CN113056598A - 具有游星式或行星式减速装置的双流涡轮喷气发动机组件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮喷气发动机，涡轮喷气发动机包括中心轴(AC),中心轴被同轴且独立的高压主体(CH)包围，涡轮喷气发动机从上游(AM)到下游(AV)包括：‑由中心轴(AC)驱动的风扇(13)；‑由高压主体(CH)支撑的高压压缩机(16)和高压涡轮(17)；‑涡轮间壳体(18)；‑低压涡轮(19)；以及‑排气壳体(21)；涡轮喷气发动机还包括：‑低压转子(RB)，低压转子在中心轴(AC)的下游延伸并且支撑低压涡轮(19)；‑由排气壳体(21)支撑的转子轴承(23)；‑减速装置(22)，低压转子(RB)通过减速装置驱动中心轴(AC)，减速装置被定位在转子轴承(23)的上游；以及‑下游轴轴承(29)，下游轴轴承被定位在减速装置(22)的上游。

Description

具有游星式或行星式减速装置的双流涡轮喷气发动机组件
技术领域
本发明涉及一种包括游星式或行星式减速装置的双转轴涡轮喷气组件。
背景技术
在图1所示的这种发动机1中，空气进入到入口套管2中，以在被分成中心主流和包围主流的次级流之前穿过包括一系列旋转叶片的风扇3。
接下来，主流在到达燃烧室7之前在压缩级4和6中被压缩，在压缩之后，主流在向后排出之前通过高压涡轮8和低压涡轮9膨胀。次级流的一部分在由壳体11界定的管道中被风扇直接向后推进。
这种双转轴型的发动机包括所谓的低压转轴和所谓的高压转轴，风扇3通过该低压转轴联接到低压涡轮，压缩机通过该高压转轴联接到高压涡轮，这两个转轴是同轴的并且彼此独立地旋转。
通过将减速装置***在低压涡轮和风扇之间，低压涡轮比该转轴驱动的风扇旋转得更快，以提高效率。在该构造中，低压转轴包括用于驱动风扇的中心轴和转子，该转子承载低压涡轮，同时通过减速装置连接到中心轴。
高压转轴和低压转轴由发动机的结构元件承载的轴承保持。实际上，低压转轴是组件的关键元件，因为该低压转轴的中心轴基本上在发动机的整个长度上延伸，使得在使用中，即当中心轴旋转时，该中心轴可能经受容易导致发动机损坏的振动模式。特别地，由于该中心轴的长度较大，中心轴的第一弯曲振动模式在其运行范围内，即在对应于其旋转频率的频率范围内。
这种情况需要在中心轴的高速下实现平衡，而且还需要提供能够阻尼该中心轴的振动模式的轴承，以便限制任何不稳定性。通常由缩写SFD表示“挤压油膜阻尼器”的这种轴承包括固定的柔性保持架，该保持架承载容纳低压转轴的滚动轴承，围绕该滚动轴承保持液压，这种轴承类型的实施是昂贵的。
本发明的目的是提供一种组件解决方案，该组件解决方案使得能够改进低压旋转元件的保持，以限制对用于阻尼振动模式的复杂轴承的采用。
发明内容
为此，本发明的目的是一种双转轴涡轮喷气发动机，该涡轮喷气发动机包括中心轴，该中心轴被同轴且独立地旋转的高压转轴包围，该涡轮喷气发动机根据其使用时沿着穿过涡轮喷气发动机的流的行进方向，从上游到下游包括：
-风扇，该风扇由中心轴驱动；
-高压压缩机和高压涡轮，该高压压缩机和高压涡轮形成高压转轴的一部分；
-涡轮间壳体；
-低压涡轮；
-排气壳体；
该涡轮喷气发动机还包括：
-低压转子，该低压转子在中心轴的下游延伸，并且包括低压涡轮；
-转子轴承，该转子轴承由排气壳体承载，并且可旋转地引导低压转子；
-减速装置，低压转子通过该减速装置驱动中心轴，该减速装置被定位在转子轴承的上游；
-下游轴轴承，该下游轴轴承可旋转地引导中心轴，同时被定位在减速装置的上游。
通过这种布置，中心轴的速度降低，这有助于降低其固有模式的频率，以使该频率偏离旋转频率。中心轴的该速度的降低也使得能够增加风扇直径，而不会使该风扇的叶片的端部处的速度过快。
本发明的另一个目的是由此限定的涡轮喷气发动机，其中下游轴轴承由涡轮间壳体承载。
本发明的另一个目的是由此限定的涡轮喷气发动机，其中减速装置是游星式减速装置，该游星式减速装置包括：
-行星齿轮，该行星齿轮由行星保持架承载，该行星保持架由中心轴承载；
-内圈，该内圈由低压转子承载；
-外圈，该外圈由涡轮间壳体承载；
-每个行星齿轮与内圈和外圈啮合。
本发明的另一个目的是由此限定的涡轮喷气发动机，其中减速装置是行星式减速装置，该行星式减速装置包括：
-行星齿轮，该行星齿轮由行星架承载，该行星架由涡轮间壳体承载；
-内圈，该内圈由低压转子承载；
-外圈，该外圈由中心轴承载；
-每个行星齿轮与内圈和外圈啮合。
本发明的另一个目的是由此限定的涡轮喷气发动机，该涡轮喷气发动机包括低压压缩机，该低压压缩机由中心轴驱动，同时被定位在风扇和高压压缩机之间。
附图说明
图1是已知的双流双转轴涡轮喷气发动机的纵向截面的视图；
图2是根据本发明的涡轮喷气发动机架构的纵向截面的示意性视图；
图3是根据本发明的第一实施例的涡轮喷气发动机架构的下游部分的纵向截面的示意性视图；
图4是根据本发明的第二实施例的涡轮喷气发动机架构的下游部分的纵向截面的示意性视图。
具体实施方式
如图2示意性所示，根据本发明的发动机具有架构，该架构包括在其上游部分AM处的风扇13，该风扇之后是低压压缩机14。该风扇13和该低压压缩机14由在发动机的大部分长度上延伸的中心轴AC旋转，风扇13具有全部流，流进入该发动机从上游端部AM流向下游端部AV以穿过该发动机。
在流体进入被定位在紧邻该高压压缩机16的下游的未示出的燃烧室之前，被定位在紧邻压缩机14的下游AV的高压压缩机16对已经穿过低压压缩机的主流的流体进行压缩。
在流体穿过燃烧室之后，流体通过驱动压缩机16的高压涡轮17膨胀。高压压缩机16的叶片和高压涡轮17的叶片由同一高压主体CH承载。该高压主体CH沿着轴线AX位于发动机的中心区域中，该高压主体包围中心轴AC，同时完全独立于该中心轴旋转。
在流体穿过高压涡轮17之后，流体在穿过低压涡轮19之前进入图3中标记为18的涡轮间壳体，以便然后通过排气壳体21排出。
涡轮间壳体18包括彼此同心的外轴环和内轴环以及一组固定的径向叶片，外轴环和内轴环在它们之间界定用于主流通过的环形空间，每个径向叶片将外轴环连接到内轴环并使得主流能够不扭转。以类似的方式，排气壳体21包括彼此同心的外轴环和内轴环以及一组固定的径向臂，外轴环和内轴环界定用于膨胀的主流通过的环形空间，每个径向臂将这两个轴环彼此连接。
低压涡轮19由在中心轴AC的下游延伸部(prolongement)延伸的转子RB承载，并且该转子RB通过减速装置22连接到该中心轴AC，以与该中心轴AC一起旋转。纵向地被定位在中心轴AC和转子RB之间的该减速装置22确保涡轮19比风扇13旋转得更快，以便提高发动机的效率。
承载涡轮19的该转子RB从中间部分延伸到上游部分，该转子通过中间部分承载低压涡轮的盘或叶片，该转子通过上游部分联接到减速装置22。
如图3所示，低压转子RB由下游轴承23保持并旋转地引导，该下游轴承由排气壳体21承载，并吸收由低压涡轮产生的轴向推力，以通过排气壳体将该力传递到承载发动机的结构。
该减速装置22包括行星齿轮24，该行星齿轮包围内圈26并被外圈27包围，该内圈也被称为太阳圈，同时每个行星齿轮与这两个圈啮合，这些小齿轮24由行星架28承载。内圈26被刚性地固定到低压转子RB，而外圈27被刚性地固定到涡轮间壳体18，同时由该涡轮间壳体承载。减速装置22是游星式减速装置，即行星架28能够旋转运动，同时被刚性地固定到中心轴AC。
中心轴AC首先由图3中未示出的上游轴承和下游中心轴轴承29承载并可旋转地引导，该上游轴轴承被定位在发动机的上游部分处，该下游中心轴轴承被定位在减速装置22的上游，同时由涡轮间壳体18承载。
图4中的示例示出了具有与图3相同的架构的实施例，但是其中标记为22’的减速装置是行星式减速装置而不是游星式减速装置。
该行星式减速装置22’还包括行星小齿轮24，该行星小齿轮包围内太阳圈26并被外圈27包围，同时每个行星小齿轮与这两个圈啮合，这些小齿轮24由行星架28’承载。外圈27能够移动，同时被刚性地固定到中心轴AC，并且内圈26由低压转子RB承载。标记为28’的行星架在此固定，同时由涡轮间壳体18承载。
中心轴AC也首先由不可见的上游轴承和下游轴承29保持，该下游轴承由涡轮间壳体18承载，同时被定位在减速装置22’的上游，这两个轴承具有与已经描述的图3中的示例相同的布置。
本发明能够消除通常被设置用于支撑中心轴的附加轴承，以使该轴的固有频率偏离其旋转频率。因此，本发明使得能够限制诸如SFD轴承的复杂轴承的使用，并降低用于中心轴所需的平衡精度。

Claims (5)

1.双转轴涡轮喷气发动机，所述涡轮喷气发动机包括中心轴(AC)，所述中心轴被同轴且独立地旋转的高压转轴(CH)包围，该涡轮喷气发动机根据使用时沿着穿过所述涡轮喷气发动机的流的行进方向，从上游(AM)到下游(AV)包括：
-风扇(13)，所述风扇由所述中心轴(AC)驱动；
-高压压缩机(16)和高压涡轮(17)，所述高压压缩机和所述高压涡轮形成所述高压转轴(CH)的一部分；
-涡轮间壳体(18)；
-低压涡轮(19)；
-排气壳体(21)；
该涡轮喷气发动机还包括：
-低压转子(RB)，所述低压转子在所述中心轴(AC)的下游延伸，并且包括所述低压涡轮(19)；
-转子轴承(23)，所述转子轴承由所述排气壳体(21)承载，并且可旋转地引导所述低压转子(RB)；
-减速装置(22，22’)，所述低压转子(RB)通过所述减速装置驱动所述中心轴(AC)，该减速装置被定位在所述转子轴承(23)的上游；
-下游轴轴承(29)，所述下游轴轴承可旋转地引导所述中心轴(AC)，同时被定位在所述减速装置(22，22’)的上游。
2.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其中，所述下游轴轴承(29)由所述涡轮间壳体(18)承载。
3.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮喷气发动机，其中，所述减速装置(22)是游星式减速装置，所述游星式减速装置包括：
-行星齿轮(24)，所述行星齿轮由行星保持架(28)承载，所述行星保持架由所述中心轴(AC)承载；
-内圈(26)，所述内圈由所述低压转子(RB)承载；
-外圈(27)，所述外圈由所述涡轮间壳体(18)承载；
-每个行星齿轮(28)与所述内圈(26)和所述外圈(27)啮合。
4.根据权利要求1或2所述的涡轮喷气发动机，其中，所述减速装置(22’)是行星式减速装置，所述行星式减速装置包括：
-行星齿轮(24)，所述行星齿轮由行星架(28’)承载，所述行星架由所述涡轮间壳体(18)承载；
-内圈(26)，所述内圈由所述低压转子(RB)承载；
-外圈(27)，所述外圈由所述中心轴(AC)承载；
-每个行星齿轮(24)与所述内圈(26)和所述外圈(27)啮合。
5.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮喷气发动机，所述涡轮喷气发动机包括低压压缩机(14)，所述低压压缩机由所述中心轴(AC)驱动，同时被定位在所述风扇(13)和所述高压压缩机(16)之间。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112983651B (zh) * 2021-04-26 2023-07-28 黄锴 小型航空双转子无人机发动机

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090151317A1 (en) * 2007-12-13 2009-06-18 Norris James W Geared counter-rotating gas turbofan engine
US20100154384A1 (en) * 2008-12-19 2010-06-24 Jan Christopher Schilling Geared differential speed counter-rotatable low pressure turbine
US20140271135A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 United Technologies Corporation Turbofan Engine Bearing and Gearbox Arrangement
US20150176497A1 (en) * 2013-12-23 2015-06-25 United Technologies Corporation Geared turbofan with a gearbox upstream of a fan drive turbine
US20160138477A1 (en) * 2013-07-12 2016-05-19 United Technologies Corporation Three spool geared turbofan with low pressure compressor drive gear system
CN106968802A (zh) * 2012-05-31 2017-07-21 联合工艺公司 燃气涡轮发动机及其风扇驱动齿轮***

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1251955A (zh) * 1967-12-29 1971-11-03
US5361580A (en) * 1993-06-18 1994-11-08 General Electric Company Gas turbine engine rotor support system
US7805925B2 (en) * 2006-08-18 2010-10-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine exhaust duct ventilation
US20100192595A1 (en) * 2009-01-30 2010-08-05 Robert Joseph Orlando Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
KR101926288B1 (ko) * 2014-11-19 2018-12-06 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 가스 터빈의 유지보수 방법
US11371379B2 (en) * 2017-08-22 2022-06-28 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
DE112021000203T5 (de) * 2020-04-24 2022-08-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Wärmeisolationsmaterialanordnung und Gasturbine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090151317A1 (en) * 2007-12-13 2009-06-18 Norris James W Geared counter-rotating gas turbofan engine
US20100154384A1 (en) * 2008-12-19 2010-06-24 Jan Christopher Schilling Geared differential speed counter-rotatable low pressure turbine
CN106968802A (zh) * 2012-05-31 2017-07-21 联合工艺公司 燃气涡轮发动机及其风扇驱动齿轮***
US20140271135A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 United Technologies Corporation Turbofan Engine Bearing and Gearbox Arrangement
US20160138477A1 (en) * 2013-07-12 2016-05-19 United Technologies Corporation Three spool geared turbofan with low pressure compressor drive gear system
US20150176497A1 (en) * 2013-12-23 2015-06-25 United Technologies Corporation Geared turbofan with a gearbox upstream of a fan drive turbine

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Publication number Publication date
EP3864273A1 (fr) 2021-08-18
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FR3088968A1 (fr) 2020-05-29
CA3119694A1 (en) 2020-06-04

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