一种航空发动机可调静子叶片角度调节和定位结构的制作方法

本实用新型属于航空发动机结构设计技术领域，尤其涉及一种航空发动机可调静子叶片角度调节和定位结构。

背景技术：

在传统结构中，航空发动机可调静子叶片的调节和定位结构是由摇臂、联动环、操纵机构、作动筒等组成，零件数量较多，传力路径复杂，在设计过程中需要详细计算静子叶片的气动力矩，并且部件装配和分解的工序较多，给设计、加工、装配带来很大的工作量。对航空发动机风扇性能试验件来说，气动专业要求静子叶片角度调节不必连续，只需要个别几个角度，例如0度、关4度、关6度等，因此需要一种更加简便的角度调节和定位结构，来实现静子叶片角度调节功能，以降低成本，提高可靠性。

技术实现要素：

本实用新型要解决的技术问题是：由于传统结构中可调静子叶片角度调节和定位结构摇臂、联动环和作动筒等存在，导致部件重量较大，使用和维护成本较高，而且零件数量较多，影响了部件使用的可靠性，或者在风扇性能试验件中并不需要这种角度调节连续的机构，只需要定位个别几个特殊角度，考虑到传统角度调节机构的不利影响和实际需要，应采用一种新型的、简便的、准确的定位和调节结构。

为达到上述目的，本实用新型采用的技术方案是：一种航空发动机可调静子叶片角度调节和定位结构，包括可调静子叶片、角度规、固定螺母、定位销和机匣，所述可调静子叶片为单轴颈结构，其轴颈末端具有螺纹、轴颈前端具有定位平面以及轴颈中部设有与角度规配合的预定形状的结合部，所述机匣上设有第一定位孔，角度规一端设有第二定位孔、另一端设有结合孔，轴颈穿过机匣和结合孔使定位平面与机匣相抵触，且轴颈与固定螺母配合，定位销穿过第一定位孔和第二定位孔使机匣与角度规固定。

进一步地，所述定位平面平行于角度规与机匣相配合的平面。

进一步地，所述预定形状为弓形。

进一步地，所述角度规为多个。

进一步地，所述固定螺母数量为两个。

本实用新型的航空发动机可调静子叶片角度调节和定位结构实现了可调静子叶片角度调节和定位，具有结构简单，使用和维护便捷的特点，可靠性较高，成本较低，而且由于取消了联动环等机构，调节机构占用空间显著减小，易于实现和广泛应用。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本实用新型的实施例，并与说明书一起用于解释本实用新型的原理。

图1为本实用新型一实施例的航空发动机可调静子叶片角度调节和定位结构示意图。

图2为本实用新型一实施例的不同角度的角度规示意图。

其中,1-可调静子叶片，2-角度规，3-固定螺母，4-定位销，5-机匣。

具体实施方式

为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制。

如图1，本实用新型的航空发动机可调静子叶片角度调节和定位结构包括可调静子叶片1、角度规2、固定螺母3、定位销4和机匣5，可调静子叶片1为单轴颈结构，其轴颈末端具有螺纹、轴颈前端具有定位平面以及轴颈中部设有与角度规2配合的预定形状的结合部，机匣5上设有第一定位孔，角度规2一端设有第二定位孔21、另一端设有结合孔22，轴颈穿过机匣5和结合孔22使定位平面与机匣5相抵触，定位平面与角度规2的配合保证可调静子叶片1的调节角度，且轴颈与固定螺母3配合，定位销4穿过第一定位孔和第二定位孔21使机匣5与角度规2固定，通过对角度规2两处固定可以确保可调静子叶片1的角度正确。

此外，定位平面平行于角度规2与机匣5相配合的平面。

需要进一步说明的是，预定形状为弓形，如图2所示。所谓的弓形是一条直线将圆形进行非对称截取，截取的弓形的弦垂直于扇形角度规2的中线(即图中点划线所示)，弓形口的角度规2与轴颈上弓形的结合部相匹配，转动角度规2即可实现调节轴颈，进而调节可调静子叶片1旋转。

为了使角度规2与机匣5的配合更加牢固，本实施例中采用两个固定螺母3进行锁紧。

另外，在本实用新型角度规2为多个，并且角度规设计分组，对应可调静子叶片1所需要的各个特殊角度，每次可调静子叶片1变更角度仅需要更换整排的可调静子叶片1的定位的角度规2即可。当可调静子叶片1角度为0°时，选用图2中(a)所示的角度规2，当需要讲角度调节至4°时，更换成(b)图所示的角度规2，以此类推，当需要将角度调节至6°时更换成(c)图所示的角度规2。由于角度规2为预先设置好的角度以及机匣5上设置的第一定位孔，使得机匣5与可调静子叶片1所需的各个调节角度对应，可以有效实现可调静子叶片1的角度调节工作。

本实用新型的航空发动机可调静子叶片角度调节和定位结构采用角度规配合对应机匣上的销钉简单有效的实现了角度调节功能，减少了零件数量，有效提高了部件的可靠性，且减轻了部件重量，操作简便，定位准确，而且降低了航空发动机的使用和维护成本，可实现了可调静子叶片角度调节和定位，具有结构简单，使用和维护便捷的特点，可靠性较高，成本较低，而且由于取消了联动环等机构，调节机构占用空间显著减小，易于实现和广泛应用。

以上所述，仅为本实用新型的最优具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。