CN106460726B - 用于诸如多流涡轮喷气发动机的涡轮机的由减速齿轮驱动的风扇转子 - Google Patents

用于诸如多流涡轮喷气发动机的涡轮机的由减速齿轮驱动的风扇转子 Download PDF

Info

Publication number
CN106460726B
CN106460726B CN201580010019.7A CN201580010019A CN106460726B CN 106460726 B CN106460726 B CN 106460726B CN 201580010019 A CN201580010019 A CN 201580010019A CN 106460726 B CN106460726 B CN 106460726B
Authority
CN
China
Prior art keywords
air
fan propeller
fan
air duct
turbogenerator
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201580010019.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106460726A (zh
Inventor
克里斯蒂安·维索特
马修·利科
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN106460726A publication Critical patent/CN106460726A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106460726B publication Critical patent/CN106460726B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/325—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow fans
    • F04D29/329—Details of the hub
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/98—Lubrication
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

本发明涉及一种前部的风扇(16)转子，该转子具有有着旋转轴线(X)的毂部(18)和安装在风扇(16)的毂部(18)上的锥状部(22)，锥状部(22)包括通向空气管道(32)中的空气抽取孔(34)，该空气管道的前部的端部部分(32A)穿过风扇转子(27)，所述前部的端部部分(32A)包括机械的空气进入装置，其特征在于，空气抽取孔(34)具有环形的形状，锥状部(22)被所述孔(34)分为前部的顶部部分(22A)和后部的截头圆锥部分(22B)。本发明还涉及一种配备有这种风扇(16)转子的涡轮机上游轴向体。

Description

用于诸如多流涡轮喷气发动机的涡轮机的由减速齿轮驱动的 风扇转子
技术领域
本发明的领域是航空涡轮发动机的领域，以及更具体地，是包括用于驱动风扇或者螺旋桨的减速齿轮的多流涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的领域。
背景技术
传统地，涡轮发动机从上游开始首先包括一个或多个压气机模块，该一个或多个压气机模块被串联布置并且将抽吸到空气入口中的空气压缩。空气然后被引入到燃烧室中，在该燃烧室中该空气与燃料混合并且燃烧。燃烧气体穿过对压气机进行驱动的一个或多个涡轮模块。气体最后被喷射到排气喷嘴中以产生推进力，或者被喷射到自由涡轮上以产生从螺旋桨轴重新获得的动力。
现阶段的具有高涵道比的旁路涡轮喷气发动机或者涡轮风扇发动机包括风扇转子和多个压气机级，尤其是属于发动机的主体的低压(BP)压气机和高压(HP)压气机。在低压压气机的上游布置了大的可移动的叶片轮或风扇，该叶片轮或风扇既对主管道供应穿过BP压气机和HP压气机的主流，又对次级管道供应冷流或者次级流，该冷流或次级流被直接地朝向被称为次级排气喷嘴的冷流排气喷嘴引导。风扇被BP体的旋转轴驱动并且通常以与所述轴相同的速度旋转。然而，可能有利的是：尤其当所述风扇非常大的时候，使风扇以低于BP轴的速度的旋转速度旋转，以更好地使其适应空气动力学。为此，减速齿轮被布置在BP轴与支撑风扇的风扇轴之间。尤其在于2012年2月23日递交的FR 20120051655和FR20120051656中对这样的设计进行了描述。
因此，具有减速齿轮的涡轮喷气发动机具有明显的优点，但某些困难仍必须被克服。
特别地，所述减速齿轮必须被润滑和冷却，以确保其进行适宜的运行而不被损坏。当今，据估算，所需求的用于确保配备有减速齿轮的涡轮喷气发动机的运行的油的量为不具有减速齿轮的涡轮喷气发动机的情况下的两倍。该油使得尤其能够满足润滑与冷却涡轮发动机的可移动的部件的功能。
已知通过空气/油表面交换器来冷却所述油，该空气/油表面交换器也因名称“SACOC”(术语“表面气冷式油冷却器”的缩写)而为人所知。通常在用于使涡轮喷气发动机的空气流通的通道中形成交换表面区域。在所述交换器中，设置多个通道，待冷却的油在该多个通道中流通。由通过通道的壁进行的热传导来执行热交换。因此，空气与油不混合。
在已知的热交换器中，热交换器被布置在涡轮喷气发动机的次级管道中，在风扇的下游。在被设计为不具有减速齿轮的涡轮喷气发动机中，所需求以冷却油的空气的流率足够地低，使得该空气流在次级管道中不引起大的压力损失。
然而，配备有减速齿轮的涡轮喷气发动机需要空气的大得多的流率，例如为不具有减速齿轮的涡轮喷气发动机的空气的流率的两倍。
已知涉及对抗摩轴承进行润滑的FR-B1-2.965.299，其中油被容纳在润滑室中，该润滑室相对于周围的腔被保持处于超压下，以确保油被保持在润滑室内部。所述超压通过将压缩空气注入到室中来达成。所述压缩空气还使得能够产生油雾，这使得油能够均匀地分布在待润滑的涡轮发动机的部件上。为了防止压缩空气有过高的温度以使得能够对部件进行有效的冷却，该文献提出了抽取在风扇的上游的空气。
然而，所抽取的空气不足够的冷以凭借其自身确保对润滑和冷却油进行有效的冷却。此外，通过射流泵将空气抽吸到油室中，这使得必须抽取主管道中的空气。因此，尤其当待抽取的空气的量很大时，这样的设备的运行易于扰乱主管道中的空气的流。
还已知US-A-4.722.766，其描述并示出了一种用于冷却涡轮发动机的减速齿轮的润滑油的设备。所述设备包括风扇转子，该风扇转子被安装成围绕旋转轴线旋转，该风扇转子包括毂部和锥状部，该锥状部安装在毂部的上游并且在其中形成通向空气通道的空气抽取开口，该空气通道供给用于驱动空气的泵，该泵被发动机驱动并且用于为减速齿轮的油在其中流通的交换器提供动力。
在锥状部的表面处由所述开口和所述通道抽取的空气被具有一流率地进行抽取，该流率不足以确保交换器具有足够的供给，以致到了必须通过机械泵泵送所述空气的程度，因此这减损了来自涡轮发动机的一些动力。
本发明通过提出一种涡轮发动机风扇转子来改善该缺陷，该风扇转子包括改进的用于抽取在风扇上游的空气的装置。
发明内容
因此，为了解决这些问题，本发明提出了一种涡轮发动机风扇转子，该风扇转子用于被安装成围绕旋转轴线进行旋转，转子包括：
-毂部，以及
-安装在毂部的上游的锥状部；
锥状部包括通向空气通道的空气抽取(take-off)开口，该空气通道的上游端部部分包括用于驱动空气的机械装置，
其特征在于，空气抽取开口具有与风扇转子的旋转轴线同轴的环形的形状，锥状部被抽取开口分为前部的锥顶部分和后部的截头圆锥部分。
根据本发明，驱动装置使得能够例如以吸斗(scoop)的方式来驱动空气通道中的空气。所述装置可被构造为引起进入通道的空气流进行回转。
根据风扇转子的其它特征：
-锥顶部分通过叶片附接到锥状部的截头圆锥部分，因此所述叶片确保了锥状部的所述部分之间的连接，因此叶片具有结构性作用。锥顶部分使得能够使在飞行中可能撞击所述部分的外来物偏转；
-空气通道的上游端部部分具有与风扇转子的旋转轴线同轴的环形的横截面，径向的叶片的环被置于上游端部部分中，叶片连接到毂部以共同旋转；
-叶片的环被布置在所述锥状部中；
-空气通道以转子的旋转轴线为中心。
本发明还涉及一种涡轮发动机的上游轴向体，尤其涉及一种多流涡轮喷气发动机，该上游轴向体包括如之前所描述的类型的风扇转子和压气机轴的、尤其是低压压气机轴的至少一个部分，其特征在于，空气通道在上游轴向体中延伸超出转子，空气通道包括至少一个油冷却壁，该至少一个油冷却壁用于通过所述壁与在空气通道中流通的空气流进行的热交换来冷却油。
根据上游轴向体的其它特征：
-冷却壁位于用于驱动空气的机械装置的下游；
-压气机轴的转矩通过减速齿轮传递到风扇的转子，减速齿轮被通过与所述冷却壁接触而冷却的油润滑。
本发明最后涉及一种包括之前所描述的类型的上游轴向体的涡轮发动机，以及涉及至少一个中空的中心轴，在空气通道中流通的空气流在下游被排放到所述中空的中心轴中。
因此，空气通道以体的旋转轴线为中心，并且具有总体为直线形的并且平行于体的旋转轴线的轴线。因此空气通道仅由环形的抽取开口供应空气。
附图说明
通过阅读以下详细说明并且为了理解该说明对附图进行参照，本发明的其它特征和优点将变得很明显，在附图中：
-图1为穿过涡轮发动机的示意性轴向截面；
-图2为示出涡轮喷气发动机的前端部部分的轴向半剖视图，该涡轮喷气发动机配备有减速齿轮和冷却壁，该冷却壁按照本发明的教导进行布置；
-图3为示出图2的前端部部分的透视图，该前端部部分配备有旋转锥状部，该旋转锥状部包括用于供应冷却壁的空气抽取开口。
具体实施方式
在其余的说明中，将以非限制的方式采用轴向的定向“A”和径向的定向，该轴向的定向沿着涡轮发动机10的旋转轴线“X”进行指向，该径向的定向从涡轮发动机10的旋转轴线“X”朝向外部进行指向。轴向的定向“A”从后部(在图1中是在右手侧)朝向前部(在图1中是在左手侧)进行指向，空气通过涡轮发动机10的前部进入并且又通过后部离开该涡轮发动机。
术语“上游”和“下游”参照空气通道32中的和涡轮发动机的管道中的空气的流动方向进行使用。
图1示出了涡轮发动机10。所述涡轮发动机是用于对航空器进行推进的旁路涡轮喷气发动机。
发动机14是包括第一低压体和第二高压体的双体发动机。两个体被安装成围绕中心轴线“X”同轴地旋转。这样的架构根据现有技术是众所周知的。
低压体包括前压气机15A和后涡轮15B，该前压气机和后涡轮被连接以通过第一共用中心轴向轴15C围绕轴线“X”旋转。同样地，高压体包括前压气机17A和后涡轮17B，该前压气机和后涡轮被连接成通过中空的第二共用中心轴向轴17C围绕轴线“X”旋转。在此情况下，低压体的轴15C与高压体的中空轴17C的内部共中心地布置。
风扇16被安装成在发动机14上、在低压压气机15A的上游以及在环形壳体中围绕中心轴线“X”旋转。风扇16包括对叶片20的环进行支撑的中心毂部18，该叶片朝向外部径向地延伸。
风扇16压缩外来的、在下游分布在次级管道21与主管道23之间的空气F1。
在主管道23中轴向地流通的空气流在进入燃烧室25之前被涡轮发动机10的连续的压气机级15A、17A压缩。燃烧能量通过驱动压气机15A、17A和风扇16的涡轮17B、15B被转化为机械能量。在次级管道21中流通的空气流对该次级管道的部分而言涉及到提供涡轮发动机10的推力。
在图2中更详细地示出了发动机14的前部。发动机14的前端部配备有锥状部22或前端部锥形件，该锥状部或前端部锥形件被安装在风扇16的毂部18上以共同旋转。锥状部22具有非对称的形状，该形状具有中心轴线“X”，该锥状部的顶端指向上游。
前端部锥状部22和风扇的毂部18因此形成围绕轴线“X”旋转的风扇转子27。
通过低压涡轮15B使风扇16进行旋转。
为了使得风扇16能够比低压体更慢地旋转，低压涡轮15B的转矩经由低压压气机15A的轴15C通过例如具有行星齿轮系的减速齿轮24传递给风扇16。减速齿轮24被轴向地布置在风扇16与低压压气机15A之间。
在图2和图3中示出的实施例中，包括风扇16、减速齿轮24和低压压气机15A的轴15C的至少一个部分的上游端部轴向体29形成下述的模块：该模块独立于发动机14的其余部分进行预装配并且用于在后续的阶段与发动机14的其它模块进行装配，该发动机的其它模块尤其包括低压旋转组件和高压旋转组件以及燃烧室25。
在非常高的速度时减速齿轮24处于应力之下。这导致该减速齿轮的各个部件非常显著地发热。因此进行设置通过喷油来冷却所述部件，这进一步地使得能够润滑减速齿轮24。
在附图中示出的示例中，如图2所示，所述油还被用于润滑并冷却涡轮发动机10的其它元件，尤其用于对风扇16的驱动轴的前端部部分进行支撑的轴承26。
待润滑的各个部件，尤其是减速齿轮24的部件，被容纳在涡轮发动机10的室28中。所述室28被设计为以水密的方式容纳油，因此防止油泄漏到涡轮发动机10的其余部分中。在此情况下油室28被轴向地置于风扇的毂部18与减速齿轮24之间。
所述室28部分地由被称为冷却壁30的壁30所界定，该冷却壁在室28的内部与被称为“冷却通道32”的空气通道32之间形成分隔件。冷却通道32被布置在燃气涡轮发动机14的内部。冷却通道32例如形成在转子27的驱动轴内部和/或形成在低压压气机15A的轴15C内部。
如图2中的双箭头“F2”所示，冷却壁30用于通过在冷却通道32中流通的冷的空气流与容纳在室28中的油之间的热传导来冷却油，该冷却通道与所述冷却壁30的第一面相接触，该室与所述冷却壁30的相反的第二面相接触。
为了增加用于与空气进行热交换的表面区域，形成冷却通道32的内部的冷却壁30的面布满了散热片(未示出)。
冷却壁30被轴向地布置在锥状部22的后方。
对油进行的冷却需要冷却通道32中的增大的空气的流率。为了防止在主管道12中引起压力损失，本发明提出了在风扇16的上游抽取空气。
因此，如图2所示，由布置在风扇16的毂部的前方的至少一个上游空气抽取开口34对冷却管道32供应空气。
冷却通道32的上游端部部分32A穿过风扇转子27，因此穿过端部锥状部22，之后穿过风扇16的毂部18，以引导空气流到达冷却壁30。因此，上游端部部分32A在上游轴向体29中轴向地延伸超出转子27。因此，冷却通道32的上游端部部分32A被围绕燃气涡轮发动机14的轴线“X”旋转的壁所径向地界定。
通道的上游端部部分32A配备有用于驱动空气的机械装置。驱动装置位于冷却壁30的上游，以在空气流与冷却壁30进行接触之前使所述流加速。
在附图示出的示例中，冷却通道32仅由空气抽取开口34供应空气。
在本发明未示出的变型中，冷却通道首先被供应在风扇的毂部的前方抽取的空气，其次被供应在主管道中抽取的空气。
在图2和图3示出的示例中，冷却通道32尤其包括单个空气抽取开口34，该空气抽取开口朝向前方轴向地通向燃气涡轮发动机14的端部锥状部22。
在此情况下，空气抽取开口34具有与风扇16的旋转轴线“X”同轴的环形的形状。因此，锥状部22被抽取开口34分为前部的锥顶部分22A和后部的截头圆锥部分22B。
在本发明的非限制性实施例中，对具有10MW功率的配备有用于驱动风扇的减速齿轮的涡轮发动机10而言，据估算，所需求以有效地冷却油的空气的流率大约为2kg.s-1。这样当航空器起飞时(即，在相对于涡轮发动机10相对低的空气向后移动的速度下)可达成该流率，已计算出空气抽取开口34的横截面面积应小于前端部锥状部22的表面面积的10％。
如图3中所示，在此情况下用于驱动空气的装置由径向驱动叶片36的环构成，该径向驱动叶片被置于通道的上游端部部分32A中。叶片36连接到风扇转子27以共同旋转，以使得能够驱动在风扇16旋转期间进入的空气。
在此情况下，驱动叶片36被布置在锥状部22中，直接布置在环形的抽取开口34的前方，以在风扇16旋转期间驱动冷却通道32中的空气。根据所需用于满足通过冷却壁30进行换热来对油进行冷却的空气的最小流率来确定叶片36的倾角。
通过示例的方式，叶片36的尺寸被设置以相对于以航空器的巡航速度的空气流的流动具有尽可能不引起变化的效果，至多使得空气进行回转。
对航空器较低的移动速度而言，叶片36使得能够驱动冷却通道32内部的空气流，然而同时使得该空气流进行更大的回转。
有利地，冷却通道32中的空气进行的该回转使得能够产生更大的对流，这改善了通过冷却壁30对油进行的冷却。然而，该回转必须被控制，以限制冷却通道32中的压力损失。
对叶片36进行的该布置使得能够将锥状部22的锥顶部分22A附接到截头圆锥部分22B。
该构型是有利的，因为锥状部22的锥顶部分22A使得能够通过使外来物偏转来防止该外来物穿过开口34进入。
环的叶片36不必要全部具有相同的结构。如之前所见的，例如通过成型以与锥顶部分22A和截头圆锥部分22B成一体，对叶片36进行的布置使得能够将锥状部22的锥顶部分22A附接到截头圆锥部分22B，并且仅对某些叶片36(即至少三个叶片36)这样处理即足以将前部的锥顶部分22A连接到截头圆锥部分22B。其它叶片36例如可具有更薄的外形，而不必要同时刚性地连接到锥顶部分22A和截头圆锥部分22B这两个部分。例如，这种叶片36可通过以可拆卸的方式附接到单个锥顶部分22A而被可拆卸地安装在开口34中，以允许该叶片的可能的更换。
在该构型中，冷却通道32的上游端部部分32A因此具有有着环形的横截面的上游端部部分，该环形的横截面与涡轮发动机10的轴线“X”同轴。上游端部部分32A在下游轴向地聚拢，以通向具有圆形横截面的下游端部部分32B。在图2示出的示例中，冷却壁30被布置在冷却通道32的下游端部部分32B中。
锥顶部分22A具有在下游的部分23A，该部分逐渐变细并且例如具有锥形的形状。该构型使得能够将空气向后朝向内部径向地移动，即将空气朝向涡轮发动机10的轴线“X”靠近冷却壁30移动。
被容纳在抽取开口34与冷却壁30之间的冷却通道32的上游端部部分32A总体是短的和直线形的。因此，在冷却通道32中流通的空气流从该空气流进入到冷却通道32中到该空气流在冷却壁30的区域中通过的过程中承受很小的压力损失。
冷却通道32的下游端部部分32B是直线形的并具有圆形的横截面，该横截面以轴线“X”为中心。因此，在冷却空气与冷却壁30接触通过之后，该冷却空气在涡轮发动机10的中空的中心轴中被向后轴向地排放，排放到用于输出到户外的下游开口(未示出)。这使得冷却壁30的区域中的空气能够保持高流率通过。
因此，如图2中的箭头“F3”所指示的，在冷却通道32中流通的空气流轴向地从上游流动到下游。
在涡轮发动机10运行期间，风扇16进行旋转。进入冷却通道32的冷的空气被驱动叶片36所驱动。因此，被驱动叶片36驱动的冷的空气流在冷却通道32中轴向地向下游流动，流动到冷却壁30。热的油的热量通过冷却壁30传递到冷的空气流。之后，以该方式被加热的空气流继续在冷却通道32中朝向后部轴向地流动，直到所述流被排放到户外。
根据本发明的教导所制造的涡轮发动机10使得能够使空气在冷却通道32中以高流率进行流通，而不扰乱次级管道21中的空气流。因此，这使得能够非常有效地冷却油。
将空气抽取开口34布置在前端部锥状部22上尤其使得能够得益于进入到空气抽取开口34中的以高轴向速度(例如介于0.5到0.6马赫数之间)流动的空气。
此外，锥状部22使叶片36进行旋转，以将进入冷却通道32的空气抽吸进来。高的空气吸入速度使得能够在冷却通道32中实现空气的高流率。
此外，冷却通道32的上游部分是短的并且在实践中是直的，这使得能够防止来自入口开口34与冷却壁30之间的空气流的压力损失。

Claims (10)

1.涡轮发动机(10)的风扇转子(27)，所述风扇转子用于被安装成围绕旋转轴线(X)旋转，所述风扇转子(27)包括：
-毂部(18)，以及
-安装在所述毂部(18)的上游的锥状部(22)；
所述锥状部(22)包括通向空气通道(32)的空气抽取开口(34)，该空气通道的上游端部部分(32A)包括用于驱动空气的机械装置，
其特征在于，所述空气抽取开口(34)具有与风扇转子(27)的旋转轴线(X)同轴的环形的形状，所述锥状部(22)被所述空气抽取开口(34)分为前部的锥顶部分(22A)和后部的截头圆锥部分(22B)。
2.根据权利要求1所述的风扇转子(27)，其特征在于，所述锥顶部分(22A)通过叶片(36)附接到所述锥状部(22)的截头圆锥部分(22B)。
3.根据权利要求1或2所述的风扇转子(27)，其特征在于，所述空气通道(32)的上游端部部分(32A)具有与所述风扇转子(27)的旋转轴线(X)同轴的环形的横截面，径向的叶片(36)的环被置于所述上游端部部分(32A)中，所述叶片(36)连接到所述毂部(18)以共同旋转。
4.根据权利要求3所述的风扇转子(27)，其特征在于，所述叶片(36)的环被布置在所述锥状部(22)中。
5.根据权利要求1或2所述的风扇转子(27)，其特征在于，所述空气通道(32)以所述风扇转子(27)的旋转轴线(X)为中心。
6.涡轮发动机(10)的上游轴向体(29)，所述上游轴向体包括根据权利要求1至5中任一项所制造的风扇转子(27)和压气机轴(15C)的至少一个部分，其特征在于，空气通道(32)在所述上游轴向体(29)中延伸超出所述风扇转子(27)，所述空气通道(32)包括至少一个油冷却壁(30)，所述至少一个油冷却壁用于通过所述油冷却壁与在所述空气通道(32)中流通的空气流进行的热交换来冷却油。
7.根据权利要求6所述的上游轴向体(29)，其特征在于，所述油冷却壁(30)位于用于驱动空气的机械装置的下游。
8.根据权利要求7所述的上游轴向体(29)，其特征在于，所述压气机轴(15C)的转矩通过被置于所述上游轴向体中的减速齿轮(24)传递到所述风扇转子(27)，所述减速齿轮(24)被通过与所述油冷却壁(30)接触而冷却的油润滑。
9.根据权利要求6所述的上游轴向体(29)，其特征在于，所述涡轮发动机(10)是多流涡轮喷气发动机。
10.涡轮发动机(10)，包括根据权利要求6至9中任一项所述的上游轴向体(29)和至少一个中空的中心轴，其特征在于，空气通道(32)在下游通向所述中空的中心轴，在所述空气通道(32)中流通的空气流在下游被排放到所述中空的中心轴中。
CN201580010019.7A 2014-02-28 2015-02-19 用于诸如多流涡轮喷气发动机的涡轮机的由减速齿轮驱动的风扇转子 Active CN106460726B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1451626A FR3018094B1 (fr) 2014-02-28 2014-02-28 Rotor de soufflante pour une turbomachine telle qu'un turboreacteur multiflux entraine par reducteur
FR1451626 2014-02-28
PCT/FR2015/050407 WO2015128563A1 (fr) 2014-02-28 2015-02-19 Rotor de soufflante pour une turbomachine telle qu'un turboréacteur multiflux entraîné par réducteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106460726A CN106460726A (zh) 2017-02-22
CN106460726B true CN106460726B (zh) 2018-03-09

Family

ID=50933314

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580010019.7A Active CN106460726B (zh) 2014-02-28 2015-02-19 用于诸如多流涡轮喷气发动机的涡轮机的由减速齿轮驱动的风扇转子

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10082080B2 (zh)
EP (1) EP3111077B1 (zh)
JP (1) JP6556157B2 (zh)
CN (1) CN106460726B (zh)
CA (1) CA2940978C (zh)
FR (1) FR3018094B1 (zh)
WO (1) WO2015128563A1 (zh)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3124742B1 (de) * 2015-07-28 2018-11-07 MTU Aero Engines GmbH Gasturbine
FR3054265B1 (fr) * 2016-07-22 2018-07-13 Safran Aircraft Engines Entrainement d'un rotor d'equipement dans une turbomachine
US10465611B2 (en) 2016-09-15 2019-11-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse flow multi-spool gas turbine engine with aft-end accessory gearbox drivingly connected to both high pressure spool and low pressure spool
TWI620686B (zh) * 2017-05-19 2018-04-11 林瑤章 推進裝置
CN109611211B (zh) * 2018-12-07 2021-04-16 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机内锥冷却设计方法
US11174916B2 (en) 2019-03-21 2021-11-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft engine reduction gearbox
US11359543B2 (en) 2019-06-07 2022-06-14 Raytheon Technologies Corporation Attritable engine additively manufactured inlet cap
GB2587668A (en) * 2019-10-02 2021-04-07 Advanced Mobility Res And Development Ltd Systems and methods for aircraft
CN111636976B (zh) * 2020-06-08 2021-10-19 清华大学 一种三涵道大推重比高效动力推进器
US11802485B2 (en) 2021-03-03 2023-10-31 Whisper Aero Inc. Propulsor fan array
US11268453B1 (en) 2021-03-17 2022-03-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Lubrication system for aircraft engine reduction gearbox
US20240002034A1 (en) * 2022-06-29 2024-01-04 Whisper Aero Inc. Ducted Wing with Flaps
GB202210506D0 (en) * 2022-07-18 2022-08-31 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1251656A (fr) 1960-03-18 1961-01-20 Raccord pour conduites en matière plastique et autres
FR1251655A (fr) 1960-03-18 1961-01-20 Tente de camping
US3942911A (en) * 1973-02-17 1976-03-09 Dowty Rotol Limited Bladed rotors
GB2164251B (en) 1984-09-11 1988-03-30 Graviner Ltd Materials and systems for extinguishing fires and suppressing explosions
US4722666A (en) * 1987-06-29 1988-02-02 United Technologies Corporation Nose cowl mounted oil lubricating and cooling system
US7559191B2 (en) * 2004-09-17 2009-07-14 Aurora Flight Sciences Corporation Ducted spinner for engine cooling
US7603844B2 (en) * 2005-10-19 2009-10-20 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US8365510B2 (en) * 2008-08-19 2013-02-05 Lugg Richard H Magnetic advanced generation jet electric turbine
CN101871441A (zh) * 2009-04-22 2010-10-27 袁锋 电动喷气式发动机
FR2965299B1 (fr) 2010-09-23 2012-10-05 Snecma Systeme de pressurisation des enceintes de paliers des turbomachines par de l'air preleve dans la manche d'entree.
US20130219859A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 Gabriel L. Suciu Counter rotating low pressure compressor and turbine each having a gear system
US9062566B2 (en) * 2012-04-02 2015-06-23 United Technologies Corporation Turbomachine thermal management
GB201212384D0 (en) * 2012-07-12 2012-08-22 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
GB201307004D0 (en) * 2013-04-18 2013-05-29 Rolls Royce Plc An air intake and a method of controlling the same

Also Published As

Publication number Publication date
US20170009656A1 (en) 2017-01-12
US10082080B2 (en) 2018-09-25
CA2940978C (fr) 2022-07-26
EP3111077B1 (fr) 2018-01-31
JP2017507279A (ja) 2017-03-16
CA2940978A1 (fr) 2015-09-03
JP6556157B2 (ja) 2019-08-07
WO2015128563A1 (fr) 2015-09-03
FR3018094B1 (fr) 2021-12-03
CN106460726A (zh) 2017-02-22
EP3111077A1 (fr) 2017-01-04
FR3018094A1 (fr) 2015-09-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106460726B (zh) 用于诸如多流涡轮喷气发动机的涡轮机的由减速齿轮驱动的风扇转子
CN103375267B (zh) 油勺歧管
JP4841222B2 (ja) 逆回転タービンエンジンおよびそれを組み立てる方法
CN107035528A (zh) 用于压缩机和涡轮冷却的方法和系统
EP3102807B1 (en) Auxiliary oil system for geared gas turbine engine
CN106499517B (zh) 燃气涡轮发动机的轴承隔间中的水力密封件
US7748209B1 (en) Small single use gas turbine engine with oil-less bearing arrangement
EP3080424B1 (en) Architecture for an axially compact, high performance propulsion system
CN108137165A (zh) 具有组合发动机和冷却排气的发动机组件
US10247036B2 (en) Pressure fed oil drain for gas turbine engine sump
CN106468218A (zh) 压缩机放气辅助涡轮
CN107448292A (zh) 无油的燃气涡轮发动机
EP3020953B1 (en) Gas turbine engine
CN107636295A (zh) 具有选择阀的发动机进气组件
US7231767B2 (en) Forced air cooling system
CN107532548A (zh) 具有公共入口的复合发动机组件
CN106285948B (zh) 燃气涡轮发动机
US20150361829A1 (en) Fluid collection gutter for a geared turbine engine
US20210356077A1 (en) Centrifugal de-aerator for aircraft engine
US11066945B2 (en) Fluid collection gutter for a geared turbine engine
CN112483276A (zh) 气体涡轮引擎
CN106917682A (zh) 燃气涡轮发动机轴承油槽
CN106988793A (zh) 用于燃气涡轮发动机的喷嘴组件
CN109415951A (zh) 用于涡轮的气体轴承支撑的系统和方法
EP3081780B1 (en) Lubricant circulation system and method of circulating lubricant in a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant