RU2509903C2 - Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов, приводимых в движение при помощи эпициклоидального механизма, обеспечивающая уравновешенное распределение крутящих моментов между двумя воздушными винтами - Google Patents

Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов, приводимых в движение при помощи эпициклоидального механизма, обеспечивающая уравновешенное распределение крутящих моментов между двумя воздушными винтами Download PDF

Info

Publication number
RU2509903C2
RU2509903C2 RU2011128869/06A RU2011128869A RU2509903C2 RU 2509903 C2 RU2509903 C2 RU 2509903C2 RU 2011128869/06 A RU2011128869/06 A RU 2011128869/06A RU 2011128869 A RU2011128869 A RU 2011128869A RU 2509903 C2 RU2509903 C2 RU 2509903C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
propeller
rotor
propellers
rotating
opposite directions
Prior art date
Application number
RU2011128869/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011128869A (ru
Inventor
Вутер БАЛЬК
Жиль Ален ШАРЬЕ
Франсуа ГАЛЛЕ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2011128869A publication Critical patent/RU2011128869A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2509903C2 publication Critical patent/RU2509903C2/ru

Links

Images

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
    • F02K3/04—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 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
    • F02K3/072—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 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, e.g. fan rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B64C11/48—Units of two or more coaxial propellers
    • 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
    • F02C3/06—Gas-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
    • F02C3/067—Gas-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
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Retarders (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов для газотурбинного двигателя летательного аппарата имеет в своем составе свободную силовую турбину, содержащую первый ротор, первый воздушный винт и второй воздушный винт, вращающиеся в противоположных направлениях, предназначенные для приведения их во вращение вокруг продольной оси системы воздушных винтов по отношению к статору этой системы, и устройство механической передачи. Устройство механической передачи содержит эпициклоидальный передаточный механизм, снабженный планетарной шестерней, центрированной на упомянутой продольной оси и приводимой в движение при помощи упомянутого первого ротора свободной силовой турбины, по меньшей мере один сателлит, находящийся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней, держатель сателлита(ов), приводящий в движение упомянутый первый воздушный винт, а также коронную шестерню, находящуюся в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом и приводящую в движение упомянутый второй воздушный винт. Свободная силовая турбина содержит также второй ротор, вращающийся в противоположном направлении по отношению к упомянутому первому ротору и приводящий во вращательное движение упомянутую коронную шестерню. Изобретение позволяет уменьшить общую массу системы винтов, уменьшить шум, снизить нагрузки, действующие на средства подвески двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники
Изобретение в целом относится к системе вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов, предназначенной для газотурбинного двигателя летательного аппарата.
Предлагаемое изобретение также относится к газотурбинному двигателю для летательного аппарата, содержащему такую систему вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов.
Предлагаемое изобретение предпочтительным образом применяется к газотурбинным двигателям, предназначенным для летательного аппарата, например к турбореактивным двигателям или к турбовинтовым двигателям. Говоря более конкретно, это изобретение применяется к газотурбинным двигателям с так называемым "открытым ротором" ("open rotor"), внутри которых свободная силовая турбина приводит в движение, непосредственно или опосредованно, два вращающихся в противоположных направлениях воздушных винта при помощи устройства механической передачи, представляющего собой редуктор и содержащего, в частности, эпициклоидальный передаточный механизм. В этих системах вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов воздушные винты лишены, таким образом, обтекателей на уровне их наружных в радиальном направлении концов.
Существующий уровень техники
Из существующего уровня техники действительно известны газотурбинные двигатели с системами вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов, в которых эти воздушные винты приводятся в движение при помощи устройства механической передачи, обычно принимающего форму дифференциального редуктора. Такой дифференциальный редуктор содержит особый эпициклоидальный передаточный механизм, в котором планетарная шестерня приводится во вращательное движение при помощи ротора свободной силовой турбины, в котором держатель сателлитов приводит в движение первый воздушный винт и в котором коронная шестерня приводит в движение второй воздушный винт. По этому поводу следует отметить, что в зависимости от положения вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов по отношению к свободной силовой турбине, которая приводит эти воздушные винты в движение, первый воздушный винт представляет собой воздушный винт, находящийся ниже по потоку, а второй воздушный винт представляет собой воздушный винт, находящийся выше по потоку, или же наоборот. В любом случае, в отличие от простого эпициклоидального передаточного механизма коронная шестерня не является фиксированной, а является подвижной.
При использовании такого эпициклоидального передаточного механизма два воздушных винта не могут подвергаться воздействию одних и тех же аэродинамических крутящих моментов. Уравнения механического равновесия сателлитов показывают, что два этих крутящих момента в обязательном порядке имеют постоянное соотношение, зависящее от геометрических характеристик редуктора. Это соотношение в обязательном порядке отличается от единичного соотношения. Действительно, соотношение между крутящим моментом С1, приложенным к первому воздушному винту, и крутящим моментом С2, приложенным ко второму воздушному винту, выражается следующим образом:
С1/С2=(R+1)/(R-1),
где R соответствует понижающему передаточному отношению, определяемому эпициклоидальным передаточным механизмом.
Таким образом, для достижения соотношения крутящих моментов, близкого к единице, необходимо увеличивать понижающее передаточное отношение R, которое, однако, по соображениям механической реализуемости не может быть выше 10. Кроме того, увеличение понижающего передаточного отношения R неизбежно выражается в увеличении общей массы системы воздушных винтов, негативным образом влияющем на характеристики газотурбинного двигателя.
Вследствие не являющегося единичным соотношения между упомянутыми крутящими моментами один из двух воздушных винтов будет генерировать большее вращение вторичного воздушного потока, чем другой воздушный винт, что выражается в остаточном вращении выходного воздушного потока, по существу ограничивающего тяговый коэффициент полезного действия и повышающего нежелательным образом уровень акустического шума газотурбинного двигателя. На практике именно первый воздушный винт, приводимый в движение держателем сателлитов, всегда является более загруженным с точки зрения крутящего момента.
Кроме того, это различие между двумя крутящими моментами порождает также повышенное нагружение средств, служащих для подвески газотурбинного двигателя на летательном аппарате, вследствие этого данные средства должны быть переразмерены для того, чтобы выдерживать перегрузку, которая к ним прикладывается.
Сущность изобретения
Таким образом, техническая задача предлагаемого изобретения состоит в том, чтобы устранить, по меньшей мере частично, отмеченные выше недостатки реализаций, известных из существующего уровня техники.
Для решения этой технической задачи объектом предлагаемого изобретения прежде всего является система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов для газотурбинного двигателя летательного аппарата, имеющая в своем составе:
- свободную силовую турбину, содержащую первый ротор;
- первый воздушный винт и второй воздушный винт, вращающиеся в противоположных направлениях, предназначенные для приведения их во вращение вокруг продольной оси системы воздушных винтов по отношению к статору этой системы; и
- устройство механической передачи, содержащее эпициклоидальный передаточный механизм, снабженный планетарной шестерней, центрированной на упомянутой продольной оси и приводимой в движение при помощи упомянутого первого ротора свободной силовой турбины, по меньшей мере один сателлит, находящийся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней, держатель сателлита(ов), приводящий в движение упомянутый первый воздушный винт, а также коронную шестерню, находящуюся в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом и приводящую в движение упомянутый второй воздушный винт.
В соответствии с предлагаемым изобретением упомянутая свободная силовая турбина содержит также второй ротор, вращающийся в противоположном направлении по отношению к упомянутому первому ротору и приводящий во вращательное движение упомянутую коронную шестерню.
Таким образом, в предлагаемом изобретении предпочтительно предусматривается восполнить дефицит крутящего момента, воспринимаемого вторым воздушным винтом, действуя таким образом, чтобы этот воздушный винт частично приводился в движение при помощи второго ротора свободной силовой турбины через коронную шестерню эпициклоидального передаточного механизма. Говоря другими словами, крутящий момент, передаваемый на второй воздушный винт при помощи коронной шестерни, больше не происходит только от сателлитов, как это имело место в предшествующем уровне техники, но происходит также от второго ротора силовой турбины, который приобретает, таким образом, характер противовращения.
Эта специфическая особенность приводит к уравновешиванию двух крутящих моментов, передаваемых соответственно на два воздушных винта, причем соотношение между двумя этими крутящими моментами будет по существу единичным. Следствием этого является прежде всего то, что каждый из двух воздушных винтов будет производить по существу идентичное вращение вторичного потока, что исключает появление нежелательного остаточного вращения выходного потока. Таким образом, аэродинамический поток удовлетворительно выпрямляется на выходе из системы воздушных винтов, что обеспечивает наилучший тяговый коэффициент полезного действия, а также снижение уровня производимого газотурбинным двигателем акустического шума.
В то же время вследствие такого уравновешивания крутящих моментов средства, служащие для подвески газотурбинного двигателя на летательном аппарате, в меньшей степени подвергаются механическому нагружению и могут, следовательно, принимать менее дорогостоящую концепцию с точки зрения их габаритных размеров и массы.
Кроме того, внутри свободной силовой турбины противоположного вращения первый ротор может вращаться менее быстро, чем в случае классической турбины, сохраняя при этом ту же мощность, выдаваемую на выходе из этой турбины. Это снижение скорости вращения первого ротора позволяет не только облегчить и упростить его концепцию, поскольку центробежные усилия, которые к нему прикладываются, оказываются уменьшенными, но и позволяет также уменьшить понижающее передаточное отношение, обеспечиваемое эпициклоидальным передаточным механизмом, поскольку скорость его планетарной шестерни, приводимой в движение первым ротором, оказывается уменьшенной. Из двух этих преимуществ с очевидностью вытекает существенный выигрыш с точки зрения массы.
Кроме того, здесь следует отметить, что редуктор характеризуется механическим коэффициентом полезного действия, подразумевающим, что часть передаваемой мощности преобразуется в тепловую энергию. Поскольку мощность, выдаваемая газотурбинным двигателем летательного аппарата, достигает нескольких мегаватт, выделяемая тепловая энергия является весьма значительной. Эта тепловая энергия обычно отводится при помощи масляного контура и масляно-воздушного теплообменника. Установка этого теплообменника в гондолу двигателя представляет собой исключительно важное требование при интеграции силовой установки вследствие его существенных габаритных размеров, достаточно большой массы и создаваемого этим теплообменником дополнительного лобового сопротивления. С использованием эпициклоидального передаточного механизма, выполненного в соответствии с предлагаемым изобретением, часть мощности больше не передается через редуктор, но передается непосредственно на второй воздушный винт. Вследствие этого количество тепловой энергии, подлежащей рассеиванию в теплообменнике, оказывается уменьшенным таким образом, что могут быть приняты уменьшенные габаритные размеры этого теплообменника. Таким образом, это позволяет обеспечить выигрыш по массе, по габаритным размерам и по дополнительному лобовому сопротивлению, создаваемому этим масляно-воздушным теплообменником.
Предлагаемое изобретение может быть применено к любым газотурбинным двигателям, в частности к так называемым газотурбинным двигателям с "открытым ротором". В этом последнем случае предлагаемое изобретение применяется, когда система воздушных винтов будет расположена выше или ниже по потоку от газогенератора. В каждом из этих двух случаев внутри системы воздушных винтов может быть рассмотрена установка силовой турбины выше или ниже по потоку от воздушных винтов, вращающихся в противоположных направлениях. Это также применимо для положения эпициклоидального передаточного механизма по отношению к воздушным винтам.
Предпочтительным образом упомянутый первый воздушный винт представляет собой расположенный ниже по потоку воздушный винт, и упомянутый второй воздушный винт представляет собой расположенный выше по потоку воздушный винт. Это специфическое расположение принимается, в частности, в том случае, когда система воздушных винтов располагается ниже по потоку от газогенератора газотурбинного двигателя, а именно в том случае, когда эта система воздушных винтов выполняется в соответствии с концепцией, обеспечивающей толкающее усилие, или так называемой концепцией "pusher". Естественно, может быть рассмотрена и противоположная концепция, в соответствии с которой упомянутый первый воздушный винт будет представлять собой расположенный выше по потоку воздушный винт, а упомянутый второй воздушный винт будет представлять собой расположенный ниже по потоку воздушный винт, не выходя при этом за рамки предлагаемого изобретения. Это другое техническое решение принимается, в частности, в том случае, когда система воздушных винтов располагается выше по потоку от газогенератора газотурбинного двигателя, а именно в том случае, когда эта система воздушных винтов принимает концепцию, обеспечивающую тянущее усилие, или так называемую концепцию "puller".
Какова бы ни была концепция, рассматриваемая среди концепций, упомянутых выше, предпочтительно действовать таким образом, чтобы упомянутый первый ротор свободной силовой турбины, приводящий в движение планетарную шестерню, представлял собой внутренний ротор и чтобы упомянутый второй ротор свободной силовой турбины, приводящий в движение коронную шестерню, представлял собой наружный ротор, даже если может быть рассмотрена противоположная концепция, без выхода за рамки предлагаемого изобретения.
Предпочтительным образом упомянутый держатель сателлита(ов) жестко связан с упомянутым первым воздушным винтом, и упомянутая коронная шестерня жестко связана с упомянутым вторым воздушным винтом и с упомянутым вторым ротором свободной силовой турбины.
Предпочтительным образом первый и второй воздушные винты располагают каждый системой изменяемого угла установки их лопастей. Известным образом эти системы управляются так, чтобы скорость вращения двух воздушных винтов поддерживалась по существу постоянной в процессе функционирования при любом режиме работы двигателя.
В то же время объектом предлагаемого изобретения также является газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий систему вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов, описанного выше типа, причем этот газотурбинный двигатель представляет собой, например, турбовинтовой двигатель, но альтернативным образом он также может представлять собой турбореактивный двигатель с вентиляторами, вращающимися в противоположных направлениях. Естественно, в этом последнем случае упомянутое выше устройство механической передачи предназначено для приведения в движение вентилятора противоположного вращения этого турбореактивного двигателя. Предпочтительным образом, как об этом уже было сказано выше, предлагаемое изобретение специфическим образом применяется к так называемым газотурбинным двигателям с "открытым ротором" ("open rotor"), внутри которых свободная силовая турбина приводит в движение два воздушных винта, вращающихся в противоположных направлениях, косвенно посредством устройства механической передачи, образующего редуктор и содержащего, в частности, эпициклоидальный передаточный механизм.
Другие преимущества и характеристики предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже и не являющегося ограничительным подробного описания этого изобретения.
Краткое описание чертежей
Это описание будет составлено со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 представляет собой схематический вид в половинном продольном разрезе газотурбинного двигателя для летательного аппарата в соответствии с предпочтительным вариантом реализации предлагаемого изобретения;
фиг.2 представляет собой увеличенный вид системы вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов, установленной в газотурбинном двигателе, показанном на фиг.1;
фиг.3 представляет собой вид в разрезе, выполненном вдоль линии III-III, показанной на фиг.2.
Подробное изложение предпочтительных вариантов реализации
Обращаясь к фиг.1, можно видеть газотурбинный двигатель 1 типа с "открытым ротором" ("open rotor") в соответствии с предпочтительным способом реализации предлагаемого изобретения.
На приведенных чертежах направление А соответствует продольному направлению или осевому направлению, параллельному продольной оси 2 газотурбинного двигателя. Что касается направления В, то оно соответствует радиальному направлению этого газотурбинного двигателя. Кроме того, стрелка 4 схематически показывает направление поступательного перемещения летательного аппарата под действием тяги, создаваемой газотурбинным двигателем 1, причем это направление поступательного перемещения является противоположным главному направлению течения газов внутри этого газотурбинного двигателя. Здесь термины "передний", "расположенный выше по потоку", "задний", "расположенный ниже по потоку", используемые в продолжении данного описания, следует рассматривать по отношению к упомянутому направлению 4 поступательного перемещения.
В передней части газотурбинный двигатель представляет воздухозаборник 6, продолжающийся в направлении назад гондолой 8 двигателя, причем эта гондола в целом содержит наружную оболочку 10 и внутреннюю оболочку 12, и обе эти оболочки центрированы на оси 2 и смещены одна относительно другой в радиальном направлении.
Внутренняя оболочка 12 образует наружный радиальный кожух для газогенератора 14, классическим образом содержащего располагающиеся в направлении спереди назад: компрессор 16 низкого давления, компрессор 18 высокого давления, камеру 20 сгорания, турбину 22 высокого давления и турбину 24 промежуточного давления. Компрессор 16 и турбина 24 механически связаны между собой при помощи вала 26, формируя таким образом корпус малого давления, тогда как компрессор 18 и турбина 22 механически связаны между собой при помощи вала 28, формируя таким образом корпус более высокого давления. Вследствие этого газогенератор 14 предпочтительным образом представляет классическую так называемую двухкорпусную концепцию.
Ниже по потоку от турбины 24 промежуточного давления располагается система 30 вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов, образующая приемное устройство газотурбинного двигателя.
Эта система 30 содержит свободную силовую турбину 32, представляющую собой турбину низкого давления, причем особенность этой турбины состоит в том, что она является турбиной с противовращением. Действительно, с более конкретной ссылкой на фиг.2 можно видеть, что эта турбина содержит первый ротор 32а, представляющий собой внутренний ротор этой турбины с противовращением, а также второй ротор 32b, представляющий собой наружный ротор этой турбины, причем этот второй ротор 32b также называют наружным барабаном.
Система 30 воздушных винтов содержит статор или кожух 34, центрированный на продольной оси 2 этой системы и заключающий в себе, в частности, упомянутую свободную силовую турбину 32. Этот статор 34 известным образом предназначен для того, чтобы быть жестко связанным с другими кожухами газотурбинного двигателя. С этой точки зрения указано, что система 30 воздушных винтов предпочтительным образом спроектирована так, чтобы эти воздушные винты были лишены окружающего эти винты в наружном радиальном направлении обтекателя, как это можно видеть на приведенных чертежах.
Кроме того, ниже по потоку от этой турбины 32 с противовращением система 30 воздушных винтов имеет в своем составе первый воздушный винт 7, или расположенный ниже по потоку воздушный винт, несущий лопасти 7а. Аналогичным образом, эта система 30 содержит второй воздушный винт 9, или расположенный выше по потоку воздушный винт, несущий лопасти 9а. Таким образом, воздушные винты 7 и 9 смещены относительно друг друга вдоль направления 4 и оба этих воздушных винта располагаются ниже по потоку от свободной турбины 32.
Два этих воздушных винта 7 и 9 предназначены для вращения в противоположных направлениях вокруг оси 2, на которой эти воздушные винты центрированы, причем вращение осуществляется по отношению к статору 34, остающемуся неподвижным.
Для приведения во вращательное движение двух этих воздушных винтов 7 и 9 предусматривается устройство 13 механической передачи, представляющее собой редуктор и имеющее в своем составе, в частности, эпициклоидальный передаточный механизм 15.
Как это можно видеть на фигурах 2 и 3, передаточный механизм 15 снабжен планетарной шестерней 17, центрированной на продольной оси 2 и установленной на планетарном валу 19, имеющем ту же самую ось, жестко связанную в направлении выше по потоку с первым ротором 32а посредством фланца 38. Таким образом, ротор 32а непосредственно приводит во вращательное движение планетарную шестерню 17, причем эта планетарная шестерня принимает форму зубчатого колеса с наружным расположением зубьев.
Передаточный механизм 15 содержит также один сателлит 21, предпочтительным образом несколько таких сателлитов, как это можно видеть на фиг.3, причем каждый из этих сателлитов входит в зубчатое зацепление с планетарной шестерней 17. Каждый сателлит 21 закрепляется на валу 23 сателлита, имеющем ось, смещенную по отношению к упомянутой оси 2, и принимает форму зубчатого колеса с наружным расположением зубьев.
Кроме того, передаточный механизм 15 оборудован держателем 25 сателлитов, центрированным на продольной оси 2 и несущим с возможностью вращения каждый из сателлитов 21 посредством валов 23 соответственно. Держатель 25 сателлитов закреплен на валу 29 держателя сателлитов той же оси и жестко связан с первым воздушным винтом 7, как это можно видеть на фиг.2, таким образом, чтобы иметь возможность непосредственно приводить этот воздушный винт во вращательное движение.
И наконец, передаточный механизм 15 содержит коронную шестерню 31, центрированную на оси 2 и закрепленную на валу 33 коронной шестерни той же оси, причем эта коронная шестерня 31 входит в зубчатое зацепление с каждым сателлитом 21. Вал 33 проходит в направлении ниже по потоку, будучи жестко связанным со вторым воздушным винтом 9 таким образом, чтобы иметь возможность непосредственно приводить этот воздушный винт во вращательное движение. Например, этот вал 33 оказывается располагающимся вокруг вала 29 держателя сателлитов, с которым он является концентрическим, как это показано на приведенных чертежах.
Коронная шестерня 31, принимающая форму зубчатого колеса с внутренним расположением зубьев, представляет дополнительную особенность, которая состоит в том, что эта коронная шестерня также закрепляется на другом валу 35 коронной шестерни той же оси и проходит в направлении выше по потоку. Этот вал 35 коронной шестерни, располагающийся вокруг вала 19 планетарной шестерни, с которым он является концентрическим, жестко связан со вторым ротором 32b посредством фланца 40. Таким образом, ротор 32b также принимает непосредственное участие в приведении в движение коронной шестерни 31 и, таким образом, в приведении в движение расположенного выше по потоку воздушного винта 9. Это позволяет обеспечить единичное соотношение между крутящими моментами, передаваемыми соответственно на расположенный ниже по потоку воздушный винт 7 и на расположенный выше по потоку воздушный винт 9, для обеспечения наилучшего коэффициента полезного действия газотурбинного двигателя.
И наконец, здесь следует отметить, что в соответствии с этим предпочтительным способом реализации, в котором каждый воздушный винт оборудован системой изменяемого угла установки его лопастей, эпициклоидальный передаточный механизм 15 располагается под прямым углом и внутри кожуха 42, разделяющего свободную силовую турбину 32 с противовращением и воздушные винты 7, 9. Этот кожух 42, называемый также выхлопным кожухом или же неподвижной рамой ("static frame"), несет на себе крепежный узел 44 двигателя, предназначенный для обеспечения подвески газотурбинного двигателя на конструкцию летательного аппарата.
Разумеется, специалистом в данной области техники могут быть внесены различные модификации в предлагаемое изобретение, которое было описано в предшествующем изложении лишь в качестве не являющегося ограничительным примера.

Claims (9)

1. Система (30) вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов для газотурбинного двигателя летательного аппарата, имеющая в своем составе:
- свободную силовую турбину (32), содержащую первый ротор (32а);
- первый воздушный винт (7) и второй воздушный винт (9), вращающиеся в противоположных направлениях, предназначенные для приведения их во вращение вокруг продольной оси (2) системы воздушных винтов по отношению к статору (34) этой системы; и
- устройство (13) механической передачи, содержащее эпициклоидальный передаточный механизм (15), снабженный планетарной шестерней (17), центрированной на упомянутой продольной оси (2) и приводимой в движение при помощи упомянутого первого ротора (32а) свободной силовой турбины, по меньшей мере один сателлит (21), находящийся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней (17), держатель (25) сателлита(ов), приводящий в движение упомянутый первый воздушный винт (7), а также коронную шестерню (31), находящуюся в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом (21) и приводящую в движение упомянутый второй воздушный винт (9),
отличающаяся тем, что упомянутая свободная силовая турбина (32) содержит также второй ротор (32b), вращающийся в противоположном направлении по отношению к упомянутому первому ротору (32а) и приводящий во вращательное движение упомянутую коронную шестерню (31).
2. Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутый первый воздушный винт (7) представляет собой воздушный винт, расположенный ниже по потоку, а также тем, что упомянутый второй воздушный винт (9) представляет собой воздушный винт, расположенный выше по потоку.
3. Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутый первый ротор (32а) свободной силовой турбины представляет собой внутренний ротор, и тем, что упомянутый второй ротор (32b) свободной силовой турбины представляет собой наружный ротор.
4. Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов по п. 2, отличающаяся тем, что упомянутый первый ротор (32а) свободной силовой турбины представляет собой внутренний ротор, и тем, что упомянутый второй ротор (32b) свободной силовой турбины представляет собой наружный ротор.
5. Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов по любому из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что упомянутый держатель (25) сателлита(ов) жестко связан с упомянутым первым воздушным винтом (7), и тем, что упомянутая коронная шестерня (31) жестко связана с упомянутым вторым воздушным винтом (9) и с упомянутым вторым ротором (32b) свободной силовой турбины.
6. Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов по любому из пп. 1-4, отличающаяся тем, что первый и второй воздушные винты (7, 9) располагают каждый системой изменяемого угла установки их лопастей.
7. Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов по п. 5, отличающаяся тем, что первый и второй воздушные винты (7, 9) располагают каждый системой изменяемого угла установки их лопастей.
8. Газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий систему (30) вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов по любому из пп. 1-7.
9. Газотурбинный двигатель по п.8, отличающийся тем, что он представляет собой "открытый ротор" ("open rotor").
RU2011128869/06A 2008-12-19 2009-12-17 Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов, приводимых в движение при помощи эпициклоидального механизма, обеспечивающая уравновешенное распределение крутящих моментов между двумя воздушными винтами RU2509903C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0858822 2008-12-19
FR0858822A FR2940247B1 (fr) 2008-12-19 2008-12-19 Systeme d'helices contrarotatives entrainees par un train epicycloidal offrant une repartition de couple equilibree entre les deux helices
PCT/EP2009/067446 WO2010070066A1 (fr) 2008-12-19 2009-12-17 Système d'hélices contrarotatives entrainées par un train épicycloïdal offrant une répartition de couple équilibrée entre les deux hélices

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011128869A RU2011128869A (ru) 2013-01-27
RU2509903C2 true RU2509903C2 (ru) 2014-03-20

Family

ID=40940557

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011128869/06A RU2509903C2 (ru) 2008-12-19 2009-12-17 Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов, приводимых в движение при помощи эпициклоидального механизма, обеспечивающая уравновешенное распределение крутящих моментов между двумя воздушными винтами

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8876462B2 (ru)
EP (1) EP2368030B1 (ru)
JP (1) JP5379240B2 (ru)
CN (1) CN102257260B (ru)
BR (1) BRPI0922165B1 (ru)
CA (1) CA2746569C (ru)
FR (1) FR2940247B1 (ru)
RU (1) RU2509903C2 (ru)
WO (1) WO2010070066A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2645863C2 (ru) * 2016-08-19 2018-02-28 Акционерное общество "Климов" Турбовинтовой двигатель

Families Citing this family (50)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2942203B1 (fr) 2009-02-13 2011-04-22 Snecma Systeme d'helices contrarotatives a encombrement reduit
FR2943035B1 (fr) 2009-03-11 2012-09-28 Snecma Dispositif d'entrainement d'une paire d'helices contrarotives par un train epycycloidal
FR2955085B1 (fr) 2010-01-08 2011-12-23 Snecma Systeme d'helices contrarotatives pour turbomachine d'aeronef
GB201012890D0 (en) * 2010-08-02 2010-09-15 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US8845270B2 (en) * 2010-09-10 2014-09-30 Rolls-Royce Corporation Rotor assembly
FR2979162B1 (fr) * 2011-08-17 2018-04-27 Safran Aircraft Engines Procede de determination des performances d'au moins une helice d'une turbomachine
FR2979121B1 (fr) 2011-08-18 2013-09-06 Snecma Dispositif de transmission mecanique pour l'entrainement en rotation des helices contrarotatives d'un turbopropulseur a double helice.
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
US20130219859A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 Gabriel L. Suciu Counter rotating low pressure compressor and turbine each having a gear system
US9011076B2 (en) 2012-02-29 2015-04-21 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to turbine exhaust case
US9080512B2 (en) * 2012-02-29 2015-07-14 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to mid turbine frame
US9028200B2 (en) 2012-02-29 2015-05-12 United Technologies Corporation Counter rotating low pressure turbine with splitter gear system
FR3001498B1 (fr) 2013-01-30 2015-02-27 Snecma Partie fixe de recepteur de turbomachine comprenant un ensemble de maintien en position de servitudes a l'interieur d'un arbre creux fixe
FR3001656B1 (fr) 2013-02-04 2015-06-26 Safran Procede de fabrication ameliore d'un arbre de transmission, de preference pour systeme de boite d'accessoires de turbomachine d'aeronef
WO2014137452A1 (en) * 2013-03-07 2014-09-12 Rolls-Royce Corporation Multi-shaft gas turbine engine
FR3003300B1 (fr) * 2013-03-14 2017-07-28 Snecma Systeme de transfert d'huile sur arbre tournant
FR3013386B1 (fr) 2013-11-20 2015-12-04 Snecma Dispositif de lubrification pour une turbomachine
FR3016189B1 (fr) * 2014-01-07 2018-09-28 Safran Aircraft Engines Dispositif de reduction epicycloidal pour l'entrainement en rotation des ensembles de pales d'une turbomachine a reducteur
FR3020410B1 (fr) * 2014-04-29 2021-09-17 Snecma Turbomachine d'aeronef a prelevement de puissance mecanique ameliore
FR3022300B1 (fr) 2014-06-11 2016-06-10 Snecma Dispositif de lubrification pour une turbomachine
FR3024179B1 (fr) 2014-07-25 2016-08-26 Snecma Systeme d'alimentation en air sous pression installe dans une turbomachine d'aeronef comportant des moyens d'etancheite
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
WO2016166487A1 (fr) 2015-04-17 2016-10-20 Safran Aircraft Engines Turbomoteur a doublet d'helices contrarotatives dispose en amont du generateur de gaz
FR3035375B1 (fr) * 2015-04-23 2018-07-27 Safran Aircraft Engines Reducteur a train d'engrenages epicycloidal pour une turbomachine.
PL226826B1 (pl) 2015-09-03 2017-09-29 Gen Electric Układ sterowania skokiem dozespołu wirnika, silnik turbospalinowy isposób sterowania katem skoku wielu łopat smigła
US9745860B1 (en) * 2016-11-02 2017-08-29 Jay HASKIN Power transmission system for turbine or compressor having counter-rotating blades
FR3058481B1 (fr) 2016-11-08 2020-10-30 Air Liquide Compresseur axial comportant des rotors juxtaposes tournant dans des directions inverses
US10801442B2 (en) 2017-02-08 2020-10-13 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gear assembly
US10823114B2 (en) 2017-02-08 2020-11-03 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10465606B2 (en) 2017-02-08 2019-11-05 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10663036B2 (en) 2017-06-13 2020-05-26 General Electric Company Gas turbine engine with rotating reversing compound gearbox
US11105200B2 (en) * 2017-07-13 2021-08-31 General Electric Company Counter rotating power turbine with reduction gearbox
US10738617B2 (en) 2017-09-20 2020-08-11 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10823000B2 (en) * 2017-09-20 2020-11-03 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10914194B2 (en) 2017-09-20 2021-02-09 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10508546B2 (en) 2017-09-20 2019-12-17 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10823001B2 (en) 2017-09-20 2020-11-03 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US11008883B2 (en) 2017-09-20 2021-05-18 General Electric Company Turbomachine with a gearbox and integrated electric machine assembly
US10781717B2 (en) 2017-09-20 2020-09-22 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US11098592B2 (en) 2017-09-20 2021-08-24 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US11098678B2 (en) * 2018-04-05 2021-08-24 Raytheon Technologies Corporation Aft counter-rotating boundary layer ingestion engine
FR3087849B1 (fr) * 2018-10-26 2020-11-20 Safran Aircraft Engines Turbomachine a double helices non carenees
US11118535B2 (en) 2019-03-05 2021-09-14 General Electric Company Reversing gear assembly for a turbo machine
US11377199B2 (en) 2020-01-28 2022-07-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Planetary gearbox for gas turbine engine
FR3115822B1 (fr) * 2020-11-04 2022-09-30 Safran Aircraft Engines Modularite d’une turbomachine d’aeronef
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
FR3125797A1 (fr) * 2021-07-29 2023-02-03 Safran Aircraft Engines Propulseur pour un aéronef
CN114084341B (zh) * 2021-11-26 2024-07-09 哈尔滨工程大学 涡桨泵一体化可重复出入水的跨介质飞行器动力装置
US12018620B1 (en) 2022-12-23 2024-06-25 Rtx Corporation AFT mounted pusher fan for gas turbine engine

Citations (5)

* 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
US2526409A (en) * 1945-01-09 1950-10-17 Lockheed Aircraft Corp Turbo-propeller type power plant having radial flow exhaust turbine means
DE8713745U1 (de) * 1987-10-13 1988-03-10 Kastens, Karl, Dipl.-Ing., 2742 Gnarrenburg Propellergebläse
US4817382A (en) * 1985-12-31 1989-04-04 The Boeing Company Turboprop propulsion apparatus
RU2101212C1 (ru) * 1996-10-17 1998-01-10 Йелстаун Корпорейшн Н.В. Система управления соосным реверсивным винтовентилятором

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2504414A (en) * 1943-10-11 1950-04-18 Power Jets Res & Dev Ltd Gas turbine propulsion unit
US2478206A (en) * 1944-02-24 1949-08-09 Westinghouse Electric Corp Multirotor gas turbine power plant with propeller
US5079916A (en) * 1982-11-01 1992-01-14 General Electric Company Counter rotation power turbine
NL8303401A (nl) * 1982-11-01 1984-06-01 Gen Electric Aandrijfturbine voor tegengesteld draaiende propellers.
US4976102A (en) * 1988-05-09 1990-12-11 General Electric Company Unducted, counterrotating gearless front fan engine
US5054998A (en) * 1988-09-30 1991-10-08 The Boeing Company, Inc. Thrust reversing system for counter rotating propellers
US4936746A (en) * 1988-10-18 1990-06-26 United Technologies Corporation Counter-rotation pitch change system
US5010729A (en) * 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
DE3933776A1 (de) * 1989-10-10 1991-04-18 Mtu Muenchen Gmbh Propfan-turbotriebwerk
US5154372A (en) * 1990-07-23 1992-10-13 General Electric Company Torque multiplier for aircraft propeller
CN1164212A (zh) * 1994-09-26 1997-11-05 罗恩·卡梅伦 对转叶轮机构
GB0406174D0 (en) * 2004-03-19 2004-04-21 Rolls Royce Plc Turbine engine arrangement
US7290386B2 (en) * 2004-10-29 2007-11-06 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7513102B2 (en) * 2005-06-06 2009-04-07 General Electric Company Integrated counterrotating turbofan
US7752836B2 (en) * 2005-10-19 2010-07-13 General Electric Company Gas turbine assembly and methods of assembling same
GB0614302D0 (en) * 2006-07-19 2006-08-30 Rolls Royce Plc An engine arrangement

Patent Citations (5)

* 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
US2526409A (en) * 1945-01-09 1950-10-17 Lockheed Aircraft Corp Turbo-propeller type power plant having radial flow exhaust turbine means
US4817382A (en) * 1985-12-31 1989-04-04 The Boeing Company Turboprop propulsion apparatus
DE8713745U1 (de) * 1987-10-13 1988-03-10 Kastens, Karl, Dipl.-Ing., 2742 Gnarrenburg Propellergebläse
RU2101212C1 (ru) * 1996-10-17 1998-01-10 Йелстаун Корпорейшн Н.В. Система управления соосным реверсивным винтовентилятором

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2645863C2 (ru) * 2016-08-19 2018-02-28 Акционерное общество "Климов" Турбовинтовой двигатель

Also Published As

Publication number Publication date
JP2012512987A (ja) 2012-06-07
FR2940247B1 (fr) 2011-01-21
CA2746569A1 (fr) 2010-06-24
FR2940247A1 (fr) 2010-06-25
RU2011128869A (ru) 2013-01-27
BRPI0922165B1 (pt) 2020-03-31
EP2368030B1 (fr) 2013-03-13
CA2746569C (fr) 2016-11-08
CN102257260A (zh) 2011-11-23
WO2010070066A1 (fr) 2010-06-24
EP2368030A1 (fr) 2011-09-28
US8876462B2 (en) 2014-11-04
CN102257260B (zh) 2013-11-06
BRPI0922165A2 (pt) 2015-12-29
US20110243735A1 (en) 2011-10-06
JP5379240B2 (ja) 2013-12-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2509903C2 (ru) Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов, приводимых в движение при помощи эпициклоидального механизма, обеспечивающая уравновешенное распределение крутящих моментов между двумя воздушными винтами
RU2526130C2 (ru) Малогабаритная система винтов противоположного вращения
JP5620519B2 (ja) 航空機タービンエンジン用二重反転プロペラシステム
US4251987A (en) Differential geared engine
US4860537A (en) High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine
US8701380B2 (en) Turbine engine with nonstreamlined impellers
JP5111823B2 (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
EP3643906B1 (en) Engine for an aircraft
JP6475709B2 (ja) エピサイクリックギアボックス用の軽量ギア組立体
RU2688073C2 (ru) Газотурбинный двигатель (варианты)
RU2673027C2 (ru) Соединение для авиационного газотурбинного двигателя и способ его монтажа
JP2005513346A (ja) オフセットされた駆動部を備えたガスタービンエンジン
GB2550397A (en) Compressor system
CA2942789A1 (en) Engine having variable pitch outlet guide vanes
JP2008032016A (ja) ガスタービンエンジンアセンブリ
US9353754B2 (en) Multi-stage axial compressor with counter-rotation using accessory drive
FR2521639A1 (fr) Moteur de propulsion d'avion a helice de haute performance
FR2581423A1 (fr) Turbine de travail a contre-rotation
FR2582719A1 (fr) Moyen de transmission d'energie
US9302765B2 (en) Variable pitch propeller rotor
CN114761670A (zh) 用于飞行器的具有对转式涡轮的涡轮机
GB2127491A (en) Reversible power transmission for a marine gas turbine
WO2024134118A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
CN115698483A (zh) 飞行器涡轮机
WO2024134114A1 (fr) Maîtrise du comportement dynamique de l'arbre d'entrainement de la soufflante d'un système propulsif aéronautique

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner