CN115698483A - 飞行器涡轮机 - Google Patents

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Abstract

一种用于飞行器的涡轮机(10)，包括壳体(30)、风扇(20)、压缩机(50)和涡轮(90)，以及行星齿轮装置(40)，该行星齿轮装置包括由涡轮(90)驱动旋转的输入部、构造成驱动压缩机(50)旋转的第一输出级和联接到第一输出级并构造成驱动风扇(20)旋转的第二输出级，压缩机(50)由第一输出级的齿圈驱动旋转。

Description

飞行器涡轮机
技术领域
本公开涉及飞行器领域，更具体地，涉及可用于航空推进的涡轮机。
背景技术
用于推进飞行器的涡轮机、例如涡轮喷气发动机通常包括壳体，其中容纳提供大部分推力的风扇、压缩机和涡轮。压缩机将压缩空气供应到燃烧室，在所述室中产生的燃烧气体使涡轮运动，涡轮又驱动风扇。
为了使涡轮的效率最大化，期望的是其尽可能快地旋转。相反，风扇的速度受到叶片尖端旋转速度的限制，其通常必须保持低于声速。
为了克服该问题，已知在涡轮和风扇之间的传动链中配备减速齿轮的涡轮机。减速齿轮允许涡轮和风扇以不同速度旋转。
然而，仍然需要改进飞行器涡轮机。
发明内容
为此，本公开涉及一种飞行器涡轮机，其包括壳体、风扇、压缩机和涡轮，以及行星齿轮系，行星齿轮系包括由涡轮驱动旋转的输入部、构造成驱动压缩机旋转的第一输出级、以及联接到第一输出级并构造成驱动风扇旋转的第二输出级，压缩机由第一输出级的齿圈驱动旋转。
壳体表示涡轮机的大体固定部分，风扇、压缩机和包括带叶片轮的涡轮构造成相对于壳体旋转。壳体可以包括风扇和压缩机之间的入口壳体。
在本公开中，“涡轮机的轴线”指的是涡轮机的对称或准对称轴线，其至少形成涡轮的旋转轴线，通常也形成压缩机和风扇的旋转轴线。轴向方向对应于涡轮机的轴线方向，而径向方向是垂直于该轴线并与该轴线相交的方向。类似地，轴向平面是包含涡轮机轴线的平面，而径向平面是垂直于该轴线的平面。圆周被理解为属于径向平面的圆，其中心属于涡轮机的轴线。切向方向或周向方向是与圆周相切的方向；其垂直于涡轮机的轴线，但不穿过该轴线。
除非另有规定，否则形容词“前”和“后”用于指轴向方向，应理解，涡轮机的入口位于涡轮机的前侧，而其出口位于后侧。形容词“上游”和“下游”用于指涡轮机中气体的正常流动方向。
最后，除非另有说明，否则形容词“内部(内)”和“外部(外)”是参考径向方向使用的，使得元件的内部部分比同一元件的外部部分在径向方向上更靠近涡轮机的轴线。
行星齿轮系包括：内部行星齿轮，其也被称为中心小齿轮或太阳齿轮，并且以下简称为“太阳齿轮”；一个或多个围绕太阳齿轮旋转的行星齿轮；以及有时被称为外部行星齿轮的齿圈，其环绕一个或多个行星齿轮。此后，在不丧失一般性的情况下，我们将等同地讨论一个或多个行星齿轮。行星齿轮可以可旋转地安装在行星齿轮架上，行星齿轮架构造成同步不同行星齿轮相对于太阳齿轮或齿圈的旋转。
除非另有明确说明或从上下文中明显可见，否则此后，对于轮子的半径和直径的引用应分别参考节距半径和直径来理解。节圆使得两个啮合齿轮的节圆具有相同的切向速度。
可以借助旋转固定到所述构件的轴来确保行星齿轮系的各部件(太阳齿轮、行星齿轮、行星架、齿圈)和涡轮机的各构件(风扇、压缩机、涡轮)之间的机械连接。
由于风扇和压缩机由行星齿轮系的两个不同输出部驱动旋转，因此不仅能够使风扇和涡轮旋转，而且能够使压缩机和涡轮以不同的速度旋转。有若干因素使得需要增加压缩机的半径：在压缩机附近为风扇设置的行星齿轮系的集成，以及流路的气动应力和涡轮机的诸如轴承、轴、双轴和通风装置之类的其它元件的集成。这样做时，必须降低压缩机的转速，以防止压缩机叶片尖端处的切向速度超过适用限制。因此，使用两个不同的输出部允许限制压缩机的转速(rpm)，同时具有涡轮的最高可能转速和风扇的相对较低转速，以便例如增加风扇的半径。
第二输出级联接到第一输出级，这意味着在第一输出级和第二输出级之间存在功能连接，允许在这两个输出级之间传递扭矩。由于行星齿轮系是包括至少一个相互联接的第一输出级和第二输出级的多级行星齿轮系的事实，因此尽管涡轮—风扇减速比可能非常高(通常高于5)，但涡轮机仍能保持良好的紧凑性。相比之下，具有可比减速比的单级行星齿轮系径向庞大，并且需要提供有时称为“鹅颈”的径向向外的偏移和涡轮机的轴向伸长，或者将压缩机置于更大半径，从而限制其速度，这影响其效率。
最后，由于压缩机由第一输出级的齿圈驱动旋转的事实，因此获得压缩机和涡轮之间的减速比是可行的，该减速比与第一输出级的太阳齿轮和齿圈的半径比成比例，同时保持第二级的齿圈上的较慢输出。相反，如果压缩机由第一输出级的太阳齿轮驱动，则涡轮驱动的输入部应为第二级的内部行星齿轮。第二输出级驱动风扇旋转，该构造将仅留下一级以实现风扇和涡轮之间的减速比：因此，这将使架构回到上述空间需求问题。此外，不使用所有级的内行星齿轮有助于使内邻抵件整合到行星齿轮系，以在使用人字形齿时承受内力。
这些特性共同提高了压缩机的集成度和涡轮机的总体效率。
在一些实施例中，风扇由第二输出级的齿圈驱动旋转。因此，行星齿轮系的两级用于获得具有合理的径向空间要求的相对高的减速比。
在一些实施例中，行星齿轮系包括至少一个行星齿轮，该行星齿轮包括彼此旋转固定的第一轮和第二轮，第一轮属于第一输出级并与第一输出级的齿圈啮合，而第二轮属于第二输出级。第一轮和第二轮可以属于形成行星齿轮的同一部分。
如有必要，第二轮可以与第二输出级的齿圈啮合。
在一些实施例中，第一输出轮的直径与第二输出轮的直径之间的比例包括在0.5和10之间。
在一些实施例中，行星齿轮系包括相对于壳体固定的行星架。行星架固定，每个输出级的齿圈和太阳齿轮被驱动旋转。
因此，在一些实施例中，行星齿轮系的输入部包括行星齿轮系中的太阳齿轮。换言之，涡轮构造成驱动行星齿轮系的太阳齿轮旋转。该选择允许降低旋转速度，同时限制复杂性和空间需求。
在一些实施例中，至少一个轴承相对于壳体支承压缩机。例如，轴承可以是滚珠轴承或滚柱轴承。还可以提供多个轴承，至少一个、若干个或所有轴承布置在压缩机和壳体之间。
在一些实施例中，涡轮机还包括布置在压缩机轴和涡轮轴之间的轴承。这种安装在两个旋转部分之间的轴承通常称为轴间轴承。例如，轴间轴承可以是滚柱轴承。还可以提供多个轴承，至少一个、若干个或所有轴承布置在压缩机轴和涡轮轴之间。以该方式布置的轴间轴承允许限制压缩机下方定子部分的空间需求。
在一些实施例中，风扇轴、压缩机轴、涡轮轴和壳体中的三个元件包括能够容纳所述元件的轴向位移的局部更柔性部分。该部分被称为局部更柔性，因为其局部刚度低于周围部分。因此，所述部分形成了优先和有助于变形的区以适应位移。实际上，由于行星齿轮系是超静态的，输入级和输出级的相对位移、特别是沿轴向方向的相对位移趋于导致行星齿轮系的部件过载。如果不是避免这些过载，相应的局部更柔性部分允许减少这些过载。上述元件中的第四元件可以相对于局部更柔性部分更刚性。联接到该元件的行星齿轮系部件称为“主”，因为它将其位移施加在行星齿轮系的称为“从”的其它部件上，并且通过局部更柔性部分不会导致对应涡轮机构件的位移。
在一些实施例中，所述部分在轴向截面中具有曲折。轴向截面是如上限定的轴向平面中的截面。该曲折限定了非纯轴向形状，例如具有非零的径向分量。曲折可包括起伏、折线、之字形、弯形等。
在一些实施例中，所述风扇是涡轮机的唯一风扇。因此，涡轮机不包括任何其它风扇。
在一些实施例中，所述压缩机是低压压缩机，涡轮机还包括在低压压缩机下游的高压压缩机，所述壳体包括在低压压缩机和高压压缩机之间的压缩机间壳体。
在一些实施例中，通过至少一个轴承相对于入口壳体支承风扇轴。可选地，通过至少两个轴承相对于入口壳体支承风扇轴。可选地，这两个轴承包括至少一个滚珠轴承和至少一个滚柱轴承。
此外，本公开还涉及一种飞行器涡轮机，其包括壳体、风扇、压缩机和涡轮、以及行星齿轮系，该行星齿轮系包括由涡轮驱动旋转的输入部、第一输出级和联接到第一输出级的第二输出级，其中，涡轮构造成驱动第一输出级的太阳齿轮旋转，风扇由第二输出级的齿圈驱动旋转，而压缩机由第一输出级的齿圈或第二输出阶段的太阳齿轮驱动旋转。
该涡轮机可以具有本公开其它地方详述的全部或部分特征。
附图说明
本公开的其它特征和优点将从以下借助非限制性示例给出并参考附图的以下实施例描述中显现出来，附图中：
[图1]图1是根据一个实施例的涡轮机的示意图。
[图2]图2是根据一个实施例的行星齿轮系的图。
[图3]图3是根据第一实施例的涡轮机的纵向截面的一部分。
[图4]图4是根据第二实施例的涡轮机的纵向截面的一部分。
[图5]图5是根据第二实施例的涡轮机的纵向和立体剖视图。
[图6]图6是根据第三实施例的涡轮机的纵向截面的一部分。
[图7]图7是根据第四实施例的涡轮机的纵向截面的一部分。
具体实施方式
在图1中示意性示出了根据一个实施例的飞行器涡轮机10的纵向半截面。在该情况下，涡轮机10是双轴双流涡轮喷气发动机。事实上，涡轮机10包括：风扇20，较佳地是单个风扇；内壳体30，其设置在风扇20下游，并将主流路12与副流路14分离。低压压缩机(LP压缩机)50、高压压缩机(HP压缩机)60、燃烧室70、高压涡轮(HP涡轮)80和低压涡轮(LP涡轮)90从上游到下游布置在主流路12中。由于涡轮机10是双轴涡轮机，因此其包括两个运动独立的旋转组件，即一方面包括高压本体(HP本体)，包括高压压缩机60和高压涡轮80，另一方面包括低压本体(LP本体)，包括低压压缩机50和低压涡轮80。每个压缩机50、60直接或间接地由对应本体的涡轮80、90驱动，涡轮80、90通过来自燃烧室70的燃烧气体而运动。
然而，本公开可以转换为单轴涡轮机的情况。对于涡轮机的运行，单独本体将具有HP本体的功能，但其与下述行星齿轮系相关的作用将是LP本体的作用。
在本实施例中，涡轮机的壳体还包括在风扇20和低压压缩机50之间的入口壳体32、在低压压缩机50和高压压缩机60之间的压缩机间壳体34、在高压涡轮80和低压涡轮90之间的涡轮间壳体36以及在低压涡轮90下游的涡轮后壳体38(或涡轮后框架)。壳体元件固定在飞行器的参考框架中，并且旋转部分，即风扇20、压缩机50、60和涡轮80、90的可动带叶片轮相对于壳体旋转。
高压涡轮80的旋转经由高压轴82驱动高压压缩机60。因此，高压压缩机60和高压涡轮80在运动学上相互依赖，并且特别是在此处以同一速度旋转。可通过至少一个轴承相对于壳体支承高压轴82，在这种情况下，是通常为滚珠轴承的第一轴承84相对于压缩机间壳体34、以及通常为滚柱轴承的第二轴承86相对于涡轮间壳体36进行支承。
此外，在本实施例中，低压涡轮90驱动低压压缩机50旋转。低压涡轮90还驱动风扇20旋转。更具体地，涡轮机10包括变速器，此处是行星齿轮系40，其经由低压涡轮轴92联接到低压涡轮90。在本实施例中，低压涡轮轴92同轴地布置在高压轴82内部。可以设置轴承94、96来支承低压涡轮轴92。
此外，如图1所示，行星齿轮系40进一步联接到风扇20和低压压缩机50，以一方面更改低压涡轮90和风扇20之间的转速传动比，另一方面更改低压涡轮90和低压压缩机50之间的转速传动比。因此，行星齿轮系40一方面在低压涡轮90和风扇20之间、另一方面在低压涡轮90和低压压缩机50之间形成减速齿轮。
换言之，如图1所示，行星齿轮系40包括由低压涡轮90旋转驱动的输入部、构造成驱动低压压缩机50旋转的第一输出级和联接到第一输出级并构造成驱动风扇20旋转的第二输出级。
图2的图示出了行星齿轮系40的结构的细节。
行星齿轮系40包括太阳齿轮49。在本实施例中，太阳齿轮49由低压涡轮90驱动旋转。更具体地，太阳齿轮49可以被驱动旋转、甚至旋转地固定到低压涡轮轴92。因此，在本实施例中，行星齿轮系40的输入包括太阳齿轮49。
太阳齿轮49与至少一个行星齿轮41啮合。行星齿轮41自行旋转。行星齿轮41跟随围绕太阳齿轮49的旋转而运动，但是随着太阳齿轮49自身旋转，行星齿轮41可以在涡轮机10的参考框架中具有固定的旋转轴线，如以下将说明的那样。
行星齿轮41包括第一轮41a和第二轮41b。第一轮41a和第二轮41b彼此联接，更具体地，此处旋转地固定到彼此。第一轮41a属于行星齿轮系40的第一输出级47。第二轮41b属于行星齿轮系40的第二输出级48。
行星齿轮41可旋转地安装在行星架43上。行星架43在此相对于壳体30固定，例如，如图1示意性所示，固定在压缩机间壳体34上。
行星齿轮系40还包括两个齿圈42、45。第一齿圈45或第一输出级47的齿圈与行星齿轮41啮合，更具体地与行星齿轮的第一轮41a啮合。此外，第一齿圈45构造成驱动低压压缩机50旋转。更具体地，第一齿圈45可以驱动旋转、甚至可以旋转地固定到低压压缩机轴52，该低压压缩机轴本身旋转地固定到低压压缩机50。
第二齿圈42或第二输出级48的齿圈与行星齿轮41啮合，更具体地与行星齿轮的第二轮41b啮合。此外，第二齿圈42构造成驱动风扇20旋转。更具体地，第二齿圈42可以驱动旋转、甚至可以旋转地固定到风扇轴22，该风扇轴本身旋转地固定到风扇20。
可以通过至少一个轴承相对于壳体30、特别是相对于入口壳体32支承风扇轴22。在该情况下，如图1所示，至少一个轴承可以包括至少两个轴承，即至少一个滚柱轴承24和至少一个滚珠轴承26。
行星架43相对于壳体固定，太阳齿轮49的旋转经由行星齿轮41传递到齿圈42、45。
因此，在运行中，低压涡轮90的旋转经由低压涡轮轴92传递到太阳齿轮49。太阳齿轮49的旋转驱动行星齿轮41旋转。第一输出级47经由第一轮41a、第一齿圈45和低压压缩机轴52驱动低压压缩机50旋转。第二输出级48经由第二轮41b、第二齿圈42和风扇轴20驱动风扇20旋转。
通过注意到Ri是部件i相对于其旋转轴线的函数半径(例如，R42表示第二齿圈42的内半径)以及Ωi表示部件i的旋转速度，获得关系式R49Ω49＝R41aΩ41、R41aΩ41＝R45Ω45以及R41bΩ41＝R42Ω42，由此得出第一齿圈45的转速并且因此低压压缩机轴52的转速等于Ω45＝(R49/R45)Ω49，以及第二齿圈42的转速并且因此风扇轴22的转速等于Ω42＝(R49/R41a)(R41b/R42)Ω49。
为了确定风扇20和低压压缩机的相对速度的尺寸，行星齿轮41可以设计成使得第一输出轮直径与第二输出轮直径之间的比例在0.5和10之间。
行星齿轮系40的构造如上所述，其详细实施方式可由本领域技术人员根据其一般知识来设计。
此外，尽管此处已经描述了行星齿轮系40，其太阳齿轮49形成输入部，而齿圈42、45形成输出部，但是可以例如根据期望减速比来选择行星齿轮系40的构成输入部和输出部的其它部件。即使这意味着在必要时为行星齿轮41增加额外轮以提供更多的设计自由度，也可以进行这些改变。
图3中示出了根据第一实施例的行星齿轮系40在涡轮机中的实际集成。行星齿轮系40和用于低压涡轮90和低压压缩机50的分离的轴的存在确实迫使审查涡轮机的架构，特别是轴承的位置。
因此，在该第一实施例中，涡轮机10包括至少一个轴承，该轴承构造成相对于壳体30支承低压压缩机50。在该情况下，设置两个轴承54、56。轴承54、56在此布置在压缩机间壳体34和低压压缩机轴52之间。更具体地，轴承54、56布置在壳体30的固定行星架43的部分上。
在本实施例中，轴承54(第三轴承)可以是滚珠轴承，而轴承56(第四轴承)可以为滚柱轴承。然而，轴承54、56可以互换和/或为另一类型，即使期望最多轴承中的一个是滚珠轴承，以避免轴承的超静态安装。
两个轴承的存在确保了保持低压压缩机50并防止其转动，即，在过大的偏心径向载荷的情况下，单个轴承的类似转动的行为会导致不再确保低压压缩机50的转子与其定子的同轴性，从而损坏低压压缩机。
此外，为了避免行星齿轮系40的超静态安装，能够提供风扇轴22、低压压缩机轴52、低压涡轮轴92和壳体30(在这种情况下是压缩机间壳体34)中的三个元件包括能够容纳所述元件的轴向位移的局部更柔性部分。在这种情况下，风扇轴22设计为相对刚性或坚固，而局部柔性部分34a、52a、92a分别设置在压缩机间壳体34、低压压缩机轴52和低压涡轮轴92上。
如图3所示，所述局部柔性部分设置在行星齿轮系40和轴承之间的轴上，并且轴承支承涡轮机的对应构件，例如轴承54、56。因此，行星齿轮系40内的相对轴向和/或径向位移、甚至风扇轴22的轴向和/或径向位移被局部柔性部分34a、52a、92a吸收，且不干扰轴承的运行，更一般地，也不干扰涡轮机10的动态。
在本实施例中，所述局部柔性部分34a、52a、92a中的至少一个在轴向截面中具有曲折，此处全部具有曲折。该曲折是由径向增加和减少区段的轴向序列形成的。曲折提供了灵活性而不损害涡轮机10的机械强度。
当由滚珠轴承和滚柱轴承两者支承元件时，如图1所示，使滚珠轴承比滚柱轴承更靠近行星齿轮系40是可行的，以最小化行星齿轮系内部的轴向间隙。可以为每个元素独立提供此属性。这将优化行星齿轮系的支承。
图4至图7示出了涡轮机的其它实施例。在这些图中，与第一实施例的元件对应或相同的元件将收到相同的附图标记，并且将不再进行描述。
在第二实施例中，如图4和图5所示，示出了第一实施例的一个变型，轴承54、56布置在低压压缩机轴52和压缩机间壳体34的一部分之间，与固定行星架43的部分无关。此构造允许闭合轴承54、56的间隙，并且更具体地闭合滚珠轴承54的间隙：实际上，转子位于定子的径向内侧。在离心力作用下，转子/定子间隙闭合。
图5更具体地示出了行星架43上的行星齿轮41的布置，此处数量为四个(图中可见三个)，以及行星架相对于压缩机间壳体34的固定。在所示视图中，压缩机间壳体34和行星架43一体形成，但可替代地，可以在压缩机间壳体34和行星架43之间设置固定，例如以便于行星齿轮系40的安装。
在第三实施例中，如图6所示，轴承54、56布置在低压压缩机轴52和压缩机间壳体34之间。然而，行星架43本身不是固定在压缩机间壳体34上，而是固定在入口壳体32上。为此，例如，行星架43的支承件经过两个连续的行星齿轮41之间。这释放了空间以将轴承54、56定位得更靠近旋转轴线X，从而对其减少机械推动。此外，其允许释放低压压缩机50下方的空间，这有助于低压压缩机50下方的集成，并允许降低孔，从而减少轮盘的质量。
此外，由于入口壳体32相对于行星架43向前定位，行星架43和入口壳体32之间的结合部形成如图6所示的返回弯曲部33。该返回弯曲部可以具有轴向向前和径向向外延伸的部分。返回弯曲部33可以形成能够适应行星齿轮系40相对于入口壳体32的轴向位移的局部更柔性部分。此外，在行星齿轮41的水平高度处穿透行星架43连接到入口壳体32的部分允许适应行星齿轮系40相对于入口壳体32的径向位移。因此，在这些实施例中，壳体30可以没有曲折。这允许降低发动机的长度和空间要求。
在第四实施例中，如图7所示，该图示出了第三实施例的一个变型，第三轴承54相对于壳体30支承低压压缩机50，此处相对于入口壳体32进行支承。第四轴承56(在该情况下为滚柱轴承)布置在低压压缩机轴52和低压涡轮轴92之间。因此，第四轴承56形成轴间轴承。如上所述，轴间轴承的集成允许限制低压压缩机50下方的定子部件的空间要求。
在整个本公开中，当涉及到驱动时，该驱动可以是直接的，即，尤其是没有中间传动级。
尽管本描述涉及具体的示例性实施例，但是可以对这些示例进行修改而不脱离权利要求书所限定的本发明总体范围。具体地，可以将图示或提到的不同实施例的各个特征组合到另外的实施例中。因此，应当以说明性而非限制性的意义来考虑本说明书和附图。

Claims (13)

1.一种飞行器涡轮机(10)，所述飞行器涡轮机包括壳体(30)、风扇(20)、压缩机(50)和涡轮(90)，所述壳体(30)包括在风扇(20)和压缩机(50)之间的入口壳体(32)，所述涡轮机(10)还包括行星齿轮系(40)，所述行星齿轮系包括由所述涡轮(90)驱动旋转的输入部、构造成驱动所述压缩机(50)旋转的第一输出级(47)、以及联接到所述第一输出级(47)并构造成驱动所述风扇(20)旋转的第二输出级(48)，所述压缩机(50)由第一齿圈(45)驱动旋转，而所述第一齿圈(45)是所述第一输出级(47)的齿圈。
2.如权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述风扇(20)由第二齿圈(42)驱动旋转，所述第二齿圈(42)是所述第二输出级(48)的齿圈。
3.如权利要求1或2所述的涡轮机，其特征在于，所述行星齿轮系(40)包括至少一个行星齿轮(41)，所述行星齿轮包括彼此旋转固定的第一轮(41a)和第二轮(41b)，所述第一轮(41a)属于所述第一输出级(47)并与所述第一输出级(47)的所述齿圈(45)啮合，而所述第二轮(41b)属于所述第二输出级(48)。
4.如权利要求3所述的涡轮机，其特征在于，所述第一输出轮(41a)的直径与所述第二输出轮(41b)的直径之间的比例在0.5和10之间。
5.如权利要求1至4中任一项所述的涡轮机，其特征在于，所述行星齿轮系(40)包括相对于所述壳体(30)固定的行星架(43)。
6.如权利要求1至5中任一项所述的涡轮机，其特征在于，所述输入部包括所述行星齿轮系(40)的太阳齿轮(49)。
7.如权利要求1至6中任一项所述的涡轮机，其特征在于，至少一个轴承(54)相对于所述壳体支承所述压缩机(50)。
8.如权利要求1至7中任一项所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机还包括布置在所述压缩机(50)的轴(52)和所述涡轮(90)的轴(92)之间的轴承(56)。
9.如权利要求1至8中任一项所述的涡轮机，其特征在于，风扇轴(22)、压缩机轴(52)、涡轮轴(92)和壳体(30)中的三个元件包括局部更柔性部分(34a、52a、92a)，所述局部更柔性部分能够适应所述元件的轴向位移。
10.如权利要求9所述的涡轮机，其特征在于，所述部分(34a、52a、92a)在轴线截面中具有曲折。
11.如权利要求1至10中任一项所述的涡轮机，其特征在于，所述风扇(20)是所述涡轮机的唯一风扇。
12.如权利要求1至11中任一项所述的涡轮机，其特征在于，所述压缩机(50)是低压压缩机，并且所述涡轮机还包括在所述低压压缩机(50)下游的高压压缩机(60)，所述壳体(30)包括在所述低压压缩机(50)和所述高压压缩机(60)之间的压缩机间壳体(34)。
13.如权利要求1至12中任一项所述的涡轮机，其特征在于，通过至少一个轴承、较佳地至少两个轴承、更佳地至少一个滚珠轴承和一个滚柱轴承相对于所述入口壳体(32)支承风扇轴(22)。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4251987A (en) * 1979-08-22 1981-02-24 General Electric Company Differential geared engine
US6223616B1 (en) * 1999-12-22 2001-05-01 United Technologies Corporation Star gear system with lubrication circuit and lubrication method therefor
US7752836B2 (en) * 2005-10-19 2010-07-13 General Electric Company Gas turbine assembly and methods of assembling same
US7966806B2 (en) * 2006-10-31 2011-06-28 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
FR2972765B1 (fr) * 2011-03-17 2013-04-05 Messier Dowty Procede d'optimisation de vitesse de soufflante de turboreacteur double-corps et architecture de mise en oeuvre.

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