DE4017586A1 - Verbindungseinrichtung fuer flugzeugpropellerschaufeln - Google Patents
Verbindungseinrichtung fuer flugzeugpropellerschaufelnInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf die Befestigung von Propeller
schaufeln in Flugzeugtriebwerken und insbesondere auf ein Be
festigungssystem, bei dem die Propellerschaufeln an einem Ring
angebracht sind, der seinerseits an einer Turbine befestigt ist.
Fig. 1 zeigt ein mantelloses Flugzeugtriebwerk 3, bei dem die
Erfindung angewendet werden kann. Ein Bereich 5 davon ist in
Fig. 2 gezeigt, wobei gegenläufig rotierende Turbinen 9 (schraf
fiert) und 12 (unschraffiert) durch eine heiße Gasströmung 14
angetrieben werden, die von einem Kerntriebwerk (nicht gezeigt)
geliefert wird. Die Turbinen 9 und 12 treiben ihrerseits gegen
läufig rotierende Fan- bzw. Bläserschaufeln 15 und 18 an, die
in den Fig. 1 und 2 gezeigt sind. Der Begriff "gegenläufig
rotierend" bedeutet, daß die Turbinen 9 und 12 und auch die Schau
feln 15 und 18, die daran befestigt sind, in entgegengesetzten
Richtungen rotieren, wie es durch Pfeile 25 und 27 in Fig. 1
gezeigt ist.
Eine Darstellung des Unterbereiches 6 B in Fig. 2 ist in Fig. 3
und in noch detaillierterer Form in Fig. 4 gezeigt. Die Schau
feln 28 erstrecken sich zwischen einem Gehäuse 24 und einer inneren
Trommel (Rohr) 41 in den Fig. 3 und 4. Die Schaufeln ziehen
Energie aus der Gasströmung 14 in Fig. 2 und wirken auch als
eine steife Verbindungsstrebe zwischen dem Gehäuse 24 und dem
Rohr 41.
Die Fan-Schaufeln 15 in Fig. 3 sind durch eine Struktur gehal
tert, die als ein Ring 22 in Fig. 4 gezeigt ist und die durch
Bügel 36 an dem Gehäuse 24 befestigt ist. Während des Betriebs
wird die Zentrifugalbelastung der Fan-Schaufeln 15 durch den
Ring 22 als eine Ringbeanspruchung aufgenommen. Die Bügel 36 über
tragen die Schubbelastung, die durch die Fan-Schaufeln 15 erzeugt
wird, auf das Gehäuse 24. Andere Strukturen, die hier nicht näher
erläutert werden, übertragen die Schubbelastung auf das Flugzeug
in Fig. 1.
Ein Bügel der hier interessierenden Art ist in der DE-OS 39 26 501
beschrieben, auf die hiermit Bezug genommen wird.
Die tatsächliche Ringstruktur,wie sie verwendet wird, ist nicht
der kreisförmige Ring 22, wie er in Fig. 4 gezeigt ist, sondern
ein polygonaler Ring 22 P, wie er in Fig. 5 gezeigt ist. Der poly
gonale Ring 22P enthält zwei Arten von Abschnitten: Die eine Art
ist ein Schaufelhalterungsabschnitt 22 B oder "Nabe", die auch in
Fig. 5A gezeigt ist und Schublager 22 D aufweist, die die Zentri
fugalbelastung, die durch die Fan-Schaufel 15 erzeugt wird, auf
den Ring 22P überträgt. Die Schublager 22 D erlauben eine Ände
rung des Anstellwinkels der Schaufel, wie es durch einen Pfeil 23
angegeben ist.
Die andere Art eines Ringabschnittes ist ein Verbindungsabschnitt
22 A, der benachbarte Naben 22 B verbindet. Der Verbinder weist
Schienen 29 auf, die unter Zug stehen aufgrund der Zentrifugal
belastung der Schaufeln 15.
Eine Art eines polygonalen Ringes ist in der DE-OS 35 38 599.5
beschrieben, auf die hiermit Bezug genommen wird.
Der polygonale Ring trägt auch eine Verkleidung 40, die in den
Fig. 1 und 2 gezeigt und in der DE-OS 39 40 132.4 näher be
schrieben ist, auf die hiermit Bezug genommen wird.
Eine Anordnung des Turbinen/Polygonalring/Gebläseschaufel/Ver
kleidungssystems ist in Fig. 6 gezeigt. Es werden nun mehrere
Merkmale dieses Systems erörtert. Als erstes kann die Temperatur
des Turbinengehäuses 24 in dem Bereich zwischen Umgebungstempera
tur, wenn das Triebwerk nicht läuft, und einer Temperatur von
etwa 540°C (1000°F) während des Betriebs liegen. Die letztere,
höhere Temperatur resultiert aus der Heißgasströmung 14 in Fig. 4,
die durch die Turbine strömt. Dieser breite Temperaturbereich be
wirkt, daß der Umfang des Gehäuses seine Abmessungen ändert. Die
se Abmessungsänderung bewirkt, daß sich die in Fig. 5 gezeigten
Schenkel 42 der Bügel 36 trennen, wodurch sich die Schenkel in
die gestrichelten Positionen 42P bewegen und dadurch der Abstand
47 auf einen Abstand 47P zunimmt. Diese Abstandsänderung bewirkt
eine Dehnung in dem Bügel 36 an den Basisbereich 48.
Ein zweites Merkmal des Systems ist, daß sich die Bügel in axia
ler Richtung über die Schienen 29 des polygonalen Rings hinaus
erstrecken, wie es durch den Abstand 50 in den Fig. 5 und 6
gezeigt ist. Diese Verlängerung über die Schienen 29 hinaus be
wirkt, daß der geschmiedete Mantel des polygonalen Rings groß
wird. Der geschmiedete Mantel 22 E in Fig. 14 (der Mantel ist
schraffiert gezeigt) für den polygonalen Ring 22P hat eine axiale
Länge L. Der geschmiedete Mantel bezieht sich auf das Rohgußstück
55 in Fig. 8, das der Vorgänger des fertigen geschmiedeten Bü
gels 36 ist. Der Mantel 55 ist im allgemeinen größer als der fer
tige Bügel 36, da der Mantel 55 während des Schmiedeprozeßes ge
formt und angepaßt wird.
Es ist erstrebenswert, die Größe von beiden geschmiedeten Mänteln
zu verkleinern.
Ein drittes Merkmal des Systems besteht darin, daß die Verklei
dung 40 an dem Ring durch andere, verkleidende Bügel 57 befestigt
ist, die in Fig. 6 gezeigt sind. Die Zentrifugalbelastung der
Fan-Schaufeln 15 in Fig. 4 dehnt den polygonalen Ring 22P in
Fig. 5 und vergrößert somit den Durchmesser des Ringes. Diese
Durchmesservergrößerung bringt eine zusätzliche Beanspruchung
an die Verkleidung über die verkleidenden Bügel 57, da die Ver
kleidung keiner ähnlichen Durchmesservergrößerung aufgrund der
Zentrifugalbelastung ausgesetzt ist. Ein Beispiel soll die Größe
der auftretenden Zentrifugalkräfte verdeutlichen.
Es sei angenommen, daß der Propellerdurchmesser, Abmessung 60
in Fig. 3, 3,6 m (12 Fuß) beträgt. Es sei ferner angenommen,
daß jede Fan-Schaufel als ein Massenpunkt 64 betrachtet werden
kann, der 250 N (54 pounds) wiegt und auf dem Umfang eines
Kreises 67 angeordnet ist, der einen Durchmesser von 1,8 m
(6 Fuß) hat. Weiterhin sei angenommen, daß die Drehzahl 1200 U/min
oder 20 Umdrehungen pro Sekunde beträgt, was 2f × 20 rad
Sekunde, d. h. etwa 126 Radian pro Sekunde, entspricht.
Die Zentrifugalbeschleunigung ist w2r, wobei w die Winkelgeschwin
digkeit (Radian pro Sekunde) und r der Radius sind. In diesem
Beispiel beträgt die Beschleunigung etwa 14 430 m/s
(47 374 Fuß/s2) :
14 430 = (126/s)2 × 0,9 m.
Dividiert man diese Zahl durch die Erdbeschleunigung, 9,81 m/s2,
ergibt sich ein Quotient von etwa 1471. Dieser Quotient ist das g-Feld,
das von den Punktmassen erfahren wird.
Anders ausgedrückt, wiegt jede Punktmasse 64 (die das Gewicht
von der Schaufel darstellt), die ursprünglich 250N wog, nun
etwa 36 000 N unter der Zentrifugalkraft (1471 × 250 = 36 000).
Diese Zentrifugalkraft bewirkt, daß sich der Ringdurchmesser ver
größert und auch eine leicht polygonale Form annimmt, wobei die
Schaufeln 15 an den Schnittpunkten des Polygons angeordnet sind.
Die Durchmesservergrößerung führt dazu, daß sich die Verkleidung
nach außen wölbt.
Ein viertes Merkmal des Systems trifft ein Ergebnis, das durch
die Art der Befestigung herbeigeführt wird, durch die der Ring
22P in Fig. 5 an dem Gehäuse 24 in Fig. 4 befestigt ist. Die
besondere Darstellung der Turbinenstufe, wie sie in Fig. 4 ge
zeigt ist, verdeutlicht, daß alle Turbinenschaufeln die gleiche
Form haben. Dies ist jedoch nicht der Fall. Die Schaufeln, wie
beispielsweise die Schaufeln 28 A in Fig. 4, die sich direkt ra
dial innen von den Propellerschaufeln befinden, sind im Quer
schnitt größer, wie es durch die Schaufel 28 A in Fig. 4A ange
deutet ist, als die anderen Schaufeln 28. Die einen größeren
Querschnitt aufweisenden Schaufeln 28 A führen viel von der Last,
die die Propellerschaufeln 15 auf die Turbine ausüben, und wirken
dabei als Streben.
Es wurde gefunden, daß während des Betriebs starke schwingende
Beanspruchungen in diesen Streben existieren können. Es ist mög
lich, daß diese Beanspruchungen durch die Verschiebung 71 in
Fig. 6 zwischen den Befestigungspunkt 73 des Bügels 36 und der
Achse 74 der Strebe hervorgerufen worden sein können.
Es ist eine Aufgabe der Erfindung, eine verbesserte Verbindungs
einrichtung zwischen einem Ring, der Flugzeugpropellerschaufeln
trägt, und einer Turbine zu schaffen, die den Ring umgibt. Wei
terhin soll eine verbesserte Verbindungseinrichtung zwischen
einem Ring, der Flugzeugpropellerschaufeln trägt, und einer Ver
kleidung geschaffen werden, die den Ring umgibt und eine Strö
mungsbahn außerhalb des Rings bildet.
Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung erstrecken sich
mehrere Bügel zwischen einem Ring und einer Turbine, die den Ring
umgibt. Der Ring trägt Fanschaufeln. Jeder Bügel ist mit einem
einzelnen Punkt auf der Turbine, aber zwei Punkten auf dem Ring
verbunden. Demzufolge bewirkt eine thermische Expansion der Tur
bine eine Vergrößerung im Turbinenumfang, was eine radiale Be
wegung der einzelnen Punkte zur Folge hat, und eine vergrößerte
Trennung zwischen benachbarten einzelnen Punkten, aber keine sig
nifikante Deformation von jedem Bügel.
Gemäß einem anderen Ausführungsbeispiel der Erfindung umgibt eine
Verkleidung, die eine Strömungsbahn begrenzt, den Ring an "Ver
kleidungspunkten" und ist daran befestigt. Die Verkleidungspunkte
sind zwischen, und nicht an, den Befestigungspunkten (d.h. "Fan-
befestigungen") für die Fan-Schaufeln angeordnet. Die Zentrifu
galkraft der Fan-Schaufeln bewirkt, daß sich die Fan-Befesti
gungen radial nach außen bewegen. Da jedoch die Verkleidungs
punkte zwischen den Fan-Befestigungen angeordnet sind, ist ihre
radiale Bewegung reduziert oder eliminiert.
Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen an
hand der folgenden Beschreibung und Zeichnung von Ausführungs
beispielen näher erläutert.
Fig. 1 zeigt ein Flugzeug, das durch Triebwerke antreibbar ist,
in denen die Erfindung angewendet werden kann.
Fig. 2 ist eine schematische Schnittdarstellung von dem Bereich 5
in Fig. 1.
Fig. 3 ist eine schematische Darstellung des Unterbereichs 6 A
in Fig. 2.
Fig. 4A stellt im Querschnitt zwei verschiedene Arten von Tur
binenschaufeln dar, nämlich die Schaufeln 28 und 28 A
in Fig. 4.
Fig. 4 ist eine detailliertere Darstellung von Fig. 3.
Fig. 5 zeigt einen polygonalen Ring, der der tatsächliche Ring
ist, der zum Tragen der Ringe 15 in Fig. 4 verwendet
wird.
Fig. 5Astellt einen Nabenbereich 22 B gemäß Fig. 5 dar.
Fig. 6 zeigt im Querschnitt einen Bereich, wie den Bereich 6 C
in Fig. 2.
Fig. 7 zeigt ein Ausführungsbeispiel der Erfindung.
Fig. 8 zeigt einen geschmiedeten Mantel für einen Bügel 36 ge
mäß Fig. 5.
Fig. 9 und 10 zeigen, wie sich die Schaufel/Strebe 28 A und
das Gehäuse 24 als eine T-förmige Halterung für entspre
chende Bügel 36 und 128 verhalten können.
Fig. 11 ist eine radiale Darstellung entlang der Linie 213 in
Fig. 7 von einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
Fig. 12 ist eine axiale Darstellung entlang der Linie 214 in
Fig. 7 von einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
Fig. 13 ist eine vereinfachte Darstellung von einem Ausführungs
beispiel der Erfindung.
Fig. 14 ist eine Darstellung von dem bekannten polygonalen Ring
in Fig. 5 entlang der Pfeile 14-14.
Fig. 15 ist eine Darstellung des polygonalen Rings gemäß Fig. 7
entlang den Pfeilen 15-15.
Eine vereinfachte Darstellung der Erfindung ist in Fig. 13 ge
zeigt, wobei der Ring 22 und das Gehäuse 24 gemäß Fig. 4 sche
matisch gezeigt sind. Das vereinfachte Ausführungsbeispiel ent
hält zwei Verbindungen 95 und 96, die an einem gemeinsamen Ver
ankerungspunkt 103 auf dem Gehäuse 24 befestigt sind. Die Verbin
dungen sind weiterhin an dem Ring 22 an Verankerungspunkten 107
und 108 befestigt. Wenn sich das Gehäuse ausdehnt, bewegt sich
der Punkt 108 radial nach außen in Richtung des Pfeils 102. Die
Verbindungen 95 und 96 biegen sich nicht, wie dies die bekannten
Schenkel 42 in Fig. 5 tun. Das Dreieck, das durch die Punkte
103, 107 und 108 gebildet ist, behält seine Größe und Form bei.
Ein anderes Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in Fig. 7 ge
zeigt, wobei V-förmige Bügel 101 einen polygonalen Ring mit dem
Gehäuse 24 der Turbine verbinden. Anders als die Bügel gemäß
Fig. 4, die an dem Gehäuse 24 an zwei Punkten 106 und 107 be
festigt sind, sind die Bügel gemäß Fig. 7 jedoch jeweils an
einem einzelnen Punkt 103 befestigt. Die an einem einzelnen Punkt
erfolgende Befestigung an dem Gehäuse eliminiert die Verformung
der Bügel, die in Verbindung mit den Bügeln 36 in Fig. 4 be
schrieben ist: Die Schenkel 120 und 121 in Fig. 7 spreizen sich
nicht auseinander, wenn eine thermische Expansion des Gehäuses 24
auftritt, sondern stattdessen bewegt sich der Befestigungspunkt
103 radial nach außen.
Die Lage des Befestigungspunktes 103 in Fig. 7 ist signifikant.
Jeder Befestigungspunkt 103 ist (1) auf der Gehäuseoberfläche an
geordnet,(2) unter einem Nabenbereich 22 B in den Fig. 7 und
11 des Rings angeordnet und (3) etwa koinzident mit der Achse 74
in Fig. 6 von einer der Streben 28 A. Da die Bügel 101 etwas
flexibel sind, kann jeder um einen Punkt 103 drehen. Die Posi
tionierung des Befestigungspunktes 103, wie sie gerade beschrieben
wurde, gestattet, daß das Gehäuse 24 eine Deformation unter Be
lastungen besser widerstehen kann, die durch den polygonalen Ring
22P ausgeübt werden. Ein Beispiel soll diesen Punkt verdeutlichen.
Wenn die große Strebe 28 A und das Gehäuse 24 so betrachtet werden,
daß sie im Schnitt eine T-Form haben, wie es in den Fig. 9 und
10 getan ist, dann wird deutlich, daß das T den Kräften, die
durch das schwingende Biegen der Bügel 36 oder 120 ausgeübt wer
den, besser widerstehen kann, wenn der Bügel an dem Mittelpunkt
des Querstabes 24 des T befestigt ist, wie in Fig. 10, als wenn
es an einem Ende des Querstabes befestigt ist, wie in Fig. 9.
Wenn es an einem Ende des Querstabes befestigt ist, hat eine
Biegung in die gestrichelten Stellungen 36 A und 36 B die Tendenz,
eine Deformation des Querstabes zu den gestrichelten Stellungen
24 A und 24 B hervorzurufen. Die Befestigung gemäß Fig. 10 redu
ziert oder eliminiert jedoch eine derartige Biegung.
Weiterhin liegt das effektive Drehzentrum des Bügels 120 (zu
sammen mit dem Abschnitt des polygonalen Rings, an dem er befe
stigt ist, der nicht in Fig. 10 gezeigt ist) auf der Oberfläche
des Gehäuses 24, am Punkt 103, nahe dem Zentrum (oder Achse) der
Strebe 28 A. Das effektive Zentrum in der Situation gemäß Fig. 9
ist jedoch das Zentrum, um das sich der Punkt 103 C dreht. Dies
letztgenannte Zentrum wird im allgemeinen unterschiedlich sein
und wird nicht auf der Oberfläche des Gehäuses 24 liegen. Das
letztgenannte Zentrum kann der Punkt 103 B in Fig. 9 sein, der
unterhalb der Oberfläche liegt.
Die Bügel 101 in Fig. 7 sind größenmäßig so bemessen, daß sie
in die axialen Ränder 125 des Rings 22 in Fig. 7 passen können.
Das heißt, alle Teile der Bügel liegen radial innen von dem Ring,
und kein Teil eines Bügels liegt axial außerhalb einer axialen
Kante 125 des Rings. (Bezüglich der Bedeutung "axial außerhalb"
sei darauf hingewiesen, daß ein Gegenstand 130 axial außerhalb
eines axialen Rands 125 des polygonalen Rings liegt.) Eine der
artige Bemessung gestattet, daß ein kleinerer geschmiedeter Man
tel für die Bügel 101 verwendet werden kann im Vergleich zu dem
Mantel 55, der für die bekannten Bügel 36 gemäß Fig. 8 erforder
lich ist. Zusätzlich kann der geschmiedete Mantel des polygonalen
Rings kleiner sein als bei der bekannten Ausführung.
Der bekannte geschmiedete Mantel hat eine axiale Länge L in
Fig. 14. Bei den Ausführungsbeispielen der Erfindung hat der
Mantel eine axiale Länge LL in Fig. 15. Die neue axiale Länge LL
ist kleiner, da der neue Mantel keine äußeren Bügel 155 in den
Fig. 14 und 15 zu enthalten braucht: Die erfindungsgemäßen Bü
gel 101 in Fig. 7 sind axial innerhalb des polygonalen Rings an
geordnet. Das bedeutet für eine gegebene Breite R in den Fig.
14 und 15, daß der geschmiedete Mantel gemäß Fig. 15 (zur
Verwendung gemäß der Erfindung) eine kleinere axiale Länge haben
kann als der bekannte gemäß Fig. 14.
Weiterhin sind die Bügel so angeordnet, daß (1) die Bügel-Ring-
Befestigungs- und (2) die Bügel-Gehäuse-Befestigungspunkte ritt
lings auf der Mittellinie 135 des Gehäuses gemäß Fig. 11 sitzen.
Das bedeutet, daß der Befestigungspunkt 103, der als ein Dreh
zentrum wirkt, wie es in Fig. 10 gezeigt ist, auf der gegenüber
liegenden Seite der Mittellinie 135 in Bezug auf die Befestigungs
punkte 110 und 112 liegt, die den Bügel an dem Ring befestigen
Anders ausgedrückt, der Punkt 103 befindet sich in einer anderen
radialen Ebene als die Punkte 110 und 112. Die Mittellinie 135,
wie sie in Fig. 11 gezeigt ist, schneidet die Steigungsachse 140
der Schaufeln 15 in Fig. 2. Die Steigungsachse 140 ist auch in
Fig. 2 gezeigt und ist diejenige Achse, um die sich die Propeller
schaufeln während einer Änderung des Anstellwinkels drehen, wie
es durch den Pfeil 145 angegeben ist.
Die Bügel 57, die die Verkleidung 40 an dem polygonalen Ring 22 P
befestigen, werden aus ihren Positionen bewegt, die in den Fig.
4 und 5 gezeigt ist. Die bekannten Bügel 57 sind an den Naben
abschnitten 22 B angeordnet, wie es in den Fig. 5 und 6 gezeigt
ist. Erfindungsgemäß sind die Verkleidungsbügel 155 in Fig. 7 an
den Verbinderabschnitten 22 A angeordnet und an Flanschen 150 be
festigt, wie es in den Fig. 7, 11 und 12 gezeigt ist.
Diese Positionierung der Bügel 155 vermindert eine Verformung der
Verkleidung 40 aus dem folgenden Grund. Wie in Fig. 12 angegeben
ist, bewirkt die Zentrifugalbelastung der Propellerschaufeln, daß
sich die Nabenabschnitte in einer Richtung radial nach außen ver
schieben, also in der Richtung des Pfeils 160. Die Nabenabschnit
te werden ausgelenkt, wie es durch die Strecke 170 angegeben ist,
während die Verbinderabschnitte um einen kleineren Betrag 165 aus
gelenkt werden. Der Grund, daß die Verbinderabschnitte weniger
ausgelenkt werden, ist der, daß die Zentrifugalbelastung der
Schaufeln die Nabenabschnitte 22 B verschiebt und die Verbinder
abschnitte 29 unter Zug setzt. Deshalb eliminiert die Befesti
gung der Verkleidungsbügel 155 an den Schienen 29 der Verbinder
abschnitte 22 A die Verkleidungsverformung, die auftreten würde,
wenn die Bügel stattdessen an den Nabenabschnitten 22 B befestigt
wären. Mit der erfindungsgemäßen Anordnung bewegen sich zwar die
Nabenabschnitte 22 B immer noch radial nach außen, wie es durch
die Strecke 170 in Fig. 12 angegeben ist, aber diese Bewegung
verkleinert nur leicht den Spalt 183 zwischen dem Ring und der
Verkleidung 40.
Ein wichtiges Merkmal der Erfindung besteht darin, daß die Bügel
101 in Fig. 7 sich nicht in die gestrichelten Positionen 101 A
biegen, wenn ein thermisches Wachstum des Gehäuses 24 relativ
zum Ring 22P auftritt. Jedoch trennen oder spreizen sich nicht
die Arme 120 und 121 der Bügel, wie dies die Arme 42 des bekann
ten Bügels 36 in den Fig. 4 und 5 tun.
Ein derartiges Spreizen der Arme kann bewirken, daß eine Bean
spruchung oder sogar eine Beschädigung in dem Steg 48 des Bügels
36 in Fig. 5 auftritt. Beispielsweise bewirkt eine Deformation
der Arme in die gestrichelten Positionen 42 P, daß der Bereich 180
des Bügels unter Druck und der Bereich 185 unter Zug kommt. Eine
wiederholte Wechselbelastung dieser Deformation kann eine Ver
festigung und Sprödigkeit des Materials im Bereich 48 bewirken,
was äußerst unerwünscht ist.
Somit kann gesagt werden, daß keine wesentliche Deformation der
Bügel während eines thermischen Wachsens auftritt: Spreizen ist
nicht vorhanden und die Bügel biegen sich lediglich zwischen ge
strichelten Positionen 120 A und 120 B in Fig. 10 während ther
mischer Zyklen. Ein derartiges Biegen ist nicht annähernd so zer
störerisch, wie das Spreizen. Beim Spreizen verändert sich der Ab
stand 47 in Fig. 5 auf die Strecke 47 P. Die Schenkel 42 biegen
sich fast überhaupt nicht: Die gesamte Deformation erfolgt inner
halb des Steges 48. Das bedeutet, daß die gesamte Deformation
innerhalb des Steges 48 lokalisiert ist, der eine Länge 47 C in
Fig. 4 hat.
Im Gegensatz dazu ist bei der erfindungsgemäßen Anordnung ein
Spreizen eliminiert und es tritt nur eine Biegung auf. Ferner
wird die Biegung verteilt über die gesamte Länge 47 D in Fig. 10
des Bügels 120. Da die Länge 47 D wesentlich größer ist als die
Steglänge 47 C (angenähert gezeigt), wird die Deformation über
ein größeres Materialstück verteilt, und so wird die Biegung pro
Einheit reduziert.
Mit anderen Worten, die Erfindung eliminiert ein Spreizen der
Schenkel 42 in Fig. 5 und reduziert oder eliminiert somit eine
in den Steg 48 auftretende Beanspruchung. Die Eliminierung der
Beanspruchung vermeidet eine durch Beanspruchung hervorgerufene
Wölbung oder Verformung im Bereich 115 gemäß Fig. 7.
Die Erfindung wurde zwar in Verbindung mit gegenläufig rotieren
den Fan-Schaufelpaaren beschrieben, sie kann aber auch bei einer
einzelnen (d.h. nicht paarigen) Fan-Schaufelanordnung verwendet
werden.
Es sind jedoch noch weitere Ausführungsbeispiele möglich. Bei
spielsweise wurde die vorstehende Beschreibung in Verbindung mit
Fan-Schaufeln gemacht, die durch einen Ring getragen sind, der
einen Rotor in der Form einer Turbine umgibt. Der Rotor muß je
doch nicht eine Turbine sein, sondern kann eine Zahnradtransmis
sion sein, die Leistung von einer Hochgeschwindigkeitsturbine
auf den Ring überträgt.
Claims (17)
1. Flugzeugantriebseinrichtung, gekennzeichnet durch:
- a) einen Ring (22), der mehrere Propellerschaufeln trägt und einen Rotor umgibt, und
- b) mehrere V-förmige Bügel (101), die den Ring und den Rotor verbinden und sich bei thermischem Wachstum des Rotors in bezug auf den Ring biegen, ohne eine wesentliche Spreizbe wegung auszuführen.
2. Flugzeugantriebseinrichtung enthaltend:
- a) ein Turbinengehäuse, das
- i) einen Ring haltert, der Propellerschaufeln trägt, und
- ii) einer thermischen Expansion ausgesetzt ist, und
- b) mehrere Verbindungsstücke zum Übertragen einer Schublast und einer Drehmomentlast zwischen dem Ring und dem Gehäuse, wobei die thermische Expansion eine Biegung der Verbindungs stücke herbeiführt und keine andere signifikante Deformation.
3. Flugzeugantriebseinrichtung enthaltend:
- a) ein Turbinengehäuse, das
- i) einen Ring haltert, der Propellerschaufeln trägt, und
- ii) einer thermischen Expansion ausgesetzt ist und
- b) mehrere Bügel, die jeweils an zwei oder mehr entsprechenden Stellen auf dem Ring und an einer einzigen entsprechenden Stelle auf dem Gehäuse befestigt sind.
4. Einrichtung nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet, daß die Stel
len auf dem Ring nicht in der gleichen radialen Ebene wie
die Stellen auf dem Gehäuse liegen.
5. Einrichtung nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet, daß die Stel
len auf dem Ring und die Stellen auf dem Gehäuse auf gegen
überliegenden Seiten von Steigungsachsen der Propellerschau
feln liegen.
6. Flugzeugantriebseinrichtung mit einem Turbinengehäuse, das
einen Propellerschaufeln tragenden Ring haltert und das einer
thermischen Expansion ausgesetzt ist,
gekennzeichnet durch :.
- a) ein Turbinengehäuse, das
- i) einen Ring haltert, der Propellerschaufeln trägt, und
- ii) einer thermischen Expansion ausgesetzt ist, und
- b) mehrere Gruppen von Verankerungen, wobei jede Gruppe erste und zweite Verankerungen auf dem Ring aufweist, und eine einzige dritte Verankerung auf dem Gehäuse enthält, und
- c) Mittel zum Verbinden der ersten, zweiten und dritten Ver ankerungen jeweils miteinander.
7. Flugzeugantriebseinrichtung,
gekennzeichnet durch :
- a) eine Turbine mit einem Gehäuse, das eine thermische Expan sion durchläuft,
- b) einen die Turbine umgebenden Ring, der weniger thermische Expansion durchläuft als die Turbine,
- c) mehrere Propellerschaufeln, die von dem Ring ausgehen, und
- d) mehrere Bügel zum Übertragen von Drehmomentlast und Schub last zwischen dem Ring und dem Gehäuse, wobei die Formen der Bügel bei der thermischen Expansion im wesentlichen konstant bleibt.
8. Flugzeugantriebseinrichtung,
gekennzeichnet durch :
- a) eine Turbine, die eine thermische Expansion durchläuft,
- b) einen Ring, der die Turbine umgibt,
- c) mehrere Propellerschaufeln, die von dem Ring ausgehen, und
- d) mehrere Mittel zum Verbinden des Ringes mit der Turbine, die sich bei dem relativen thermischen Wachsen biegen und keine andere signifikante Deformation durchlaufen bei dem thermischen Wachsen.
9. Flugzeugantriebseinrichtung,
gekennzeichnet durch :
- a) einen Ring, der die Turbine umgibt und mehrere Propeller schaufeln trägt, und
- b) mehrere im wesentlichen V-förmige Bügel, die jeweils Schen kel und einen Scheitel aufweisen, wobei jeweils die Schen kel mit dem Ring und der Scheitel mit der Turbine verbun den sind.
10. Flugzeugantriebseinrichtung,
gekennzeichnet durch:
- a) eine umlaufende Turbine,
- b) einen Ring, der die Turbine umgibt,
- c) mehrere Propellerschaufeln, die durch den Ring gehaltert sind, und
- d) mehrere Bügel, die sich zwischen dem Ring und der Turbine erstrecken, wobei jeder (i) an der Turbine durch ein einzel nes Befestigungsglied und (ii) an dem Ring durch zwei oder mehr Befestigungsglieder befestigt ist.
11. Flugzeugantriebseinrichtung,
gekennzeichnet durch:
- a) ein Turbinengehäuse, das einen Ring haltert, der Propeller schaufeln trägt, und
- b) mehrere Bügel zum Verbinden des Ringes mit dem Gehäuse, wo bei alle vollständig zwischen den axialen Rändern des Rin ges angeordnet sind.
12. Flugzeugantriebseinrichtung,
gekennzeichnet durch :
- a) ein Turbinengehäuse, das einen Ring haltert, der Propeller schaufeln trägt, und
- b) mehrere Bügel zum Verbinden des Ringes mit dem Gehäuse, wobei von jedem Bügel alle Teile radial innen von dem Ring angeordnet sind.
13. Flugzeugantriebseinrichtung,
gekennzeichnet durch:
- a) eine Turbine, die
- i) ein Turbinengehäuse aufweist, das einen Ring haltert, der Propellerschaufeln trägt, und
- ii) Schaufeln mit darin gebildeten radialen Achsen auf weist, und
- b) mehrere Bügel, die sich zwischen dem Gehäuse und dem Ring erstrecken und Befestigungspunkte auf dem Gehäuse aufwei sen, die mit einer die Achsen enthaltenden radialen Ebene etwa zusammenfallen.
14. Flugzeugantriebseinrichtung,
gekennzeichnet durch:
- a) eine Turbine, die
- i) ein Turbinengehäuse aufweist, das einen Ring haltert, der Propellerschaufeln trägt, und
- ii) Schaufeln mit darin ausgebildeten radialen Achsen auf weist, und
- b) mehrere Bügel, die sich zwischen dem Gehäuse und dem Ring erstrecken und an dem Gehäuse derart befestigt sind, daß das effektive Drehzentrum von jedem Bügel auf der Oberfläche des Gehäuses liegt.
15. Flugzeugantriebseinrichtung,
gekennzeichnet durch:
- a) einen Ring, der einen Rotor umgibt und der
- i) Nabenabschnitte, die Propellerschaufeln haltern, und
- ii) Schienenabschnitte aufweist, die benachbarte Nabenab schnitte verbinden,
- b) eine Verkleidung um den Ring herum und
- c) Mittel zum Befestigen der Verkleidung an den Schienenab schnitten.
16. Flugzeugantriebseinrichtung,
gekennzeichnet durch :
- a) einen Ring, der einen Rotor umgibt und
- i) Nabenabschnitte, die
- A) die Propellerschaufeln haltern und
- B) eine radiale Bewegung bei einer Zentrifugalkraft der Propellerschaufeln erfahren,
- ii) Schienenabschnitte aufweisen, die benachbarte Naben abschnitte verbinden,
- i) Nabenabschnitte, die
- b) eine Verkleidung um den Ring herum und
- c) Mittel zum Befestigen der Verkleidung an Schienenabschnit ten zum Vermindern der Wirkungen der radialen Bewegung auf die Verkleidung.
17. Flugzeugantriebseinrichtung,
gekennzeichnet durch:
- a) einen Ring, der einen Rotor umgibt und
- i) Nabenabschnitte, die
- A) die Propellerschaufeln haltern und
- B) eine radiale Bewegung bei einer zentralen Zentri fugalkraft der Propellerschaufeln erfahren,
- ii) Schienenabschnitte aufweisen, die benachbarte Nabenab schnitte verbinden,
- i) Nabenabschnitte, die
- b) eine Verkleidung um den Ring herum und
- c) Mittel zum Verbinden der Verkleidung mit dem Ring derart, daß die Verkleidung durch die Radialbewegung im wesent lichen unbeeinflußt ist.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/361,151 US5082424A (en) | 1989-06-05 | 1989-06-05 | Connection system for aircraft propeller blades |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE4017586A Ceased DE4017586A1 (de) | 1989-06-05 | 1990-05-31 | Verbindungseinrichtung fuer flugzeugpropellerschaufeln |
Country Status (8)
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---|---|
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JP (1) | JPH0354096A (de) |
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DE (1) | DE4017586A1 (de) |
FR (1) | FR2652793A1 (de) |
GB (1) | GB2235255A (de) |
IT (1) | IT1248947B (de) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2953487A1 (fr) * | 2009-12-07 | 2011-06-10 | Snecma | Moyeu d'helice a anneau polygonal renforce et turbomachine equipee d'un tel moyeu. |
FR2953486A1 (fr) * | 2009-12-07 | 2011-06-10 | Snecma | Moyeu d'helice a anneau polygonal plein et turbomachine equipee d'un tel moyeu |
WO2011069981A1 (fr) * | 2009-12-07 | 2011-06-16 | Snecma | Moyeu d'hélice a anneau polygonal renforce et turbomachine équipée d'un tel moyeu |
FR3032941A1 (fr) * | 2015-02-24 | 2016-08-26 | Snecma | Soufflante non carenee de turbomachine d'aeronef |
EP2586701A3 (de) * | 2011-10-25 | 2017-11-08 | Rolls-Royce plc | Stützring für eine Propelleranordnung |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2947590B1 (fr) * | 2009-07-02 | 2011-07-15 | Snecma | Moyeu d'helice |
US9555871B2 (en) * | 2012-03-05 | 2017-01-31 | The Boeing Company | Two-surface sandwich structure for accommodating in-plane expansion of one of the surfaces relative to the opposing surface |
US9751616B1 (en) * | 2012-10-24 | 2017-09-05 | The Boeing Company | Methods and apparatus to retain a rotor blade |
Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3338456A1 (de) * | 1982-11-01 | 1984-05-03 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Gasturbinentriebwerk |
DE3538599A1 (de) * | 1984-11-02 | 1986-05-15 | Gen Electric | Schaufelhalterungseinrichtung |
DE3542017A1 (de) * | 1984-12-03 | 1986-06-05 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Gegenlaeufige leistungsturbine |
DE3614157A1 (de) * | 1985-05-01 | 1986-11-06 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Gasturbinentriebwerk |
DE3612595A1 (de) * | 1985-05-31 | 1986-12-04 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Turbomaschine |
GB2192238A (en) * | 1986-07-02 | 1988-01-06 | Rolls Royce Plc | Turbine |
DE3729809A1 (de) * | 1986-09-09 | 1988-03-17 | Gen Electric | Schaufelverstellmechanismus |
US4738589A (en) * | 1986-02-25 | 1988-04-19 | Rolls-Royce Plc | Propeller module for an aero gas turbine engine |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2410804A (en) * | 1942-01-19 | 1946-11-12 | Vickers Electrical Co Ltd | Turbine |
US2514408A (en) * | 1948-04-19 | 1950-07-11 | Westinghouse Electric Corp | Gas turbine apparatus |
US3764228A (en) * | 1971-10-04 | 1973-10-09 | F Shook | Replaceable blade propeller assembly |
DE2945223A1 (de) * | 1978-12-06 | 1980-06-12 | Ford Werke Ag | Luefterrad fuer verbrennungskraftmaschinen |
US4815273A (en) * | 1985-12-31 | 1989-03-28 | Peter Rudolph | Single propeller turboprop propulsion apparatus |
GB2199378B (en) * | 1986-12-24 | 1991-02-13 | Rolls Royce Plc | Pitch change arrangement for a variable pitch fan |
US5108259A (en) * | 1988-12-19 | 1992-04-28 | General Electric Company | Flexible connector for use in aircraft |
-
1989
- 1989-06-05 US US07/361,151 patent/US5082424A/en not_active Expired - Fee Related
-
1990
- 1990-03-15 CA CA002012246A patent/CA2012246A1/en not_active Abandoned
- 1990-05-18 JP JP2127094A patent/JPH0354096A/ja active Pending
- 1990-05-30 KR KR1019900007825A patent/KR910000477A/ko not_active Application Discontinuation
- 1990-05-30 FR FR9006739A patent/FR2652793A1/fr not_active Withdrawn
- 1990-05-31 DE DE4017586A patent/DE4017586A1/de not_active Ceased
- 1990-06-04 GB GB9012432A patent/GB2235255A/en not_active Withdrawn
- 1990-06-05 IT IT02054590A patent/IT1248947B/it active IP Right Grant
Patent Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3338456A1 (de) * | 1982-11-01 | 1984-05-03 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Gasturbinentriebwerk |
DE3538599A1 (de) * | 1984-11-02 | 1986-05-15 | Gen Electric | Schaufelhalterungseinrichtung |
DE3542017A1 (de) * | 1984-12-03 | 1986-06-05 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Gegenlaeufige leistungsturbine |
DE3614157A1 (de) * | 1985-05-01 | 1986-11-06 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Gasturbinentriebwerk |
DE3612595A1 (de) * | 1985-05-31 | 1986-12-04 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Turbomaschine |
US4738589A (en) * | 1986-02-25 | 1988-04-19 | Rolls-Royce Plc | Propeller module for an aero gas turbine engine |
GB2192238A (en) * | 1986-07-02 | 1988-01-06 | Rolls Royce Plc | Turbine |
DE3729809A1 (de) * | 1986-09-09 | 1988-03-17 | Gen Electric | Schaufelverstellmechanismus |
US4738590A (en) * | 1986-09-09 | 1988-04-19 | General Electric Company | Blade pitch varying mechanism |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2953487A1 (fr) * | 2009-12-07 | 2011-06-10 | Snecma | Moyeu d'helice a anneau polygonal renforce et turbomachine equipee d'un tel moyeu. |
FR2953486A1 (fr) * | 2009-12-07 | 2011-06-10 | Snecma | Moyeu d'helice a anneau polygonal plein et turbomachine equipee d'un tel moyeu |
WO2011069981A1 (fr) * | 2009-12-07 | 2011-06-16 | Snecma | Moyeu d'hélice a anneau polygonal renforce et turbomachine équipée d'un tel moyeu |
US9255583B2 (en) | 2009-12-07 | 2016-02-09 | Snecma | Propeller hub having a reinforced polygonal ring and turbine engine provided with such a hub |
EP2586701A3 (de) * | 2011-10-25 | 2017-11-08 | Rolls-Royce plc | Stützring für eine Propelleranordnung |
FR3032941A1 (fr) * | 2015-02-24 | 2016-08-26 | Snecma | Soufflante non carenee de turbomachine d'aeronef |
US10118710B2 (en) | 2015-02-24 | 2018-11-06 | Safran Aircraft Engines | Unducted fan for an aircraft turbine engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2652793A1 (fr) | 1991-04-12 |
GB9012432D0 (en) | 1990-07-25 |
IT9020545A1 (it) | 1991-12-05 |
IT1248947B (it) | 1995-02-11 |
JPH0354096A (ja) | 1991-03-08 |
CA2012246A1 (en) | 1990-12-05 |
US5082424A (en) | 1992-01-21 |
KR910000477A (ko) | 1991-01-29 |
IT9020545A0 (it) | 1990-06-05 |
GB2235255A (en) | 1991-02-27 |
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