进气机匣，其上具有上轴颈安装孔；
12.进气内环，在进气机匣内设置；
13.多个进口导叶，在进气机匣、进气内环之间沿周向分布；每个进口导叶的下轴颈对应插入一个下轴颈安装孔中，上轴颈对应自一个上轴颈安装孔中伸出；
14.多个摇臂，每个摇臂的一端对应与一个上轴颈伸出上轴颈安装孔的部位铰接；
15.联动环，套设在进气机匣外周，与各个摇臂的另一端铰接；
16.拉杆，一端铰接在联动环上；
17.弯臂，其弯折部位铰接在进气机匣上，一端与拉杆的另一端铰接；
18.作动筒，铰接在弯臂另一端、进气机匣之间；
19.固化体，填充至进气机匣、进气内环之间，固化将各个进口导叶固定。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，固化体为石蜡，加热后融化，填充至进气机匣、进气内环之间，冷却后固化，将各个进口导叶固定。
21.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，固化体为尿素，加热后融化，填充至进气机匣、进气内环之间，冷却后固化，将各个进口导叶固定。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
23.作动筒进气机匣铰接部位位移检测器，连接在作动筒、进气机匣的铰接部位处。
24.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
25.作动筒弯臂铰接部位位移检测器，连接在作动筒、弯臂的铰接部位处。
26.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
27.弯臂进气机匣铰接部位位移检测器，连接在弯臂、进气机匣的铰接部位处。
28.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
29.弯臂拉杆铰接部位位移检测器，连接在弯臂、拉杆的铰接部位处。
30.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
31.联动环位移检测器，连接在联动环上。
32.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
33.摇臂位移检测器，连接在一个摇臂上。
附图说明
34.图1是本技术实施例提供的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构的示意图；
35.图2是图1的a向局部视图；
36.其中：
37.1-进气机匣；2-进气内环；3-进口导叶；4-摇臂；5-联动环；6-拉杆；7-弯臂；8-作动
筒；9-固化体；10-作动筒进气机匣铰接部位位移检测器；11-作动筒弯臂铰接部位位移检测器；12-弯臂进气机匣铰接部位位移检测器；13-弯臂拉杆铰接部位位移检测器；14-联动环位移检测器；15-摇臂位移检测器。
38.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，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
39.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。
40.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。
41.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。
42.下面结合附图1至图2对本技术做进一步详细说明。
43.一种航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构，包括：
44.进气机匣1，其上具有上轴颈安装孔；
45.进气内环2，在进气机匣1内设置；
46.多个进口导叶3，在进气机匣1、进气内环2之间沿周向分布；每个进口导叶3的下轴颈对应插入一个下轴颈安装孔中，上轴颈对应自一个上轴颈安装孔中伸出；
47.多个摇臂4，每个摇臂4的一端对应与一个上轴颈伸出上轴颈安装孔的部位铰接；
48.联动环5，套设在进气机匣1外周，与各个摇臂4的另一端铰接；
49.拉杆6，一端铰接在联动环5上；
50.弯臂7，其弯折部位铰接在进气机匣1上，一端与拉杆6的另一端铰接；
51.作动筒8，铰接在弯臂7另一端、进气机匣1之间；
52.固化体9，填充至进气机匣1、进气内环2之间，固化将各个进口导叶3固定。
53.以上述实施例公开的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构，可以以试验的方式，获取进口导叶角度调节机构受载的变形情形，具体步骤可参照如下：
54.基于航空发动机试验，获取航空发动机进口导叶角度调节机构中作动筒8的驱动力值；
55.在航空发动机进口导叶角度调节机构中作动筒8驱动力值的基础上，考虑一定储备和极端载荷情况，确定航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验载荷加载数值；
56.在航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验载荷加载数值范围内，以作动筒8分级进行加载，由于各个进口导叶3被填充在进气机匣1、进气内环2间的固化体9固定，航空发动机进口导叶角度调节机构承受各级加载载荷会发生相应的形变，在航空发动机进口导叶角度调节机构承受各级加载载荷时，记录航空发动机进口导叶角度调节机构关键部位的位移，进而可推断航空发动机进口导叶角度调节机构受载的变形情形，得到在不同载荷下对进口导叶角度调节的偏差，为进口导叶角度的准确调节提供保证，进而保证航空发动机的工作性能。
57.其中，上述所说的航空发动机进口导叶角度调节机构关键部位具体可包括作动筒8、进气机匣1的铰接部位，作动筒8、弯臂7的铰接部位，弯臂7、进气机匣1的铰接部位，弯臂7、拉杆6的铰接部位，联动环5，摇臂4。
58.对于上述实施例公开的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构，领域内技术人员可以理解的是，其可以试验的方式得到航空发动机进口导叶角度调节机构受载的变形情形，进而得出在不同载荷下对进口导叶角度调节的偏差，具有较高的准确性，能够为进口导叶角度的准确调节提供可靠保证。
59.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，固化体9为石蜡，加热后融化，填充至进气机匣1、进气内环2之间，冷却后固化，将各个进口导叶3固定，方便、快捷。
60.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，固化体9为尿素，加热后融化，填充至进气机匣1、进气内环2之间，冷却后固化，将各个进口导叶3固定，方便、快捷。
61.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
62.作动筒进气机匣铰接部位位移检测器10，连接在作动筒8、进气机匣1的铰接部位处，可包括轴向位移检测器及周向位移检测器，可在试验时，检测、记录作动筒8、进气机匣1的铰接部位处的位移。
63.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
64.作动筒弯臂铰接部位位移检测器11，连接在作动筒8、弯臂7的铰接部位处，可在试验时，检测、记录作动筒8、弯臂7的铰接部位处的位移。
65.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
66.弯臂进气机匣铰接部位位移检测器12，连接在弯臂7、进气机匣1的铰接部位处，可
包括轴向位移检测器及周向位移检测器，可在试验时，检测、记录弯臂7、进气机匣1的铰接部位处的位移。
67.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
68.弯臂拉杆铰接部位位移检测器13，连接在弯臂7、拉杆6的铰接部位处，可在试验时，检测、记录弯臂7、拉杆6的铰接部位处的位移。
69.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
70.联动环位移检测器14，连接在联动环5上，可包括有多个，其具体数量及其在联动环5上的连接位置，可由相关技术人员在应用本技术时，根据具体实际进行确定，在此不做更详细的说明，可在试验时，检测、记录联动环5的位移。
71.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构中，还包括：
72.摇臂位移检测器15，连接在一个摇臂4上，可包括有多个，其具体数量及其哪个摇臂4上，可由相关技术人员在应用本技术时，根据具体实际进行确定，在此不做更详细的说明，可在试验时，检测、记录摇臂4的位移。
73.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。
74.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。