[发明专利]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

说明书

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。

技术领域

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。

背景技术

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。

发明内容

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。