CN103459806A - 航空器用发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空器用发动机，该航空器用发动机能够不通过附件齿轮箱而直接支承辅机，从而能够抑制大型化。航空器用发动机（E）具有输出轴（11）及安装台基（12）；所述输出轴（11），其基端部与发动机旋转轴连接并沿发动机（E）的径向向外延伸，辅机（1）与其末端部连接；所述安装台基（12）设置在发动机主体（FC）上，安装辅机（1）。安装台基（12）形成使输出轴（11）贯通的开口（48）的外围；进一步地，开口（48）由盖（47）及密封部件（49）封闭，所述盖（47）使输出轴（11）贯通，所述密封部件（49）将该盖（47）与输出轴（11）之间密封。

Description

航空器用发动机

相关申请

本申请要求在日本2011年4月7日申请的特愿2011-085428的优先权，作为参照引用其整体作为本申请的一部分。

技术领域

本发明涉及一种航空器用发动机，该航空器用发动机具备由发动机旋转轴进行驱动的辅机。

背景技术

一直以来，对于发电装置或各种泵等的航空器用辅机，是通过附件齿轮箱（AGB：Accessory Gear Box）支承在发动机主体上，并经由与发动机旋转轴连接的所述附件齿轮箱，由发动机旋转轴驱动（参照专利文献1、2）。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：美国专利第7386983号说明书

专利文献2：美国专利第7707909号说明书

发明内容

本发明要解决的技术问题

但是，近年来，安装在航空器用发动机上的辅机有大型化的趋势，伴随着该辅机的大型化，致使用来支承它的附件齿轮箱也大型化。尤其是，作为航空器用辅机之一的发电装置，以往其输出为90kVA左右，但随着近年来航空器电气化的进步，要求200kVA以上的大发电容量，并具有大型化的倾向。除了像这种辅机形状大型化之外，在辅机安装数量增多的情况下，用来支承它们的附件齿轮箱也会大型化，导致航空器用发动机的整体重量增加、成本提高及空气阻力增大等。

因此，本发明的目的是提供一种航空器用发动机，该航空器用发动机能够不通过附件齿轮箱，直接在发动机主体上支承辅机，从而即便对于辅机的大型化或安装数量的增多，也能够抑制大型化。

解决技术问题的技术手段

为了实现上述目的，本发明的航空器用发动机具备由发动机旋转轴驱动的辅机，所述航空器用发动机具备输出轴及安装台基；所述输出轴，其基端部与所述发动机旋转轴连接并沿发动机的径向向外延伸，其末端部与所述辅机连接；所述安装台基设置在发动机主体上，安装所述辅机；所述安装台基形成使所述输出轴贯通的开口的外围；进一步地，所述开口由盖及密封部件封闭，所述盖使所述输出轴贯通，所述密封部件将该盖与所述输出轴之间密封。

在该航空器用发动机中，辅机与发动机主体的安装台基连接而被支承在发动机主体上，因此无需把原有的附件齿轮箱插在辅机与发动机主体之间。因此，即使辅机形状大型化或辅机安装数量增加，由于不需要附件齿轮箱，因此能够抑制发动机整体形状的大型化。另外，辅机与贯通安装台基开口内的盖的输出轴连接，经由输出轴而由发动机旋转轴进行驱动。在该发动机中，如果使设置在发动机主体上的安装台基为大直径的形状，则即使辅机大型化，也能使用大直径的安装台基牢固地支承该辅机的辅机箱。另外，即使安装台基形成大直径的情况下，关于开口，安装台基内侧的开口被盖及密封部件封闭，因此异物不会从开口进入发动机主体内。

在本发明中，优选的是，使所述安装台基与形成在所述辅机上的辅机法兰盘对接，并由连接件进行连接。因此，辅机法兰盘与发动机主体上的安装台基在对接状态下进行连接，因此能够使辅机牢固地安装在发动机主体上。

作为本发明的所述连接件，如果使用连接带，则仅通过在相互对接的安装台基与辅机法兰盘上从外侧搭上连接带这样简单的操作，就能够将辅机支承在发动机主体上。

作为本发明的所述连接件，也可使用螺栓及螺母。由此，能够通过螺栓与螺母的连结将相互对接的安装台基与辅机法兰盘牢固地进行连接。

在本发明中，优选的是，所述输出轴与构成所述发动机旋转轴一部分的低压轴连接。由此，与为了防止发动机失速，输出负载存在限制的高压轴不同，低压轴的输出负载的限制少，利用该低压轴旋转驱动辅机，因此能够使辅机大容量化。

在本发明中，所述辅机例如为发电装置。这种情况下，即使需要大发电容量，使发电装置大型化，也能抑制发动机整体的大型化。

在本发明中，优选的是，所述输出轴与所述辅机的输入轴进行花键连接。由此，输出轴相对于辅机的输入轴能够一体旋转地，且在轴向上可装卸地进行连接，因此，能够使辅机相对于发动机旋转轴容易地连接及分离。

权利要求和/或说明书和/或附图所公开的至少两种结构的任意组合，都包含在本发明中。特别是权利要求书的各权利要求的两项以上的任意组合，也都包含在本发明中。

附图说明

通过参照附图对下述适宜的实施方式进行说明，可更加清楚地理解本发明。但是，实施方式及附图仅用来图示及说明，不应利用其确定本发明的范围。本发明的范围由附带的权利要求书所确定。在附图中，多幅图上相同的附图标记表示相同部分。

图1是表示本发明第一实施方式的航空器用发动机上的辅机连接状态的示意性侧视图。

图2是表示作为同上的辅机的一例的航空器用发电装置的示意性结构的示意图。

图3是表示同上的航空器用发动机的主视图。

图4是表示同上的航空器用发电装置的立体图。

图5是表示同上的航空器用发动机的发动机主体与航空器用发电装置之间相对配置的立体分解图。

图6是同上的航空器用发动机中的航空器用发电装置的连接部位的剖视图。

图7是同上的航空器用发电装置的纵剖视图。

图8是表示同上的航空器用发电装置的箱内结构的前方立体图。

图9是本发明第二实施方式的航空器用发动机上的航空器用发电装置的连接部位的剖视图。

具体实施方式

下面，参照附图，对本发明的优选实施方式进行说明。

图1是示意性表示连接有本发明第一实施方式的作为航空器用发动机E上辅机的一种的发电装置1的状态的结构图。发动机E是具有作为发动机旋转轴的高压轴7和低压轴9的双轴型风扇发动机。该发动机主体EB作为主要构成部件具备压缩机2、燃烧器3、涡轮4及风扇10，还具备覆盖压缩机2、燃烧器3及涡轮4的主体箱BC和覆盖风扇10的风扇箱FC。将燃料与从压缩机2供给的压缩空气混合，并使其在燃烧器3中燃烧，将由该燃烧产生的高温高压的燃烧气体供给到涡轮4。

涡轮4具有前段侧的高压涡轮41和后段侧的低压涡轮42，压缩机2通过中空的高压轴7与高压涡轮41连接，并由该高压涡轮41进行旋转驱动。风扇10通过插通高压轴7中空部的低压轴9与低压涡轮42连接，并由该低压涡轮42进行旋转驱动。使高压轴7及低压轴9为具有共同的发动机轴心C的同心配置。这样一来，通过从低压涡轮42喷射的燃烧气体的喷射流及由风扇10所产生的高速空气流，可以得到发动机推力。

在低压轴9的风扇10的后方设置锥形齿轮8A，将与该锥形齿轮8A啮合的锥形齿轮8B设置在于低压轴9的径向上延伸的第一连接轴11（输出轴）的基端部上。在该第一连接轴11的末端部上连接发电装置1的后述输入轴（传动机构输入轴），通过从低压轴9传递旋转来驱动发电装置1。即，与现有通常的航空器用发电装置中使用高压轴7作为驱动发电装置1的发动机E的旋转轴不同，在本实施方式中，使用低压轴9作为驱动发电装置1的旋转轴。第一连接轴11具有沿着发动机旋转轴之一的低压轴9径向的轴心，但该第一连接轴11的末端部不通过如现有装置那样的附件齿轮箱，而与图1的发电装置1的输入轴直接连接。

在本实施方式中，发电装置1通过安装台基12安装在作为发动机E的发动机主体EB一部分的风扇箱FC上，其详细内容在后述中说明。此外，与现有装置相同，第二连接轴14的一个端部通过相互啮合的锥形齿轮13A、13B，与高压轴7的末端进行齿轮连接，在该第二连接轴14的另一端部上，连接有用于驱动燃料泵、油泵等其他辅机类18的附件齿轮箱（AGB）19。这样一来，发动机E具备发动机主体EB、被其支承的发电装置1、其他辅机类18及附件齿轮箱19。

图2是表示作为辅机连接的发电装置1的示意性结构的示意图，在图2中，在发电装置1的输入侧上，配置传动机构输入轴27及传动机构21，所述传动机构输入轴27，其一个端部与发动机E的第一连接轴（输出轴）11直接连接并在径向R（图1）上延伸，所述传动机构21与该传动机构输入轴27连接，并绕着与第一连接轴11垂直相交的方向（在该例中为发动机轴心C的方向）的轴心驱动变速器22。并不限定所述输入轴27在径向R（图1）上延伸，也可以从径向R稍微倾斜。即，输入轴27只要具有沿着与发动机轴心C交叉的方向上的轴心即可。

传动机构21具备传动轴17、锥形齿轮20A、锥形齿轮20B、传动直齿轮23及被动直齿轮24，所述传动轴17具有沿着前后方向FR的轴心，所述锥形齿轮20A设置在传动机构输入轴27的另一端部上，所述锥形齿轮20B设置在传动轴17的一个端部并与锥形齿轮20A啮合，所述传动直齿轮23设置在传动轴17的另一端部，所述被动直齿轮24设置在变速输入轴28上并与所述传动直齿轮23啮合。该被动直齿轮24为变速器22的输入齿轮。

在设置于变速器输出轴29的变速器输出齿轮30上，啮合中间齿轮32，使润滑油的油泵33的泵旋转轴31与该中间齿轮32可一体旋转地连接。进一步地，在中间齿轮32上啮合设置在发电机34的旋转轴38上的发电机输入齿轮39。变速器22与发电机34在低压轴9的周向，即发动机E的周向上分离配置。所述变速器输出齿轮30、中间齿轮32及发电机输入齿轮39均为直齿轮，但如果设置推力轴承，也可为斜齿轮。

图3是表示航空器用发电装置1在发动机E上的安装状态的主视图。发电装置1安装在发动机E的风扇箱FC的侧部上。根据该图3可知，在从发动机轴心C的方向观察的主视图上，发电装置1为厚度小的薄型，并形成上下方向尺寸大的纵长的外形。由此，发电装置1能够以向侧方突出较小的状态，安装在发动机E的风扇箱FC的侧部上。发动机E及发电装置1被发动机短舱N覆盖。但是，发电装置1也可以安装在风扇箱FC后方的主体箱BC的侧面上。该风扇箱FC及主体箱BC构成所述发动机箱。

辅机箱40存放该发电装置1中的图2的变速器22、发电机34、油泵33及传动机构21，该辅机箱40如图4所示，具备开口43、辅机法兰盘44及第一盖45，所述开口43使所述传动机构输入轴27贯通，所述辅机法兰盘44围绕该开口43周围，所述第一盖45具有在中央部使输入轴27贯通的通孔45a并堵塞开口43。在所述通孔45a上，配置将第一盖45与输入轴27之间进行密封的第一密封部件46。第一盖45是为了防止在发电装置1的保管、转移等时进入异物的部件，也可以去除。

另一方面，如图5所示，在航空器用发动机E的风扇箱FC上，设置了上述AGB19的同时，还设置了开口48及上述安装台基12，所述开口48使第一连接轴11贯通，所述安装台基12形成围绕该开口48周围的外围。

根据图6所示的结构，发电装置1安装在作为发动机主体EB一部分的风扇箱FC上。即，环状的辅机法兰盘44的末端部与风扇罩FC的安装台基12的末端部重叠。在这种状态下，形成在辅机法兰盘44末端部上的环状嵌合突起60嵌合在安装台基12的内周面上，实现辅机法兰盘44相对于安装台基12在开口43、48的径向上的定位。嵌合突起60也可以设置在安装台基12上。

辅机法兰盘44及安装台基12两者的末端部形成有沿径向向外突出的环状连接用突起44a、12a，在该连接用突起44a、12a上，以覆盖的状态安装作为连接件的截面为V字形的夹持带50。安装台基12及辅机法兰盘44的与连接用突起12a、44a相向侧相反的相反侧的安装面12aa、44aa，沿径向向外末端变细地倾斜，以使其与夹持带50的内面形状吻合。这样，辅机箱40被固定在风扇箱FC上，由此，发电装置1被安装在发动机E上。

在第一连接轴11的末端孔的内周面上形成内周花键11a，在传动机构输入轴27的末端部外周面上形成与所述内周花键11a嵌合的外周花键27a。通过两个花键11a、27a的卡合，使得传动机构输入轴27与第一连接轴11可一体旋转地，且在轴向上可装卸地进行连接。

所述开口48的外径侧部分，由在中央部具有第一连接轴11的通孔47a的第二盖47堵塞。在通孔47a上，配置将第二盖47与第一连接轴11之间进行液密密封的第二密封部件49。第二密封部件49防止在发动机E的保管、转移等时异物进入风扇箱FC内。通过该第二盖47及第二密封部件49，将开口48上的第一连接轴11的周围封闭。

如图7所示，发电装置1具备传动机构输入轴27、无级牵引式变速器22、发电机34及润滑油用油泵33，所述传动机构输入轴27如图6所示，通过花键卡合而连接在与发动机E的低压轴9进行齿轮连接的第一连接轴11上，所述无级牵引式变速器22通过传动机构21与所述传动机构输入轴27连接，所述发电机34配置在该牵引式变速器22的下方并由牵引式变速器22的输出驱动，所述润滑油用油泵33配置在牵引式变速器22与发电机34之间并由牵引式变速器22的输出驱动，这些传动机构21、牵引式变速器22、发电机34及油泵33，它们的轴心C22、C34及C33相互平行，并沿着发动机E的前后方向FR，即发动机轴心C的方向。根据变速器22，即使低压轴9的旋转速度发生变化，发电机34也总是以固定的转数进行高速旋转，从而输出固定频率的交流电力。

接着，对上述实施方式的航空器用发动机E的工作进行说明。图1所示的发动机E的低压轴9的旋转，通过作为输出轴的第一连接轴11及图2所示的传动机构输入轴27，传递至发电装置1。在发电装置1中，动力从传动机构27通过传动机构21、牵引式变速器22及中间齿轮32，传递至发电机34，通过发电机34的旋转进行发电。

另外，在该发电装置1中，由于图8的传动机构输入轴27配置在低压轴9的周向上的牵引式变速器22与发电机34之间，因此通过在重量较大的牵引式变速器22与发电机34之间配置传动机构输入轴27，使传动机构输入轴27位于发电装置1的图3所示的重心G的附近。其结果，重心G相对于形成发电装置1在发动机E上的安装面的安装法兰盘44的悬垂力矩变小，使发电装置1在电动机E上的安装稳定化。

在该航空器用发动机E中，作为辅机的一种的发电装置1与发动机主体EB的安装台基12连接而被其支承，因此在发电装置1与发动机主体EB之间没有必要插入现有的附件齿轮箱。因此，即使发电机1的形状大型化或辅机安装数量增加，由于不需要附件齿轮箱，因此能够抑制发动机1整体形状的大型化。

发电装置1与贯通安装台基12开口48内的盖47的第一连接轴（输出轴）11连接，通过该第一连接轴11传递发动机E的低压轴9的旋转进行驱动。这里，如果使设置在风扇箱FC的安装台基12为大直径的形状，则即使在发电装置1为大型化的情况下，形成该发电装置1的外围的辅机箱40也能通过大直径的安装台基12而被牢固地支承。即使为这种大直径的安装台基12，由于使用盖47及密封部件49封闭安装台基12内侧的开口48，因此不会有异物从开口48进入风扇箱FC内，即发动机主体EB内。

另外，在该航空器用发动机E中，具有形成在发电装置1的辅机箱40上的辅机法兰盘44，使辅机法兰盘44与风扇箱FC的安装台基12在该两者12、44的轴向上对接，在安装台基12的连接用突起12a及辅机法兰盘44的连接用突起44a的外侧搭上作为连接件的夹持带50，通过这样简单的操作，能够将辅机箱40牢固地安装在风扇箱FC上。

进一步地，如果从与压缩机2连接的高压轴7输出较大负载，则在低发动机输出时（地面待机、降落中等）容易发生发动机失速，相对于此，发电装置1经由第一连接轴11，由输出负载限制较少的低压轴9进行旋转驱动，因此能够进行大容量发电。另外，发动机E的第一连接轴11相对于发电装置1的输入轴27花键连接，因此发动机E的第一连接轴11相对于发电装置1的输入轴27能够一体旋转，且能够在轴向上装卸。因此，发电装置1相对于低压轴9能够容易地连接及分离。

图9是本发明第二实施方式的航空器用发动机上的发电装置1的连接部位剖视图，该实施方式与第一实施方式的不同点，仅为使用螺栓51及螺母52代替第一实施方式的夹持带50，将辅机箱40的辅机法兰盘44与风扇箱FC的安装台基12进行连接的结构。由此，能够利用螺栓51与螺母52的紧固将相互对接的安装台基12与辅机法兰盘44进行更加牢固地固定。此外，辅机法兰盘44的连接用突起44a的安装面44aa及安装台基12的连接用突起12a的安装面12aa，均是在开口43及开口48的径向，即与输入轴27及第一连接轴11的轴心垂直相交的方向上延伸的平面。

此外，本发明中，作为与发动机旋转轴连接的辅机，并不限于实施方式所示的发电装置1，即使是例如燃料泵或油泵也可同样适用。另外，连接辅机的发动机旋转轴也并不限定于实施方式所示的低压轴9，也可以为高压轴7。另外，发动机E也可以为单轴型。

如前所述，虽然参照附图对本发明的优选实施方式进行了说明，但对于本领域的技术人员，根据本发明的说明书，应该可以在显而易见的范围内容易地想到各种变化及修改。因此，可以说，那样的变化及修改是在附带的权利要求书所确定的本发明的范围内。

附图标记说明

1、1A航空器用发电装置（辅机）；7高压轴（发动机旋转轴）；9低压轴（发动机旋转轴）；11第一连接轴（输出轴）；12安装台基；27传动机构输入轴（输入轴）；40辅机箱；44辅机法兰盘；47第二盖（盖）；47a通孔；48开口；49第二密封部件（密封部件）；50夹持带（连接带）；51螺栓（连接件）；52螺母（连接件）；BC主体箱；E航空器用发动机；EB发动机主体；FC风扇箱（发动机主体的一部分）；R径向。

Claims (7)

1.一种航空器用发动机，其具备由发动机旋转轴驱动的辅机，其特征在于，该航空器用发动机具有输出轴及安装台基；

所述输出轴，其基端部与所述发动机旋转轴连接并沿发动机的径向向外延伸，所述辅机与其末端部连接；

所述安装台基设置在发动机主体上，安装所述辅机；

所述安装台基形成使所述输出轴贯通的开口的外围；

所述开口由盖及密封部件封闭，所述盖使所述输出轴贯通，所述密封部件将该盖与所述输出轴之间密封。

2.如权利要求1所述的航空器用发动机，其特征在于，所述安装台基与形成在所述辅机上的辅机法兰盘对接，并由连接件进行连接。

3.如权利要求2所述的航空器用发动机，其特征在于，所述连接件为连接带。

4.如权利要求2所述的航空器用发动机，其特征在于，所述连接件由螺栓及螺母构成。

5.如权利要求1-4中任意一项所述的航空器用发动机，其特征在于，所述输出轴与构成部分所述发动机旋转轴的低压轴连接。

6.如权利要求1-5中任意一项所述的航空器用发动机，其特征在于，所述辅机为发电装置。

7.如权利要求1-6中任意一项所述的航空器用发动机，其特征在于，所述输出轴与所述辅机的输入轴进行花键连接。

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