RU2604760C2 - Турбомашина с воздушным(и) винтом (винтами) для летательного аппарата с системой для изменения шага воздушного винта - Google Patents

Турбомашина с воздушным(и) винтом (винтами) для летательного аппарата с системой для изменения шага воздушного винта Download PDF

Info

Publication number
RU2604760C2
RU2604760C2 RU2014116249/11A RU2014116249A RU2604760C2 RU 2604760 C2 RU2604760 C2 RU 2604760C2 RU 2014116249/11 A RU2014116249/11 A RU 2014116249/11A RU 2014116249 A RU2014116249 A RU 2014116249A RU 2604760 C2 RU2604760 C2 RU 2604760C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
propeller
blades
power cylinder
connection
hand
Prior art date
Application number
RU2014116249/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014116249A (ru
Inventor
Дидье Рене Андре ЭСКЮР
Дени Луи БОКЕ
Жиль Ален ШАРЬЕ
Александер ШИМАНДЕРА
Марек МАЛИТКА
Ян СИКОРСКИ
Кристофер КЭРРИНГТОН
Original Assignee
СНЕКМА Сосьете аноним
ДжиИ АВИЭЙШН СИСТЕМЗ ЛИМИТЕД
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 Сосьете аноним, ДжиИ АВИЭЙШН СИСТЕМЗ ЛИМИТЕД filed Critical СНЕКМА Сосьете аноним
Publication of RU2014116249A publication Critical patent/RU2014116249A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2604760C2 publication Critical patent/RU2604760C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • 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
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/38—Blade pitch-changing mechanisms fluid, e.g. hydraulic
    • B64C11/385—Blade pitch-changing mechanisms fluid, e.g. hydraulic comprising feathering, braking or stopping systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
    • 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
    • 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
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/24—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by counter-rotating rotors subjected to same working fluid stream without intermediate stator blades or the like
    • F01D1/26—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by counter-rotating rotors subjected to same working fluid stream without intermediate stator blades or the like traversed by the working-fluid substantially axially
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам изменения шага воздушных винтов. Турбомашина (1) содержит систему (23) для изменения шага лопастей воздушного винта, содержащую управляющий кольцевой гидравлический силовой цилиндр (25) линейного действия и механизм соединения (26), соединяющий силовой цилиндр с лопастями воздушного винта для изменения их ориентации. Кольцевой силовой цилиндр системы (25) жестко соединен с неподвижным корпусом (13), на котором удерживается упомянутый воздушный винт, и является внутренним по отношению к лопастям, установленным в наружной вращающейся втулке (14) воздушного винта. Механизм соединения (26) содержит подшипник передачи перемещения (31), прикрепленный с одной стороны к подвижной части силового цилиндра и взаимодействующий, с другой стороны, со средством соединения (32) механизма (26) с лопастями воздушного винта. Обеспечивается повышение герметичности, снижение габаритных размеров при гарантированной надежности в процессе эксплуатации. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к турбомашине с воздушным(и) винтом (винтами) для летательного аппарата с системой для изменения шага воздушного винта.
Точнее, хотя не исключительно, турбомашина представляет собой турбинный двигатель, оснащенный тяговыми воздушными винтами противоположного вращения, который называется, согласно английской терминологии, «open rotor» (англ. - открытый ротор) или «unducted fan» (англ. - некапотированный вентилятор), но он мог бы также являться, не выходя за рамки изобретения, турбовинтовым двигателем с одним или несколькими тяговыми воздушными винтами; причем система изменения шага лопастей адаптирована как к одному винту, так и к каждому воздушному винту турбомашины.
Турбинный двигатель типа «open rotor» в основном содержит внутри неподвижно установленной цилиндрической гондолы, удерживаемой конструкцией летательного аппарата (как, например, задней частью фюзеляжа самолета), «газогенераторную» часть и расположенную по одной линии сзади или перед ней «движительную» часть. Последняя содержит два соосных воздушных винта противоположного вращения, соответственно, расположенный выше по потоку (передний) и расположенный ниже по потоку (задний), которые приводятся во вращение, в противоположное относительно друг друга вращение, планетарным редуктором, который приводится в движение турбиной низкого давления газогенераторной части; причем лопасти воздушных винтов вытянуты по существу в радиальном направлении наружу за пределы гондолы.
Каждый воздушный винт обычно содержит втулку с наружным многоугольным кольцом, которая размещается вращающейся в неподвижно установленной гондоле и имеет радиальные цилиндрические места посадки, распределенные по ее периферии вокруг продольной оси турбинного двигателя. В местах посадки каждого кольца размещаются комли лопастей.
Для создания возможности оптимальной работы турбинного двигателя на различных существующих фазах полета лопасти воздушных винтов с противоположным вращением могут поворачиваться в радиальных местах посадки колец. С этой целью они приводятся во вращение вокруг их соответствующих осей вращения посредством соответствующей системы, позволяющей изменять угол установки лопастей во время полета, т.е. шаг воздушных винтов.
Данная система изменения шага лопастей воздушных винтов охватывает угловой диапазон вращения, расположенный между двумя крайними положениями, а именно крайним положением так называемого «реверсирования», в котором лопасти выходят на 30° за пределы поперечной плоскости оси турбинного двигателя (направление движения вперед самолета) для участия в торможении летательного аппарата типа обычных реверсоров тяги, и крайним так называемым «флюгерным» положением, в котором лопасти, таким образом, оптимально отведены назад относительно направления движения самолета вперед, например, в случае отказа двигателя, и обеспечивают, таким образом, наименее возможное сопротивление (лобовое сопротивление). Длина углового хода лопастей между флюгерным положением и положением реверсирования составляет, например, приблизительно 120°.
Были предложены различные технические решения изменения шага лопастей воздушных винтов на турбинных двигателях типа «open rotor» или других.
Например, из документа FR 2908451 известен турбинный двигатель, в котором система изменения ориентации лопастей каждого воздушного винта содержит, предпочтительно, только один кольцевой силовой цилиндр, устанавливаемый своим цилиндром на втулке с кольцом воздушного винта, в то время как его поршень соединен посредством механизма соединения системы, связанной с силовым цилиндром, с комлями различных лопастей. Перемещение поршня в результате действия гидравлического привода кольцевого силового цилиндра обеспечивает требуемый угловой поворот вокруг оси лопастей посредством механизма соединения, изменяя, таким образом, их шаг.
Такое техническое решение, хотя и позволяет получить приемлемые результаты, вместе с тем предполагает наличие кольцевого силового цилиндра и, таким образом, цилиндра (неподвижная часть) и поршневого штока (подвижная часть), имеющего большой диаметр в связи с его установкой на самой втулке воздушного винта, а также неизбежно большую массу ввиду его большого диаметра; причем он тем более должен быть усилен для выдерживания центробежных сил и недопущения риска возникновения овализации в результате вращения соответствующего воздушного винта.
Кроме того, деформации и проблемы, связанные с герметичностью, имеют тенденцию проявляться в связи с поворотной установкой кольцевого силового цилиндра на втулке винта и используемыми гидравлическими элементами (вращающиеся соединения и т.д.), в этих жестких условиях (большие механические и тепловые напряжения, высокая скорость вращения и т.д.). И, наконец, механизм соединения системы, состоящий из шаровых шарниров на уровне комлей лопастей и приемников, скользящих в кольцевой канавке поршня, приводит к возникновению явлений износа, которые следует контролировать в ходе эксплуатации для исключения опасности заклинивания.
Механизм изменения шага для узла воздушного винта самолета также известен из документа FR 2551023.
Целью настоящего изобретения является устранение этих недостатков, и оно относится к турбомашине с воздушным(и) винтом (винтами) для летательного аппарата, конструкторское решение системы изменения шага лопастей воздушного винта которого ограничивает проблемы, связанные, в частности, с герметичностью и габаритными размерами, гарантируя при этом надежность функционирования в процессе эксплуатации.
В связи с этим турбомашина, по меньшей мере, с одним воздушным винтом для летательного аппарата, относящаяся к типу, содержащему систему для изменения шага лопастей упомянутого воздушного винта, которая содержит кольцевой гидравлический силовой цилиндр с линейным управлением и механизм соединения, соединяющий силовой цилиндр с лопастями воздушного винта для изменения их ориентации, отличается, согласно изобретению, тем, что:
упомянутый кольцевой силовой цилиндр системы установлен жестко соединенным с неподвижным корпусом, удерживающим упомянутый воздушный винт, и является внутренним по отношению к нему в противоположность лопастям, установленным в наружной вращающейся втулке воздушного винта;
упомянутый механизм соединения, соединяющий подвижную часть упомянутого кольцевого силового цилиндра с лопастями вращающейся втулки воздушного винта, содержит промежуточный передаточный подшипник, прикрепленный, с одной стороны, к подвижной части силового цилиндра и взаимодействующий, с другой стороны, со средством соединения механизма с лопастями вращающейся втулки таким образом, что передаточный подшипник механизма, приводимый во вращение, передает перемещение поступательного движения подвижной части неподвижного силового цилиндра средству соединения вращающегося механизма для изменения ориентации лопастей воздушного винта;
средство соединения содержит совокупность тяг или аналогичных средств, распределенных вокруг кольцевого силового цилиндра и соединенных, с одной стороны, с передаточным подшипником, а с другой стороны, с вращающимися радиальными валами, жестко соединенными, соответственно, с комлями лопастей упомянутого воздушного винта, таким образом, чтобы приводить во вращение радиальные валы и соответствующие лопасти вследствие перемещения поступательного движения тяг механизма соединения;
упомянутые тяги шарнирно соединены с венцом средства соединения, который связан во вращении с вращающейся цилиндрической стенкой воздушного винта, а в осевом направлении свободен от нее.
Таким образом, благодаря изобретению, путем своего расположения на неподвижном корпусе или статоре, внутреннем относительно втулки воздушного винта, кольцевой силовой цилиндр системы ориентации имеет сильно уменьшенный габаритный размер и в связи с этим уменьшенную массу. Таким образом, помимо уменьшения массы турбомашины, силовой цилиндр менее чувствителен к центробежным силам турбомашины и, таким образом, к изменениям размеров, не прибегая при этом к элементам упрочения, первоначально необходимым в предшествующем практическом осуществлении. Кроме того, поскольку он является неподвижным, жестко соединенным со статором, легче обеспечивается его герметичность, радикально уменьшая при этом опасность утечки в результате устранения имеющихся гидравлических элементов и другого гидравлического передаточного подшипника, когда он соединен с вращающейся втулкой или ротором воздушного винта.
Как следствие, система предлагает более простое практическое осуществление только с одним силовым цилиндром и механизмом с подшипником и полностью механическим средством соединения, позволяющим «переводить» поступательное движение силового цилиндра во вращение лопастей с большой эксплуатационной надежностью (риск утечки равен почти нулю, силовой цилиндр неподвижен) и контролируемой массой, устраняя при этом недостатки предшествующих решений с тяжелыми и имеющими внушительные размеры кольцевыми силовыми цилиндрами, непосредственно жестко соединенными с втулкой воздушного винта, с оказывающими негативное воздействие центробежными силами. Кроме того, практическое осуществление средства соединения с тягами гарантирует безопасность и надежность функционирования в процессе эксплуатации без скольжения и (или) трения деталей друг о друга, как было в предшествующем уровне техники.
Предпочтительно, промежуточный передаточный подшипник механизма соединения является шарикоподшипником или аналогичными средствами, внутреннее кольцо которого установлено жестко соединенным в осевом направлении на подвижной части кольцевого силового цилиндра, в то время как наружное кольцо взаимодействует со средством соединения механизма, связанного во вращении с вращающейся цилиндрической стенкой, жестко соединенной с воздушным винтом и свободной в поступательном движении вдоль данной стенки, чтобы следовать за перемещением силового цилиндра. Отмечается простота практического осуществления подшипника, гарантирующая при этом оптимальную эксплуатационную надежность. Для передачи усилий без зазора между силовым цилиндром и лопастями воздушного винта может использоваться передаточный двухрядный шарикоподшипник или аналогичные средства.
Точнее, упомянутые тяги шарнирно соединены, с одной стороны, с венцом средства соединения, а с другой стороны, с поперечными цапфами, которые предусмотрены на вращающихся валах лопастей. Таким образом, вращение вокруг оси валов лопастей осуществляется посредством механизма типа тяга-цапфа, гарантирующего простоту и надежность функционирования.
Предпочтительно, соединение между венцом средства соединения механизма, в котором расположен передаточный подшипник, и вращающейся цилиндрической стенкой винта относится к типу соединения посредством шлиц или аналогичному, параллельных оси винта. Таким образом, такое соединение особенно надежно для направления механизма соединения при поступательном движении путем перемещения, которое обусловлено силовым цилиндром, позволяя при этом вращаться вместе с воздушным винтом посредством вращающейся цилиндрической стенки, жестко соединенной с винтом, таким образом, чтобы изменять ориентацию лопастей посредством упомянутого средства соединения.
Для максимально эффективного уменьшения габаритных размеров системы в турбомашине управляющий кольцевой силовой цилиндр расположен по существу по одной линии с втулкой воздушного винта, что уменьшает, в частности, длины тяг. Для препятствования вращению подвижной части, соединенной с передаточным подшипником, относительно неподвижной части силового цилиндра подвижная и неподвижная части кольцевого силового цилиндра застопорены от вращения относительно друг друга посредством, по меньшей мере, одного осевого штока, который проходит через две части параллельно упомянутому силовому цилиндру.
Фигуры прилагаемого чертежа позволят лучше понять, как может быть практически осуществлено изобретение, на которых:
- фиг. 1 представляет собой схематический вид осевого сечения турбинного двигателя с некапотированным вентилятором, расположенным ниже по потоку от газогенератора, со встроенной системой изменения шага лопастей согласно изобретению для одного из воздушных винтов вентилятора;
- фиг. 2 представляет собой осевой разрез половины задней части турбинного двигателя с упомянутой системой изменения шага расположенного выше по потоку воздушного винта в соответствии с изобретением в крайнем положении, в котором изображенная лопасть винта находится в так называемом «флюгерном положении»;
- фиг. 3 представляет собой осевой разрез половины задней части турбинного двигателя с упомянутой системой изменения шага расположенного выше по потоку винта в соответствии с изобретением в другом крайнем положении, в котором изображенная лопасть воздушного винта находится в так называемом положении «реверсирования».
Прежде всего, ссылка делается на фиг. 1, на которой схематически изображена турбомашина, такая как турбинный двигатель с некапотированным вентилятором 1, которая в английской терминологии называется «open rotor» (англ. - открытый ротор) или «unducted fan» (англ.- некапотированный вентилятор). Данный турбинный двигатель обычно содержит, если следовать спереди назад в направлении течения потока газов F внутри гондолы 2 турбинного двигателя, один или два компрессора 3 согласно компоновке одно- или двухступенчатого газогенератора, кольцевую камеру сгорания 4, турбину высокого давления или две турбины высокого давления и промежуточного давления 5 согласно упомянутой компоновке, а также одну свободную турбину низкого давления 6, которая приводит в движение посредством редуктора или коробки эпициклических передач 7, причем с противоположным вращением, два воздушных винта 8, 9, расположенных соосно по одной линии относительно продольной оси A турбинного двигателя и образующих вентилятор. Альтернативный вариант (не показан) турбинного двигателя мог бы привести, не выходя за рамки изобретения, к размещению воздушных винтов 8 и 9 и коробки эпициклических передач 7 выше по потоку от газогенератора; причем совокупность соединена со свободной турбиной низкого давления 6 посредством внутреннего вала.
Винты, а именно расположенный ниже по потоку винт 8 и расположенный выше по потоку винт 9, расположены в радиальных параллельных плоскостях, перпендикулярных оси A, и вращаются посредством турбины низкого давления 6 и редуктора 7 в противоположных направлениях вращения.
Для этого, как это показано на фиг. 1 и 2, расположенный выше по потоку винт 9 содержит вращающийся цилиндрический корпус 11, связанный во вращении с соответствующей частью редуктора для вращения в одном направлении. Данный вращающийся корпус 11 удерживается подшипниками 12 на неподвижном цилиндрическом корпусе 13. Окончанием корпуса 11, с противоположной редуктору 7 стороны, является вращающаяся втулка с многоугольным кольцом 14, которая обычно размещается в гондоле 2 и в которой, в цилиндрических местах посадки 17, размещаются комли 15 лопастей 16 воздушного винта 9, лопасти которого, таким образом, выступают наружу за пределы гондолы.
Аналогичным образом, расположенный ниже по потоку воздушный винт 8 содержит вращающийся цилиндрический корпус 18, с одной стороны, связанный во вращении с другой частью редуктора 7 для вращения, таким образом, в противоположном направлении. Данный вращающийся корпус 18 удерживается в том месте также подшипниками на неподвижном цилиндрическом корпусе 13 и внутри вращающегося корпуса 17. С другой стороны, корпус 18 оканчивается вращающейся втулкой с многоугольным кольцом 19, в которой, аналогично как в предшествующем случае, размещаются, в местах посадки 20, комли 21 лопастей 22 воздушного винта 8.
В процессе функционирования, вкратце, поток воздуха F, поступающий в турбинный двигатель 1, сжимается, затем смешивается с топливом и сжигается в камере сгорания 4. Образуемые газообразные продукты горения проходят затем в турбины 5 и 6 для приведения в противоположное вращение, посредством эпициклического редуктора 7, воздушных винтов 8, 9, которые обеспечивают бóльшую часть силы тяги.
Газообразные продукты горения удаляются через сопло 10 для увеличения, таким образом, силы тяги турбинного двигателя 1.
Кроме того, лопасти 16 и 22 расположенных выше и ниже по потоку винтов относятся к типу лопастей с изменяемым углом установки, т.е. они могут быть ориентированы вокруг их радиальных осей поворота B при помощи системы изменения или ориентации 23 шага лопастей таким образом, чтобы занимать оптимальное угловое положение в соответствии с рассматриваемыми условиями эксплуатации турбинного двигателя и соответствующими фазами полета. В настоящем описании будет приведена только система ориентации 23 лопастей, сопряженная с расположенным выше по потоку винтом 9. Расположенный ниже по потоку винт 8, который не изображен на фиг. 2 и 3, будет оснащен системой ориентации лопастей, аналогичной или отличающейся от системы, изложенной далее, применительно к расположенному выше по потоку винту.
В связи с этим, как это показано на фиг. 1 и 2, система 23 изменения шага лопастей (таким образом, их угла установки) предусмотрена внутри турбинного двигателя 1, во внутреннем пространстве, расположенном между неподвижным корпусом 13 и вращающимся корпусом 11, соответствующими статической части или статору и подвижной части или ротору воздушного винта 9, соответственно, для изменения углового положения лопасти и, таким образом, шага воздушного винта.
Как это видно на фиг. 2, данная система изменения 23 в основном содержит кольцевой силовой цилиндр 25 линейного действия по продольной оси A турбинного двигателя и механизм соединения 26, соединяющий силовой цилиндр с комлями 15 лопастей 16 расположенного выше по потоку винта 9.
Кольцевой силовой цилиндр 25 окружает статический цилиндрический корпус 13, будучи с ним жестко соединенным. В частности, неподвижная часть (или цилиндр) 27 данного силового цилиндра удерживается в соответствующем положении на статическом корпусе 13 при помощи любых соответствующих средств таким образом, чтобы быть застопоренной относительно него от вращения и поступательного движения. С этой целью предусмотрены упоры 28 в виде заплечика и кольца. Его подвижная часть (или поршневой шток) 29 расположена вокруг неподвижной части 27 для того, чтобы иметь возможность линейно перемещаться согласно оси A в результате действия гидравлического привода силового цилиндра 25 (не показан).
Таким образом, установлено, что поскольку кольцевой силовой цилиндр 25 расположен на части неподвижного корпуса 13 рядом с осью A турбинного двигателя 1 и внутри вращающейся втулки 14, его габаритные размеры и масса уменьшены по сравнению с его установкой непосредственно на данной втулке с многоугольным кольцом вращающегося корпуса 11.
Согласно другой компоновке (не показана), силовой цилиндр мог бы быть отделен от корпуса или неподвижной опоры 13, например, соединительными фланцами или аналогичными средствами и образовывать, таким образом, отдельный, неподвижный и, возможно, монолитный корпус силового цилиндра.
Для препятствования вращению подвижной части 29 (или поршневого штока) относительно неподвижной части 27 (или цилиндра) между двумя частями 27, 29 размещается, по меньшей мере, один осевой шток 39, который проходит через них для их, таким образом, стопорения от вращения относительно друг друга.
Вокруг данного поршневого штока 29, наружного относительно кольцевого силового цилиндра 25, установлена другая часть системы 23, а именно механизм соединения 26 силового цилиндра с лопастями, содержащий подшипник передачи движения 31 и средство соединения 32, в частности, представленное в виде совокупности шарнирных тяг 33.
Согласно данному варианту практического осуществления, подшипник 31 представляет собой двухрядный шарикоподшипник 34 с внутренним кольцом 35, которое удерживается при помощи подвижной части 29 неподвижного кольцевого силового цилиндра. На данной подвижной части 29 также предусмотрены упоры 36, которые служат для ограничения крайних перемещений. Поршневой шток должен иметь возможность располагаться в любой точке длины своей хода. Наружное кольцо 37 подшипника повернуто к вращающейся цилиндрической стенке 38 вращающегося корпуса 11 винта. Для того, чтобы позволить механизму соединения 26 следовать за перемещением, определяемым кольцевым силовым цилиндром 25, поворачиваясь при этом вместе с воздушным винтом, для изменения шага лопастей, как это будет видно в последующем, между наружным кольцом 37 и вращающейся цилиндрической стенкой 38 предусмотрена связь во вращении и свобода в осевом направлении по оси A.
С этой целью средство соединения 32 механизма 26 содержит, между тягами 33 и передаточным подшипником 31, венец 40, который с внутренней стороны окружает наружное кольцо 37 подшипника, а с внешней стороны соединено с внутренней стороной цилиндрической стенки 38 вращающегося корпуса 18 посредством соединения с помощью шлиц или выемок 41, 42, параллельных оси A и, таким образом, воздушному винту. Таким образом, шлицы 41, выполненные снаружи венца 40, могут скользить в пазах 42 цилиндрической стенки на длину хода, позволяя лопастям поворачиваться между двумя ранее определенными крайними положениями. Наружное кольцо 37 передаточного подшипника 31, кроме того, удерживается в осевом направлении в положении в венце 40 и связано с ним во вращении.
Средство соединения 32 механизма 26 содержит тяги 33, равномерно распределенные вокруг кольцевого силового цилиндра 25 и предназначенные для оказания воздействия на комли лопастей 16 для приведения их во вращение вокруг их оси B. Количество тяг соответствует количеству лопастей 16.
В частности, тяги 33 соединены одним из своих соответствующих концов с венцом 40 вокруг осей шарнирного соединения 44, параллельных осям B лопастей. Своим другим концом тяги 33 соединены посредством осей шарнирного соединения 45, параллельных предшествующим, с цапфами 46, которые предусмотрены для расположения приблизительно поперек в конце вращающихся радиальных валов 47, геометрическая ось которых соответствует оси вращения B лопастей, ортогональной оси A. Для этого с противоположной цапфам 46 стороны радиальные валы 47 соединены с комлями 15 соответствующих лопастей 16, установленных вращающимися в местах посадки 17 многоугольного кольца 14. Валы 47, кроме того, удерживаются в радиальном положении при помощи опорных поверхностей 48, предусмотренных на вращающемся корпусе 11 расположенного выше по потоку воздушного винта 9.
На фиг. 2 и 3 изображена, кроме того, кинематическая схема функционирования системы 23 между двумя крайними положениями, которые могут занимать лопасти 16 воздушных винтов, схематически изображенные в поперечном сечении на данных фигурах чертежа. Безусловно, лопасти воздушного винта 9 могут занимать любое другое промежуточное положение между этими двумя крайними положениями.
Предполагается, что, когда система 23 находится в положении, показанном на фиг. 2, в котором управляющий кольцевой силовой цилиндр 25 находится в убранном положении, лопасти 16 расположенного выше по потоку воздушного винта 9 занимают флюгерное положение, т.е. приблизительно по линии продолжения турбинного двигателя, для того, чтобы создавать как можно меньшее сопротивление (лобовое сопротивление). Такое флюгерное положение лопастей воздушного винта используется, например, в случае отказа двигателя, и на фиг. 2 показано поперечное сечение (схематически изображено штрихпунктирной линией) лопасти 16 во флюгерном положении.
Когда необходимо изменить ориентацию лопастей 16 расположенного выше по потоку воздушного винта 9, в действие приводится система изменения шага 23; и в этом контексте на кольцевой силовой цилиндр 25, жестко соединенный своей неподвижной частью 27 корпуса, образуя статор 13 турбинного двигателя, подается команда, приводящая в результате заполнения маслом под давлением соответствующей камеры кольцевого силового цилиндра 25 к поступательному перемещению подвижной части 29 силового цилиндра на требуемую длину хода, которая определена системой изменения шага. В примере, изображенном на фиг. 3, подвижная часть 29 перемещается до занятия максимального выпущенного положения, соответствующего положению реверсирования лопастей 16; причем штоки 39, препятствующие вращению между двумя частями, вместе с тем позволяют осуществлять скольжение подвижной части 29 по неподвижной части 27.
За счет осевого соединения внутреннего кольца 35 с подвижной частью 29 силового цилиндра передаточный подшипник 31 вынужденно осуществляет поступательное движение таким образом, что вращающееся наружное кольцо 37 подшипника, застопоренное в осевом направлении вместе с венцом 40 средства соединения 32 механизма 26, приводит к осуществлению им поступательного движения относительно цилиндрической стенки 38 вращающегося корпуса 18 посредством соединения шлицами или выемками 41, 42. Вполне очевидно, что благодаря присутствию передаточного подшипника 31, разъединяющего силовой цилиндр 25 от воздушного винта 9, механизм соединения 26, перемещаясь поступательным движением за счет шлицевого соединения 41 и 42, поворачивается вместе с корпусом 18 воздушного винта в результате этого же соединения 41, 42 и при помощи радиальных валов 47 лопастей с использованием тяг, в то время как кольцевой силовой цилиндр 25 является неподвижным во вращении, упрощая, кроме того, гидравлические соединения. Два ряда шариков 33 подшипника позволяют передавать без зазора нагрузки, даже если они большие.
Как это показано на фиг. 3, путем поступательного перемещения вправо механизма соединения 26 (подшипника 31 и средства соединения 32) тяги 33 вытягиваются посредством шаровых шарниров 44 и приводят в движение, за счет противоположных шаровых шарниров 45, поперечные цапфы 46, которые образуют плечи рычага типа обычного соединения тяга-кривошип, для облегчения их вращения. Цапфы 46, таким образом, поворачиваются вокруг геометрической оси B радиальных валов 47, с которыми они жестко соединены, в результате чего комли 15 лопастей 16 поворачиваются в их соответствующих местах посадки 17 многоугольного кольца вращающейся втулки 14.
Отмечается, что шаровые шарниры 45, соединяющие тяги 33 с цапфами 46, повторяют, таким образом, круговую траекторию T, центром которой являются оси B радиальных валов 47 поворота лопастей 16, с большим плечом рычага (расстояние между осью шарнирного соединения 45 и осью B), что позволяет передавать усилия (пары сил), уменьшая, как следствие, усилия, передаваемые тягам и силовому цилиндру, и иметь возможность в конечном счете без труда изменять шаг лопастей.
Лопасти 16 занимают, таким образом, одновременно в результате осевого перемещения совокупности тяг, приводимых в движение силовым цилиндром, заданное положение, которое схематично показано на поперечном разрезе на фиг. 3 штрихпунктирной линией одной из лопастей. Данное крайнее положение представляет собой положение реверсирования (фиг. 3), в котором лопасти повернуты по существу, в рамках предусмотренного диапазона, приблизительно 120°, относительно флюгерного положения (фиг. 2) для препятствования, таким образом, движению самолета вперед (образование силы тяги, противоположной скорости самолета) и участия в его торможении.
Кроме того, поскольку кольцевой силовой цилиндр 25 расположен по существу на одной линии с лопастями воздушного винта 9, длина тяг, необходимая для обеспечения вращения лопастей, таким образом, предпочтительно, уменьшена, что способствует получению системы с умеренной массой.

Claims (14)

1. Турбомашина, по меньшей мере, с одним воздушным винтом для летательного аппарата, относящаяся к типу, содержащему систему (23) для изменения шага лопастей (16) упомянутого воздушного винта (9), которая содержит кольцевой гидравлический силовой цилиндр (25), жестко соединенный с неподвижным корпусом (13), удерживающим воздушный винт, с линейным управлением и механизм соединения (26), соединяющий кольцевой силовой цилиндр с лопастями вращательной втулки воздушного винта для изменения их ориентации, и содержащая промежуточный передаточный подшипник (31), прикрепленный, с одной стороны, к подвижной части (29) силового цилиндра и взаимодействующий, с другой стороны, со средством соединения (32) механизма с лопастями вращательной втулки таким образом, что передаточный подшипник механизма, приводимый во вращение, передает перемещение поступательного движения подвижной части неподвижного силового цилиндра средству соединения (32) вращательного механизма для изменения ориентации лопастей воздушного винта,
отличающаяся тем, что неподвижный корпус (13) является внутренним по отношению к воздушному винту и размещен близко к продольной оси А турбомашины в противоположность лопастям, установленным в наружной вращательной втулке (14) воздушного винта; тем, что упомянутое средство соединения (32) содержит совокупность тяг (33), распределенных вокруг кольцевого силового цилиндра (25) и соединенных, с одной стороны, с передаточным подшипником (31), а с другой стороны, с вращательными радиальными валами (47), жестко соединенными, соответственно, с комлями лопастей (16) воздушного винта (9), таким образом, чтобы приводить во вращение вращательные радиальные валы и соответствующие лопасти вследствие перемещения поступательного движения тяг механизма соединения (26); и тем, что тяги (33) шарнирно соединены с венцом (40) средства соединения (32), который связан во вращении с вращательной цилиндрической стенкой (38) воздушного винта, а в осевом направлении свободен от нее.
2. Турбомашина по п. 1, в которой промежуточный передаточный подшипник (31) механизма соединения (26) является шарикоподшипником, внутреннее кольцо (35) которого установлено в осевом направлении жестко соединенным на подвижной части (29) кольцевого силового цилиндра, в то время как наружное кольцо (37) взаимодействует со средством соединения (32) механизма, связанного во вращении с вращательной цилиндрической стенкой (38), жестко соединенной с воздушным винтом (9), и свободного в поступательном движении вдоль данной стенки, чтобы следовать за перемещением силового цилиндра.
3. Турбомашина по п. 2, в которой дорожка качения подшипника (31) содержит двойной ряд шариков (34).
4. Турбомашина по п. 1, в которой упомянутые тяги (33) шарнирно соединены, с одной стороны, с венцом (40) средства соединения (32), а с другой стороны, с поперечными цапфами (46), которые предусмотрены на вращательных валах (47) лопастей.
5. Турбомашина по предшествующему пункту, в которой соединение между венцом (40) средства соединения (32) механизма, в котором размещен передаточный подшипник (31), и вращательной цилиндрической стенкой (38) воздушного винта, относится к типу соединения посредством шлиц (41, 42), параллельных оси винта.
6. Турбомашина по п. 1, в которой управляющий кольцевой силовой цилиндр (25) размещен по существу по одной линии с втулкой (14) воздушного винта (9).
7. Турбомашина по п. 1, в которой, соответственно, подвижная (29) и неподвижная (27) части кольцевого силового цилиндра (25) застопорены от вращения относительно друг друга посредством, по меньшей мере, одного осевого штока (39), который проходит через две части параллельно упомянутому силовому цилиндру.
8. Турбомашина, относящаяся к типу, содержащему два соосных воздушных винта противоположного вращения, соответственно, расположенный выше по потоку и ниже по потоку, при этом, по меньшей мере, расположенный выше по потоку воздушный винт (9) оснащен системой (23) изменения шага лопастей (16), которая содержит кольцевой гидравлический силовой цилиндр (25) с линейным управлением, жестко соединенный с неподвижным корпусом (13), удерживающим воздушный винт, и механизм соединения (26), соединяющий кольцевой силовой цилиндр с лопастями вращательной втулки воздушного винта для изменения их ориентации, и содержащая промежуточный передаточный подшипник (31), прикрепленный, с одной стороны, к подвижной части (29) силового цилиндра и взаимодействующий, с другой стороны, со средством соединения (32) механизма с лопастями вращательной втулки таким образом, что передаточный подшипник механизма, приводимый во вращение, передает перемещение поступательного движения подвижной части неподвижного силового цилиндра средству соединения (32) вращательного механизма для изменения ориентации лопастей воздушного винта,
отличающаяся тем, что неподвижный корпус (13) является внутренним по отношению к воздушному винту и размещен близко к продольной оси А турбомашины в противоположность лопастям, установленным в наружной вращательной втулке (14) воздушного винта; тем, что упомянутое средство соединения (32) содержит совокупность тяг (33), распределенных вокруг кольцевого силового цилиндра (25) и соединенных, с одной стороны, с передаточным подшипником (31), а с другой стороны, с вращательными радиальными валами (47), жестко соединенными, соответственно, с комлями лопастей (16) воздушного винта (9), таким образом, чтобы приводить во вращение радиальные валы и соответствующие лопасти вследствие перемещения поступательного движения тяг механизма соединения (26); и тем, что тяги (33) шарнирно соединены с венцом (40) средства соединения (32), который связан во вращении с вращательной цилиндрической стенкой (38) воздушного винта, а в осевом направлении свободен от нее.
9. Турбомашина по п. 8, в которой промежуточный передаточный подшипник (31) механизма соединения (26) является шарикоподшипником, внутреннее кольцо (35) которого установлено в осевом направлении жестко соединенным на подвижной части (29) кольцевого силового цилиндра, в то время как наружное кольцо (37) взаимодействует со средством соединения (32) механизма, связанного во вращении с вращательной цилиндрической стенкой (38), жестко соединенной с воздушным винтом (9), и свободного в поступательном движении вдоль данной стенки, чтобы следовать за перемещением силового цилиндра.
10. Турбомашина по п. 9, в которой дорожка качения передаточного подшипника (31) содержит двойной ряд шариков (34).
11. Турбомашина по п. 8, в которой упомянутые тяги (33) шарнирно соединены, с одной стороны, с венцом (40) средства соединения (32), а с другой стороны, с поперечными цапфами (46), которые предусмотрены на вращающихся валах (47) лопастей.
12. Турбомашина по предшествующему пункту, в которой соединение между венцом (40) средства соединения (32) механизма, в котором размещен передаточный подшипник (31), и вращательной цилиндрической стенкой (38) воздушного винта, относится к типу соединения посредством шлиц (41, 42), параллельных оси винта.
13. Турбомашина по п. 8, в которой управляющий кольцевой силовой цилиндр (25) размещен по существу по одной линии с втулкой (14) воздушного винта (9).
14. Турбомашина по п. 8, в которой, соответственно, подвижная (29) и неподвижная (27) части кольцевого силового цилиндра (25) застопорены от вращения относительно друг друга посредством, по меньшей мере, одного осевого штока (39), который проходит через две части параллельно упомянутому силовому цилиндру.
RU2014116249/11A 2011-10-03 2012-10-03 Турбомашина с воздушным(и) винтом (винтами) для летательного аппарата с системой для изменения шага воздушного винта RU2604760C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1158891 2011-10-03
FR1158891A FR2980770B1 (fr) 2011-10-03 2011-10-03 Turbomachine a helice(s) pour aeronef avec systeme pour changer le pas de l'helice.
PCT/FR2012/052241 WO2013050704A1 (fr) 2011-10-03 2012-10-03 Turbomachine a helice(s) pour aeronef avec systeme pour changer le pas de l'helice

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014116249A RU2014116249A (ru) 2015-11-10
RU2604760C2 true RU2604760C2 (ru) 2016-12-10

Family

ID=47137963

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014116249/11A RU2604760C2 (ru) 2011-10-03 2012-10-03 Турбомашина с воздушным(и) винтом (винтами) для летательного аппарата с системой для изменения шага воздушного винта

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9849970B2 (ru)
EP (1) EP2763893B1 (ru)
JP (1) JP6082939B2 (ru)
CN (1) CN103874630B (ru)
BR (1) BR112014007972B1 (ru)
CA (1) CA2850702C (ru)
FR (1) FR2980770B1 (ru)
RU (1) RU2604760C2 (ru)
WO (1) WO2013050704A1 (ru)

Families Citing this family (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2980770B1 (fr) * 2011-10-03 2014-06-27 Snecma Turbomachine a helice(s) pour aeronef avec systeme pour changer le pas de l'helice.
FR3017164B1 (fr) * 2014-02-03 2016-02-05 Snecma Turbomachine a doublet d'helices pour aeronef
FR3021375B1 (fr) * 2014-05-20 2017-03-03 Snecma Palier du type roulement et turbomachine a helice(s) dont les pales sont montees tourillonnantes dans au moins un tel palier.
FR3021296B1 (fr) * 2014-05-21 2017-12-22 Snecma Ensemble de propulsion a doublet d'helices pour aeronef
FR3036092B1 (fr) 2015-05-12 2017-06-02 Snecma Dispositif a arbre radial pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee
FR3036141B1 (fr) 2015-05-12 2019-08-09 Safran Aircraft Engines Arbre de commande radial pour dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee et procede de montage d'un tel arbre.
FR3036093B1 (fr) * 2015-05-12 2017-06-02 Snecma Dispositif a bras de levier pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee
JP6285500B2 (ja) * 2015-07-08 2018-02-28 ジーイー・アビエイション・システムズ・エルエルシー ピッチ制御組立体及びプロペラ組立体並びにピッチを調整する方法
FR3039219B1 (fr) * 2015-07-22 2020-02-07 Safran Aircraft Engines Aeronef comportant deux soufflantes contrarotatives a l’arriere d’un fuselage avec calage des aubes de la soufflante aval
FR3039217B1 (fr) * 2015-07-22 2017-07-21 Snecma Aeronef comportant une turbomachine integree au fuselage arriere comportant un systeme de blocage des soufflantes
PL226826B1 (pl) * 2015-09-03 2017-09-29 Gen Electric Układ sterowania skokiem dozespołu wirnika, silnik turbospalinowy isposób sterowania katem skoku wielu łopat smigła
PL226824B1 (pl) * 2015-09-07 2017-09-29 Gen Electric Układ isposób regulacji skoku smigła
FR3044293B1 (fr) * 2015-11-27 2018-03-16 Ntn-Snr Roulements Roulement de pied de pale et son procede de fabrication, systeme, systeme oscillant et systeme tournant comprenant un tel roulement
FR3046407B1 (fr) * 2016-01-05 2022-03-25 Snecma Dispositif a verin fixe pour systeme de commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine
FR3046440B1 (fr) * 2016-01-05 2019-07-05 Safran Aircraft Engines Module de soufflante a aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3046432B1 (fr) 2016-01-05 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Module de soufflante a aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3046433B1 (fr) * 2016-01-05 2019-05-24 Safran Aircraft Engines Module de soufflante a aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3048953B1 (fr) * 2016-03-21 2018-04-06 Arianegroup Sas Helice d'aeronef comprenant des pales pliables et a calage variable
US10843790B2 (en) * 2016-08-01 2020-11-24 Kitty Hawk Corporation Bistable pitch propeller system with bidirectional propeller rotation
FR3055000B1 (fr) * 2016-08-10 2022-04-01 Safran Aircraft Engines Module de changement de pas pour turbomachine et turbomachine correspondante
FR3055001B1 (fr) * 2016-08-10 2022-04-01 Safran Aircraft Engines Systeme de changement de pas equipe de moyens de reglage du pas des pales et turbomachine correspondante
FR3055310B1 (fr) * 2016-08-26 2018-08-17 Safran Aircraft Engines Turbomachine a dispositif de guidage d'huile et procede de demontage de la turbomachine
FR3055309B1 (fr) * 2016-08-26 2018-08-17 Safran Aircraft Engines Systeme de changement de pas equipe de moyens de lubrification d'un palier de transfert de charge
FR3057120B1 (fr) * 2016-10-03 2023-03-17 Safran Helicopter Engines Machine electrique pour turbopropulseur d'aeronef
FR3057909B1 (fr) * 2016-10-21 2018-11-02 Safran Aircraft Engines Turbomachine d'aeronef comprenant une zone fusible agencee sur un arbre pivotant
US10519964B2 (en) * 2016-12-06 2019-12-31 General Electric Company System and method for turbomachinery rotor and blade prognostics and diagnostics
EP3354562A1 (en) * 2017-01-30 2018-08-01 Ge Avio S.r.l. Transfer bearing collapsing device
US10723470B2 (en) * 2017-06-12 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Aft fan counter-rotating turbine engine
US10501177B2 (en) * 2017-06-19 2019-12-10 General Electric Company Convertible propeller
FR3087232B1 (fr) * 2018-10-12 2021-06-25 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant un rotor portant des pales a calage variable
US20200324877A1 (en) * 2019-04-09 2020-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for feathering a propeller
IT201900010929A1 (it) 2019-07-04 2021-01-04 Ge Avio Srl Gruppo elica ed unita' di controllo di passo
FR3100563B1 (fr) * 2019-09-06 2021-08-06 Safran Aircraft Engines Moyeu polysphérique de turbomachine pour pales à calage variable
FR3101664B1 (fr) * 2019-10-02 2021-09-03 Safran Aircraft Engines Système de commande de calage cyclique de pales
CN111237211A (zh) * 2019-10-23 2020-06-05 贯月航空技术(杭州)有限公司 电动对转涵道风扇
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
FR3123884B1 (fr) 2021-06-15 2024-05-03 Safran Aircraft Engines Systeme de changement de pas des pales d’une helice d’une turbomachine
FR3125505B1 (fr) 2021-07-22 2023-07-21 Safran Aircraft Engines Systeme de changement de pas des pales d’une helice d’une turbomachine
FR3126018B1 (fr) * 2021-08-04 2023-11-24 Safran Aircraft Engines Systeme de changement de pas des pales d’une soufflante d’un ensemble propulsif
FR3126729A1 (fr) 2021-09-08 2023-03-10 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3141441A1 (fr) 2022-10-28 2024-05-03 Safran Aircraft Engines Mécanisme de changement de pas à cinématique inversée
FR3145341A1 (fr) * 2023-02-01 2024-08-02 Safran Aircraft Engines Mécanisme de changement de pas avec dispositif de verrouillage
FR3145340A1 (fr) * 2023-02-01 2024-08-02 Safran Aircraft Engines Mécanisme de changement de pas avec dispositif de verrouillage

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2145777A (en) * 1983-08-29 1985-04-03 Gen Electric Aircraft propeller system
RU2101212C1 (ru) * 1996-10-17 1998-01-10 Йелстаун Корпорейшн Н.В. Система управления соосным реверсивным винтовентилятором
EP1921325A1 (fr) * 2006-11-09 2008-05-14 Snecma Turbopropulseur comportant un ensemble de pales à orientation reglable
WO2010136686A2 (fr) * 2009-05-29 2010-12-02 Snecma Dispositif pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2360791A (en) * 1941-03-22 1944-10-17 Morgan Smith S Co Wind turbine
DE2307656C3 (de) * 1973-02-16 1979-01-04 Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Vorrichtung zur Verstellung der Gebläselaufschaufeln eines Laufrades für Turbinenstrahltriebwerke
US3873235A (en) * 1973-10-01 1975-03-25 Gen Electric Variable pitch turbofan engine
US3922852A (en) * 1973-10-17 1975-12-02 Gen Electric Variable pitch fan for gas turbine engine
US3873236A (en) * 1973-12-26 1975-03-25 Gen Electric Fan with variable pitch blades and translating bearing actuation system
US3964839A (en) * 1974-10-21 1976-06-22 United Technologies Corporation Pitch change mechanism
US4329117A (en) * 1980-04-22 1982-05-11 United Technologies Corporation Wind turbine with drive train disturbance isolation
US4657484A (en) * 1984-09-04 1987-04-14 General Electric Company Blade pitch varying means
US4704862A (en) * 1985-05-29 1987-11-10 United Technologies Corporation Ducted prop engine
US4738591A (en) * 1986-09-09 1988-04-19 General Electric Company Blade pitch varying mechanism
US4718823A (en) * 1987-02-24 1988-01-12 United Technologies Corporation Pitch changing mechanism for fan blades
DE3837994A1 (de) * 1988-11-09 1990-05-10 Mtu Muenchen Gmbh Vorrichtung zur verstellung der rotorschaufeln eines propfan/turboproptriebwerkes
US5152668A (en) * 1990-07-23 1992-10-06 General Electric Company Pitch change mechanism for prop fans
US5154580A (en) * 1990-07-23 1992-10-13 General Electric Company Propeller pitch change mechanism
US5431539A (en) * 1993-10-28 1995-07-11 United Technologies Corporation Propeller pitch change mechanism
FR2911644B1 (fr) * 2007-01-23 2012-06-01 Snecma Turbopropulseur comportant une helice formee de pales a orientation reglable.
FR2911930A1 (fr) * 2007-01-26 2008-08-01 Snecma Sa Turbopropulseur a helice a pas reglable
FR2945512B1 (fr) 2009-05-15 2012-08-24 Snecma Helice non carenee a pales a calage variable pour une turbomachine
FR2946011B1 (fr) * 2009-05-29 2013-01-11 Snecma Dispositif a verin mobile pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur
FR2946010B1 (fr) * 2009-05-29 2011-06-24 Snecma Dispositif a verin fixe pour la commande des pales de soufflante d'un turbopropulseur
ES2535237T3 (es) * 2010-03-23 2015-05-07 Nestec S.A. Mejora del valor nutricional de productos alimenticios
US8336290B2 (en) * 2010-09-30 2012-12-25 General Electric Company Pitch change apparatus for counter-rotating propellers
FR2973333B1 (fr) * 2011-03-29 2014-08-01 Snecma Systeme pour changer le pas d'helices contrarotatives d'un turbomoteur
GB2493980B (en) * 2011-08-26 2018-02-14 Ge Aviat Systems Ltd Pitch control of contra-rotating airfoil blades
FR2980770B1 (fr) * 2011-10-03 2014-06-27 Snecma Turbomachine a helice(s) pour aeronef avec systeme pour changer le pas de l'helice.
FR2998867B1 (fr) * 2012-12-05 2016-12-23 Snecma Dispositif d'alimentation et de repartition de fluide
FR3036141B1 (fr) * 2015-05-12 2019-08-09 Safran Aircraft Engines Arbre de commande radial pour dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee et procede de montage d'un tel arbre.
PL226826B1 (pl) * 2015-09-03 2017-09-29 Gen Electric Układ sterowania skokiem dozespołu wirnika, silnik turbospalinowy isposób sterowania katem skoku wielu łopat smigła
PL226825B1 (pl) * 2015-09-07 2017-09-29 Gen Electric Układ isposób regulacji skoku smigła

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2145777A (en) * 1983-08-29 1985-04-03 Gen Electric Aircraft propeller system
RU2101212C1 (ru) * 1996-10-17 1998-01-10 Йелстаун Корпорейшн Н.В. Система управления соосным реверсивным винтовентилятором
EP1921325A1 (fr) * 2006-11-09 2008-05-14 Snecma Turbopropulseur comportant un ensemble de pales à orientation reglable
WO2010136686A2 (fr) * 2009-05-29 2010-12-02 Snecma Dispositif pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur

Also Published As

Publication number Publication date
CN103874630B (zh) 2016-03-30
JP2014530146A (ja) 2014-11-17
CA2850702A1 (fr) 2013-04-11
JP6082939B2 (ja) 2017-02-22
FR2980770A1 (fr) 2013-04-05
US9849970B2 (en) 2017-12-26
CA2850702C (fr) 2018-11-20
WO2013050704A1 (fr) 2013-04-11
CN103874630A (zh) 2014-06-18
EP2763893B1 (fr) 2017-01-11
BR112014007972B1 (pt) 2021-06-15
EP2763893A1 (fr) 2014-08-13
RU2014116249A (ru) 2015-11-10
FR2980770B1 (fr) 2014-06-27
BR112014007972A2 (pt) 2017-04-11
US20140294585A1 (en) 2014-10-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2604760C2 (ru) Турбомашина с воздушным(и) винтом (винтами) для летательного аппарата с системой для изменения шага воздушного винта
US10119409B2 (en) System for changing the pitch of the contra-rotating propellers of a turboshaft engine
US9884675B2 (en) System for changing the pitch of the blades of a propeller
US9869190B2 (en) Variable-pitch rotor with remote counterweights
US3922852A (en) Variable pitch fan for gas turbine engine
CN107035538B (zh) 中心线安装的液压变桨机构促动器
US10604235B2 (en) Pitch change module for turbine engine and corresponding turbine engine
US10279889B2 (en) Device for supplying hydraulic fluid to a ram and mechanism for controlling the pitch of the blades of a turbine engine propeller comprising the ram
CN115244303A (zh) 配备有定子轮叶桨距改变系统的涡轮机模块
US10689094B2 (en) Device for locking the pitch and for feathering adjustable-pitch fan blades of a turbine engine propeller
US8932018B2 (en) Counterweight-based device for controlling the orientation of fan blades of a turboprop engine
CN108473195A (zh) 用于控制涡轮发动机风扇叶片桨距的具有顺桨锁定栓的系统
GB2516342B (en) Propeller blade pitch control system
CN111120010A (zh) 具有变螺距叶片的风扇模块
JPS6085202A (ja) ピツチ変更機構
US10549843B2 (en) Pitch change system equipped with means for supplying fluid to a control means and corresponding turbine engine
US10023320B2 (en) Propulsion unit with a pair of propellers for an aircraft
CA2891864A1 (en) Variable-pitch rotor with remote counterweights
US20240337195A1 (en) Fan module having variable-pitch blades
US11118509B2 (en) Turbojet of the unducted rotor type
CN117615966A (zh) 使涡轮机螺旋桨的叶片的桨距改变的系统

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner