本技术涉及一种航空发动机导向叶片长度调节系统及其测试技术,应用于变循环发动机领域。该系统由驱动轮盘、内环框架、外环密封框架、导向器叶片和传动链等组成,旨在优化发动机性能。
背景技术
航空发动机在实际工作中的环境复杂多变,这样的工作条件要求航空发动机要具有一定的变工况适应能力。航空发动机的变工况主要是指在非设计工作点工作时随工况变化调整工作状态的能力,从而获得更高的工作效率,变循环发动机应运而生。
变循环发动机是一种通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环特性的发动机。变几何涡轮是变循环发动机最主要部件之一,目前的变几何涡轮,大多通过调节涡轮导向器叶片角度以控制发动机的流量,从而改善航空发动机组的加减速特性和提高较低功率状态时的运行效率。导向器叶片角度可调涡轮虽然提高了航空发动机变工况下的适应能力,但由于其特殊的结构以及工作过程,为使导向器叶片转动,导向器叶片端部与底部必须留有一定的间隙以防止导向器叶片端壁和机匣壁面发生刮碰或者卡滞。此结构相比定几何涡轮产生一些额外的效率损失,导向器叶片端部与底部间隙的大小直接影响着泄漏损失程度,且导向器叶片各截面设有扭转角度,上、下端壁设有倾角,角度调节过程中间隙的扩大势必会使损失增加。
涡轮导向器叶片角度调节机构中,导叶转动必定产生间隙,必然导致效率损失,若导叶不再转动仍能调节涡轮转子转速,则可解决间隙泄露造成的效率损失。因此,有必要提供一种新型有效的涡轮导向器叶片高度调节机构来减少间隙泄漏损失,并实现改变流道内气体流速,进而控制涡轮转子的转速,从而优化航空发动机部分载荷时的工作效率。
实现思路