CN113167128B - 用于包括改进了附接的叶片的飞行器风扇的电气模块 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有轴线A的风扇的电气模块(11)，该电气模块包括风扇(12)和电机，风扇设置有在壳体(40)内可旋转地移动的叶片(13)，电机包括固定到风扇(12)的转子(60)和集成到所述壳体(40)中的定子(66)，其特征在于，电机的转子(60)集成到风扇(12)中，且转子(60)包括可移除的环(62)，可移除的环仅轴向地和横向地阻拦风扇(12)的叶片(13)的径向外端部(64)，且可移除的环容纳在集成到壳体(40)中的所述定子(66)内。

Description

用于包括改进了附接的叶片的飞行器风扇的电气模块

技术领域

本发明涉及一种包括电机的飞行器发动机的风扇电气模块。

更具体地，本发明涉及一种包括风扇和电机的飞行器风扇电气模块，风扇设置有在壳体内可旋转地移动的叶片，电机包括固定到风扇的转子和集成到所述壳体中的定子。

根据风扇电气模块的构造，风扇电气模块可以执行多种功能。

风扇电气模块可以发电和提供推力，并由涡轮提供机械动力。在这种情况下，风扇电气模块是涡轮喷气发动机的一部分。

风扇电气模块可以消耗电能以产生推力。风扇电气模块还可以由涡轮供能。风扇电气模块可以独立于涡轮喷气发动机且仅被供应电能，或者可选地，风扇电气模块可以是具有外部能量供应的涡轮喷气发动机的一部分。

风扇电气模块还可以通过作为风力涡轮运行来发电。推进器可以独立于涡轮喷气发动机，或者可以是涡轮喷气发动机的一部分。在后一种情况下，涡轮喷气发动机的涡轮在这种运行模式期间不起作用。

本发明涉及根据上述条款限定的风扇电气模块。在这种情况下，风扇电气模块是涡轮喷气发动机的一个元件，由该涡轮喷气发动机的涡轮驱动，优选地由涡轮喷气发动机的低压本体的低压涡轮驱动。

背景技术

用于给商用飞行器提供动力的传统发动机典型地是双本体或三本体涡轮喷气发动机，涡轮喷气发动机容纳在涡轮喷气发动机的舱室中，包括高压本体、低压本体，以及可选地包括中压本体，高压本体包括高压压缩机和高压涡轮，低压本体包括低压压缩机和低压涡轮并驱动风扇，中压本体包括中压压缩机和中压涡轮。

由这种涡轮喷气发动机提供的动力通常用于确保飞行器的推进，还用于确保电流的产生，电流用于确保飞行器的各种机载功能，例如(以非穷举的方式)向飞行控制装置提供动力，机翼的防结冰，向舱室空调***供能，舱室照明，或向飞行器驾驶舱供能。

通常，涡轮喷气发动机包括齿轮箱或AGB(附件齿轮箱)以及用于起动涡轮机的起动器，齿轮箱或AGB布置在涡轮喷气发动机的外部，通过径向副轴机械连接到高压本体，且齿轮箱或AGB包括用于将涡轮喷气发动机发出的机械动力的一部分转换为电能的发电机。

当前的趋势是增加机载电气设备的比例，相比于纯机械设备，这被认为在飞行器的使用方面更灵活，例如除了驱动上面提到的设备之外，还用于驱动压缩机以用于对飞行器舱室增压。可以由涡轮喷气发动机提供的电能需求因此而增加，且电能需求可以不再由传统发电机提供，且不会导致涡轮喷气发动机的重量整体增加以及整体性能劣化。

因此，对于可执行额外的发电机功能而使得能够提供额外电能的电机，的确感兴趣。可逆电机执行发电机的功能，还执行起动器的功能，就这一点而言，这种机器提供明显的减重。

根据从国际申请WO-2007/036202获知的实施例，电机以可逆的方式操作，并因此结合了发电机和起动器的功能，可以布置在涡轮喷气发动机本身的内部，更准确地说，布置在高压本体中。

在该文献中，当涡轮喷气发动机起动时，首先将发电机用作电动机，设置成使高压本体旋转。然后，高压压缩机向燃烧室供应压缩空气，使得燃烧能够发生，且涡轮喷气发动机的高压阶段开始。然后，低压涡轮通过流出的主气流来旋转，从而驱动低压本体和风扇。然后起动涡轮喷气发动机，并切断通向电起动器的电力，电起动器停止作为高压压缩机的驱动马达来运行。

发电机在高压本体中的布置的主要优点在于：该发电机可用作起动涡轮喷气发动机的电动机，发电机还可以用作发电机以向飞行器的其余部分供电。

这种电机不构成额外的发电机，虽然这种电机代替了现有技术中先前已知的发电机和起动器，但是不能对飞行器提供任何显著的电能收益。

此外，这种布置存在将机械动力转换为电能的总效率差的缺点。实际上，当发电机从高压本体获取动力时提供给定电能所需的额外燃料消耗大于当发电机从低压本体获取动力时所需的额外燃料消耗。

发电机在高压本体中的布置也造成了许多空间和可触及性问题。

另外，从高压本体获取其动力的发电机的安装可能对涡轮喷气发动机造成可操作性问题，因为获取太多的机械动力可能导致高压(HP)压缩机喘振，特别是当发动机低速运转时。

最后，这种设计不允许风扇由电机辅助，也不允许在飞行器发动机没有涡轮机而是完全电气化的环境中风扇完全由电机电动地驱动。

为了克服这些缺点，在EP-2.048.329中提出了一种包括风扇电气模块的涡轮喷气发动机。这种涡轮喷气发动机包括高压本体、低压本体以及发电机，低压本体驱动布置在固定壳体中的风扇，发电机布置在风扇中并从中获取动力，发电机包括集成到风扇中的转子以及集成到风扇壳体中的定子。在该文献中，转子包括集成到风扇叶片的端部中的永磁体。

这种解决方案使得电机有大空间。连接到机舱的风扇壳体足够大以容纳用于生成电流的绕组和用于将该电流输送到支撑涡轮喷气发动机的吊架的电线束。因此，发电机的安装和维护不会或仅轻微地受到空间问题的干扰。

此外，风扇区域，由风扇壳体和围绕机舱的罩限定的区域，相对于涡轮机的其它部分是冷区域，典型地具有70℃以下的温度。这种布置使得能够最小化冷却压力。

电机的永磁体不需要额外复杂的冷却装置，因为风扇内的温度永远不会达到居里温度，在居里温度以上则永磁体将失去其磁性属性。

类似地，当电机的绕组放置在涡轮喷气发动机的相同的冷区域中时，电机的绕组不需要额外复杂的冷却装置，例如液体冷却***，而是可以简单地通过空气来冷却。

因此，冷却装置可以具有小的尺寸和质量。

此外，由于风扇的尺寸大，使得可以具有作为相对较高功率的发电机运行的机器，该机器能够同时向安装有涡轮喷气发动机的飞行器上的多种电气设备供电。

随着飞行器上机载的电气设备数量的增加，这种可能性更加重要。

以这种方式装配的涡轮机还能够通过避免从高压本体获取过多动力来避免抽吸(pumping)现象，并因此避免涡轮喷气发动机在低速下的不稳定性和可操作性的问题。

到目前为止，在这种设计中，永磁体已经直接集成到叶片中或者以固定到叶片尖端的短柱的形式进行附接。

在这两种已知的设计中，在每个叶片的端部增加了质量，结果叶片与传统叶片相比受到更大的离心力。这种离心力可导致叶片径向拉长，并与在所有转速下保持风扇的叶片与风扇的壳体之间适当的功能间隙不相符。

此外，正如所看到的，与传统叶片相比，每个叶片整体质量的增加意味着作用在叶片上的离心力增加。结果，这些叶片需要更大的毂或风扇盘来将叶片保持在风扇中。

最后，如果这种叶片丢失，则由该叶片释放的动能大于传统叶片在相同情况下释放的动能。因此，使用这种叶片需要更重的风扇壳体，风扇壳体能够承受这种叶片的弹出而不存在被这种叶片穿过的风险。这种尺寸约束极大地减轻了发动机的重量。

在完全电气化的飞行器发动机的环境中，这种设计不允许由电机单独对风扇进行完全电气化的驱动。

此外，也不可能设想如文献CN-106.516.127-A、US-2016/363.050-A1和GB-2.360.752-A中所描述的在每个叶片端部的叶片刚性组件。

发明内容

本发明通过提出一种包括环形电机的涡轮机来弥补这些缺点，环形电机围绕风扇布置，环形电机的转子为环形。

更具体地，本发明提出一种具有轴线A的飞行器风扇的电气模块，包括风扇和电机，风扇设置有在壳体内可旋转地移动的叶片，电机可作为电动机或发电机运行，电机包括固定到风扇的转子和集成到所述壳体中的定子，其特征在于，电机的转子集成到风扇中，且转子包括可移除的环，可移除的环仅轴向地和横向地阻拦风扇的叶片的径向外端部，可移除的环使得每个径向外端部相对于环在径向不受约束，且可移除的环容纳在集成到壳体中的所述定子内。

这种风扇电气模块特别适合用于UHBR ID类型(超高涵道比，整体驱动)的涡轮机结构，其对应于包括具有极高涵道比的有罩风扇的涡轮机的发动机构造，所述发动机包括连接到低压(LP)本体的减速齿轮箱，其目的是能够独立地优化风扇和LP涡轮的转速，并在具有几kW至几MW功率的涡轮机的HP部件和LP部件上包括一个或多个电机。

根据本发明的其他特征：

-环包括环形壁，该环形壁在叶片的径向外端部的水平上延伸，且环形壁包括由这些径向外端部穿过的槽，每个槽具有与叶片的端部的轮廓形状互补的形状，

-叶片的每个径向外端部构成延伸部，该延伸部接续所述叶片的叶片尖端处的弦，

-环的环形壁由分别在上游和下游的两个环形圈的组装件构成，所述圈设置有齿，齿基本上轴向地延伸且基本上彼此互补以在齿之间限定所述槽，

-环包括承载电机的磁性元件的环形凸缘，环形凸缘覆盖两个圈，环形凸缘包括第一端部和第二端部，第一端部容纳在环形沟槽中，环形沟槽形成在圈中的第一圈的外部径向套环中，第二端部设置有内部径向套环，内部径向套环抵靠圈中的第二圈的自由面被固定，

-凸缘的内部径向套环通过外部环形锁固定，外部环形锁压靠在所述内部套环上，且外部环形锁容纳轴向螺钉，轴向螺钉穿过所述外部环形锁、凸缘的径向套环、第二圈并容纳在第一圈中以使圈彼此抵靠而被夹紧，

-每个上游圈或下游圈由以大致180度的角度延伸的两个上游半圈或下游半圈的组装件形成，

-壳体在其厚度中包括环形外壳，该环形外壳容纳环形形状的定子和环，且该环形外壳在环形锁的侧面容纳分区段的环形声学板，

-风扇包括承载叶片的毂，并且叶片的形状类似销的根部轴向地***互补的销钉区域中，销钉区域形成在毂的内部护罩的圆周上，且销钉区域敞开到所述护罩的上游面中，所述根部通过内部环形锁轴向地锁定在销钉区域中，内部环形锁由容纳在护罩的上游端部中的螺钉固定。

-毂包括分区段的环形覆盖壁和风扇锥体，分区段的环形覆盖壁在叶片之间围绕毂的护罩，且分区段的环形覆盖壁轴向地保持在毂的护罩的后部套环和内部环形锁之间，风扇锥体固定到所述内环形锁，

本发明还涉及一种包括上述类型的风扇电气模块的涡轮机，所述涡轮机包括行星式减速齿轮箱或周转式减速齿轮箱，行星式减速齿轮箱或周转式减速齿轮箱的构件连接到涡轮机的壳体、低压本体的轴和风扇的毂的驱动轴。

本发明还涉及一种对上述类型的风扇电气模块的至少一个叶片进行拆卸和组装/再组装的方法，其特征在于，该方法包括：

-拆卸步骤，拆卸步骤至少包括：

·第一子步骤，在第一子步骤期间，拆卸风扇锥体、内部环形锁和风扇毂的分区段的环形覆盖壁的至少一部分，以使所述至少一个叶片的根部不受约束，

·第二子步骤，在第二子步骤期间，拆卸面对所述至少一个叶片的至少一个上游半圈所面对的分区段的声学板的至少一部分，

·第三子步骤，在第三子步骤期间，拆卸外部环形锁，

·第四子步骤，在第四子步骤期间，轴向地取出环形凸缘，

·第五子步骤，在第五子步骤期间，轴向地取出面对所述至少一个叶片的至少一个上游半圈，

·第六子步骤，在第六子步骤期间，从毂中轴向地取出所述至少一个叶片的根部，

-组装/再组装步骤，组装/再组装步骤包括使拆卸步骤的子步骤按照相反的顺序进行。

附图说明

通过阅读以下以非限制性示例的方式做出的描述并参照附图，将更好地理解本发明，并且本发明的其它细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：

-图1是根据现有技术的UHBR ID类型的双流式涡轮喷气发动机的大致轴向剖视图；

-图2是集成了电机转子的传统风扇的叶片端部的透视图；

-图3是根据本发明的包括电机转子的风扇的端视图；

-图4是根据本发明的集成到风扇中的电机的局部剖切透视图；

-图5是图4的电机的剖切透视图；

-图6是图4的详细视图；

-图7是图4的电机的环的详细视图；

-图8是风扇的叶片在电机的环中组装的详细截面详细视图，以及

-图9至图12示出了根据本发明的用于拆卸集成到风扇中的电机的步骤；以及

-图13是示出根据本发明的用于对涡轮机的风扇和电机进行拆卸和组装/再组装的方法的步骤的框图。

具体实施方式

在下文的描述中，相同的附图标记指代相同的部件或具有相似功能的部件。名称“上游”和“下游”相对于涡轮机内的气流方向来定义。

方向相对于三面体L、T、R来定义，该三面体的方向是：方向L，为纵向且平行于涡轮机的轴线方向A；径向方向R，与涡轮机的轴线方向A垂直并相交；以及方向T，为横向且垂直于方向R。

图1示出了UHBR ID类型的传统飞行器涡轮机10，这里飞行器涡轮机是双流双本体式涡轮喷气发动机。该涡轮机10的总体结构是一种传统的双体式结构，其可从现有技术中许多已知的涡轮机中获知。为此，在本描述的其余部分中，将通过考虑图1来任意参考根据现有技术的涡轮机的一般结构。

实质上，在涡轮机中沿着气流F的流动方向从上游到下游，涡轮机10包括风扇12、低压压缩机14、高压压缩机16、环形燃烧室18、高压涡轮20、低压涡轮22和排气喷嘴24，风扇12设置有叶片13并安装成在壳体40中旋转。

低压压缩机14、高压压缩机16、环形燃烧室18、高压涡轮20、低压涡轮22和排气喷嘴24分别布置在涡轮机的上游壳体26、压缩机间壳体28、涡轮间壳体30和排气壳体32之间。

穿过风扇的气流F被分成热流H和冷流C，热流H在主管道34中流动经过低压压缩机14、高压压缩机16、环形燃烧室18、高压涡轮20、低压涡轮22和排气喷嘴24，冷流C在冷流通道36中围绕壳体26，28，30，32流动。

矫直器的叶片38或出口引导叶片(OGV)布置在冷流通道36中并帮助支撑风扇壳体40。冷流C和热流H在排气喷嘴24的出口处相遇。

高压压缩机16的转子和高压涡轮20的转子通过高压轴42连接，并与高压轴42形成高压本体。低压压缩机14的转子和低压涡轮22的转子通过低压轴44连接，并一起形成低压本体。

高压轴42经由径向轴46驱动齿轮箱48，齿轮箱48包含起动器50和发电机52。

根据现有技术已知的一些其它结构，起动器50和发电机52可以由电机(未示出)代替，电机交替地形成起动器或者发电机。

在涡轮机10的上游部件中，风扇12连接到风扇轴54，在所示的示例中，风扇轴54通过减速齿轮箱56例如行星式减速齿轮箱或周转式减速齿轮箱56可旋转地连接到LP轴44，如图中示意性所示，减速齿轮箱56的一个构件连接到风扇轴54，减速齿轮箱56的一个构件连接到低压轴44，还有减速齿轮箱56的一个构件连接到上游壳体26。

因此，当风扇12非常大时，风扇12可以以比LP轴44更低的速度被驱动，以在空气动力学上更好地匹配。

然而，在这种设计中，电能仅由发电机52生成。如果电能需求有限，则这种设计合适。然而，通过发电机52可有效地获取的电能有限，且对于现代飞行器不断增加的电能需求而言是不合适的，因为产生更多的电能必然导致发电机52从高压HP轴42获取额外的机械动力，从而导致HP压缩机的性能由于尤其是在较低的HP轴速度时面临抽吸现象的风险而劣化。

另外，在这种构造中，因为起动器48没有连接到LP轴44，所以起动器48只能使得涡轮机起动，但不能将任何驱动动力传递到风扇12的轴54。

为了受益于更多的电能，一种解决方案是提供一种具有风扇电气模块的涡轮机10，该风扇电气模块包括连接到风扇12的电机。这种电机是可逆的，且可以作为发电机以及电动机运行。因此，作为发电机，这种电机能够独立地提供电能或者除了发电机52提供电能之外提供电能。

此外，作为电动机，这种电机也能够执行推进功能，且可以向风扇提供额外的运转动力。

迄今为止，这种电机已经在两种设计中被提出。

在第一种设计中，提出通过将永磁体直接集成到叶片13中，而将电机的转子直接集成到风扇中。如图2所示，在第二种设计中，永磁体以附接到叶片13的端部的扇形短柱的形式进行安装。

在这两种情况下，每个叶片13的端部增加了质量，结果适配的叶片13与传统叶片相比受到更大的离心力。该离心力可导致叶片13的径向拉长现象，并与在所有转速下保持风扇12的叶片13与其壳体40之间适当的功能间隙不相符。

此外，高质量的叶片13需要使用包括大的中心盘的毂对叶片13进行支撑。

最后，如果这种叶片13丢失，则由该叶片13释放的动能大于传统叶片在相同情况下释放的动能。因此，使用这种叶片13需要更重的风扇壳体40，风扇壳体40能够承受这种叶片13的弹出而不存在被这种叶片13穿透的风险。这种尺寸约束在很大程度上对发动机的质量不利。

本发明通过提出一种风扇电气模块11来弥补这个缺点，风扇电气模块11对集成到风扇12中的电机实施新的转子设计。

例如，该模块集成到涡轮机中，该涡轮机与现有技术的涡轮机类似，包括行星式减速齿轮箱或周转式减速齿轮箱，行星式减速齿轮箱或周转式减速齿轮箱的构件连接到涡轮机的壳体、低压本体的轴和风扇的毂的盘的驱动轴。

例如，太阳轮连接到低压本体的轴44，行星架连接到驱动轴54，以及环形齿轮连接到壳体26。

根据本发明，如图3所示，更具体地如图4所示，风扇电气模块包括电机的转子60，转子60集成到风扇中并包括可移除的环62，可移除的环62仅沿轴线A轴向地并相对于轴线A横向地阻拦风扇12的叶片13的径向外端部64，且可移除的环62使得每个径向外端部64在径向上不受环62的约束。这样，叶片13的端部64在叶片被离心力拉长时容易受到少量的径向偏转。

如图3所示，该环62容纳在定子66中，定子66旨在集成到先前图1所示的风扇壳体40中。根据如图所示的设计，环62承载永磁体74。如图中所示并在图6中更详细地示出，定子66承载绕组78，绕组78与转子60的永磁体68成直线排列。应当理解的是，这种构造不限制本发明，例如环62可以包括绕组，而永磁体由定子66承载。

这里示出的构造通过将电机的电气辅助设备例如连接到绕组78的电线束直接连接到支撑涡轮机的吊架而使得电气辅助设备能够以非常简单的方式布线，而不需要给涡轮机的内部布线。

各种的电机结构是可能的，如轴向电机、径向流动盘式电机或异步电机。

这种构造还使得通过风扇罩或布置在风扇的壳体40中的出入舱口(未示出)实现对电机的高度可触及性。

因为将电机集成到风扇12中对涡轮机的长度没有影响，所以这种构造还具有不增加涡轮机的尺寸的优点。

如图2和图3所示，电机转子60的构造呈环绕叶片13的端部64的环62的形式，如所看到的，这种构造能够对抗在具有放置在叶片13端部的磁体的传统设计的环境中叶片可能经受的弯曲变形。尤其是，如所看到的，这种构造使得叶片13在离心力的作用下通常受到的拉伸应力被压缩应力取代。

环62还能够将永磁体68的质量分布在环的整个圆周上。

优选地，叶片13是由复合材料制成的传统结构的叶片，因此叶片不需要用特殊的制造方法制备以集成到电机中。

然而，叶片13可以是金属叶片、实心叶片或中空叶片。

如将在本描述的其余部分中看到的，叶片13附接到风扇的毂70上。

如图4所示，可移除的环62沿轴线A轴向地阻拦风扇12的叶片13的径向外端部64，且还相对于该轴线A横向地阻拦风扇12的叶片13的径向外端部64，即在垂直于轴线A的横向平面T中阻拦风扇12的叶片13的径向外端部64。

为此，环62包括环形壁72，环形壁72在叶片13的径向外端部64的水平上延伸，且环形壁72包括由这些径向外端部64穿过的槽74，每个槽74具有与叶片13的端部64的轮廓形状互补的形状。图7示出了槽74的细节。

结果，叶片13的径向外端部64具有径向自由度，且当叶片13受到离心力和环62的膨胀时，叶片13的径向外端部64在叶片13的拉长作用下容易在槽74中发生径向位移。

槽74使得横向力在叶片13的径向外端部64处被吸收。此外，分布在所有叶片13上的大量被吸收的力确保环62居中。

优选地，叶片的每个径向外端部64构成延伸部，该延伸部接续了所述叶片13的叶片尖端处的弦。因此，径向外端部64不是叶片13的空气动力学作用面，而是仅用于叶片在槽74中的附接。然而，优选地，径向外端部64布置在叶片13的空气动力学作用面的延伸部中。

如将在本描述的其余部分中看到的，叶片13的根部76被钉入毂70中，使得可以轴向地对叶片13进行组装和拆卸。因此重要的是，径向外端部64也从环62轴向地取出。

为此，如图7、图8和图11所示，环62的环形壁72由两个环形圈80、82的组装件形成，环形圈80、82分别是上游圈80和下游圈82，上游圈80和下游圈82相互嵌入。圈80、82设置有相应的齿84、86，齿84、86基本上轴向地延伸，且齿84、86基本上彼此互补以在齿84、86之间限定槽74。因此，与根部84、86相对的边缘88、90分别与叶片13的径向外端部64的外弧侧92和内弧侧94互补。

因此，圈80、82通过夹持叶片的径向外端部64的方式将叶片的径向外端部64阻拦在圈的边缘88、90之间。如所看到的，在槽74中允许叶片13轻微的径向偏转，使得叶片13的安装不是静不定的(否则固定在毂70中)，且不会面临在叶片13中产生径向应力的风险。

由于每个叶片13被夹持在圈80、82之间，因此在叶片13尖端处的间隙减小，从而改善了风扇12的性能。

如图8中进一步所示，在这里所示的非限制性实施例中，环62包括承载永磁体68的环形凸缘92。该凸缘92覆盖两个圈80、82。凸缘92一方面包括第一端部94，第一端部94容纳在形成在下游圈82的外部径向套环中的环形沟槽96中。在相对侧上，凸缘92包括第二端部98，第二端部98设置有抵靠上游圈80的自由面102被固定的内部径向套环100。

为了使凸缘92能够被固定且圈80、82能够被固定，凸缘的内部径向套环100通过外部环形锁104固定，外部环形锁104压靠在内部套环100上，且外部环形锁104容纳穿过该外部环形锁的轴向螺钉106。螺钉106穿过外部环形锁104、凸缘的径向套环100、上游圈80，并容纳在下游圈82中以使圈80、82彼此抵靠而被夹紧。

圈80、82可以是一个部件。然而，由于这些圈是大部件，因此每个上游圈80或下游圈82由以大约180度的角度延伸的两个上游半圈或下游半圈的组装件形成。图11示出了上游半圈80a。

这种设计使得能够仅取出两个半圈80中的一个，例如当只需要移除面对该半圈80a的有限数量的叶片13时。

关于定子66的安装，壳体40有利地在其厚度中包括环形外壳108，环形外壳108容纳环形形状的定子66和环62，且环形外壳108在环形锁104的侧面容纳分区段的声学环形板110。

如图9所示，分区段的声学环形板110包括多个区段110a，以使分区段的声学环形板110能够一个区段接一个区段地拆卸。特别地，这种设计允许仅取出声学板110的有限数量的区段110，例如当仅移除有限数量的叶片13时。

实际上，本发明的一个优点是，可以在不移除风扇12的情况下取出有限数量的叶片13，风扇12可以保持在飞行器机翼下方的适当位置。

可选地，轴承(未示出)可以***在圈80、82或凸缘92和定子66之间，以确保施加在风扇12上的轴向力的传递。这些轴承可以是流体动力学轴承、磁性轴承或空气动力学轴承。

在任何情况下，重要的是确保转子60完全平衡以避免产生强烈振动，原因是随着旋转元件的质量与其旋转轴线之间的距离越大，不平衡就越大。

如上所提到的，叶片13钉在风扇的毂70上。如图11所示，叶片13的销形根部112轴向地***互补的销钉区域114中，销钉区域114形成在毂70的盘116的圆周处。销钉区域114敞开到护罩116的上游面118中。

如图9所示，根部通过内部环形锁120轴向地锁定在销钉区域114中。该内部环形锁120由容纳在盘116的上游端部中的螺钉(未示出)固定。因此，内部环形锁120使得能够轴向地锁定根部112。例如，根部112可以以互补的滑块的形式接合并容纳在互补的销钉区域114中。风扇锥体126进一步附接到内部环形锁120。

毂70还包括分区段的环形覆盖壁122，分区段的环形覆盖壁122围绕毂110的盘116。如图10所示，分区段的环形覆盖壁122的区段122a在叶片13的叶片之间布置且延伸。如图9所示，分区段的环形覆盖壁122轴向地保持在毂70的盘116的后部套环124和内部环形锁120之间。

在这种构造中，风扇12的至少一个叶片13和电机可以根据拆卸和组装/再组装方法分别拆卸或再组装。

该方法特别包括拆卸步骤D，拆卸步骤D至少包括第一子步骤SET1，在第一子步骤SET1期间，通过移除风扇毂70的护罩116的、至少围绕待拆卸的一个或多个叶片13的区段122a，来拆卸风扇锥体126、内部环形锁120、和分区段的环形覆盖壁122的至少一部分。

然后，在第二子步骤SET2期间，拆卸分区段的声学板110。为此，拆卸该板的面对待拆卸的一个或多个叶片13的区段110a。

然后，在第三子步骤SET3期间，拆卸外部环形锁104。然后，在第四子步骤SET4期间，轴向地取出环形凸缘92。然后，在第五子步骤SET5期间，轴向地取出上游圈80的面对待拆卸的一个或多个叶片13的两个半圈中的至少一个半圈。最后，在第六子步骤SET6期间，从毂70的护罩116的根部区域114轴向地取出叶片13的根部112，并取出拆卸所涉及的一个或多个叶片13。

相反，该方法特别包括组装/再组装步骤MRM，组装/再组装步骤MRM包括类似于拆卸步骤D的子步骤SET1至SET6、按照相反的顺序进行的子步骤SET7至SET12，无论是涉及组装单个叶片13、组装给定数量的叶片，还是组装全部的叶片。

例如，为了组装或再组装风扇12的所有叶片13，在第七子步骤SET7中，叶片13的根部112轴向地***毂70的护罩116的根部区域114中。然后，在第八子步骤SET8期间，轴向地***上游圈80的两个半圈。然后，在第九子步骤SET9期间，用环形凸缘92覆盖两个圈80、82。然后，在第十子步骤SET10期间，用环形锁104固定环形凸缘92。然后，在第十一子步骤SET11期间，通过将分区段的声学板110的区段110a相继***环形外壳108中，来安装分区段的声学板110。最后，在第十二子步骤SET13期间，通过围绕风扇毂70***护罩116的区段122a来安装分区段的环形覆盖壁122，然后安装内部环形锁120，最后将风扇锥体126附接到内部环形锁120。

因此，本发明提供一种简单且可靠的风扇电气模块11的设计，该风扇电气模块11包括集成到涡轮机风扇12中的电机。

与传统设计相比，这种设计使得永磁体的质量能够转移到环62的圆周，而不是转移到叶片13的外端部64。这防止了例如由于吸入外来体而导致的叶片断裂影响转子60的运行。此外，在环62中保持叶片的端部76，使在叶片13断裂的情况下受到离心作用的质量最小化。特别地，与传统设计不同，通过这种设计，毂附近的叶片断裂不会导致受到高能离心作用的碎片弹出。这种构造使得显著地节省了风扇壳体的质量。

Claims (12)

1.一种飞行器风扇的电气模块（11），所述飞行器风扇具有轴线A，所述电气模块包括风扇（12）和电机，所述风扇设置有在壳体（40）内可旋转地移动的叶片（13），所述电机能够作为电动机或发电机运行，所述电机包括固定到所述风扇（12）的转子（60）和集成到所述壳体（40）中的定子（66），

其特征在于，所述电机的转子（60）集成到所述风扇（12）中，且所述转子（60）包括可移除的环（62），所述可移除的环仅轴向地并且在垂直于所述轴线A的横向平面（T）中阻拦所述风扇（12）的叶片（13）的径向外端部（64），所述可移除的环使得每个径向外端部（64）相对于所述环（62）在径向不受约束，且所述可移除的环容纳在集成到所述壳体（40）中的所述定子（66）内。

2.根据权利要求1所述的飞行器风扇的电气模块（11），其特征在于，所述环（62）包括环形壁（72），所述环形壁在所述叶片（13）的径向外端部（64）的水平上延伸，且所述环形壁包括由这些径向外端部（64）穿过的槽（74），每个槽（74）具有与叶片（13）的所述径向外端部（64）的轮廓形状互补的形状。

3.根据权利要求2所述的飞行器风扇的电气模块（11），其特征在于，叶片（13）的每个径向外端部（64）构成延伸部，所述延伸部接续所述叶片（13）的叶片尖端处的弦。

4.根据权利要求3所述的飞行器风扇的电气模块（11），其特征在于，所述环（62）的环形壁（72）由分别为上游圈（80）和下游圈（82）的两个环形圈的组装件构成，所述上游圈（80）和所述下游圈（82）设置有齿（84，86），所述齿基本上轴向地延伸且基本上彼此互补以在所述齿之间限定所述槽（74）。

5.根据权利要求4所述的飞行器风扇的电气模块（11），其特征在于，所述环（62）包括承载所述电机的磁性元件（68）的环形凸缘（92），所述环形凸缘覆盖所述上游圈（80）和所述下游圈（82），所述环形凸缘包括第一端部（94）和第二端部（98），所述第一端部容纳在环形沟槽（96）中，所述环形沟槽形成在所述下游圈（82）的外部径向套环中，所述第二端部设置有内部径向套环（100），所述内部径向套环抵靠所述上游圈（80）的自由面（102）被固定。

6.根据权利要求5所述的飞行器风扇的电气模块（11），其特征在于，所述环形凸缘（92）的内部径向套环（100）通过外部环形锁（104）固定，所述外部环形锁压靠在所述内部径向套环（100）上，且所述外部环形锁容纳轴向螺钉（106），所述轴向螺钉穿过所述外部环形锁（104）、所述环形凸缘（92）的内部径向套环（100）、所述上游圈（80）并容纳在所述下游圈（82）中以使所述上游圈（80）和所述下游圈（82）彼此抵靠而被夹紧。

7.根据权利要求6所述的飞行器风扇的电气模块（11），其特征在于，每个上游圈（80）或下游圈（82）由以大致180度的角度延伸的两个上游半圈或下游半圈的组装件形成。

8.根据权利要求6所述的飞行器风扇的电气模块（11），其特征在于，所述壳体（40）在其厚度中包括环形外壳（108），所述环形外壳容纳环形形状的所述定子（66）和所述环（62），且所述环形外壳在所述外部环形锁（104）的侧面容纳分区段的环形声学板（110）。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的飞行器风扇的电气模块（11），其特征在于，所述风扇（12）包括承载所述叶片（13）的毂（70），并且所述叶片（13）的形状类似销的根部（112）轴向地***互补的销钉区域（114）中，所述销钉区域形成在所述毂（70）的内部盘（116）的圆周上，且所述销钉区域敞开到所述内部盘（116）的上游面中，所述根部（112）通过内部环形锁（120）轴向地锁定在所述销钉区域（114）中，所述内部环形锁由容纳在所述内部盘（116）的上游端部中的螺钉固定。

10.根据权利要求9所述的飞行器风扇的电气模块（11），其特征在于，所述毂（70）包括分区段的环形覆盖壁（122），所述分区段的环形覆盖壁在所述叶片（13）之间延伸而围绕所述毂的内部盘（116），且所述环形覆盖壁轴向地保持在所述毂（70）的内部盘（116）的后部套环（124）和所述内部环形锁（120）之间，并且所述毂（70）包括固定到所述内部环形锁（120）的风扇锥体（126）。

11.一种包括根据权利要求1至10中任一项所述的飞行器风扇的电气模块的涡轮机（10），其特征在于，所述涡轮机包括行星式减速齿轮箱或周转式减速齿轮箱（56），所述行星式减速齿轮箱或周转式减速齿轮箱的构件连接到所述涡轮机的壳体（26）、低压本体的轴（44）和所述风扇（12）的毂的驱动轴（54）。

12.一种对根据权利要求7所述的飞行器风扇的电气模块（11）的至少一个叶片（13）进行拆卸和组装/再组装的方法，其特征在于，所述风扇（12）包括承载所述叶片（13）的毂（70），所述毂（70）包括分区段的环形覆盖壁（122），所述分区段的环形覆盖壁在所述叶片（13）之间延伸而围绕所述毂的内部盘（116），且所述环形覆盖壁轴向地保持在所述毂（70）的内部盘（116）的后部套环（124）和内部环形锁（120）之间，并且所述毂（70）包括固定到所述内部环形锁（120）的风扇锥体（126），所述方法包括：

-拆卸步骤（D），所述拆卸步骤至少包括：

•第一子步骤（SET1），在所述第一子步骤期间，拆卸所述风扇锥体（126）、所述内部环形锁（120）和所述风扇的毂（70）的分区段的环形覆盖壁（122）的至少一部分，以使所述至少一个叶片（13）的至少一个根部（112）不受约束，

•第二子步骤（SET2），在所述第二子步骤期间，拆卸面对所述至少一个叶片（13）的分区段的环形声学板（110）的至少一部分，

•第三子步骤（SET3），在所述第三子步骤期间，拆卸所述外部环形锁（104），

•第四子步骤（SET4），在所述第四子步骤期间，轴向地取出所述环形凸缘（92），

•第五子步骤（SET5），在所述第五子步骤期间，轴向地取出面对所述至少一个叶片（13）的至少一个上游半圈（80a），

•第六子步骤（SET6），在所述第六子步骤期间，从所述毂（70）中轴向地取出所述至少一个叶片（13）的根部（112），

-组装/再组装步骤（MRM），所述组装/再组装步骤包括使所述拆卸步骤的子步骤按照相反的顺序进行。