CN102361792B - 涡轮发动机带变距叶片的无导管风扇 - Google Patents

涡轮发动机带变距叶片的无导管风扇 Download PDF

Info

Publication number
CN102361792B
CN102361792B CN201080013666.0A CN201080013666A CN102361792B CN 102361792 B CN102361792 B CN 102361792B CN 201080013666 A CN201080013666 A CN 201080013666A CN 102361792 B CN102361792 B CN 102361792B
Authority
CN
China
Prior art keywords
ring
groove
bearing plate
stay bearing
nut
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201080013666.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102361792A (zh
Inventor
米歇尔·安德烈·鲍鲁
劳伦特·雅布隆斯基
飞利浦·乔利
埃里克·杰克斯·波士顿
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN102361792A publication Critical patent/CN102361792A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102361792B publication Critical patent/CN102361792B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/02—Hub construction
    • B64C11/04—Blade mountings
    • B64C11/06—Blade mountings for variable-pitch blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B64C11/48—Units of two or more coaxial propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C19/00—Bearings with rolling contact, for exclusively rotary movement
    • F16C19/02—Bearings with rolling contact, for exclusively rotary movement with bearing balls essentially of the same size in one or more circular rows
    • F16C19/14—Bearings with rolling contact, for exclusively rotary movement with bearing balls essentially of the same size in one or more circular rows for both radial and axial load
    • F16C19/16—Bearings with rolling contact, for exclusively rotary movement with bearing balls essentially of the same size in one or more circular rows for both radial and axial load with a single row of balls
    • F16C19/163—Bearings with rolling contact, for exclusively rotary movement with bearing balls essentially of the same size in one or more circular rows for both radial and axial load with a single row of balls with angular contact
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C23/00—Bearings for exclusively rotary movement adjustable for aligning or positioning
    • F16C23/06—Ball or roller bearings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C35/00—Rigid support of bearing units; Housings, e.g. caps, covers
    • F16C35/04—Rigid support of bearing units; Housings, e.g. caps, covers in the case of ball or roller bearings
    • F16C35/06—Mounting or dismounting of ball or roller bearings; Fixing them onto shaft or in housing
    • F16C35/07—Fixing them on the shaft or housing with interposition of an element
    • F16C35/073—Fixing them on the shaft or housing with interposition of an element between shaft and inner race ring
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C2326/00—Articles relating to transporting
    • F16C2326/43—Aeroplanes; Helicopters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C2360/00—Engines or pumps
    • F16C2360/23—Gas turbine engines
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及用于涡轮发动机的带变距叶片的非流线形叶轮，所述叶轮的叶片围绕其轴线旋转安装在转子部件(124)的径向凹槽(136)内，每个叶片通过扇形环(150)而固定在该凹槽内，并包括联锁而安装在支撑板槽(162)内的径向内部分(160)。该环扇形体从内部被插入凹槽内并通过旋到支撑板上的螺母而锁定。

Description

涡轮发动机带变距叶片的无导管风扇
技术领域
本发明涉及一种用于涡轮发动机带变距叶片的风扇，这种发动机包括一种无导管风扇(或称开式转子)。
这种类型涡轮发动机包括两个外部同轴反转的风扇，分别位于上游和下游，每个风扇均由涡轮发动机涡轮带动旋转，并大体径向延伸到该涡轮发动机短舱外部。
每个风扇包括一个多边形转子部件，该转子部件分布在涡轮发动机纵轴周围呈大体径向圆柱形的凹槽，其中，所述凹槽内安装有支撑风扇叶片的板。例如，每个叶片包括一个带燕尾榫式截面的根部，插装到形状与支撑板互补的槽内。
背景技术
按照当前技术，每个支撑板包括拧入圆柱形环内的大体圆柱形本体，所述圆柱形环通过推力轴承置于转子部件凹槽中心位置并引导其在槽内旋转。
支撑板和环在转子部件凹槽内转动并通过合适装置围绕叶片轴线被带动旋转，从而可调整叶片的角度设置，并根据涡轮发动机工作条件进行优化。
在运行期间，风扇叶片承受相当大的离心力，该离心力可达30,000daN，这些离心力经由支撑板、环和推力轴承并穿过环内支撑板上的螺纹而传输给转子部件。这些螺纹通常在设计上并不能传输这些离心力，且存在迅速损坏的风险，从而影响到风扇的使用寿命。
发明内容
本发明的具体目标就是针对这个问题提出一种简单、有效而经济的解决方案。
本发明的目的是提供一种上述类型的风扇，其中，每个叶片支撑板和其环之间离心力的传输是通过环形表面来实现的，而不是采用比较脆弱的螺纹，所述环形表面用于承受相当大的压力。
为此，本发明提出了一种涡轮发动机带变距叶片的无导管风扇，所述风扇的叶片围绕其轴线旋转安装在环形转子部件径向槽内，每个叶片由带圆柱形本体的板来支撑，该圆柱形本体从外部插入转子部件径向槽内，并由从内部装入凹槽内且通过轴承安装到凹槽内边缘上的环状环来固定，其特征在于，该环为扇形体结构，包括通过环的扇形体在支撑板本体外表面环形槽内联锁而安装的径向内部分。
根据本发明，每个叶片支撑板的本体通过扇形环固定在转子部件凹槽内，该扇形环在支撑板本体环形槽内联锁，并通过轴承而安装到转子部件凹槽内边缘上，这样，在运转期间作用在叶片上的离心力就会被支撑板槽内联锁的环的部分所吸收，并通过轴承而传输到转子部件，从而显著增加了风扇的使用寿命。
根据本发明的另一个特性，扇形环可由两个、三个、或四个，或甚至更多的环的扇形体构成，这些扇形体按照如下方式紧紧相互锁定在支撑板的本体上。支撑板的本体通过沿凹槽轴线平行移动支撑板而从外部插入到转子部件的凹槽内。每个环的扇形体通过沿凹槽轴线平移从内部，即支撑板本体和凹槽内圆柱形表面之间，插入到凹槽内，直到其位于支撑板本体的环形槽上。然后，每个扇形体从外部向内部径向移动(相对于凹槽轴线)，这样，其内部部分锁定在支撑板本体外槽内。该环而后通过其内部侧面压向支撑板槽内侧壁而径向固定在支撑板上。该环的上述内部分是由内部环形边缘构成的。
该环可包括两个扇形体，每个扇形体的角度范围大约180°，或三个扇形体，每个角度范围大约120°，或四个扇形体，每个角度范围大约90°。
环的角度部分可方便地插入支撑板本体环形槽内，装配公差的调整范围很小。
此外，环的扇形体可以通过从凹槽内部固定在支撑板本体上的锁定装置而锁定在支撑板本体的槽内。
在本发明实施例中，环包括向外部拓宽的锥形外表面，该表面与另一环的内锥形表面相接且大体互补，该另一环从内部插入凹槽，并通过旋到支撑板本体上的螺母而置于环上。螺母将环紧压在环的锥形表面上，该环就这样被推向支撑板本体的槽的底部。该螺母只用来对环进行压紧并使其保持原位，因此，不会传输叶片在运转期间传输的离心力。
环和螺母之间插装锁紧垫圈。该垫圈包括：第一装置，其通过形状藕合与支撑板本体的互补装置相匹配，和第二装置，其通过形状藕合与螺母的互补装置相匹配。从而使得螺母相对于支撑板而保持不动。
作为另一种实施方式，环包括向外部拓宽的锥形外表面，该锥形外表面与另一环的锥形内表面相接并形状互补，该锥形内表面上带有旋在支撑板本体上的内螺纹。
优选地，环包括相对于凹槽轴线向内轴向延伸的圆柱形边缘，该圆柱形边缘与支撑板本体外圆柱形表面相接。为此，该环带有大体上呈L形的横截面，其中，插入到支撑板槽内的内环形部分构成L形状的一部分，而另一部分则由紧压在支撑板本体上的圆柱形边缘构成。在作用到叶片上的离心力较大情况下，环的内圆柱形边缘压向支撑板本体外表面上，从而保证了环的内部分保持在支撑板的槽内。
在安装位置时，环由内圆柱形表面与凹槽隔开一个环形空间，环形间隔相对于凹槽轴线的径向尺寸依据环的内径和外径以及环的扇形体角度范围来确定，这样，通过相对于凹槽的轴线沿径向方向朝外移动环的扇形体，使环的内部分与支撑板本体的槽脱开。环的扇形体的大体角度范围越大，该角度间隔的径向尺寸就越大。
此外，支撑板通过另一个轴承设置在转子部件凹槽的外表面上。
本发明进一步涉及一种涡轮发动机，其特征在于，其包括了至少一台上述风扇。
附图说明
下面参照附图，阅读以非限制性示例给出的如下说明，可以更好地理解本发明，本发明的其他细节、特性和优点会更清楚地显现出来，附图如下：
图1为带无导管风扇的涡轮发动机轴向剖面图；
图2为现有技术的无导管风扇局部剖面图，示出了叶片支承板，在支承板的本体上用螺钉固定了一个环，该环居中于所述风扇转子部件的凹槽，并被引导在该转子部件凹槽内；
图3为根据本发明的风扇的转子部件透视图；
图4为图3所示转子部件局部拆除情况下的更大比例的局部透视图，在转子部件的凹槽内，安装有根据本发明的叶片支承板和环，所述环呈扇形结构形式，安装并固定到支承板的本体上；
图5为分解的局部透视图，示出了图4所示转子部件和环的部分拆除情况下的示意图，为了更清晰起见，所述支承板也已拆除；
图6为对应于图4的示意图，示出了本发明的另一种实施方式；以及
图7为对应于图6的另一种实施方式的图5的示意图。
具体实施方式
首先参看图1，该图示出了带无导管风扇(或称“开式转子”)的涡轮发动机10，沿涡轮发动机内燃气流动方向，从上游到下游，其包括压气机12、环形燃烧室14、高压涡轮16、和两个同轴反转的低压涡轮18,20，即，两个涡轮围绕涡轮发动机纵轴A沿两个相反方向旋转。
位于下游的这些涡轮18,20每个都与向涡轮发动机短舱26外部径向延伸的外风扇22,24一起整体旋转，该发动机短舱26大体上呈圆柱形，围绕压气机12、燃烧室14和涡轮16,18和20沿轴线A延伸。
进入涡轮发动机内的空气流28经过压缩后，在燃烧室14内与燃料混合而燃烧，燃烧气体而后流入涡轮，带动风扇22,24旋转，以提供由涡轮发动机产生的大部分推力。从涡轮出来的燃气经由管路32被排出(箭头30)，以增加推力。
风扇22,24彼此前后共轴布置，包括围绕涡轮发动机纵轴A均匀分布的多个叶片。这些叶片为变距式，大体径向延伸，即它们围绕其自身轴线旋转，从而根据涡轮发动机的工作条件来优化其角度位置。
在图2所示和美国US-A-5,263,898号专利所述的已知组件中，每个风扇包括由多边形环34构成的转子部件，该多边形环围绕纵轴A延伸，并包括多个大体圆柱形径向凹槽36，风扇的叶片38安装装置就插装到这些凹槽36内。
每个叶片38在其径向内端根部40，其截面呈燕尾榫接合式，插入并固定在支撑板44的槽42内。
支撑板44包括带有外螺纹48的圆柱形体46，可使其从外部拧入环50内，而环50则相对于涡轮发动机纵轴A从内部插入多边形环34的凹槽36内。
支撑板44和环50通过两个滚柱轴承52,54而置于中心位置并引导旋转进入凹槽36。环的凹槽36由环的内环形边缘56分成两个部分，分别是径向内部和径向外部。第一滚柱轴承52径向安装在该边缘56的外部，即在该边缘和支撑板44之间。第二滚柱轴承54径向安装在边缘56的内部，即在该边缘和环50之间。支撑板44和环50由合适装置(图中未示)带动围绕凹槽36的径向轴线B旋转，使得叶片38围绕该轴线转动，优化其角度调整。
在运行期间，叶片38承受相当大的离心力(最高达30,000daN),这些离心力通过支撑板和环的螺纹48从叶片传输给多边形环34，而这些螺纹通常在设计上并不能抵抗这些力。为此，需要加大这些螺纹的尺寸(即所谓的“锯齿形螺纹”螺距)，以便能够抵御这些力，但是，在机械上，为了达到航空部件所要求的使用寿命和可靠性，将这些力的传输压向螺纹(不论其形状如何)并不是最佳解决方案。
本发明采用环的扇形体结构和环的扇形体在支撑板本体外环形槽内的联锁，从而提出了一种这个问题的解决方案。
图3到图5示出了本发明的无导管风扇的实施例，为了更清晰起见，附图未示出这种风扇的叶片，这些叶片按已知技术的相同方式安装在其支撑装置上。
图3完整地示出了根据本发明的风扇的多边形环134。其包括大体上径向的圆柱形凹槽136，例如12个，每个凹槽内安装有支撑板和环，下面将详细介绍。
多边形环134包括围绕环的轴线C均匀分布的多个凹槽158，这些凹槽沿环的圆柱形壁构成，目的是减轻环的重量。每个凹槽158位于两个连续的径向凹槽136之间。
图4和图5为该多边形环134的更大比例的局部示意图，其为大体上沿环的圆柱形凹槽136的中间剖成的轴向截面。
如现有技术中那样，环的凹槽136由环的内环形边缘156分为两部分，分别是径向内部和径向外部。所示示例中的第一轴承152为滚珠形，径向安装在该边缘156的外部，即该边缘和支撑板144之间，以便引导其居中转动。此处所示第二轴承154也为滚珠形状，径向安装在该边缘156的内部，即该边缘和环150之间，以便引导其居中转动。
支撑板144通过轴承152安装在边缘156的外侧面上，而环150则通过轴承154安装在该边缘156的内侧面上。
根据本发明，环150呈扇形体结构，包括相对于凹槽轴线D向内部径向延伸的环形边缘160，该环形边缘通过联锁而插入到向支撑板144的本体外部打开的环形槽162内。环的扇形体150在支撑板槽内的安装将在下面详细介绍。
在所示示例中，环150包括两个扇形体，从图5可看到其中一个扇形体。
环150的边缘160的宽度或轴向尺寸(沿轴线D测量)大于或等于支撑板144的槽162的宽度或轴向尺寸(沿同一轴线测量)，这样，边缘160插入槽162内后，装配公差调整量很小，甚至需稍许用力插入。
此外，环150边缘160内径大体上等于或甚至小于槽162的内径，这样，在图4所示安装位置时，该边缘160经由其径向内表面(相对于轴线D)紧压在槽162的底部。
环150在其外周缘进一步包括锥形外表面164，该表面相对于环134的轴线C向外径向拓宽，该表面与锥形内表面166匹配，而后者的形状与整体环168大体上成互补，整体环168因紧固到支撑板本体上的螺母170而有向外部的倾向(相对于轴线C)。环168通过螺母170设置在环150旁。拧紧支撑板144本体上的螺母170可带动环168锥形表面166在环150的锥形表面164上滑动，然后，环150相对于凹槽轴线D径向朝向内部。这样，就可以使得环150的内边缘抵在支撑板144的槽162的底部。
锁紧垫圈172插装在环168和螺母170之间，使得该螺母相对于支撑板144保持不动。
该垫圈172在其内周缘包括第一突耳174，这些突耳插入到支撑板本体的形状互补缺口176内，以便使垫圈相对于支撑板而保持不动。垫圈172在其外周缘进一步包括第二突耳178，这些突耳趋于向后折叠并插入到螺母170外周缘的形状互补缺口180内，以便使垫圈相对于螺母170保持不动。
垫圈172从内部沿轴线D通过平移而插入到凹槽136内，螺母170则从内部拧紧到支撑板144的本体上。
在另一种实施方式中(图中未示)，上述环和螺母可由一体构成。然后，将环拧紧到支撑板的本体上，并通过其锥形内表面紧压在环的锥形外表面上。
支撑板144和环150按如下方式安装在转子部件134的凹槽136内。轴承152从外部插入凹槽136内并紧压在凹槽内边缘156的外侧面上。支撑板144在凹槽的轴线D上对准，然后从外部沿该轴线通过平移而移动，直到其本体插入凹槽136内并经由其径向外端紧压在轴承152上。第二轴承154从内部插入凹槽136内并紧压在凹槽边缘156的内侧面上。环的扇形体150从内部依次插入在支撑板144本体和凹槽136内圆柱形表面184之间延伸的环形通道182内直到其置于支撑板的槽162上。表面184在此处从内边缘156延伸到凹槽136的径向内端。环的每个扇形体150然后向内部径向平移(相对于轴线D)，这样，其内边缘160就插入槽162内，并压在该槽162的底部。
上述环形通道182的径向尺寸F(相对于轴线D)足以使得环的每个扇形体150沿轴线D从内部平移插入。具体来讲，该径向尺寸F(图4)的确定依据于环的内外直径和其扇形体的角度范围。此外，在图4所示安装位置，环的扇形体150周围有一环形空间，以便通过相对于轴线D向外部径向平移环的扇形体来使槽162的环形边缘160退出。该空间带有相对于轴线D的径向尺寸E(图5)。
在本发明实施例的具体示例中，环150的内径为69mm(相当于其内边缘160的内径)，外径为74.5mm。当环的每个扇形体的角度范围为90°时，空间的径向尺寸E一定大约为7.5mm。当其角度范围为120°时，该尺寸E大约为10mm，而当其角度范围为180°时，该尺寸E大约为28mm。
在运行时，风扇叶片所承受的离心力由支撑板144、环150以及轴承154传输到多边形环134上。支撑板和环之间离心力的传输是通过槽162的径向内侧壁紧压在环的边缘160的径向内表面(沿平行于轴线D的方向)而实现的，槽162和边缘160可用来抵御上述离心力。
图6和图7示出了本发明的优选实施例，只有环150不同于图4和图5所示环，该环进一步包括沿轴线D向内部延伸的圆柱形边缘186。该边缘186通过其内圆柱形表面紧压在支撑板本体外圆柱形表面188上，而该外圆柱形表面188则在槽162和该本体径向内端之间延伸。当作用在叶片上的离心力很大时，这种压装可使环150的内边缘160在支撑板的槽162内保持原位。
在另一种实施方式(图中未示)中，环的扇形体数量等于三个或四个，甚至更多。

Claims (28)

1.用于安装无导管风扇的方法，所述无导管风扇包括：用于涡轮发动机的带变距叶片，每个叶片围绕其轴线旋转安装在环形转子部件(134)的多个大体径向且圆柱形凹槽(136)其中一个凹槽内，每个叶片由带圆柱形本体的板(144)支撑，所述方法包括：所述圆柱形本体从外部径向插入转子部件的所述大体径向且圆柱形凹槽其中一个凹槽内并通过环形环(150)而固定在该凹槽内，该环形环与所述凹槽中的板的本体接合后从内部安装到凹槽内和通过轴承(154)置于凹槽内边缘上，其特征在于，所述环分为扇形体结构，并包括通过环的扇形体联锁而插入支撑板本体外表面环形槽(162)内的径向内部分(160)。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，环(150)包括两个扇形体，每个角度范围大约180°，或三个扇形体，每个角度范围大约120°，或四个扇形体，每个角度范围大约90°。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，环(150)的径向内部分(160)安装在支撑板(144)本体的环形槽(162)内，装配公差调整范围很小。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，环(150)的径向内部分(160)安装在支撑板(144)本体的环形槽(162)内，装配公差调整范围很小。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在支撑板(144)本体的槽(162)内环(150)的锁定装置是从凹槽(136)的内部固定到支撑板的本体上。
6.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在支撑板(144)本体的槽(162)内环(150)的锁定装置是从凹槽(136)的内部固定到支撑板的本体上。
7.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，在支撑板(144)本体的槽(162)内环(150)的锁定装置是从凹槽(136)的内部固定到支撑板的本体上。
8.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，在支撑板(144)本体的槽(162)内环(150)的锁定装置是从凹槽(136)的内部固定到支撑板的本体上。
9.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，环形环(150)包括锥形外表面(164)，该表面向外部拓宽，且在该表面上设置了与环(168)大体互补的锥形内表面(166)，该环(168)从内部插入凹槽(136)内，并通过拧到支撑板(144)本体上的螺母(170)来挤向环形环。
10.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，环形环(150)包括锥形外表面(164)，该表面向外部拓宽，且在该表面上设置了与环(168)大体互补的锥形内表面(166)，该环(168)从内部插入凹槽(136)内，并通过拧到支撑板(144)本体上的螺母(170)来挤向环形环。
11.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，环形环(150)包括锥形外表面(164)，该表面向外部拓宽，且在该表面上设置了与环(168)大体互补的锥形内表面(166)，该环(168)从内部插入凹槽(136)内，并通过拧到支撑板(144)本体上的螺母(170)来挤向环形环。
12.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，环形环(150)包括锥形外表面(164)，该表面向外部拓宽，且在该表面上设置了与环(168)大体互补的锥形内表面(166)，该环(168)从内部插入凹槽(136)内，并通过拧到支撑板(144)本体上的螺母(170)来挤向环形环。
13.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，在环(168)和螺母(170)之间插装有锁紧垫圈(172)，该垫圈包括：第一装置(174)，其通过形状藕合与支撑板(144)本体互补置(176)相匹配，和第二装置(178)，其通过形状藕合与螺母互补装置(180)相匹配，从而使得螺母相对于支撑板而保持不动。
14.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，在环(168)和螺母(170)之间插装有锁紧垫圈(172)，该垫圈包括：第一装置(174)，其通过形状藕合与支撑板(144)本体互补置(176)相匹配，和第二装置(178)，其通过形状藕合与螺母互补装置(180)相匹配，从而使得螺母相对于支撑板而保持不动。
15.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，在环(168)和螺母(170)之间插装有锁紧垫圈(172)，该垫圈包括：第一装置(174)，其通过形状藕合与支撑板(144)本体互补置(176)相匹配，和第二装置(178)，其通过形状藕合与螺母互补装置(180)相匹配，从而使得螺母相对于支撑板而保持不动。
16.根据权利要求12所述的方法，其特征在于，在环(168)和螺母(170)之间插装有锁紧垫圈(172)，该垫圈包括：第一装置(174)，其通过形状藕合与支撑板(144)本体互补置(176)相匹配，和第二装置(178)，其通过形状藕合与螺母互补装置(180)相匹配，从而使得螺母相对于支撑板而保持不动。
17.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，环包括向外部拓宽的锥形外表面，该锥形外表面与另一环的锥形内表面相接且形状互补，该另一环的内表面上包括旋在支撑板本体上的内螺纹。
18.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，环包括向外部拓宽的锥形外表面，该锥形外表面与另一环的锥形内表面相接且形状互补，该另一环的内表面上包括旋在支撑板本体上的内螺纹。
19.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，环包括向外部拓宽的锥形外表面，该锥形外表面与另一环的锥形内表面相接且形状互补，该另一环的内表面上包括旋在支撑板本体上的内螺纹。
20.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，环包括向外部拓宽的锥形外表面，该锥形外表面与另一环的锥形内表面相接且形状互补，该另一环的内表面上包括旋在支撑板本体上的内螺纹。
21.根据前面其中一项权利要求所述的方法，其特征在于，环形环(150)包括相对于凹槽(136)的轴线(D)向内部径向延伸并置于支撑板本体外圆柱形表面上的圆柱形边缘(186)。
22.根据权利要求1至20其中任一项所述的方法，其特征在于，在安装位置时，环(150)由凹槽的内圆柱形表面隔开一个环形间隔，该空间相对于凹槽的轴线(D)的径向尺寸(E)依据环的内径和外径以及环的扇形体角度范围来确定，这样，通过相对于凹槽轴线沿径向方向朝外移动环的扇形体，可使环的内部分与支撑板的本体的槽脱开。
23.根据权利要求21所述的方法，其特征在于，在安装位置时，环(150)由凹槽的内圆柱形表面隔开一个环形间隔，该空间相对于凹槽的轴线(D)的径向尺寸(E)依据环的内径和外径以及环的扇形体角度范围来确定，这样，通过相对于凹槽轴线沿径向方向朝外移动环的扇形体，可使环的内部分与支撑板的本体的槽脱开。
24.根据权利要求1至20其中任一项所述的方法，其特征在于，支撑板(144)通过另一个轴承(152)而置于转子部件(134)的凹槽(136)的外表面上。
25.根据权利要求21所述的方法，其特征在于，支撑板(144)通过另一个轴承(152)而置于转子部件(134)的凹槽(136)的外表面上。
26.根据权利要求22所述的方法，其特征在于，支撑板(144)通过另一个轴承(152)而置于转子部件(134)的凹槽(136)的外表面上。
27.根据权利要求23所述的方法，其特征在于，支撑板(144)通过另一个轴承(152)而置于转子部件(134)的凹槽(136)的外表面上。
28.涡轮发动机，其特征在于，其包括根据前面其中一项权利要求所述方法所制造的至少一台风扇。
CN201080013666.0A 2009-03-23 2010-02-23 涡轮发动机带变距叶片的无导管风扇 Active CN102361792B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0901344A FR2943313B1 (fr) 2009-03-23 2009-03-23 Helice non carenee a pales a calage variable pour une turbomachine
FR09/01344 2009-03-23
PCT/FR2010/000167 WO2010109085A1 (fr) 2009-03-23 2010-02-23 Hélice non carénée à pales à calage variable pour une turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102361792A CN102361792A (zh) 2012-02-22
CN102361792B true CN102361792B (zh) 2015-04-22

Family

ID=41404356

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201080013666.0A Active CN102361792B (zh) 2009-03-23 2010-02-23 涡轮发动机带变距叶片的无导管风扇

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8827653B2 (zh)
EP (1) EP2411270B1 (zh)
JP (1) JP5529253B2 (zh)
CN (1) CN102361792B (zh)
BR (1) BRPI1013581B1 (zh)
CA (1) CA2755653A1 (zh)
FR (1) FR2943313B1 (zh)
RU (1) RU2516957C2 (zh)
WO (1) WO2010109085A1 (zh)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2947590B1 (fr) 2009-07-02 2011-07-15 Snecma Moyeu d'helice
FR2948973B1 (fr) 2009-08-05 2011-10-14 Snecma Moyeu d'helice a pales a calage variable
FR2958621B1 (fr) * 2010-04-09 2012-03-23 Snecma Helice non carenee pour turbomachine.
FR2993919B1 (fr) * 2012-07-25 2014-07-11 Snecma Helice non carenee a pales a calage variable pour une turbomachine
JP2016501761A (ja) * 2012-10-23 2016-01-21 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ アンダクテッド推力発生システムのアーキテクチャ
FR3017163B1 (fr) * 2014-02-04 2016-02-12 Snecma Dispositif pour une helice non carenee a pales a calage variable d'une turbomachine
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
US20160290228A1 (en) * 2015-04-06 2016-10-06 General Electric Company Fan bearings for a turbine engine
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
RU2667670C2 (ru) * 2016-07-06 2018-09-24 Гафтдин Газдалиевич Газдалиев Движитель с меняющимися лопастями
IT201800006989A1 (it) * 2018-07-06 2020-01-06 Sincronizzatore per trasmissione meccanica, particolarmente per trasmissione di veicolo.
FR3093076B1 (fr) * 2019-02-22 2021-04-02 Safran Aircraft Engines Pivot d’aube à orientation réglable et à encombrement réduit pour moyeu de soufflante de turbomachine
AU2020262873B2 (en) 2019-04-23 2022-03-10 Cr Flight L.L.C. Counter-rotating axial electric motor assembly
FR3104540B1 (fr) * 2019-12-11 2021-12-17 Safran Aircraft Engines Perfectionnement au verrouillage radial d’un pivot d’aube à orientation réglable pour moyeu de soufflante de turbomachine
US11674435B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11795964B2 (en) 2021-07-16 2023-10-24 General Electric Company Levered counterweight feathering system

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2248590A (en) * 1937-11-15 1941-07-08 John W Smith Aeronautical propeller blade mounting
US5051693A (en) * 1990-09-07 1991-09-24 The Torrington Company Bearing seat encoder mount for rotational parameter sensor apparatus
DE9206149U1 (zh) * 1992-05-07 1992-07-30 Helmut Elges Gmbh, 4800 Bielefeld, De
US5263898A (en) * 1988-12-14 1993-11-23 General Electric Company Propeller blade retention system
US6866423B2 (en) * 2001-10-10 2005-03-15 Ab Skf Roller bearing

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3985406A (en) * 1973-07-18 1976-10-12 Marion Power Shovel Company, Inc. Cushioned roller circle
US4082378A (en) * 1975-07-14 1978-04-04 General Electric Company Deformable bearing seat
US4863352A (en) * 1984-11-02 1989-09-05 General Electric Company Blade carrying means
FR2605586B1 (fr) * 1986-10-22 1990-11-30 Snecma Anneau porte-pales pour aubage d'helice de grande dimension
US6015264A (en) * 1997-08-15 2000-01-18 United Technologies Corporation Preloaded retention assembly for aircraft propeller blade retention
RU17912U1 (ru) * 2001-02-14 2001-05-10 Общество с ограниченной ответственностью "ЭЛИТАР-101" Воздушный винт изменяемого шага
GB0712561D0 (en) * 2007-06-28 2007-08-08 Rolls Royce Plc A blade mounting
FR2943312B1 (fr) 2009-03-23 2011-05-27 Snecma Helice non carenee a pales a calage variable pour une turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2248590A (en) * 1937-11-15 1941-07-08 John W Smith Aeronautical propeller blade mounting
US5263898A (en) * 1988-12-14 1993-11-23 General Electric Company Propeller blade retention system
US5051693A (en) * 1990-09-07 1991-09-24 The Torrington Company Bearing seat encoder mount for rotational parameter sensor apparatus
DE9206149U1 (zh) * 1992-05-07 1992-07-30 Helmut Elges Gmbh, 4800 Bielefeld, De
US6866423B2 (en) * 2001-10-10 2005-03-15 Ab Skf Roller bearing

Also Published As

Publication number Publication date
WO2010109085A1 (fr) 2010-09-30
JP5529253B2 (ja) 2014-06-25
FR2943313A1 (fr) 2010-09-24
BRPI1013581A2 (pt) 2016-04-12
RU2516957C2 (ru) 2014-05-20
US20120045334A1 (en) 2012-02-23
EP2411270B1 (fr) 2014-12-17
RU2011142787A (ru) 2013-04-27
EP2411270A1 (fr) 2012-02-01
CA2755653A1 (fr) 2010-09-30
FR2943313B1 (fr) 2011-05-27
BRPI1013581B1 (pt) 2020-07-07
US8827653B2 (en) 2014-09-09
JP2012521516A (ja) 2012-09-13
CN102361792A (zh) 2012-02-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102361792B (zh) 涡轮发动机带变距叶片的无导管风扇
CN102834316B (zh) 用于涡轮发动机的无导管涡扇及涡轮发动机
EP1961936B1 (en) Hybrid turbocharger
US7186073B2 (en) Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7195447B2 (en) Gas turbine engine and method of assembling same
US7195446B2 (en) Counter-rotating turbine engine and method of assembling same
CN107044346B (zh) 高负载事件期间的轴承外座圈固位
US11053812B2 (en) Trunnion retention for a turbine engine
US9126679B2 (en) Airplane including means for taking at least a portion of the boundary layer of the flow of air over a surface
US20100064516A1 (en) Stator Ring Configuration
US10167740B2 (en) Turbine engine having an element for deflecting foreign objects
EP3647541B1 (en) Split vernier ring for turbine rotor stack assembly
US10208709B2 (en) Fan blade removal feature for a gas turbine engine
US11891906B2 (en) Bearing housing
US20240093720A1 (en) Propeller shaft with reinforced front flange
CN110691891A (zh) 燃气轮机发动机转子盘保持组件
US20240183273A1 (en) Rotor balancing apparatus
US11306593B2 (en) Key washer for a gas turbine engine
US11174870B2 (en) Turbine for turbocharger, and turbocharger
CN113819197A (zh) 用于降低压配合中的边缘接触应力集中的系统及方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant