CN103119250A - 用于对转推进器的风扇桨距改变致动的液压系统 - Google Patents

用于对转推进器的风扇桨距改变致动的液压系统 Download PDF

Info

Publication number
CN103119250A
CN103119250A CN2011800469470A CN201180046947A CN103119250A CN 103119250 A CN103119250 A CN 103119250A CN 2011800469470 A CN2011800469470 A CN 2011800469470A CN 201180046947 A CN201180046947 A CN 201180046947A CN 103119250 A CN103119250 A CN 103119250A
Authority
CN
China
Prior art keywords
backward
conjuncted
rotatable
rotor
route
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.)
Granted
Application number
CN2011800469470A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103119250B (zh
Inventor
D.T.扎托尔斯基
D.S.伊格尔
J.R.梅纳德
N.R.丁斯摩尔
C.C.格林
B.W.米勒
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN103119250A publication Critical patent/CN103119250A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103119250B publication Critical patent/CN103119250B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
    • 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
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/324—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, low solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • F05D2260/74—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades by turning around an axis perpendicular the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • F05D2260/79—Bearing, support or actuation arrangements therefor
    • 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Retarders (AREA)
  • Hydraulic Motors (AREA)
  • Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)

Abstract

前、后推进器的间隔开的可对转前、后列安装在前、后可旋转框架上。框架上的液压旋转前、后桨距改变致动器能够操作用于控制推进器的桨距。框架外侧的液压流体供应源连接于前、后旋转联体，其能够操作用于在安装在前、后旋转联体内的前、后联体定子与前、后联体转子之间传递液压流体。前联体转子能够操作以将液压流体从前旋转联体传递至后桨距改变致动器，并且后联体转子能够操作以将液压流体从后旋转联体传递至前桨距改变致动器。前、后可旋转框架可对转地安装在位于推进器的前面或后面的结构框架上。

Description

用于对转推进器的风扇桨距改变致动的液压系统
技术领域
本发明涉及用于飞行器燃气涡轮发动机可对转推进器的桨距(pitch)改变系统，并且更特别地，涉及用于可对转推进器的桨距改变致动的液压系统。
背景技术
一种飞行器燃气涡轮发动机包括驱动可对转推进器转子的动力涡轮，并且动力涡轮由气体发生器提供动力。包括液压流体输送系统的桨距改变致动系统用于安装在可对转推进器转子上的可对转推进器的桨距改变致动。桨距改变系统包括安装在还支承可对转推进器和叶片的可对转框架中的桨距改变致动器。
1986年11月11日公布，标题为“Counterrotating PowerTurbine”并且转让给通用电气公司(与本专利申请相同的受让人)的Alan R. Stuart的美国专利No.4,621,978公开了使用滑环在静止(不可旋转)的发动机支承结构与可对转推进器转子之间传输液压流体。滑环还为用于将液压流体或其它流体或液压压力从非旋转或静止的元件沿径向方向传递至旋转元件的装置。由滑环提供的用以将所需体积的液压流体或油传递至两个旋转框架的小面积在特定压力下可为不够的。
因此，非常合乎需要的是，提供液压流体传递，其具有大于且好于滑环的在静止(不可旋转)的发动机支承结构与可对转推进器转子之间的液压传递能力。
发明内容
一种推进设备包括分别安装在前、后可旋转框架上并能够绕中心轴线旋转的前、后推进器的轴向间隔开的可对转前列和后列。桨距改变系统包括液压前、后桨距改变致动器，其安装在前、后可旋转框架上，并且分别连接于前、后推进器，并且能够操作用于控制和设定前、后推进器的桨距。安装在前、后可旋转框架的外侧的液压流体供应源液压地连接于包括分别安装在前、后联体定子内的前、后联体转子的前、后旋转联体。前、后旋转联体能够操作用于分别在前、后联体定子与前、后联体转子之间传递液压流体，前联体转子液压地连接于后桨距改变致动器用于将液体流体从前旋转联体传递至后桨距改变致动器，并且后联体转子液压地连接于前桨距改变致动器用于将液体流体从后旋转联体传递至前桨距改变致动器。
前、后旋转联体可轴向地间隔开，并且能够操作用于分别在前、后联体定子与前、后联体转子之间径向向内和向外传递液压流体。前、后驱动轴可分别驱动地连接于前、后可旋转框架，并且后联体转子可包括与前驱动轴集成的环形转子本体。
前、后可旋转框架的前、后可旋转支柱可分别跨越穿过前、后可旋转框架的流动路径径向地延伸，并且前、后桨距改变致动器可为液压旋转致动器，其分别利用前、后可旋转框架的前、后可旋转支柱以一比一的比率安装在流动路径的径向内侧。前、后可旋转轴延伸经过前、后可旋转支柱，其使前、后桨距改变致动器以一比一的比率分别连接于前、后推进器。
前、后驱动轴可分别驱动地连接于前、后可旋转框架，并且后联体转子可包括与前驱动轴集成的环形转子本体。前联体转子可向后延伸穿过后联体转子，后联体转子可包括与前驱动轴集成的环形转子本体，并且前、后联体转子可分别至少部分地承载流体通路。由前联体转子承载的流体通路分别与液压流体前供应路线和返回路线以及后供应可旋转路线和返回可旋转路线流体连通，并且由后联体转子内的环形转子本体承载的流体通路分别与液压流体后供应路线和返回路线以及前供应可旋转路线和返回可旋转路线流体连通。前、后联体定子中的每一个可至少包括第一和第二流体腔室，其至少分别具有从前、后联体定子的环形径向内定子表面径向向外延伸并通过其敞开的第一和第二定子通道。流体腔室中的每一个具有连接于液压流体供应源的至少一个入口端口，并且流体通路与流体腔室流体连通。
后联体转子可包括：安装在环形转子本体上的环形转子定子座圈(race)，环形转子定子座圈的径向外转子表面与内定子表面可滑动地密封接合；传递孔，其与流体腔室流体连通，并且完全地径向地延伸穿过环形转子定子座圈和环形转子本体到安装于环形转子本体的环形旋转歧管。传递孔与轴向向后延伸穿过旋转歧管的流体通路流体连通，并且流体通路包括使流体通路在旋转歧管中的部分部分地连接于流体通路的径向区段的中间管。
前、后旋转联体可集成在单个嵌套式旋转联体中，其中，前、后联体定子集成在共同的单个定子中，并且嵌套式旋转联体能够操作用于在共同的单个定子与前、后联体转子之间径向向内和向外传递液压流体。
一种飞行器燃气涡轮发动机包括：气体发生器，其位于动力涡轮上游，并且能够操作以向动力涡轮提供动力；机舱，其至少环绕气体发生器；前、后推进器的轴向间隔开的可对转前、后列，其分别安装在前、后可旋转框架上，并且能够绕中心轴线旋转，动力涡轮驱动地连接于前、后可旋转框架；桨距改变系统，其包括液压前、后桨距改变致动器，该液压前、后桨距改变致动器安装在前、后可旋转框架上，并且连接于前、后推进器并且能够操作用于分别控制和设定前、后推进器的桨距；液压流体供应源，其安装在前、后可旋转框架的外侧，并且连接于前、后旋转联体，前、后旋转联体包括前、后联体转子，其安装在前、后联体定子内，并且能够操作用于分别在前、后联体定子与前、后旋转联体转子之间传递液压流体，前联体转子液压地连接于后桨距改变致动器，并且能够操作以将液压流体传递至后桨距改变致动器，并且后联体转子液压地连接于前桨距改变致动器，并且能够操作以将液压流体传递至前桨距改变致动器。
前、后驱动轴可以可对转地连接于动力涡轮，并且分别驱动地连接于前、后可旋转框架，并且后联体转子可包括与前驱动轴集成的环形转子本体。动力涡轮的动力涡轮转子可以可旋转地安装在发动机的轴向间隔开的前、后结构涡轮框架上和在其间，动力涡轮转子驱动地连接于行星齿轮箱，并且行星齿轮箱通过前、后驱动轴驱动地连接于前、后可旋转框架，用于可对转地驱动前、后可旋转框架和安装在其上的前、后推进器。
前联体定子可安装在前结构涡轮框架上，并且前联体定子通过液压流体前供应路线和返回路线连接于液压流体供应源，并且后联体定子可安装在后结构涡轮框架上，并且后联体定子通过液压流体后供应路线和返回路线连接于液压流体供应源。前液压旋转联体能够操作用于分别在液压流体前供应路线和返回路线与后供应可旋转路线和返回可旋转路线之间传递加压的液压流体，并且后液压旋转联体能够操作用于分别在液压流体后供应路线和返回路线与前供应可旋转路线和返回可旋转路线之间传递加压的液压流体。前联体转子连接于后供应可旋转路线和返回可旋转路线，其安装在后可旋转框架中并且连接于后桨距改变致动器，并且后联体转子连接于前供应可旋转路线和返回可旋转路线，其安装在前可旋转框架中并且连接于前桨距改变致动器。
附图说明
本发明的前述方面和其它特征在结合附图进行的下列描述中说明，在该附图中：
图1为带有可对转推进器的飞行器燃气涡轮发动机的示例性实施例的透视图。
图2为带有由动力涡轮通过齿轮箱驱动的可对转推进器的飞行器燃气涡轮发动机的示例性实施例的概略图。
图3为包括用于图1中示出的可对转推进器的桨距改变致动器的双液压流体回路的示例性实施例的、图1中示出的发动机的一部分的纵向截面图。
图4为用于供给图3中示出的桨距改变致动器的流体回路的后液压旋转联体的纵向截面图。
图5为图4中示出的旋转联体的剖视透视图。
图6为图4中示出的旋转联体的外侧透视图。
图7为用于图3中示出的发动机的可选嵌套式旋转联体的纵向截面图。
图8为带有由动力涡轮通过齿轮箱驱动的前推进器并带有驱动前推进器的齿圈和驱动后推进器的行星托架的、飞行器燃气涡轮发动机的示例性实施例的概略图。
图9为带有牵引式(puller)可对转推进器的飞行器燃气涡轮发动机的第二示例性实施例的透视图。
图10为带有图9中示出的牵引式可对转推进器的飞行器燃气涡轮发动机的示例性实施例的概略图。
图11为包括用于图9中示出的可对转推进器的桨距改变致动器的双液压流体回路的示例性实施例的、图9中示出的发动机的一部分的纵向截面图。
图12为用于图11中示出的发动机的嵌套式旋转联体的纵向截面图。
图13为结合在一起的桨距改变致动器的第一示例性实施例的透视图，其中，每个推进器连接于图3中示出的单个桨距改变致动器。
图14为结合在一起的桨距改变致动器的第二示例性实施例的透视图，其中，推进器每隔二个连接于图3中示出的单个桨距改变致动器。
具体实施方式
图1示出无涵道风扇(UDF)或敞开转子飞行器燃气涡轮发动机20，其具有中心轴线6和分别配置在外护罩或机舱30的径向外侧的前、后推进器22、24的轴向间隔开的可对转的前、后环形列21、23。前、后环形列21、23在本文中示出为具有12个前推进器22和10个后推进器24，但是可使用其它数量的推进器。机舱30包括联接于前推进器22并能够与其一起旋转的前整流罩32和联接于后推进器24并能够与其一起旋转的后整流罩34。
机舱30还包括配置在前整流罩32与后整流罩34之间的间隔整流罩36和配置在图2中示出的气体发生器40的径向外侧并环绕气体发生器40的前机舱38。前机舱38包括将周围空气引导至气体发生器40的入口42。机舱30提供适当的空气流特性以优化推进器22、24的性能。
图1-3中示出的敞开转子飞行器燃气涡轮发动机20为具有前、后推进器22、24的间隔开的可对转前、后环形列21、23的推进型发动机，前、后推进器22、24大体位于发动机的后端26处，并且位于气体发生器40和环绕气体发生器40的前机舱38后面。推进型敞开转子飞行器燃气涡轮发动机20的前、后推进器22、24的前、后环形列21、23位于后结构涡轮框架64后面。后结构涡轮框架64用于将由前、后推进器22、24产生的推力传递至飞行器(未示出)和因此指定推进装置。
参考图2，气体发生器40为具有成下游轴向流关系的低、高压压缩机区段12、13、燃烧器区段14和高、低压涡轮区段15、16的燃气涡轮发动机。低、高压涡轮区段16、15分别通过低、高压轴17、19驱动低、高压压缩机区段12、13。动力涡轮18位于低压涡轮区段16后面和下游，动力涡轮18驱动前、后推进器22、24的前、后环形列21、23。穿过气体发生器40的空气被压缩和加热以形成接着流经动力涡轮18的高能(高压/高温)气体脉流44。
在图1-3中示出的具体发动机构型中，动力涡轮18通过使前、后推进器22、24的前、后环形列21、23对转的行星齿轮箱48驱动前、后推进器22、24的前、后环形列21、23。前、后推进器22、24分别安装在前、后可旋转框架52、54上。动力涡轮18包括动力涡轮转子56，动力涡轮转子56包括涡轮叶片58。动力涡轮转子56可旋转地安装在轴向间隔开的前、后结构涡轮框架62、64上和在其间，并且通过齿轮箱输入轴组件65驱动地连接于齿轮箱48。前、后驱动轴72、74可对转地连接于齿轮箱48用于分别驱动前、后可旋转框架52、54。后结构涡轮框架64用于将由前、后推进器22、24产生的推力传递至飞行器(未示出)。
齿轮箱48包括可旋转的环形托架202，其具有可旋转地安装在从环形托架202悬置的销206上的行星齿轮204。太阳齿轮208与行星齿轮204啮合并可旋转地安装在其径向内侧，并且齿圈211与行星齿轮204啮合并可旋转地安装在其径向外侧。太阳齿轮208通过齿轮箱输入轴组件65驱动地连接于动力涡轮18。太阳齿轮208能够操作以驱动行星齿轮204，其进而能够操作以相对于托架202可对转地驱动齿圈211。托架202连接于前驱动轴72，其进而连接于前可旋转框架52用于沿第一圆形方向(顺时针或逆时针)驱动前推进器22。齿圈211连接于后驱动轴74，其进而连接于后可旋转框架54用于沿与第一圆形方向相反或相对的第二圆形方向驱动后推进器24。
在图8中示出的用于齿轮箱48的可选布置中，托架202连接于后驱动轴74，其进而连接于后可旋转框架54用于驱动后推进器24。齿圈211连接于前驱动轴72，其进而连接于前可旋转框架52用于驱动前推进器22。
参考图3，前、后可旋转框架52、54可对转地安装在后结构涡轮框架64上。前可旋转框架52通过止推轴承66和滚柱轴承68可旋转地安装在后结构涡轮框架64上。后可旋转框架54通过止推轴承66和滚柱轴承68区别地且可旋转地安装在前可旋转框架52上。流经动力涡轮18的气体脉流44接着排出穿过排出流动路径80，其穿过前、后可旋转框架52、54。前、后可旋转框架52、54的前、后可旋转支柱82、84分别跨越排出流动路径80径向地延伸。
独立地控制的前、后桨距改变系统78、79控制并设定前、后推进器22、24的桨距。前、后桨距改变系统78、79包括液压前、后桨距改变致动器86、88，其分别利用前、后可旋转支柱82、84以一比一的比率安装在前、后可旋转框架52、54上。液压前、后桨距改变致动器86、88安装在排出流动路径80的径向内侧。前、后桨距改变系统78、79在本文中示出为三个通道系统，其具有用于前、后桨距改变致动器86、88中的每一个的粗调和微调的三个液压通道和用于从桨距改变致动器中的每一个返回的一个液压通道。
前、后可旋转轴92、94延伸并经过前、后可旋转支柱82、84，并且以一比一的比率分别使前、后桨距改变致动器86、88连接于前、后推进器22、24。
液压前、后桨距改变致动器86、88在本文中示出为液压旋转致动器，其为将液压动力(压力和流)转换成旋转机械动力(扭矩和速度)的装置。旋转致动器将流体压力变换成旋转动力并沿任一方向产生瞬时扭矩。基本结构包括封闭柱形腔室，该封闭柱形腔室容纳静止屏障和具有固定于其的(多个)导叶的中心轴。施加于导叶的任一侧的流体压力将使轴旋转。产生的输出扭矩由导叶的面积、导叶的数量和施加的流体压力确定。旋转速度取决于液压系统的流量和压力容量。
静止地安装并位于前、后可旋转框架52、54的外侧的控制加压液压流体供应源98分别通过液压流体前供应线路102和返回线路104以及后供应线路106和返回线路108液压地连接于前、后液压旋转联体110、112。液压流体供应源98能够操作以独立地控制前、后桨距改变致动器86、88和为其提供动力，以便分别改变和控制前、后推进器22、24的桨距。液压流体供应源98为独立地控制的前、后桨距改变系统78、79提供液压压力或动力。
旋转联体为用于相对于中心轴线6沿径向方向在非旋转或静止元件与旋转元件之间传递液压流体或其它流体或液压压力的旋转装置或旋转器件，转子绕着中心轴线6在定子内旋转，或者转子绕着中心轴线6在旋转器件或旋转联体的定子外部同心地旋转。
本文中示出的旋转联体的实施例能够操作，用于相对于中心轴线6沿径向向内和向外的方向在非旋转或静止元件与旋转元件之间传递液压流体或其它流体或液压压力。前液压旋转联体110用于在液压流体供应源98与后桨距改变致动器88之间传递加压的液压流体118。后液压旋转联体112用于在液压流体供应源98与前桨距改变致动器86之间传递加压的液压流体118。
前液压旋转联体110分别在液压流体前供应路线102和返回路线104与后供应可旋转路线120和返回可旋转路线122之间传递加压的液压流体118。在本文中示出两个后供应可旋转路线120，并且一个用于后桨距改变致动器88中的每一个的粗调，并且另一个用于其精调。
后液压旋转联体112分别在液压流体后供应路线106和返回路线108与前供应可旋转路线124和返回可旋转路线126之间传递加压的液压流体118。在本文中示出两个前供应可旋转路线124。一个用于前桨距改变致动器86中的每一个的粗调，并且另一个用于其精调。这在图5中更详细地进一步示出。
参考图3，液压流体前供应路线102和返回路线104以及液压流体后供应路线106和返回路线108分别至少部分地安装在轴向间隔开的前、后结构涡轮框架62、64中。安装在后可旋转框架54中的后供应可旋转路线120和返回可旋转路线122连接于后桨距改变致动器88。安装在前可旋转框架52中的前供应可旋转路线124和返回可旋转路线126连接于前桨距改变致动器86。
图3-6中示出的后液压旋转联体112将被更详细地描述，并且大致代表前、后液压旋转联体110、112两者，其包括非旋转或静止环形前、后联体定子210、212和可旋转地安装在前、后联体定子210、212内并能够绕轴线6旋转的可旋转环形前、后联体转子214、216，轴线6为用于前、后联体转子214、216的旋转轴线。前联体转子214向后延伸穿过后联体转子216。前、后联体定子210、212分别不可旋转或可固定地安装在前、后结构涡轮框架62、64上。
如在本文中示出的液压旋转联体110、112中的每一个具有由第一、第二和第三定子通道240、242、244形成的第一、第二和第三流体腔室230、232、234，第一、第二和第三定子通道240、242、244从前、后联体定子210、212的环形径向内定子表面246径向向外延伸并且通过其敞开。第一、第二和第三定子通道240、242、244由前、后联体转子214、216的环形转子本体250界定，因此形成径向内第一、第二和第三流体腔室230、232、234。安装在前、后联体转子214、216的环形转子本体250上的环形转子定子座圈247包括更特别地界定第一、第二和第三定子通道240、242、244的径向外转子表面248。
流体腔室中的每一个具有至少一个入口端口236。用于每个定子腔室的两个端口在图5和图6中示出。每个端口236一个凸出部238，这使流体腔室流体连接于控制加压液压流体供应源98。流体腔室中的两个用于供应并用于前、后桨距改变致动器86、88中的每一个的粗调和精调，并且腔室中的一个用于从桨距改变致动器中的每一个的返回。
参考图3和图4，与流体腔室流体连通的传递孔249径向地延伸完全穿过环形转子定子座圈247和完全穿过后联体转子216的环形转子本体250到安装于环形转子本体250的环形旋转歧管292。传递孔249与流体通路252流体连通，流体通路252轴向向后地延伸穿过旋转歧管292，并且包括在后联体转子216的后端256处安装在旋转歧管292与环形凸缘254之间的中间管294。
流体通路252从中间管294轴向地延伸，并且接着通过环形凸缘254径向向外延伸。流体通路252中的每一个至少部分地由环形转子本体250承载并且包括轴向区段260，该流体通路252中的每一个轴向向后延伸穿过旋转歧管292、穿过中间管294中的一个和到环形凸缘254中。轴向区段260中的每一个流体连接于流体通路252的径向区段262。径向区段262径向向外延伸穿过环形凸缘254。本文中示出的前、后液压旋转联体110、112的实施例包括与前驱动轴72集成的后联体转子216的环形转子本体250和连接于后驱动轴74并由其旋转的前联体转子214。
流体通路252包括与传递孔249流体连通的在旋转歧管292中的通路入口296。通路入口296与传递孔249直接流体连通或者与环形旋转室298直接流体连通，环形旋转室298与传递孔249直接流体连通，如图4和图5所示。环形旋转室298径向向内延伸到旋转歧管292中，并且与流体通路252的轴向区段260流体连通。
参考图3、图4和图5，每个径向区段262连接于联体转子214的通路出口263，其进而连接于可旋转液压路线270，可旋转液压路线270通往分别安装在前、后可旋转框架52、54中的一个上的前、后桨距改变致动器86、88中的一个。液压路线270分别安装在前、后可旋转框架52、54上，并且分别包括在图3中示出的前供应可旋转路线124和返回可旋转路线126以及后供应可旋转路线120和返回可旋转路线122。注意，环形转子本体250和穿过前液压旋转联体110的联体转子214的环形转子本体250的流体通路252的轴向区段260比后液压旋转联体112长，并且穿过后液压旋转联体112以到达环形凸缘254。
参考图4和图5，在后联体定子212中的定子通道的外侧轴向向前和向后定位的前、后滚柱轴承284、286帮助后联体转子216与后联体定子212之间的径向平滑旋转。在后联体定子212中的定子通道之间并沿后联体定子212的径向内定子表面246以及在定子通道与前、后滚柱轴承284、286之间轴向地定位的环形密封环岸(land)288密封地接合安装在后联体转子216的环形转子本体250上的环形转子定子座圈247。这提供了后联体转子216与后联体定子212之间的滑动旋转密封以及定子通道与其内的腔室之间的密封完整性。
前、后液压旋转联体110、112的可选实施例为图7中示出的嵌套式旋转联体300，前、后联体定子组合或者集成在嵌套式旋转联体300中。嵌套式旋转联体300将前、后联体定子集成到共同的单个定子312中，并且前、后联体转子314、316同心地配置在单个定子312内。
前、后联体转子314、316分别包括前、后环形转子本体350、351。前环形转子本体350在本文中示出为与后驱动轴74集成，并且后环形转子本体351在本文中示出为与前驱动轴72集成。
前联体转子314绕轴线6可旋转地安装在单个定子312内，轴线6为用于转子的旋转轴线。后联体转子316可旋转地安装在单个定子312内。前联体转子314穿过后联体转子316并且可旋转地安装在其内。后联体转子316用于在液压流体供应源98与前桨距改变致动器86之间传递加压的液压流体118。前联体转子314用于在液压流体供应源98与后桨距改变致动器88之间传递加压的液压流体118。
前联体转子314用于分别在非旋转或静止液压流体前供应路线102和返回路线104与后供应可旋转路线120和返回可旋转路线122(在图3中示出)之间传递加压的液压流体118。后联体转子316分别在液压流体后供应路线106和返回路线108与前供应可旋转路线124和返回可旋转路线126(在图3中示出)之间传递加压的液压流体118。
液压流体前供应路线102和返回路线104以及液压流体后供应路线106和返回路线108均安装在相同后结构涡轮框架64中。安装在后可旋转框架54中的后供应可旋转路线120和返回可旋转路线122连接于后桨距改变致动器88。安装在前可旋转框架52中的前供应可旋转路线124和返回可旋转路线126连接于前桨距改变致动器86。
嵌套式旋转联体300具有由第一、第二和第三定子通道340、342、344形成的第一、第二和第三流体腔室330、332、334的前组320和后组324，第一、第二和第三定子通道340、342、344从定子312的环形径向内定子表面346径向向外延伸并通过其敞开。前组320沿定子312位于后组324前面。定子通道中的每一个具有至少一个端口336，并且在本文中示出用于每个定子通道的两个端口。每个端口336一个凸出部338使定子通道和腔室流体连接于控制加压液压流体供应源。
定子通道和腔室中的两个用于供应，并且用于前、后桨距改变致动器86、88中的每一个的粗调和精调，并且腔室和定子通道中的一个连接用于从桨距改变致动器中的每一个返回。
来自第一、第二和第三流体腔室330、332、334和第一、第二和第三定子通道340、342、344的前组320的前传递孔349延伸穿过后环形转子本体351到由前环形转子本体350承载的前流体通路352，其通向前联体转子314的后端处的环形凸缘，诸如图4中示出的前联体转子214的后端256处的环形凸缘254。
来自第一、第二和第三流体腔室330、332、334和第一、第二和第三定子通道340、342、344的后组324的后传递孔364一直径向地延伸穿过后联体转子316的后环形转子本体351到由后联体转子316的后环形转子本体351承载的后流体通路353，其通向后联体转子316的后端356处的后环形凸缘359，后环形凸缘359与图4中示出的后联体转子216的后端256处的环形凸缘254相似。前、后流体通路352、353中的每一个包括轴向区段360，其轴向向后延伸穿过前、后环形转子本体350、351到径向向外延伸穿过前、后环形凸缘的径向区段262，如图7和图3所示。本文中示出的嵌套式旋转联体300的实施例包括分别与前、后驱动轴72、74集成的前、后联体转子314、316的前、后环形转子本体350、351。
在图9-11中示出牵引型敞开转子飞行器燃气涡轮发动机20，其具有大体位于发动机的前端28处和位于气体发生器40和环绕气体发生器40的后机舱39前面的、前、后推进器22、24的间隔开的可对转前、后环形列21、23。
参考图11，发动机20包括通向气体发生器40的环形入口43。环形入口43位于前、后推进器22、24的前、后环形列21、23之间。气体发生器40为燃气涡轮发动机，其包括成下游轴向流关系的低、高压压缩机区段12、13、燃烧器区段14和高、低压涡轮区段15、16。低、高压涡轮区段16、15分别通过低、高压轴17、19驱动低、高压压缩机区段12、13。动力涡轮18位于低压涡轮区段16后面和下游，动力涡轮18通过行星齿轮箱48驱动前、后推进器22、24的前、后环形列21、23。穿过气体发生器40的空气被压缩和加热以形成接着流经动力涡轮18的高能(高压/高温)气体脉流。
在图9-11中示出的具体发动机构型中，动力涡轮18通过使前、后推进器22、24对转的行星齿轮箱48驱动前、后推进器22、24的前、后环形列21、23。前、后推进器22、24分别安装在前、后可旋转框架52、54上。前、后可旋转框架52、54可对转地安装在前结构框架63上。前结构涡轮框架63用于将由前、后推进器22、24产生的推力传递到飞行器(未示出)。牵引型敞开转子飞行器燃气涡轮发动机20的前、后推进器22、24的前、后环形列21、23位于前结构框架63和因此指定牵引装置前面。
动力涡轮18包括可旋转地安装在前、后推进器22、24的前、后环形列21、23的轴向后面的动力涡轮转子56。动力涡轮转子56通过齿轮箱输入轴组件65驱动地连接于齿轮箱48。前、后驱动轴72、74可对转地连接于齿轮箱48用于分别驱动前、后可旋转框架52、54。
齿轮箱48包括可旋转的环形托架202，其具有可旋转地安装在从环形托架202悬置的销206上的行星齿轮204。太阳齿轮208与行星齿轮204啮合并且可旋转地安装在其径向内侧，并且齿圈211与行星齿轮204啮合并且可旋转地安装在其径向外侧。太阳齿轮208通过齿轮箱输入轴组件65驱动地连接于动力涡轮18。太阳齿轮208能够操作以驱动行星齿轮204，其进而能够操作以相对于托架202可对转地驱动齿圈211。齿圈211连接于前驱动轴72，其进而连接于前可旋转框架52用于沿第一圆形方向(顺时针或逆时针)驱动前推进器22的前环形列21。托架202连接于后驱动轴74，其进而连接于后可旋转框架54用于沿与第一圆形方向相反或相对的第二圆形方向驱动后推进器24的后环形列23。
参考图11，前、后桨距改变系统78、79控制并设定前、后推进器22、24的桨距。前、后桨距改变系统78、79包括分别利用前、后可旋转支柱82、84以一比一的比率安装在前、后可旋转框架52、54上的液压前、后桨距改变致动器86、88。前、后可旋转轴92、94以一比一的比率分别在前、后桨距改变致动器86、88与前、后推进器22、24之间径向地延伸，并且使前、后桨距改变致动器86、88连接于前、后推进器22、24。
在图11和图12中示出嵌套式旋转联体300(与图7中示出和以上公开的嵌套式旋转联体相似)，前、后联体定子组合或集成在嵌套式旋转联体300中。嵌套式旋转联体300在控制加压液压流体供应源98与前、后桨距改变致动器86、88之间传递液压流体。嵌套式旋转联体300将以上公开的前、后联体定子集成到共同的单个定子312中。前、后联体转子314、316同心地配置在单个定子312内。
前、后联体转子314、316分别包括前、后环形转子本体350、351。前环形转子本体350在本文中示出为与前驱动轴72集成，并且后环形转子本体351在本文中示出为与后驱动轴74集成。
液压流体前供应路线102和返回路线104以及液压流体后供应路线106和返回路线108都安装在相同前结构框架63中。前供应可旋转路线124和返回可旋转路线126安装在前可旋转框架52中，并且连接于前桨距改变致动器86。后供应可旋转路线120和返回可旋转路线122安装在后可旋转框架54中，并且连接于后桨距改变致动器88。
嵌套式旋转联体300具有由第一、第二和第三定子通道340、342、344形成的第一、第二和第三流体腔室330、332、334的前组320和后组324，第一、第二和第三定子通道340、342、344从定子312的环形径向内定子表面346径向向外延伸并通过其敞开。前组320沿定子312位于后组324前面。定子通道中的每一个具有至少一个端口336，并且在本文中示出用于每个定子通道的两个端口。每个端口336一个凸出部338使定子通道和腔室流体连接于控制加压液压流体供应源。
定子通道和腔室中的两个用于供应，并且用于前、后桨距改变致动器86、88中的每一个的粗调和精调，并且腔室和定子通道中的一个连接用于从桨距改变致动器中的每一个返回。
来自第一、第二和第三流体腔室330、332、334以及第一、第二和第三定子通道340、342、344的前组320的前传递孔349延伸穿过前环形转子本体350到由前环形转子本体350承载的后流体通路353，其通向前联体转子314的前端357处的前环形凸缘254。后流体通路353包括安装在可操作地连接于后桨距改变致动器88的后可旋转框架54中的后供应可旋转路线120和返回可旋转路线122。
来自第一、第二和第三流体腔室330、332、334以及第一、第二和第三定子通道340、342、344的后组324的后传递孔364延伸穿过前环形转子本体350到由后环形转子本体351承载的前流体通路352。前流体通路352包括安装在可操作地连接于前桨距改变致动器86的前可旋转框架52中的前供应可旋转路线124和返回可旋转路线126。
前、后流体通路352、353中的每一个包括轴向区段360，其轴向向后延伸穿过前、后环形转子本体350、351到径向向外延伸穿过前、后环形凸缘254、359的径向区段262。
前、后联体转子314、316绕轴线6可旋转地安装在单个定子312内，轴线6为用于转子的旋转轴线。后联体转子316穿过前联体转子314并且可旋转地安装在其内。前联体转子314用于在后桨距改变致动器88与液压流体供应源98之间传递加压的液压流体118。后联体转子316用于在前桨距改变致动器86与液压流体供应源98之间传递加压的液压流体118。
图13示出了通过具有环齿602的前连结环(unison ring)600结合在一起的前桨距改变致动器86，环齿602与连接于前桨距改变致动器86或前可旋转轴92的前齿轮606上的齿轮齿604啮合，前可旋转轴92连接于前桨距改变致动器86。后桨距改变致动器88通过具有环齿612的后连结环610结合在一起，环齿612与连接于后桨距改变致动器88或后可旋转轴94的后齿轮616上的齿轮齿614啮合，后可旋转轴94连接于后桨距改变致动器88。每个推进器连接于单个桨距改变致动器。结合向具有结合在一起的桨距改变致动器的所有推进器提供了均匀的桨距改变量。结合还向整个桨距改变系统提供了冗余度。
图14示出了通过具有环齿602的连结环600结合在一起的桨距改变致动器86，环齿602与连接于如图3所示地连接于推进器22的可旋转轴92的齿轮606上的齿轮齿604啮合。然而，并非推进器22中的每一个通过可旋转轴92直接连接于单个桨距改变致动器。图14中示出的结合在一起的致动器和可旋转轴92的实施例仅具有通过可旋转轴92直接连接于桨距改变致动器86的推进器22的一部分。图14中示出的可旋转轴92每隔两个由桨距改变致动器86直接驱动或直接连接于其。由桨距改变致动器86直接驱动或直接连接于其的可旋转轴92的数量可因应用而异，但是桨距改变致动器86应当围绕中心轴线6均匀地分布。
本发明已经以说明性的方式进行了描述。将理解，已经使用的术语旨在具有描述而非限制的用词的性质。虽然已经在本文中描述被认为是本发明的优选且示例性的实施例的内容，但是本发明的其它改型对本领域技术人员而言从本文中的教导将为显而易见的，并且因此，期望在所附权利要求中保护落入在本发明的真实精神和范围内的所有这种改型。
因此，期望通过美国专利特许证保护下列权利要求中限定和区分的本发明。

Claims (24)

1. 一种推进设备，其包括：
前、后推进器的轴向间隔开的可对转前列和后列，其分别安装在前、后可旋转框架上，并且能够绕中心轴线旋转，
前、后桨距改变系统，其分别包括液压前、后桨距改变致动器，所述液压前、后桨距改变致动器安装在所述前、后可旋转框架上，并且连接于所述前、后推进器，并且能够操作用于控制和设定所述前、后推进器的桨距，
液压流体供应源，其安装在所述前、后可旋转框架的外侧，并且液压地连接于分别包括安装在前、后联体定子内的前、后联体转子的前、后旋转联体，
所述前、后旋转联体能够操作用于分别在所述前、后联体定子与所述前、后联体转子之间传递液压流体，
所述前联体转子液压地连接于所述后桨距改变致动器，用于将所述液压流体从所述前旋转联体传递至所述后桨距改变致动器，并且
所述后联体转子液压地连接于所述前桨距改变致动器，用于将所述液压流体从所述后旋转联体传递至所述前桨距改变致动器。
2. 根据权利要求1所述的推进设备，其特征在于，还包括所述前、后旋转联体，其轴向间隔开，并且能够操作用于分别在所述前、后联体定子与所述前、后联体转子之间径向向内和向外传递所述液压流体。
3. 根据权利要求2所述的推进设备，其特征在于，还包括分别驱动地连接于所述前、后可旋转框架的前、后驱动轴，并且所述后联体转子包括与所述前驱动轴集成的环形转子本体。
4. 根据权利要求1所述的推进设备，其特征在于，还包括：
流动路径，其穿过所述前、后可旋转框架，
所述前、后可旋转框架的前、后可旋转支柱，其分别跨越排出流动路径径向地延伸，
所述前、后桨距改变致动器为液压旋转致动器，并且分别利用所述前、后可旋转框架的前、后可旋转支柱以一比一的比率安装在所述流动路径的径向内侧，以及
前、后可旋转轴，其延伸经过所述前、后可旋转支柱，并且使所述前、后桨距改变致动器以一比一的比率分别连接于所述前、后推进器。
5. 根据权利要求4所述的推进设备，其特征在于，还包括前、后旋转联体，其能够操作用于分别在所述前、后联体定子与所述前、后联体转子之间径向向内和向外传递液压流体。
6. 根据权利要求5所述的推进设备，其特征在于，还包括分别驱动地连接于所述前、后可旋转框架的前、后驱动轴，并且所述后联体转子包括与所述前驱动轴集成的环形转子本体。
7. 根据权利要求6所述的推进设备，其特征在于，还包括：
所述前联体转子向后延伸穿过所述后联体转子，
所述后联体转子包括与所述前驱动轴集成的环形转子本体，
所述前、后联体转子分别至少部分地承载流体通路，
由所述前联体转子承载的所述流体通路分别与所述液压流体前供应路线和返回路线以及所述后供应可旋转路线和返回可旋转路线流体连通，并且
由所述后联体转子内的所述环形转子本体承载的所述流体通路分别与所述液压流体后供应路线和返回路线以及所述前供应可旋转路线和返回可旋转路线流体连通。
8. 根据权利要求7所述的推进设备，其特征在于，还包括：
所述前、后联体定子中的每一个至少包括第一和第二流体腔室，其至少分别具有从所述前、后联体定子的环形径向内定子表面径向向外延伸并通过其敞开的第一和第二定子通道，
所述流体腔室中的每一个具有连接于所述液压流体供应源的至少一个入口端口，并且
所述流体通路与所述流体腔室流体连通。
9. 根据权利要求8所述的推进设备，其特征在于，还包括：
所述后联体转子包括安装在所述环形转子本体上的环形转子定子座圈，
所述环形转子定子座圈的径向外转子表面与所述内定子表面可滑动地密封接合，
传递孔，其与所述流体腔室流体连通，并且完全地径向延伸穿过所述环形转子定子座圈和所述环形转子本体到安装于所述环形转子本体的环形旋转歧管，
所述传递孔与轴向向后延伸穿过所述旋转歧管的所述流体通路流体连通，并且
所述流体通路包括中间管，其使所述流体通路在所述旋转歧管中的部分部分地连接于所述径向通道的径向区段。
10. 根据权利要求1所述的推进设备，其特征在于，还包括：
所述前、后旋转联体集成在单个嵌套式旋转联体中，
所述前、后联体定子集成在共同的单个定子中，并且
所述嵌套式旋转联体能够操作用于在所述共同的单个定子与所述前、后联体转子之间径向向内和向外传递液压流体。
11. 根据权利要求10所述的推进设备，其特征在于，还包括：
流动路径，其穿过所述前、后可旋转框架，
所述前、后可旋转框架的前、后可旋转支柱，其分别跨越排出流动路径径向地延伸，
所述前、后桨距改变致动器为液压旋转致动器，并且分别利用所述前、后可旋转框架的前、后可旋转支柱以一比一的比率安装在所述流动路径的径向内侧，以及
前、后可旋转轴，其延伸经过所述前、后可旋转支柱，并且使所述前、后桨距改变致动器以一比一的比率分别连接于所述前、后推进器。
12. 一种飞行器燃气涡轮发动机，其包括：
气体发生器，其位于动力涡轮上游，并且能够操作以向所述动力涡轮提供动力，
机舱，其至少环绕所述气体发生器， 
前、后推进器的轴向间隔开的可对转前列和后列，其分别安装在前、后可旋转框架上，并且能够绕中心轴线旋转，
所述动力涡轮驱动地连接于所述前、后可旋转框架，
前、后桨距改变系统，其分别包括液压前、后桨距改变致动器，所述液压前、后桨距改变致动器安装在所述前、后可旋转框架上，并且连接于所述前、后推进器，并且能够操作用于控制和设定所述前、后推进器的桨距，
液压流体供应源，其安装在所述前、后可旋转框架的外侧，并且连接于前、后旋转联体，
所述前、后旋转联体包括前、后联体转子，其安装在前、后联体定子内，并且能够操作用于分别在所述前、后联体定子与所述前、后旋转联体转子之间传递液压流体，
所述前联体转子液压地连接于所述后桨距改变致动器，并且能够操作以将所述液压流体传递至所述后桨距改变致动器，并且
所述后联体转子液压地连接于所述前桨距改变致动器，并且能够操作以将所述液压流体传递至所述前桨距改变致动器。
13. 根据权利要求12所述的发动机，其特征在于，还包括：
流动路径，其穿过所述前、后可旋转框架，
所述前、后可旋转框架的前、后可旋转支柱，其分别跨越排出流动路径径向地延伸，
所述前、后桨距改变致动器为液压旋转致动器，并且分别利用所述前、后可旋转框架的前、后可旋转支柱以一比一的比率安装在所述流动路径的径向内侧，以及
前、后可旋转轴，其延伸经过所述前、后可旋转支柱，并且使所述前、后桨距改变致动器以一比一的比率分别连接于所述前、后推进器。
14. 根据权利要求13所述的发动机，其特征在于，还包括所述前、后旋转联体能够操作用于分别在所述前、后联体定子与所述前、后联体转子之间相对于所述中心轴线径向向内和向外传递液压流体。
15. 根据权利要求14所述的发动机，其特征在于，还包括前、后驱动轴可对转地连接于所述动力涡轮并且分别驱动地连接于所述前、后可旋转框架，并且所述后联体转子包括与所述前驱动轴集成的环形转子本体。
16. 根据权利要求13所述的发动机，其特征在于，还包括：
所述动力涡轮的动力涡轮转子，其可旋转地安装在所述发动机的轴向间隔开的前、后结构涡轮框架上和在其间，
所述动力涡轮转子驱动地连接于行星齿轮箱，并且
所述行星齿轮箱通过前、后驱动轴驱动地连接于所述前、后可旋转框架，用于可对转地驱动所述前、后可旋转框架和安装在其上的所述前、后推进器。
17. 根据权利要求16所述的发动机，其特征在于，还包括：
所述前联体定子安装在所述前结构涡轮框架上，并且所述前联体定子通过液压流体前供应路线和返回路线连接于所述液压流体供应源，
所述后联体定子安装在所述后结构涡轮框架上，并且所述后联体定子通过液压流体后供应路线和返回路线连接于所述液压流体供应源，
所述前液压旋转联体能够操作用于分别在所述液压流体前供应路线和返回路线与后供应可旋转路线和返回可旋转路线之间传递加压的液压流体，
所述后液压旋转联体能够操作用于分别在所述液压流体后供应路线和返回路线与前供应可旋转路线和返回可旋转路线之间传递加压的液压流体，
所述前联体转子连接于所述后供应可旋转路线和返回可旋转路线，所述后供应可旋转路线和返回可旋转路线安装在所述后可旋转框架中并且连接于所述后桨距改变致动器，并且
所述后联体转子连接于所述前供应可旋转路线和返回可旋转路线，所述前供应可旋转路线和返回可旋转路线安装在所述前可旋转框架中并且连接于所述前桨距改变致动器。
18. 根据权利要求17所述的发动机，其特征在于，还包括：
所述前联体转子向后延伸穿过所述后联体转子，
所述后联体转子包括与所述前驱动轴集成的环形转子本体，
所述前、后联体转子分别至少部分地承载流体通路，
由所述前联体转子承载的所述流体通路分别与所述液压流体前供应路线和返回路线以及所述后供应可旋转路线和返回可旋转路线流体连通，并且
由所述后联体转子内的所述环形转子本体承载的所述流体通路分别与所述液压流体后供应路线和返回路线以及所述前供应可旋转路线和返回可旋转路线流体连通。
19. 根据权利要求18所述的发动机，其特征在于，还包括：
所述前、后联体定子中的每一个至少包括第一和第二流体腔室，其至少分别具有从所述前、后联体定子的环形径向内定子表面径向向外延伸并通过其敞开的第一和第二定子通道，
所述流体腔室中的每一个具有连接于所述液压流体供应源的至少一个入口端口，并且
所述流体通路与所述流体腔室流体连通。
20. 根据权利要求19所述的发动机，其特征在于，还包括：
所述后联体转子包括安装在所述环形转子本体上的环形转子定子座圈，
所述环形转子定子座圈的径向外转子表面与所述内定子表面可滑动地密封接合，
传递孔，其与所述流体腔室流体连通，并且完全地径向延伸穿过所述环形转子定子座圈和所述环形转子本体到安装于所述环形转子本体的环形旋转歧管，并且
所述传递孔与轴向向后延伸穿过所述旋转歧管的所述流体通路流体连通。
21. 根据权利要求20所述的发动机，其特征在于，还包括所述流体通路，其包括中间管，所述中间管使所述流体通路在所述旋转歧管中的部分部分地连接于所述流体通道的径向区段。
22. 根据权利要求12所述的发动机，其特征在于，还包括：
所述前、后旋转联体集成在单个嵌套式旋转联体中，
所述前、后联体定子集成在共同的单个定子中，并且
所述嵌套式旋转联体能够操作用于在所述共同的单个定子与所述前、后联体转子之间径向向内和向外传递液压流体。
23. 根据权利要求22所述的发动机，其特征在于，还包括：
流动路径，其穿过所述前、后可旋转框架，
所述前、后可旋转框架的前、后可旋转支柱，其分别跨越排出流动路径径向地延伸，
所述前、后桨距改变致动器为液压旋转致动器，并且分别利用所述前、后可旋转框架的前、后可旋转支柱以一比一的比率安装在所述流动路径的径向内侧，以及
前、后可旋转轴，其延伸经过所述前、后可旋转支柱，并且使所述前、后桨距改变致动器以一比一的比率分别连接于所述前、后推进器。
24. 根据权利要求1所述的推进设备，其特征在于，还包括可对转地安装在结构框架上的所述前、后可旋转框架和位于所述结构框架的前面或后面的前、后推进器的可对转前、后列。
CN201180046947.0A 2010-09-30 2011-07-29 用于对转推进器的风扇桨距改变致动的液压系统 Active CN103119250B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/894,578 US8371105B2 (en) 2010-09-30 2010-09-30 Hydraulic system for fan pitch change actuation of counter-rotating propellers
US12/894,578 2010-09-30
PCT/US2011/045889 WO2012044394A1 (en) 2010-09-30 2011-07-29 Hydraulic system for fan pitch change actuation of counter-rotating propellers

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103119250A true CN103119250A (zh) 2013-05-22
CN103119250B CN103119250B (zh) 2015-04-08

Family

ID=44511533

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201180046947.0A Active CN103119250B (zh) 2010-09-30 2011-07-29 用于对转推进器的风扇桨距改变致动的液压系统

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8371105B2 (zh)
EP (1) EP2622179A1 (zh)
JP (1) JP5925785B2 (zh)
CN (1) CN103119250B (zh)
BR (1) BR112013005595A2 (zh)
CA (1) CA2813366C (zh)
WO (1) WO2012044394A1 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106988882A (zh) * 2017-04-13 2017-07-28 深圳福世达动力科技有限公司 双级对转燃气轮机
CN107035538A (zh) * 2015-11-04 2017-08-11 通用电气公司 中心线安装的液压变桨机构促动器
CN111706432A (zh) * 2020-05-28 2020-09-25 中国航发湖南动力机械研究所 新型桨扇发动机及具有其的推进装置

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8740565B2 (en) * 2011-08-12 2014-06-03 Hamilton Sundstrand Corporation Modular counter rotating propeller system
GB2493980B (en) * 2011-08-26 2018-02-14 Ge Aviat Systems Ltd Pitch control of contra-rotating airfoil blades
FR2981686B1 (fr) * 2011-10-21 2016-05-20 Snecma Turbomachine comprenant un recepteur a helices contrarotatives supporte par une enveloppe structurale fixee au carter intermediaire
JP6059468B2 (ja) * 2012-08-24 2017-01-11 ジーイー・アビエイション・システムズ・リミテッドＧｅ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍｓ Ｌｉｍｉｔｅｄ オープンローター様式のためのピッチ変更機構
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
EP2932068B1 (en) 2012-12-13 2017-11-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine with cooling scheme for drive gear system and pitch control
US9869248B2 (en) 2012-12-17 2018-01-16 United Technologies Corporation Two spool gas generator to create family of gas turbine engines
FR3008676B1 (fr) * 2013-07-19 2018-04-20 Safran Aircraft Engines Pivot de pale d'helice aerienne
FR3013325B1 (fr) * 2013-11-20 2015-11-27 Snecma Dispositif d'alimentation en huile sous pression d'un actionneur lineaire de turbomachine
CN104494811B (zh) * 2014-12-14 2018-02-06 惠阳航空螺旋桨有限责任公司 螺旋桨的伺服变距装置
CN104554708B (zh) * 2014-12-14 2018-02-06 惠阳航空螺旋桨有限责任公司 一种螺旋桨的电子变距装置的变距执行机构
US10711631B2 (en) 2014-12-24 2020-07-14 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine with guide vanes forward of its fan blades
FR3034465B1 (fr) 2015-04-03 2017-05-05 Snecma Turbomoteur comportant deux flux de ventilation distincts
US9630702B2 (en) 2015-06-30 2017-04-25 Rohr, Inc. Noise attenuation for an open rotor aircraft propulsion system
PL226824B1 (pl) * 2015-09-07 2017-09-29 Gen Electric Układ isposób regulacji skoku smigła
US10107130B2 (en) * 2016-03-24 2018-10-23 United Technologies Corporation Concentric shafts for remote independent variable vane actuation
FR3055000B1 (fr) * 2016-08-10 2022-04-01 Safran Aircraft Engines Module de changement de pas pour turbomachine et turbomachine correspondante
FR3055308B1 (fr) * 2016-08-26 2018-08-17 Safran Aircraft Engines Moyen de commande d'un systeme de changement de pas comprenant un dispositif anti-rotation, systeme de changement de pas equipe dudit moyen de commande et turbomachine correspondante
FR3098789B1 (fr) 2019-07-15 2024-02-09 Safran Aircraft Engines Module de turbomachine pour une hélice à calage variable des pales et turbomachine le comportant
FR3098788B1 (fr) * 2019-07-15 2024-03-15 Safran Aircraft Engines Module de turbomachine pour une hélice à calage variable des pales et turbomachine le comportant

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB534528A (en) * 1939-07-25 1941-03-10 Fairey Aviat Co Ltd Improvements in or relating to the controlling of contra-rotating variable pitch airscrews
GB559165A (en) * 1942-06-03 1944-02-08 Albert George Elliott Improvements in and relating to propulsion installations for aircraft
DE896597C (de) * 1940-12-17 1953-12-07 Messerschmitt Boelkow Blohm Gegenlaeufige, gleichachsig angeordnete und gemeinsam zwangslaeufig im gleichen Drehzahlverhaeltnis angetriebene Verstelluftschrauben
GB2209371A (en) * 1985-09-28 1989-05-10 Dowty Rotol Ltd A control system for a bladed rotor assembly
US5242265A (en) * 1990-07-23 1993-09-07 General Electric Company Aircraft pitch change mechanism
CN101652286A (zh) * 2007-01-18 2010-02-17 保罗·E·阿尔托恩 旋翼飞行器动力和推进系统
CN101844618A (zh) * 2009-03-27 2010-09-29 尤洛考普特公司 优化旋翼飞行器机身两侧推进螺旋桨的工作的方法和装置

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3363419A (en) 1965-04-27 1968-01-16 Rolls Royce Gas turbine ducted fan engine
US4657484A (en) 1984-09-04 1987-04-14 General Electric Company Blade pitch varying means
US4863352A (en) 1984-11-02 1989-09-05 General Electric Company Blade carrying means
US4621978A (en) 1984-12-03 1986-11-11 General Electric Company Counterrotating power turbine
GB2182727B (en) 1985-11-12 1989-09-27 Gen Electric Propeller/fan pitch feathering apparatus
GB2186918B (en) * 1986-02-25 1989-11-15 Rolls Royce Propeller module for an aero gas turbine engine
US4738590A (en) 1986-09-09 1988-04-19 General Electric Company Blade pitch varying mechanism
US4738591A (en) 1986-09-09 1988-04-19 General Electric Company Blade pitch varying mechanism
US4936746A (en) * 1988-10-18 1990-06-26 United Technologies Corporation Counter-rotation pitch change system
US4927329A (en) 1988-10-21 1990-05-22 General Electric Company Aircraft engine unducted fan blade pitch control system
US5154580A (en) * 1990-07-23 1992-10-13 General Electric Company Propeller pitch change mechanism
US5394766A (en) 1992-07-21 1995-03-07 The Walt Disney Company Robotic human torso
US5443229A (en) 1993-12-13 1995-08-22 General Electric Company Aircraft gas turbine engine sideways mount
US6322341B1 (en) 1999-10-08 2001-11-27 Johnson Engineering Corp. Fluid pressure driven rotary actuator and method of operating the same
GB0617769D0 (en) 2006-09-09 2006-10-18 Rolls Royce Plc An engine
GB0702608D0 (en) 2007-02-10 2007-03-21 Rolls Royce Plc Aeroengine
DE102008012676A1 (de) 2008-03-05 2009-09-17 Hunger Maschinen Gmbh Drehdurchführung
US8439640B2 (en) 2008-07-15 2013-05-14 Hamilton Sundstrand Corporation Propeller blade pitch control system

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB534528A (en) * 1939-07-25 1941-03-10 Fairey Aviat Co Ltd Improvements in or relating to the controlling of contra-rotating variable pitch airscrews
DE896597C (de) * 1940-12-17 1953-12-07 Messerschmitt Boelkow Blohm Gegenlaeufige, gleichachsig angeordnete und gemeinsam zwangslaeufig im gleichen Drehzahlverhaeltnis angetriebene Verstelluftschrauben
GB559165A (en) * 1942-06-03 1944-02-08 Albert George Elliott Improvements in and relating to propulsion installations for aircraft
GB2209371A (en) * 1985-09-28 1989-05-10 Dowty Rotol Ltd A control system for a bladed rotor assembly
US5242265A (en) * 1990-07-23 1993-09-07 General Electric Company Aircraft pitch change mechanism
CN101652286A (zh) * 2007-01-18 2010-02-17 保罗·E·阿尔托恩 旋翼飞行器动力和推进系统
CN101844618A (zh) * 2009-03-27 2010-09-29 尤洛考普特公司 优化旋翼飞行器机身两侧推进螺旋桨的工作的方法和装置

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107035538A (zh) * 2015-11-04 2017-08-11 通用电气公司 中心线安装的液压变桨机构促动器
US10533436B2 (en) 2015-11-04 2020-01-14 General Electric Company Centerline-mounted hydraulic pitch change mechanism actuator
CN106988882A (zh) * 2017-04-13 2017-07-28 深圳福世达动力科技有限公司 双级对转燃气轮机
CN106988882B (zh) * 2017-04-13 2019-03-01 深圳福世达动力科技有限公司 双级对转燃气轮机
CN111706432A (zh) * 2020-05-28 2020-09-25 中国航发湖南动力机械研究所 新型桨扇发动机及具有其的推进装置
CN111706432B (zh) * 2020-05-28 2022-03-25 中国航发湖南动力机械研究所 桨扇发动机及具有其的推进装置

Also Published As

Publication number Publication date
WO2012044394A1 (en) 2012-04-05
CA2813366C (en) 2018-07-17
JP2013545648A (ja) 2013-12-26
EP2622179A1 (en) 2013-08-07
JP5925785B2 (ja) 2016-05-25
US8371105B2 (en) 2013-02-12
CA2813366A1 (en) 2012-04-05
CN103119250B (zh) 2015-04-08
US20120079808A1 (en) 2012-04-05
BR112013005595A2 (pt) 2016-05-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103119250B (zh) 用于对转推进器的风扇桨距改变致动的液压系统
US8336290B2 (en) Pitch change apparatus for counter-rotating propellers
US20210108573A1 (en) Gas turbine engine booster configuration and methods of operation
US7850417B2 (en) Engine arrangement
CN102257260B (zh) 由行星齿轮系驱动的对转螺旋桨系统以提供在两螺旋桨之间转矩的平衡分布
JP2013545648A5 (zh)
CN102953759B (zh) 用于开放式转子架构的桨距改变机构
CN109154255A (zh) 压缩机系统
US9545994B2 (en) Device for feeding fluid to a hydraulic actuator for controlling the pitch of the fan blades of a two-propeller turboprop
US10053212B2 (en) Transmission for coaxial multi-rotor system
CN106907344A (zh) 用于桨距改变机构液压流体传送套筒的方法和系统
WO2010108576A2 (en) A mechanical arrangement
US20190393763A1 (en) Electric fan
US5154580A (en) Propeller pitch change mechanism
EP2384966B1 (en) Pitch Control Mechanism
US11958624B2 (en) Selective power distribution for an aircraft propulsion system
EP4283106A1 (en) Selective power distribution for an aircraft propulsion system
US11118509B2 (en) Turbojet of the unducted rotor type
EP4325087A1 (en) Aircraft propulsion system geartrain
US20230382522A1 (en) Aircraft propulsion system with adjustable thrust propulsor
EP4283109A1 (en) Thrust vectoring exhaust nozzle for aircraft propulsion system
US10184545B2 (en) Power drive unit with dual gear ratio mechanism
US20200325779A1 (en) Method for constructing engines or motors contained in a cylindrical casing
CH257004A (de) Verbrennungsturbinen-Antriebsanlage für Luftfahrzeuge.

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