用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统技术方案

本发明专利技术涉及一种用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统，包括无动力涡轮，该无动力涡轮包括第一转子和相对于所述第一转子反转的第二转子，第一反转螺旋推进器(11)和第二反转螺旋推进器(12)围绕所述螺旋推进器系统的纵轴相对于所述系统的定子旋转，以及机械传动装置(20)，其中所述机械传动系统(20)设置在所述第一螺旋推进器(11)与所述第二螺旋推进器(12)之间。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统。
技术介绍
本专利技术应用于飞机涡轮引擎，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。更具体地，其应用于具有《敞开转子》的涡轮引擎，其中ー无动カ涡轮直接或间接地通过如减速器并特别包括行星齿轮系的机械传动装置来驱动两个反转螺旋推进器。在这些反转螺旋推进器系统中，该螺旋推进器因此在它们的外径向端部不具有整流装置。具有反转螺旋推进器系统的涡轮引擎是已知的，其螺旋推进器由通常为差动減速器的机械传动装置驱动。此差动減速器包含一特殊的行星齿轮系，其中心齿轮由一无动カ涡轮的转子旋转驱动，其行星支架驱动第一螺旋推进器，其环形齿轮驱动第二螺旋推进器。 在这方面，注意到，取决于该反旋转螺旋推进器相对于驱动它们的无动カ涡轮的位置，该第一螺旋推进器构成下游螺旋推进器，该第二螺旋推进器构成上游螺旋推进器，反之亦然。尽管如此，不象简单的行星齿轮系那样，该环形齿轮不是静止的，而是运动的。具有这样的行星齿轮系，这两个螺旋推进器无法经历相同的空气动力学扭矩。该行星齿轮的机械平衡方程式显示这两个扭矩必定具有ー恒定比值，取决于该減速器的几何特征。此比值必定不为整数I。实际上，该应用到第一螺旋推进器的扭矩Cl与应用到第二螺旋推进器的扭矩C2之间的比值由下式给出C1/C2 = (R+l)/(R-I)；其中R对应于由该行星齿轮系限定的減速比。因此，为了实现接近于I的扭矩比，必须增加该减速比R，然而，该减速比R由于机械可行性的问题而无法大于10。而且，減速比R的増加必然通过该减速器的总量的増加来转换，这对涡轮引擎不利。由于在所述扭矩之间的比不等于1，因此两个螺旋推进器中的ー个将比另ー个螺旋推进器产生更多的旁流回转，其由出口流的剰余回转所转换，实质性地限制推进效率，并不利地増加该涡轮引擎的声学水平。实际上，由行星支架驱动的第一螺旋推进器总是承担最多的扭矩。此外，在两者之间的差还在用于将该涡轮引擎连接到飞机上的装置上产生ー増加的应力，这些装置因此尺寸加大以承受施加于它们之上的过载。在由斯奈克码公司于2008年12月19日递交的法国专利申请FR O 858822中，一螺旋推进器系统，可填充收自第二螺旋推进器的扭矩的缺失，该第二螺旋推进器由该无动力涡轮的第二转子通过该行星齿轮系的环形齿轮所驱动，这是已知的。其结果是，空气动カ学流在离开该螺旋推进器系统的同时被很好地弄直。而且，所述用于将该涡轮引擎连接到飞机上的装置上的机械应カ减小，因此在尺寸和质量方面可采用较低成本的设计。为了限制该涡轮引擎的噪音，该引擎必须在上游螺旋推进器与下游螺旋推进器之间包括足够的间隙，这增加了该涡轮引擎的长度。而且，当一螺旋推进器配备有不同装配类型的叶片时，供应到该装配系统的能(电能或液压能)穿过该行星齿轮系。因此，该行星齿轮系的任何故障影响该装配系统，这需要特别的防备以避免在飞行过程中出现危险情況。
技术实现思路
为了克服至少部分这些缺点，本专利技术涉及一种用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统，包括-无动カ涡轮，包括第一转子和相对于所述第一转子的第二反转转子；-第一和第二反转螺旋推进器，围绕所述螺旋推进器系统的纵轴相对于此系统的定子旋转，以及-机械传动装置，包括一行星齿轮系，该行星齿轮系包括一与所述纵轴同心，并由所述无动カ涡轮的所述第一转子所驱动的中心齿轮，与所述中心齿轮相啮合的行星齿轮， 驱动所述第一螺旋推进器的行星支架，以及与每个行星齿轮相啮合的环形齿轮，该环形齿轮，由所述第二转子所驱动，驱动所述第二螺旋推进器。该系统的特征在于，该机械传动装置设置在第一螺旋推进器与第二螺旋推进器之间。因此，该涡轮引擎的尺寸可大大减小。而且，由于在所述螺旋推进器之间必须保持足够大的间隙，因此该机械传动装置的尺寸可增加以限制其复杂性并因此限制成本。得到具有縮小的尺寸并且不太复杂的涡轮引擎。由于本专利技术，行星齿轮系外观的可由涡轮级的数量2分开，并减小其平均半径，这大大降低了该螺旋推进器系统的质量。优选地，该第一螺旋推进器位于该机械传动装置下游，该第二螺旋推进器位于该机械传动装置上游。由于此结构，该行星齿轮系的结构被优化，该涡轮引擎结构紧凑。还优选地，该无动力涡轮的第一转子为内转子，该无动力涡轮的第二转子为外转子。优选地，该无动カ涡轮对应于一双轴涡轮引擎的低压涡轮。总是优选地，所述行星支架与所述第一螺旋推进器为一整体，该环形齿轮与所述第二螺旋推进器和该无动力涡轮的第二转子为一整体。优选地，该行星支架通过行星支架轴承关于定子可旋转地安装，该环形齿轮通过环形齿轮轴承关于定子可旋转地安装。每个所述螺旋推进器由该定子直接支撑，这限制了不平衡和振动的出现。优选地，每个螺旋推进器包括用于该螺旋推进器叶片的螺距的变化机构，每个机构安装在定子中，并关于所述机械传动装置而轴向移动。该螺距变化机构有利地安装在定子中，其限制振动并因此限制该变化机构的磨损。而且，由于该螺距变化机构的动力供应与该机械传动装置相分离，这避免了在该机械传动装置发生故障时累及该螺距变化机构的动力供应。优选地，该行星齿轮系安装在一与该环形齿轮整体形成的环形齿轮轴中，该环形齿轮轴包括一内圆形槽，该内圆形槽设置为由于离心力而从该行星齿轮系回收润滑油。因此，润滑油朝向该环形齿轮轴离心分离，并回收到该圆形槽中，这有利于该油由于其在ー气油交換器中的通道而朝向引擎返回。仍然优选地，该圆形槽设置在该行星齿轮系的上游。油循环系统并不有利地穿过该行星齿轮系，这简化了此系的设计。总是优选地，排放ロ设置在该环形齿轮中，以将下游的润滑油朝向该圆形槽运至该行星齿轮系。本专利技术还涉及用于包括例如上述的反转螺旋推进器系统的飞机的涡轮引擎。优选地，该涡轮引擎是ー《敞开转子》。附图说明本专利技术通过附图将更好地理解图I是根据本专利技术的一螺旋推进器系统的示意图；图2是根据本专利技术优选实施例的用于飞机的螺旋推进器系统的纵向截面 图3是图2的螺旋推进器系统的放大图；图4是图3的螺旋推进器系统的放大图；和图5是根据本专利技术的螺旋推进器系统的行星齿轮系的示意性截面图。具体实施例方式典型地，ー涡轮引擎包括，从上游到下游，低压压缩机、高压压缩机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮。以后，术语“上游”和“下游”关于气体在该涡轮引擎中的循环而限定，该气体从上游循环至下游。类似地，在本申请中达成一致，术语“内部”和“外部”关于在图I-图4中所图示的引擎的X轴而沿径向限定。因此，沿该引擎轴延伸的一圓柱体包括一朝向该引擎轴的内表面和一与其内表面相对的外表面。所述低压压缩机和低压涡轮通过ー低压轴而机械连接，形成一低压筒；而所述高压压缩机和高压涡轮通过一高压轴而机械连接，形成一高压筒。该涡轮引擎被称作一双筒涡轮引擎。參见图1，根据本专利技术的用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统I包括ー无动カ涡轮30，该无动カ涡轮30包括第一转子31和第二转子32，该第二转子32相对于所述第ー转子31反转，第一 11和第二 12反转螺旋推进器设计为围绕该螺旋推进器系统的轴关于该涡轮引擎的壳体33旋转，此轴与该涡轮引擎的X轴相重合。參见图5，该系统I包含一行星齿轮系20形式的机械传动装置，形成減速器，包含一中心齿轮40，该中心齿轮40与所述纵向X轴同心，并由所述无动力涡轮的第一转子31驱动，行星齿轮50与所述本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2010.01.08 FR 10000741. 一种用于飞机涡轮引擎的反转螺旋推进器系统(I)，包括 -无动カ涡轮(30)，该无动カ涡轮包括第一转子(31)和相对于所述第一转子(31)的第二反转转子(32)； -第一(11)和第二(12)反转螺旋推进器，围绕所述螺旋推进器系统(I)的纵轴(X)相对于此系统的定子(33)旋转，以及 -机械传动装置，该机械传动装置包括一行星齿轮系(20)，该行星齿轮系包括 i.一与所述纵轴(X)同心，并由所述无动カ涡轮(30)的所述第一转子(31)所驱动的中心齿轮(40)， ii.与所述中心齿轮(40)相啮合的行星齿轮(50)， iii.驱动所述第一螺旋推进器(11)的行星支架(51)，以及 iv.与每个行星齿轮(50)相啮合的环形齿轮(60)，该环形齿轮(60)，由所述第二转子(32)所驱动，驱动所述第二螺旋推进器(12)， 其特征在于，所述机械传动装置设置在所述第一螺旋推进器(11)与所述第二螺旋推进器(12)之间。2.根据权利要求I所述的系统，其中该第一螺旋推进器(11)设置在该机械传动装置的下游，该第二螺旋推进器(12)设置在该机械传动装置的上游。3.根据权利要求I或2所述的系统，其中该无动カ涡轮(30)...

【专利技术属性】
技术研发人员：沃特·鲍克，
申请(专利权)人：斯奈克玛，
类型：发明
国别省市：