RU2551143C2 - Система винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата - Google Patents

Система винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2551143C2
RU2551143C2 RU2012133966/06A RU2012133966A RU2551143C2 RU 2551143 C2 RU2551143 C2 RU 2551143C2 RU 2012133966/06 A RU2012133966/06 A RU 2012133966/06A RU 2012133966 A RU2012133966 A RU 2012133966A RU 2551143 C2 RU2551143 C2 RU 2551143C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
screw
rotor
gear
ring gear
turbomachine
Prior art date
Application number
RU2012133966/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012133966A (ru
Inventor
Вутер БАЛЬК
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 RU2012133966A publication Critical patent/RU2012133966A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2551143C2 publication Critical patent/RU2551143C2/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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F02C3/10—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the compressor
    • 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
    • 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
    • F05D2260/98—Lubrication
    • 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)
  • General Details Of Gearings (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

Abstract

Система винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата содержит свободную силовую турбину, первый и второй винты противоположного вращения и устройство механической трансмиссии. Силовая турбина содержит первый и второй роторы противоположного вращения. Устройство механической трансмиссии расположено между первым и вторым винтами и содержит эпициклоидальный передаточный механизм, включающий планетарную шестерню, сателлиты, водило сателлитов и коронную шестерню. Планетарная шестерня приводится в движение первым ротором свободной силовой турбины, сателлиты находятся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней, а водило сателлитов приводит в движение первый винт. Приводимая в движение вторым ротором коронная шестерня находится в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом и приводит во вращение второй винт. Другое изобретение группы относится к турбомашине летательного аппарата, содержащей указанную выше систему винтов противоположного вращения. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию турбомашины и уменьшить ее размеры. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение касается системы винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата.
Изобретение используется в турбомашинах для летательных аппаратов, например, типа турбореактивного или турбовинтового типа. Оно используется, в особенности, в турбомашинах "с открытым ротором", внутри которых свободная силовая турбина приводит в движение два винта противоположного вращения, непосредственно или косвенно через устройство механической трансмиссии, образующее редуктор и содержащее, в частности, эпициклоидальный передаточный механизм. В этих системах с винтами противоположного вращения винты не снабжены обтекателем на уровне их радиально наружных концов.
Известны турбомашины с системами винтов противоположного вращения, винты которых приводятся в движение устройством механической трансмиссии, представляющим собой обычно дифференциальный редуктор. Этот дифференциальный редуктор содержит особый эпициклоидальный передаточный механизм, центральная шестерня планетарной передачи которого приводится во вращение свободной силовой турбиной, водило сателлитов приводит в движение первый винт, а коронная шестерня приводит в движение второй винт. При этом следует отметить, что в зависимости от положения винтов противоположного вращения относительно свободной силовой турбины, которая приводит их в движение, первый винт является выходным винтом, а второй винт является входным винтом, или наоборот. Как бы там ни было, в отличие от простого эпициклоидального передаточного механизма коронная шестерня является не неподвижной, а подвижной.
В таком эпициклоидальном передаточном механизме два винта не могут испытывать одинаковые аэродинамические вращающие моменты. Уравнения механического равновесия сателлитов показывают, что эти два вращающих момента обязательно имеют постоянное передаточное отношение, зависящее от геометрических характеристик редуктора. Это передаточное отношение является обязательно отличным от единичного передаточного отношения. Действительно, передаточное отношение между моментом C1, приложенным к первому винту, и моментом С2, приложенным ко второму винту, выражается следующим образом:
С1/С2=(R+1)/(R-1);
при R, соответствующем передаточному отношению редукции, определяемому эпициклоидальным передаточным механизмом.
Таким образом, для достижения передаточного отношения моментов, близкого к единице, необходимо увеличить понижающее передаточное отношение R, которое, во всяком случае, по причинам механической реализуемости, не может превышать 10. Более того, увеличение понижающего передаточного отношения R неминуемо выливается в увеличение общей массы редуктора, что неблагоприятно влияет на турбомашину.
Вследствие неравного единице передаточного отношения между моментами один из двух винтов будет вызывать большее закручивание вторичного потока, чем второй винт, что выражается в остаточном закручивании выходного потока, ограничивающем, по существу, кпд тяги и увеличивающем отрицательным образом акустический уровень турбомашины. На деле, именно первый винт, приводимый в движение водилом сателлитов, является всегда более нагруженным в том, что касается вращающего момента.
Кроме того, эта разность между двумя вращающими моментами создает также повышенную нагрузку на средства, служащие для крепления турбомашины на летательном аппарате, эти средства должны, следовательно, иметь большие габариты для того, чтобы выдержать повышенную нагрузку, приложенную к ним.
Известная из уровня техники система винтов позволяет восполнить дефицит вращающего момента, получаемого вторым винтом, при этом второй винт приводится в движение вторым ротором свободной силовой турбины через коронную шестерню эпициклоидального передаточного механизма. Отсюда следует, что аэродинамический поток сильно выпрямляется на выходе системы винтов. Кроме того, средства, служащие для крепления турбомашины на летательном аппарате, менее нагружены механически и могут, следовательно, принять менее дорогостоящую концепцию в том, что касается габаритов и массы.
Для уменьшения шума турбомашины двигатель должен иметь достаточный зазор между входным и выходным винтами, что увеличивает длину турбомашины. Кроме того, когда винт снабжен системой изменения угла установки его лопастей, подача мощности (электрической или гидравлической) к системе изменения угла установки проходит через эпициклоидальный передаточный механизм. Таким образом, любая неисправность эпициклоидального передаточного механизма влияет на систему установки угла, которая требует специальных мер для исключения опасных ситуаций в полете.
Для устранения, по меньшей мере, некоторых из этих недостатков изобретение предлагает систему винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата, содержащую:
- свободную силовую турбину, содержащую первый ротор и второй ротор противоположного вращения относительно первого ротора;
- первый винт и второй винт противоположного вращения, предназначенные для осуществления вращения вокруг продольной оси системы винтов относительно статора этой системы; и
- устройство механической трансмиссии, содержащее эпициклоидальный передаточный механизм, содержащий планетарную шестерню, центрированную на упомянутой продольной оси и приводимую в движение упомянутым первым ротором свободной силовой турбиной, сателлиты, находящиеся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней, водило сателлитов, приводящее в движение упомянутый первый винт, и коронную шестерню, находящуюся в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом, при этом упомянутая коронная шестерня, приводимая в движение упомянутым вторым ротором, приводит в движение упомянутый второй винт.
Система характеризуется тем, что устройство механической трансмиссии расположено между первым винтом и вторым винтом. Таким образом, можно значительно уменьшить размеры турбомашины. Кроме того, так как необходимо сохранять необходимый зазор между винтами, можно увеличить размеры устройства механической трансмиссии таким образом, чтобы уменьшить ее сложность и, следовательно, стоимость. Таким образом, получают менее сложную турбомашину уменьшенного размера.
Благодаря изобретению, наличие эпициклоидального передаточного механизма позволяет разделить пополам количество ступеней в турбине и уменьшить ее средний радиус, что значительно уменьшает массу системы винтов.
Предпочтительно, первый винт расположен на выходе устройства механической трансмиссии, а второй винт расположен на входе устройства механической трансмиссии. Благодаря такой компоновке, конфигурация эпициклоидального передаточного механизма является оптимизированной, а турбомашина является компактной.
Предпочтительно также, первый ротор свободной силовой турбины является внутренним ротором, а второй ротор свободной силовой турбины является внешним ротором.
Предпочтительно, свободная силовая турбина соответствует турбине низкого давления двухвального газотурбинного двигателя.
Предпочтительно также, водило сателлитов жестко соединено с первым винтом, а коронная шестерня жестко соединена со вторым винтом и вторым ротором свободной силовой турбины.
Предпочтительно, водило сателлитов установлено с возможностью вращения относительно статора через подшипники водила сателлитов, а коронная шестерня установлена с возможностью вращения относительно статора через подшипники коронной шестерни. Каждый из винтов, таким образом, удерживается непосредственно статором, что ограничивает появление дисбаланса и вибраций.
Предпочтительно, каждый винт содержит механизм изменения шага лопастей винта, при этом каждый механизм установлен в статоре и смещен по оси относительно устройства механической трансмиссии. Механизм изменения шага, предпочтительно, установлен в статоре, что ограничивает вибрации, и, следовательно, его износ. Кроме того, так как питание мощностью механизма изменения шага отделено от устройства механической трансмиссии, это исключает нарушение питания мощностью механизма изменения шага в случае неисправности устройства механической трансмиссии.
Предпочтительно, эпициклоидальный передаточный механизм установлен внутри вала коронной шестерни, жестко соединенного с коронной шестерней, при этом вал коронной шестерни содержит внутреннюю круговую канавку, выполненную для сбора смазочного масла эпициклоидального передаточного механизма под действием центробежных сил. Таким образом, смазочное масло центрифугируется в вал коронной шестерни и собирается в круговой канавке, что облегчает возврат масла в двигатель для его поступления в воздушно-масляный теплообменник.
Предпочтительно также, круговая канавка выполнена на входе эпициклоидального передаточного механизма. Система циркуляции масла, предпочтительно, не проходит через эпициклоидальный передаточный механизм, что упрощает конструкцию такого механизма.
Предпочтительно также, в коронной шестерне выполнены также дренажные отверстия для того, чтобы направить смазочное масло, расположенное на выходе эпициклоидального передаточного механизма, в круговую канавку.
Изобретение касается также турбомашины для летательного аппарата, содержащей представленную выше систему винтов противоположного вращения. Предпочтительно, турбомашина является турбомашиной с открытым ротором.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг. 1 - схематичный вид системы винтов по изобретению;
- фиг. 2 - вид в продольном разрезе системы винтов для летательного аппарата в соответствии с предпочтительным вариантом воплощения настоящего изобретения;
- фиг. 3 - вид системы винтов по фиг. 2 в увеличенном масштабе;
- фиг. 4 - вид системы винтов по фиг. 3 в увеличенном масштабе;
- фиг. 5 - схематичный вид в поперечном разрезе эпициклоидального передаточного механизма системы винтов по изобретению.
Классическим образом турбомашина содержит с входа на выход компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления. Ниже термины "входной" и "выходной" определены относительно циркуляции газов в турбомашине, при этом газы циркулируют от входа к выходу. Кроме того, по условию настоящей заявки термины "внутренний" и "наружный" определены радиально относительно оси Х двигателя, изображенного на фиг. 1-4. Таким образом, цилиндр, проходящий по оси двигателя, содержит внутреннюю поверхность, обращенную к оси двигателя, и наружную поверхность, противоположную его внутренней поверхности.
Компрессор низкого давления и турбина низкого давления механически связаны валом низкого давления, образуя, таким образом, каскад низкого давления, тогда как компрессор высокого давления и турбина высокого давления механически связаны валом высокого давления, образуя каскад высокого давления. Турбомашина, таким образом, является так называемой двухвальной.
На фиг. 1 система 1 винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата по изобретению содержит свободную силовую турбину 30, содержащую первый ротор 31 и второй ротор 32 противоположного вращения относительно первого ротора 31, при этом первый винт 11 и второй винт 12 противоположного вращения предназначены для осуществления вращения относительно корпуса 33 турбомашины вокруг оси системы винтов, эта ось совпадает с осью Х турбомашины.
На фиг. 5 система 1 содержит устройство механической трансмиссии, выполненное в форме эпициклоидального передаточного механизма 20, образующего редуктор, содержащий планетарную шестерню 40, центрированную на упомянутой продольной оси Х и приводимую в движение упомянутым первым ротором 31 свободной силовой турбины, сателлиты 50, входящие в зубчатое зацепление с упомянутой планетарной шестерней 40, водило 51 сателлитов, приводящее в движение упомянутый первый винт 11, а также коронную шестерню 60, приводимую в движение упомянутым вторым ротором 32, входящим в зубчатое зацепление с каждым сателлитом 50 и приводящим в движение упомянутый второй винт 12, при этом устройство механической трансмиссии расположено между первым винтом 11 и вторым винтом 12.
На фиг. 1 первый винт 11 установлен на выходе эпициклоидального передаточного механизма 20, а второй винт 12 установлен на его входе. Таким образом, межвинтовое пространство между входным 12 и выходным 11 винтами использовано для размещения свободной силовой турбины 30 турбомашины, что позволяет, предпочтительно, уменьшить длину турбомашины и, таким образом, ее габаритные размеры.
В противоположность известному из уровня техники решению, в котором система винтов противоположного вращения расположена на выходе турбины низкого давления, в данном случае система винтов 1 встроена в турбомашину ближе к входу.
На фиг. 1 турбина низкого давления 30, соответствующая свободной силовой турбине, содержит первый ротор 31, образующий внутренний ротор турбины низкого давления, и второй ротор 32, образующий наружный ротор этой турбины, известный также специалистам под названием "внешний барабан". Турбина низкого давления 30, в данном случае, установлена в статоре турбомашины, известном специалисту под названием "выхлопной корпус". Выхлопной корпус 33 образует статорную часть системы винтов по изобретению и центрирован на оси Х турбомашины. Выхлопной корпус 33 проходит аксиально и внутри турбины низкого давления 30.
Первый винт 11, называемый выходным винтом, и второй винт 12, называемый входным винтом, выполнены каждый в форме колеса, содержащего радиальные лопасти, проходящие наружу. В данном примере система винтов 1 выполнена таким образом, что винты не снабжены окружающим их наружным радиальным обтекателем, как изображено на чертежах, при этом турбомашина выполнена с открытым ротором.
На фиг. 2 винты 11, 12 аксиально разнесены один от другого и между ними установлен эпициклоидальный передаточный механизм 20. Другими словами, турбомашина содержит по оси с входа к выходу входной винт 12, эпициклоидальный передаточный механизм 20 и выходной винт 11. Два винта 11, 12 выполнены с возможностью вращения в противоположных направлениях вокруг оси Х турбомашины, на которой они центрированы, при этом вращения осуществляются относительно корпус 33, который остается неподвижным. Два винта 11, 12 приводятся в движение эпициклоидальным передаточным механизмом 20.
На фиг. 5 планетарная шестерня 40 эпициклоидального передаточного механизма 20 выполнена в форме колеса, наружная поверхность которого выполнена зубчатой и которое центрировано по оси Х турбомашины. На фиг. 3 и 4 планетарная шестерня 40 соединена на выходе с продольным планетарным валом 41, проходящем вдоль оси Х турбомашины.
Планетарный вал взаимосвязан во вращении с первым ротором 31 путем использования фланца 42 в виде усеченного конуса. Когда газы, выходящие из камеры сгорания, проходят через турбину низкого давления турбомашины, первый ротор 31 непосредственно приводит во вращение планетарную шестерню 40.
По-прежнему со ссылкой на фиг. 5 сателлиты 50 эпициклоидального передаточного механизма 20 выполнены в виде колес, наружная зубчатая поверхность которых находится в зацеплении с наружной зубчатой поверхностью планетарной шестерни 40. Каждый сателлит 50 установлен на сателлитном валу 51 с осью, эксцентрической относительно оси Х турбомашины. Эпициклоидальный передаточный механизм 20 снабжен водилом 52 сателлитов, центрированном на оси Х турбомашины, несущим сателлиты 50, вращающиеся на их сателлитных валах 51. Водило 52 сателлитов выполнено в форме продольного вала, коаксиального планетарному валу 41, при этом планетарный вал 41 установлен с возможностью вращения снаружи водила 52 с помощью подшипников 75, 76, которые ниже названы планетарными подшипниками 75, 76.
Планетарный вал 41 имеет относительно большой диаметр для размещения планетарных подшипников 75, 76 и водила 52 сателлитов. Возможно также предусмотреть большее количество сателлитов 50 (в данном случае двенадцать) меньшего размера между планетарной шестерней 40 и коронной шестерней 60, как изображено на фиг. 5. Эпициклоидальный передаточный механизм 20 изготовлен таким образом, что он обладает меньшим понижающим передаточным отношением для общих уменьшенных размеров и массой, меньшей по сравнению с эпициклоидальным передаточным механизмом из известного уровня техники.
Для двигателя из известного уровня техники малое понижающее передаточное отношение (порядка 4) могло бы вызвать дисбаланс между вращающим моментом на входном винте и вращающим моментом на выходном винте. В соответствии с изобретением этот недостаток вращающего момента, предпочтительно, компенсируется вторым ротором, как это будет детально представлено ниже.
Водило 52 сателлитов на выходе из эпициклоидального передаточного механизма 20 жестко соединено с первым винтом 11, как изображено на фиг. 1 и 2, для его непосредственного приведения во вращение. На фиг. 3 водило 52 сателлитов удерживается подшипниками 73, 74 водила сателлитов относительно корпуса 33 турбомашины. Так как выходной винт 11 удерживается непосредственно относительно корпуса 33, это ограничивает появление дисбалансов и вибраций, которые могут ощущать пассажиры летательного аппарата, на котором установлена турбомашина.
По-прежнему со ссылкой на фиг. 5 коронная шестерня 60 эпициклоидального передаточного механизма 20 выполнена в форме осевого цилиндра, содержащего зубцы, выступающие радиально внутрь турбомашины. Коронная шестерня 60 центрирована по оси Х турбомашины и является несомой валом 61 коронной шестерни на той же оси, при этом коронная шестерня 60 изнутри находится в зацеплении с сателлитами 50, как изображено на фиг. 5.
Вал 61 коронной шестерни проходит вперед из эпициклоидального передаточного механизма 20 и жестко соединен со вторым винтом 12 таким образом, чтобы непосредственно приводить его во вращение. На фиг. 4 изображено, что вал 61 коронной шестерни проходит вперед из эпициклоидального передаточного механизма 20, тогда как вал водила 52 сателлитов проходит назад из эпициклоидального передаточного механизма 20. Таким образом, выходной 11 и входной 12 винты находятся с одной и другой стороны эпициклоидального передаточного механизма 20. Вал 61 коронной шестерни установлен с возможностью вращения снаружи корпуса 33 турбомашины с помощью подшипников 71, 72 коронной шестерни.
Вал 61 коронной шестерни жестко соединен со вторым ротором 32 с использованием фланца. Таким образом, часть мощности передается непосредственно от второго ротора 32 на входной винт 12, не проходя через эпициклоидальный передаточный механизм 20.
Таким образом, второй ротор 32 непосредственно участвует в приведении в движение коронной шестерни 60 и, таким образом, в приведении в движение входного винта 12. Это позволяет получить единичное передаточное отношение между вращающими моментами, передаваемыми соответственно на выходной винт 11 и входной винт 12, для получения лучшего кпд турбомашины.
На фиг. 1 изображено, что каждый винт снабжен механизмом изменения шага его лопастей. Каждая система предпочтительно размещена в полости, выполненной снизу каждого винта. Подача мощности на каждый механизм (электрической или гидравлической) осуществляется через выпуклость, выступающую в сторону выхода из выхлопного корпуса 33. Эпициклоидальный передаточный механизм 20 смещен по оси относительно механизмов 70 изменения шага винтов 11, 12. Таким образом, в случае повреждения эпициклоидального передаточного механизма 20 или его перегрева отсутствуют отрицательные последствия для механизмов изменения шага винтов.
Учитывая значительную мощность, передаваемую редуктором, необходимо отвести от него значительное количества тепла. Для этого система смазки позволяет охладить редуктор, и расход масла составляет примерно 500 литров в час.
Вследствие перемещения редуктора к входу двигателя необходимо изменить систему смазки редуктора. В известном уровне техники система смазки должна была бы пройти через водило сателлитов редуктора, что имело бы отрицательные стороны.
На фиг. 3 и 4 редуктор размещен внутри вращающегося вала 61 коронной шестерни, которая омывается смазочным маслом. Смазочное масло редуктора под действием центробежных сил отбрасывается к внутренней поверхности вала 61 коронной шестерни. Таким образом, масло "центрифугируется".
Для облегчения сбора смазочного масла предусмотрена круговая сборочная канавка 62 в вале 61 коронной шестерни, проходящая поперек оси двигателя и выполненная на входе эпициклоидального передаточного механизма 20 во внутренней поверхности вала 61 коронной шестерни, при этом канавка 62 имеет радиальное отверстие, ориентированное внутрь.
Для обеспечения того, чтобы смазочное масло, расположенное на выходе редуктора, достигало сборочной канавки 62, в коронной шестерне выполнены дренирующие отверстия 64. На фиг. 4 в особенности видно, что дренирующие отверстия 64 проходят в коронной шестерне и выходят с одной и другой стороны последней так, чтобы обеспечить сообщение объема вала 61 коронной шестерни, расположенного на выходе редуктора, с его объемом, расположенном на входе. Дренирующие отверстия 64 проходят в данном случае наклонно с входа на выход внутрь двигателя для облегчения циркуляции смазочного масла к входному объему под действием центробежных сил.
Для облегчения сбора смазочного масла круговая канавка 62 выполнена в кольцевой чашеобразной выемке вала 61 коронной шестерни, определяющей входной наклонный уклон 62а, проходящий наружу от входа к выходу, и выходной наклонный уклон 62b, проходящий внутрь от входа к выходу. Таким образом, смазочное масло направляется по наклонным уклонам 62а, 62b для сбора в круговой канавке 62. Возврат масла обеспечивается множеством трубок 63, которые, с входа на выход, проходят продольно в выхлопном корпусе 33, пересекая его радиально под прямым углом к круговой канавке 62 и открываясь в упомянутой круговой канавке 62. Конец трубок 63 в данном случае открыт и ориентирован по касательной, то есть перпендикулярно радиальному направлению так, чтобы смазочное масло, собранное в круговой канавке 62, направлялось в трубки 63 при вращении вала 61 коронной шестерни. Трубки 63, в данном случае три, позволяют вычерпывать смазочное масло в круговой канавке 62.
После сбора смазочное масло направляется на вход двигателя по трубкам 63 в воздушно-масляный теплообменник, который, предпочтительно, размещен в коробке привода агрегатов двигателя. Предпочтительным образом, так как часть мощности (примерно 20%) поступает непосредственно со второго ротора 32 на входной винт 12 без прохода через эпициклоидальный передаточный механизм 20, тепло, создаваемое внутри редуктора, является, вследствие этого, меньшим по сравнению с двигателем из известного уровня техники. Это позволяет, предпочтительно, уменьшить расход масла для охлаждения эпициклоидального передаточного механизма 20 и, следовательно, уменьшить размеры воздушно-масляного теплообменника и, вследствие этого, его лобовое сопротивление.

Claims (10)

1. Система (1) винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата, содержащая:
- свободную силовую турбину (30), содержащую первый ротор (31) и второй ротор (32) противоположного вращения относительно первого ротора (31);
- первый винт (11) и второй винт (12) противоположного вращения, предназначенные для осуществления вращения вокруг продольной оси (Х) системы (1) винтов относительно статора (33) этой системы; и
устройство механической трансмиссии, содержащее эпициклоидальный передаточный механизм (20), содержащий:
i) планетарную шестерню (40), центрированную на упомянутой продольной оси (Х) и приводимую в движение упомянутым первым ротором (31) свободной силовой турбины (30),
ii) сателлиты (50), находящиеся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней (40),
iii) водило (52) сателлитов, приводящее в движение упомянутый первый винт (11), и
iv) коронную шестерню (60), находящуюся в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом (50), при этом коронная шестерня (60), приводимая в движение упомянутым вторым ротором (32), приводит во вращение упомянутый второй винт (12),
отличающаяся тем, что устройство механической трансмиссии расположено между первым винтом (11) и вторым винтом (12).
2. Система по п. 1, в которой первый винт (11) расположен на выходе устройства механической трансмиссии, а второй винт (12) расположен на входе устройства механической трансмиссии.
3. Система по п. 1, в которой первый ротор (31) свободной силовой турбины (30) является внутренним ротором, а второй ротор (32) свободной силовой турбины (30) является внешним ротором.
4. Система по п. 1, в которой водило (52) сателлитов жестко соединено с упомянутым первым винтом (11) и в которой упомянутая коронная шестерня (60) жестко соединена с упомянутым вторым винтом (12) и упомянутым вторым ротором (32) свободной силовой турбины.
5. Система по п. 1, в которой водило (52) сателлитов установлено с возможностью вращения относительно статора (33) через подшипники (73, 74) водила сателлитов, а коронная шестерня (60) установлена с возможностью вращения относительно статора (33) через подшипники (71, 72) коронной шестерни.
6. Система по п. 1, в которой эпициклоидальный передаточный механизм (20) установлен внутри вала (61) коронной шестерни, жестко соединенного с коронной шестерней (60), при этом вал (61) коронной шестерни содержит внутреннюю круговую канавку (62), выполненную для сбора смазочного масла эпициклоидального передаточного механизма (20) под действием центробежных сил.
7. Система по п. 6, в которой круговая канавка (62) выполнена на входе эпициклоидального передаточного механизма (20).
8. Система по п. 7, в которой в коронной шестерне (60) выполнены дренажные отверстия (64) для направления смазочного масла, расположенного на выходе эпициклоидального передаточного механизма (20), в круговую канавку (62).
9. Турбомашина для летательного аппарата, содержащая систему (1) винтов противоположного вращения по п. 1.
10. Турбомашина по п. 9, отличающаяся тем, что она является турбомашиной с открытым ротором.
RU2012133966/06A 2010-01-08 2011-01-07 Система винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата RU2551143C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

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

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012133966A RU2012133966A (ru) 2014-02-20
RU2551143C2 true RU2551143C2 (ru) 2015-05-20

Family

ID=42562786

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012133966/06A RU2551143C2 (ru) 2010-01-08 2011-01-07 Система винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата

Country Status (9)

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

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201005442D0 (en) * 2010-03-31 2010-05-19 Rolls Royce Plc Hydraulic fluid transfer coupling
FR2979162B1 (fr) * 2011-08-17 2018-04-27 Safran Aircraft Engines Procede de determination des performances d'au moins une helice d'une turbomachine
DE102011084360B4 (de) * 2011-10-12 2015-07-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine
US8246292B1 (en) * 2012-01-31 2012-08-21 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
US9028200B2 (en) 2012-02-29 2015-05-12 United Technologies Corporation Counter rotating low pressure turbine with splitter gear system
US20130219859A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 Gabriel L. Suciu Counter rotating low pressure compressor and turbine each having a gear system
US9080512B2 (en) * 2012-02-29 2015-07-14 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to mid turbine frame
EP2989300B1 (en) * 2013-04-22 2021-10-20 Raytheon Technologies Corporation Low loss bearing drain
US9701395B2 (en) 2014-01-06 2017-07-11 United Technologies Corporation Contra-rotating open rotor distributed propulsion system
FR3020658B1 (fr) * 2014-04-30 2020-05-15 Safran Aircraft Engines Capot de recuperation d'huile de lubrification pour un equipement de turbomachine
FR3039227B1 (fr) * 2015-07-22 2019-12-27 Safran Aircraft Engines Aeronef comprenant un propulseur arriere carene avec stator d’entree a volets mobiles
PL226824B1 (pl) * 2015-09-07 2017-09-29 Gen Electric Układ isposób regulacji skoku smigła
FR3041933B1 (fr) * 2015-10-05 2018-07-13 Safran Aircraft Engines Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant un doublet d'helices a l'arriere du fuselage
CN108082500A (zh) * 2018-01-29 2018-05-29 吉林大学 一种固定翼式混合动力飞行器驱动装置及驱动方法
GB201900609D0 (en) * 2019-01-16 2019-03-06 Rolls Royce Plc Mounting apparatus for gas turbine engine
CN110185760B (zh) * 2019-04-30 2020-10-02 中国航发南方工业有限公司 涡桨发动机的星形减速器
GB201910011D0 (en) * 2019-07-12 2019-08-28 Rolls Royce Plc Gas turbine engine electrical generator
GB201910009D0 (en) * 2019-07-12 2019-08-28 Rolls Royce Plc Gas turbine engine electrical generator
IT201900014724A1 (it) * 2019-08-13 2021-02-13 Ge Avio Srl Elementi di trattenimento delle pale per turbomacchine.
FR3104212B1 (fr) 2019-12-10 2021-11-19 Safran Aircraft Engines Turbomachine a turbine contrarotative pour un aeronef
US11486312B2 (en) * 2020-08-04 2022-11-01 Ge Avio S.R.L. Gearbox efficiency rating for turbomachine engines
US11365688B2 (en) 2020-08-04 2022-06-21 G.E. Avio S.r.l. Gearbox efficiency rating for turbomachine engines
US20220042464A1 (en) * 2020-08-04 2022-02-10 Ge Avio S.R.L. Gearbox efficiency rating for turbomachine engines
US11473507B2 (en) * 2020-08-04 2022-10-18 Ge Avio S.R.L. Gearbox efficiency rating for turbomachine engines
US11401829B2 (en) 2020-08-04 2022-08-02 Ge Avio S.R.L. Gearbox efficiency rating for turbomachine engines
FR3125797A1 (fr) 2021-07-29 2023-02-03 Safran Aircraft Engines Propulseur pour un aéronef
IT202200001613A1 (it) 2022-01-31 2023-07-31 Gen Electric Valutazione di efficienza motoristica complessiva per motori a turbomacchina

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2150980A (en) * 1983-12-08 1985-07-10 United Technologies Corp Integrated reduction gear and counterrotation propeller
US4817382A (en) * 1985-12-31 1989-04-04 The Boeing Company Turboprop propulsion apparatus
GB2209371A (en) * 1985-09-28 1989-05-10 Dowty Rotol Ltd A control system for a bladed rotor assembly
US5079916A (en) * 1982-11-01 1992-01-14 General Electric Company Counter rotation power turbine
US5186609A (en) * 1990-12-20 1993-02-16 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Contrarotating propeller type propulsion system
RU2176027C2 (ru) * 1999-03-31 2001-11-20 Владимиров Порфирий Сергеевич Силовая установка и фрикционная передача

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR858822A (fr) 1938-08-08 1940-12-04 Messerschmitt Boelkow Blohm Dispositif de guidage d'un outil d'ajustage mécanique à mouvement alternatif
US2394299A (en) * 1940-02-05 1946-02-05 Friedrich Albert Drive for oppositely rotating propellers
BE468782A (ru) * 1942-01-12
GB2145777B (en) * 1983-08-29 1987-07-22 Gen Electric Aircraft propeller system
US4842484A (en) * 1983-08-29 1989-06-27 General Electric Company Blade gearing and pitch changing mechanisms for coaxial counterrotating propellers
US4657484A (en) * 1984-09-04 1987-04-14 General Electric Company Blade pitch varying means
JPS6166821A (ja) * 1984-09-05 1986-04-05 ザ　ギヤレツト　コーポレーシヨン 速度制御装置並びにこれを用いたガスタービンエンジン機構
GB2192238B (en) * 1986-07-02 1990-05-23 Rolls Royce Plc Gas turbine engine power turbine
GB2195712B (en) * 1986-10-08 1990-08-29 Rolls Royce Plc A turbofan gas turbine engine
DE3714990A1 (de) * 1987-05-06 1988-12-01 Mtu Muenchen Gmbh Propfan-turbotriebwerk
GB2209575A (en) * 1987-09-05 1989-05-17 Rolls Royce Plc A gearbox arrangement for driving contra-rotating multi-bladed rotors
US4927329A (en) * 1988-10-21 1990-05-22 General Electric Company Aircraft engine unducted fan blade pitch control system
US5010729A (en) * 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
US5174716A (en) * 1990-07-23 1992-12-29 General Electric Company Pitch change mechanism
FR2761412B1 (fr) * 1997-03-27 1999-04-30 Snecma Groupe turbopropulseur double corps a regulation isodrome
JP4196569B2 (ja) * 2002-02-27 2008-12-17 アイシン精機株式会社 遊星歯車機構
US8267826B2 (en) * 2005-03-15 2012-09-18 United Technologies Corporation Uninterruptible oil supply in planetary system
JP4642514B2 (ja) * 2005-03-22 2011-03-02 トヨタ自動車株式会社 プラネタリギヤの潤滑装置
US7296767B2 (en) * 2005-05-31 2007-11-20 Sikorsky Aircraft Corporation Variable speed transmission for a rotary wing aircraft
FR2911930A1 (fr) * 2007-01-26 2008-08-01 Snecma Sa Turbopropulseur a helice a pas reglable
JP2008248963A (ja) * 2007-03-29 2008-10-16 Toyota Motor Corp 車両用遊星歯車装置
US8127528B2 (en) * 2008-02-26 2012-03-06 United Technologies Corporation Auxiliary propulsor for a variable cycle gas turbine engine
FR2940247B1 (fr) 2008-12-19 2011-01-21 Snecma Systeme d'helices contrarotatives entrainees par un train epicycloidal offrant une repartition de couple equilibree entre les deux helices
FR2950381B1 (fr) 2009-09-18 2011-10-28 Snecma Turbomachine a helices non carenees contrarotatives

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5079916A (en) * 1982-11-01 1992-01-14 General Electric Company Counter rotation power turbine
GB2150980A (en) * 1983-12-08 1985-07-10 United Technologies Corp Integrated reduction gear and counterrotation propeller
GB2209371A (en) * 1985-09-28 1989-05-10 Dowty Rotol Ltd A control system for a bladed rotor assembly
US4817382A (en) * 1985-12-31 1989-04-04 The Boeing Company Turboprop propulsion apparatus
US5186609A (en) * 1990-12-20 1993-02-16 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Contrarotating propeller type propulsion system
RU2176027C2 (ru) * 1999-03-31 2001-11-20 Владимиров Порфирий Сергеевич Силовая установка и фрикционная передача

Also Published As

Publication number Publication date
CA2786130A1 (fr) 2011-07-14
FR2955085A1 (fr) 2011-07-15
RU2012133966A (ru) 2014-02-20
EP2521851B1 (fr) 2013-11-13
EP2521851A1 (fr) 2012-11-14
CN102686864B (zh) 2015-09-09
FR2955085B1 (fr) 2011-12-23
US20120288358A1 (en) 2012-11-15
JP5620519B2 (ja) 2014-11-05
JP2013516572A (ja) 2013-05-13
WO2011083137A1 (fr) 2011-07-14
BR112012016552A2 (pt) 2016-04-26
CN102686864A (zh) 2012-09-19
US9611809B2 (en) 2017-04-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2551143C2 (ru) Система винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата
RU2519305C2 (ru) Смазка и охлаждение редуктора с эпициклоидальной зубчатой передачей
RU2673027C2 (ru) Соединение для авиационного газотурбинного двигателя и способ его монтажа
RU2686248C2 (ru) Передняя часть авиационного двухконтурного газотурбинного двигателя и авиационный двухконтурный газотурбинный двигатель
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
US10711877B2 (en) Passive lubrication system for gas turbine engine gearbox during wind milling
CN110541760A (zh) 动力传输系统和设置有这种动力传输系统的涡轮机
US11174916B2 (en) Aircraft engine reduction gearbox
EP3865735B1 (en) Near zero velocity lubrication system for a turbine engine
EP4060174B1 (en) Lubrication system for aircraft engine reduction gearbox
US20170009776A1 (en) Turbine engine provided with a lubrication unit
US10352250B2 (en) Equipment support of a turbo machine comprising a reducer with magnetic gears
RU2522344C2 (ru) Газотурбинный двигатель и способ разборки передней части конструкции газотурбинного двигателя
CN111089142A (zh) 周转圆齿轮箱
US10934931B2 (en) Integrated epicyclic gearbox and alternator
CA2970389A1 (en) Gear train architecture for a multi-spool gas turbine engine
US9951695B2 (en) Multi-axis accessory gearboxes of mechanical drive systems and gas turbine engines including the same
CN104074926A (zh) 新型gtf航空发动机风扇主减速器
CN111520440A (zh) 齿轮箱组件
CN116745512A (zh) 配备有电机的涡轮机模块以及配备有这种模块的涡轮机
CA3073081A1 (en) Gas turbine engine with accessory gearbox
US20240254923A1 (en) Turbomachine comprising a speed reduction gear integrating an electric machine
RU2794134C2 (ru) Вентиляторный модуль с лопастями с переменным углом установки
US11859546B2 (en) Eccentric gutter for an epicyclical gear train
EP4459114A1 (en) Reduction gearbox for gas turbine engine with lubrication control system

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170108