RU2647397C2 - Лопастная система с регулируемым углом установки - Google Patents

Лопастная система с регулируемым углом установки Download PDF

Info

Publication number
RU2647397C2
RU2647397C2 RU2015141699A RU2015141699A RU2647397C2 RU 2647397 C2 RU2647397 C2 RU 2647397C2 RU 2015141699 A RU2015141699 A RU 2015141699A RU 2015141699 A RU2015141699 A RU 2015141699A RU 2647397 C2 RU2647397 C2 RU 2647397C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
inclination
shaft
rotation
axis
Prior art date
Application number
RU2015141699A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015141699A (ru
Inventor
Адриэн ФАБР
Адриэн ЛОРАНСО
Жонатан ВЛАСТЮЭН
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 RU2015141699A publication Critical patent/RU2015141699A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2647397C2 publication Critical patent/RU2647397C2/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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • 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
    • B64C11/32—Blade pitch-changing mechanisms mechanical
    • B64C11/36—Blade pitch-changing mechanisms mechanical non-automatic
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • F05D2260/74—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades by turning around an axis perpendicular the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • F05D2260/79—Bearing, support or actuation arrangements therefor
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

Изобретение относится к газотурбинным двигателям. Лопастная система с регулируемым углом установки содержит множество лопастей (2) винта, каждая из которых выполнена с регулируемым углом установки вокруг оси вращения (A1) лопасти. Лопасть содержит ножку (201), множество валов (6) соединения ротора. Каждый вал имеет ножку (602) и головку. Ножка (201) каждой лопасти установлена на головке вала соединения ротора при помощи поворотной опоры (8) с обеспечением поворота каждой лопасти (2) вокруг оси вращения (A1) лопасти. Каждая лопасть (2) имеет такой наклон, при котором ось вращения (A1) лопасти наклонена по отношению к радиальной оси (A2), проходящей через ножку (602) соответствующего вала. Изобретение улучшает управляемость и снижает массу. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 12 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к лопастной системе с регулируемым углом установки, а также к газотурбинному двигателю, содержащему такую лопастную систему.
Уровень техники
Известны лопастные системы газотурбинного двигателя, содержащие по меньшей мере один ротор и лопасти с регулируемым геометрическим углом установки.
Некоторые газотурбинные двигатели имеют некапотированный вентилятор (на английском языке "open rotor" или "unducted fun"). Вентилятор газотурбинного двигателя этого типа обычно содержит два коаксиальных наружных воздушных винта противоположного вращения, принадлежащих к двум лопастным системам, соответственно входной и выходной, каждый из которых приводится во вращение и расположен по существу радиально снаружи гондолы этого газотурбинного двигателя.
Каждый винт содержит множество лопастей, приводимых во вращение ротором вокруг оси газотурбинного двигателя или оси винта.
Геометрический угол установки является углом, образованным хордой профиля лопасти и плоскостью вращения винта, определяемой как плоскость, ортогональная к оси вращения винта лопастной системы.
Для этого, как показано на фиг. 1, используют ротор, содержащий радиальный вал 6, головка 601 которого соединена с лопастью 2 при помощи поворотной опоры 8, в которой установлена ножка 201 лопасти.
Вращением вала 6 можно управлять посредством осевого перемещения тяги 9. Силовой цилиндр (не показан) может управлять осевым перемещением тяг 9 и равномерно регулировать таким образом угол установки всех лопастей 2.
В отсутствие привода от силового цилиндра, например вследствие поломки устройства, управляющего силовым цилиндром или в случае неисправности силового цилиндра, лопасти 2, учитывая их инерцию, стремятся занять угол установки 0° по отношению к плоскости вращения винта, то есть хорда профиля лопасти 2 становится ортогональной к аэродинамическому потоку.
Недостатком такого угла установки является создание большого лобового сопротивления, что затрудняет управление самолетом, в частности в фазе взлета.
В связи с этим устройства управления углом установки лопастей 2 классически содержат механизм, позволяющий приводить лопасти 2 в положение, в котором хорда профиля лопасти 2 является ортогональной к плоскости вращения винта. Специалисты называют это положение «флюгированием». Такой механизм содержит, например, противовесы 801, чтобы напрямую противодействовать инерции лопастей 2.
Преимуществом флюгирования является создание небольшой тяги и небольшого момента сил при авторотации (англо-саксонский термин "windmilling", используемый специалистами для обозначения режима работы, при котором двигатель выключен и винт приводится во вращение относительным ветром).
Однако такой механизм имеет большую массу. Например, в вентиляторах с некапотированными винтами масса противовеса 801 каждой лопасти 2 составляет примерно 50% массы лопасти 2. Общая масса этих противовесов обычно составляет 100 кг на один двигатель.
Кроме того, вращающиеся конструкции винта или вентилятора подвергаются действию центробежной нагрузки от этих противовесов.
Раскрытие изобретения
Для устранения недостатков известных технических решений изобретением предложена лопастная система с регулируемым углом установки, содержащая:
- множество лопастей винта, каждая из которых выполнена с регулируемым углом установки вокруг оси вращения лопасти и содержит ножку,
- множество валов соединения ротора, при этом каждый вал имеет ножку и головку, при этом ножка каждой лопасти установлена на головке вала соединения ротора при помощи поворотной опоры таким образом, чтобы обеспечивать поворот каждой лопасти вокруг оси вращения лопасти,
в которой каждая лопасть имеет такой наклон, при котором ось вращения лопасти наклонена по отношению к радиальной оси, проходящей через ножку соответствующего вала.
Предпочтительно изобретение имеет также следующие отличительные признаки, рассматриваемые отдельно или в технически возможных комбинациях:
- наклон лопасти имеет тангенциальную составляющую наклона в плоскости винта;
- угол тангенциального наклона в сторону спинки составляет от 5 до 15°;
- наклон лопасти имеет составляющую наклона в сторону входа или в сторону выхода по отношению к плоскости винта;
- каждый вал наклонен относительно радиальной оси, наклоняя соответствующую лопасть в соответствии с наклоном лопасти;
- ось вращения лопасти наклонена неподвижно относительно радиальной оси;
- угол тангенциального наклона и угол наклона в сторону входа или в сторону выхода определяют во время проектирования и, следовательно, они зафиксированы конструкцией устройства;
- каждый вал содержит шарнир, наклоняющий головку вала по отношению к остальной части вала и наклоняющий, таким образом, соответствующую лопасть в соответствии с наклоном лопасти;
- шарнир содержит сильфон;
- шарнир содержит кардан.
Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий такую лопастную систему.
Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий две таких лопастных системы, при этом обе лопастные системы являются системами противоположного вращения.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания варианта осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг. 1 показан схематичный вид известной лопастной системы;
на фиг. 2 показан частичный вид газотурбинного двигателя, на котором можно установить лопастную систему;
на фиг. 3a показан схематичный вид тангенциального наклона лопасти в плоскости винта лопастной системы;
на фиг. 3b представлен график изменения восстанавливающего момента в зависимости от угла установки для разных значений тангенциального наклона;
на фиг. 4а представлен график высоты лопасти в зависимости от прогиба передней кромки на четверти хорды головки лопасти, при этом прогиб выражен в градусах, а высота в виде отношения к наружному радиусу (равно 0 на оси двигателя и равно 1 в вершине лопасти) для разных значений составляющей наклона поворота вход-выход;
на фиг. 4b представлен график высоты лопасти в зависимости от прогиба передней кромки на четверти хорды головки лопасти, при этом прогиб выражен в градусах, а высота в виде отношения к наружному радиусу, для разных значений тангенциальной составляющей наклона поворота;
на фиг. 5а представлен график наклона лопасти в зависимости от запирания лопасти, при этом запирание выражено в градусах, а высота в виде отношения к наружному радиусу, для разных значений составляющей наклона поворота вход-выход;
на фиг. 5b представлен график наклона лопасти в зависимости от запирания лопасти, при этом запирание выражено в градусах, а высота в виде отношения к наружному радиусу, для разных значений тангенциальной составляющей наклона;
на фиг. 5c представлен график наклона лопасти в зависимости от запирания лопасти, при этом запирание выражено в градусах, а высота в виде отношения к наружному радиусу, для наклона лопасти, содержащего составляющую наклона в сторону входа и тангенциальную составляющую наклона;
на фиг. 6 показан детальный вид части лопастной системы, содержащей наклонный соединительный вал согласно примеру варианта осуществления изобретения;
на фиг. 7 показан детальный вид части лопастной системы, содержащей сильфон согласно другому примеру варианта осуществления изобретения;
на фиг. 8 показан детальный вид части лопастной системы, содержащей кардан согласно еще одному примеру варианта осуществления изобретения.
Осуществление изобретения
Газотурбинный двигатель
На фиг. 2 показана часть газотурбинного двигателя 12, содержащая вентилятор 3, в котором лопатки или лопасти 2 принадлежат к двум винтам противоположного вращения. Например, речь идет о газотурбинном двигателе с не капотированным вентилятором (на английском языке "open rotor" или "unducted fun").
Классически воздушный поток, который поступает в газотурбинный двигатель 12, сжимается, затем смешивается с топливом и сгорает в камере сгорания, при этом газообразные продукты горения приводят во вращение ротор 5.
Ротор 5 совершает при этом вращательное движение вокруг продольной оси A3 вентилятора 3, которое передается на лопасти 2 для их приведения во вращение вокруг продольной оси A3.
Лопастная система
Регулируемый угол установки
Со ссылками на фиг. 6-8 описаны системы 1 лопастей 2 в соответствии с изобретением.
Как было указано выше, геометрический угол установки является углом, образованным хордой профиля лопасти 2 и плоскостью вращения соответствующего винта 4. В дальнейшем будет использоваться просто термин «угол установки», распространенный в данной области техники.
Следует отметить, что угол установки является алгебраическим значением. Например, угол установки -90° соответствует углу установки, при котором передняя кромка лопасти 2 направлена назад.
Угол установки лопастей 2 адаптируют в зависимости от условий полета: например, на земле угол установки имеет значение, близкое к 10°, на взлете - от 35° до 45° и при наборе высоты - от 45° до 60°. Во время полета на крейсерской скорости угол установки имеет значение ближе к 65°.
Угол установки лопастей на 90° классически называют положением «флюгирования» или на английском языке "feather", угол установки на 0° - «плоским» положением, и угол установки на -30° называют положением «реверса» (это положение обеспечивает торможение летательного аппарата).
Лопастная система 1 содержит множество лопастей 2. Каждая лопасть 2 выполнена с возможностью регулировки угла установки вокруг оси вращения A1 лопасти. Каждая лопасть 2 имеет ножку 201.
Лопастная система 1 содержит множество валов 6 соединения ротора. Каждый соединительный вал 6 выполнен таким образом, чтобы его вращение изменяло угол установки одной из лопастей 2. Каждый соединительный вал 6 имеет ножку 602 и головку 601. Валы 6 расположены, например, на уровне поворотной стойки 702 картера между проточным трактом, проходящим от турбины 701, и проточным трактом, направленным к соплу 703.
Классически лопасть 2 соединена с соответствующим соединительным валом 6 при помощи поворотной опоры 8, выполненной с возможностью обеспечения поворота каждой лопасти 2 вокруг оси вращения A1 лопасти 2. Поворотная опора 8 может содержать противовесы 801. Таким образом, ножка 201 лопасти 2 может быть установлена в поворотной опоре 8. Поворотные опоры 8 установлены, например, в осесимметричном кольце 802, содержащем множество по существу цилиндрических радиальных гнезд, и это кольцо 802 обычно называют многоугольным кольцом. Между многоугольным кольцом 802 и поворотной опорой 8 расположены подшипники 803 качения, позволяющие опоре 8 сохранять степень свободы вращения относительно многоугольного кольца 802.
Устройство дополнительно содержит детали, выполненные с возможностью одновременного перемещения в осевом направлении таким образом, чтобы способствовать вращению соединительного вала 6. Как правило, детали включают в себя тягу 9, один конец которой соединен с соединительным валом 6. Каждая тяга 9 соединена с соединительным валом 6 лопасти 2.
Кроме того, устройство 1 может содержать по меньшей мере один силовой цилиндр (не показан), управляющий перемещением тяги 9 в осевом направлении.
Угол установки лопасти 2 можно изменять за счет осевого удлинения штока силового цилиндра, который действует на тягу 9 осевым поступательным движением.
Наклон лопасти
Каждая лопасть 2 имеет наклон лопасти, при этом каждая ось вращения лопасти A1 наклонена относительно радиальной оси A2, при этом радиальная ось A2 проходит через ножку 602 соответствующего вала 6.
Как показано на фиг. 3a, наклон лопасти может иметь тангенциальную составляющую β наклона в плоскости винта. Таким образом, центр тяжести лопасти 2 оказывается значительно смещенным относительно соответствующей радиальной оси A2 и относительно оси A3 винта. Восстанавливающий момент под действием центробежной силы лопасти 2 известной лопастной системы содержит только результат инерции. После наклона лопасти 2 восстанавливающий момент содержит несколько членов в линейной комбинации с участием тангенциальной составляющей β наклона и составляющей а наклона в сторону входа или в сторону выхода и зависит теперь от массы и от положения центра тяжести лопасти 2. Таким образом, можно улучшить механические характеристики лопастей 2 и, следовательно, лопастной системы за счет наклона лопастей 2 в тангенциальном направлении. Например, можно установить более эффективный противовес 801, так как радиус его центра тяжести, то есть расстояние от его центра тяжести до оси двигателя, вокруг которой вращается лопастная система, будет меняться в зависимости от угла установки.
Условно будет считаться, что α положителен для поворота вход-выход в сторону входа, а β положителен для тангенциального поворота в направлении, определяемом вращением винта, то есть в сторону корытца.
Так, на фиг. 3b показано изменение восстанавливающего момента в зависимости от угла установки для разных значений чисто тангенциального наклона β лопасти. В отсутствие наклона лопасти наблюдается стабильное положение равновесия на 0° и нестабильное положение равновесия на 90°, при этом отрицательный экстремум находится примерно на 45°. Отмечается, что угол тангенциального наклона -10° относительно направления, определяемого вращением винта, то есть против часовой стрелки на фиг. 3b, позволяет уменьшить примерно в два раза абсолютное значение отрицательного экстремума восстанавливающего момента лопасти.
Механические характеристики можно также улучшить за счет наклона лопасти, содержащего составляющую а наклона в сторону входа или в сторону выхода относительно плоскости винта.
Кроме того, лопастные системы должны работать в разных аэродинамических условиях в зависимости от фаз полета, таких как взлет, набор высоты или крейсерский полет. Известно, что эти различные фазы полета требуют разной геометрии лопастной системы.
Изменение угла установки посредством поворота лопасти 2 только вокруг оси вращения A1, как описано в известных документах, ограничивает возможности компромисса по геометрии лопастной системы, адаптируемой для разных фаз полета.
Введение наклона лопасти позволяет также улучшить аэродинамические характеристики лопастной системы. Наклон лопасти позволяет улучшить изменения угла установки между ножкой 201 лопасти и головкой лопасти 2.
Например, как показано на фиг. 4а и 4b, наклон лопасти позволяет изменять прогиб лопасти в зависимости от фаз полета. На фиг. 4а показана высота лопасти в зависимости от прогиба передней кромки на четверти хорды в головке лопасти во время перехода от точки на чертеже, соответствующей концу набора высоты ("MaxClimb" в англосаксонской терминологии), к фазе взлета (TakeOff в англо-саксонской терминологии), при этом прогиб выражен в градусах, а высота в виде отношения к наружному радиусу, для разных значений составляющей а наклона поворота вход-выход. При α=-5° наблюдается дополнительный прогиб в 2°.
На фиг. 4b показана высота лопасти в зависимости от прогиба передней кромки на четверти хорды в головке лопасти во время перехода от точки чертежа, соответствующей концу набора высоты ("MaxClimb" в англо-саксонской терминологии), к фазе взлета (TakeOff в англо-саксонской терминологии), при этом прогиб выражен в градусах, а высота в виде отношения к наружному радиусу, для разных значений тангенциальной составляющей β наклона поворота или наклона спинка-корытце. Отмечается, что тангенциальная составляющая β наклона поворота в -10° обеспечивает дополнительный прогиб в 2°.
Например, как показано на фиг. 5а и 5b, наклон лопасти позволяет изменять запирание на размахе лопасти в зависимости от фаз полета. На фиг. 5а показана высота лопасти в зависимости от запирания лопасти во время перехода от точки чертежа, соответствующей концу набора высоты ("MaxClimb" в англо-саксонской терминологии), к фазе взлета (TakeOff в англо-саксонской терминологии), при этом запирание выражено в градусах, а высота в виде отношения к наружному радиусу, для разных значений составляющей а наклона поворота вход-выход. Отмечается увеличение запирания в головке в фазе взлета с положительным α. В частности, при α=5° отмечается дополнительное запирание в 0,1°.
На фиг. 5b показана высота лопасти в зависимости от запирания лопасти во время перехода от точки чертежа, соответствующей концу набора высоты ("MaxClimb" в англосаксонской терминологии), к фазе взлета (TakeOff в англо-саксонской терминологии), при этом запирание выражено в градусах, а высота в виде отношения к наружному радиусу, для разных значений тангенциальной составляющей β наклона поворота или наклона поворота спинка-корытце. Отмечается увеличение запирания в головке в фазе взлета с отрицательным β. В частности, при β=10° отмечается дополнительное запирание в 0,5°.
Таким образом, наклон лопасти позволяет усилить различия между ножкой и головкой лопасти, например, увеличивая запирание на уровне головки и сохраняя запирание на уровне середины лопасти, что отодвигает предел срыва потока в головке на взлете и способствует стабильности лопастной системы, а также улучшает ее акустические характеристики. Таким образом, наклон лопасти позволяет изменять параметры видимой закрутки.
В рамках способа аэродинамического проектирования лопастной системы с регулируемым углом установки стараются добиться дополнительного запирания в головке в фазе взлета по отношению к фазе максимального набора высоты, чтобы уменьшить углы атаки в головке в фазе взлета. Речь в данном случае идет об улучшении акустических условий, например, за счет ограничения срыва потока и/или ограничения образования завихрений или за счет уменьшения аэродинамической нагрузки. Такое дополнительное запирание стараются получить, изменяя параметры α и β, в частности в случае, когда β является отрицательным, а α положительным. Изменение, связанное с тангенциальным наклоном β, рассматривают в первую очередь, так как его эффект сильнее, чем эффект наклона а в сторону входа или в сторону выхода. На фиг. 5c, где показана высота лопасти в зависимости от запирания лопасти, при этом запирание выражено в градусах, а высота в виде отношения к наружному радиусу, для наклона лопасти, имеющего составляющую а наклона в сторону входа с углом 0,9° и составляющую β тангенциального наклона с углом -10°, наблюдается дополнительное запирание в головке в 0,5°, а также увеличение прогиба примерно на 2°. Таким образом, можно отодвинуть предел срыва потока в фазе взлета.
Разумеется, такое увеличение запирания приводит к уменьшению подъемной силы на 1,5%, но зато позволяет также уменьшить лобовое сопротивление на 3%. Кроме того, увеличение прогиба приводит к уменьшению подъемной силы на 2,5%, но зато позволяет также уменьшить лобовое сопротивление на 5%. Таким образом, такой наклон лопасти обеспечивает уменьшение лобовой силы на 8% при уменьшении подъемной силы на 4%. Следовательно, лобовое сопротивление уменьшается в большей степени, чем подъемная сила, что позволяет повысить КПД лопастной системы.
Влиянием такого прогиба на стабильность можно пренебречь, учитывая рассматриваемые амплитуды.
Такой наклон лопастей позволяет также уменьшить вдвое массу противовесов 801, необходимых для лопастей 2.
Такие преимущества можно ощущать, когда тангенциальная составляющая β наклона имеет угол в пределах от -5 до -15°, в частности, когда составляющая а наклона в сторону входа находится в пределах от 0 до 2°.
Как правило, ось вращения A1 лопасти наклонена неподвижно относительно радиальной оси A2. Тангенциальная составляющая β наклона и/или составляющая а наклона в сторону входа или в сторону выхода может быть неподвижной относительно радиальной оси A2. Иначе говоря, наклон каждой лопасти можно зафиксировать по отношению к радиальной оси A2 таким образом, чтобы во время работы лопастной системы поворот лопасти 2 происходил только вокруг оси вращения A1 лопасти 2, при этом ось вращения A1 наклонена тангенциально и/или в сторону входа или выхода неподвижно по отношению к радиальной оси A2. Таким образом, лопасть 2 имеет только одну степень свободы во вращении, а именно вокруг оси вращения A1, и никакое вращение вокруг двух других осей вращения невозможно.
Тангенциальную составляющую β наклона и/или составляющую α наклона в сторону входа или в сторону выхода, иначе говоря, угол тангенциального наклона и угол наклона в сторону входа или в сторону выхода определяют, например, во время проектирования, и их можно зафиксировать конструкцией лопастной системы.
Эту комбинацию составляющей α наклона в сторону входа и тангенциальной составляющей β наклона, то есть эту комбинацию углов применяют, например, к подшипникам качения 803. При этом единственной остающейся степенью свободы является угол вращения лопасти вокруг оси, которая определена подшипником (и которым управляют посредством управления изменением угла установки через радиальный вал). Углы α и β можно зафиксировать, например, во время изготовления кольца 802. Как показано на фиг. 6, каждый соединительный вал 6 можно наклонить относительно радиальной оси A2, наклоняя, таким образом, соответствующую лопасть в соответствии с необходимым наклоном лопасти. Такой вариант представляет особый интерес при наклонах, в которых тангенциальная составляющая и составляющая в сторону входа или в сторону выхода не превышают 5° по абсолютной величине.
Например, наклон соединительного вала 6 является неподвижным наклоном относительно радиальной оси A2, как правило, наклоном, имеющим фиксированную тангенциальную составляющую β и/или составляющую α наклона в сторону входа или в сторону выхода относительно радиальной оси A2.
В альтернативном варианте или дополнительно каждый соединительный вал 6 может иметь шарнир, наклоняющий головку 602 соединительного вала по отношению к остальной части вала 6, наклоняя, таким образом, соответствующую лопасть 2 в соответствии с необходимым наклоном лопасти.
Шарнир может удерживать головку 602 вала с фиксированным наклоном относительно радиальной оси A2, как правило, с наклоном, имеющим фиксированную тангенциальную составляющую β и/или составляющую а наклона в сторону входа или в сторону выхода относительно радиальной оси A2.
Как показано на фиг. 7, такой шарнир может содержать сильфон 10, например металлический сильфон. Такой сильфон 10 выполнен с возможностью осуществления наклона лопастей, составляющие которого могут иметь значения в несколько градусов.
Как показано на фиг. 8, шарнир может содержать кардан 11. Такой кардан 11 выполнен с возможностью осуществления наклона лопастей, составляющие которого могут иметь значения в несколько градусов.
Газотурбинный двигатель может содержать такую лопастную систему с регулируемым углом установки. В частности, газотурбинный двигатель может содержать две таких лопастных системы с регулируемым углом установки, при этом лопастные системы являются, например, лопастными системами противоположного вращения.

Claims (19)

1. Лопастная система с регулируемым углом установки, содержащая:
- множество лопастей (2) винта, каждая из которых выполнена с регулируемым углом установки вокруг оси вращения (A1) лопасти и содержит ножку (201),
- множество валов (6) соединения ротора, каждый из которых имеет ножку (602) и головку (601), при этом ножка (201) каждой лопасти (2) установлена на головке (601) вала (6) соединения ротора при помощи поворотной опоры (8) с обеспечением поворота каждой лопасти (2) вокруг оси вращения (A1) лопасти,
отличающаяся тем, что каждая лопасть (2) имеет такой наклон, при котором ось вращения (A1) лопасти наклонена по отношению к радиальной оси (А2), проходящей через ножку (602) соответствующего вала (6), причем наклон лопасти имеет тангенциальную составляющую (β) наклона в плоскости винта.
2. Лопастная система по п. 1, отличающаяся тем, что угол тангенциального наклона в сторону спинки составляет от 5 до 15°.
3. Лопастная система по любому из пп. 1 или 2, отличающаяся тем, что наклон лопасти имеет составляющую наклона в сторону входа или в сторону выхода по отношению к плоскости винта.
4. Лопастная система по п. 3, отличающаяся тем, что угол наклона в сторону входа составляет от 0 до 2°.
5. Лопастная система по любому из пп. 1, 2, 4, отличающаяся тем, что каждый вал (6) наклонен относительно радиальной оси (А2), наклоняя соответствующую лопасть (2) в соответствии с наклоном лопасти.
6. Лопастная система по п. 3, отличающаяся тем, что каждый вал (6) наклонен относительно радиальной оси (А2), наклоняя соответствующую лопасть (2) в соответствии с наклоном лопасти.
7. Лопастная система по любому из пп. 1, 2, 4, 6, отличающаяся тем, что каждый вал (6) содержит шарнир (10, 11), наклоняющий головку (601) вала по отношению к остальной части вала и наклоняющий, таким образом, соответствующую лопасть (2) в соответствии с наклоном лопасти.
8. Лопастная система по п. 3, отличающаяся тем, что каждый вал (6) содержит шарнир (10, 11), наклоняющий головку (601) вала по отношению к остальной части вала и наклоняющий, таким образом, соответствующую лопасть (2) в соответствии с наклоном лопасти.
9. Лопастная система по п. 5, отличающаяся тем, что каждый вал (6) содержит шарнир (10, 11), наклоняющий головку (601) вала по отношению к остальной части вала и наклоняющий, таким образом, соответствующую лопасть (2) в соответствии с наклоном лопасти.
10. Лопастная система по п. 7, отличающаяся тем, что шарнир содержит сильфон (10).
11. Лопастная система по любому из пп. 8 или 9, отличающаяся тем, что шарнир содержит сильфон (10).
12. Лопастная система по п. 7, отличающаяся тем, что шарнир содержит кардан (11).
13. Лопастная система по любому из пп. 8-10, отличающаяся тем, что шарнир содержит кардан (11).
14. Лопастная система по п. 11, отличающаяся тем, что шарнир содержит кардан (11).
15. Газотурбинный двигатель, содержащий лопастную систему по любому из пп. 1-14.
16. Газотурбинный двигатель, содержащий две лопастных системы противоположного вращения, при этом каждая из них выполнена по любому из пп. 1-14.
RU2015141699A 2013-03-01 2014-02-27 Лопастная система с регулируемым углом установки RU2647397C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1351848 2013-03-01
FR1351848A FR3002781B1 (fr) 2013-03-01 2013-03-01 Aubage a calage variable
PCT/FR2014/050433 WO2014132002A2 (fr) 2013-03-01 2014-02-27 Aubage à calage variable

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015141699A RU2015141699A (ru) 2017-04-06
RU2647397C2 true RU2647397C2 (ru) 2018-03-15

Family

ID=48521247

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015141699A RU2647397C2 (ru) 2013-03-01 2014-02-27 Лопастная система с регулируемым углом установки

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10415404B2 (ru)
EP (1) EP2961653B1 (ru)
CN (1) CN105121276B (ru)
BR (1) BR112015020873B1 (ru)
CA (1) CA2902851C (ru)
FR (1) FR3002781B1 (ru)
RU (1) RU2647397C2 (ru)
WO (1) WO2014132002A2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2796081C2 (ru) * 2018-12-20 2023-05-16 Сафран Движительная система для летательного аппарата

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3005684B1 (fr) * 2013-05-17 2015-06-05 Snecma Pivot de pale d'helice
FR3006988B1 (fr) * 2013-06-17 2015-07-03 Snecma Pivot de pale d'helice aerienne en forme de calotte spherique
FR3017667B1 (fr) * 2014-02-14 2019-05-03 Safran Aircraft Engines Dispositif pour une helice non carenee a pales a calage variable d'une turbomachine
FR3025247B1 (fr) * 2014-08-29 2016-11-11 Snecma Roue aubagee a calages variables
FR3025246B1 (fr) * 2014-08-29 2016-12-09 Snecma Roue aubagee a calages variables
FR3046439B1 (fr) * 2016-01-05 2019-01-25 Safran Aircraft Engines Soufflante a calage variable a faible pas d'un turboreacteur
CN114109902A (zh) * 2020-08-25 2022-03-01 通用电气公司 叶片燕尾榫和保持设备
CN114151381A (zh) * 2021-11-11 2022-03-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机中静子叶片角度调节机构
FR3129687A1 (fr) * 2021-11-29 2023-06-02 Safran Aircraft Engines Aube pour une hélice non carénée d’une turbomachine

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4767270A (en) * 1986-04-16 1988-08-30 The Boeing Company Hoop fan jet engine
RU2220329C2 (ru) * 1999-12-06 2003-12-27 Дженерал Электрик Компани Изогнутая лопатка компрессора
US20130011259A1 (en) * 2010-03-15 2013-01-10 Snecma Mechanism for variable adjustment of blades for a system of contra-rotating propellers, and a system of contra-rotating propellers comprising at least one such mechanism

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1251955A (ru) * 1967-12-29 1971-11-03
DE3378223D1 (en) * 1982-12-30 1988-11-17 Aerogenerateurs Carre Aerogenerator or wind engine
US5154580A (en) * 1990-07-23 1992-10-13 General Electric Company Propeller pitch change mechanism
US7218013B2 (en) * 2001-10-17 2007-05-15 Steve Anderson Platt Wind powered generator
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
DE102007028142B4 (de) * 2007-06-19 2018-11-15 Thomas Fischer Verstellpropeller
EP2509860B1 (fr) * 2009-12-07 2017-07-19 Safran Aircraft Engines Moyeu d'hélice à anneau polygonal renforce et turbomachine équipée d'un tel moyeu
FR3025246B1 (fr) * 2014-08-29 2016-12-09 Snecma Roue aubagee a calages variables

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4767270A (en) * 1986-04-16 1988-08-30 The Boeing Company Hoop fan jet engine
RU2220329C2 (ru) * 1999-12-06 2003-12-27 Дженерал Электрик Компани Изогнутая лопатка компрессора
US20130011259A1 (en) * 2010-03-15 2013-01-10 Snecma Mechanism for variable adjustment of blades for a system of contra-rotating propellers, and a system of contra-rotating propellers comprising at least one such mechanism

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2796081C2 (ru) * 2018-12-20 2023-05-16 Сафран Движительная система для летательного аппарата

Also Published As

Publication number Publication date
US10415404B2 (en) 2019-09-17
CA2902851A1 (fr) 2014-09-04
CN105121276A (zh) 2015-12-02
EP2961653A2 (fr) 2016-01-06
FR3002781A1 (fr) 2014-09-05
BR112015020873B1 (pt) 2021-09-08
EP2961653B1 (fr) 2023-03-29
RU2015141699A (ru) 2017-04-06
WO2014132002A2 (fr) 2014-09-04
CA2902851C (fr) 2020-06-09
CN105121276B (zh) 2017-02-08
BR112015020873A2 (pt) 2017-07-18
WO2014132002A3 (fr) 2014-11-20
US20160017728A1 (en) 2016-01-21
FR3002781B1 (fr) 2017-06-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2647397C2 (ru) Лопастная система с регулируемым углом установки
US4171183A (en) Multi-bladed, high speed prop-fan
US10288083B2 (en) Pitch range for a variable pitch fan
CN110651112B (zh) 具有风扇转子和驱动低压压缩机轴的减速齿轮箱的涡轮机
CN108473195B (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
RU2647558C2 (ru) Газотурбинный двигатель с зубчатой передачей
US10689094B2 (en) Device for locking the pitch and for feathering adjustable-pitch fan blades of a turbine engine propeller
RU2649734C2 (ru) Устройство и способ для регулировки угла установки лопастей
CA3060758C (en) Aircraft with rotating ducted fan
US10036262B2 (en) Turbomachine impellor rotor with device for feathering the blades of the impellor
EP3031720A1 (en) Guide vanes for a pusher propeller for rotary wing aircraft
US3292710A (en) Variable pitch propeller or rotor
US10494085B2 (en) Blade pitch control
US11668253B2 (en) System and method for providing in-flight reverse thrust for an aircraft
US2754049A (en) Means for regulating the characteristics of multi-stage axial-flow compressors
RU2782000C1 (ru) Воздушный винт и способ функционирования воздушного винта (варианты)
KR101988383B1 (ko) 받음각 자동 조절 날개 및 받음각 자동 조절 날개를 포함하는 항공기 및 선박
JP2003011897A (ja) ロータブレード
RU2374135C1 (ru) Ротор автожира и ветряного двигателя н.п. дядченко
US10830066B2 (en) Low-pitch variable-setting fan of a turbine engine
RU2333867C2 (ru) Вертолет
RU2061626C1 (ru) Силовая установка вертолета
KR20190038694A (ko) 에어를 토출하여 토크를 상쇄시키는 싱글 로터 헬리콥터

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner