RU2794134C2 - Fan module with variable angle blades - Google Patents
Fan module with variable angle blades Download PDFInfo
- Publication number
- RU2794134C2 RU2794134C2 RU2021110847A RU2021110847A RU2794134C2 RU 2794134 C2 RU2794134 C2 RU 2794134C2 RU 2021110847 A RU2021110847 A RU 2021110847A RU 2021110847 A RU2021110847 A RU 2021110847A RU 2794134 C2 RU2794134 C2 RU 2794134C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fan
- shaft
- bearing
- gearbox
- blades
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
1. Область техники, к которой относится изобретение1. Technical field to which the invention belongs
Настоящее изобретение относится к области турбомашин. В частности, оно касается вентиляторного модуля с лопастями с переменным углом установки.The present invention relates to the field of turbomachines. In particular, it concerns a fan module with variable angle blades.
2. Уровень техники2. State of the art
Уровень техники представлен документами ЕР-А1-3 205 576, GB-A-2 209 371, WO-A2-2010/108576, US-A1-2016/076393, WO-A1-2010/097440 и ЕР-А1-3 179 044.The prior art is represented by documents EP-A1-3 205 576, GB-A-2 209 371, WO-A2-2010/108576, US-A1-2016/076393, WO-A1-2010/097440 and EP-A1-3 179 044.
Вентилятор, оснащенный лопастями с переменным углом установки или с изменяющимся шагом, позволяет регулировать установку или ориентацию лопастей и, в частности, угол установки лопастей в зависимости от параметров полета с целью оптимизации работы вентилятора. В целом, эта конфигурация позволяет оптимизировать вентиляторный модуль, в который встроен такой вентилятор. Можно напомнить, что угол установки лопасти соответствует углу в продольной плоскости, перпендикулярной к оси вращения лопасти, между хордой лопасти и плоскостью вращения вентилятора. Лопасти с переменным углом установки могут занимать так называемое положение реверса тяги (известное под английским названием “reverse”), в котором они позволяют генерировать обратную тягу, участвуя в торможении летательного аппарата, и положение флюгирования, в котором в случае отказа или неисправности они позволяют ограничить свое сопротивление.A fan equipped with vari-angle or variable-pitch blades allows the installation or orientation of the blades and, in particular, the angle of the blades to be adjusted depending on the flight parameters in order to optimize the operation of the fan. In general, this configuration allows you to optimize the fan module in which such a fan is integrated. It may be recalled that the pitch angle of the blade corresponds to the angle in the longitudinal plane perpendicular to the axis of rotation of the blade, between the chord of the blade and the plane of rotation of the fan. Variable angle blades can be placed in a so-called reverse thrust position (known by the English name “reverse”), in which they allow the generation of reverse thrust, participating in the deceleration of the aircraft, and a feathering position, in which, in the event of a failure or malfunction, they allow to limit its resistance.
Поиски наилучшей тяговой эффективности приводят к появлению вентиляторов, номинальная степень повышения давления которых становится все меньше и диаметр которых, следовательно, становится все больше. Такой выбор приводит к возрастанию ограничений управляемости лопастей вентилятора между условиями работы на земле и в полете. Эффективным средством преодоления этих ограничений стало использование лопастей вентилятора с переменным углом установки. Кроме того, приведение во вращение этого вентиляторного модуля большого диаметра и с низкой степенью повышения давления (как правило, менее 1.3) стало возможным, в частности, благодаря применению редуктора, который позволяет силовому валу газотурбинного двигателя вращать вал вентилятора и который позволяет уменьшить скорость вращения вала вентилятора по отношению к силовому валу. Как правило, в кольцевом смазочном пространстве на входе редуктора установлены по меньшей мере два подшипника, чтобы, с одной стороны, выдерживать диаметр вентилятора и редуктор и, с другой стороны, получить возможность интегрирования системы изменения шага или угла установки лопастей вентилятора. Кольцевая смазочная камера, расположенная под ротором, позволяет смазывать также редуктор и по меньшей мере частично охватывает систему изменения шага, а также подшипники.The search for the best traction efficiency results in fans whose nominal pressure ratio becomes progressively smaller and whose diameter therefore becomes progressively larger. This choice results in increasing the controllability limitations of the fan blades between operating conditions on the ground and in flight. An effective means of overcoming these limitations has been the use of variable angle fan blades. In addition, the rotation of this fan module of large diameter and low pressure ratio (typically less than 1.3) is made possible, in particular, by the use of a gearbox that allows the power shaft of the gas turbine engine to rotate the fan shaft and which makes it possible to reduce the speed of rotation of the shaft. fan in relation to the power shaft. As a rule, at least two bearings are installed in the annular lubrication space at the inlet of the gearbox in order, on the one hand, to support the diameter of the fan and the gearbox, and, on the other hand, to be able to integrate a system for changing the pitch or pitch of the fan blades. An annular lubrication chamber located under the rotor allows lubrication also of the gearbox and at least partially encloses the pitch change system as well as the bearings.
Однако такая конструкция остается громоздкой и отрицательно сказывается на массе вентиляторного модуля, а также на характеристиках газотурбинного двигателя. В частности, система изменения шага, редуктор и подшипники, расположенные полностью в кольцевой камере, занимают много места в осевом направлении и в радиальном направлении под осью поворота лопастей. Такое увеличение массы влияет на частотное положение деформации изгиба вентилятора по отношению к максимальной скорости вращения вентилятора, зависящей от работы газотурбинного двигателя. Частота этого режима деформации изгиба стремится к перемещению к низким частотам и к приближению к максимальной рабочей скорости, что приводит к увеличению нагрузок и выборке динамических люфтов в присутствии дисбаланса на уровне вентилятора. Это приводит к отрицательному влиянию с точки зрения массы (необходимой, чтобы выдерживать повышенные размерные нагрузки) и производительности (с учетом увеличения выборки динамических люфтов). Когда дисбаланс появляется, например, на валу вентилятора, вибрации могут также передаваться на силовой вал через редуктор.However, this design remains cumbersome and adversely affects the mass of the fan module, as well as the performance of the gas turbine engine. In particular, the pitch change system, gearbox and bearings, located entirely in the annular chamber, take up a lot of space in the axial direction and in the radial direction under the axis of rotation of the blades. Such an increase in mass affects the frequency position of the fan bending deformation in relation to the maximum fan speed, which depends on the operation of the gas turbine engine. The frequency of this bending deformation mode tends to move to low frequencies and to approach the maximum operating speed, which leads to increased loads and dynamic backlash sampling in the presence of unbalance at the level of the fan. This results in a negative impact in terms of mass (needed to withstand increased dimensional loads) and performance (taking into account the increase in dynamic play sampling). When an imbalance occurs, for example, on the fan shaft, vibrations can also be transmitted to the power shaft through the gearbox.
Точно так же, во время работы газотурбинного двигателя между силовым валом и валом вентилятора появляются смещения, которые проявляются в элементах редуктора. Если речь идет о редукторе с эпициклической передачей (который содержит внутреннюю планетарную (или солнечную) шестерню, сателлиты, водило и коронную (или наружную планетарную) шестерню), смещения, в частности, динамические смещения (которые возникают из-за дисбаланса на уровне вентилятора или силового вала) появляются на уровне входного вала (который соединен с силовым валом газотурбинного двигателя), водила или коронной шестерни, и их необходимо устранять посредством изменения этих элементов или добавления детали для изменения их поведения.In the same way, during the operation of a gas turbine engine, displacements appear between the power shaft and the fan shaft, which appear in the gearbox elements. In the case of an epicyclic gearbox (which contains an internal planetary (or sun) gear, pinion gears, a carrier and an annulus (or external planetary) gear), misalignments, in particular dynamic misalignments (which occur due to imbalance at the level of the fan or power shaft) appear at the level of the input shaft (which is connected to the power shaft of the gas turbine engine), carrier or ring gear, and must be eliminated by changing these elements or adding a part to change their behavior.
3. Задача изобретения3. Purpose of the invention
Настоящее изобретение призвано предложить вентиляторный модуль, позволяющий просто и эффективно уменьшить радиальный и осевой габарит, чтобы оптимизировать массу модуля и его динамическую ситуацию, избегая при этом существенных конструктивных изменений.The present invention aims to provide a fan module that can simply and effectively reduce the radial and axial clearance in order to optimize the mass of the module and its dynamic situation while avoiding significant structural changes.
4. Раскрытие изобретения4. Disclosure of the invention
Согласно изобретению, эта задача решается при помощи вентиляторного модуля с лопастями с переменным углом установки, при этом упомянутый вентиляторный модуль содержит:According to the invention, this problem is solved by means of a fan module with variable angle blades, said fan module comprising:
- ротор вентилятора с лопастями вентилятора, установленными с возможностью поворота, каждая, вокруг оси установки,- a fan rotor with fan blades mounted with the possibility of rotation, each around the axis of the installation,
- вал вентилятора, расположенный вдоль продольной оси Х внутри ротора вентилятора и вращающий ротор вентилятора,- a fan shaft located along the longitudinal axis X inside the fan rotor and rotating the fan rotor,
- силовой вал, приводящий во вращение вал вентилятора через редуктор с эпициклической передачей,- a power shaft that drives the fan shaft through a gearbox with an epicyclic gear,
- по меньшей мере первый и второй подшипники, направляющие во вращении ротор вентилятора по отношению к неподвижной конструкции вентиляторного модуля и расположенные в смазочной камере,- at least first and second bearings guiding the fan rotor in rotation with respect to the fixed structure of the fan module and located in the lubrication chamber,
- систему изменения шага лопастей вентилятора, содержащую соединительный механизм, соединенный с лопастями вентилятора, и приводное средство, действующее на соединительный механизм,- a system for changing the pitch of the fan blades, comprising a coupling mechanism connected to the fan blades, and a drive means acting on the coupling mechanism,
при этом первый подшипник расположен на входе редуктора, а второй подшипник расположен на выходе редуктора, при этом ротор вентилятора соединен с валом вентилятора через кольцевую цапфу, расположенную по меньшей мере на входной части смазочной камеры, и приводное средство находится в осевом направлении на входе цапфы.in this case, the first bearing is located at the inlet of the gearbox, and the second bearing is located at the outlet of the gearbox, while the fan rotor is connected to the fan shaft through an annular trunnion located at least at the inlet part of the lubrication chamber, and the drive means is located in the axial direction at the inlet of the trunnion.
Таким образом, это решение позволяет решить вышеупомянутую задачу. В частности, конфигурация цапфы относительно ротора вентилятора с установленными на нем лопастями и смазочной камеры на входе вала вентилятора и подшипников по отношению к редуктору позволяет уменьшить, с одной стороны, занимаемое место в осевом направлении и, с другой стороны, занимаемое место в радиальном направлении в роторе вентилятора. Ротор вентилятора и ось установки лопастей можно расположить максимально близко к подшипникам вентилятора (уменьшение консольной массы на этих опорных подшипниках). Подшипники на входе и на выходе редуктора облегчают интегрирование системы изменения шага и, в частности, приводного средства, которое получает больше места в осевом направлении.Thus, this solution solves the above problem. In particular, the configuration of the trunnion relative to the fan rotor with blades mounted on it and the lubrication chamber at the input of the fan shaft and bearings with respect to the gearbox makes it possible to reduce, on the one hand, the space occupied in the axial direction and, on the other hand, the space occupied in the radial direction in fan rotor. The fan rotor and the blade mounting axis can be positioned as close as possible to the fan bearings (reduction of cantilever mass on these support bearings). Bearings at the inlet and outlet of the gearbox facilitate the integration of the pitch change system and in particular the drive means, which receives more space in the axial direction.
Вентиляторный модуль имеет также один или несколько следующих признаков, рассматриваемых отдельно или в комбинации:The fan module also has one or more of the following features, either alone or in combination:
- кольцевая цапфа расположена под ножками лопастей вдоль радиальной оси,- the annular trunnion is located under the legs of the blades along the radial axis,
- кольцевая цапфа содержит входной конец, находящийся в осевом направлении на уровне оси установки лопастей, и проходит на выходе оси установки лопастей,- the annular trunnion has an inlet end located in the axial direction at the level of the blade mounting axis, and passes at the outlet of the blade mounting axis,
- ротор вентилятора содержит опорное кольцо, содержащее радиальные цилиндрические гнезда, равномерно распределенные вокруг продольной оси и предназначенные для установки в каждом из них ножки лопасти, при этом цапфа закреплена на выходе опорного кольца,- the fan rotor contains a support ring containing radial cylindrical sockets, evenly distributed around the longitudinal axis and intended for installation in each of the legs of the blade, while the trunnion is fixed at the output of the support ring,
- цапфа является присоединяемым элементом, закрепленным на валу вентилятора,- the trunnion is an attached element fixed on the fan shaft,
- приводное средство расположено на входе радиальной плоскости, в которой заключены оси установки лопастей,- the drive means is located at the inlet of the radial plane, in which the axes of the installation of the blades are enclosed,
- приводное средство соединено во вращении с валом вентилятора,- the drive means is rotatably connected to the fan shaft,
- приводное средство содержит неподвижный корпус и подвижный корпус, поступательно перемещающийся вдоль продольной оси Х относительно упомянутого неподвижного корпуса, при этом подвижный корпус соединен с соединительным механизмом,- the drive means comprises a fixed body and a movable body that moves translationally along the longitudinal axis X relative to the mentioned fixed body, while the movable body is connected to the connecting mechanism,
- приводное средство содержит неподвижный корпус и подвижный корпус, который расположен вокруг неподвижного корпуса и является коаксиальным с продольной осью,- the drive means comprises a fixed body and a movable body, which is located around the fixed body and is coaxial with the longitudinal axis,
- редуктор содержит планетарную шестерню, связанную с силовым валом, сателлиты и водило, на котором установлены сателлиты и которое связано с валом вентилятора,- the gearbox contains a planetary gear connected to the power shaft, satellites and a carrier on which the satellites are installed and which is connected to the fan shaft,
- вал вентилятора и водило являются моноблочными,- the fan shaft and carrier are monoblock,
- вентиляторный модуль содержит средства питания приводного средства, соединенные с источником питания, при этом средства питания содержат трубки, которые проходят через редуктор и по меньшей мере частично расположены внутри вала вентилятора,- the fan module comprises power means for the drive means connected to a power source, the power means comprising tubes that pass through the gearbox and are located at least partially inside the fan shaft,
- редуктор содержит сквозные отверстия, выполненные в водиле для обеспечения прохождения трубок, при этом каждое сквозное отверстие расположено между двумя смежными сателлитами,- the reducer contains through holes made in the carrier to ensure the passage of tubes, with each through hole located between two adjacent satellites,
- средства питания связаны с подшипником передачи масла, расположенным на выходе редуктора,- the power supply is connected to the oil transmission bearing located at the outlet of the gearbox,
- первый подшипник включает в себя два шарикоподшипника или один роликоподшипник и один шарикоподшипник,- the first bearing includes two ball bearings or one roller bearing and one ball bearing,
- первый подшипник является шарикоподшипником,- the first bearing is a ball bearing,
- второй подшипник является роликоподшипником,- the second bearing is a roller bearing,
- редуктор содержит число n сателлитов, при этом n равно или превышает три,- the reducer contains the number n of satellites, while n is equal to or greater than three,
- редуктор расположен в смазочной камере,- the gearbox is located in the lubrication chamber,
- средства соединения содержат тяги, каждая из которых имеет первый конец, шарнирно соединенный в вилкой кольца, неподвижно соединенного с подвижным корпусом, и второй конец, шарнирно соединенный с шейкой ножки лопасти,- connection means contain rods, each of which has a first end pivotally connected in a fork of a ring fixedly connected to the movable body, and a second end pivotally connected to the neck of the leg of the blade,
- вентиляторный модуль содержит входной вентилятор и выходной вентилятор,- the fan module contains an inlet fan and an outlet fan,
- входной вентилятор установлен подвижно с возможностью вращения вокруг продольной оси, а выходной вентилятор установлен неподвижно относительно входного вентилятора,- the inlet fan is mounted movably with the possibility of rotation around the longitudinal axis, and the outlet fan is fixed relative to the inlet fan,
- по меньшей мере один вентилятор является капотированным,- at least one fan is hooded,
- подшипник передачи масла гидравлически сообщается с трубками средств питания,- the oil transfer bearing is hydraulically connected to the feed tubes,
- первый и второй направляющие подшипники установлены на валу вентилятора на входе и на выходе редуктора,- the first and second guide bearings are mounted on the fan shaft at the inlet and outlet of the gearbox,
- первый подшипник содержит внутреннее кольцо, соединенное с валом вентилятора, и наружное кольцо, соединенное с входной опорой подшипника, и элементы качения между внутренним и наружным кольцами,- the first bearing contains an inner ring connected to the fan shaft, and an outer ring connected to the input bearing support, and rolling elements between the inner and outer rings,
- второй подшипник содержит внутреннее кольцо, соединенное с крышкой, и наружное кольцо, соединенное с выходной опорой подшипника, и элементы качения между внутренним кольцом и наружным кольцом,- the second bearing contains an inner ring connected to the cover, and an outer ring connected to the output support of the bearing, and rolling elements between the inner ring and the outer ring,
- ось установки лопастей является перпендикулярной к продольной оси.- the axis of installation of the blades is perpendicular to the longitudinal axis.
Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий по меньшей мере один вентиляторный модуль, имеющий любой из вышеуказанных признаков.The subject of the invention is also a gas turbine engine containing at least one fan module having any of the above features.
5. Краткое описание фигур5. Brief description of the figures
Изобретение, его другие задачи, детали, признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного пояснительного описания вариантов выполнения изобретения, представленных в качестве чисто иллюстративных и не ограничительных примеров со ссылками на прилагаемые схематичные чертежи, на которых:The invention, its other objects, details, features and advantages will be more apparent from the following detailed explanatory description of embodiments of the invention, presented by way of purely illustrative and non-limiting examples with reference to the accompanying schematic drawings, in which:
Фиг. 1 - вид в осевом разрезе газотурбинного двигателя, к которому применимо изобретение.Fig. 1 is an axial sectional view of a gas turbine engine to which the invention is applicable.
Фиг. 2 - схематичный детальный вид в осевом разрезе заявленного вентиляторного модуля газотурбинного двигателя.Fig. 2 is a schematic, detailed axial sectional view of the claimed gas turbine engine fan module.
Фиг. 3 - другой вариант выполнения заявленного вентиляторного модуля газотурбинного двигателя.Fig. 3 shows another embodiment of the claimed gas turbine engine fan module.
Фиг. 4 - вид в осевом разрезе другого варианта выполнения газотурбинного двигателя, содержащего заявленный вентиляторный модуль.Fig. 4 is an axial sectional view of another embodiment of a gas turbine engine incorporating the inventive fan module.
Фиг. 5 - вид в перспективе с входной стороны примера редуктора, установленного в газотурбинном двигателе с заявленным вентиляторным модулем.Fig. 5 is an upstream perspective view of an example of a gearbox installed in a gas turbine engine with a fan module according to the invention.
Фиг. 6 - вид в перспективе с выходной стороны редуктора, показанного на фиг. 5.Fig. 6 is a perspective view from the output side of the gearbox shown in FIG. 5.
Фиг. 7 - вил в перспективе примера водила редуктора, показанного на фиг. 5 и 6.Fig. 7 is a perspective view of an example of the carrier of the gearbox shown in FIG. 5 and 6.
6. Подробное описание вариантов выполнения изобретения6. Detailed description of embodiments of the invention
На фиг. 1 показан газотурбинный двигатель 1, предназначенный для установки на летательном аппарате. В данном случае этот газотурбинный двигатель 1 является двухконтурным газотурбинным двигателем, который расположен вдоль продольной оси Х. Разумеется, изобретение можно применять для других типов газотурбинного двигателя, содержащих по меньшей мере один вентилятор, что будет показано в описании ниже.In FIG. 1 shows a gas turbine engine 1 intended for installation in an aircraft. In this case, this gas turbine engine 1 is a bypass gas turbine engine which is located along the longitudinal axis X. Of course, the invention can be applied to other types of gas turbine engine containing at least one fan, as will be shown in the description below.
В целом, в дальнейшем тексте описания термин «вентилятор» будет использоваться для обозначения как вентилятора, так и винта, при этом лопасти вентилятора или винта могут быть капотированными (например, для турбореактивных двигателей), так и не капотированными (например, для турбовинтовых двигателей).In general, in the following text of the description, the term "fan" will be used to refer to both the fan and the propeller, while the fan or propeller blades can be shrouded (for example, for turbojet engines) or not shrouded (for example, for turboprop engines) .
Газотурбинный двигатель 1 содержит газогенератор 2, на входе которого установлен вентиляторный модуль 3 по меньшей мере с одним вентилятором 4. В настоящем изобретении и в целом термины «вход» и «выход» определены по отношению к направлению прохождения газов в газотурбинном двигателе, которое по существу является параллельным продольному направлению Х. Точно так же, термины «внутренний», «наружный», «над», «под», «радиальный» и «радиально» определены по отношению к радиальной оси Z, перпендикулярной к продольной оси Х, и по отношению к удалению от продольной оси Х. Наконец, термины «осевой» и «аксиально» определены по отношению к продольной оси.The gas turbine engine 1 comprises a
Двухконтурный газотурбинный двигатель 1 содержит наружную гондолу 5, охватывающую газогенератор 2. Газогенератор 2 содержит, например, от входа к выходу, компрессор 6 низкого давления, компрессор 7 высокого давления, камеру 8 сгорания, турбину 9 высокого давления и турбину 10 низкого давления. Компрессор 6 низкого давления и турбина 10 низкого давления содержат, каждая, ротор, при этом вал 11 низкого давления соединяет роторы, образуя корпус низкого давления. Точно так же, компрессор 7 высокого давления и турбина 9 высокого давления содержат ротор, при этом вал 12 высокого давления соединяет роторы, образуя корпус высокого давления.The bypass gas turbine engine 1 comprises an
В данном случае вентилятор 4 капотирован, будучи закрытым картером 13 вентилятора, неподвижно соединенным с гондолой 5. Вентилятор 4 сжимает заходящий в газотурбинный двигатель воздушный поток, который делится на первичный воздушный поток, циркулирующий в кольцевом первичном проточном тракте 14, проходящем через газогенератор, и на вторичный воздушный поток, циркулирующий в кольцевом вторичном проточном тракте 16 вокруг газогенератора. В частности, первичный проточный тракт 14 и вторичный проточный тракт 15 разделены кольцевым межтрактовым картером 16, окружающим газогенератор. Межтрактовый картер 16 содержит на входе последнего разделительный носок 17, который делит входящий воздушный поток на первичный воздушный поток и на вторичный воздушный поток. В частности, первичный проточный тракт 14 ограничен в радиальном направлении кольцевым внутренним картером 18 и кольцевым межтрактовым картером 17. Что касается вторичного проточного тракта 15, то он ограничен в радиальном направлении межтрактовым картером 16 и гондолой 5.In this case, the
Кроме того, газотурбинный двигатель 1 содержит реактивное сопло 19, которое находится на выходе газогенератора 2 и через которое первичный воздушный поток и вторичный воздушный поток выходят наружу газотурбинного двигателя, в частности, в атмосферу.In addition, the gas turbine engine 1 includes a
Вентиляторный модуль 3 содержит ротор 20 вентилятора, через который проходит кольцевой вал 21 вентилятора с центром на продольной оси Х. Вал 21 вентилятора приводит во вращение ротор 20 вентилятора вокруг продольной оси. Сам вал 21 вентилятора приводится во вращение валом передачи мощности с продольной осью Х через механизм 22 передачи мощности. В настоящем примере вал передачи мощности является валом 11 низкого давления. В альтернативном варианте силовой вал является валом силовой турбины, питаемой газом от газогенератора. Механизм 22 передачи мощности позволяет понижать скорость вращения вала вентилятора по отношению к скорости вала низкого давления. С другой стороны, механизм 22 передачи мощности позволяет выполнить вентилятор большого диаметра, чтобы повысить степень двухконтурности. В настоящем примере степень двухконтурности вентилятора превышает 10. Предпочтительно степень двухконтурности составляет от 15 до 20. Для этого диаметр вентилятора превышает 250 см.The
Как показано на фиг. 2, на роторе 20 вентилятора установлен ряд лопастей 23, которые являются лопастями с переменным углом установки или с изменяющимся шагом. Для этого лопасти 23 содержат, каждая, ножку 24, и лопасти 23 проходят радиально наружу от своих ножек 24. Свободный конец лопастей ограничен в радиальном направлении картером 13 вентилятора. В частности, ротор 20 вентилятора содержит опорное кольцо 25 с центром на продольной оси Х. Опорное кольцо 25 содержит множество радиальных цилиндрических гнезд 26, равномерно распределенных по его периферии. В каждом из гнезд 26 с возможностью поворота вокруг оси А установки установлена ножка 24 лопасти. Ось А установки проходит параллельно радиальной оси. Как правило, каждая ножка 24 лопасти образована креплением в виде утолщения, неподвижно соединенным с цапфой 27, установленной в гнезде 26. Каждая ножка 24 поворачивается в цилиндрическом гнезде 26 при помощи направляющего подшипника 28. В данном случае в каждом гнезде 26 находятся два направляющих подшипника. Каждый из этих подшипников содержит элементы качения, и они установлены один над другим вдоль радиальной оси Z. В частности, каждый подшипник 28 содержит внутреннее кольцо и наружное кольцо, между которыми расположены элементы качения. Каждое внутреннее кольцо соединено с ножкой 24, а каждое наружное кольцо соединено со стенкой цилиндрического гнезда 26. Элементы качения этих двух подшипников 28 включают в себя соответственно шарики 29.As shown in FIG. 2, a series of
Как показано также на фиг. 2, ножки 24 лопастей закрыты наружным кольцевым кожухом 30, центр которого находится на продольной оси Х и который продолжен в сторону выхода входным конусом 31 вентилятора, чтобы обеспечивать аэродинамическую непрерывность с конусом 31. Последний направляет воздушный поток на лопасти 23 вентилятора.As shown also in FIG. 2, the
Кроме того, вентиляторный модуль 3 содержит систему 32 изменения угла установки или шага лопастей вентилятора 4, позволяющую изменять угол установки или шаг лопастей вокруг их радиальных осей А установки таким образом, чтобы они могли занимать разные угловые положения в зависимости от условий работы газотурбинного двигателя и от соответствующих фаз полета. Для этого система 32 изменения шага содержит соединительные средства 33, соединенные с лопастями 23 вентилятора, и приводное средство 34, действующее на соединительные средства 33.In addition, the
В настоящем примере приводное средство 34 соединено во вращении с валом 21 вентилятора. Чтобы уменьшить занимаемое место в вентиляторном модуле, приводное средство 34 расположено на входе радиальной плоскости, в которой заключены оси установки лопастей вентилятора. Предпочтительно, но не ограничительно, приводное средство 34 содержит линейный кольцевой привод, ось которого является коаксиальной с продольной осью Х. Линейный привод содержит неподвижный корпус 35, соединенный во вращении с валом вентилятора, и подвижный корпус 35, перемещающийся поступательно относительно неподвижного корпуса 35 вдоль продольной оси Х. Это позволяет лучше распределить массу системы изменения шага (поскольку она имеет консольность, уменьшенную по отношению к описанным ниже подшипникам 69а, 69b ротора вентилятора), что улучшает динамическое поведение ротора вентилятора. Перемещение подвижного корпуса 36 вдоль продольной оси приводит к движению соединительных средств 33, которые будут описаны ниже, и это движение заставляет поворачиваться лопасти 23 вентилятора вокруг оси А установки, обеспечивая необходимый угол установки лопастей 23.In the present example, the drive means 34 is rotatably connected to the
Неподвижный корпус 35 является цилиндрическим с продольной осью Х и с круглым сечением. Неподвижный корпус 35 содержит кольцевую стенку 37 с первым концом 38 и с вторым концом 39, которые расположены противоположно друг к другу вдоль продольной оси. Стенка 37 закреплена на входном конце 40 вала вентилятора. Для этого стенка 37 содержит первый кольцевой фланец 41, выполненный радиально от второго конца 39. Предпочтительно первый кольцевой фланец 41 расположен внутри неподвижного корпуса 35. Этот первый кольцевой фланец закреплен на втором кольцевом фланце 42 вала 21 вентилятора, обеспечивая крепление неподвижного корпуса на валу вентилятора.The fixed
Неподвижный корпус 35 содержит также радиальную стенку 43, ограничивающую в данном случае две камеры 44а, 44b переменного объема в подвижном корпусе 36, которые расположены противоположно друг к другу в осевом направлении. Стенка 43 проходит наружу от радиально наружной стороны стенки 37. Подвижный корпус 36 расположен вокруг неподвижного корпуса 35 и является коаксиальным с продольной осью. Он перемещается в осевом направлении под действием приводного средства 34. Для этого система изменения шага содержит средства 45 гидравлического питания, обеспечивающие ее управление.The fixed
Камеры 44а, 44b предназначены для заполнения текучей средой, например, гидравлической текучей средой под давлением, поступающей от источника 83 гидравлического питания, таким образом, что подвижный корпус 36 занимает по меньшей мере два положения. Эти положения соответствуют положению реверса тяги, известному под английским названием “reverse”, и положению флюгирования лопастей вентилятора. В частности, в положении реверса тяги лопасти вентилятора участвуют в торможении летательного аппарата наподобие обычных реверсоров тяги. В положении флюгирования лопасти 23 убираются по отношению к направлению движения летательного аппарата, например, в случае неисправности газотурбинного двигателя, что позволяет уменьшить лобовое сопротивление. В этом последнем положении угол установки лопастей является положительным и обычно составляет порядка 90°. В настоящем примере, когда подвижный корпус 36 находится на входе приводного средства (близко к валу вентилятора), лопасти находятся в положении флюгирования, а когда подвижный корпус находится на выходе приводного средства 34 (ближе к концу 39), лопасти находятся в положении реверса тяги.The
Как показано на фиг. 2 и 3, система 32 изменения шага дополнительно содержит кольцо 46 синхронизации, которое поступательно перемещается в осевом направлении приводным средством. Кольцо 46 синхронизации соединено, с одной стороны, с подвижны корпусом 36 и, с другой стороны, с соединительными средствами 33. Благодаря кольцу 46 синхронизации, перемещение подвижного корпуса приводит к повороту всех лопастей. Оно содержит первый радиальный кольцевой фланец 86, закрепленный на втором радиальном кольцевом фланце 87, выполненном на подвижном корпусе 36. В частности, второй радиальный кольцевой фланец 87 находится на входном конце подвижного корпуса 36. Кольцо 46 синхронизации содержит несколько вилок 58, равномерно распределенных в окружном направлении вокруг продольной оси. Каждая вилка 58 взаимодействует с тягой 47 соединительных средств 33.As shown in FIG. 2 and 3, the
В этом примере соединительные средства 33 содержат несколько тяг 47. Тяги 47 расположены вокруг привода. Существует столько же тяг, сколько и лопастей 23. Каждая тяга 47 содержит первый конец 88 и второй конец 89, противоположные друг к другу в направлении длины тяги 47. В данном случае направление длины является по существу параллельным продольной оси (в ситуации установки). Первый конец 88 шарнирно установлен в вилке 58 кольца 46 синхронизации, тогда как второй конец 89 соединен с вилкой 90, расположенной на шейке 48 ножки лопасти. Каждая шейка 48 находится на радиально внутреннем конце ножки лопасти 23. Шейка 48 позволяет уменьшить усилие, необходимое для регулировки угла установки соответствующей лопасти. Таким образом, поступательное движение подвижного корпуса 36 передается на каждую лопасть.In this example, the connecting
Предпочтительно, но не ограничительно, привод выполнен в виде кольцевого гидравлического домкрата. Домкрат содержит неподвижный шток, соединенный с валом вентилятора, и цилиндр, подвижный относительно штока. Шток образован неподвижным корпусом 35, тогда как цилиндр образован подвижным корпусом 36.Preferably, but not limited to, the drive is in the form of an annular hydraulic jack. The jack contains a fixed rod connected to the fan shaft and a cylinder movable relative to the rod. The stem is formed by a fixed
Как показано на фиг. 2, 3 и 5-7, механизм 22 передачи мощности содержит редуктор 50. Предпочтительно, но не ограничительно, редуктор является редуктором с эпициклической передачей. Он расположен в смазочной камере 60 (схематично показанной пунктиром на фиг. 2), в которой происходит его смазка. Как правило, редуктор 50 содержит внутреннюю планетарную (или солнечную) шестерню 51, сателлиты 52, водило 53 и наружную коронную шестерню 54 (наружную планетарную шестерню). В настоящем примере планетарная шестерня 51 центрована по продольной оси Х и связана во вращении с силовым валом (в данном случае с валом 11 низкого давления) вокруг продольной оси Х через планетарный вал 55. Последний содержит первые элементы, предназначенные для взаимодействия с комплементарными вторыми элементами соединения, выполненными на планетарной шестерне 51. Сателлиты 52 установлены на водиле 53 и вращаются, каждый, вокруг оси, по существу параллельной относительно продольной оси Х. Каждый из сателлитов 52 зацепляется с планетарной шестерней 51 и с наружной коронной шестерней 54. Сателлиты 52 расположены радиально между планетарной шестерней и коронной шестерней. В настоящем примере предусмотрено три сателлита 52. Разумеется, редуктор 50 может содержать число сателлитов, превышающее три.As shown in FIG. 2, 3, and 5-7, the
Водило 53 связано во вращении с валом 21 вентилятора. Таким образом, планетарная шестерня образует вход редуктора, тогда как водило образует выход редуктора. Вал вентилятора, планетарный вал и силовой вал вращаются вокруг продольной оси и являются коаксиальными. В этом примере выполнения водило 53 и вал 21 вентилятора являются моноблочными. Иначе говоря, они выполнены в виде единой детали или моноблочно.
Как показано на фиг. 5-7, водило 53 содержит предпочтительно, но не ограничительно диск 91, образованный в радиальной плоскости (перпендикулярной к продольной оси Х). Водило 53 содержит сателлитные валы 92, которые выступают из диска 91 вдоль продольной оси. Каждый сателлит 52 установлен на сателлитном валу 91, который установлен в отверстии 99, выполненном в диске. Водило 53 содержит также опоры 93, выступающие вдоль продольной оси. Эти выступающие опоры 93 расположены в окружном направлении между сателлитными валами 92. Выступающие опоры 93 образуют между собой и в окружном направлении полости, в которые может заходить каждый из сателлитов. Отверстия 99 расположены на дне полостей, образованном частью стенки диска 91. Кроме того, выступающие опоры 93 расположены в радиальном направлении между периферией 94 диска и центральным отверстием 95 с центром на продольной оси для размещения планетарной шестерни 51. Это позволяет удерживать сателлиты и избегать смещений.As shown in FIG. 5-7, the
Редуктор 50 дополнительно содержит крышку 56, располагаемую с его выходной стороны. В частности, крышку 56 крепят на водиле 53 таким образом, чтобы удерживать оси сателлитов. Таким образом, крышка 56 оказывается соединенной во вращении с водилом и валом вентилятора. Крышка 56 содержит стенку 96, имеющую форму диска, и вал 56а, проходящий от стенки в осевом направлении, в частности, от ее центра. Стенка крышки упирается в радиальные поверхности выступающих опор 93 водила 53.The
Коронная шестерня 54 окружает водило 53 и центрована по продольной оси. Точно так же, она является неподвижной по отношению к водилу 53. В частности, коронная шестерня 54 закреплена на неподвижной конструкции газотурбинного двигателя через опорную обечайку 57. В настоящем примере неподвижная конструкция жестко закреплена на внутреннем картере 18 газотурбинного двигателя. Как можно увидеть на фиг. 2, редуктор 50 расположен на выходе разделительного носка 17 межтрактового картера.The
Как показано на фиг. 2, вал 21 вентилятора соединен с ротором вентилятора при помощи кольцевой цапфы 59. Последняя расположена по меньшей мере на части смазочной камеры 60, которая находится на входе редуктора 50. Вместе с валом 21 вентилятора цапфа 59 имеет осевое сечение, имеющее общую форму булавочной головки. Такая форма позволяет уменьшить радиальный габарит, так как опорное кольцо 25 лопастей можно расположить как можно ближе к валу 21 вентилятора. Как показано на фигуре, цапфа 59 расположена радиально под ножками лопастей вентилятора. Цапфа 59 закреплена на входе вала 21 вентилятора и на выходе опорного кольца 25, на котором установлены лопасти вентилятора.As shown in FIG. 2, the
В частности, цапфа 59 содержит кольцевую юбку 61 с продольной осью. Эта юбка 61 установлена на валу вентилятора со стороны его входного конца 40, при этом юбка 61 удерживается на валу 18 вентилятор при помощи первого крепежного органа 62, установленного на входе юбки 61. Этот первый крепежный орган 62 может быть гайкой. Иначе говоря, цапфа является присоединяемым элементом, закрепляемым на валу вентилятора. Цапфа 59 содержит центральный участок 63, который имеет осевое сечение в виде усеченного конуса. Центральный участок 63 содержит входной конец 64, соединенный с первым концом юбки 61. Последняя расположена внутри центрального участка 63. Центральный участок 63 содержит также выходной конец 65, соединенный с кольцевым фланцем 66, который расположен вдоль радиальной оси. Фланец 66 позволяет закрепить цапфу 59 на роторе вентилятора. В частности, фланец 66 закреплен на выходной стороне опорного кольца 25 лопастей вентилятора. Центральный участок 63 частично перекрывает смазочную камеру 60.In particular, the
Входной конец 64 цапфы 59 (в частности, центрального участка) находится в осевом направлении на уровне оси А установки угла лопастей вентилятора. Сама цапфа 59 расположена на выходе оси А установки лопастей вентилятора. В частности, на фиг. 2 видно, что центральный участок 63 и фланец 66 находятся на выходе оси установки лопастей вентилятора. Понятно, что приводное средство 34 находится в осевом направлении на входе цапфы.The
Смазочная камера 60 позволяет смазывать по меньшей мере первый подшипник 69, направляющий во вращении вал 21 вентилятора. Первый подшипник 69 расположен на входе редуктора 50. Первый подшипник 69 является подшипником качения. Он содержит расположенные друг против друга внутреннее кольцо и наружное кольцо. Между внутренним и наружным кольцами, которые образуют дорожки качения, расположены элементы качения. Внутреннее кольцо установлено на валу 21 вентилятора. Наружное кольцо установлено на опоре 70 входного подшипника. Опора 70 входного подшипника жестко закреплена на неподвижной конструкции 49, которая, в свою очередь, закреплена на внутреннем картере 18.The
Как показано на фиг. 2, первый подшипник 69 является двойным подшипником. Иначе говоря, существуют два первых подшипника, то есть первый входной подшипник 69а и первый выходной подшипник 69b, которые находятся на входе редуктора 50, чтобы направлять вал вентилятора во вращении относительно неподвижной конструкции газотурбинного двигателя. В этом случае элементы качения одного из первых входного и выходного подшипников являются шариками, а элементы качения другого из первых входного и выходного подшипников являются роликами. Предпочтительно, но не ограничительно, роликоподшипник расположен на входе шарикоподшипника. В альтернативном варианте, первые входной и выходной подшипники 69а, 69b содержат шарикоподшипники. Эти подшипники позволяют противостоять осевым и радиальным нагрузкам. Внутренние кольца первых входного и выходного подшипников расположены рядом друг с другом. Как правило, внутреннее кольцо первого выходного подшипника 69b заблокировано в осевом направлении на выходе заплечиком (не показан). Внутреннее кольцо первого входного подшипника заблокировано в осевом направлении на входе крепежным органом, таким как гайка. Наружное кольцо первого выходного подшипника заблокировано в осевом направлении на входе заплечиком и на выходе крепежным органом (гайкой) на опоре 70 входного подшипника. Внутреннее кольцо первого входного подшипника заблокировано в осевом направлении на входе осевым стопорным элементом, таким как втулка (не показана), и на выходе - заплечиком. Предпочтительно, но не ограничительно, наружный диаметр первого выходного подшипника 69b превышает наружный диаметр первого входного подшипника 69а.As shown in FIG. 2, the
В другом варианте выполнения, представленном на фиг. 3, присутствует единственный первый подшипник 69, расположенный на входе редуктора 50. Элементами качения этого направляющего подшипника являются шарики. В данном случае внутреннее кольцо 67а первого подшипника 69 заблокировано в осевом направлении, с одной стороны, осевым крепежным органом 68 на входе и, с другой стороны, заплечиком 70, находящимся на его выходе. В данном случае осевым крепежным органом 68 является гайка. Наружное кольцо 67b заблокировано в осевом направлении на входе заплечиком и на выходе крепежным органом 77, таким как гайка.In another embodiment shown in FIG. 3, there is a single
Вал 21 вентилятора направляется также во вращении при помощи второго направляющего подшипника 71 (показан на фиг. 2 и 3), находящегося на выходе редуктора 50. Второй направляющий подшипник тоже находится в смазочной камере 60. Расположение первого подшипника 69 и второго подшипника 71 соответственно на входе и на выходе редуктора 50 дает выигрыш в осевом габарите, что облегчает установку приводного средства 34. Это позволяет также улучшить удержание редуктора при помощи этих подшипников, расположенных на входе и на выходе, и ограничить относительные перемещения его различных органов.The
Этот второй подшипник 71 является подшипником качения. Второй направляющий подшипник содержит внутреннее кольцо и наружное кольцо, противоположные друг к другу в радиальном направлении. Последние образуют дорожки качения для расположенных между ними элементов качения. Внутреннее кольцо установлено на крышке 56. В частности, внутреннее кольцо расположено в радиально наружном пространстве вала 56а крышки 56, как показано на фиг. 3. Осевая блокировка внутреннего кольца обеспечивается на входе заплечиком 72 и на выходе осевым крепежным органом 73, таким как гайка. Наружное кольцо установлено на опоре 74 выходного подшипника, жестко закрепленной на неподвижной конструкции газотурбинного двигателя. Наружное кольцо заблокировано в осевом направлении на входе осевым стопорным элементом 75, таким как втулка, и на выходе заплечиком 76 (см. фиг.3). Предпочтительно элементами качения этого второго направляющего подшипника являются цилиндрические ролики. Предпочтительно они позволяют выдерживать радиальные нагрузки.This
Смазочная камера 60 позволяет смазывать первый и второй направляющие подшипники 69, 71 вала 21 вентилятора, а также редуктор 50. Предпочтительно смазочным веществом является масло, которое заполняет смазочную камеру в виде тумана. Смазочная камера ограничена на входе опорой 70 входного подшипника и валом 21 вентилятора. Между валом 21 вентилятора и опорой 70 входного подшипника предусмотрены уплотнительные средства 78, чтобы избегать утечки смазки наружу смазочной камеры. Уплотнительные средства 78 позволяют также ограничивать смазочную камеру 60. В частности, уплотнительные средства 78 образуют входной конец смазочной камеры 60. Они представляют собой, например, по меньшей мере одну лабиринтную прокладку и/или по меньшей мере одну сегментированную радиальную прокладку (которая может быть выполнена в виде сегментированного карбонового кольца). Опора 70 входного подшипника может быть дополнена средствами повышения давления (не показаны), позволяющими направлять поток сжатого воздуха внутрь смазочной камеры 60 через уплотнительные средства 78. Эти средства повышения давления могут содержать канал, выполненный в крышке 84 опоры 70 входного подшипника, продолжающей последнюю на входе. Предпочтительно воздух для повышения давления отбирают на одном из компрессоров газотурбинного двигателя. Это позволяет ограничить утечки смазки.The
В варианте выполнения, представленном на фиг. 3, уплотнительные средства 78 находятся на входе первого направляющего подшипника 69. Крышка 84 опоры входного подшипника поддерживает и частично перекрывает это уплотнительное средство 78. Точно так же, цапфа окружает радиально снаружи уплотнительные средства 78.In the embodiment shown in FIG. 3, the sealing means 78 are at the inlet of the
На выходе смазочная камера 60 ограничена кольцевым картером 79, закрепленным на внутреннем картере, и участком силового вала. Участок 18а внутреннего картера 18 тоже ограничивает смазочную камеру 60. Участок 18а внутреннего картера расположен в осевом направлении между опорой 70 входного подшипника и кольцевым картером 79. Последний находится на выходе опоры 74 выходного подшипника.At the outlet, the
В смазочной камере 60 установлен отражатель 80 (показан на фиг. 3), чтобы направлять смазку (в данном случае масло) от одного органа к другому. На фиг. 3 этот отражатель 80 расположен в осевом направлении между гайкой 97 отражателя 80 на входе (установленной на валу 21 вентилятора) и заплечиком 98 вала вентилятора. На фиг. 2 отражатель 80 установлен в осевом направлении между гайкой отражателя и внутренним кольцом первого направляющего подшипника 69.A reflector 80 (shown in FIG. 3) is installed in the
Средства 45 гидравлического питания приводного средства выполнены с возможностью своего соединения с источником 83 гидравлического питания и с возможностью питания камер 44а, 44b приводного средства. На фиг. 2 и 3 средства питания содержат по меньшей мере одну трубку, которая проходит через редуктор 50. В этом примере выполнения питание приводного средства 34 обеспечивают несколько трубок 81 (в данном случае три). Предпочтительно эти трубки 81 являются трубками высокого давления. Давление, присутствующее в каждой трубке, составляет около 120 бар. Предпочтительно текучая среда под давлением, которая проходит в трубках 81, является маслом. Для этого на выходе редуктора 50 установлен подшипник 82 передачи масла, известный под английским сокращением OTB от Oil Transfer Bearing. Это становится возможным за счет того, что приводное средство 34 находится на входе вала вентилятора и что неподвижный корпус 35 неподвижно соединен с валом вентилятора, вращающимся вокруг продольной оси Х. Как свидетельствует его название, подшипник 82 передачи масла позволяет передавать текучую среду (масло), выходящую из источника 83 питания, расположенного на выходе редуктора 50 в неподвижной системе координат газотурбинного двигателя, на вход редуктора, чтобы питать редуктор, а также привод, расположенный во вращающейся системе координат. Точно так же, расположение подшипника 82 передачи масла на выходе редуктора 50 позволяет уменьшить его диаметр, снизить риски утечки из него текучей среды и ограничить его тепловую мощность.The means 45 for hydraulic supply of the drive means are configured to be connected to the source of
Подшипник 82 передачи масла, схематично показанный на фиг.2 и 3, содержит радиально внутреннюю кольцевую часть (не показана), которая соединена во вращении с водилом 53 (с выходной стороны). Эта первая часть закреплена, в частности, на валу крышки. Подшипник передачи масла содержит также радиально наружную кольцевую часть, соединенную с неподвижной конструкцией газотурбинного двигателя. Смазочная жидкость проходит между радиально внутренней и радиально наружной частями. Подшипник передачи масла связан на своем входе с трубками 81 (в данном случае в количестве трех), которые проложены в редукторе 50 и доходят до приводного средства 34. Такая конфигурация позволяет, с одной стороны, уменьшить радиальный габарит модуля вентилятора и получить выигрыш в компактности и, с другой стороны, уменьшить консольность центра тяжести модуля вентилятора по отношению к поддерживающим его подшипникам, чтобы улучшить динамическое поведение ротора вентилятора.The
Для этого, как показано на фиг. 5-7, редуктор 50 содержит сквозные отверстия 100, через которые проходят трубки 81. Сквозные отверстия 100 выполнены на уровне выступающих опор 93 водила 53 внутри этих опор. В настоящем примере сквозные отверстия 100 проходят в осевом направлении через выступающие опоры 93 и выходят с входной стороны диска 91 редуктора. В этом случае вал 21 вентилятора содержит радиальные отверстия 101, через каждое из которых должна проходить трубка 81.For this, as shown in Fig. 5-7, the
В альтернативном варианте сквозные отверстия 100 выступающих опор 93 выходят внутрь вала вентилятора. В этом случае каждое сквозное отверстие 100 имеет наклонное направление и выходит в вал вентилятора.Alternatively, the through
Каждая выступающая опора 93 содержит только одно сквозное отверстие. Таким образом, каждое сквозное отверстие расположено между двумя смежными сателлитами. Точно так же, крышка 56 водила 53 содержит сквозные отверстия 102, которые проходят через стенку 96 диска. Когда крышка 56 установлена на водиле 53, сквозные отверстия 102 и сквозные отверстия 100 оказываются совмещенными. Предпочтительно сквозные отверстия 100 и сквозные отверстия 102 выполнены удлиненными в окружном направлении. Радиальное сечение сквозных отверстий может быть закругленным вытянутым или прямоугольным. Разумеется, сквозные отверстия могут иметь радиальное сечение круглой формы, если только они позволяют проложить трубки 81.Each protruding
Таким образом, каждая трубка 81 расположена по меньшей мере частично внутри вала 21 вентилятора. Как можно увидеть на фиг.2, 3 и 5-7, трубки 81 содержат, каждая, от выхода к входу первый участок 81а, которая расположен в осевом направлении на входе редуктора, второй участок 81b, который расположен в радиальном направлении на входе редуктора (в частности, крышки 56), третий участок 81с, который расположен по существу в осевом направлении внутри редуктора (в сквозных отверстиях водила и в сквозных отверстиях крышки), четвертый участок 81d, который расположен по существу в радиальном направлении на входе редуктора, и пятый участок 81е, которые расположен в осевом направлении внутри вала вентилятора. Каждая трубка 81 соединена также с камерами 44а, 44b привода через отверстие 85 (см. фиг. 3), которое выходит в эти камеры.Thus, each
На фиг. 4 представлен другой тип газотурбинного двигателя, для которого можно применить изобретение. В дальнейшем в описании сохранены соответствующие цифровые обозначения элементов описанного выше газотурбинного двигателя. Этот газотурбинный двигатель содержит вентиляторный модуль 3 с входным вентилятором 400а и выходным вентилятором 400b. Входной вентилятор 400а расположен по существу так же, как и в предыдущем варианте. Это значит, что входной вентилятор 400а является подвижным и вращается при помощи ротора вентилятора и содержит лопасти с переменным углом установки. Система 32 изменения шага установлена в роторе вентилятора с приводным средством 34 на входе вала 21 вентилятора. Цапфа 59 закреплена, с одной стороны, на выходе опорного кольца 25 и, с другой стороны, на входе вала вентилятора. Понятно, что приводное средство находится в осевом направлении на входе цапфы. Отличие относительно вентилятора другого газотурбинного двигателя (см. фиг. 1, 2 и 3), заключается в том, что входной вентилятор 400а не является капотированным. Выходной вентилятор 400b закреплен на неподвижном картере (который может быть межтрактовым картером 16). Выходной вентилятор 400b содержит лопасти 401 с переменным углом установки. Предусмотрена система изменения шага (не показана) для изменения угла установки этих лопастей. Последние проходят в радиальном направлении через вторичный проточный тракт 15, расположенный вокруг газогенератора. Лопасти 401 расположены в осевом направлении на выходе подвижных лопастей. Лопасти выходного вентилятора 400b тоже не являются капотированными. Кроме того, лопасти неподвижного выходного вентилятора 400b имеют длину по существу вдоль радиальной оси, меньшую длины лопастей входного подвижного вентилятора.In FIG. 4 shows another type of gas turbine engine for which the invention can be applied. In the following, the corresponding numerical designations of the elements of the gas turbine engine described above are retained in the description. This gas turbine engine comprises a
Claims (21)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1859405 | 2018-10-10 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2021110847A RU2021110847A (en) | 2022-11-14 |
| RU2794134C2 true RU2794134C2 (en) | 2023-04-11 |
Family
ID=
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2850103A (en) * | 1956-05-14 | 1958-09-02 | United Aircraft Corp | Propeller mounted on engine casing |
| RU2627990C2 (en) * | 2012-02-23 | 2017-08-14 | Снекма | Cycloidal reducer, fan module of dual-flow turbojet engine and dual-flow turbojet engine |
| EP3205576A1 (en) * | 2016-02-12 | 2017-08-16 | General Electric Company | Method and system for integrated pitch control mechanism actuator hydraulic fluid transfer |
| RU2631956C2 (en) * | 2012-01-31 | 2017-09-29 | Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн | Gear fan-type gas-turbine motor arrangement |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2850103A (en) * | 1956-05-14 | 1958-09-02 | United Aircraft Corp | Propeller mounted on engine casing |
| RU2631956C2 (en) * | 2012-01-31 | 2017-09-29 | Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн | Gear fan-type gas-turbine motor arrangement |
| RU2627990C2 (en) * | 2012-02-23 | 2017-08-14 | Снекма | Cycloidal reducer, fan module of dual-flow turbojet engine and dual-flow turbojet engine |
| EP3205576A1 (en) * | 2016-02-12 | 2017-08-16 | General Electric Company | Method and system for integrated pitch control mechanism actuator hydraulic fluid transfer |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN112888859B (en) | Fan module including pitch-variable blades | |
| RU2704516C2 (en) | Reduction gear with epicycloid transmission for gas turbine engine | |
| US10274071B2 (en) | Gearbox planet squeeze film damper | |
| US7493753B2 (en) | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same | |
| CN107448477B (en) | Bearing assembly | |
| US9677659B1 (en) | Gearbox planet attenuation spring damper | |
| US7269938B2 (en) | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same | |
| US10899432B2 (en) | Fan module with variable pitch blades | |
| RU2551143C2 (en) | System of counter-rotating propellers for aircraft turbine machine | |
| CA2955529C (en) | Gearbox planet squeeze film damper | |
| CN110541760A (en) | Power transmission system and turbine provided with such a power transmission system | |
| RU2665194C2 (en) | Device for transferring oil between two coordinate systems rotating relative to each other and propeller turbomachine for aircraft with such device | |
| CN107304713B (en) | Bearing assembly | |
| US20140069100A1 (en) | Compact double grounded mechanical carbon seal | |
| US11959387B2 (en) | Air turbine starter | |
| CN111120010A (en) | Fan module with variable pitch blades | |
| US11982201B2 (en) | Damper system for an engine shaft | |
| RU2794134C2 (en) | Fan module with variable angle blades | |
| US11725592B2 (en) | Aeronautical propulsion system having a low leakage flow rate and improved propulsion efficiency | |
| EP3800366B1 (en) | Bearing spring for epicyclical gear system housing assembly | |
| US20240229678A1 (en) | Air turbine starter | |
| CN116209821A (en) | Turbine module provided with a propeller and offset stator vanes |