RU2762600C1 - Силовая установка летательного аппарата с вращающимся трансформатором для подачи электроэнергии на лопасти - Google Patents
Силовая установка летательного аппарата с вращающимся трансформатором для подачи электроэнергии на лопасти Download PDFInfo
- Publication number
- RU2762600C1 RU2762600C1 RU2020139950A RU2020139950A RU2762600C1 RU 2762600 C1 RU2762600 C1 RU 2762600C1 RU 2020139950 A RU2020139950 A RU 2020139950A RU 2020139950 A RU2020139950 A RU 2020139950A RU 2762600 C1 RU2762600 C1 RU 2762600C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- propeller shaft
- propeller
- power plant
- housing
- attached
- Prior art date
Links
- 230000005611 electricity Effects 0.000 title claims abstract description 11
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 3
- 230000001050 lubricating effect Effects 0.000 claims abstract description 3
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 18
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims description 5
- 230000000284 resting effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 abstract description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 11
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 7
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 2
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 2
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N Magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 1
- 238000010891 electric arc Methods 0.000 description 1
- 238000005485 electric heating Methods 0.000 description 1
- 238000009429 electrical wiring Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 239000000314 lubricant Substances 0.000 description 1
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000004576 sand Substances 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
-
- 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
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/12—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by electric heating
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01F—MAGNETS; INDUCTANCES; TRANSFORMERS; SELECTION OF MATERIALS FOR THEIR MAGNETIC PROPERTIES
- H01F38/00—Adaptations of transformers or inductances for specific applications or functions
- H01F38/18—Rotary transformers
-
- 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
- B64D2221/00—Electric power distribution systems onboard aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Power Engineering (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
- Sealing Devices (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
- Sealing Of Bearings (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок летательных аппаратов. Силовая установка включает двигатель, вращаемый двигателем вал (18) воздушного винта, проходящий через герметичный корпус (16A), содержащий смазочную жидкость, воздушный винт с лопастями. Воздушный винт содержит электрические элементы, являющиеся потребителями электроэнергии. Уплотнение между герметичным корпусом и валом воздушного винта обеспечивается с помощью динамического уплотнения (30), установленного между вращающейся опорой (32) и опорным фланцем (34), прикрепленным к торцевой части корпуса. Вращающаяся опора уплотнения закреплена на валу воздушного винта и удерживается от перемещения в осевом направлении за счет упора в подшипник (28). Для подачи электроэнергии к электрическим элементам силовая установка содержит вращающийся трансформатор (36), вращаемый валом воздушного винта и содержащий статор (38), прикрепленный к опорному фланцу уплотнения, и ротор (40), прикрепленный к валу воздушного винта. Обеспечивается бесконтактная передача электрической энергии на воздушный винт с лопастями для удаления льда. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Уровень техники
В обычном турбовинтовом двигателе воздушный винт приводится в действие газовой турбиной (свободной турбиной или общей турбиной) с помощью редуктора, причем редуктор, установленный между воздушным винтом и газотурбинным двигателем, может быть разных типов: простым редуктором, ступенчатым редуктором, волновым редуктором, планетарным редуктором и т.д. Аналогичным образом, в обычном вертолете несущий винт содержит лопасти и приводится в действие газовой турбиной через редуктор, являющийся главным редуктором (ГР).
Воздушный винт такого турбовинтового двигателя, так же как и несущий винт вертолета, как правило, оснащен противообледенительной системой, позволяющей удалять лед, образующийся на лопастях воздушного винта или несущего винта. Большинство современных противообледенительных систем представляют собой электрические системы, содержащие, например, электронагреваемые элементы, которые закреплены на внутренней вогнутой и внешней выпуклой поверхностях передней кромки каждой лопасти и которые при подводе энергии нагреваются, обеспечивая удаление образующегося на лопасти льда, который затем сбрасывается под действием центробежной силы. Для подачи энергии на электронагревательные элементы требуется мощность в несколько киловатт от трехфазной сети переменного тока, поскольку однофазные источники переменного тока или низковольтные источники постоянного тока предназначены для обеспечения более низких мощностей.
Для этого электрическую энергию необходимо подавать на элементы, закрепленные на лопастях, с помощью оборудования, позволяющего передавать эту электрическую энергию от неподвижной части двигателя к его вращающейся части, т.е. к воздушному или несущему винту.
Обычно такая вращательная передача электроэнергии осуществляется с помощью щеточно-коллекторной системы. В обычном турбовинтовом двигателе передача электроэнергии осуществляется за счет контакта между токосъемником, установленным на заднем обтекателе воздушного винта и состоящим из одной или более дорожек из электропроводящего материала, как правило меди, и щеток, установленных на редукторе двигателя и выполненных из электропроводящего материала, которые трутся о медную(ые) дорожку(и). Вариант системы такого типа описан в патенте EP2730506, выданном американской компании Hamilton Sundstrand; в данной системе оборудование, необходимое для вращательной передачи электроэнергии, (т.е. щетки и токосъемник) установлено в задней части редуктора, а не между редуктором и воздушным винтом, как это делалось обычно.
Однако такое решение имеет много недостатков, в основном обусловленных трением щеток о дорожки токосъемника, что является причиной значительного износа этих щеток. Такой быстрый износ щеток требует регулярного техобслуживания и проведения операций по их замене, но отсутствие информации о фактическом сроке службы щеток приводит к тому, что система становится ненадежной.
Кроме того, щетки подвергаются воздействию частиц масла, пыли (в том числе внешних частиц, таких как песок и т.д.), что может приводить к возникновению в контактах дуговых разрядов, способных инициировать горение легковоспламеняемых элементов, входящих в состав материала задней части лопасти воздушного винта (который может содержать магний), и вызывать возгорание, которое может привести к выходу из строя турбомашины.
Кроме того, в патенте US 5572178 описан способ объединения однофазного вращающегося трансформатора с приводным валом летательного аппарата для обеспечения бесконтактной вращательной передачи электроэнергии для подачи на электротепловую или электромеханическую противообледенительную систему низкой или средней мощности (от 300 до 500 Вт на лопасть). Однако такое решение не подходит в случае чисто электрических систем, требующих передачи электроэнергии порядка 1 кВт на лопасть, поэтому было бы необходимо использовать трехфазный трансформатор, который обычно состоит из трех расположенных рядом друг с другом однофазных вращающихся трансформаторов, но при этом возникали бы следующие проблемы:
- сформированный таким образом трехфазный трансформатор был бы громоздким по длине, что затрудняло бы его установку на валу турбомашины без изменения ее габаритов и оказало бы влияние на общую длину двигателя (приводя к увеличению его массы и затрудняя объединение с конструкцией летательного аппарата);
- масса такого трансформатора обязательно была бы высокой, и она увеличивалась бы с увеличением его внутреннего диаметра; и
- установка такого трансформатора на конце вала, т.е. консольно на валу, который может испытывать воздействие значительных усилий, приводила бы к усложнению динамики линии вала, необходимой для обеспечения небольшого воздушного зазора (обычно менее 1 мм) по всей длине трансформатора.
Раскрытие сущности изобретения
Таким образом, задача настоящего изобретения заключается в том, чтобы встроить вращающийся трансформатор в силовую установку летательного аппарата для обеспечения бесконтактной передачи значительной электрической энергии на воздушный винт с лопастями, приводимый двигателем силовой установки, например, для удаления льда, образующегося на лопастях воздушного винта, без изменения конструкции или с незначительными изменениями конструкции. В настоящем описании термин "воздушный винт с лопастями" используется для обозначения как воздушного винта самолета, так и несущего винта вертолета, равно как и несущего винта беспилотного летательного аппарата, а термин "вал воздушного винта" используется для обозначения как вала воздушного винта самолета, так и вала несущего винта вертолета.
Вышеуказанная задача решена с помощью силовой установки летательного аппарата, включающей в себя двигатель и вращаемый двигателем вал воздушного винта, проходящий через герметичный корпус, содержащий смазочную жидкость, причем указанная силовая установка содержит также воздушный винт с лопастями, соединенный с указанным валом воздушного винта и содержащий электрические элементы, являющиеся потребителями электроэнергии, при этом уплотнение между указанным герметичным корпусом и указанным валом воздушного винта обеспечивается с помощью динамического уплотнения, установленного между вращающейся опорой для динамического уплотнения, прикрепленной в окружном направлении к указанному валу воздушного винта, и опорным фланцем для динамического уплотнения, прикрепленным к торцевой части указанного корпуса, обращенной к указанному воздушному винту, причем указанная вращающаяся опора для динамического уплотнения закреплена на указанном валу воздушного винта и удерживается от перемещения в осевом направлении за счет упора в подшипник, служащий опорой для указанного вала воздушного винта, отличающейся тем, что для подачи электроэнергии к указанным электрическим элементам она содержит вращающийся трансформатор, вращаемый указанным валом воздушного винта и содержащий, с одной стороны, статор, корпус которого прикреплен к указанному опорному фланцу для динамического уплотнения, и, с другой стороны, ротор, корпус которого прикреплен к указанному валу воздушного винта.
Таким образом, за счет установки трансформатора непосредственно на уровне опорного фланца для динамического уплотнения в соединении с валом воздушного винта ограничиваются необходимые изменения конструкции турбомашины, а также усилия, воздействующие на трансформатор. Предпочтительно, чтобы трансформатор имел уменьшенный воздушный зазор, обеспечивающий достаточную компактность для указанной установки.
Предпочтительно, чтобы указанной неподвижной частью турбомашины была торцевая часть указанного редуктора, расположенная напротив указанного воздушного винта.
Предпочтительно, чтобы указанный корпус статора был объединен с указанным опорным фланцем для динамического уплотнения, образуя с ним единую деталь.
Предпочтительно, чтобы указанный опорный фланец для динамического уплотнения был прикреплен к указанной торцевой части корпуса с помощью множества винтов или с помощью зажимного кольца.
Согласно возможному варианту осуществления изобретения, указанный корпус ротора объединен с указанной вращающейся опорой для динамического уплотнения, образуя с ней единую деталь, а указанный корпус ротора консольно установлен на выступе указанного вала воздушного винта, опираясь лишь на небольшой участок длины вала воздушного винта, и не подвергается воздействию его движений изгиба. Указанная вращающаяся опора для динамического уплотнения зажата между указанным выступом указанного вала воздушного винта и подшипником, служащим опорой для указанного вала воздушного винта.
Согласно другому варианту осуществления изобретения, указанный корпус ротора прикреплен к указанному валу воздушного винта путем зажатия между выступом указанного вала воздушного винта и указанной вращающейся опорой для динамического уплотнения.
Предпочтительно, чтобы каждый из указанных электрических элементов содержал один или более электрических противообледенительных элементов, при этом указанная электроэнергия подается на указанный воздушный винт с лопастями для питания указанных электрических противообледенительных элементов.
Настоящее изобретение может быть применено на турбовинтовых, турбовентиляторных или турбореактивных двигателях самолетов, турбовальных двигателях вертолетов или на электродвигателях беспилотных летательных аппаратов.
Краткое описание чертежей
Остальные отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения станут более понятны после ознакомления с приведенным ниже подробным описанием частных вариантов его осуществления, рассматриваемых в качестве не ограничивающих примеров, со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг. 1A показано схематичное перспективное изображение первого варианта выполнения авиационной турбомашины согласно настоящему изобретению;
на фиг. 1B – схематичное перспективное изображение второго варианта выполнения авиационной турбомашины согласно настоящему изобретению;
на фиг. 2 – схема установки вращающегося трансформатора с осевым потоком на валу турбомашины, показанной на фиг. 1A;
на фиг. 3 – схема варианта установки вращающегося трансформатора с осевым потоком на валу турбомашины, показанной на фиг. 1A;
на фиг. 4 – более детальная схема установки трансформатора, показанного на фиг. 2, с помощью кольца; и
на фиг. 5 – схема установки вращающегося трансформатора с радиальным потоком на валу турбомашины, показанной на фиг. 1A.
Осуществление изобретения
Принцип настоящего изобретения основан на особом объединении с главным редуктором или редуктором авиационной турбомашины вращающегося трехфазного трансформатора с радиальным потоком типа "U" (далее – TFU) или с осевым потоком типа "E" (далее – TFE), описанных, например, в документах WO2013/167827 – WO2014/167830, содержание которых включено в настоящую заявку посредством ссылки, для передачи электрической энергии на воздушный винт турбомашины или на несущий винт вертолета без увеличения массы и габаритов по сравнению с обычным трехфазным трансформатором.
Под "авиационной турбомашиной" в контексте настоящего изобретения подразумевается турбовинтовой двигатель, турбореактивный двигатель самолета, турбовальный двигатель вертолета или турбовентиляторный двигатель самолета, предпочтительно, с высокой степенью двухконтурности.
Как схематично показано на фиг. 1A, воздушный винт 10 турбовинтового двигателя самолета содержит множество лопастей 12, установленных на втулке 14, при этом каждая лопасть содержит один или более электрических противообледенительных элементов 12A–12D; воздушный винт 10 соединен с редуктором 16 валом 18 воздушного винта. Редуктор, в свою очередь, соединен с газотурбинным двигателем 20 авиационной турбомашины приводным валом 22. Редуктор обеспечивает преобразование частоты вращения при передаче крутящего момента от редуктора на установленный перед ним воздушный винт; при этом воздушный винт вращается с определенной частотой вращения, а редуктор вращается с намного более высокой частотой вращения.
Турбовальный двигатель вертолета, показанный на фиг. 1B, состоит из почти таких же компонентов, обозначенных такими же ссылочными позициями. Несущий винт 10 вертолета, содержащий множество лопастей 12, установленных на втулке 14, соединен с главным редуктором 16 валом 18 несущего винта. В свою очередь, главный редуктор, представляющий собой редуктор с большим передаточным числом, соединен с газотурбинным двигателем 20 авиационной турбомашины приводным валом 22. Главный редуктор 16 обеспечивает преобразование частоты вращения между несущим винтом, вращающимся с определенной частотой, и ротором газотурбинного двигателя, вращающимся с намного более высокой частотой.
На фиг. 2, которая относится, в частности, к турбовинтовому двигателю самолета (однако не ограничивается только этим примером), более подробно показан вал 18 воздушного винта (без электропроводки, используемой для соединения с противообледенительными элементами и подачи электроэнергии, чтобы не перегружать чертеж), содержащий, в частности, на конце своей передней части 18A фланец 24 для крепления воздушного винта 10, и установленный в редукторе 16, через который проходит данный вал, с помощью пары подшипников 26, 28, например роликовых подшипников; данный редуктор заключен в герметичный корпус 16A, содержащий смазочную жидкость. Помимо роликовых подшипников 26, 28, в конструкции может использоваться третья опора (не показана на чертеже) с шариковыми подшипниками, служащая для компенсации осевого усилия от воздушного винта. Как правило, вал воздушного винта в своей передней части имеет диаметр, превышающий диаметр остальной части 18B (однако следует отметить, что такая конструкция не является единственно возможной). Уплотнение подвижного соединения между неподвижным редуктором 16 и вращающимся валом 18 воздушного винта обычно обеспечивается с помощью динамического уплотнения 30, установленного между вращающейся опорой 32 для динамического уплотнения, прикрепленной в окружном направлении к валу 18, и опорным фланцем 34 для динамического уплотнения, прикрепленным к корпусу 16A редуктора. Вращающаяся опора для динамического уплотнения закреплена на валу воздушного винта и удерживается от перемещения в осевом направлении за счет упора в подшипник 28, служащий опорой для вала воздушного винта.
Точнее говоря, в варианте осуществления изобретения, представленном на фиг. 2, вращающаяся опора 32 для динамического уплотнения зажата между выступом 18C вала воздушного винта и подшипником 28, например, с помощью упорного устройства (не показано), служащего для создания действующего на подшипник 28 осевого усилия с целью прижатия его к выступу 18C. Это упорное устройство может, например, содержать гайку, упирающуюся в подшипник 28, и роликовый подшипник, который может быть установлен в этом месте вала воздушного винта. Опорный фланец для динамического уплотнения, со своей стороны, прикреплен к корпусу редуктора, предпочтительно, с помощью множества винтов 35.
Согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения, для подачи электроэнергии, необходимой для электрического(их) противообледенительного(ых) элемента(ов), на валу воздушного винта, проходящем через редуктор, на выходе из данного редуктора (т.е. в передней части вала воздушного винта, если смотреть со стороны воздушного винта), между фланцем 24 для крепления воздушного винта и корпусом 16A редуктора предлагается установить вращающийся трансформатор с осевым потоком (TFE 36). Выбрано именно это, а не какое-либо иное место для установки, поскольку оно имеется в большинстве современных конструкций редуктора, а длина вала воздушного винта обычно ограничена установкой в этом месте известной щеточно-коллекторной системы. Таким образом, установка трансформатора 36 в этом месте вместо обычной системы не требует освобождения дополнительного свободного пространства, и, в зависимости от габаритов используемого трансформатора, становится возможным даже уменьшить расстояние между фланцем для крепления воздушного винта и корпусом редуктора, чтобы при необходимости уменьшить массу сформированного таким образом нового узла.
В этом первом варианте осуществления изобретения статор 38 трансформатора прикреплен к редуктору 16, а ротор 40 прикреплен к валу 18 воздушного винта, причем между статором и ротором имеется небольшой воздушный зазор, как правило менее 1 мм. Более конкретно, статор 38 прикреплен к опорному фланцу 34 для динамического уплотнения, закрепленному на корпусе редуктора с помощью множества винтов 35 и выполненному таким образом, чтобы служить опорой для корпуса указанного статора и, таким образом, образовывать вместе с ним единую деталь 34. В рассматриваемом варианте осуществления изобретения ротор 40, с другой стороны, просто расположен в корпусе 40A, установленном с натягом на валу воздушного винта и упирающимся в выступ 18D вала воздушного винта.
Разумеется, такой способ установки ротора никоим образом не является ограничивающим, и в примере, показанном на фиг. 3, корпус 40A ротора 40 прикреплен к валу воздушного винта посредством зажатия между указанным выступом 18D и вращающейся опорой 32 для динамического уплотнения, которая в данном случае имеет удлиненную в осевом направлении трубчатую часть 32A, один конец которой упирается в корпус 40A.
Преимущества такого технического решения, позволяющего установить трансформатор с осевым потоком на валу воздушного винта ближе к редуктору (в частности, ближе к подшипнику 28, служащему опорой для вала воздушного винта), заключаются, в частности, в следующем:
- экономия места благодаря объединению с системой динамического уплотнения редуктора;
- уменьшение консольной части вала воздушного винта и уменьшение ее влияния на динамику линии вала воздушного винта;
- уменьшение массы узла, поскольку данная конструкция ограничивает количество промежуточных элементов, необходимых для крепления трансформатора; и
- ограничение изменений воздушного зазора, обусловленное установкой трансформатора с осевым потоком, что обеспечивает меньшую чувствительность к изгибу вала воздушного винта.
Кроме того, трансформатор больше не является единицей оборудования, устанавливаемой на редукторе, а становится его составной частью, и, следовательно, собирается одновременно с редуктором.
Как показано в варианте, представленном на фиг. 4, опорный фланец 34 для динамического уплотнения, являющийся опорой для статора, может крепиться к корпусу редуктора не только с помощью винтов 35. Например, техническое решение с использованием кольца 44 позволяет уменьшить габаритные размеры узла и разместить статор и ротор ближе к подшипнику 28, что ограничивает их отклонение при работе.
На фиг. 5 схематично показана установка вращающегося трехфазного трансформатора радиального типа на валу 18 воздушного винта на выходе редуктора (с целью упрощения чертежа электропроводка не показана).
По сравнению с предыдущим вариантом осуществления изобретения, опорный фланец 34 для динамического уплотнения модифицирован путем удлинения за счет продолжающейся в осевом направлении периферийной стенки 34A, заканчивающейся радиальной стенкой 34B, для образования корпуса статора 38 трансформатора, причем вышеописанный узел в данном случае представляет собой единую деталь. С другой стороны, в данном втором варианте осуществления изобретения вращающаяся опора 32 для динамического уплотнения удлинена продолжающейся в осевом направлении периферийной стенкой 32A, заканчивающейся радиальной стенкой 32B, для образования корпуса ротора, причем данный узел представляет собой единую деталь, которая удерживается в осевом направлении за счет зажатия между выступом 18C вала 18 воздушного винта и подшипником 28, служащим опорой для вала 18 воздушного винта. Таким образом, ротор, консольно установленный на данном выступе, расположен на небольшой длине вала воздушного винта в области, расположенной ближе к роликовому подшипнику 28, воспринимающему усилия от вала 18 воздушного винта.
Преимущества, обеспечиваемые такой конструкцией трансформатора TFU, обеспечивающей возможность объединения с валом 18 воздушного винта, многочисленны и, помимо вышеупомянутых преимуществ по экономии места, уменьшению массы и уменьшению длины консольной части вала воздушного винта, позволяют освободить ротор 40 трансформатора от изгибных движений вала воздушного винта с целью ограничения изменений воздушного зазора. Действительно, ротор не опирается на всю располагаемую длину вала воздушного винта, а следовательно, не подвергается воздействию изгибных движений этого вала.
В описанных выше вариантах осуществления изобретения вал 18 воздушного винта выполнен цельным. Тем не менее, он может состоять по меньшей мере из двух частей, например: из внешней части, называемой присоединяемым фланцем и представляющей собой фланец 24 для крепления воздушного винта, соединенной с возможностью вращения с внутренней частью, на которой установлена вращающаяся опора 32 для динамического уплотнения и подшипник 28, служащий опорой для вала. На внутренней части вала может быть выполнен выступ с целью образования упора, к которому с помощью гайки может быть прикреплен присоединяемый фланец, причем данная гайка может зажимать вращающуюся опору динамического уплотнения между присоединяемым фланцем и выступом. Такой вариант осуществления изобретения позволяет, в частности, производить замену вращающегося трансформатора в случае электрической неисправности без полного снятия редуктора, а только путем снятия воздушного винта и присоединяемого фланца, что облегчает проведение операций техобслуживания.
Итак, настоящим изобретением предлагается способ установки трансформатора TFU и TFE на валу воздушного винта на выходе редуктора с целью оптимизации требуемого пространства для их размещения и массы сформированного таким образом узла. Однако несмотря на то, что описанный выше способ установки, предпочтительно, применим для так называемых трансформаторов U-типа и E-типа, описанных в документах WO2013/167827 – WO2014/167830, понятно, что он может применяться также для многофазных трансформаторов с осевым или радиальным потоком любого типа.
Понятно также, что, несмотря на то, что приведенное выше описание было сделано в основном для силовой установки самолета, показанной на фиг. 1A, специалисты в данной области не будут испытывать трудностей при осуществления данного изобретения для силовой установки вертолета, показанной на фиг. 1B, в которой герметичный корпус главного редуктора (включающего в себя редуктор, выполненный с возможностью приведения в действие несущего винта вертолета) аналогичен описанному выше герметичному корпусу. Таким образом, осуществление настоящего изобретения для вала несущего винта вертолета аналогично вышеописанному осуществлению для вала воздушного винта самолета.
Аналогичным образом специалисты в данной области смогут, не прилагая изобретательских усилий, применить настоящее изобретение, рассматривая в качестве герметичного корпуса герметичный корпус электродвигателя беспилотного летательного аппарата, а в качестве вала воздушного винта – выходной вал данного электродвигателя, обеспечивающий непосредственный привод воздушных винтов (винта с лопастями) этого беспилотного летательного аппарата.
Следует также отметить, что несмотря на то, что настоящее изобретение было рассмотрено для вращательной передачи электроэнергии с целью питания противообледенительных элементов лопастей воздушного винта, разумеется, оно может быть применено также для любых других элементов, являющихся потребителями электроэнергии и требующих вращательной передачи электроэнергии к воздушному винту с лопастями независимо от его использования. Такими электрическими элементами, без ограничения, могут являться, например, система регулирования шага воздушного винта, система балансировки воздушного винта, измерительная система на вращающейся части и т.д.
Claims (10)
1. Силовая установка летательного аппарата, включающая в себя двигатель (20) и вращаемый двигателем вал (18) воздушного винта, проходящий через герметичный корпус (16A), содержащий смазочную жидкость, причем указанная силовая установка дополнительно содержит воздушный винт (10) с лопастями (12), соединенный с указанным валом воздушного винта и содержащий электрические элементы (12A–12D), являющиеся потребителями электроэнергии, при этом уплотнение между указанным герметичным корпусом и указанным валом воздушного винта обеспечивается с помощью динамического уплотнения (30), установленного между вращающейся опорой (32) для динамического уплотнения, прикрепленной в окружном направлении к указанному валу воздушного винта, и опорным фланцем (34) для динамического уплотнения, прикрепленным к торцевой части указанного корпуса, обращенной к указанному воздушному винту (10), причем указанная вращающаяся опора для динамического уплотнения закреплена на указанном валу воздушного винта и удерживается от перемещения в осевом направлении за счет упора в подшипник (28), служащий опорой для указанного вала воздушного винта, отличающаяся тем, что для подачи электроэнергии к указанным электрическим элементам она содержит вращающийся трансформатор (36), вращаемый указанным валом воздушного винта и содержащий, с одной стороны, статор (38), корпус (34A, 34B) которого прикреплен к указанному опорному фланцу для динамического уплотнения, и, с другой стороны, ротор (40), корпус (40A; 32A, 32B) которого прикреплен к указанному валу воздушного винта.
2. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что указанный корпус статора объединен с указанным опорным фланцем для динамического уплотнения, образуя с ним единую деталь.
3. Силовая установка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что указанный опорный фланец для динамического уплотнения прикреплен к указанной торцевой части корпуса с помощью множества винтов (35).
4. Силовая установка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что указанный опорный фланец для динамического уплотнения прикреплен к указанной торцевой части корпуса с помощью зажимного кольца (44).
5. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что указанный корпус ротора объединен с указанной вращающейся опорой для динамического уплотнения, образуя с ней единую деталь.
6. Силовая установка по п. 5, отличающаяся тем, что указанный корпус ротора консольно установлен на выступе (18C) указанного вала воздушного винта, опираясь лишь на небольшой участок длины вала воздушного винта, и не подвергается воздействию его движений изгиба.
7. Силовая установка по п. 6, отличающаяся тем, что указанная вращающаяся опора (32) для динамического уплотнения зажата между указанным выступом указанного вала воздушного винта и подшипником (28), служащим опорой для указанного вала воздушного винта.
8. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что указанный корпус ротора прикреплен к указанному валу воздушного винта путем зажатия между выступом (18D) указанного вала воздушного винта и указанной вращающейся опорой для динамического уплотнения.
9. Силовая установка по любому из пп. 1–8, отличающаяся тем, что указанные электрические элементы содержат один или более электрических противообледенительных элементов (12A–12D), при этом указанная электрическая энергия подается на указанный воздушный винт с лопастями для питания указанных электрических противообледенительных элементов.
10. Силовая установка по любому из пп. 1–9, отличающаяся тем, что указанный двигатель представляет собой турбовинтовой, турбовентиляторный или турбореактивный двигатель самолета, турбовальный двигатель вертолета или электрический двигатель беспилотного летательного аппарата.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1853921 | 2018-05-07 | ||
| FR1853921A FR3080944B1 (fr) | 2018-05-07 | 2018-05-07 | Ensemble propulsif pour aeronef muni d'un transformateur tournant d'alimentation des pales en energie electrique |
| PCT/FR2019/050795 WO2019215399A1 (fr) | 2018-05-07 | 2019-04-04 | Ensemble propulsif pour aeronef muni d'un transformateur tournant d'alimentation des pales en energie electrique |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2762600C1 true RU2762600C1 (ru) | 2021-12-21 |
Family
ID=63209510
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020139950A RU2762600C1 (ru) | 2018-05-07 | 2019-04-04 | Силовая установка летательного аппарата с вращающимся трансформатором для подачи электроэнергии на лопасти |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11370551B2 (ru) |
| EP (1) | EP3790802B1 (ru) |
| JP (1) | JP7314177B2 (ru) |
| CN (1) | CN112088129B (ru) |
| CA (1) | CA3099886A1 (ru) |
| FR (1) | FR3080944B1 (ru) |
| RU (1) | RU2762600C1 (ru) |
| WO (1) | WO2019215399A1 (ru) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112977848B (zh) * | 2021-03-30 | 2021-10-12 | 上海尚实能源科技有限公司 | 一种混合动力型涡桨发动机的动力系统 |
| CN113700732B (zh) * | 2021-08-25 | 2023-09-05 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种基于滑动轴承和推力盘的燃气轮机转子支撑系统 |
| FR3131276B1 (fr) * | 2021-12-23 | 2023-12-15 | Safran Aircraft Engines | Système de calage et dégivrage de pales d’une helice d’un aeronef |
| FR3131271A1 (fr) * | 2021-12-23 | 2023-06-30 | Safran Aircraft Engines | Actionneur d’une piece montee mobile sur un support rotatif entraine par une turbomachine d’un aeronef |
| CN116812186B (zh) * | 2023-08-24 | 2023-11-03 | 泉州云卓科技有限公司 | 一种多功能负载机构及其无人机 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR863490A (fr) * | 1939-02-21 | 1941-04-02 | Thomson Houston Comp Francaise | Perfectionnements aux systèmes et aux dispositifs d'alimentation d'organes mobiles en énergie électrique |
| RU2093426C1 (ru) * | 1996-03-21 | 1997-10-20 | Йелстаун Корпорейшн Н.В. | Тепловая противообледенительная система вращаемого элемента |
| WO2011064377A1 (fr) * | 2009-11-30 | 2011-06-03 | Hispano - Suiza | Transformateur tournant à installation facilitée |
| EP2919555A1 (en) * | 2014-03-11 | 2015-09-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Resistive-inductive propeller blade de-icing system including contactless power supply |
| EP2730506B1 (en) * | 2012-11-12 | 2018-10-17 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electrical power transfer system for propeller system |
Family Cites Families (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB547371A (en) * | 1941-05-20 | 1942-08-25 | British Thomson Houston Co Ltd | Improvements in and relating to apparatus for the prevention of ice formation on aeroplane propellers |
| US2488392A (en) * | 1945-08-21 | 1949-11-15 | Fairey Aviat Co Ltd | Electrical equipment on aircraft |
| US3042346A (en) * | 1959-04-15 | 1962-07-03 | Gen Motors Corp | Wiring harness for electrically heated variable pitch propeller blade |
| US3535618A (en) * | 1969-01-08 | 1970-10-20 | Superior Electric Co | Rotative inductive electrical coupling |
| CA2109652A1 (en) | 1992-11-25 | 1994-05-26 | Richard J. Becker | Rotary transformer |
| US6137082A (en) * | 1998-05-29 | 2000-10-24 | United Technologies Corporation | Multiple piece propeller deicing system brush block housings |
| US6069341A (en) * | 1998-05-29 | 2000-05-30 | United Technologies Corporation | Brush block housing for propeller deicing system |
| US7144349B2 (en) * | 2004-04-06 | 2006-12-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine gearbox |
| CN101369767B (zh) * | 2008-10-07 | 2010-09-08 | 哈尔滨工程大学 | 水下一体化电机推进器 |
| CN102069902A (zh) * | 2010-12-16 | 2011-05-25 | 沈阳工业大学 | 小型充油全偏转矢量螺旋桨推进器 |
| US10598222B2 (en) * | 2012-01-03 | 2020-03-24 | New Way Machine Components, Inc. | Air bearing for use as seal |
| US8464511B1 (en) * | 2012-01-06 | 2013-06-18 | Hamilton Sundstrand Corporation | Magnetically coupled contra-rotating propulsion stages |
| US9255482B2 (en) * | 2012-04-25 | 2016-02-09 | Bell Helicopter Textron Inc. | Electrical wiring system for a rotor hub |
| FR2990556B1 (fr) | 2012-05-09 | 2014-05-30 | Hispano Suiza Sa | Transformateur tournant triphase a flux lies libre |
| US10074984B2 (en) | 2013-04-09 | 2018-09-11 | Nec Corporation | Electric power control system |
| FR3027346B1 (fr) * | 2014-10-20 | 2019-08-09 | Safran Helicopter Engines | Pack amovible de reactivation d'un turbomoteur, architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur equipe d'un tel pack et helicoptere correspondant |
| JP6683574B2 (ja) * | 2016-08-31 | 2020-04-22 | グローブライド株式会社 | 無人飛行体 |
| FR3059043B1 (fr) * | 2016-11-18 | 2018-12-14 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine munie d'un transformateur triphase d'alimentation d'elements de degivrage electrique |
| US11047312B2 (en) * | 2018-02-28 | 2021-06-29 | Safran Helicopter Engines | Turboprop comprising an incorporated electricity generator |
-
2018
- 2018-05-07 FR FR1853921A patent/FR3080944B1/fr active Active
-
2019
- 2019-04-04 EP EP19722664.0A patent/EP3790802B1/fr active Active
- 2019-04-04 RU RU2020139950A patent/RU2762600C1/ru active
- 2019-04-04 CN CN201980027241.6A patent/CN112088129B/zh active Active
- 2019-04-04 JP JP2020563478A patent/JP7314177B2/ja active Active
- 2019-04-04 US US17/051,587 patent/US11370551B2/en active Active
- 2019-04-04 WO PCT/FR2019/050795 patent/WO2019215399A1/fr unknown
- 2019-04-04 CA CA3099886A patent/CA3099886A1/fr active Pending
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR863490A (fr) * | 1939-02-21 | 1941-04-02 | Thomson Houston Comp Francaise | Perfectionnements aux systèmes et aux dispositifs d'alimentation d'organes mobiles en énergie électrique |
| RU2093426C1 (ru) * | 1996-03-21 | 1997-10-20 | Йелстаун Корпорейшн Н.В. | Тепловая противообледенительная система вращаемого элемента |
| WO2011064377A1 (fr) * | 2009-11-30 | 2011-06-03 | Hispano - Suiza | Transformateur tournant à installation facilitée |
| EP2730506B1 (en) * | 2012-11-12 | 2018-10-17 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electrical power transfer system for propeller system |
| EP2919555A1 (en) * | 2014-03-11 | 2015-09-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Resistive-inductive propeller blade de-icing system including contactless power supply |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2021523053A (ja) | 2021-09-02 |
| JP7314177B2 (ja) | 2023-07-25 |
| EP3790802A1 (fr) | 2021-03-17 |
| BR112020021828A2 (pt) | 2021-03-23 |
| FR3080944B1 (fr) | 2020-05-22 |
| WO2019215399A1 (fr) | 2019-11-14 |
| US20210061479A1 (en) | 2021-03-04 |
| CA3099886A1 (fr) | 2019-11-14 |
| CN112088129B (zh) | 2023-06-27 |
| US11370551B2 (en) | 2022-06-28 |
| CN112088129A (zh) | 2020-12-15 |
| FR3080944A1 (fr) | 2019-11-08 |
| EP3790802B1 (fr) | 2022-06-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2762600C1 (ru) | Силовая установка летательного аппарата с вращающимся трансформатором для подачи электроэнергии на лопасти | |
| CN110857663B (zh) | 嵌入式电机 | |
| CN108725805B (zh) | 用于飞行器的推进系统及操作其的方法 | |
| US11371379B2 (en) | Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades | |
| EP1485290B1 (en) | Permanent magnet alternator for a gas turbine engine | |
| JP7233170B2 (ja) | 航空機のための推進システム | |
| US8120228B2 (en) | Slip ring assembly | |
| US20060137355A1 (en) | Fan driven emergency generator | |
| FR2638208A1 (fr) | Dispositif de commande du pas des ailettes d'une soufflante non canalisee et dispositif pour la propulsion d'avion | |
| CA3003834C (en) | Propulsion system for an aircraft | |
| US10710731B2 (en) | Turbine engine having a three-phase transformer for powering electrical deicer elements | |
| CN112996986B (zh) | 具有包括附接到风扇的转子环的电机的涡轮机 | |
| US20230257125A1 (en) | Smart heater for aircraft generator freeze protection | |
| BR112020021828B1 (pt) | Unidade de propulsão para uma aeronave |