Способ определения динамического дисбаланса ротора авиационного газотурбинного двигателя. Ротор авиационного двигателя


Способ определения динамического дисбаланса ротора авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение может быть использовано для измерения амплитуд и фаз вибрации при балансировке роторов турбин и компрессоров в машиностроении, авиастроении и других областях. Способ определения динамического дисбаланса ротора ГТД, включает установку датчиков вибрации на корпус двигателя под углом 90° друг к другу, обработку полученных вибросигналов путем многоуровневой фильтрации, выделение в полученном вибросигнале рабочего поля частот ротора. Затем определяют мгновенное положение амплитуды и фазы колебаний ротора и получают синтезированные орбиты из перемещения системы ротор - корпус в плоскостях сечениях опор ротора, а сравнение производят с эталонной орбитой ротора и определяют дисбаланс ротора. Изобретение позволяет определить дисбаланс двигателя в сборе на рабочих частотах вращения роторов. 2 ил.

 

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к средствам и методам балансировки, и может быть использовано для измерения амплитуд и фаз вибрации при балансировке роторов турбин и компрессоров в машиностроении, авиастроении и других областях.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому результату к заявленному изобретению является способ определения дисбалансов ротора, заключающийся в том, что устанавливают датчики вибрации на корпус двигателя, обрабатывают вибросигналы, определяют амплитуды и фазы колебаний ротора, сравнивают орбиты и определяют дисбаланс.

/Патент RU 2059214 C1, G01M 1/30, 27.04.1996/

Ось шарнирной опоры статора совмещают с поперечной плоскостью, в которой находится центр масс ротора, измерение колебаний статора производят на частоте вращения при балансировке до 1000 оборотов в минуту, о дисбалансе судят из сравнения мгновенных значений параметров, характеризующих колебания статора. Устройство для балансировки ротора содержит статор с опорами для установки ротора, виброизмерительные преобразователи колебаний статора. Ось шарнирной опоры и центр масс ротора расположены на разных расстояниях от середины плоскостей опор статора. Устройство для выставления оси вращения ротора выполнено в виде регулируемых по высоте демпферов, установленных между статором и виброизмерительными преобразователями, выполненных в виде поджатых пьезоэлементов, измерительные оси которых одинаково ориентированы и расположены в плоскостях коррекции ротора.

Данный метод обладает следующими недостатками:

- необходимость использования дополнительной опоры;

- невозможность выполнения балансировки ротора на рабочих частотах вращения ротора из-за сложности реализации конструкции, что вызывает значительные погрешности при определении динамического дисбаланса;

- сложность и индивидуальность балансировочного оборудования;

- использование временных узлов опор ротора, имеющих отличительные характеристики жесткости и демпфирования от штатных узлов;

- отсутствие возможности определения динамики изменения дисбаланса.

Предлагаемое изобретение позволяет определять величину и мгновенное положение главного вектора дисбаланса ротора в плоскостях коррекции.

За счет использования системы датчиков, установленных на корпусе газотурбинного двигателя, ортогонально расположенных в плоскостях коррекции ротора (как правило, опор), получены пространственные изображения траектории движения вектора дисбаланса в режиме реального времени.

Для анализа используется графическое орбитальное представление траектории перемещения центра корпуса изделия под влиянием воздействия несбалансированных сил ротора (Патент РФ №2551447).

Порядок получение пространственных траекторий:

- после выхода ротора изделия на рабочую частоту вращения выполняется анализ информации с датчиков вибрации, установленных в плоскостях коррекции изделия попарно в вертикальном и горизонтальном направлениях;

- производится математическая обработка сигнала с выделением интересующих диапазонов частот;

- построение графических представлений пространственных траекторий перемещения вектора вибрации;

- оценка амплитуды и фазы (пространственного положения) суммарного вектора вибрации.

Динамический дисбаланс двигателя зависит от многих факторов:

- дисбалансов отдельных элементов ротора;

- аэро, гидродинамических нагрузок на отдельные элементы ротора;

- нестационарности потока на входе в двигатель;

- изменения рабочих зазоров в элементах опор и в первую очередь в подшипниках;

- температурного прогиба ротора и значения температур отдельных элементов;

- возможного попадания жидкости в ротор;

- отклонений или изменений геометрии деталей подшипников опор;

- взаимных смещений при работе деталей ротора.

Задачей предлагаемого изобретения является определение дисбаланса двигателя в сборе на рабочих частотах вращения роторов.

Ожидаемый технический результат заключается в определении мгновенного значения параметров дисбаланса в необходимых плоскостях коррекции в зависимости от совокупности всех факторов, влияющих на его изменение.

Дисбаланс - результат действия не скомпенсированных массовых сил, возникающих, как правило, из-за несимметричности геометрии и массовых характеристик ротора.

В качестве исходных данных используется результат воздействия всех внешних и внутренних нескомпенсированных сил и моментов на изменение траектории перемещения центра системы ротор-корпус.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что устанавливают датчики вибрации на корпус двигателя, обрабатывают вибросигналы, определяют амплитуды и фазы колебаний ротора в поле рабочих частот, сравнивают орбиты и определяют дисбаланс, по предложению датчики вибрации устанавливают на корпус под углом 90° друг к другу, обработку вибросигнала осуществляют путем многоуровневой фильтрации полученного вибросигнала, в котором выделяют рабочее поле частот ротора, определяют мгновенное положение амплитуды и фазы колебаний ротора и получают синтезированные орбиты из перемещения системы ротор - корпус в плоскостях сечениях опор ротора, а сравнение производят с эталонной орбитой ротора и определяют дисбаланс ротора.

Согласно предлагаемому способу в полученном рабочем поле частот рассматривают величину перемещения ротора по двум координатам (амплитуде и времени). Направление осей координат совпадает с направлениями осей датчиков. На указанные оси координат проецируют величины амплитуд полученных вибросигналов. В результате построения двух проекций в двухкоординатной плоскости получают синтезированную орбиту вала ротора.

В конкретный момент времени t1 положение годографа вектора вибрации будет отображаться точкой на плоскости в системе координат. В момент времени t2 положение вектора вибрации будет отображаться другой точкой, как правило, не совпадающей с предыдущей. При наличии большого количества точек, полученных в некие малые промежутки времени, они сольются в кривую, отображающую траекторию пространственного перемещения годографа вектора вибрации. В конкретный момент времени положение точки на траектории будет определять величину, пропорциональную амплитуде и углу фазового положения тяжелого места ротора. Это позволяет путем использования ранее приведенного математического аппарата вычислять значение дисбаланса.

Изобретение проиллюстрировано рисунками 1-2.

На рисунке 1 представлена эталонная идеальная АФЧХ (амплитудно-фазно-частотная характеристика) двухмассной системы, а) ротор номер один; б) ротор номер два.

На рисунке 2 представлены траектории движения центра ротора в сечении передней 2а) и задней 2б) опор.

В результате математической обработки получают траектории движения центра ротора и траекторию перемещения конца суммарного вектора вибрации. Для двухроторной системы результаты показаны на рисунке 1. Отдельные точки на данной траектории определяют мгновенное положение вектора вибрации (точки и угол фазы (ϕ1) (для ротора 1).

При этом о дисбалансе судят из сравнения мгновенных значений параметров, характеризующих колебания статора.

В качестве исходных данных используется результат воздействия всех внешних и внутренних нескомпенсированных сил и моментов на изменение траектории перемещения центра системы ротор - корпус.

Определение величины дисбаланса выполняется путем математической обработки полученных мгновенных значений вибрации системы ротор-статор. Получение алгоритма расчета для идеального случая для двух роторной системы приведен ниже.

Для системы с одной степенью свободы, описываемой уравнением вида:

АФЧХ во вращающейся системе координат примет вид:

η2+[u+ka/2bω]2=(ka/2bω)2;

- где а - дисбаланс ротора,

u - величина прогиба ротора,

k - жесткость опоры,

b - коэффициент внешнего демпфирования,

ω - угловая скорость вращения.

Это уравнение кривой на комплексной плоскости, представляющее собой почти окружность, которая может быть построена, если известно значение вектора прогиба ротора для разных значений ω в окрестности критической скорости. Угол ϕ между направлением возмущающей силы и и перемещением:

tgϕ=(bω/M)/Ω2-ω2;

Где Ω=k/M,

М - масса.

Уравнение движения для n - массовой системы, на которую действует сила Fk(t), приложеная к k - массе, можно записать в виде:

где α - коэффициент влияния;

Fk(t) - возмущающая сила.

Подставляя в данное уравнение:

;

Где - ;

;

;

получим: - ;

откуда можно определить амплитуды и фазы всех грузов.

Уравнение АФЧХ для n - массовой системы для k-й формы имеет вид:

;

Где εk - составляющая дисбаланса пр k-й форме;

μk - внешний демпфирующий фактор.

Собственная частота системы (рис. 1) соответствует точке М (М'1, М'2), где величина dϕ/dω=max. При прохождении системы через резонанс по одной из форм собственных колебаний прогиб ротора соответствует величине резонансного диаметра на АФЧХ, определяется величиной неуравновешенности, распределенной по данной форме колебаний. Влияние других форм выразится в смещении начала отсчета на величину ОО11. Возмущающая сила расположена под углом π/2 в момент резонанса к резонансному диаметру. Определение величины дисбаланса ведется с использованием пробных грузов.

(Л.Н. Шаталов, «Исследование динамики гибкого двухмассового ротора с помощью амплитудно-фазово-частотных характеристик» статья сборника. АН СССР ГНИИ Машиноведения, издательство Наука, Москва 1974 г. 111 страниц. «Колебания и балансировка роторных систем». Стр. 53-57).

Орбитальный анализ вибрации представляет из себя один из частных случаев применения метода амплитудно-фазно-частоных характеристик (АФЧХ). Впервые метод АФЧХ был применен Кеннеди и Панку для исследования самолетный конструкций. Дальнейшее развитие этот метод получил для исследования балочных и роторных систем.

Как правило, траектория перемещения центра корпуса двигателя представляет собой эллипс, значение размаха большей полуоси которого находится в зависимости от величины дисбаланса ротора (Рисунок 2) в рассматриваемой плоскости. При более сложной траектории особенно на переходных режимах и процессах, небаланс определяется максимальным размахом точек траектории за один оборот ротора.

Предложенный способ осуществляют на двигателе, установленном на стенде. Ротор устанавливают на опорах статора, установленного на шарнирной опоре, расположенной в горизонтальной плоскости, выставляют ось вращения ротора в плоскости горизонта, приводят его во вращение, после чего измеряют и оценивают параметры колебаний статора.

На наружный корпус исследуемого двухвального газотурбинного двигателя под углом около 90° друг к другу в плоскостях двигателя, проходящих через опоры ротора, устанавливают датчики вибрации. Запускают двигатель, производят регистрацию вибросигнала и получают орбиту, изображенную на рис. 2а и 2б, которая представляет собой весь спектр вибрации, фиксируемый датчиком по направлениям его осей. Осуществляют обработку полученного вибросигнала, в ходе которой вибросигнал фильтруют, выделяют в нем рабочее поле частот ротора, рассматривают величину перемещения ротора в интервалах указанного рабочего поля по двум координатам, направление которых совпадает с направлениями осей датчиков. Регистрация вибросигнала осуществляется на работающем двигателе в диапазоне частот вращения роторов от 70 до 100%.

Получают и анализируют траекторию перемещения центра вала ротора. В течение 5 минут работы двигателя траектория перемещения центра вала изменялась, принимая различные неустойчивые формы. Это может быть объяснено прецессией вала в результате температурного дисбаланса в виде обкатки при выходе двигателя на рабочий режим. Прецессия вала в виде обкатки является самоустраняемым дефектом по мере прогрева двигателя и выхода его на рабочий режим, в противном случае делают вывод о плохой балансировке ротора. Получают синтезированные орбиты перемещения системы ротор-корпус в плоскостях, а сравнение производят с эталонной орбитой ротора и определяют дисбаланс ротора.

Величины дисбалансов могут быть определены в двух или нескольких плоскостях коррекции одновременно (рисунок 2а, 2б).

Определение величины дисбаланса выполняется на работающем двигателе во всем диапазоне рабочих частот вращения ротора.

При построении двух или нескольких траекторий движения в одном масштабе и соединяя аналогичные точки двух траекторий образующими, определяется мгновенное значение размаха колебаний системы. По его внешнему виду можно визуально определить примерный характер колебаний ротора и зоны, подлежащие коррекции в первую очередь.

Способ обладает высокой оперативностью оценки и чувствительностью. При этом возможная визуализация процессов изменения дисбаланса помогает определять причины их появления.

Способ определения динамического дисбаланса ротора ГТД, включающий установку датчиков вибрации на корпус двигателя, обработку вибросигналов, определение амплитуды и фазы колебаний ротора в поле рабочих частот, сравнение орбит и определение дисбаланса, отличающийся тем, что датчики вибрации устанавливают на корпус под углом 90° друг к другу, обработку вибросигнала осуществляют путем многоуровневой фильтрации полученного вибросигнала, в котором выделяют рабочее поле частот ротора, определяют мгновенное положение амплитуды и фазы колебаний ротора и получают синтезированные орбиты перемещения системы ротор-корпус в плоскостях сечениях опор ротора, а сравнение производят с эталонной орбитой ротора и определяют дисбаланс ротора.

www.findpatent.ru

Опора ротора авиационного газотурбинного двигателя

 

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к опоре ротора авиационного газотурбинного двигателя. Целью изобретения является повышение надежности и долговечности опоры ротора. В опоре подшипник смонтирован в корпусе на демпфере. Де мп- . фер выполнен из двух втулок. Одна из них охватывает радиально-торцовое и контактное уплотнения. Исключаются относительные смещения этой втулки, разрезного графитового и лабиринтного колец. На внешней стороне втулки вьшолнены два кольцевых выступа для уплотнения камеры для откачки масла и конца демпферного зазора. Вторая втулка демпфера вместе С наружным кольцом подшипника и торцом разгрузочного устройства уплотняет другой конец демпферного зазора. Разгрузочное устройство, воспринимая силу веса ро.тора, обеспечивает вместе с . гидродемпфером необходимую жесткость опоры, центрирует ротор в опоре. 1 ил.

СОЮЗ СОВЕТСНИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСНИХ

РЕСПУБЛИН (19) (11) (51) 4 F 16 С 27/00 фГ, ч -Ж1 :.

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ НОМИТЕТ СССР

ПО ДЕЛАМ ИЗОБРЕТЕНИЙ И ОТКРЫТИЙ

Н А ВТОРСКОМ,Ф СВИДЕТЕЛЬСТВУ. (2 1) 3917953/25-27 (22) 27.06.85 (46) 07.01.88. Бюл. 1Ф 1 (72) И.Д.Эскин и А.В.Сидоренко . (53) 621.822.6 (088.8) (54) ОПОРА РОТОРА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (57) Изобретение относится к области машиностроения, а именно к опоре ротора авиационного газотурбинного двигателя. Целью изобретения является повышение надежности и долговечности опоры ротора. В опоре подшипник смонтирован в корпусе на демпфере. Демп- . фер выполнен из двух втулок. Одна из них охватывает радиально-торцовое и контактное уплотнения. Исключаются относительные смещения этой втулки, разрезного графитового и лабиринтного колец. На внешней стороне втулки выполнены два кольцевых выступа для уплотнения камеры для откачки масла и конца демпферного зазора. Вторая втулка демпфера вместе с наружным кольцом подшипника и торцом разгрузочного устройства уплотняет другой конец демпферного зазора. Разгрузочное устройство, воспринимая силу веса ротора, обеспечивает вместе с гидродемпфером необходимую жесткость опоры, центрирует ротор в опоре.

1 ил.

13

Изобретение относится к машиностроению, а именно к опорам ротора авиационных газотурбинных двигателей.

Целью изобретения является повышение надежности, долговечности и экономичности опоры ротора. .На чертеже изображена предлагаемая опора.

Опора содержит корпус 1 с запрессованной в него переходной втулкой 2 для подшипника с отверстиями 3 для подачи масла, левую втулку 4 демпфе.ра, посаженную с натягом на наружное кольцо подшипника 5, правую втулку 6 демпфера с цилиндрическим хвостовиком

7 и двумя наружными кольцевыми выступами 8 и 9, установленную на подшипнике с малым натягом (беэ зазора), обеспечивающим ее перемещение относительно наружного. кольца подшипника 5, форсуночное кольцо 10 для подачи масла к подшипнику 5, запрессованное в правую втулку 6 демпфера, разрезное графитовое.кольцо 11 радиально-торцового контактного уплотнения, ротор 12 с установленными на нем втулкой 13 и лабиринтным кольцом

14, графитовое уплотнительное кольцо

15 и гофрированную пружину 16, установленные в крышке 17 камеры 18 для откачки масла, разгрузочное устройство, состоящее иэ связанных между собой жесткого кольца 19, установленной внутри переходной втулки 2 для подшипника и зафиксированной от проворота шпонкой 20, упругого кольца

21 и дистанционной прокладки 22 .

Возникающие в процессе работы колебательные ротора или его радиальные смещения под действием ударных или статических нагрузок передаются через подшипник 5 качения, собранный без зазора между телами качения и кольцами на втулке демпфера. В результате выполнения правой втулки 6 демпфера с цилиндрическим хвостовиком 7, который служит статором радиально-торцового контактного и лабиринтного уплотнений, поперечные колебания ротора не приводят к смещению разрезнЬго графитового кольца 11 относительно статора, неизменным и концентричным сохраняется "àêæå зазор между лабиринтным кольцом 14 и статором. Это приводит к уменьшению износа трущихся поверхностей радиально-торцового контактного уплотнения, уменьшаются также утечки воздуха, 64784 2

45 необходимого для поджатия разрезного графитового кольца 11, через лабиринтное уплотнение. Выполнение демпфера из двух втулок 4 и 6 позволяет уплотнить рабочий зазор между демпфером и переходной втулкой 2 для подшипника.

Под действием давления масла в рабочем зазоре правая втулка 6 демпфера смещается вправо, что приводит к уменьшению зазора между наружным кольцевым выступом на хвостовике 7 втулки и крышкой 17 камеры 18 для откачки масла и созданию повышенного гидравлического сопротивления на выходе из рабочего зазора, при этом второй наружный кольцевой выступ прижимается к гвафитовому уплотнительному кольцу 15, уплотняя камеру 18 для откачки масла. Уплотнение левого конца рабочего зазора осуществляется в результате прижатия под действием давления масла левой втулки 4 демпфера вместе с наружным кольцом подшипника 5 к жесткому кольцу 19 разгрузочного устройства.

Уплотнение рабочего зазора демпфера позволяет повысить его демпфирующую способность.

Использование разгрузочного устройства позволяет обеспечить центрирование ротора в опоре посредством упругого кольца 21 разгрузочного устройства, имеющего разрезную верхнюю часть, и дистанционной проклад+ ки 22. Воспринимая силу веса ротора на опору, разгрузочное устройство обеспечивает вместе с гидравлическим демпфером требуемую жесткость опоры.

Применение предлагаемой конструкции позволяет повысить надежность и долговечность радиально-торцового контактного уплотнения, уменьшить утечки воздуха через лабиринтное уплотнение, повысить демпфирующие свойства .опоры.

Формула изобретения

Опора ротора авиационного газотурбинного двигателя, содержащая корпус с переходной втулкой для подшипника, смонтированный на роторе подшипник качения, размещенный между ним и упомянутой втулкой демпфер, а также форсуночное кольцо для подачи смазки в подшипник, радиально-торцовое контактное уплотнение в виде закрепленной на роторе втулки, смон1У

5

r2

Составитель Т.Хромова

Техред Л.Сердюкова, Корректор О.Кравцова

Редактор Г.Гербер

Заказ 6551/27 Тираж 757 Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета СССР по делам изобретений и открытий

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., д. 4/5

Производственно-полиграфическое предприятие, г. Ужгород, ул. Проектная, 4

3 13647 тированной на корпусе крышки, разрезного графитового кольца, установленного с возможностью взаимодействия с торцовой поверхностью втулки и

5 внутренней цилиндрической поверхностью крышки, лабиринтное уплотнение, образованное установленным на роторе лабиринтным кольцом и внутренней цилиндрической поверхностью крышки, камеру для откачки масла между крышкой, корпусом и подшипником, о т— л и ч а þ ù à ÿ с я тем, что, с целью повышения надежности и долговечности, она снабжена разгрузочным 15 устройством, состоящим из связанных между собой жесткого и упругого колец и дистанционной прокладки, а также уплотнительным графитовым кольцом, подпружиненным гофрированной пружиной, наружное кольцо подшипника установлено с возможностью осе84 4 вого перемещения, а демпфер выполнен из двух втулок, расположенных на наружном кольце подшипника с зазором по отношению к переходной втулке для подшипника, одна из втулок смонтирована с возможностью перемещения относительно наружного кольца подшипника и выполнена с цилиндрическим хвостовиком, охватывающим разрезное графитовое кольцо радиально-торцового контактного уплотнения и лабиринтное кольцо, на хвостовике выполнены два наружных кольцевых выступа, один из которых установлен с возможностью контакта с уплотнением графитовым кольцом, а другой установлен с зазорами между крышкой и переходной втулкой для подшипника, вторая втулка демпфера установлена с зазором относительно первой втулки и жестко закреплена на наружном кольце подшипника.

   

www.findpatent.ru

Роторно-реактивный двигатель

 

Роторно-реактивный двигатель относится к авиационным двигателям и содержит корпус с установленными в нем осевыми многоступенчатым компрессором высокого давления, жестко прикрепленными к его валу в конце первой ступени, равномерно по окружности камерами сгорания с форсунками. К форсункам подводится клапан для подачи топлива, выполненный в теле вала. Камеры сгорания размещены под углом 20 - 45o к поперечной плоскости двигателя. Половина корпуса выполнена в виде сопла с переходящей в него конусной части. На внутренней поверхности конусной части под углом 90 - 110o к торцевой поверхности закреплены фигурные лопатки. Профиль каждой фигурной лопатки постепенно переходит от запирающей в упорную и затем спрямляющую поверхность. В полости, образованной свободными кромками лопаток, в конусной части корпуса, обращенной к камерам сгорания, соосно с корпусом крепится конусообразный обтекатель газов. Такое выполнение двигателя приводит к увеличению его моторесурса. 3 ил.

Изобретение относится к разновидности газотурбинных авиационных двигателей, а именно, к турбореактивным двигателям.

В качестве прототипа выбран турбореактивный одноконтурный двигатель [1]. Эти двигатели отличаются относительной конструктивной и технологической простотой и достаточно широко применяются на самолетах и летательных аппаратах с дозвуковой и сверхзвуковой скоростью полета. Их достоинство - существенный рост тяги с увеличением скорости, особенно на сверхзвуковых самолетах. Известен также роторно-реактивный двигатель, содержащий корпус, установленные в нем осевой многоступенчатый компрессор высокого давления, жестко прикрепленные к валу в конце последней ступени равномерно по окружности камеры сгорания с форсунками, каналами подачи топлива [2]. Основной недостаток двигателя - высокий расход топлива, ограничивающий дальность полета и удорожающий эксплуатацию. По этим причинам в настоящее время новые самолеты с ТРД, как правило, не проектируются. Задача изобретения - увеличить моторесурс, повысить надежность двигателя, упростить конструкцию и технологию изготовления, а также обслуживание. Для достижения поставленной задачи в роторно-реактивном двигателе, содержащем корпус, осевой компрессор, камеры сгорания с форсунками и рабочие лопатки, согласно предлагаемому изобретению, жестко на валу в корпусе закреплен компрессор высокого давления, например, трехступенчатый, к которому в конце последней ступени под углом 20 - 45o к поперечной плоскости равномерно по окружности закреплены камеры сгорания с форсунками, к которым подводятся каналы для подачи топлива, выполненные в теле вала, причем другая половина корпуса выполнена в форме сопла и переходящей в него конусной части, на внутренней поверхности которой под углом 90 - 110o к торцевой плоскости закреплены фигурные лопатки, профиль каждой из которых постепенно переходит от запирающей в упорную и затем спрямляющую часть, а в полости, образованной свободными кромками лопаток в конусной части корпуса, обращенной к камерам сгорания, соосно крепится конусообразный обтекатель газов. Изобретение поясняется схемами, на фиг. 1 представлен продольный разрез двигателя, на фиг. 2 - его поперечное сечение, на фиг. 3 - сечение A-A фиг. 1. Роторно-реактивный двигатель содержит корпус 1, в котором на валу 2 неподвижно закреплен компрессор высокого давления 3. К компрессору закреплены камеры сгорания 4 с форсунками 5, к которым подводятся каналы 6 для подачи топлива. В конусной части корпуса, переходящей в сопло 7, неподвижно закреплены фигурные лопатки 8, состоящие из плавно переходящих друг в друга частей: запирающей 9, упорной 10 и спрямляющей 11. В полости, образованной свободными кромками лопаток, к корпусу соосно крепится обтекатель газов 12. Роторно-реактивный двигатель работает следующим образом. Сжатый воздух от компрессора высокого давления поступает в камеры сгорания, в которые поступает также топливо по каналам, выполненным в валу ротора. Сгорая, смесь образует давление и струи раскаленного газа, ударяясь об упорную поверхность неподвижных лопаток, вращают ротор компрессора и по спрямляющим поверхностям неподвижных лопаток устремляются к поверхности обтекателя, а от него выбрасывается в сопло, образуя отталкивающую силу. Использование предлагаемого изобретения позволяет, по сравнению с прототипом, значительно упростить конструкцию двигателя в целом и, следовательно, его изготовление за счет отказа от дорогостоящей и сложной газовой турбины. Вместо нее в корпусе двигателя закреплены неподвижные лопатки, которые расположены на пути струй, взрывающихся в камере сгорания газов. В отличие от лопаток турбины их можно изготовить толстостенными, и следовательно, выдерживающими большую температуру. Их можно изготавливать из материала, выдерживающего сравнительно небольшие механические нагрузки, но имеющего намного большую теплостойкость, чем материал лопаток турбины. За счет отсутствия вращающихся лопаток турбины значительно повышается моторесурс двигателя.

Формула изобретения

Роторно-реактивный двигатель, содержащий корпус, установленные в нем осевой многоступенчатый компрессор высокого давления, жестко прикрепленные к его валу в конце последней ступени равномерно по окружности камеры сгорания с форсунками, к которым подводятся каналы для подачи топлива, выполненные в теле вала, отличающийся тем, что камеры сгорания размещены под углом 20 - 45o к поперечной плоскости двигателя, половина корпуса выполнена в виде сопла и переходящей в него конусной части, на внутренней поверхности которой под углом 90 - 110o к торцевой поверхности закреплены фигурные лопатки, профиль каждой из которых постепенно переходит от запирающей в упорную и затем спрямляющую поверхность, а в полости, образованной свободными кромками лопаток, в конусной части корпуса, обращенной к камерам сгорания, соосно с корпусом крепится конусообразный обтекатель газов.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

www.findpatent.ru

РОТОР ДВИГАТЕЛЯ И ЕГО ОПОРЫ | Авиация

Ротор двигателя (рис. 100) состоит из ротора комп­рессора и ротора турбины, соединенных между собой с помощью основного 7 и заднего 8 валов.

Основной вал 7 изготовлен из стали 18ХНВА в фор­ме цилиндра диаметром 250 мм с двумя фланцами. Большой диаметр вала обеспечивает необходимую жест­кость ротора при значительном расстоянии между опо­рами. Критическая частота вращения такого вала го­раздо больше частоты вращения ротора на максималь­ном режиме работы двигателя.

Передним фланцем вал с помощью 18 призонных: болтов 5 крепится к крыльчатке 4 компрессора, задним — к заднему валу 8. В задней части основного’ вала имеется восемь отверстий для прохода охлаждаю­щего воздуха в полость силового конуса.

Задний вал 8 изготовлен из той же стали 18ХНВА в форме цилиндра с развитым передним фланцем для крепления к основному валу. В передней части фланца проточен буртик для центровки при сочленении с основ­ным валом, а впереди цилиндрической части — буртик для упора втулки переднего уплотнения. По внешнему диаметру вала нарезаны шлицы для передачи крутя­щего момента от ротора турбины к основному валу. В передней части шлиц проточены четыре кольцевые- канавки под посадочную поверхность внутреннего коль­ца роликоподшипника. Такая посадка обеспечивает ми­нимальную площадь контакта и тем самым уменьшает подвод тепла к подшипнику. Втулка диска при по­становке на задний вал центрируется с помощью кольца.

В задней части вала нарезана резьба для гайки крепления всех деталей, посаженных на вал, и прорезь для усика ее контровки.

Внутри заднего вала запрессован вкладыш, пред­охраняющий передачу тепла к валу от воздуха, прохо­дящего после охлаждения диска турбины.

Ротор двигателя подвергается динамической балан­сировке уравновешивающими пробками 13. Максималь­ная величина дисбаланса не должна превышать 5 гем.

Передняя опора ротора (рис. 101) состоит из корпу­са 2, сферической втулки /, шарикоподшипника 17 и уплотнения. Шарикоподшипник передней опоры рото­ра воспринимает как радиальные, так и осевые нагруз­ки от роторов компрессора и турбины.

Внутреннее кольцо подшипника устанавливается на передний вал 7 с натягом и крепится гайкой 15. Упо­ром для внутреннего кольца подшипника является внут­реннее кольцо 9 уплотнения.

Между упором на переднем валу и внутренним коль­цом уплотнения устанавливается дистанционная шай­ба 10, которая обеспечивает регулировку зазора (0,9… 1,1 мм) между крыльчаткой и передней стенкой комп­рессора.

Наружное кольцо шарикоподшипника входит в сфе­рическую стальную втулку 1, которая, в свою очередь, находится в корпусе переднего подшипника, закреплен­ного восемью болтами на ступице входного корпуса компрессора. Для обеспечения герметичности масляной полости между ступицей входного корпуса и фланцем корпуса подшипника установлено резиновое кольцо 13 круглого сечения. Спереди проточена кольцевая канавка, по выступу которой осуществляется центровка корпуса.

Внутренняя поверхность передней части корпуса вы­полнена в виде сферы с двумя пазами для установки сферической втулки. Наличие сферического соединения между наружным кольцом подшипника и корпусом обес­печивает компенсацию незначительной несоосности опор ротора и одновременно выполняет роль демпфера для уменьшения вибрации двигателя.

На внутренней поверхности задней части корпуса нарезана резьба для постановки наружного кольца 5 уплотнения, которое заворачивается до упора в буртик, а затем контрится с помощью штифта.

В передней части сферической втулки на внутрен­ней ее поверхности нарезана резьба для гайки 14 креп­ления наружного кольца подшипника. Контровка этой гайки обеспечивается контровочной шайбой.

пус; З — кольцо уплотнения; 4 — лабиринтное уплотнение; 5 — наружное кольцо; 6 — заборник ко­леса компрессора; 7—передний вал; 8■—заглушка; 9—внутреннее- кольцо; 10— дистанционная шайба; 11 — гайка крепления забор­ника; 12 — центрирующий круг; 13 — кольцо резиновое; 14 — гай­ка; 15 — гайка крепления внутреннего кольца подшипника; 16 — шлицы переднего вала; 17 — шарикоподшипник

Для образования масляной полости шарикового под­шипника и предотвращения попадания масла в комп­рессор выполнено комбинированное лабиринтное уплот­нение, состоящее из двух ступеней — контактной и бес­контактной.

.В канавках уплотнительной втулки вставлены два чугунных кольца 3. Наружной поверхностью кольца кон­тактируют с внутренней поверхностью уплотнения, а боковой поверхностью — со стенкой уплотнительной втулки. Для уменьшения износа контактирующих по­верхностей кольца хромируются, а боковые стенки ка — жавок азотируются.

Бесконтактное лабиринтное уплотнение 4 образуется внутренней поверхностью наружного кольца и наруж­ной поверхностью уплотнительной втулки, на которой нарезаны гребешки.

Смазка подшипника производится маслом, которое иод давлением подается через форсунку, установленную на корпусе коробки приводов. После смазки и охлаж­дения подшипника масло стекает в нижнюю часть мас­ляной полости и далее через окно в корпусе передней опоры по полой вертикальной стойке поступает в ко­робку масляных фильтров.

Задняя опора ротора (рис. 102) состоит из корпуса подшипника, переднего и заднего корпусов уплотнений, роликового подшипника и втулки переднего уплотнения.

Корпус 19 подшипника стальной, представляет со­бой цилиндр с развитым фланцем в передней части. На фланце выполнено два ряда отверстий: 14 для болтов крепления к фланцу силового конуса и восемь для крепления к корпусу подшипника корпусов переднего. и заднего уплотнений.

К верхней части фланца крепится трубка подвода масла для смазки подшипника. По внутренним кана­лам масло поступает к кольцу 4 форсунок.

В нижней части гайки фланца просверлены отвер­стия для сообщений передней и задней масляных по­лостей. Из задней полости масло откачивается по тру­бопроводу 15 в коробку масляных фильтров. На флан­це спереди и сзади проточены буртики для центровки корпусов уплотнений.

Наружное кольцо 16 роликового подшипника встав­ляется в корпус подшипника до упора в буртик и за­жимается гайкой, которая контрится шплинтом. Между

Рис. 102. Задняя опора ротора:

1 — кольцо уплотнения; 2— трубка суфлирования; З— внутреннее кольцо роликоподшипника; 4 — кольцо с форсунками; 5—кольцо уплотнения;’ 6 — лабиринт; 7 — болт; 8 — диск турбины; 9 — гай­ка; 10 — втулка диска турбины; 11 — отверстия для суфлирования; 12—стакан заднего уплотнения; 13 — наружный кожух заднего корпуса уплотнения; 14 — внутренний кожух заднего корпуса уп­лотнения; 15 — трубка откачки масла; 16 — наружное кольцо под­шипника; 17 — наружный кожух переднего корпуса уплотнения; 18 — внутренний кожух переднего кожуха уплотнений; 19 — корпус подшипника; 20 — стакан переднего уплотнения; 21 — теплоизоля­ционный вкладыш; 22 — задний вал; 23 — лабиринт; 24 — втулка

уплотнения

наружным кольцом подшипника и гайкой предваритель­но устанавливается кольцо 4 форсунок.

Корпус уплотнения стальной, сварной конструкции. Он состоит из фланца, двух штампованных кожухов и цилиндра. После сварки корпуса между внутренним и наружным кожухами образуется воздушная полость. Полости переднего и заднего корпусов сообщены меж­ду собой и с помощью трубки суфлирования 2, установ­ленной на переднем корпусе, сообщаются с атмосферой.

Уплотнение масляной полости так же, как и в пе­редней опоре, осуществляется двумя ступенями — кон­тактной и бесконтактной.

Контактное уплотнение обеспечивается двумя чугун­ными кольцами 5, установленными в канавках втулки уплотнения 24 и втулки 10 диска турбины. Уплотнитель­ные кольца плотно прижимаются к боковой поверхнос­ти канавок усилием за счет разности давлений в мас­ляной и суфлирующей полостях.

Бесконтактное уплотнение образовано лабиринтом между внутренней поверхностью цилиндрической части корпуса и гребешками, нарезанными на уплотнительной втулке и фланце турбины.

ooobskspetsavia.ru

Ротор газотурбинного двигателя

 

Изобретение относится к трубостроению, а более конкретно - к турбинам газотурбинных двигателей (ГТД). Ротор ГТД включает в себя вал с лабиринтом и диски I и II ступени с закрепленным на диске II ступени дефлектором. В кольцевом пазу лабиринта между дефлектором и лабиринтом установлены разрезные вращающиеся кольца. Изобретение позволяет повысить надежность ротора ГТД путем уплотнения радиального зазора между дефлектором и лабиринтом. 4 ил.

Изобретение относится к турбостроению, а более конкретно - к турбинам газотурбинных двигателей.

Известен ротор газотурбинного двигателя, содержащий кольцевое уплотнение в виде упругих нержавеющих разрезных колец, в котором сопротивление перетеканию жидкостей и газов осуществляется за счет прижатия уплотняющих элементов с определенным удельным давлением к подвижным и неподвижным деталям узла [1] . Известная конструкция ротора позволяет выполнять уплотнение между вращающимися и невращающимися деталями, однако эффективность его невелика из-за малой упругости колец - усилие прижатия кольца к периферийной поверхности не превышает, как правило, нескольких килограммов. Для получения больших усилий необходимо увеличивать сечение кольца, что является неприемлемым из-за габаритно-массовых ограничений. Наиболее близким к заявляемому является ротор газотурбинного двигателя, в котором уплотнение между деталями ротора осуществляется за счет осевого натяга, например, уплотнение между дефлектором диска II ступени и лабиринтом двигателя Д-30КУ/КП [2]. Известная конструкция отличается простотой, однако осевой натяг при длительной работе двигателя может исчезнуть из-за термофиксации деталей, и ротор потеряет свою герметичность. Потеря герметичности ротора, обтекаемого горючим газом, приводит к следующим недостаткам: - в случае, если давление окружающего газа выше давления охлаждающего воздуха в роторе, газ прорывается в ротор и попадает в систему охлаждения рабочей лопатки, что может привести к ее обрыву и поломке двигателя; - в случае, если давление окружающего газа ниже давления охлаждающего воздуха в роторе, воздух вытекает из ротора в месте неплотности, что приводит к уменьшению расхода охлаждающего воздуха на охлаждение рабочей лопатки, ее перегреву и дальнейшей поломке. Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности ротора ГТД путем уплотнения радиального зазора между дефлектором и лабиринтом, а также в демпфировании колебаний дефлектора. Сущность технического решения заключается в том, что в роторе газотурбинного двигателя, включающем в себя вал с лабиринтом и диски I и II ступени с закрепленным на диске II ступени дефлектором, согласно изобретению, в кольцевом пазу лабиринта между дефлектором и лабиринтом установлены разрезные вращающиеся кольца. Установка разрезных вращающихся колец в кольцевом пазу лабиринта между дефлектором и лабиринтом позволяет под действием центробежных сил отслеживать радиальные и осевые перемещения, надежно уплотняя ротор высокотемпературной турбины на всех режимах работы двигателя, одновременно позволяя взаимно перемещаться деталям ротора турбины, в случае же колебаний дефлектора разрезные кольца гасят эти колебания, все это обеспечивает надежность ротора в целом. На фиг. 1 изображен ротор ГТД. На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде. На фиг. 3 - элемент II на фиг. 2 в увеличенном виде. На фиг. 4 - вид А на фиг. 3 (вид на разрезные уплотняющие кольца). Ротор 1 газотурбинного двигателя содержит вал 2, на котором закреплены: диск I ступени 3, диск II ступени 4, последний закреплен на своем фланце 5 с помощью гайки 6. На диске 4 с помощью болтов 7 закреплен дефлектор диска II ступени 8, а на валу 2 - лабиринт 9. Радиальный зазор между дефлектором 8 и лабиринтом 9 уплотняется с помощью разрезных вращающихся колец 10 и 11, которые расположены в кольцевом пазу 12 лабиринта 9. В междисковую полость 13 подается охлаждающий воздух, давление которого выше давления окружающего ротор газа. Работает устройство следующим образом. После запуска двигателя разрезные кольца 10 и 11 под действием центробежных сил прижимаются к поверхности D ступицы дефлектора 8, уплотняя радиальный зазор . С повышением режима работы двигателя возрастает давление охлаждающего воздуха в междисковой полости 13, что может привести к увеличению утечек охлаждающего воздуха через разрезные кольца 10 и 11. Однако с повышением режима работы двигателя повышаются обороты ротора двигателя, что приводит к увеличению центробежных сил, с помощью которых разрезные кольца прижимаются к поверхности D, что улучшает работу уплотнения. Усилие прижатия колец к периферийной поверхности в таком устройстве ~ в 100 раз больше (из-за действия центробежных сил на кольца), чем усилие прижатия невращающегося кольца из-за сил упругости, т.е. достигает величины нескольких сотен килограммов, что и повышает эффективность уплотнения. Так как силы упругости в таком кольце составляют ~ 1% от центробежных сил, то кольца могут быть сделаны как упругими, так и неупругими. В процессе работы двигателя детали вращающегося ротора под действием различных приложенных нагрузок и различных температур взаимно перемещаются относительно друг друга, например, ступица диска под действием температур и центробежных сил перемещается относительно более холодного вала на 0,5 мм на радиус в радиальном направлении, ступица дефлектора диска II ступени относительно лабиринта, закрепленного на валу, перемещается на такую же величину. Разрезные вращающиеся кольца под действием центробежных сил отслеживают эти радиальные и осевые перемещения, уплотняя ротор высокотемпературной турбины на всех режимах работы двигателя, одновременно позволяя взаимно перемещаться деталям ротора турбины. Также для улучшения работы уплотнения и уменьшения утечек двойные разрезные вращающиеся кольца имеют разрезы шириной , взаимно развернутые на 180o. Источники информации 1. Ю. М. Никитин. Конструирование элементов деталей и узлов авиационных двигателей. - М., 1961 г., стр. 99, 100, фиг. 4.43. 2. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30КУ. Техническое описание. М.: Машиностроение, 1975 г., с. 165, рис. 228.

Формула изобретения

Ротор газотурбинного двигателя, включающий в себя вал с лабиринтом и диски I и II ступени с закрепленным на диске II ступени дефлектором, отличающийся тем, что в кольцевом пазу лабиринта между дефлектором и лабиринтом установлены разрезные вращающиеся кольца.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4

www.findpatent.ru

Ротор вентилятора турбореактивного двигателя, вентилятор и авиационный турбореактивный двигатель

Группа изобретений относится к вентиляторостроению, в частности к ротору вентилятора авиационного турбореактивного двигателя, и позволяет рассеять энергию удара в случае аварии при попадании постороннего предмета в двигатель или при потере лопатки вентилятора. Указанный технический результат достигается в роторе вентилятора турбореактивного двигателя, содержащего множество лопаток (15) вентилятора, соединенных с ободом (13), при этом каждая лопатка содержит ножку (17), вставленную в паз упомянутого обода и удерживаемую в нем при помощи замка (28), вставленного в вырезы (34), выполненные по обе стороны от соответствующего паза рядом с его передним концом, препятствуя смещению упомянутой ножки лопатки в осевом направлении, причем упомянутый замок содержит изогнутую пластину с направленной вперед вогнутостью, причем упомянутые вырезы (34) наклонены вперед и выполнены с возможностью захождения в них краев упомянутой изогнутой пластины. 3 н. и 3 з.п., 4 ил.

 

Настоящее изобретение относится к ротору вентилятора авиационного турбореактивного двигателя и, в частности, касается стопорения ножек лопаток в соответствующих пазах. Оно касается также вентилятора турбореактивного двигателя, оборудованного таким ротором, и авиационного турбореактивного двигателя, вентилятор которого оборудован таким ротором.

В двухконтурном турбореактивном двигателе ротор вентилятора содержит определенное количество лопаток, при этом каждая лопатка содержит ребристую ножку, заходящую в паз, выполненный по окружности обода. Пазы выполняют между радиальными утолщениями, содержащими боковые приливы, перекрывающие края пазов и выполненные с возможностью удержания ножек лопаток.

При сборке каждую ножку лопатки передним концом вставляют в паз, перемещая ее со скольжением. Затем передние концы закрывают, в частности, кольцевым фланцем, обычно называемым «головкой заднего кольца капота». Этот фланец крепят на упомянутом ободе ротора. Он позволяет также заблокировать продольные колодки, вставленные в пазы под ножками лопаток.

В дальнейшем в тексте описания термины «передний» и «задний» используются для обозначения положения с направлением вперед или назад относительно двигателя.

Известно также, что каждый паз закрывают на его переднем конце замком, установленным в боковых вырезах, выполненных по обе стороны от паза в упомянутых радиальных утолщениях рядом с передним концом паза. Эти вырезы выходят в паз и направлены таким образом, чтобы сходиться друг к другу радиально наружу.

Замки имеют большое значение, так как осевое усилие, с которым ножка лопатки действует на каждый из них, составляет от 500 до 900 кг. Кроме того, в случае аварии, такой как попадание постороннего предмета или потеря лопатки, замок позволяет рассеять энергию удара и свести к минимуму разрушение соседних деталей.

До настоящего времени замки такого типа выполняли в виде плоских деталей. Одним из недостатков такой системы является то, что замок должен быть относительно толстым, чтобы выдерживать вышеупомянутые усилия и удары. В результате утяжеляется конструкция ротора. Кроме того, вырезы, в которые вставляют эти замки, имеют форму, зависящую от формы замка. В случае использования замков вышеуказанного типа наблюдаются высокие концентрации напряжений (являющиеся причиной пластической деформации ступицы) в некоторых соседних с вырезами зонах в передней части.

Настоящее изобретение позволяет решить эти проблемы.

В частности, объектом настоящего изобретения является ротор вентилятора турбореактивного двигателя, содержащий множество лопаток вентилятора, соединенных с ободом, при этом каждая лопатка содержит ножку, вставленную в паз упомянутого обода и удерживаемую в нем при помощи замка, вставленного в вырезы, выполненные по обе стороны от соответствующего паза рядом с его передним концом, препятствуя смещению упомянутой ножки лопатки в осевом направлении, отличающийся тем, что упомянутый замок содержит изогнутую пластину с направленной вперед вогнутостью, причем упомянутые вырезы наклонены вперед и выполнены с возможностью захождения в них краев упомянутой изогнутой пластины.

Таким образом, форма, изогнутая наподобие плотины, позволяет замку лучше сопротивляться усилию осевого направления, действующему со стороны ножки лопатки, что позволяет уменьшить толщину замка и сократить также осевое расстояние, отделяющее передний край ступицы от вырезов, при сохранении неизменными всех остальных параметров.

Кроме того, предпочтительно, чтобы каждый край изогнутой пластины имел закругленную форму, и соответствующие вырезы имели такой же профиль.

За счет такой специальной формы поверхности зоны краев изогнутой пластины, опирающиеся на стенки вырезов, существенно увеличились, что устраняет концентрации напряжений и отрицательные явления пластификации, которые могли бы возникнуть в результате этих напряжений.

Объектом настоящего изобретения является также вентилятор турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что содержит описанный выше ротор.

Объектом настоящего изобретения является также турбореактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит вентилятор, ротор которого является ротором описанного выше типа.

Настоящее изобретение и его другие преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания ротора вентилятора турбореактивного двигателя, выполненного согласно вышеуказанному принципу, приведенного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, в числе которых:

фиг.1 изображает частичный вид в изометрии в разборе ротора вентилятора в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.2 - частичный вид в разрезе по II-II фиг.1.

Фиг.3 - вид в изометрии замка в увеличенном масштабе.

Фиг.4 - вид сверху замка в положении между двумя радиальными утолщениями обода, показанного в разрезе.

Показанный на чертежах ротор 11 вентилятора содержит диск, образующий подобие обода 13, с которым соединены лопатки 15 вентилятора. Каждая лопатка содержит ножку 17, вставленную в соответствующий паз 18 упомянутого обода 13. Последний содержит на своей окружности радиальные утолщения 20, выполненные на определенной длине параллельно оси ротора и содержащие боковые приливы 22, расположенные над краями соседних пазов. Форму пазов 18 и утолщений 24 определяют таким образом, чтобы удерживать ножки 17 лопаток. Между дном паза и ножкой лопатки вставляют продольную колодку для стабилизации положения лопатки в радиальном направлении. Все передние концы пазов закрывают с одной стороны полностью кольцевым фланцем 26, называемым «головкой заднего кольца капота», и с другой стороны индивидуально соответствующими замками 28. Кольцевой фланец 26 соединяют с ободом 13 при помощи винтов 30.

Каждый замок 28 вставляют в вырезы 34, выполненные по обе стороны от паза 18, который он закрывает, рядом с его передним концом. В частности, каждый вырез 34 выполнен в смежном радиальном утолщении 20 на определенном расстоянии от его переднего конца.

Согласно существенному отличительному признаку изобретения замок 28 содержит изогнутую пластину 38 с вогнутостью, направленной вперед, при этом вырезы 34 наклонены вперед и выполнены с возможностью захождения в них краев упомянутой изогнутой пластины (см. фиг.4).

Как видно из чертежей, каждый край изогнутой пластины 38, заходящий в вырез, имеет закругленную форму. Каждый вырез 34 имеет при этом форму, дополняющую форму крайней части пластины 38, заходящей в этот вырез.

Такая конфигурация замка позволяет облегчить систему путем уменьшения толщины замков, а также уменьшения вышеуказанного расстояния при сохранении всех остальных параметров.

Кроме того, закругленная форма краев замка (фиг.4) и соответствующая форма вырезов позволяют увеличить контактирующие между собой поверхности и, следовательно, устранить концентрации напряжений в вырезах 34.

Благодаря изобретению получают рассеяние значительной части осевых усилий в тангенциальные усилия в случае потери лопатки.

Кроме того, края 35 изогнутой пластины, заходящие в вырезы 34, наклонены друг к другу в наружном радиальном направлении. Вырезы 34 выполнены с таким же наклоном, что и края пластин, то есть два выреза, соответствующие одному замку, наклонены друг к другу в радиальном направлении изнутри наружу. Таким образом, замок 28 устанавливают на место, вставляя его между выходящими наружу внутренними концами вырезов. Наружные края не выходят на поверхность. При этом нет необходимости в какой-либо дополнительной страховочной системе для замка.

Кроме того, каждый замок 28 содержит продолжение 28а, направленное радиально внутрь и содержащее отверстие 39 для прохождения вышеупомянутой колодки 24. Колодку устанавливают на дне паза под ножкой лопатки, а также в толще замка.

Следовательно, при сборке установка колодки 24 стабилизирует положение соответствующего замка 28. Последующая установка обода 26 стабилизирует все колодки.

Кроме того, каждый замок содержит задний амортизирующий усилитель 40, выполненный заодно с упомянутой изогнутой пластиной 38. Этот усилитель выступает в соответствующий паз напротив конца ножки лопатки.

1. Ротор вентилятора турбореактивного двигателя, содержащий множество лопаток (15) вентилятора, соединенных с ободом (13), при этом каждая лопатка содержит ножку (17), вставленную в паз упомянутого обода и удерживаемую в нем при помощи замка (28), вставленного в вырезы (34), выполненные по обе стороны от соответствующего паза рядом с его передним концом, препятствуя смещению упомянутой ножки лопатки в осевом направлении, отличающийся тем, что упомянутый замок содержит изогнутую пластину (38) с направленной вперед вогнутостью, причем упомянутые вырезы (34) наклонены вперед и выполнены с возможностью захождения в них краев упомянутой изогнутой пластины.

2. Ротор по п.1, отличающийся тем, что каждый край (35) изогнутой пластины имеет закругленную форму, и соответствующие вырезы имеют соответствующую закругленную форму.

3. Ротор по одному из пп.1 или 2, отличающийся тем, что каждый упомянутый замок (28) содержит задний амортизирующий усилитель (40), выполненный заодно с упомянутой изогнутой пластиной и выступающий в соответствующий паз.

4. Ротор по одному из пп.1 или 2, отличающийся тем, что каждый упомянутый замок содержит продолжение (28а), направленное радиально внутрь и содержащее отверстие (39) для прохождения колодки, при этом упомянутую колодку (24) устанавливают на дне упомянутого паза под ножкой лопатки.

5. Вентилятор турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что содержит ротор по любому из пп.1-4.

6. Авиационный турбореактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит вентилятор, содержащий ротор по любому из пп.1-4.

www.findpatent.ru

Электроснабжение для устройств, поддерживаемых ротором авиационного двигателя

Изобретение относится к области авиации, в частности к электрическим системам летательного аппарата. Авиационный двигатель содержит статор, основной вал, передаточный механизм, первое и второе электрические устройства, несомые первым и вторым роторами соответственно, блок управления, первую и вторую обмотки якоря, несомые первым и вторым роторами соответственно. Передаточный механизм преобразовывает вращение основного вала во вращение первого и второго роторов в разных направлениях. Блок управления вызывает течение постоянного электрического тока в первой обмотке возбуждения. Первая и вторая обмотки якоря соединены с первым и вторым электрическими устройствами. Первая обмотка возбуждения расположена между первой обмоткой якоря и второй обмоткой якоря в одном положении основного вала. Достигается снижение массогабаритных размеров устройств, несомых ротором авиационного двигателя. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Изобретение относится к подаче электроэнергии к электрическим устройствам, несомым ротором авиационного двигателя.

Область применения изобретения более точно является областью применения авиационных двигателей, особенно газотурбинных двигателей. В частности, изобретение относится к двигателю с вентилятором без обтекателя, содержащему два вращающихся в противоположных направлениях ротора, каждый из которых имеет регулируемые лопасти.

Существуют двигатели, в которых ротор имеет регулируемые лопасти. Ориентация лопастей может быть изменена во время полета для обеспечения оптимизированной работы двигателя. Это особенно касается двигателей турбовинтовентиляторного без внешнего обтекателя винтовентилятора (открытый ротор), содержащих два вращающихся в противоположных направлениях ротора, каждый из которых имеет регулируемые лопасти. Например, ориентация лопастей может быть изменена электромеханическим приводом, поддерживаемым ротором.

Электроэнергия должна передаваться к ротору для питания такого привода. Для этого обычно используется щеточное устройство. Однако щеточные устройства обычно являются менее надежными и подвержены быстрому износу. Следовательно, они нуждаются в регулярном обслуживании. Также они обычно являются тяжелыми и громоздкими и могут поднять вопрос совместимости с окружающими маслами.

Для решения этих проблем документ FR 2 712 250 предлагает использование электродвигателя, статор которого неподвижен, а ротор которого не имеет электрической связи со статором и прикреплен к зубчатому колесу, соединенному механически с лопастями, которые должны ориентироваться. Это решение, таким образом, задает механическую связь между электродвигателем и лопастями. Неподвижная часть электродвигателя, следовательно, не может быть расположена свободно, что влечет за собой ограничения проектирования. Также на уровне ротора недоступна электроэнергия для питания электрических устройств. Этот же документ, таким образом, предлагает использование вращающегося трансформатора для питания замка.

Когда мощность, которая должна быть передана, высокая, вращающийся трансформатор обычно является тяжелым и громоздким устройством. Также необходимо питать его из источника, имеющего мощность, которая соответствует мощности, требуемой на уровне ротора. Необходимы преобразователь мощности и источник энергии, рассчитанные на высокую мощность.

ЦЕЛЬ И СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Целью изобретения является предоставление авиационного двигателя с регулируемыми лопастями, который освобожден от, по меньшей мере, некоторых недостатков вышеупомянутого предшествующего уровня техники. В частности, целью изобретения является передача электроэнергии к роторам двигателя с вращающимися в противоположных направлениях роторами надежно и без необходимости в тяжелом и громоздком устройстве.

Для этой цели изобретение предлагает авиационный двигатель, содержащий:

- статор,

- основной вал, первый ротор и второй ротор,

- передаточный механизм, способный преобразовывать вращение основного вала во вращение первого ротора в первом направлении и во вращение второго ротора во втором направлении, противоположном упомянутому первому направлению,

- по меньшей мере, одно первое электрическое устройство, несомое первым ротором, и, по меньшей мере, одно второе электрическое устройство, несомое вторым ротором,

согласно изобретению он содержит:

- по меньшей мере, одну первую обмотку возбуждения, несомую статором,

- блок управления, способный вызывать течение постоянного электрического тока в упомянутой первой обмотке возбуждения,

- по меньшей мере, одну первую обмотку якоря, несомую первым ротором и соединенную с упомянутым первым электрическим устройством, и, по меньшей мере, одну вторую обмотку якоря, несомую вторым ротором и соединенную с упомянутым вторым электрическим устройством.

Из-за этих особенностей нет необходимости использовать щеточное устройство для передачи энергии ротору. Действительно, вместе с первой обмоткой якоря и/или со второй обмоткой якоря первая обмотка возбуждения формирует синхронный генератор, производящий электроэнергию, доступную на уровне ротора.

Согласно варианту осуществления в одном положении основного вала упомянутая первая обмотка возбуждения расположена между первой обмоткой якоря и второй обмоткой якоря.

В этом случае первая обмотка возбуждения является общей для обмоток якоря, ограничивая габариты.

Первая обмотка возбуждения может представить ось, ориентированную параллельно оси вращения основного вала.

Согласно другому варианту осуществления двигатель содержит, по меньшей мере, одну вторую обмотку возбуждения, несомую статором, и в которой для одного положения основного вала первая обмотка возбуждения обращена к первой обмотке якоря, а вторая обмотка возбуждения обращена ко второй обмотке якоря.

В этом случае первая обмотка возбуждения и первая обмотка якоря формируют синхронный генератор, производящий электроэнергию, доступную на уровне первого ротора. Соответственно, вторая обмотка возбуждения и вторая обмотка якоря формируют синхронный генератор, производящий электроэнергию, доступную на уровне второго ротора. Блок управления может регулировать постоянный ток каждого генератора независимо, как функцию электроэнергии, которая должна генерироваться для каждого ротора.

Первая обмотка возбуждения и вторая обмотка возбуждения могут быть расположены рядом в осевом направлении. Первая обмотка возбуждения и вторая обмотка возбуждения могут также быть расположены на одинаковом расстоянии от основного вала в радиальном направлении.

Это ограничивает пространство, занимаемое обмотками в радиальном направлении.

Согласно варианту первая обмотка возбуждения и вторая обмотка возбуждения расположены в одном и том же месте в осевом направлении и на различных расстояниях от основного вала в радиальном направлении.

Такое расположение ограничивает пространство, занимаемое в осевом направлении.

Блок управления может питаться от генератора с постоянными магнитами и/или от бортовой сети.

Генератор с постоянными магнитами обеспечивает автономность функционирования.

Согласно варианту осуществления блок управления способен вызывать течение переменного электрического тока в упомянутой первой обмотке возбуждения.

Таким образом, даже когда основной вал на холостом ходу или вращается на малой скорости, электроэнергия может передаваться к роторам благодаря обмоткам, работающим в режиме трансформатора.

В режиме работы синхронного генератора обмотка возбуждения или обмотки возбуждения только генерируют магнитный поток генератора. Следовательно, электроэнергия, доступная на уровне обмоток якоря, отбирается механически из основного вала и роторов. Энергия, необходимая для питания обмотки возбуждения, соответствует только незначительной части электроэнергии, доступной на уровне роторов, что является благоприятным для размеров блока управления.

В режиме работы трансформатора энергия, доступная на уровне обмоток якоря ротора, происходит почти исключительно от энергии, введенной в обмотку возбуждения статора или обмотки возбуждения статора. Если мощность, требуемая на малой скорости, должна поддерживаться на том же уровне, вместе с этим режимом работы трансформатора, это будет касаться определения мощности блока управления. Однако в большинстве случаев роторные устройства (удаление инея и привод регулировки лопастей) будут требовать значительно меньшую мощность на малых скоростях вращения, поскольку это далеко от их номинального эксплуатационного режима. Следовательно, этот режим работы трансформатора машин не приведет к превышению размеров блока управления. В случае, где питание блока управления может быть достигнуто из альтернативной сети, такой как электрическая сеть 3×115 В (переменного тока) 400-800 Гц, последняя может непосредственно питать обмотки возбуждения статора переменным током, упрощая блок управления, которому больше не надо включать в себя инверторный каскад.

Согласно варианту осуществления, по меньшей мере, одно упомянутое электрическое устройство содержит первый электромеханический привод, способный изменять ориентацию лопасти, несомой первым ротором, и, по меньшей мере, одно второе электрическое устройство содержит второй электромеханический привод, способный изменять ориентацию лопасти, несомой вторым ротором.

По меньшей мере, одно упомянутое первое электрическое устройство может содержать первое устройство антиобледенения, и, по меньшей мере, одно второе упомянутое электрическое устройство может содержать второе устройство антиобледенения.

Согласно варианту осуществления двигатель содержит, по меньшей мере, одну вторую обмотку возбуждения, несомую первым ротором и соединенную с упомянутой первой обмоткой якоря. Для одного положения основного вала вторая обмотка возбуждения обращена ко второй обмотке якоря.

В этом варианте осуществления вторая обмотка возбуждения и вторая обмотка якоря формируют электрический генератор, производящий энергию на уровне второго ротора без статора, нуждающегося в дополнительной обмотке возбуждения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Изобретение будет более понято из следующего описания, посредством указания, хотя и неограничивающего, со ссылкой на прилагаемые чертежи.

Фиг. 1 представляет собой вид в перспективе авиационного двигателя согласно варианту осуществления изобретения.

Фиг. 2 представляет собой частичный вид в разрезе двигателя на фиг. 1.

Фиг. 3-7 представляют собой виды, подобные фиг. 2, показывающие другие варианты осуществления.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Фиг. 1 иллюстрирует вид в перспективе авиационного двигателя 1, показанного очень схематически. Двигатель 1 является двигателем с вентилятором без обтекателя, имеющим два вращающихся в противоположных направлениях ротора. Каждый ротор несет регулируемые лопасти. Фиг. 2 схематически иллюстрирует часть двигателя 1 на уровне передаточного механизма (силовой редуктор) для преобразования вращения основного вала во вращение роторов в двух противоположных направлениях.

Двигатель 1 содержит корпус 2, на котором закреплен статор, и основной вал 3, приводимый во вращение, например, газовой турбиной (не показана). Двигатель 1 также содержит ротор 4 и ротор 5. Подшипники 7 обеспечивают возможность вращения основного вала 3 и роторов 4 и 5 по отношению к корпусу 2.

Передаточный механизм 6 соединяет основной вал 3 с ротором 4 и с ротором 5. Более точно, когда основной вал 3 поворачивается в первом направлении, передаточный механизм 6 приводит в движение ротор 5 в том же первом направлении, а ротор 4 - во втором, противоположном, направлении. Передаточный механизм 6 также уменьшает скорость вращения. Следовательно, например, для типичной скорости вращения основного вала 3, составляющей +6000 об/мин ротор 5 вращается со скоростью +900 об/мин, а ротор 4 вращается со скоростью -900 об/мин.

Ротор 4 несет регулируемые лопасти (не показаны). Электромеханический привод (не показан), несомый ротором 4, позволяет изменять ориентацию этих лопастей. Ротор 4 также несет устройство антиобледенения (не показано), содержащее электрические сопротивления, встроенные в лопасти. Ротор 5 соответственно несет регулируемые лопасти, электромеханический привод и устройство антиобледенения. В качестве варианта роторы 4 и 5 несут нерегулируемые лопасти.

Теперь будут описаны элементы, обеспечивающие возможность подачи электроэнергии к электрическим устройствам, несомым роторами 4 и 5, а именно электромеханическим приводам и вышеупомянутым устройствам антиобледенения.

Фиг. 2 иллюстрирует обмотку 8 возбуждения, несомую статором корпуса 2, и обмотку 10 якоря, несомую ротором 5. В проиллюстрированном положении основного вала 3 обмотка 8 возбуждения и обмотка 10 якоря обращены друг к другу. Обмотка 8 якоря соединена с электрическими устройствами, несомыми ротором 5. Соответственно статор корпуса 2 несет обмотку 9 возбуждения, обращенную к обмотке 11 якоря, несомой ротором 4. Обмотка 11 якоря соединена с электрическими устройствами, поддерживаемыми ротором 4.

На практике каждая одна из обмоток 8 и 9 возбуждения и обмоток 10 и 11 якоря формируют часть множества соответствующих обмоток, распределенных по окружности. Когда ниже делается ссылка на обмотку, должно быть понятно, что это обозначает набор обмоток, часть которых она формирует.

Блок 12 управления соединен с обмотками 8 и 9 возбуждения. Блок 12 управления питается от генератора 13 с постоянными магнитами, установленного на основном валу 3 и на корпусе 2. В дополнение или вместо питания от генератора 13 блок 12 управления может питаться от бортовой сети летательного аппарата.

Теперь будет описана работа двигателя 1.

Когда основной вал 3 двигателя 1 вращается, он приводит во вращение роторы 4 и 5. Таким образом, обмотки 10 и 11 якоря вращаются и проходят перед обмотками 8 и 9 возбуждения. Блок 12 управления питается от генератора 13 и/или бортовой сети и питает обмотки 8 и 9 возбуждения постоянным током.

Благодаря магнитным полям, генерируемым обмотками 8 и 9 возбуждения, и вращению роторов 4 и 5, генерируется электрическое напряжение в обмотках якоря 10 и 11. Другими словами, обмотка 8 возбуждения и обмотка 10 якоря формируют синхронный генератор, производящий переменное напряжение, доступное на уровне ротора 5. Обмотка 9 возбуждения и обмотка 11 якоря соответственно формируют синхронный генератор, производящий переменное напряжение, доступное на уровне ротора 4. Блок 12 управления может регулировать напряжение и величины постоянного тока в обмотках 8 и 9 возбуждения, так что мощность, доступная у роторов 4 и 5, соответствует требуемым уровням мощности.

Результирующие переменные напряжения питают электрические устройства, несомые роторами 4 и 5. Более точно, для каждого ротора устройство антиобледенения может иметь простую конструкцию, содержащую провода, соединяющие элементы, и резистивные нагревательные элементы. Оно может питаться непосредственно от обмоток якоря, без необходимости в силовой электронике, несомой ротором. Электромеханический привод, регулирующий лопасти, может питаться от обмоток якоря через преобразователь мощности, несомый ротором.

Таким образом, отсутствует необходимость в использовании щеточных устройств для питания электрических устройств, поддерживаемых роторами 4 и 5. Также согласно конструкции двигателя 1 обмотки могут быть расположены независимо от электрических устройств, которые должны питаться, и лопастей, поскольку электрическая энергия может быть легко передана к роторам 4 и 5 по проводам.

Также возможно питать электрические устройства, несомые роторами 4 и 5, когда двигатель 1 не работает, то есть, когда основной вал 3 и роторы 4 и 5 не вращаются относительно корпуса 2. Для этого блок 12 управления питает обмотки 8 и 9 возбуждения переменным напряжением. Обмотка 8 возбуждения и обмотка 10 якоря затем формируют трансформатор, передающий переменное напряжение, доступное на уровне ротора 5. Обмотка 9 возбуждения и обмотка 11 якоря соответственно формируют трансформатор, который передает переменное напряжение, доступное на уровне ротора 4. Режим работы трансформатора может также использоваться на малых скоростях вращения, когда вращение роторов 4 и 5 не производит достаточное напряжение в режиме работы синхронного генератора.

В режиме работы синхронного генератора требуемые уровни электроэнергии в роторах 4 и 5, по существу, основываются на вращении основного вала 3. Электроэнергия, которая должна быть предоставлена блоком 12 управления для питания обмоток 8 и 9 возбуждения постоянным током, не очень высока.

Также режим работы трансформатора может использоваться, по существу, во время фаз технического обслуживания, когда самолет находится на земле, например, для проверки правильной работы электромеханических приводов регулировки лопастей и связанной силовой электроники. В этом случае аэродинамические силы, действующие на лопасти, не очень высоки. Также в этих ситуациях антиобледенение не используется или используется на низкой мощности. Электроэнергия, которая должна быть предоставлена блоком 12 управления для питания обмоток 8 и 9 возбуждения переменным напряжением, соответственно не очень высока.

Можно увидеть, что в обоих режимах работы от блока 12 управления не требуется подача высокой электрической мощности. Блок 12 управления, следовательно, может быть рассчитан на небольшую электрическую мощность, что приводит к уменьшенной массе и габаритам. Блок 12 управления, следовательно, не создает больших тепловых потерь и может быть помещен в зоне летательного аппарата, предлагающей хорошие условия работы, известной как "контролируемая зона".

Фиг. 3-5 представляют собой фигуры, подобные фиг. 2, и иллюстрируют другие варианты осуществления. На этих фигурах элементы, идентичные или подобные элементам на фиг. 2, обозначены теми же номерами позиций и не описаны более подробно.

Вариант осуществления на фиг. 3 почти идентичен варианту осуществления на фиг. 2. На фиг. 3 обмотки 8 и 9 возбуждения расположены рядом в осевом направлении, то есть в направлении, параллельном оси вращения основного вала 3 и роторов 4 и 5. Обмотки 8 и 9 возбуждения также расположены на одинаковом расстоянии от основного вала 3 в радиальном направлении. Подобным образом обмотки 10 и 11 якоря расположены рядом в осевом направлении и на одинаковом расстоянии от основного вала 3 в радиальном направлении. Для сравнения на фиг. 2 обмотка 9 возбуждения и обмотка 11 якоря находятся немного дальше от основного вала 3, чем обмотка 8 возбуждения и обмотка 10 якоря соответственно. Компоновки на фиг. 2 и 3 ограничивают пространство, занимаемое обмотками в радиальном направлении.

В варианте осуществления на фиг. 4 в осевом направлении обмотки 8 и 9 возбуждения и обмотки 10 и 11 якоря расположены в одном и том же местоположении. В радиальном направлении обмотка 9 возбуждения и обмотка 11 якоря находятся еще дальше от вала, чем обмотка 8 возбуждения и обмотка 10 якоря. Такое расположение ограничивает пространство, занимаемое обмотками в осевом направлении.

В варианте осуществления на фиг. 5 двигатель 1 содержит обмотку 8 возбуждения, которая в проиллюстрированном положении основного вала 3 обращена к обмоткам 10 и 11 якоря. Другими словами, вместе с обмоткой 10 якоря обмотка 8 возбуждения формирует первый синхронный генератор, а с обмоткой 11 якоря формирует второй синхронный генератор. Обмотка 8 возбуждения является общей для двух генераторов. Путем ограничения количества используемых обмоток компоновка на фиг. 5 уменьшает вес и габариты обмоток.

В дополнение ориентация обмоток на фиг. 5 отличается от ориентации на фиг. 2-4. Магнитный поток генерируется в осевом и нерадиальном направлении. Эта отличающаяся ориентация позволяет по-разному занимать пространство. Выбор ориентации позволяет учитывать доступное пространство во время проектирования двигателя 1.

Работа варианта осуществления на фиг. 5, по существу, идентична работе варианта осуществления на фиг. 2. Однако невозможно генерировать различные электрические мощности для каждого ротора, как в случае с предшествующими вариантами осуществления, где блок 12 управления может вызывать течение токов различных величин в обмотке 8 возбуждения и обмотке 9 возбуждения.

В варианте осуществления на фиг. 6 обмотки с 8 по 11 ориентированы ни радиально, ни продольно относительно основного вала 3. Такая компановка делает возможной специфическую интеграцию, ограничивая габариты и принимая во внимание ограничения проектирования.

В варианте осуществления на фиг. 7 ротор 5 поддерживает обмотку 20 возбуждения, соединенную с обмоткой 10 якоря соединением 21. В проиллюстрированном положении обмотка 20 возбуждения обращена к обмотке 11 якоря ротора 4.

Согласно первому варианту соединение 21 может содержать мостовой выпрямитель, образованный диодами. В этом случае обмотка 20 возбуждения питается постоянным током. Относительное вращение роторов 4 и 5 делает возможным генерирование электроэнергии в обмотке 11 якоря.

Согласно другому варианту соединение 21 может напрямую соединять обмотку 10 якоря с обмоткой 20 возбуждения. В этом случае обмотка 20 возбуждения питается переменным током и генерирует вращающееся магнитное поле. Вращающееся поле и относительное вращение роторов 4 и 5 делают возможным генерирование электроэнергии в обмотке 11 якоря согласно удвоенной скорости воздушного зазора относительно первого варианта описанного выше.

1. Авиационный двигатель, содержащий:- статор,- основной вал, первый ротор и второй ротор,- передаточный механизм, способный преобразовывать вращение основного вала во вращение первого ротора в первом направлении и во вращение второго ротора во втором направлении, противоположном упомянутому первому направлению,- по меньшей мере, одно первое электрическое устройство, несомое первым ротором, и, по меньшей мере, одно второе электрическое устройство, несомое вторым ротором,- по меньшей мере, одну первую обмотку возбуждения, несомую статором,- блок управления, способный вызывать течение постоянного электрического тока в упомянутой первой обмотке возбуждения, и- по меньшей мере, одну первую обмотку якоря, несомую первым ротором и соединенную с упомянутым первым электрическим устройством, и, по меньшей мере, одну вторую обмотку якоря, несомую вторым ротором и соединенную с упомянутым вторым электрическим устройством,- при этом упомянутая первая обмотка возбуждения расположена между первой обмоткой якоря и второй обмоткой якоря в одном положении основного вала.

2. Двигатель по п.1, в котором упомянутая первая обмотка возбуждения имеет ось, ориентированную параллельно оси вращения основного вала.

3. Двигатель по п.1, в котором упомянутый блок управления питается от генератора с постоянными магнитами.

4. Двигатель по п.1, в котором упомянутый блок управления питается от бортовой сети.

5. Двигатель по п.1, в котором упомянутый блок управления способен вызывать течение переменного электрического тока в упомянутой первой обмотке возбуждения.

6. Двигатель по п.1, в котором, по меньшей мере, одно упомянутое электрическое устройство содержит первый электромеханический привод, способный изменять ориентацию лопасти, несомой первым ротором, и, по меньшей мере, одно второе электрическое устройство содержит второй электромеханический привод, способный изменять ориентацию лопасти, несомой вторым ротором.

7. Двигатель по п.1, в котором, по меньшей мере, одно упомянутое первое электрическое устройство содержит первое устройство антиобледенения, и, по меньшей мере, одно упомянутое второе электрическое устройство содержит второе устройство антиобледенения.

www.findpatent.ru