CN107524760A - 气轮机齿轮系 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及气轮机齿轮系。周转轮系包括支承星形齿轮的齿轮架，所述星形齿轮与中心齿轮啮合。环形齿轮围绕所述星形齿轮并且与所述星形齿轮啮合。所述星形齿轮被支承在对应轴颈轴承上。每个轴颈轴承包括外周轴颈表面，并且每个星形齿轮包括与对应轴颈轴承的所述外周轴颈表面接触的径向内轴颈表面。所述周转轮系具有大于或等于大约2.3的齿轮减速比。

Description

气轮机齿轮系
本申请是基于原申请号为201210582679.0，原申请日为2012年12月28日的发明名称为“气轮机齿轮机”的专利申请的分案申请。
技术领域
本发明涉及用于气轮机的周转轮系中的环形齿轮。
背景技术
气轮机通常采用周转轮系，该周转轮系连接到发动机的涡轮机部，所述涡轮机部用于驱动涡轮风扇。在典型周转轮系中，中心齿轮通过压缩机轴接收来自涡轮机轴的旋转输入。齿轮架支承中间齿轮，所述中间齿轮围绕中心齿轮并且与中心齿轮啮合。环形齿轮围绕中间齿轮并且与中间齿轮啮合。在齿轮架被固定而不旋转的布置中，中间齿轮被称为“星形”齿轮，并且环形齿轮被联接到输出轴，该输出轴支承涡轮风扇。
通常，环形齿轮使用花键环被连接到涡轮风扇轴。该花键环使用周向布置的螺栓被紧固到涡轮风扇轴的凸缘。花键环包括与凸缘相对的花键，所述凸缘支承环形齿轮的带花键外周面。环形齿轮通常包括第一部分和第二部分，所述第一部分和第二部分设置有朝向相反方向的齿，这些齿与星形齿轮的互补相对面向的齿啮合。
周转轮系必须承受该系统内的齿轮之间的负载。结果是，环形齿轮和花键环之间的花键连接在高负载和偏转下经受磨损。由于该花键连接需要径向间隙，因此难以达到涡轮风扇组件的可重复平衡。由于花键磨损，平衡也会随时间而恶化。
发明内容
根据非限制性示例性实施方式的公开示例齿轮设备包括周转轮系，所述周转轮系包括支承星形齿轮的齿轮架以及围绕所述星形齿轮并且与所述星形齿轮啮合的环形齿轮，所述星形齿轮与中心齿轮啮合，所述星形齿轮被支承在对应轴颈轴承上。每个轴颈轴承包括外周轴颈表面，并且每个星形齿轮包括与对应轴颈轴承的所述外周轴颈表面接触的径向内轴颈表面。所述周转轮系包括大于或等于大约2.3的齿轮减速比。
在前述齿轮设备的又一实施方式中，每个星形齿轮的所述径向内轴颈表面相对于对应星形齿轮的旋转轴线沿轴向长度接触所述对应轴颈轴承的所述外周轴颈表面。
在前述齿轮设备的又一实施方式中，每个星形齿轮的所述径向内轴颈表面相对于对应星形齿轮的旋转轴线沿所述对应星形齿轮的大致整个轴向长度接触所述对应轴颈轴承的所述外周轴颈表面。
在前述齿轮设备的又一实施方式中，所述周转轮系具有大于或等于2.3的齿轮减速比。
在前述齿轮设备的又一实施方式中，所述周转轮系具有大于或等于大约2.5的齿轮减速比。
在前述齿轮设备的又一实施方式中，所述周转轮系具有大于或等于2.5的齿轮减速比。
根据另一非限制性示例性实施方式的公开的涡轮机包括涡轮机轴、风扇以及周转轮系，所述周转轮系被联接在所述涡轮机轴和所述风扇之间，所述周转轮系包括支承星形齿轮的齿轮架以及围绕所述星形齿轮并且与所述星形齿轮啮合的环形齿轮，所述星形齿轮与中心齿轮啮合。所述星形齿轮中的每个被支承在对应轴颈轴承上，并且每个轴颈轴承包括外周轴颈表面，并且每个星形齿轮包括与对应轴颈轴承的所述外周轴颈表面接触的径向内轴颈表面。所述周转轮系包括大于或等于大约2.3的齿轮减速比。
在前述涡轮机的又一实施方式中，每个星形齿轮的所述径向内轴颈表面相对于对应星形齿轮的旋转轴线沿轴向长度接触所述对应轴颈轴承的所述外周轴颈表面。
在前述涡轮机的又一实施方式中，每个星形齿轮的所述径向内轴颈表面相对于对应星形齿轮的旋转轴线沿所述对应星形齿轮的大致整个轴向长度接触所述对应轴颈轴承的所述外周轴颈表面。
在前述涡轮机的又一实施方式中，所述周转轮系具有大于或等于2.3的齿轮减速比。
在前述涡轮机的又一实施方式中，所述周转轮系具有大于或等于大约2.5的齿轮减速比。
在前述涡轮机的又一实施方式中，所述周转轮系具有大于或等于2.5的齿轮减速比。
在前述涡轮机的又一实施方式中，所述风扇限定关于旁通气流和核心气流大于大约十（10）的涵道比。
在前述涡轮机的又一实施方式中，所述风扇限定关于旁通气流和核心气流大于大约10.5：1的涵道比。
在前述涡轮机的又一实施方式中，所述风扇限定关于旁通气流和核心气流大于十（10）的涵道比。
在前述涡轮机的又一实施方式中，所述风扇限定小于大约1.45的压力比。
在前述涡轮机的又一实施方式中，所述风扇限定小于1.45的压力比。
虽然不同的示例在图中示出为具有特定部件，但是本发明的实施方式不局限于这些具体组合。使用来自这些示例中的一个示例的一些部件或特征结合另一示例的特征或部件是有可能的。
本文所公开的这些以及其他特征通过下述说明书和附图能够被最佳地理解，下述是图的简要说明。
附图说明
图1是描述涡轮风扇、周转轮系以及压缩机部的气轮机的前部的局部截面图。
图2是如图1所示的周转轮系的放大截面图。
图3是与如图2所示的布置类似的示例性环形齿轮的放大截面图。
图4是沿面向图3的环形齿轮的齿的方向观看的如图3所示的环形齿轮的视图。
具体实施方式
气轮机10的一部分在图1中被示意性地示出。涡轮机10包括固定壳体12，该固定壳体由固定到彼此的众多部件构造成。压缩机部14由涡轮机轴25绕轴线A驱动，所述压缩机部具有带有叶片的压缩机轮毂16。涡轮风扇18被支承在涡轮风扇轴20上，该涡轮风扇轴由压缩机轴24驱动，该压缩机轴通过周转轮系22来支承压缩机轮毂16。
在所示的示例布置中，周转轮系22是星形齿轮系。参考图2，周转轮系22包括中心齿轮30，该中心齿轮被连接到压缩机轴24，所述压缩机轴通过花键连接来提供旋转输入。齿轮架26由扭矩框架28使用本领域已知的指形物（未示出）固定到壳体12。齿轮架26使用轴颈轴承34来支承星形齿轮32，所述星形齿轮借助中心齿轮30和星形齿轮32的齿之间的啮合界面而联接到中心齿轮30。多个星形齿轮32绕中心齿轮30周向设置。保持件36将轴颈轴承34保持到齿轮架26上。环形齿轮38围绕齿轮架26并且通过啮合界面而联接到星形齿轮32。提供旋转输出的环形齿轮38借助周向设置的紧固元件被固定到涡轮风扇轴20，如将在下文更详细地描述的。
星形齿轮32被支承在轴颈轴承34的对应一个上。轴颈轴承34中的每个都包括外周轴颈表面34a，并且每个星形齿轮32都包括径向内轴颈表面32a，该径向内轴颈表面32a与对应轴颈轴承34的外周轴颈表面34a接触。每个星形齿轮32的径向内轴颈表面32a相对于对应星形齿轮32的旋转轴线（该旋转轴线大致平行于轴线A）沿轴向长度L接触对应轴颈轴承34的外周轴颈表面34a。在该示例中，每个星形齿轮32的径向内轴颈表面32a沿对应星形齿轮32的大致整个轴向长度L接触对应轴颈轴承34的外周轴颈表面34a。因此，轴颈轴承34提供“线”接触。比较而言，滚柱轴承会提供“点”接触。轴颈轴承34和星形齿轮32之间的“线”接触将负载分布在轴颈轴承34上，而不是将负载集中在单个点处，由此增强了周转轮系22的耐用性。
在一个公开的非限制性实施方式中，发动机10具有大于大约六（6）至十（10）的涵道比，周转轮系22是具有大于大约2.3或大于大约2.5的齿轮减速比的行星齿轮系统或其他齿轮系统，并且发动机10的低压涡轮具有大于大约5的压力比。在一个公开的实施方式中，发动机10的涵道比大于大约十（10：1）或大于大约10.5：1，涡轮风扇18的直径显著大于压缩机部14的低压压缩机的直径，并且低压涡轮具有大于大约5：1的压力比。在一个示例中，周转轮系22具有大于大约2.3：1或大于大约2.5：1的齿轮减速比。然而，应当理解的是，上述参数仅是带齿轮架构的发动机的一个实施方式的示例，并且本发明能够应用于包括直驱式涡轮风扇的其他气轮机。
由于高涵道比，由旁通流B提供显著量的推力。发动机10的风扇18被设计用于具体飞行条件，即通常在大约0.8M和大约35000英尺下的巡航。0.8M和35000英尺的飞行条件，发动机处于其最佳燃料消耗（也被称为“巡航最低点（bucket cruise TSFC”），是被燃烧燃料的磅质量（lbm）除以发动机在该最小点处产生的推力的磅力（lbf）的工业标准参数。“低风扇压力比”是仅在风扇叶片上的压力比。根据一个非限制性实施方式在本文公开的低风扇压力比小于大约1.45。“低校正风扇末端速度（fan tip speed）”是实际风扇末端速度（单位：英尺/秒）除以[((T环境(ambient) deg R) / 518.7)^0.5]的工业标准温度校正值。根据一个非限制性实施方式在本文公开的“低校正风扇末端速度”小于大约1150英尺/秒。
现参考图3和图4，环形齿轮38是具有第一部分40和第二部分42的两件式结构。第一部分40和第二部分42在径向界面45处彼此抵接。槽41将位于第一部分40和第二部分42中的每个上的相对带角度齿43（在图4中最佳地示出）分开。齿43的布置迫使第一部分40和第二部分42在径向界面45处朝向彼此。第一部分40和第二部分42的背侧包括大致S形外周面47，所述外周面连同厚度的变化一起提供了结构刚度以及抵抗翻转力矩的能力。第一部分40和第二部分42具有第一厚度T1，该第一厚度T1小于从第一厚度T1轴向向内设置的第二厚度T2。第一部分40和第二部分42包括形成内部环形腔46的面对凹槽44。
第一部分40和第二部分42包括径向向外远离齿43延伸的凸缘51。涡轮风扇轴20包括径向向外延伸的凸缘70，该凸缘70由周向设置的螺栓52和螺母54固定到凸缘51，所述螺栓和螺母将涡轮风扇轴20和环形齿轮38相对于彼此轴向约束并且附接。因此免除了花键环，这还减少了从源自花键的尖锐边缘和表面区域的风阻和搅动产生的热量。涡轮风扇轴20和环形齿轮38能够彼此旋转地平衡，因为免除了由使用花键导致的径向运动。挡油板68也被固定到凸缘51、70并且与该组件平衡。
具有刀刃58的密封件56被固定到凸缘51、70上。第一部分40和第二部分42在径向界面45处具有槽道48，形成孔50，所述孔50将油通过环形齿轮38驱动到沟槽60，该沟槽借助紧固件61（图2）被固定到齿轮架26。通过避免由于存在花键而产生的轴向流路变化，由槽道48提供的直接径向流路减少了风阻和搅动。也就是说，油必须径向流动并且然后轴向流动，以通过花键界面离开。沟槽60由软质材料（例如，铝）构造成，使得由钢构造成的刀刃58在它们干涉时能够切入到铝中。参考图3，密封件56还包括返油通道62，该返油通道由密封件56中的第一和第二槽64提供，其允许在环形齿轮38的任一侧上的油排入到沟槽60中。在如图2所示的示例中，相反，第一和第二槽64、66分别被设置在凸缘70和挡油板68中。
虽然已经公开了本发明的实施方式，但是本领域普通技术人员将认识到的是，一些修改会落入本发明的范围内。鉴于此，应当研究下述权利要求书以确定本发明的真实范围和内容。

Claims (5)

1.一种齿轮设备，所述齿轮设备包括：
周转轮系，所述周转轮系包括支承星形齿轮的齿轮架以及围绕所述星形齿轮并且与所述星形齿轮啮合的环形齿轮，所述星形齿轮与中心齿轮啮合，所述星形齿轮被支承在对应轴颈轴承上，每个轴颈轴承包括外周轴颈表面，并且每个星形齿轮包括与对应轴颈轴承的所述外周轴颈表面接触的径向内轴颈表面，其中，所述周转轮系具有大于或等于大约2.3的齿轮减速比，该环形齿轮具有在径向界面彼此抵接的第一部分和第二部分，该第一部分和第二部分包括：径向向外延伸的凸缘、在第一部分和第二部分的内周边的相对带角度齿、在所述环形齿轮内形成内部环形腔的面对凹槽、在所述径向界面处的槽道，该槽道形成孔以通过所述环形齿轮的凸缘驱动油，其中，每个星形齿轮的所述径向内轴颈表面相对于对应星形齿轮的旋转轴线沿所述对应星形齿轮的大致整个轴向长度接触所述对应轴颈轴承的所述外周轴颈表面。
2.根据权利要求1所述的齿轮设备，其中，所述周转轮系具有大于或等于大约2.5的齿轮减速比。
3.一种涡轮机，所述涡轮机包括：
涡轮机轴；
风扇；所述风扇限定关于旁通气流和核心气流大于十（10）的涵道比；且所述风扇限定小于1.45的压力比；以及
周转轮系，所述周转轮系被联接在所述涡轮机轴和所述风扇之间，所述周转轮系包括支承星形齿轮的齿轮架以及围绕所述星形齿轮并且与所述星形齿轮啮合的环形齿轮，所述星形齿轮与中心齿轮啮合，所述星形齿轮中的每个被支承在对应轴颈轴承上，每个轴颈轴承包括外周轴颈表面，并且每个星形齿轮包括与对应轴颈轴承的所述外周轴颈表面接触的径向内轴颈表面，其中，所述周转轮系具有大于或等于大约2.3的齿轮减速比，该环形齿轮具有在径向界面彼此抵接的第一部分和第二部分，该第一部分和第二部分包括：径向向外延伸的凸缘、在第一部分和第二部分的内周边的相对带角度齿、在所述环形齿轮内形成内部环形腔的面对凹槽、在所述径向界面处的槽道，该槽道形成孔以通过所述环形齿轮的凸缘驱动油，其中，每个星形齿轮的所述径向内轴颈表面相对于对应星形齿轮的旋转轴线沿所述对应星形齿轮的大致整个轴向长度接触所述对应轴颈轴承的所述外周轴颈表面。
4.根据权利要求3所述的涡轮机，其中，所述周转轮系具有大于或等于大约2.5的齿轮减速比。
5.根据权利要求3所述的涡轮机，其中，所述风扇限定关于旁通气流和核心气流大于大约10.5：1的涵道比。
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8858388B2 (en) 2006-08-15 2014-10-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine gear train
US9976437B2 (en) 2006-08-15 2018-05-22 United Technologies Corporation Epicyclic gear train
US8753243B2 (en) 2006-08-15 2014-06-17 United Technologies Corporation Ring gear mounting arrangement with oil scavenge scheme
US10107231B2 (en) 2006-08-15 2018-10-23 United Technologies Corporation Gas turbine engine with geared architecture
FR2991421B1 (fr) * 2012-05-30 2015-07-31 Snecma Reducteur a train epicycloidal avec axes de satellites montes sur roulements
US20230358178A1 (en) * 2017-02-10 2023-11-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Reduction gearbox for gas turbine engine
FR3065994B1 (fr) * 2017-05-02 2019-04-19 Safran Aircraft Engines Turbomachine a rotor de soufflante et reducteur entrainant un arbre de compresseur basse pression
FR3071025B1 (fr) * 2017-09-12 2021-02-12 Safran Trans Systems Pivot pour palier lisse et train d'engrenages a contraintes thermiques reduites
FR3071024B1 (fr) * 2017-09-12 2021-02-19 Safran Trans Systems Pivot pour palier lisse

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7704178B2 (en) * 2006-07-05 2010-04-27 United Technologies Corporation Oil baffle for gas turbine fan drive gear system
US8858388B2 (en) 2006-08-15 2014-10-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine gear train
US8708863B2 (en) 2006-08-15 2014-04-29 United Technologies Corporation Epicyclic gear train
US8753243B2 (en) * 2006-08-15 2014-06-17 United Technologies Corporation Ring gear mounting arrangement with oil scavenge scheme
US8215454B2 (en) 2006-11-22 2012-07-10 United Technologies Corporation Lubrication system with tolerance for reduced gravity
US8074440B2 (en) * 2007-08-23 2011-12-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US9957918B2 (en) * 2007-08-28 2018-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine front architecture
US7955046B2 (en) * 2007-09-25 2011-06-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine front architecture modularity
US8128021B2 (en) * 2008-06-02 2012-03-06 United Technologies Corporation Engine mount system for a turbofan gas turbine engine
US8181441B2 (en) * 2009-02-27 2012-05-22 United Technologies Corporation Controlled fan stream flow bypass
CN104136721B (zh) 2011-12-30 2017-05-31 联合工艺公司 涡轮发动机及其操作方法
EP2610461B1 (en) 2011-12-30 2019-10-23 United Technologies Corporation Turbine engine
US20130195627A1 (en) 2012-01-27 2013-08-01 Jorn A. Glahn Thrust balance system for gas turbine engine
US20130192258A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US9816442B2 (en) 2012-01-31 2017-11-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US8720306B2 (en) 2012-01-31 2014-05-13 United Technologies Corporation Turbine engine gearbox
US9103227B2 (en) 2012-02-28 2015-08-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan-tied inducer section
US20130259653A1 (en) 2012-04-02 2013-10-03 Frederick M. Schwarz Geared turbofan engine with power density range
US8961115B2 (en) 2012-07-19 2015-02-24 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine seal
US9212559B2 (en) 2012-09-07 2015-12-15 United Technologies Corporation Electrical grounding for blades
US9546556B2 (en) 2012-09-26 2017-01-17 United Technologies Corporation Turbine blade root profile
EP2900965B1 (en) 2012-09-28 2017-11-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine thermal management system for heat exchanger using bypass flow
EP3770415A1 (en) 2012-10-02 2021-01-27 Raytheon Technologies Corporation Geared turbofan engine with high compressor exit temperature
US20150345383A1 (en) 2013-02-25 2015-12-03 United Technologies Corporation Gas Turbine Engine Core Utilized in Both Commercial and Military Engines
US9976436B2 (en) 2013-03-28 2018-05-22 United Technologies Corporation Movable air seal for gas turbine engine
US20160169118A1 (en) 2014-12-12 2016-06-16 United Technologies Corporation Dual tower shaft gearbox for gas turbine engine

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Publication number Publication date
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