ES2282969T3 - Turbomaquina de turbina semi-unida que arrastra un receptor. - Google Patents
Turbomaquina de turbina semi-unida que arrastra un receptor. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2282969T3 ES2282969T3 ES05100057T ES05100057T ES2282969T3 ES 2282969 T3 ES2282969 T3 ES 2282969T3 ES 05100057 T ES05100057 T ES 05100057T ES 05100057 T ES05100057 T ES 05100057T ES 2282969 T3 ES2282969 T3 ES 2282969T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- turbine
- compressor
- turbomachine
- receiver
- gear system
- 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
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants 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
-
- 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
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
- F02C3/113—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission with variable power transmission between rotors
-
- 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
- F02C7/00—Features, 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
- F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
-
- 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
- F05D2220/325—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, high 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
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
- F05D2270/052—Torque
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Retarders (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Una turbomáquina (1, 200) de turbina semi-unida o semi-fija para avión o aeronave, que arrastra un receptor (2) pilotado de manera que conserve una velocidad de rotación sensiblemente constante, disponiendo dicha turbomáquina de un compresor BP (6), de un compresor HP (8), de una cámara anular de combustión (10), de una turbina HP (12) así como de una turbina BP (14), arrastrando ésta, particularmente por medio de un sistema de engranajes (20, 120), por una parte dicho receptor (2) y por otra parte dicho compresor BP (6), caracterizada porque el sistema de engranajes (20, 120) comprende un repartidor de par (26) que mantiene una relación constante entre el par de arrastre del receptor (2) transmitido por el sistema de engranajes (20, 120) y el par de arrastre del compresor BP (6) transmitido por este mismo sistema de engranajes (20, 120).
Description
Turbomáquina de turbina
semi-unida que arrastra un receptor.
El presente invento se refiere de manera general
a una turbomáquina, en particular para avión o aeronave, y más
específicamente a una turbomáquina de turbina
semi-unida o semi-fija que arrastra
un receptor pilotado de manera que conserve una velocidad de
rotación sensiblemente constante, cualquiera que sea la potencia
demandada a esta turbomáquina.
De la técnica anterior, es conocido prever
turbomáquinas que comprenden un compresor de baja presión seguido
de un compresor de alta presión, con el propósito de obtener
relaciones de compresión más elevadas que las encontradas con
turbomáquinas provistas de un único compresor.
De manera conocida, estos compresores de baja
presión y alta presión son arrastrados por turbinas sucesivas de
alta presión y baja presión, siendo denominados estos elementos
diversos respectivamente "compresor BP", "compresor HP",
"turbina HP" y "turbina BP" en lo que sigue de la
descripción.
Los dos principales tipos de turbomáquina de dos
compresores conocidos en la técnica anterior son en primer lugar
las turbomáquinas denominadas "de turbina libre", y luego las
turbomáquinas denominadas "de turbina semi-unida o
semi-fija".
Se ha observado que en las turbomáquinas de
turbina libre, el receptor es arrastrado por una tercera turbina
que no presenta ninguna unión mecánica con las turbinas HP y BP,
mientras que en las turbomáquinas de turbina
semi-unida o semi-fija, el receptor
es arrastrado por la turbina BP, de la misma manera que el compresor
BP. En este último caso, clásicamente, el compresor BP está unido
directamente a la turbina BP por un árbol previsto a este efecto,
mientras que el receptor es generalmente arrastrado por un sistema
de engranajes conectado a esta misma turbina BP.
Los turbopropulsores que constituyen el estado
de la técnica están descritos en los documentos
DE 3933776 y EP 0867607.
DE 3933776 y EP 0867607.
Habitualmente, para asegurar un buen
funcionamiento del receptor, la velocidad de rotación de este último
debe ser mantenida sensiblemente constante, cualquiera que sea la
potencia demandada a esta turbomáquina.
Para esto, se ha precisado que las turbomáquinas
de turbina libre aceptan esta condición sin que ello provoque
graves disfunciones, en el sentido de que su comportamiento a
potencia parcial permanece relativamente satisfactorio. Sin
embargo, la presencia de las tres turbinas así como de sus tres
árboles asociados necesita concebir turbomáquinas complejas y
costosas, y que presentan importantes problemas de volumen.
Por otra parte, se ha indicado que si las
turbomáquinas de turbina semi-unida o
semi-fija son de concepción menos compleja que las
turbomáquinas de turbina libre, el mantenimiento del receptor a
velocidad sensiblemente constante puede sin embargo provocar la
aparición de problemas no despreciables a potencia parcial.
En efecto, cuando la turbomáquina funciona a
potencia parcial, por lo tanto con un caudal débil de carburante,
el cuerpo de alta presión que comprende el compresor HP y la turbina
HP es entonces necesariamente ralentizado. Ahora bien al ser
mantenida la velocidad de rotación del receptor, tal como una
hélice, sensiblemente constante, ello implica que la velocidad de
rotación del compresor BP así como la de la turbina BP son
igualmente mantenidas sensiblemente constantes. A este respecto, se
ha precisado que el mantenimiento de un valor constante de la
velocidad de rotación del receptor puede por ejemplo ser obtenido
disminuyendo el paso de la hélice cuando se disminuye el caudal de
carburante, bien entendido en el caso en el que el receptor está
constituido por una hélice de paso variable.
Así, se percibe que a una potencia parcial, el
cuerpo de alta presión se ralentiza mientras que el compresor BP
gira siempre a la misma velocidad, lo que engendra inevitablemente
riesgos importantes de bombeo de este compresor BP.
Además, siempre a baja potencia, se apercibe que
la turbina BP está en sobrevelocidad aerodinámica, por el hecho de
la disminución de la velocidad del sonido que resulta de la bajada
de las temperaturas, mientras que el régimen mecánico de esta
turbina BP es mantenido constante. Así, la sobrevelocidad
aerodinámica encontrada, asociada a una disminución de la potencia
proporcionada por la turbomáquina, degrada fuertemente los
rendimientos de la turbina BP.
Para hacer frente a estos riesgos muy elevados
de bombeo del compresor BP, se ha propuesto concebir estatores de
ángulo de álabe o pala variable y/o añadir descargas, en los dos
casos con el fin de disminuir el caudal de aire que atraviesa el
compresor HP.
Sin embargo, estas soluciones presentan ciertos
límites. En efecto, más allá de un cierto ángulo de cierre de los
ángulos de álabe o pala, los conjuntos de álabes o paletas no pueden
funcionar correctamente, lo que se traduce en una dificultad de
concepción aerodinámica, así como en una limitación de la bajada del
caudal realizable a una potencia dada.
Por otro lado, una descarga consiste en expulsar
aire comprimido, lo que degrada fuertemente el rendimiento de la
turbomáquina. Además, la concepción y el mando de válvulas o
compuertas capaces simultáneamente de contener fuertes presiones y
de dejar pasar grandes caudales permanece muy difícil de realizar.
La instalación de estas válvulas o compuertas sobre el cárter
situado entre los dos compresores complica igualmente la concepción
de este mismo cárter.
Por consiguiente, el conjunto de las
constataciones efectuadas anteriormente pone claramente en evidencia
los límites en cuanto a las posibilidades de descargar el
caudal.
El invento tiene pues por objeto proponer una
turbomáquina de turbina semi-unida o
semi-fija, particularmente para avión o aeronave,
que arrastra un receptor pilotado de forma que conserve una
velocidad de rotación sensiblemente constante, remediando dicha
turbomáquina los inconvenientes mencionados antes relativos a las
realizaciones de la técnica anterior.
Para hacerlo, el invento tiene por objeto una
turbomáquina de turbina semi-unida o
semi-fija, particularmente para avión, que arrastra
un receptor pilotado de forma que conserve una velocidad de rotación
sensiblemente constante, disponiendo la turbomáquina de un
compresor HP, de una cámara anular de combustión, de una turbina HP
así como de una turbina BP, arrastrando ésta, particularmente por
medio de un sistema de engranajes, por una parte el receptor y por
otra parte el compresor BP. Según el invento, el sistema de
engranajes comprende un repartidor de par que mantiene una relación
constante entre el par de arrastre del receptor transmitido por
dicho sistema de engranajes, y el par de arrastre del compresor BP
transmitido por este mismo sistema de engranajes.
Ventajosamente, se ha observado como a una
potencia parcial, el repartidor de par previsto sobre la
turbomáquina según el invento permite engendrar una disminución
significativa de la velocidad de rotación del compresor de BP,
manteniendo la velocidad de rotación del receptor sensiblemente
constante.
En efecto, esto se explica por el hecho de que
cuando se disminuye la potencia absorbida por el receptor, siendo
mantenida constante su velocidad de rotación, se disminuye
necesariamente el par de arrastre que es transmitido. La presencia
del repartidor de par implica entonces que el par de arrastre
transmitido al compresor BP disminuye en las mismas proporciones,
lo que tiene por consecuencia provocar una disminución de la
velocidad de rotación de este mismo compresor BP.
De esta forma, se ha observado que el hecho de
prever un repartidor de par suprime totalmente los riesgos de bombeo
del compresor BP, sin recurrir necesariamente a estatores de ángulo
de álabe o pala variable y/o a la adición de descargas.
Por otra parte, a potencia parcial, la presencia
del repartidor de par genera una disminución de la velocidad de
rotación de la turbina BP. Esto se explica por el hecho de que el
repartidor de par impone no solamente una relación de
proporcionalidad entre los pares transmitidos por una parte al
receptor y por otra parte al compresor BP, sino que impone
igualmente una relación entre sus velocidades de rotación
respectivas, que es tal que cuando la velocidad de rotación del
compresor BP disminuye mientras la velocidad de rotación del
receptor permanece sensiblemente constante, entraña, en
proporciones menores, una disminución de la velocidad de rotación de
la turbina BP. Naturalmente, ello permite disminuir las
sobrevelocidades aerodinámicas de esta última, y por lo tanto
atenuar la degradación de los rendimientos de esta misma turbina
BP.
De preferencia, el sistema de engranajes dispone
de una entrada, de preferencia única, solidaria de un árbol de
turbina BP, así como de una primera y de una segunda salidas, siendo
la primera salida solidaria de un árbol de compresor BP y siendo la
segunda salida solidaria de un árbol de receptor. Así, el receptor
es arrastrado únicamente por el árbol de turbina BP por medio de un
sistema de engranajes que desempeña entonces una misión de
reductor, y asegurando la relación constante entre el par de
arrastre del receptor y el par de arrastre del compresor BP. Hay por
tanto que comprender que es la potencia de un único árbol de turbina
BP la que es compartida entre el receptor y este mismo compresor
BP.
Además, esta turbomáquina comprende además un
árbol de turbina HP solidario de la turbina HP y del compresor
HP.
Además, se ha observado que cuando el compresor
BP es arrastrado únicamente por medio del repartidor de par desde la
turbina BP, la disminución de la velocidad de rotación de este
compresor BP engendrada puede a veces ser demasiado importante, y
provocar entonces una degradación de los rendimientos de este
compresor BP. Así, para hacer frente a este problema y según un
modo de realización preferido del presente invento, puede preverse
que la turbomáquina comprenda igualmente una turbina intermedia
dispuesta entre la turbina HP y la turbina BP, y que esta turbina
intermedia esté unida solidariamente al compresor BP con la ayuda de
un árbol de turbina intermedio.
En tal configuración, el compresor BP no es por
lo tanto exclusivamente arrastrado por la turbina BP, sino
igualmente por esta turbina intermedia. Por consiguiente, ya que
solamente una parte del par de arrastre global del compresor BP es
proporcional al par absorbido por el receptor, la disminución de la
velocidad de rotación del compresor BP es menos marcada a potencia
parcial, y los rendimientos de ésta son así sensiblemente
optimizados.
Preferiblemente, el repartidor de par comprende
un porta satélites unido a la entrada del sistema de engranajes y
que soporta una pluralidad de piñones satélites, engranando estos
por una parte con un piñón planetario unido a la primera salida del
sistema de engranajes, y por otra parte con una corona dentada unida
a la segunda salida del sistema de engranajes.
Finalmente, se puede prever que el receptor es
un elemento tomado de entre el grupo constituido por una hélice de
paso variable, por un Prop-Fan (Ventilador de
Propulsión) (hélice transónica) de paso variable, un doblete de
hélices giratorias en sentido contrario, un doblete de
Prop-Fan giratorios en sentido contrario de pasos
variables, un rotor de helicóptero, y un alternador. Bien entendido,
pueden considerarse otros receptores, siendo la única condición que
puedan ser pilotados de manera que conserven una velocidad de
rotación sensiblemente constante, cualquiera que sea la potencia
desarrollada por la turbomáquina.
Otras ventajas y características del invento
aparecerán en la descripción detallada no limitativa siguiente.
Esta descripción se hará con respecto a los
dibujos adjuntos entre los que:
La fig. 1 representa una vista esquemática en
semi-corte longitudinal de una turbomáquina de
turbina semi-unida o semi-fija,
según un primer modo de realización preferido del presente
invento;
La fig. 2 representa una vista en
semi-corte longitudinal que ilustra a groso modo el
principio de un sistema de engranajes destinado a equipar la
turbomáquina de la fig. 1;
La fig. 3 representa una vista detallada en
semi-corte longitudinal de un sistema de engranajes
destinado a equipar la turbomáquina de la fig. 1; y
La fig. 4 representa una vista esquemática en
semi-corte longitudinal de una turbomáquina de
turbina semi-unida o semi-fija,
según un segundo modo de realización preferido del presente
invento.
Con referencia a la fig. 1, se ha representado
una turbomáquina 1 de turbina semi-unida o
semi-fija, particularmente para avión, según un
primer modo de realización preferido del presente invento.
La turbomáquina 1 comprende desde aguas arriba
hacia aguas abajo, en una dirección principal de circulación de los
gases a través de esta última esquematizada por una flecha
referenciada Eg y paralela a un eje principal longitudinal 3 de la
turbomáquina 1, una entrada de aire anular 4, un compresor BP 6, un
compresor HP 8, una cámara de combustión 10, una turbina HP 12, y
una turbina BP 14. Como puede verse en esta fig. 1, la turbomáquina
1 arrastra un receptor 2 dispuesto aguas arriba de la entrada de
aire 4, y pilotado de forma que conserve una velocidad de rotación
sensiblemente constante cualquiera que sea la potencia demandada a
esta turbomáquina 1, siendo el receptor 2 de preferencia del tipo de
hélice de paso variable.
Un cuerpo de alta presión de la turbomáquina 1
está formado por el compresor HP 8 y la turbina HP 12, estando
unidos solidariamente estos dos elementos con la ayuda de un árbol
de turbina HP 16.
Por otra parte, un cuerpo de baja presión de la
turbomáquina 1 está formado por el compresor BP 6 y la turbina BP
14. A este efecto, se ha observado que la turbina BP 14 arrastra por
una parte al compresor BP 6 y por otra parte a la hélice de paso
variable 2, por medio conjuntamente de un árbol de turbina BP 18 y
de un sistema de engranajes 20.
Para hacer esto, el árbol de turbina BP 18 es
solidario de una entrada E del sistema de engranajes 20,
comprendiendo este último igualmente una primera salida S1
solidaria de un árbol de compresor BP 22, así como una segunda
salida S2 solidaria de un árbol de receptor 24.
La particularidad de este invento reside en el
hecho de que el sistema de engranajes 20 comprende un repartidor de
par 26 que mantiene una relación constante entre el par de arrastre
del receptor 2 transmitido por el sistema de engranajes 20 y el par
de arrastre del compresor BP6 transmitido por este mismo sistema de
engranajes 20.
De esta forma, a potencia parcial y por tanto
cuando el paso de la hélice 2 ha sido disminuido, el repartidor de
par 26 permite entonces engendrar una disminución significativa de
la velocidad de rotación del compresor BP 6, manteniendo al mismo
tiempo la velocidad de rotación de esta hélice 2 sensiblemente
constante. Así, se puede observar una supresión total de los
riesgos de bombeo de este compresor BP 6.
Como puede verse de forma más precisa en la fig.
2 que ilustra a groso modo el principio del sistema de engranajes
20 empleado, este último está globalmente constituido por el
repartidor de par 26, que va a ser expuesto en detalle a
continuación.
Este repartidor de par 26 está provisto de un
porta satélites 28 centrado sobre el eje principal longitudinal 3
de la turbomáquina 1, y solidario de la entrada E del sistema de
engranajes 20, por tanto solidario del árbol de turbina BP 18. El
porta satélites 28 soporta una pluralidad de piñones satélites 30,
estando previsto cada uno de ellos para girar alrededor de un eje
asociado 32 del porta satélites 28, estando dispuesto cada eje 32
paralelamente al eje principal longitudinal 3.
Los piñones satélites 30 se engranan con un
piñón planetario 34 centrado sobre el eje principal longitudinal 3,
y solidario de la primera salida S1 del sistema de engranajes 20,
por tanto solidario del árbol de compresor BP 22. Además, los
piñones satélites 30 se engranan también con una corona dentada 36
centrada igualmente sobre el eje principal longitudinal 3, y
solidaria de la segunda salida S2 del sistema de engranajes 20, por
tanto solidaria del árbol de receptor 24.
Se ha precisado que este principio del sistema
de engranajes 20 se ha dado a título ilustrativo, a fin de
facilitar la comprensión del funcionamiento del repartidor de par
26. Sin embargo, el sistema de engranajes a adoptar estará provisto
de uno o varios reductores acoplados a este repartidor 26, con el
fin de que las relaciones de velocidades de rotación de los
diversos elementos conectados a la entrada E y a las salidas S1 y S2
puedan ser fácilmente respetadas.
A este efecto, con referencia a la fig. 3, se ha
representado un sistema de engranajes 120, estando este último
totalmente adaptado para equipar la turbomáquina 1 según el
invento.
Este sistema de engranajes 120 está previsto
desde aguas arriba hacia aguas abajo en la dirección principal de
circulación de los gases Eg, de un reductor epicicloidal 138, del
repartidor de par 26, y de un reductor planetario 140.
El reductor epicicloidal 138 comprende un piñón
planetario 142 centrado sobre el eje principal longitudinal 3 de la
turbomáquina 1 y que se engrana con una pluralidad de piñones
satélites 144, siendo este piñón planetario 142 solidario de la
entrada E, y por tanto solidario del árbol de turbina BP 18. Por
otro lado, los piñones satélites 144 son llevados respectivamente
por ejes 146 paralelos al eje principal longitudinal 3 y que forman
parte integrante de un porta satélites 148 del reductor epicicloidal
138. Además, estos piñones satélites 144 se engranan por otra parte
con una corona dentada 150 del reductor epicicloidal 138, siendo
esta corona dentada 150 solidaria de una estructura 152 que cumple
la función de porta satélites del reductor planetario 140, como se
ha representado claramente en la fig. 3.
El porta satélites 148 del reductor epicicloidal
138 es solidario del porta satélites 28 del repartidor de par 26, y
tiene por tanto por función arrastrar este último. Se ha observado
que el repartidor de par de este sistema de engranajes 120 presenta
una concepción sensiblemente idéntica a la del repartidor de par del
sistema de engranajes 20 expuesto aquí anteriormente. A este
efecto, como se ha mencionado precedentemente, el porta satélites
28 lleva una pluralidad de piñones satélites 30, estando previsto
cada uno para girar alrededor de un eje asociado 32 del porta
satélites 28.
Los piñones satélites 30 engranan con el piñón
planetario 34 centrado sobre el eje principal longitudinal 3, y
solidario de la primera salida S1, y por tanto solidario del árbol
de compresor BP 22. Además, los piñones satélites 30 engranan
también con la corona dentada 36 centrada igualmente sobre el eje
principal longitudinal 3, y solidaria de un piñón planetario 154 del
reductor planetario 140.
Este piñón planetario 154 del reductor
planetario 140 engrana con una pluralidad de piñones satélites 156
aptos para girar alrededor de los ejes 158 que forman parte
integrante de la estructura 152 que constituye el porta satélites
del reductor planetario 140. Finalmente, estos piñones satélites 156
engranan también con una corona dentada 160 del reductor planetario
140, igualmente centrada sobre el eje principal longitudinal 3, y
solidaria de la segunda salida S2 del sistema de engranajes 120, por
tanto solidaria del árbol de receptor 24.
Con referencia a la fig. 4, se ha representado
una turbomáquina 200 de turbina semi-unida o
semi-fija, particularmente para avión, según un
segundo modo de realización preferido del presente invento.
La turbomáquina 200 comprende desde aguas arriba
hacia aguas abajo, en la dirección principal de circulación de los
gases Eg, una entrada de aire anular 4, un compresor BP 6, un
compresor HP 8, una cámara de combustión 10, una turbina HP 12, una
turbina intermedia 262, y una turbina BP 14. Como puede verse en
esta fig. 4, la turbomáquina 200 arrastra un receptor 2 dispuesto
aguas arriba de la entrada de aire 4, y pilotado de forma que
conserve una velocidad de rotación sensiblemente constante
cualquiera que sea la potencia solicitada a esta turbomáquina 200,
siendo el receptor 2 de preferencia del tipo de hélice de paso
variable.
Además, siempre de la misma forma que
precedentemente, la turbomáquina 200 comprende un sistema de
engranajes 120, provisto de un repartidor de par 26 que mantiene una
relación constante entre el par de arrastre del receptor 2
transmitido por el sistema de engranajes 120 y el par de arrastre
del compresor BP 6 transmitido por este mismo sistema de engranajes
120.
Así, la diferencia principal entre la
turbomáquina 1 según el primer modo de realización preferido y la
turbomáquina 200 según el segundo modo de realización preferido
reside en el hecho de que en esta última, la turbina intermedia 262
participa en el arrastre del compresor BP 6 con ayuda de un árbol de
turbina intermedio 264, siendo éste también solidario del árbol de
compresor BP 22.
A este efecto, se ha indicado que la turbina
intermedia 262 está dimensionada de forma que no proporcione
solamente más que una parte de la potencia absorbida por el
compresor BP 6, siendo, bien entendido, la otra parte, entregada
por la turbina BP 14 y transmitida por medio del repartidor de par
26. De esta forma, ya que solamente una parte del par de arrastre
global del compresor BP 6 es proporcional al par absorbido por la
hélice 2, la disminución de la velocidad de rotación del compresor
BP 6 es menos marcada a bajo régimen, y los rendimiento de éste son
así sensiblemente optimizados.
Naturalmente, el principio del sistema de
engranajes previsto sobre esta turbomáquina 200, e indicado por la
referencia numérica 120, puede ser similar al principio del sistema
de engranajes 120 descrito anteriormente en relación con la
turbomáquina 1 según el primer modo de realización preferido del
presente invento, pero realiza bien entendido relaciones
diferentes.
Bien entendido, pueden ser aportadas diversas
modificaciones por el experto en la técnica en las turbomáquinas
para avión 1 y 200 que acaban de ser descritas, únicamente a título
de ejemplos no limitativos.
Claims (6)
1. Una turbomáquina (1, 200) de turbina
semi-unida o semi-fija para avión o
aeronave, que arrastra un receptor (2) pilotado de manera que
conserve una velocidad de rotación sensiblemente constante,
disponiendo dicha turbomáquina de un compresor BP (6), de un
compresor HP (8), de una cámara anular de combustión (10), de una
turbina HP (12) así como de una turbina BP (14), arrastrando ésta,
particularmente por medio de un sistema de engranajes (20, 120),
por una parte dicho receptor (2) y por otra parte dicho compresor BP
(6), caracterizada porque el sistema de engranajes (20, 120)
comprende un repartidor de par (26) que mantiene una relación
constante entre el par de arrastre del receptor (2) transmitido por
el sistema de engranajes (20, 120) y el par de arrastre del
compresor BP (6) transmitido por este mismo sistema de engranajes
(20, 120).
2. La turbomáquina (1, 200) según la
reivindicación 1ª, caracterizada porque dicho sistema de
engranajes (20, 120) dispone de una entrada (E) solidaria de un
árbol de turbina BP (18), así como de una primera y una segunda
salidas (S1, S2), siendo dicha primera salida (S1) solidaria de un
árbol de compresor BP (22) y siendo dicha segunda salida (S2)
solidaria de un árbol de receptor (24).
3. La turbomáquina (1, 200) según la
reivindicación 2ª, caracterizada porque comprende además un
árbol de turbina HP (16) solidario de dicha turbina HP (12) y de
dicho compresor HP (8).
4. La turbomáquina (200) según la reivindicación
2ª o la reivindicación 3ª, caracterizada porque comprende
igualmente una turbina intermedia (262) dispuesta entre dicha
turbina HP (12) y dicha turbina BP (14), y porque dicha turbina
intermedia (262) está unida solidariamente al compresor BP (6) con
la ayuda de un árbol de turbina intermedia (264).
5. La turbomáquina (1, 200) según una cualquiera
de las reivindicaciones 2ª a 4ª, caracterizada porque dicho
repartidor de par (26) comprende un porta satélites (28) unido a la
entrada (E) del sistema de engranajes (20, 120) y que soporta una
pluralidad de piñones satélites (30), engranando estos por una parte
con un piñón planetario (34) unido a la primera salida (S1) del
sistema de engranajes (20, 120), y por otra parte con una corona
dentada (36) unida a la segunda salida (S2) del sistema de
engranajes (20, 120).
6. La turbomáquina (1, 200) según una cualquiera
de las reivindicaciones precedentes, caracterizada porque
dicho receptor (2) es un elemento tomado de entre el grupo
constituido por una hélice de paso variable, un
Prop-Fan (Ventilador de Propulsión) de paso
variable, un doblete de hélices giratorias en sentido contrario de
paso variable, un rotor de helicóptero, y un alternador.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0450047A FR2864997B1 (fr) | 2004-01-08 | 2004-01-08 | Turbomachine a turbine semi-liee entrainant un recepteur pilote de maniere a conserver une vitesse de rotation sensiblement constante |
| FR0450047 | 2004-01-08 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2282969T3 true ES2282969T3 (es) | 2007-10-16 |
Family
ID=34586503
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES05100057T Active ES2282969T3 (es) | 2004-01-08 | 2005-01-06 | Turbomaquina de turbina semi-unida que arrastra un receptor. |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7363757B2 (es) |
| EP (1) | EP1553276B1 (es) |
| CN (1) | CN1327124C (es) |
| CA (1) | CA2491437C (es) |
| DE (1) | DE602005000678T2 (es) |
| ES (1) | ES2282969T3 (es) |
| FR (1) | FR2864997B1 (es) |
Families Citing this family (44)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7832193B2 (en) * | 2006-10-27 | 2010-11-16 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
| US7765789B2 (en) * | 2006-12-15 | 2010-08-03 | General Electric Company | Apparatus and method for assembling gas turbine engines |
| US8127529B2 (en) * | 2007-03-29 | 2012-03-06 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle and thrust reverser |
| US8104289B2 (en) * | 2007-10-09 | 2012-01-31 | United Technologies Corp. | Systems and methods involving multiple torque paths for gas turbine engines |
| US8015798B2 (en) * | 2007-12-13 | 2011-09-13 | United Technologies Corporation | Geared counter-rotating gas turbofan engine |
| FR2928977B1 (fr) * | 2008-03-21 | 2010-04-09 | Snecma | Systeme d'helices contrarotatives disposant d'un dispositif de mise en drapeau des pales d'helices |
| US8181442B2 (en) * | 2008-05-05 | 2012-05-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine aircraft engine with power variability |
| US8834315B2 (en) * | 2008-10-12 | 2014-09-16 | Christopher C. Sappenfield | Rotary units, rotary mechanisms, and related applications |
| US8256202B1 (en) | 2008-11-25 | 2012-09-04 | Florida Turbine Technologies, Inc. | High bypass turbofan |
| US20100192595A1 (en) | 2009-01-30 | 2010-08-05 | Robert Joseph Orlando | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
| FR2942273B1 (fr) * | 2009-02-18 | 2011-06-10 | Snecma | Moteur double flux a roues de turbine contrarotatives |
| FR2945268B1 (fr) * | 2009-05-05 | 2013-05-17 | Airbus France | Generateur electrique sur une partie tournante de turbopropulseur |
| GB2474286B (en) * | 2009-10-12 | 2011-08-31 | Rolls Royce Plc | A propulsion engine |
| WO2011142787A2 (en) * | 2009-12-30 | 2011-11-17 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine system with bleed air powered auxiliary engine |
| FR2965247B1 (fr) * | 2010-09-27 | 2012-09-28 | Snecma | Dispositif hydraulique de changement de pas d?helice |
| US9021778B2 (en) * | 2011-06-28 | 2015-05-05 | United Technologies Corporation | Differential gear system with carrier drive |
| US8459038B1 (en) | 2012-02-09 | 2013-06-11 | Williams International Co., L.L.C. | Two-spool turboshaft engine control system and method |
| CA2864821C (en) | 2012-02-15 | 2018-10-09 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine performance seeking control |
| US20130219913A1 (en) * | 2012-02-28 | 2013-08-29 | Michael E. McCune | Geared turbofan gas turbine engine with reliability check on gear connection |
| US20130259651A1 (en) | 2012-04-02 | 2013-10-03 | Daniel Bernard Kupratis | Differential geared architecture for gas turbine engine |
| US9964214B2 (en) * | 2012-04-02 | 2018-05-08 | United Technologies Corporation | Seal with non-metallic interface |
| US8607576B1 (en) * | 2012-06-07 | 2013-12-17 | United Technologies Corporation | Single turbine driving dual compressors |
| GB201219544D0 (en) * | 2012-10-31 | 2012-12-12 | Rolls Royce Deutschland | Geared compressor for gas turbine engine |
| BR112015017110A2 (pt) | 2013-01-18 | 2017-07-11 | Gen Electric | motor de turbina a gás |
| WO2014126696A1 (en) | 2013-02-13 | 2014-08-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine geared architecture |
| WO2014137452A1 (en) * | 2013-03-07 | 2014-09-12 | Rolls-Royce Corporation | Multi-shaft gas turbine engine |
| US9752500B2 (en) * | 2013-03-14 | 2017-09-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine with transmission and method of adjusting rotational speed |
| GB2513621B (en) * | 2013-05-01 | 2015-09-23 | Trevor Harold Speak | Compressor system |
| WO2015006162A1 (en) * | 2013-07-12 | 2015-01-15 | United Technologies Corporation | Three spool geared turbofan with low pressure compressor drive gear system |
| EP3039276B1 (en) * | 2013-08-29 | 2019-12-25 | United Technologies Corporation | Three spool geared turbofan with low pressure compressor drive gear system and mechanical controller |
| US10287976B2 (en) | 2014-07-15 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Split gear system for a gas turbine engine |
| CN107060888A (zh) * | 2015-12-12 | 2017-08-18 | 熵零技术逻辑工程院集团股份有限公司 | 一种行星机构发动机 |
| CN106870681A (zh) * | 2015-12-12 | 2017-06-20 | 熵零技术逻辑工程院集团股份有限公司 | 一种流体行星机构 |
| US10309330B2 (en) | 2016-10-27 | 2019-06-04 | Rolls-Royce Corporation | Model reference adaptive controller |
| US10240544B2 (en) | 2016-10-27 | 2019-03-26 | Rolls-Royce Corporation | Adaptive controller using unmeasured operating parameter |
| DE102017120219A1 (de) * | 2017-09-01 | 2019-03-07 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsmaschine mit einer Planetengetriebeeinrichtung |
| GB201810887D0 (en) * | 2018-07-03 | 2018-08-15 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine fan arrangement |
| US11041444B2 (en) * | 2018-11-02 | 2021-06-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine with differential gearbox |
| US11015533B2 (en) * | 2018-12-17 | 2021-05-25 | Raytheon Technologies Corporation | Fan and low pressure compressor geared to low speed spool of gas turbine engine |
| US11041462B2 (en) * | 2019-06-05 | 2021-06-22 | Raytheon Technologies Corporation | Hybrid turbofan with differential electrical and mechanical power transfer |
| US11326467B2 (en) * | 2019-06-14 | 2022-05-10 | Raytheon Technologies Corporation | Dual drive electro-aero-thermal turbine engine |
| US11319882B2 (en) | 2019-09-10 | 2022-05-03 | Raytheon Technologies Corporation | Gear and electric amplification of generator motor compressor and turbine drives |
| IT202000000652A1 (it) | 2020-01-15 | 2021-07-15 | Ge Avio Srl | Turbomacchina e gruppo ingranaggi |
| 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 |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2583872A (en) * | 1947-08-02 | 1952-01-29 | United Aircraft Corp | Gas turbine power plant, including planetary gearing between a compressor, turbine, and power consumer |
| US3611834A (en) * | 1969-10-13 | 1971-10-12 | Gen Motors Corp | Fan drive |
| GB1309721A (en) * | 1971-01-08 | 1973-03-14 | Secr Defence | Fan |
| GB1411380A (en) * | 1971-12-28 | 1975-10-22 | Rolls Royce | Planet carrier for planetary gearing |
| GB1436796A (en) * | 1972-08-22 | 1976-05-26 | Mtu Muenchen Gmbh | Gas turbine ducted fan engines of multi-shaft and multi-flow construction |
| US3792586A (en) * | 1973-01-22 | 1974-02-19 | Avco Corp | Bearing assembly systems |
| GB1484898A (en) * | 1974-09-11 | 1977-09-08 | Rolls Royce | Ducted fan gas turbine engine |
| US4287715A (en) * | 1978-03-27 | 1981-09-08 | The Boeing Company | Supersonic jet engine and method of operating the same |
| US4446696A (en) * | 1981-06-29 | 1984-05-08 | General Electric Company | Compound propulsor |
| FR2573816B1 (fr) * | 1984-11-29 | 1989-01-20 | Snecma | Turboreacteur multiflux multicorps a mecanisme de transmission perfectionne |
| CA1262409A (en) * | 1985-05-01 | 1989-10-24 | Kenneth Odell Johnson | Counter rotation power turbine |
| GB2203801B (en) * | 1987-04-14 | 1991-11-27 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
| DE3933776A1 (de) * | 1989-10-10 | 1991-04-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Propfan-turbotriebwerk |
| FR2761412B1 (fr) * | 1997-03-27 | 1999-04-30 | Snecma | Groupe turbopropulseur double corps a regulation isodrome |
| GB2377731A (en) * | 2001-07-21 | 2003-01-22 | Rolls Royce Plc | Rotor shaft assembly for a gas turbine engine |
-
2004
- 2004-01-08 FR FR0450047A patent/FR2864997B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-01-04 US US11/028,233 patent/US7363757B2/en active Active
- 2005-01-05 CA CA2491437A patent/CA2491437C/en active Active
- 2005-01-06 DE DE602005000678T patent/DE602005000678T2/de active Active
- 2005-01-06 ES ES05100057T patent/ES2282969T3/es active Active
- 2005-01-06 EP EP05100057A patent/EP1553276B1/fr active Active
- 2005-01-10 CN CNB2005100003585A patent/CN1327124C/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2491437C (en) | 2013-06-25 |
| EP1553276B1 (fr) | 2007-03-14 |
| DE602005000678D1 (de) | 2007-04-26 |
| FR2864997A1 (fr) | 2005-07-15 |
| US7363757B2 (en) | 2008-04-29 |
| CN1641188A (zh) | 2005-07-20 |
| US20080060341A1 (en) | 2008-03-13 |
| DE602005000678T2 (de) | 2008-01-24 |
| FR2864997B1 (fr) | 2006-04-28 |
| EP1553276A1 (fr) | 2005-07-13 |
| CA2491437A1 (en) | 2005-07-08 |
| CN1327124C (zh) | 2007-07-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2282969T3 (es) | Turbomaquina de turbina semi-unida que arrastra un receptor. | |
| US11635043B2 (en) | Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine | |
| US10830130B2 (en) | Geared turbofan with three turbines all counter-rotating | |
| US10590854B2 (en) | Geared gas turbine engine | |
| US10036351B2 (en) | Geared turbofan with three co-rotating turbines | |
| US10584641B2 (en) | Turbine engine with a pair of contrarotating propellers placed upstream of the gas generator | |
| US10883426B2 (en) | Planetary gear system for turbomachine | |
| US20160222975A1 (en) | Dual direction windmill pump for geared turbofan engine | |
| US9909497B2 (en) | Combined stability and customer bleed with dirt, water and ice rejection | |
| WO2015114267A1 (fr) | Alimentation en air d'un circuit de conditionnement d'air d'une cabine d'un aeronef a partir de son turbopropulseur | |
| US20160108854A1 (en) | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size | |
| JP2014234822A (ja) | ガスタービンエンジン | |
| US10036350B2 (en) | Geared turbofan with three turbines all co-rotating | |
| US10330017B2 (en) | Three spool geared turbofan with low pressure compressor drive gear system | |
| US20180080411A1 (en) | Gas turbine engine | |
| US20130259650A1 (en) | Geared turbofan with three turbines with first two co-rotating and third rotating in an opposed direction | |
| US10287991B2 (en) | Gas turbine engine with paired distributed fan sets | |
| US9739205B2 (en) | Geared turbofan with a gearbox upstream of a fan drive turbine | |
| US20130259643A1 (en) | Geared turbofan with three turbines with first two counter-rotating, and third co-rotating with the second turbine | |
| US11619168B2 (en) | Gas turbine engine lubrication system | |
| US9988943B2 (en) | Fitting for mid-turbine frame of gas turbine engine | |
| US20190277342A1 (en) | Shaft assembly and aircraft engine with a shaft assembly |