CN102686864B - 用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统 - Google Patents

用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统 Download PDF

Info

Publication number
CN102686864B
CN102686864B CN201180005375.1A CN201180005375A CN102686864B CN 102686864 B CN102686864 B CN 102686864B CN 201180005375 A CN201180005375 A CN 201180005375A CN 102686864 B CN102686864 B CN 102686864B
Authority
CN
China
Prior art keywords
spiral propeller
rotor
ring gear
turbine
epicyclic train
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
CN201180005375.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102686864A (zh
Inventor
沃特·鲍克
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
Safran Aircraft Engines 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
Priority to FR1000074A priority Critical patent/FR2955085B1/fr
Priority to FR1000074 priority
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to PCT/EP2011/050147 priority patent/WO2011083137A1/fr
Publication of CN102686864A publication Critical patent/CN102686864A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102686864B publication Critical patent/CN102686864B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/072Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating fan rotors
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46Arrangements of or constructional features peculiar to multiple propellers
    • B64C11/48Units of two or more coaxial propellers
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/067Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/10Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the compressor
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLYING SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D2027/026Aircraft characterised by the type or position of power plant comprising different types of power plants, e.g. combination of an electric motor and a gas-turbines
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/40Transmission of power
    • F05D2260/403Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/96Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/98Lubrication
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

本发明涉及一种用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统,包括无动力涡轮,该无动力涡轮包括第一转子和相对于所述第一转子反转的第二转子,第一反转螺旋推进器(11)和第二反转螺旋推进器(12)围绕所述螺旋推进器系统的纵轴相对于所述系统的定子旋转,以及机械传动装置(20),其中所述机械传动系统(20)设置在所述第一螺旋推进器(11)与所述第二螺旋推进器(12)之间。

Description

用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统
技术领域
[0001] 本发明涉及用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统。
背景技术
[0002] 本发明应用于飞机涡轮引擎,例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。更具体地,其应用于具有《敞开转子》的涡轮引擎,其中一无动力涡轮直接或间接地通过如减速器并特别包括行星齿轮系的机械传动装置来驱动两个反转螺旋推进器。在这些反转螺旋推进器系统中,该螺旋推进器因此在它们的外径向端部不具有整流装置。
[0003] 具有反转螺旋推进器系统的涡轮引擎是已知的,其螺旋推进器由通常为差动减速器的机械传动装置驱动。此差动减速器包含一特殊的行星齿轮系,其中心齿轮由一无动力涡轮的转子旋转驱动,其行星支架驱动第一螺旋推进器,其环形齿轮驱动第二螺旋推进器。在这方面,注意到,取决于该反旋转螺旋推进器相对于驱动它们的无动力涡轮的位置,该第一螺旋推进器构成下游螺旋推进器,该第二螺旋推进器构成上游螺旋推进器,反之亦然。尽管如此,不象简单的行星齿轮系那样,该环形齿轮不是静止的,而是运动的。
[0004] 具有这样的行星齿轮系,这两个螺旋推进器无法经历相同的空气动力学扭矩。该行星齿轮的机械平衡方程式显示这两个扭矩必定具有一恒定比值,取决于该减速器的几何特征。此比值必定不为整数I。实际上,该应用到第一螺旋推进器的扭矩Cl与应用到第二螺旋推进器的扭矩C2之间的比值由下式给出:
[0005] C1/C2 = (R+l)/(R-1);
[0006] 其中R对应于由该行星齿轮系限定的减速比。
[0007] 因此,为了实现接近于I的扭矩比,必须增加该减速比R,然而,该减速比R由于机械可行性的问题而无法大于10。而且,减速比R的增加必然通过该减速器的总量的增加来转换,这对涡轮引擎不利。
[0008] 由于在所述扭矩之间的比不等于1,因此两个螺旋推进器中的一个将比另一个螺旋推进器产生更多的旁流回转,其由出口流的剩余回转所转换,实质性地限制推进效率,并不利地增加该涡轮引擎的声学水平。实际上,由行星支架驱动的第一螺旋推进器总是承担最多的扭矩。
[0009] 此外,在两者之间的差还在用于将该涡轮引擎连接到飞机上的装置上产生一增加的应力,这些装置因此尺寸加大以承受施加于它们之上的过载。
[0010] 在由斯奈克码公司于2008年12月19日递交的法国专利申请FR O 858822中,一螺旋推进器系统,可填充收自第二螺旋推进器的扭矩的缺失,该第二螺旋推进器由该无动力涡轮的第二转子通过该行星齿轮系的环形齿轮所驱动,这是已知的。其结果是,空气动力学流在离开该螺旋推进器系统的同时被很好地弄直。而且,所述用于将该涡轮引擎连接到飞机上的装置上的机械应力减小,因此在尺寸和质量方面可采用较低成本的设计。
[0011] 为了限制该涡轮引擎的噪音,该引擎必须在上游螺旋推进器与下游螺旋推进器之间包括足够的间隙,这增加了该涡轮引擎的长度。而且,当一螺旋推进器配备有不同装配类型的叶片时,供应到该装配系统的能(电能或液压能)穿过该行星齿轮系。因此,该行星齿轮系的任何故障影响该装配系统,这需要特别的防备以避免在飞行过程中出现危险情况。
发明内容
[0012] 为了克服至少部分这些缺点,本发明涉及一种用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统,包括:
[0013]-无动力涡轮,包括第一转子和相对于所述第一转子的第二反转转子;
[0014]-第一和第二反转螺旋推进器,围绕所述螺旋推进器系统的纵轴相对于此系统的定子旋转,以及
[0015]-机械传动装置,包括一行星齿轮系,该行星齿轮系包括一与所述纵轴同心,并由所述无动力涡轮的所述第一转子所驱动的中心齿轮,与所述中心齿轮相啮合的行星齿轮,驱动所述第一螺旋推进器的行星支架,以及与每个行星齿轮相啮合的环形齿轮,该环形齿轮,由所述第二转子所驱动,驱动所述第二螺旋推进器。
[0016] 该系统的特征在于,该机械传动装置设置在第一螺旋推进器与第二螺旋推进器之间。因此,该涡轮引擎的尺寸可大大减小。而且,由于在所述螺旋推进器之间必须保持足够大的间隙,因此该机械传动装置的尺寸可增加以限制其复杂性并因此限制成本。得到具有缩小的尺寸并且不太复杂的涡轮引擎。
[0017]由于本发明,行星齿轮系外观的可由涡轮级的数量2分开,并减小其平均半径,这大大降低了该螺旋推进器系统的质量。
[0018] 优选地,该第一螺旋推进器位于该机械传动装置下游,该第二螺旋推进器位于该机械传动装置上游。由于此结构,该行星齿轮系的结构被优化,该涡轮引擎结构紧凑。
[0019] 还优选地,该无动力涡轮的第一转子为内转子,该无动力涡轮的第二转子为外转子。
[0020] 优选地,该无动力涡轮对应于一双轴涡轮引擎的低压涡轮。
[0021] 总是优选地,所述行星支架与所述第一螺旋推进器为一整体,该环形齿轮与所述第二螺旋推进器和该无动力涡轮的第二转子为一整体。
[0022] 优选地,该行星支架通过行星支架轴承关于定子可旋转地安装,该环形齿轮通过环形齿轮轴承关于定子可旋转地安装。每个所述螺旋推进器由该定子直接支撑,这限制了不平衡和振动的出现。
[0023] 优选地,每个螺旋推进器包括用于该螺旋推进器叶片的螺距的变化机构,每个机构安装在定子中,并关于所述机械传动装置而轴向移动。该螺距变化机构有利地安装在定子中,其限制振动并因此限制该变化机构的磨损。而且,由于该螺距变化机构的动力供应与该机械传动装置相分离,这避免了在该机械传动装置发生故障时累及该螺距变化机构的动力供应。
[0024] 优选地,该行星齿轮系安装在一与该环形齿轮整体形成的环形齿轮轴中,该环形齿轮轴包括一内圆形槽,该内圆形槽设置为由于离心力而从该行星齿轮系回收润滑油。因此,润滑油朝向该环形齿轮轴离心分离,并回收到该圆形槽中,这有利于该油由于其在一气油交换器中的通道而朝向引擎返回。
[0025] 仍然优选地,该圆形槽设置在该行星齿轮系的上游。油循环系统并不有利地穿过该行星齿轮系,这简化了此系的设计。
[0026] 总是优选地,排放口设置在该环形齿轮中,以将下游的润滑油朝向该圆形槽运至该行星齿轮系。
[0027] 本发明还涉及用于包括例如上述的反转螺旋推进器系统的飞机的涡轮引擎。优选地,该涡轮引擎是一《敞开转子》。
附图说明
[0028] 本发明通过附图将更好地理解:
[0029] 图1是根据本发明的一螺旋推进器系统的示意图;
[0030]图2是根据本发明优选实施例的用于飞机的螺旋推进器系统的纵向截面图;
[0031] 图3是图2的螺旋推进器系统的放大图;
[0032] 图4是图3的螺旋推进器系统的放大图;和
[0033]图5是根据本发明的螺旋推进器系统的行星齿轮系的示意性截面图。
具体实施方式
[0034] 典型地,一涡轮引擎包括,从上游到下游,低压压缩机、高压压缩机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮。以后,术语“上游”和“下游”关于气体在该涡轮引擎中的循环而限定,该气体从上游循环至下游。类似地,在本申请中达成一致,术语“内部”和“外部”关于在图1-图4中所图示的引擎的X轴而沿径向限定。因此,沿该引擎轴延伸的一圆柱体包括一朝向该引擎轴的内表面和一与其内表面相对的外表面。
[0035] 所述低压压缩机和低压涡轮通过一低压轴而机械连接,形成一低压筒;而所述高压压缩机和高压涡轮通过一高压轴而机械连接,形成一高压筒。该涡轮引擎被称作一双筒涡轮引擎。
[0036] 参见图1,根据本发明的用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统I包括一无动力涡轮30,该无动力涡轮30包括第一转子31和第二转子32,该第二转子32相对于所述第一转子31反转,第一 11和第二 12反转螺旋推进器设计为围绕该螺旋推进器系统的轴关于该涡轮引擎的一壳体33旋转,此轴与该涡轮引擎的X轴相重合。
[0037] 参见图5,该系统I包含一行星齿轮系20形式的机械传动装置,形成减速器,包含一中心齿轮40,该中心齿轮40与所述纵向X轴同心,并由所述无动力涡轮的第一转子31驱动,行星齿轮50与所述中心齿轮40相啮合,一行星支架52驱动所述第一螺旋推进器11,同样一环形齿轮60,由所述第二转子32驱动,与各行星齿轮50啮合,并驱动所述第二螺旋推进器12,该机械传动装置设置在该第一螺旋推进器11和该第二螺旋推进器12之间。
[0038] 参见图1,该第一螺旋推进器11安装在该行星齿轮系20的下游,而该第二螺旋推进器12安装在上游。因此,设置在上游螺旋推进器12与下游螺旋推进器11之间的螺旋推进器间的间隙用来容纳该涡轮引擎的无动力涡轮30,这使得可有利地减小该涡轮引擎的长度,并因此减小其尺寸。
[0039] 与由斯奈克玛公司于2008年12月19日递交的申请FR 0858822相反,在该申请中反转螺旋推进器系统位于低压涡轮的下游,该螺旋推进器系统I在这里形成在该涡轮引擎的更上游。
[0040] 参见图1,对应于该无动力涡轮的低压涡轮30包括第一转子31,构成该低压涡轮的内转子;和第二转子32,构成此涡轮的外转子,该第二转子32也被本领域技术人员已知为“外鼓”。该低压涡轮30在此安装在该涡轮引擎的定子中,本领域技术人员了解其名称为《出口壳体》33。该出口壳体33形成根据本发明的该螺旋推进器系统的固定部分,并与该涡轮引擎的X轴同心。该出口壳体33沿轴向延伸并向内延伸到该低压涡轮30。
[0041] 所述第一螺旋推进器11,称为下游螺旋推进器,所述第二螺旋推进器12,称为上游螺旋推进器,每个都呈现包括向外延伸的径向叶片的轮的形式。在此例中,该螺旋推进器系统I被改造以使螺旋推进器无径向整流装置围绕它们,如图1中所示,该涡轮引擎为一《敞开转子》涡轮引擎。
[0042] 参见图2,螺旋推进器11、12相互轴向转换,行星齿轮系20安装在它们之间。换句话说,该涡轮引擎从上游到下游沿轴向包括:上游螺旋推进器12、行星齿轮系20和下游螺旋推进器11。两个螺旋推进器11、12设置为围绕与它们同心的涡轮引擎的X轴沿相反方向旋转,所述旋转关于保持静止的壳体33进行。两个螺旋推进器11、12皆由行星齿轮系20驱动ο
[0043] 参见图5,行星齿轮系20的中心齿轮40呈现轮的形式,其外表面加工出齿,并且该中心齿轮与涡轮引擎的X轴同心。参见图3和4,该中心齿轮40向下游与沿涡轮引擎的X轴延伸的纵向行星轴41相连。
[0044] 该行星轴41利用锥形法兰42与第一转子31可旋转地整体形成。当来自燃烧室的气体穿过该涡轮引擎的低压涡轮时,该第一转子31直接旋转驱动中心齿轮40。
[0045] 进一步参见图5,该行星齿轮系20的行星齿轮50呈现轮的形式,其带齿的外表面与该中心齿轮40的带齿的外表面啮合。每个行星齿轮50由具有相对于该涡轮引擎的X轴偏心的轴线的行星轴51承载。该行星齿轮系20配备有行星支架52,与该涡轮引擎的X轴同心,通过行星齿轮50的行星轴51可旋转地承载行星齿轮50。该行星支架52呈现与行星轴41同轴的纵轴的形式,该行星轴41通过轴承75、76可旋转地安装在该行星支架52的外侦牝所述轴承75、76以后称为行星轴承75、76。
[0046] 行星轴41具有相对大的直径,以容纳行星轴承75、76和行星支架52。因此可提供更大数量的行星齿轮50 (在此为12),具有减小的尺寸,在中心齿轮40与环形齿轮60之间,如图5中所示。如此获得的该行星齿轮系20对于减小的总体尺寸具有较低的缩减比,相对于根据现有技术的行星齿轮系质量更小。
[0047] 对于根据现有技术的引擎,较低的缩减比(大约4)将造成在对上游螺旋推进器的扭矩与对下游螺旋推进器的扭矩之间的不平衡。根据本发明,该第二转子有利地补偿此扭矩缺失,这将在下文中详述。
[0048] 该行星支架52与该行星齿轮系20下游的第一螺旋推进器11整体形成,如图1和2所示,以直接可旋转地驱动它。参见图3,该行星支架52由行星支架轴承73、74相对于该涡轮引擎的壳体33而被支撑。由于该下游螺旋推进器11相对于壳体33而被直接支撑,其限制了可由安装该涡轮引擎的飞机上的乘客感觉到的不平衡和振动的出现。
[0049] 仍然参见图5,该行星齿轮系20的环形齿轮60呈现轴向圆柱体的形式,该圆柱体包括向该涡轮引擎沿径向向内凸出的齿。该环形齿轮60与该涡轮引擎的X轴同心,并由具有相同轴的环形齿轮轴61承载,该环形齿轮60向内与行星齿轮50啮合,如图5中所示。
[0050] 环形齿轮轴61从行星齿轮系20向上游延伸,并与第二螺旋推进器12整体形成,以直接可旋转地驱动它。参见图4,该环形齿轮轴61向上游延伸到行星齿轮系20,而行星支架52的轴向下游延伸到行星齿轮系20。因此,下游螺旋推进器11和上游螺旋推进器12在该行星齿轮系20的两侧。该环形齿轮轴61通过环形齿轮轴承71、72可旋转地向外安装到该涡轮引擎的壳体33上。
[0051] 该环形齿轮轴61与第二转子32通过一法兰而整体形成。因此,一部分动力从该第二转子32直接传递到该上游螺旋推进器12,而不经过行星齿轮系20传递。
[0052] 因此,第二转子32直接帮助驱动环形齿轮31,从而帮助驱动上游螺旋推进器12。为了获得该涡轮引擎的更好的效率,可获得分别传送到下游螺旋推进器11与上游螺旋推进器12的扭矩之间的整体比。
[0053] 参见图1,每个螺旋推进器配备有其叶片的螺距变化机构。优选地,每个系统容纳在一设置在各螺旋推进器下方的腔中。每个机构的动力供应(电能或液压能)通过一朝向出口壳体33下游而凸出的突起而制成。该行星齿轮系20就螺旋推进器11、12的螺距关于变化机构70而轴向变化。因此,在该行星齿轮系20发生故障或过热的情况下,对于螺旋推进器的螺距变化机构无有害的后果。
[0054] 假设由该减速器传送较大的动力,则有必要从该减速器释放大量的热。为此,一润滑回路可使该减速器冷却,其油速为约5000公升/小时。
[0055] 随着该引擎上游减速器的运动,有必要修改该减速器的润滑回路。在现有技术中,该润滑回路将穿过该减速器的行星支架,这具有缺点。
[0056] 参见图3和4,该减速器容纳在该浸没在润滑油中的旋转的环形齿轮轴61中。该减速器的润滑油随后在离心力的作用下倚着该环形齿轮轴61的内表面而被抽出。该油即为所称的“离心分离的”。
[0057] 为了便于恢复润滑油,在环形齿轮轴61中设有圆形恢复槽62,沿引擎轴横向延伸,设置在该环形齿轮轴61的内表面中行星齿轮系20的上游,该槽62具有向内的径向开
□ O
[0058] 为了使位于减速器下游的润滑油可到达恢复槽62,在环形齿轮60中设置排放口64。更具体参见图4,排放口 64在环形齿轮60中延伸,并从环形齿轮60引出以连通位于减速器下游的环形齿轮轴61的容积与其位于上游的容积。该排放口 64在此从上游向下游向引擎内倾斜地延伸,以利于润滑油在离心力的作用下朝上游容积循环。
[0059] 为了有利于润滑油的恢复,在该环形齿轮轴61的环形杯中设置圆形槽62,该环形杯限定一上游斜面62a,该上游斜面62a从上游向下游向外延伸,以及一下游斜面62b,该下游斜面62b从上游朝向下游向内延伸。因此,润滑油被斜面62a、62b所引导,重新回到圆形槽62中。油的返回通过多个管63来保证,所述管63从上游到下游,在出口壳体33中纵向延伸,沿径向直地穿过它到圆形槽62上以形成在所述圆形槽62中。管63的端部在此敞开,并沿切线方向,即垂直于径向方向,以使重新回到圆形槽62中的润滑油在该环形齿轮轴61旋转过程中被抽到管63中。所述管63,在此它们中的三个,可§出润滑油到圆形槽62中。
[0060] 在恢复后,润滑油通过管63朝向一气-油交换器而向上游运送到引擎,其中该气-油交换器优选安装在该引擎的二级设备的壳体中。有利地,由于部分动力(大约20%)从第二转子32直接传送到上游螺旋推进器12,而不经过行星齿轮系20,在减速器内部产生的热因而比根据现有技术引擎而较低。其使得可有利地降低冷却该行星齿轮系20的油速,从而限制气-油交换器的尺寸,因而限制其拖拉。

Claims (10)

1.一种用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统(I),包括: -无动力涡轮(30),该无动力涡轮包括第一转子(31)和第二转子(32),该第二转子(32)相对于所述第一转子(31)反转; -第一 (11)和第二(12)反转螺旋推进器,围绕所述反转螺旋推进器系统(I)的纵轴(X)相对于此系统的出口壳体(33)旋转,以及 -机械传动装置,该机械传动装置包括一行星齿轮系(20),该行星齿轮系包括: 1.一与所述纵轴⑴同心,并由所述无动力涡轮(30)的所述第一转子(31)所驱动的中心齿轮(40), i1.与所述中心齿轮(40)相啮合的行星齿轮(50), ii1.驱动所述第一反转螺旋推进器(11)的行星支架(52),以及 iv.与每个行星齿轮(50)相啮合的环形齿轮(60),该环形齿轮(60),由所述第二转子(32)所驱动,驱动所述第二反转螺旋推进器(12), 其特征在于,所述机械传动装置设置在所述第一反转螺旋推进器(11)与所述第二反转螺旋推进器(12)之间。
2.根据权利要求1所述的系统,其中该第一反转螺旋推进器(11)设置在该机械传动装置的下游,该第二反转螺旋推进器(12)设置在该机械传动装置的上游。
3.根据权利要求1所述的系统,其中该无动力涡轮(30)的第一转子(31)为内转子,该无动力涡轮(30)的第二转子(32)为外转子。
4.根据权利要求1所述的系统,其中所述行星支架(52)与所述第一反转螺旋推进器(11)为一整体,所述环形齿轮¢0)与所述第二反转螺旋推进器(12)和所述无动力涡轮的第二转子(32)为一整体。
5.根据权利要求1所述的系统,其中该行星支架(52)通过行星支架轴承(73,74)关于所述出口壳体(33)可旋转地安装,该环形齿轮¢0)通过环形齿轮轴承(71,72)关于所述出口壳体(33)可旋转地安装。
6.根据权利要求1所述的系统,其中所述行星齿轮系(20)安装在一与所述环形齿轮(60)整体形成的环形齿轮轴(61)中,该环形齿轮轴(61)包括一内圆形槽(62),该内圆形槽设置为在离心力的作用下从该行星齿轮系(20)回收润滑油。
7.根据权利要求6所述的系统,其中所述圆形槽(62)设置在该行星齿轮系(20)的上游。
8.根据权利要求7所述的系统,其中排放口 ¢4)设置在所述环形齿轮¢0)中,以将位于下游的润滑油朝向该圆形槽(62)运至该行星齿轮系(20)。
9.一种用于飞机的涡轮引擎,该涡轮引擎包括根据权利要求1所述的反转螺旋推进器系统⑴。
10.根据权利要求9所述的涡轮引擎,其特征在于,其为一敞开转子涡轮引擎。
CN201180005375.1A 2010-01-08 2011-01-07 用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统 Active CN102686864B (zh)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1000074A FR2955085B1 (fr) 2010-01-08 2010-01-08 Systeme d'helices contrarotatives pour turbomachine d'aeronef
FR1000074 2010-01-08
PCT/EP2011/050147 WO2011083137A1 (fr) 2010-01-08 2011-01-07 Système d'hélices contrarotatives pour turbomachine d'aéronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102686864A CN102686864A (zh) 2012-09-19
CN102686864B true CN102686864B (zh) 2015-09-09

Family

ID=42562786

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201180005375.1A Active CN102686864B (zh) 2010-01-08 2011-01-07 用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9611809B2 (zh)
EP (1) EP2521851B1 (zh)
JP (1) JP5620519B2 (zh)
CN (1) CN102686864B (zh)
BR (1) BR112012016552A2 (zh)
CA (1) CA2786130A1 (zh)
FR (1) FR2955085B1 (zh)
RU (1) RU2551143C2 (zh)
WO (1) WO2011083137A1 (zh)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201005442D0 (en) * 2010-03-31 2010-05-19 Rolls Royce Plc Hydraulic fluid transfer coupling
FR2979162B1 (fr) * 2011-08-17 2018-04-27 Safran Aircraft Engines Procede de determination des performances d'au moins une helice d'une turbomachine
DE102011084360B4 (de) * 2011-10-12 2015-07-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine
US8246292B1 (en) * 2012-01-31 2012-08-21 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
US20130219859A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 Gabriel L. Suciu Counter rotating low pressure compressor and turbine each having a gear system
US9028200B2 (en) * 2012-02-29 2015-05-12 United Technologies Corporation Counter rotating low pressure turbine with splitter gear system
US9080512B2 (en) * 2012-02-29 2015-07-14 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to mid turbine frame
WO2014176180A1 (en) * 2013-04-22 2014-10-30 United Technologies Corporation Low loss bearing drain
US9701395B2 (en) 2014-01-06 2017-07-11 United Technologies Corporation Contra-rotating open rotor distributed propulsion system
FR3020658B1 (fr) * 2014-04-30 2020-05-15 Safran Aircraft Engines Capot de recuperation d'huile de lubrification pour un equipement de turbomachine
PL226824B1 (pl) * 2015-09-07 2017-09-29 Gen Electric Układ isposób regulacji skoku smigła
FR3041933B1 (fr) * 2015-10-05 2018-07-13 Safran Aircraft Engines Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant un doublet d'helices a l'arriere du fuselage
CN110185760B (zh) * 2019-04-30 2020-10-02 中国航发南方工业有限公司 涡桨发动机的星形减速器

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB586557A (en) * 1942-01-12 1947-03-24 Karl Baumann Improvements in internal combustion turbine plant for propulsion
GB2150980A (en) * 1983-12-08 1985-07-10 United Technologies Corp Integrated reduction gear and counterrotation propeller
US4817382A (en) * 1985-12-31 1989-04-04 The Boeing Company Turboprop propulsion apparatus
GB2209371A (en) * 1985-09-28 1989-05-10 Dowty Rotol Ltd A control system for a bladed rotor assembly
US4842484A (en) * 1983-08-29 1989-06-27 General Electric Company Blade gearing and pitch changing mechanisms for coaxial counterrotating propellers
US5010729A (en) * 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
CN101495374A (zh) * 2005-05-31 2009-07-29 西科尔斯基飞机公司 用于旋翼飞机的可变速度传动系统

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR858822A (fr) 1938-08-08 1940-12-04 Messerschmitt Boelkow Blohm Dispositif de guidage d'un outil d'ajustage mécanique à mouvement alternatif
US2394299A (en) * 1940-02-05 1946-02-05 Friedrich Albert Drive for oppositely rotating propellers
US5079916A (en) * 1982-11-01 1992-01-14 General Electric Company Counter rotation power turbine
GB2145777B (en) * 1983-08-29 1987-07-22 Gen Electric Aircraft propeller system
US4657484A (en) * 1984-09-04 1987-04-14 General Electric Company Blade pitch varying means
JPS6166821A (en) * 1984-09-05 1986-04-05 Garrett Corp Speed controller and gas turbine engine mechanism using saidcontroller
GB2192238B (en) * 1986-07-02 1990-05-23 Rolls Royce Plc Gas turbine engine power turbine
GB2195712B (en) * 1986-10-08 1990-08-29 Rolls Royce Plc A turbofan gas turbine engine
DE3714990C2 (zh) * 1987-05-06 1990-07-05 Mtu Muenchen Gmbh
GB2209575A (en) * 1987-09-05 1989-05-17 Rolls Royce Plc A gearbox arrangement for driving contra-rotating multi-bladed rotors
US4927329A (en) * 1988-10-21 1990-05-22 General Electric Company Aircraft engine unducted fan blade pitch control system
US5174716A (en) * 1990-07-23 1992-12-29 General Electric Company Pitch change mechanism
US5186609A (en) * 1990-12-20 1993-02-16 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Contrarotating propeller type propulsion system
FR2761412B1 (fr) * 1997-03-27 1999-04-30 Snecma Groupe turbopropulseur double corps a regulation isodrome
RU2176027C2 (ru) * 1999-03-31 2001-11-20 Владимиров Порфирий Сергеевич Силовая установка и фрикционная передача
JP4196569B2 (ja) * 2002-02-27 2008-12-17 アイシン精機株式会社 遊星歯車機構
US8267826B2 (en) * 2005-03-15 2012-09-18 United Technologies Corporation Uninterruptible oil supply in planetary system
JP4642514B2 (ja) * 2005-03-22 2011-03-02 アイシン・エィ・ダブリュ株式会社 プラネタリギヤの潤滑装置
FR2911930A1 (fr) * 2007-01-26 2008-08-01 Snecma Sa Turbopropulseur a helice a pas reglable
JP2008248963A (ja) * 2007-03-29 2008-10-16 Toyota Motor Corp 車両用遊星歯車装置
US8127528B2 (en) * 2008-02-26 2012-03-06 United Technologies Corporation Auxiliary propulsor for a variable cycle gas turbine engine
FR2940247B1 (fr) 2008-12-19 2011-01-21 Snecma Systeme d'helices contrarotatives entrainees par un train epicycloidal offrant une repartition de couple equilibree entre les deux helices
FR2950381B1 (fr) 2009-09-18 2011-10-28 Snecma Turbomachine a helices non carenees contrarotatives

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB586557A (en) * 1942-01-12 1947-03-24 Karl Baumann Improvements in internal combustion turbine plant for propulsion
US4842484A (en) * 1983-08-29 1989-06-27 General Electric Company Blade gearing and pitch changing mechanisms for coaxial counterrotating propellers
GB2150980A (en) * 1983-12-08 1985-07-10 United Technologies Corp Integrated reduction gear and counterrotation propeller
GB2209371A (en) * 1985-09-28 1989-05-10 Dowty Rotol Ltd A control system for a bladed rotor assembly
US4817382A (en) * 1985-12-31 1989-04-04 The Boeing Company Turboprop propulsion apparatus
US5010729A (en) * 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
CN101495374A (zh) * 2005-05-31 2009-07-29 西科尔斯基飞机公司 用于旋翼飞机的可变速度传动系统

Also Published As

Publication number Publication date
WO2011083137A1 (fr) 2011-07-14
CN102686864A (zh) 2012-09-19
RU2012133966A (ru) 2014-02-20
US20120288358A1 (en) 2012-11-15
JP2013516572A (ja) 2013-05-13
US9611809B2 (en) 2017-04-04
JP5620519B2 (ja) 2014-11-05
CA2786130A1 (fr) 2011-07-14
EP2521851B1 (fr) 2013-11-13
BR112012016552A2 (pt) 2016-04-26
FR2955085A1 (fr) 2011-07-15
EP2521851A1 (fr) 2012-11-14
RU2551143C2 (ru) 2015-05-20
FR2955085B1 (fr) 2011-12-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10302018B2 (en) Gas turbine engine geared compressor with first and second input rotors
US9752511B2 (en) Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US9976444B2 (en) Turbine engine transmission gutter
US10502143B2 (en) Compressor of axial turbine engine with contra-rotating rotor
EP3002434B1 (en) Geared architecture for a gas turbine with squeeze film damper
US10202905B2 (en) Gas turbine architecture
US8894529B2 (en) Journal pin oil supply for gear system
US8974344B2 (en) Mounting system for a planatary gear train in a gas turbine engine
CN1952368B (zh) 燃气轮机装置及其装配方法
US8966911B2 (en) Turbofan engine with HP and LP power off-takes
US8876462B2 (en) System of contra-rotating propellers driven by a planetary gear train providing a balanced distribution of torque between the two propellers
JP5080777B2 (ja) 二重反転ファン組立体及びそれを含むガスタービンエンジン組立体
EP2799674B1 (en) Lubrication oil system for a reduction gearbox
EP3022420B1 (en) Lubrication of journal bearing during clockwise and counter-clockwise rotation
CN106168168B (zh) 附件设备和将附件与涡轮发动机组装的方法
EP2977315B1 (en) Apparatus and methods for powering an electrical device associated with an aircraft rotor
JP4906465B2 (ja) ガスタービンエンジン組立体及びそれを組み立てる方法
CA2915602C (en) Lightweight gear assembly for epicyclic gearbox
US7926259B2 (en) Turbofan engine assembly and method of assembling same
EP1921253B1 (en) Turbofan engine assembly
RU2631956C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
JP5094351B2 (ja) 動力抽出用トルク連結を備えたオープン差動装置すなわち遊星ギアセットを介したターボファンエンジンスプールの可変連結およびエンジン操作性
CN100564831C (zh) 燃气轮机装置及其装配方法
US10393068B2 (en) Shafting arrangement for a gas turbine engine
CN100554664C (zh) 双轴涡轮发动机、其动力输出模块和装配该发动机的方法

Legal Events

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