一种航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构制造技术

本申请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，包括：进气机匣，其上具有上轴颈安装孔；进气内环，在进气机匣内设置；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；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；联动环，套设在进气机匣外周，与各个摇臂的另一端铰接；拉杆，一端铰接在联动环上；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；作动筒，铰接在弯臂另一端、进气机匣之间；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。各个进口导叶固定。各个进口导叶固定。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构


[0001]本申请属于航空发动机进口导叶角度调节机构刚度分析
，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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。r/>[0005]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。
[0006]鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
[0007]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，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
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0008]本申请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。
[0009]本申请的技术方案是：
[0010]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：
[0011]进气机匣，其上具有上轴颈安装孔；
[0012]进气内环，在进气机匣内设置；
[0013]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；
[0014]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；
[0015]联动环，套设在进气机匣外周，与各个摇臂的另一端铰接；
[0016]拉杆，一端铰接在联动环上；
[0017]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；
[0018]作动筒，铰接在弯臂另一端、进气机匣之间；
[0019]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。
[0020]根据本申请的至少一个实施例，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。
[0021]根据本申请的至少一个实施例，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。
[0022]根据本申请的至少一个实施例，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：
[0023]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。
[0024]根据本申请的至少一个实施例，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：
[0025]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。
[0026]根据本申请的至少一个实施例，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：
[0027]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。
[0028]根据本申请的至少一个实施例，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：
[0029]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。
[0030]根据本申请的至少一个实施例，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：
[0031]联动环位移检测器，连接在联动环上。
[0032]根据本申请的至少一个实施例，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：
[0033]摇臂位移检测器，连接在一个摇臂上。
附图说明
[0034]图1是本申请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；
[0035]图2是图1的A向局部视图；
[0036]其中：
[0037]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。
[0038]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
[0039]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。
[0040]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“本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构，其特征在于，包括：进气机匣(1)，其上具有上轴颈安装孔；进气内环(2)，在所述进气机匣(1)内设置；多个进口导叶(3)，在所述进气机匣(1)、所述进气内环(2)之间沿周向分布；每个所述进口导叶(3)的下轴颈对应插入一个所述下轴颈安装孔中，上轴颈对应自一个所述上轴颈安装孔中伸出；多个摇臂(4)，每个所述摇臂(4)的一端对应与一个所述上轴颈伸出上轴颈安装孔的部位铰接；联动环(5)，套设在所述进气机匣(1)外周，与各个所述摇臂(4)的另一端铰接；拉杆(6)，一端铰接在所述联动环(5)上；弯臂(7)，其弯折部位铰接在所述进气机匣(1)上，一端与所述拉杆(6)的另一端铰接；作动筒(8)，铰接在所述弯臂(7)另一端、所述进气机匣(1)之间；固化体(9)，填充至所述进气机匣(1)、所述进气内环(2)之间，固化将各个所述进口导叶(3)固定。2.根据权利要求1所述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构，其特征在于，所述固化体(9)为石蜡，加热后融化，填充至所述进气机匣(1)、所述进气内环(2)之间，冷却后固化，将各个所述进口导叶(3)固定。3.根据权利要求1所述的航空发动机进口导叶角度调节机构刚度试验结构，其特征在于，所述固化体(9)为尿素，加热后融化，填充...

【专利技术属性】
技术研发人员：国强，刘公博，赵一鉴，包雨恬，杨治中，程荣辉，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：