采用液压驱动的可变直径的发动机风扇及其直径调节方法技术

本公开提供一种采用液压驱动的可变直径的发动机风扇，包括叶片、轮盘和液压调节系统，其中，叶片上设置有连接柄和柱塞，连接柄将叶片与柱塞相连，叶片通过柱塞安装于轮盘上；轮盘上设置有柱塞腔和液压通道，柱塞将柱塞腔分隔为下液压腔和上液压腔，下液压腔和上液压腔分别通过液压通道与液压调节系统相连；通过调节液压调节系统，能够改变下液压腔和上液压腔内的压力差，通过改变压力差可推动柱塞在柱塞腔中移动，从而调节叶片相对于轮盘沿径向移动；本公开同时提供一种上述风扇的直径调节方法。

A Variable Diameter Engine Fan Driven by Hydraulic Pressure and Its Diameter Adjustment Method

【技术实现步骤摘要】
采用液压驱动的可变直径的发动机风扇及其直径调节方法
本公开涉及一种发动机风扇，尤其涉及一种采用液压驱动的可变直径的发动机风扇及其直径调节方法。
技术介绍
随着军用飞行器飞行包线的扩展和任务复杂性的提高，航空发动机需在全飞行包线内兼顾高空高速大推力和低空低速低耗油的特征。为了使航空发动机满足需求，可变涵道比的航空涡扇发动机概念应运而生。例如变循环发动机，其在传统单外涵涡扇发动机的基础上增加了一个外涵形成双外涵发动机，通过调节模式选择阀和涵道引射器来实现发动机涵道比的改变，但是涵道比的变化范围有限。现有技术中还有一种自适应发动机，其在变循环发动机的基础上又增加了一个外涵形成三外涵发动机，同样通过调节模式选择阀和涵道引射器来实现发动机涵道比的改变，涵道比的变化范围比变循环发动机的要大。但是，这些变涵道比的发动机方案的风扇直径是固定不变的，只是通过增加涵道并通过调节模式选择阀和涵道引射器的形式对涵道比进行调节，但多涵道形式的发动机掺混损失较大，且发动机轴向尺寸较长。如果可以直接通过改变风扇直径和外涵道的流通面积来实现涵道比的改变，相比变循环和自适应发动机方案而言，可以使得涵道的掺混损失较小，发动机轴向尺寸较短，在未来的应用中将更具优势。不过，在航空涡扇发动机中，风扇的直径如何实现改变尚未有具体的结构方案。虽然目前已公开一种长度可调的风电叶片方案，理论上应用该方案也可实现风扇直径大小的改变，但是该方案是通过弯折叶片的形式实现叶片长度的调节，只适用于转子转速较低的风力发电领域，而在航空涡扇发动机中，风扇的转子转速很高，因此该专利方案难以在航空涡扇发动机中应用。考虑到飞行任务复杂性对动力系统的能力需求，航空发动机需兼顾不同飞行条件下的性能特点，可通过拓宽风扇的流量调节范围进而改变发动机内外涵流量分配来实现。
技术实现思路
为了解决至少一个上述技术问题，本公开提供一种采用液压驱动的可变直径的航空涡扇发动机风扇及其直径调节方法，为涵道掺混损失小、发动机轴向尺寸短的智能发动机提供一种具体的可变直径的风扇结构方案，支撑航空发动机涵道比可调方案的实现。根据本公开的一个方面，采用液压驱动的可变直径的航空涡扇发动机风扇，包括叶片、轮盘和液压调节系统，其中，叶片上设置有连接柄和柱塞，连接柄将叶片与柱塞相连，叶片通过柱塞安装于轮盘上；轮盘上设置有柱塞腔和液压通道，柱塞将柱塞腔分隔为下液压腔和上液压腔，下液压腔和上液压腔分别通过液压通道与液压调节系统相连；通过调节液压调节系统，能够改变下液压腔和上液压腔内的压力差，基于下液压腔和上液压腔内的压力差，柱塞在柱塞腔中移动，从而调节叶片相对于轮盘沿径向移动。根据本公开的至少一个实施方式，柱塞腔的中心线的延长线经过轮盘的中心点，使得柱塞在柱塞腔中移动时实现叶片相对于轮盘沿径向移动。根据本公开的至少一个实施方式，液压通道包括下液压通道和上液压通道；不同压力的液体分别通过下液压通道和上液压通道进入下液压腔和上液压腔，并在下液压腔和上液压腔内产生压力差。根据本公开的至少一个实施方式，液压通道还包括下液压总通道和上液压总通道；每一个下液压腔对应的下液压通道通过下液压总通道与液压调节系统相连接；每一个上液压腔对应的上液压通道通过上液压总通道与液压调节系统相连接。根据本公开的至少一个实施方式，所有的下液压通道在轮盘盘心汇合成下液压总通道；所有的上液压通道在轮盘盘心汇合成上液压总通道。根据本公开的至少一个实施方式，下液压总通道的出入口和上液压总通道的出入口分别布置在轮盘的轴向两侧。根据本公开的至少一个实施方式，轮盘的轴向两侧分别配置液压调节系统，两侧的液压调节系统分别通过液压通道与柱塞腔相连，通过分别调节轮盘轴向两侧的液压调节系统，改变下液压腔和上液压腔内的压力差。根据本公开的至少一个实施方式，柱塞腔的横截面形状为非圆形。根据本公开的至少一个实施方式，柱塞的横截面形状与柱塞腔的横截面形状一致。根据本公开的另一方面，上述的采用液压驱动的可变直径的航空涡扇发动机风扇的直径调节方法包括以下步骤：通过调节液压调节系统，减小下液压腔内的压力，并增加上液压腔内的压力，使得叶片相对于轮盘沿径向内移，减小风扇直径；通过调节液压调节系统，增加下液压腔内的压力，并减小上液压腔内的压力，使得叶片相对于轮盘沿径向外移，增大风扇直径。附图说明附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。图1是根据本公开的至少一个实施方式的采用液压驱动的可变直径的航空涡扇发动机风扇结构示意图。图2是根据本公开的至少一个实施方式的风扇液压腔的结构示意图。图3是根据本公开的至少一个实施方式的风扇叶片、连接柄和柱塞的结构示意图。图4是根据本公开的至少一个实施方式的柱塞和液压腔耦合示意图。图5是根据本公开的至少一个实施方式的风扇直径最小时的结构示意图。图6是根据本公开的至少一个实施方式的风扇直径处于中间位置时的结构示意图。图7是根据本公开的至少一个实施方式的风扇直径最大时的结构示意图。图8是根据本公开的至少一个实施方式的可变直径的涡扇发动机风扇安装在发动机上的结构示意图。具体实施方式下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。在本公开的一个实施方式中，如图1所示，采用液压驱动的可变直径的航空涡扇发动机风扇包括叶片2、轮盘3和液压调节系统(图中未示出)，其中，叶片2能够通过液压驱动的方式相对于轮盘3沿径向移动。具体的，在轮盘3上可以设置与风扇叶片2数目相同的柱塞腔5，如图2所示。柱塞腔5的中心线沿轮盘3的径向方向，柱塞腔5的中心线的延长线经过轮盘3的中心点。柱塞腔5的深度可以根据实际需要加以调整，例如沿轮盘3径向增大或减小。此外，轮盘3上还设置有与柱塞腔5连通的液压通道，柱塞腔5通过液压通道与液压调节系统相连接。叶片2上设置有连接柄1和柱塞14。叶片2与连接柄1的一端连接，连接柄1的另一端连接柱塞14，如图3所示，连接柄1将叶片2与柱塞14相连。柱塞腔5在轮盘3上的半径位置较大的一端相应设置有可供叶片2的连接柄1滑动的连接柄孔4，连接柄孔4的横截面尺寸要比柱塞腔5的横截面尺寸小。叶片2通过柱塞14安装于轮盘上时，连接柄1与轮盘上的连接柄孔4相耦合，柱塞14与柱塞腔5相耦合，柱塞14容纳在柱塞腔5内，并且柱塞14两端可以分别形成容腔，即柱塞14将柱塞腔5分隔为两部分，分别为下液压腔15和上液压腔16，如图4所示。与风扇叶片2数目相同的柱塞腔5可以在风扇轮盘3上周向均匀布置，在每个柱塞腔5的两端端面上可以分别开有上供液孔13和下供液孔6，不同压力的液体可以通过液压通道分别经由上供液孔13和下供液孔6进入上液压腔16和下液压腔15内，并在上液压腔16和下液压腔15内形成压力差来驱动柱塞14在柱塞腔5内移动。由于柱塞腔5的中心线的延长线经过轮盘3的中心点，使得柱塞14本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种采用液压驱动的可变直径的发动机风扇，包括叶片、轮盘和液压调节系统，其特征在于，所述叶片上设置有连接柄和柱塞，所述连接柄将所述叶片与柱塞相连，所述叶片通过柱塞安装于所述轮盘上；所述轮盘上设置有柱塞腔和液压通道，所述柱塞将柱塞腔分隔为下液压腔和上液压腔，所述下液压腔和上液压腔分别通过所述液压通道与所述液压调节系统相连；通过调节所述液压调节系统，能够改变所述下液压腔和上液压腔内的压力差，基于所述下液压腔和上液压腔内的压力差，所述柱塞在柱塞腔中移动，从而调节所述叶片相对于轮盘沿径向移动。

【技术特征摘要】
1.一种采用液压驱动的可变直径的发动机风扇，包括叶片、轮盘和液压调节系统，其特征在于，所述叶片上设置有连接柄和柱塞，所述连接柄将所述叶片与柱塞相连，所述叶片通过柱塞安装于所述轮盘上；所述轮盘上设置有柱塞腔和液压通道，所述柱塞将柱塞腔分隔为下液压腔和上液压腔，所述下液压腔和上液压腔分别通过所述液压通道与所述液压调节系统相连；通过调节所述液压调节系统，能够改变所述下液压腔和上液压腔内的压力差，基于所述下液压腔和上液压腔内的压力差，所述柱塞在柱塞腔中移动，从而调节所述叶片相对于轮盘沿径向移动。2.根据权利要求1所述的风扇，其特征在于，所述柱塞腔的中心线的延长线经过所述轮盘的中心点，使得所述柱塞在柱塞腔中移动时实现所述叶片相对于轮盘沿径向移动。3.根据权利要求2所述的风扇，其特征在于，所述液压通道包括下液压通道和上液压通道；不同压力的液体分别通过所述下液压通道和上液压通道进入所述下液压腔和上液压腔，并在所述下液压腔和上液压腔内产生压力差。4.根据权利要求3所述的风扇，其特征在于，所述液压通道还包括下液压总通道和上液压总通道；每一个所述下液压腔对应的下液压通道通过所述下液压总通道与液压调节系统相连接；每一个所述上液压腔对应的上液压通道通过所述上液压总通...

【专利技术属性】
技术研发人员：解俊琪，罗斌，林勇，贾志刚，
申请(专利权)人：中国航空发动机研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11