具有低泄漏流量和提高的推进效率的航空推进系统技术方案

本发明专利技术涉及一种航空推进系统(1)，该航空推进系统包括减速机构(12)，减速机构联接驱动轴(10)和风扇轴(13)，该减速机构包括两个减速级(27，32)，并且包括：

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】具有低泄漏流量和提高的推进效率的航空推进系统


[0001]本专利技术涉及航空推进系统的领域，更特别地，涉及具有高的、甚至非常高的涵道比和高推进效率的涡轮风扇推进系统。

技术介绍

[0002]涡轮风扇推进系统在气体流动方向上从上游到下游通常包括风扇、环形主流动空间和环形次级流动空间。因此，由风扇吸入的空气的质量被分成主流和次级流，主流在主流动空间中流通，次级流与主流同中心并且在次级流动空间中流通。风扇(或推进器)可以是流线型的并且容纳在风扇壳体中，或者可替代的，风扇是USF(Unducted Single Fan，无导管的单个风扇)类型的无导管风扇。风扇叶片可以是桨叶或者具有可变的设置，该设置由桨距改变机构根据飞行阶段进行调整。
[0003]主流动空间穿过主体，该主体包括一个或多个压缩机级(例如，低压压缩机和高压压缩机)、燃烧室、一个或多个涡轮级(例如，高压涡轮和低压涡轮)以及气体排放喷嘴。通常，高压涡轮通过第一轴(被称为低压轴)驱动高压压缩机旋转，而低压涡轮通过第二轴(被称为低压轴)驱动低压压缩机和风扇旋转。通常，低压轴被容纳在高压轴中。
[0004]为了提高推进系统的推进效率，减少推进系统的比耗量以及由风扇发出的噪声，提出了具有高涵道比的推进系统，涵道比即次级流的流量与主流的流量之比。高涵道比在此是指大于或等于10的涵道比，例如介于10至80(包括10和80)之间的涵道比。为了实现这种涵道比，风扇与低压涡轮断开联接，从而使得能够独立地优化风扇与低压涡轮各自的旋转速度。通常，断开联接是使用减速装置(例如周转减速机构或行星减速机构)来实现的，减速装置被布置在低压轴的上游端部与风扇之间。因此，风扇通过减速机构和附加轴(被称为风扇轴)被低压轴驱动，附加轴被固定在减速机构与风扇盘之间。
[0005]因此，该断开联接使得能够降低风扇的转速和压力比，并且增加由低压涡轮获取的功率。实际上，航空推进系统的总体效率是由推进效率来进行一阶调节的，推进效率受到空气穿过推进系统时动能变化的最小化的有利影响。在高涵道比推进系统中，产生推进力的流量的大部分由推进系统的次级流构成，次级流的动能主要受次级流穿过风扇时所经受的压缩的影响。因此，推进效率与风扇的压力比是相关的：风扇的压力比越低，推进效率越好。
[0006]风扇的压力比的选择除了对推进效率有重要影响外，还影响推进系统的各种技术特征，包括风扇的直径(以及扩展的情况下，推进系统及推进系统的机舱的外部尺寸、质量和阻力)、风扇的转速、以及减速机构的减速比。
[0007]然而，(i)减速比增大得越多，减速机构的径向空间需求增大得就越多，使得减速机构难以并入在主流路径的下方；(ii)低压轴的速度越高，由低压轴驱动的低压压缩机的速度就越高，低压压缩机的平均半径就必须越低，以限制在低压压缩机的叶片的尖端处的外围速度。
[0008]由于减速机构的径向空间需求较高且低压压缩机的平均半径较低，这两个结合的
约束导致了在低压压缩机上游的主流路径(通常用主流路径的鹅颈形状表示)的入口通道呈现出更加陡峭的斜坡。这导致了在该通道中空气动力学损失的增加和低压压缩机的不良供应，这对推进系统的推进效率是有害的。
[0009]目前，优选的减速机构是周转式减速装置类型的，其中，风扇由行星架驱动，环形齿轮固定到马达的定子。这种结构实际上使得能够实现比行星式减速机构(由环形齿轮驱动风扇)更高的减速比。然而，周转式减速装置的使用涉及将油从马达的固定参照部转移到行星架的旋转参照部，以供应该减速装置的轴承和齿。此外，在包括用于改变风扇叶片的桨距的机构的推进系统的情况下，还需要将桨距改变机构的油供应从推进系统的固定的参照部(润滑单元)转移到风扇的旋转参照部。为此，已知使用OTB(Oil Transfer Bearing，油输送轴承，油输送轴承用于多通道旋转液压密封或旋转的油输送)，OTB包括：固定部分，固定部分相对于推进系统的定子部分固定，并且通过专用管道连接到润滑单元，润滑单元包括油储存部和泵；以及旋转部分，旋转部分可移动地固定到推进系统的转子部分。通常，在减速机构包括周转式减速装置的情况下，OTB的旋转部分安装在减速装置的位于下游(相对于在推进系统中的气体的流动方向)的低压轴上，从而通过管道输送油，管道穿过减速装置的固定的行星架。因此，OTB的半径受到低压轴的直径的限制，这意味着明显的泄漏(泄漏流量与OTB的半径成正比)并且因此该部件的寿命很短。此外，由于OTB位于减速装置的下游，因此在维护操作期间不能接近OTB。因此，在出现故障的情况下，需要拆卸减速装置以能够接近OTB。
[0010]目前，风扇由两个轴承支撑。然而，当这两个轴承位于减速机构的上游时，减速机构是悬臂式的，这在风扇的水平处产生了有害的动力学。因此，提出了一种推进系统，在该推进系统中，风扇的前轴承或推力轴承在减速机构的上游延伸，而风扇的后轴承被布置在减速机构的下游。该构造改进了力的吸收、通过轴承保持在两侧的减速机构、以及风扇的动力情况。因此，为了不使风扇的动力劣化，优选地保留风扇的轴承的该构架。然而，当同时寻求减少减速机构的空间需求(特别是径向空间需求)以及简化油供应时，这可能会造成困难。风扇叶片的重心必须更加尽可能地靠近支撑风扇转子的轴承。

技术实现思路

[0011]本专利技术的一个目的是提出一种航空推进系统，例如涡轮风扇涡轮机或者USF类型的无涵道的推进系统，该涡轮风扇涡轮机的风扇是有涵道的，具有或不具有风扇叶片的可变设置，USF类型的无涵道的推进系统具有高涵道比和提高的推进效率，使得如果需要的话风扇能够具有良好的动力学、以及使得能够可选地简化润滑系统。
[0012]为此，根据本专利技术的第一方面，提出了一种航空推进系统，该航空推进系统包括：
[0013]‑
驱动轴，驱动轴能围绕旋转轴线旋转移动，
[0014]‑
风扇，
[0015]‑
风扇轴，风扇轴被构造成驱动风扇围绕旋转轴线旋转，
[0016]‑
减速机构，减速机构联接驱动轴和风扇轴，
[0017]此外，减速机构具有两个减速级，并且包括：
[0018]‑
太阳齿轮，太阳齿轮以旋转轴线为中心，并且被构造成由驱动轴驱动旋转，
[0019]‑
环形齿轮，环形齿轮与太阳齿轮同轴，并且被构造成驱动风扇轴围绕旋转轴线旋
转，以及
[0020]‑
一系列中间齿轮，这一系列中间齿轮在太阳齿轮与环形齿轮之间围绕旋转轴线周向地分布，每个中间齿轮包括：第一部分，第一部分与太阳齿轮啮合；以及第二部分，第二部分与环形齿轮啮合，第一部分的直径不同于第二部分的直径。
[0021]此外，中间齿轮的第一部分在中间齿轮的第二部分与风扇之间延伸。
[0022]根据第一方面的推进系统的一些优选的但非限制性的特性如下，这些特征被单独地采用或组合地采用：
[0023]‑
推进系统还包括油输送轴承，油输送轴承被定位在风扇与减速机构之间。
[0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】1.一种航空推进系统(1)，所述航空推进系统包括：
‑
驱动轴(10)，所述驱动轴能围绕旋转轴线(X)旋转移动，
‑
风扇(2)，
‑
风扇轴(13)，所述风扇轴被构造成驱动所述风扇(2)围绕所述旋转轴线(X)旋转，
‑
减速机构(12)，所述减速机构联接所述驱动轴(10)和所述风扇轴(13)，所述推进系统(1)的特征在于，所述减速机构(12)具有两个减速级(27，32)，并且包括：
‑
太阳齿轮(33)，所述太阳齿轮以所述旋转轴线(X)为中心，并且被构造成由所述驱动轴(10)驱动旋转，
‑
环形齿轮(25)，所述环形齿轮与所述太阳齿轮(33)同轴，并且被构造成驱动所述风扇轴(13)围绕所述旋转轴线(X)旋转，以及
‑
一系列中间齿轮(28)，所述一系列中间齿轮在所述太阳齿轮(33)与所述环形齿轮(25)之间围绕所述旋转轴线(X)周向地分布，每个中间齿轮(28)包括：第一部分(38)，所述第一部分形成与所述太阳齿轮(33)啮合的第一减速级(27)；以及第二部分(39)，所述第二部分形成与所述环形齿轮(25)啮合的第二减速级(32)，所述第一部分(38)的直径不同于所述第二部分(39)的直径，并且所述中间齿轮(28)的第一部分(38)在所述中间齿轮(28)的第二部分(39)与所述风扇(2)之间延伸。2.根据权利要求1所述的推进系统，所述推进系统还包括油输送轴承(15)，所述油输送轴承被定位在所述风扇(2)与所述减速机构(12)之间。3.根据权利要求2所述的推进系统(1)，其中，所述一系列中间齿轮(28)被安装在行星架(21)上，所述推进系统(1)还包括油储存部(24)和至少一个管道(22)，所述管道(22)通过所述行星架(21)将所述油储存部(24)流体连接到所述油输送轴承(15)。4.根据权利要求2或权利要求3所述的推进系统(1)，其中，所述油输送轴承(15)包括：旋转部分(16)，所述旋转部分被安装在所述风扇轴(13)上；以及固定部分(17)，所述固定部分被安装在所述行星架(21)上。5.根据权利要求2至4中任一项所述的推进系统(1)，其中，所述油输送轴承(15)相对于所述风扇轴(13)被定位在径向内部。6.根据权利要求2至5中任一项所述的推进系统(1)，其中，所述油输送轴承(16)比所述风扇轴(13)更接近所述旋转轴线(X...

【专利技术属性】
技术研发人员：卡洛琳，
申请(专利权)人：赛峰传动系统公司，
类型：发明
国别省市：