專利名稱：緊湊型對轉螺旋槳系統的制作方法
技術領域：
本發明大體上涉及用于飛機渦輪機的對轉螺旋槳系統。本發明還涉及用于包括上述對轉螺旋槳系統的飛機渦輪機。優選地，本發明應用于飛機渦輪機，例如，渦輪噴氣發動機或渦輪螺旋槳發動機。 更具體地，本發明應用于所謂的開式轉子渦輪機，在該開式轉子渦輪機中，自由渦輪通過機械傳動裝置直接或間接地驅動對轉螺旋槳，所述機械傳動裝置形成減速器并優選地包括周轉齒輪系。因此，在這些對轉螺旋槳系統中，螺旋槳的外部徑向端不具有整流罩。
背景技術：
現有技術中，已經公知渦輪機具有對轉螺旋槳系統，該系統中的螺旋槳由機械傳動裝置驅動，典型地，該機械傳動裝置的形式為差速減速器。這種差速減速器具有特殊的周轉齒輪系，該周轉齒輪系的太陽輪被自由渦輪的轉子驅動旋轉，由此行星架驅動第一螺旋槳，周轉齒輪系的齒冠驅動第二螺旋槳。就此而言，根據對轉螺旋槳相對于驅動它們的自由渦輪的位置，第一螺旋槳構成下游螺旋槳，第二螺旋槳構成上游螺旋槳，反之亦然。但是，不論何種情況，與簡單的周轉齒輪系不同，齒冠不是靜止的，而是移動的。通常，第一和第二螺旋槳中的每一個都包括中心位于縱向軸線上的轂；外部套圈，該外部套圈設置為與轂同中心，并在外部徑限定渦輪機的主環形通道；以及將外部套圈連接至轂的連接臂。此外，自由渦輪和第一及第二螺旋槳之間插入有殼體。該殼體具有朝向最近的螺旋槳的殼體延伸部，該延伸部可旋轉地支撐螺旋槳的轂。這種配置意味著上述螺旋槳的很大一部分，甚至整個螺旋槳都要與保證對其旋轉支撐的殼體延伸部軸向地偏移。從機械方面考慮，這就需要使用懸臂進行管理，而且，特別是為了將滾動軸承分離以產生可接受的旋轉引導，通常需要對殼體延伸部進行實質性地延長。
上述局限性等于要對螺旋槳系統進行軸向延長，這樣做在質量和體積上都是代價
高昂的。
發明內容
本發明旨在相對于現有技術實施方式至少部分地解決上述缺陷。為此，本發明首先涉及用于飛機噴氣發動機的對轉螺旋槳系統，該系統包括自由渦輪；繞螺旋槳系統的縱向軸線對轉的第一螺旋槳和第二螺旋槳，所述第一螺旋槳相對于所述第二螺旋槳以預定方向設置，所述第一螺旋槳和第二螺旋槳中的每一個包括中心位于所述縱向軸線上的轂，與所述轂同中心設置并在外部徑向限定主環形通道的外部套圈， 以及將外部套圈連接至轂的連接臂；由所述自由渦輪驅動的機械傳動裝置，該機械傳動裝置驅動所述第一螺旋槳和第二螺旋槳；以及插入在自由渦輪和第一及第二螺旋槳之間的殼體，所述第一及第二螺旋槳相對于殼體以預定方向設置，所述自由渦輪相對于所述殼體位于相反的方向，所述殼體在給定方向具有殼體延伸部，該殼體延伸部旋轉支撐螺旋槳的轂。根據本發明，第二螺旋槳的連接臂在相反方向徑向地向外部延伸。本發明中，第二螺旋槳的連接臂傾斜，由此使得連接臂在向外部徑向延伸時離殼體更近，這樣能夠總體上使葉片離所述殼體更近。使葉片離殼體更近帶來的一個結果是螺旋槳系統在軸向上的長度減小，由此產生質量和體積效益。這樣做帶來的另一個結果是限制了第二螺旋槳的相對于殼體延伸部的懸臂式部分。換句話說，連接臂的特定傾斜能夠使第二螺旋槳的質量中心朝向殼體偏移，由此相對于前述實施方式減小了懸臂。因此，用于引導第二螺旋槳的轂的殼體延伸部在軸向上能夠更小，相對于以前的使用更大的的懸臂的技術方案，滾動軸承之間所需的空間也減少。這樣產生額外的質量和體積效益。本發明適用于所有的渦輪機，特別是所謂的開式轉子渦輪機。在開式轉子渦輪機中，不論螺旋槳系統位于氣體發生器的上游或者下游，本發明都能夠適用。不論是螺旋槳系統位于氣體發生器的上游或者下游的開式轉子渦輪機，都可以考慮在螺旋槳系統中將動力渦輪安裝在對轉螺旋槳的上游，或者下游。這也適合用于周轉齒輪系相對于螺旋槳的位置。優選地，上述的預定方向為下游方向。由此，第一螺旋槳為下游螺旋槳，所述第二螺旋槳為上游螺旋槳。這種特定安排特別是在當螺旋槳系統安裝在渦輪機的氣體發生器的下游時，即，當氣體發生器采用確保推進力的被稱作“推進器”的設計時被選用。當然，在不超出本發明范圍的情況下，可以考慮相反的設計，其中上述的預定方向為上游方向。所述第一螺旋槳為上游螺旋槳，所述第二螺旋槳為下游螺旋槳。這種技術方案特別是在當螺旋槳系統安裝在渦輪機的氣體發生器的上游時，即，當氣體發生器采用確保拉動力的被稱作“拉動器”的設計時被選用。不論考慮上述設計的哪一種，都優選地使得屬于第二螺旋槳的每一個連接臂的至少一部分相對于插入在所述殼體延伸部和第二螺旋槳的轂之間的滾動軸承以相反的方向設置。同樣，第二螺旋槳優選地包括多個葉片，其中每一個葉片安裝為使得其圍繞樞軸以迎角方向(in incidence)被操縱，所述樞軸相對于插入在殼體延伸部和第二螺旋槳的轂之間的滾動軸承以相反的方向設置。如上描述的兩種配置借助第二螺旋槳的臂的特定傾斜來實現，說明了本發明能夠重設第二螺旋槳的朝向殼體的質量中心，該殼體將第二螺旋槳與自由渦輪隔開。優選地，所述第二螺旋槳的轂旋轉地支撐所述第一螺旋槳的轂。優選地，所述第一螺旋槳的連接臂在所述預定方向向外徑向延伸。但是在不超出本發明范圍的情況下，也可以選用其他的配置。優選地，第一螺旋槳的連接臂支撐在內部徑向限定主環形通道的第一中間套圈， 第二螺旋槳的連接臂支撐在內部徑向限定主環形通道的第二中間套圈，所述第一中間套圈在給定方向位于第二中間套圈的連續部分。
優選地，第一螺旋槳的連接臂及其相關的外部套圈和中間套圈一體式形成，第二螺旋槳的連接臂及其相關的外部套圈和中間套圈也一體式形成。可替代地，上述兩個一體式組件中的每個可以由多個互相連接在一起的部分形成。如上所述，所述預定方向優選地為下游方向。優選地，所述機械傳動裝置包括周轉齒輪系，該周轉齒輪系包括定中心位于縱向軸線上并被自由渦輪的轉子驅動的太陽輪，至少一個與所述太陽輪嚙合的行星輪，驅動所述第一螺旋槳的行星架，以及與每個行星輪嚙合并驅動第二螺旋槳的齒冠。優選地，所述行星架連接至所述第一螺旋槳的轂，齒冠連接至所述第二螺旋槳的轂。優選地，每個外部套圈支撐相關螺旋槳的葉片的保持環。優選地，第一螺旋槳和第二螺旋槳的每一個包括用于其葉片的變量校準系統。以公知的方式，這些系統使得兩個螺旋槳的旋轉速度在運行過程中基本保持恒定，而不用考慮額定值功率。本發明還涉及飛機渦輪機，其包括上述的對轉螺旋槳系統，例如，該渦輪機可以為渦輪螺旋槳發動機，但是也可以為具有對轉風扇的噴氣發動機。在后一種情況中，上述的機械傳動裝置用于驅動噴氣發動機的對轉風扇。優選地，如上所述，本發明特別應用于所謂的開式轉子渦輪機，在該開式轉子渦輪機中，自由渦輪通過機械傳動裝置間接地驅動兩個對轉螺旋槳，所述機械傳動裝置形成減速器并包括周轉齒輪系。下面進行的非限制性具體描述將體現本發明的其他優點和特征。附圖描述下面的描述參考如下附圖，其中
圖1示出了根據本發明優選實施方式的飛機渦輪機的縱向半截面圖解視圖；圖2示出了沿圖1所示II - II線的截面圖；圖3a和北示出了從不同角度觀察的裝配于圖1所示渦輪機的對轉螺旋槳系統的部分透視圖；以及圖4示出了前圖所示對轉螺旋槳系統的一部分的放大截面圖。
具體實施例方式圖1示出了根據本發明優選實施方式的開式轉子類型的渦輪機1。在上述圖中，方向A對應于與渦輪機的縱向軸線2平行的縱向或軸向。方向B對應于渦輪機的徑向。此外，箭頭4表示飛機在渦輪機1的推力作用下飛行的方向，該飛行方向與渦輪機內部氣體的主流動方向相反。下文所用術語“前”，“上游”，“后”，以及“下游”是相對于飛行方向4而言的。在前面部分中，渦輪機具有進氣口 6，該進氣口通過引擎艙8向后面延續，該引擎艙包括外蒙皮10和內蒙皮12，所述外蒙皮和內蒙皮的中心都位于軸線2上，并彼此徑向偏移。內蒙皮12形成氣體發生器14的外部徑向殼體，通常，該氣體發生器14從前到后包括低壓壓縮機16，高壓壓縮機18，燃燒室20，高壓渦輪22，以及中壓渦輪24。壓縮機16 和渦輪M通過軸沈機械連接，形成低壓體，而壓縮機18和渦輪22通過軸28機械連接，形成高壓體。因此，氣體發生器14為傳統設計，稱為“雙體”。中壓渦輪M的下游具有對轉螺旋槳系統30，其形成渦輪機的接收器。系統30包括自由渦輪32，其形成低壓渦輪。該渦輪包括構成渦輪的內部部分的轉子32a，以及構成渦輪的外部部分的定子32b，該定子32b固定連接至所述螺旋槳系統的固定殼體組件34，該固定殼體組件34的中心位于系統的縱向軸線2上。以公知的方式，定子32b固定至渦輪機的其他殼體。在這方面，如附圖所示，螺旋槳系統30優選地設計為螺旋槳不具有環繞螺旋槳的外部徑向整流罩。此外，在對轉渦輪32的下游，螺旋槳系統30包括支撐葉片7a的第一螺旋槳7或下游螺旋槳。同樣，螺旋槳系統30包括支撐葉片9a的第二螺旋槳9或上游螺旋槳。由此， 螺旋槳7和9在方向4上互相偏移，兩者都位于自由渦輪32的下游。兩個螺旋槳7和9繞軸線2以相反的方向旋轉，該螺旋槳7和9的中心位于軸線 2上，所述旋轉為相對于保持不動的定子34而言。為驅動螺旋槳7和9旋轉，提供了形成減速器并特別包括周轉齒輪系15的機械傳動裝置13。參考圖1和2，齒輪系15包括太陽輪17，該太陽輪的中心位于縱向軸線2上，并由具有相同軸線的太陽輪軸19支撐，該太陽輪軸19通過凸緣38 —體連接至轉子3 的上游。 由此，轉子3 直接驅動太陽輪17旋轉，太陽輪的形式為向外的齒輪。齒輪系15還包括行星輪21，優選地，如圖2所示，每個行星輪與太陽輪17嚙合。 每個行星輪21由軸線相對于軸2中心偏移的行星輪軸23支撐，并且形式為向外的齒輪。此外，齒輪系15裝配有中心位于縱向軸線2上，并通過軸23分別旋轉支撐每個行星輪21的行星架25，如圖1所示，該行星架25由具有相同軸線的行星架軸四支撐，該行星架軸四連接至第一螺旋槳7，由此能夠直接驅動該第一螺旋槳7旋轉。最后，齒輪系15包括中心位于軸線2上并由具有相同軸線的齒冠軸33支撐的齒冠31，該齒冠31與每個行星輪21嚙合。軸33向下游延伸，并連接至第二螺旋槳9，由此能夠直接驅動該第二螺旋槳9旋轉。例如，軸33位于與其同心的行星架軸四附近。齒冠31 的形式也為向內的齒輪。在已描述的每個螺旋槳配置有對其葉片進行變量校準的系統的優選實施方式中， 周轉齒輪系15位于插入在自由渦輪32和螺旋槳7、9之間的殼體42內。該殼體42也被稱為擒縱殼體或“靜態框架”，其支撐發動機架44，如圖2、3a和北中所示，該發動機架44用于確保將渦輪機安裝在飛機結構上。通常，機械傳動裝置位于殼體42的轂內。螺旋槳位于殼體42的下游，自由渦輪32位于殼體42的上游，該殼體42包括相對于該殼體的中心部分向下游延伸的殼體延伸部46。該延伸部46的形式為中心位于軸2上的空心圓柱體，并旋轉支撐第二螺旋槳的轂48b，如圖1所示，該轂48b與齒冠軸33結合。 上述旋轉支撐是通過兩個滾動軸承50實現的，所述兩個滾動軸承50在方向A彼此分開，并插入在延伸部46和轂48b之間。為改善延伸部46的剛性和機械維護性，延伸部46通過加強肋52連接至殼體42的中心部分，所述加強肋52繞所述延伸部分布，并且每個加強肋52 徑向延伸。第二螺旋槳9還具有外部套圈56b，該外部套圈設置為與轂48b同中心，并在外部徑向限定主環形通道58。
此外，第二螺旋槳9還包括多個將外部套圈56b連接至轂48b的連接臂60b。本發明的一個特點在于，從上游方向開始，每個臂60b從內部徑向臂向連接至套圈56b的外部徑向端延伸，所述內部徑向臂連接至轂48b的在殼體延伸部46的下游突出的部分。在圖1所示的截面圖中，臂60b和方向B之間的角度可以為20至50度。此外，第二螺旋槳的連接臂60b支撐設置在轂48b和外部套圈56b之間的第二中間套圈62b，該套圈62b在內部徑向限定主環形通道58。自然地，轂48b，設置于圖3a和北所示的星形件中的臂60b，以及套圈62b和56b形成沿軸線2旋轉固定的組件。在優選實施方式中，為限定殼體延伸部46處的懸臂，每個連接臂60b的至少一部分位于最下游的滾動軸承50的上游。由于臂60b的特定傾斜，這涉及到臂的徑向外部部分。 此外，圖1示出了每個葉片9a安裝為可以通過其變量校準系統(未示出)以迎角方向繞其樞軸64b被操縱。為限制懸臂，樞軸64b，更一般地，包含有葉片9a的軸64b的組的橫向平面位于最下游的滾動軸承50的上游。齒冠軸33的形式為中心位于軸線2上的空心圓柱體，旋轉支撐第一螺旋槳的轂 48a，如圖1所示，該轂48a與行星架軸四結合。上述旋轉支撐是通過兩個滾動軸承66實現的，所述兩個滾動軸承66在方向A彼此分開，并插入在兩個轂48b和48a之間。第一螺旋槳7還具有外部套圈56a，該外部套圈設置為與轂48a同中心，并在外部徑向限定主環形通道58。其位于第二螺旋槳的下游空氣動力延伸部56b中。此外，第一螺旋槳7還包括多個將外部套圈56a連接至轂48a的連接臂60a。在此，從下游方向開始，每個臂60a從內部徑向端向連接至套圈56a的外部徑向端延伸，所述內部徑向端連接至轂48a的朝中空轂48b的下游方向突出的部分。在圖1所示的截面圖中， 臂60a和方向B之間的角度可以為20至50度。但是，可以考慮其他的配置，為臂60a，60b 所選的傾斜特別取決于葉片9a和7a之間的在方向A上的期望間隔，該間隔是為了響應聲學應力。例如，臂60a可以同連接臂60b那樣在上游方向傾斜。除在軸向方向傾斜外，連接臂還可以相對于切線方向的氣流被校準，以限制由其引起的空氣阻力。此外，第一螺旋槳的連接臂60a支撐設置在轂48a和外部套圈56a之間的第一中間套圈62a，該套圈6 在內部徑向限定主環形通道58。其位于第二螺旋槳的中間套圈62b 的下游空氣動力延伸部中。自然地，轂48a，設置于圖3a和北所示的星形件中的臂60a，以及套圈6 和56a形成沿軸線2旋轉固定的組件。如圖3a和北所示，為清晰起見，外部套圈56a和56b斷續示出，而中間套圈6 和62b主動省略。圖4中，可以看到第二螺旋槳的外部套圈56b在殼體42和套圈56a之間以整體， 或多個互相連接的部分的形式延伸，支撐葉片9a的保持環68b。該環68b包括多個孔，每個孔用以容納葉片9a的根部，所述環總體上相對于連接臂60b的外部徑向端位于上游方向。 同樣，第一螺旋槳的外部套圈56a在下游方向從套圈56b以整體，或多個互相連接的部分的形式延伸，支撐葉片7a的保持環68a。該環68a包括多個孔，每個孔用以容納葉片7a的根部，所述環總體上位于連接臂60a的外部徑向端位。根據特定實施方式，第一一體式組件由連接臂60a，外部套圈56a以及中間套圈 62a形成，另一個一體式組件由連接臂60b，外部套圈56b以及中間套圈62b形成。當然，本領域技術人員可以對上面純粹作為非限制性例子描述的發明做出各種修改。
權利要求
1.用于飛機噴氣發動機的對轉螺旋槳系統(30)，該對轉螺旋槳系統包括自由渦輪(32)；繞所述螺旋槳系統的縱向軸線( 對轉的第一螺旋槳(7)和第二螺旋槳(9)，所述第一螺旋槳相對所述第二螺旋槳以預定方向設置，所述第一和第二螺旋槳(7，9)中的每一個包括中心位于所述縱向軸線(2)上的轂G8a，48b)，與所述轂同中心設置并在外部徑向限定主環形通道(58)的外部套圈(56a，56b)，以及將所述外部套圈連接至所述轂的連接臂 (60a,60b)；由所述自由渦輪驅動的機械傳動裝置(13)，其驅動所述第一和第二螺旋槳(7，9)；插入在所述自由渦輪和所述第一和第二螺旋槳(7，9)之間的殼體(42)，所述第一和第二螺旋槳(7，9)相對于所述殼體以所述預定方向設置，所述自由渦輪相對于所述殼體位于相反的方向，所述殼體在給定方向具有殼體延長部(46)，該殼體延長部06)旋轉支撐所述螺旋槳(9)的所述轂(48b)；其特征在于，所述第二螺旋槳的所述連接臂(60b)在所述相反方向徑向向外延伸。
2.如權利要求1所述的對轉螺旋槳系統，其特征在于，該對轉螺旋槳系統設置為使屬于所述第二螺旋槳(9)的每個所述連接臂(60b)的至少一部分相對于滾動軸承(50)以所述相反方向設置，所述滾動軸承(50)插入在所述殼體延長部G6)和所述第二螺旋槳的所述轂之間。
3.如權利要求1或2所述的對轉螺旋槳系統，其特征在于，所述第二螺旋槳包括多個葉片(9a)，每個所述葉片安裝為能夠繞樞軸(64B)以迎角方向被操縱，其特征還在于所述樞軸相對于滾動軸承(50)以所述相反方向設置，所述滾動軸承(50)插入在所述殼體延長部 (46)和所述第二螺旋槳的所述轂之間。
4.如前述權利要求任意一項所述的對轉螺旋槳系統，其特征在于，所述第二螺旋槳的所述轂(48b)旋轉支撐所述第一螺旋槳的所述轂(48a)。
5.如前述權利要求任意一項所述的對轉螺旋槳系統，其特征在于，所述第一螺旋槳 (7)的所述連接臂(60a)以所述相反方向徑向向外延伸。
6.如前述權利要求任意一項所述的對轉螺旋槳系統，其特征在于，所述第一螺旋槳 (7)的所述連接臂(60a)支撐第一中間套圈(6 )，該中間套圈(62a)在內部徑向限定所述主環形通道(58)，其特征還在于所述第二螺旋槳(9)的所述連接臂(60b)支撐第二中間套圈(62b)，該第二中間套圈(62b)在內部徑向限定所述主環形通道(58)，所述第一中間套圈 (62a)在所述給定方向位于所述第二中間套圈(62b)的連續部分。
7.如權利要求6所述的對轉螺旋槳系統，其特征在于，所述第一螺旋槳(7)的所述連接臂(60a)及其相關的外部套圈(56a)和中間套圈(62a)形成一體式的部件，所述第二螺旋槳(9)的所述連接臂(60b)及其相關的外部套圈(56b)和中間套圈(62b)也形成一體式的部件。
8.如前述權利要求任意一項所述的對轉螺旋槳系統，其特征在于，所述預定方向為下游方向。
9.如前述權利要求任意一項所述的對轉螺旋槳系統，其特征在于，所述機械傳動裝置 (13)包括周轉齒輪系(15)，該周轉齒輪系(15)包括中心位于所述縱向軸線(2)上并由所述自由渦輪(32)的轉子驅動的太陽輪(17)，至少一個與所述太陽輪(17)嚙合的行星輪(21)，驅動所述第一螺旋槳(7)的行星架(25)，以及與每個所述行星輪嚙合并驅動所述第二螺旋槳(9)的齒冠(31)。
10.如前述權利要求任意一項所述的對轉螺旋槳系統，其特征在于，所述機械傳動裝置 (13)位于所述殼體0 的轂中。
11.如前述權利要求任意一項所述的對轉螺旋槳系統，其特征在于，所述行星架05) 連接至所述第一螺旋槳(7)的所述轂G8a)，其特征還在于所述齒冠(31)連接至所述第二螺旋槳(9)的所述轂(48b)。
12.如前述權利要求任意一項所述的對轉螺旋槳系統，其特征在于，每個所述外部套圈 (56a, 56b)支撐相關螺旋槳的所述葉片的保持環(68a，68b)。
13.包括如前述權利要求任意一項所述的對轉螺旋槳系統(30)的飛機渦輪機。
14.如權利要求13所述的渦輪機，其特征在于，該渦輪機為開式轉子渦輪機。
全文摘要
本發明涉及用于飛機噴氣發動機的對轉螺旋槳系統(30)，該系統包括自由渦輪(32)；對轉的第一螺旋槳(7)和第二螺旋槳(9)，所述第一螺旋槳相對所述第二螺旋槳以預定方向設置，所述第一和第二螺旋槳(7，9)中的每一個包括轂(48a，48b)，外部套圈(56a，56b)，以及連接所述外部套圈和所述轂的連接臂(60a，60b)；插入在所述自由渦輪(32)和所述螺旋槳之間的殼體(42)，所述螺旋槳相對于所述殼體以預定方向設置，所述自由渦輪相對于所述殼體以相反的方向設置，所述殼體在給定方向包括殼體延長部(46)，該殼體延長部(46)旋轉支撐所述螺旋槳(9)的所述轂(48b)。根據本發明，所述連接臂(60b)在所述相反方向徑向向外延伸。
文檔編號F02C3/067GK102317598SQ201080007697
公開日2012年1月11日 申請日期2010年2月11日 優先權日2009年2月13日
發明者吉勒斯·艾倫·查瑞爾, 弗朗索瓦·加萊特 申請人:斯奈克瑪