CN110645094A

CN110645094A - 气体涡轮机

Info

Publication number: CN110645094A
Application number: CN201910568607.2A
Authority: CN
Inventors: A.R.马圭尔
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 2018-06-27
Filing date: 2019-06-27
Publication date: 2020-01-03
Also published as: US20200003127A1; US20200003069A1; CN110645095A; EP3587772A1; US10914240B2; EP3587773B1; CN110645096A; EP3587773A1; US20210156313A1; US10920672B2; CN110645095B; US11454174B2; EP3587774A1; US11187157B2; US20200003128A1

Abstract

本发明涉及一种气体涡轮机引擎、特别是一种飞机引擎，包括：涡轮机（19），其经由输入轴装置（50）连接至齿轮箱装置（30），所述齿轮箱装置（30）具有太阳齿轮（28）、带有附接至其的多个行星齿轮（32）的行星支架（34）和环状齿轮（38），所述太阳齿轮（28）连接至所述输入轴装置（50），所述行星支架（34）或所述环状齿轮（38）经由所述齿轮箱装置（30）的输出轴装置（60）连接至推进风扇（23），其中后部支架支承装置（90）径向地在所述行星支架（34）与在所述齿轮箱装置（30）的输入侧上的静态结构（91）之间，轴间支承系统（70）径向地位于所述输入轴装置（50）与所述齿轮箱装置（30）的行星支架（34）之间。

Description

气体涡轮机

技术领域

本发明涉及具有权利要求1的特征的气体涡轮机。

背景技术

气体涡轮机引擎、特别是具有齿轮传动涡轮风扇引擎的飞机引擎需要用于驱动齿轮箱和/或推进风扇的轴布置的合适支撑。在EP 3 144 486 A1中描述了齿轮传动涡轮风扇引擎的一种轴系布置。

发明内容

这个问题通过具有权利要求1的特征的气体涡轮机来解决。

气体涡轮机包括经由输入轴装置连接至齿轮箱装置的涡轮机，所述齿轮箱装置具有太阳齿轮、带有附接至其的多个行星齿轮的行星支架以及环状齿轮。典型地，齿轮箱装置由气体涡轮机的低压或中压涡轮机来驱动，即太阳齿轮连接至输入轴装置。

齿轮箱装置降低了从涡轮机至推进风扇朝气体涡轮机引擎的前部的旋转速度，这使得整体引擎更加有效。如以下将进一步描述的那样，齿轮箱装置可具有不同的设计。

取决于齿轮箱装置的设计，行星支架或环状齿轮经由齿轮箱装置的输出轴装置连接至推进风扇。输出轴装置可包括若干部件，并且通常是空心轴，其具有适配于引擎内的可用空间和负荷情况的横截面形状。此外，存在径向地位于输入轴装置与齿轮箱装置的行星支架之间的轴间支承系统。

对于输入轴装置的设计存在两个备选方案。在第一备选方案中，输入轴装置具有高刚性。这可以例如是在径向方向上的比齿轮箱装置的支撑结构（例如静态前部锥体结构、第一支柱、静态结构）高20％的刚度。备选地和/或附加地，这可以是大于或等于轴向刚度的100％的刚度。

在第二备选方案中，输入轴装置包括用于降低刚性的器件（means）、特别是隔膜区段。

支承装置可以包括多于一个支承件。如以下将描述的那样，支承装置可轴向位于非常靠近齿轮箱装置。

在一个实施例中，轴间支承系统轴向地定位在低压压缩机或中压缩机内或前部。

在另一实施例中，后部支架支承装置包括至少一个滚子支承件和/或轴间支承系统包括至少一个球支承件。例如也可能使用具有两个平行排的双滚子支承件。此外，可能的是，支承装置包括分开放置一定距离的支承件。那些支承件可以是相同的（例如所有滚子支承件），或者它们可以具有不同的设计。

如上所述，在一个实施例中，轴间支承系统和/或后部支架支承装置可以在输入侧上轴向地毗邻齿轮箱装置。从齿轮箱装置的中心线测量的在轴向方向上的轴向距离例如可以是在用于支承装置的座部元件的内半径的0.001与2倍、特别是0.01至1倍之间。这意味着例如最靠近齿轮箱装置的中心线的支承装置的部件可以位于齿轮箱装置的输入侧上。

朝向引擎的前部，风扇轴支承系统径向定位在作为输出轴装置的部件的风扇轴与静态前部锥体结构之间，特别是风扇轴支承系统轴向位于推进风扇的宽度内。静态前部锥体结构-作为用于气体涡轮机内的通常静态结构的示例-相对于输出轴装置是不动的。风扇轴支承系统的负荷可被传输至静态部件。在一个实施例中，风扇轴支承系统具有在推进风扇的直径的0.05至0.20倍之间的、特别是在推进风扇的直径的0.1与0.15倍之间的外直径。

在另一实施例中，行星支架包括座部元件，该座部元件轴向延伸至齿轮箱装置的后部，为轴间支承系统提供径向座部。

关于引擎的后部进一步地，输入轴支承系统径向定位于输入轴装置与静态后部结构之间，输入轴支承系统特别地包括至少一个滚子支承件。如在以上描述的支承装置或系统中那样，输入轴支承系统可包括多于一排的支承件，所述排是相同的或不同的。所述排可轴向有距离。备选地，球支承件可用于输入轴支承系统的位置处，并且滚子支承件可用在轴间支承系统中。

输出轴装置的形状可适配于空间要求。为了提供足够机械特性，输出轴装置的实施例可包括至少一个具有锥形、反曲或对数形状的轴向横截面。在一个备选方案中，风扇轴可直接附接至支架。

在另一实施例中，输出轴装置包括曲线或花键耦联器。耦联器可例如是波纹管轴（bellow shaft）的形式，以实现在输出轴与齿轮箱装置之间的弯曲的去耦联。

在气体涡轮机的一个实施例中，用于从驱动涡轮机至推进风扇的力和/或扭矩的负荷路径经由输入轴装置、齿轮箱装置和输出轴装置从驱动涡轮机延伸至推进风扇。不存在朝前部延伸通过齿轮箱装置的贯穿轴。

在一个实施例中，环状齿轮刚性地连接至静态前部锥体结构，如同它在周转齿轮箱装置中的情况一样。

在另一实施例中，静态结构包括用于传递径向负荷的支柱，特别是具有所述结构的包括基本上线性结构的部件。在这方面，线性意味着负荷支承结构元件和支柱定位在从径向向内起点（诸如，例如风扇轴支承装置）测量的小于15°的角度内。径向负荷从这个起点向外传递。

在另一实施例中，风扇轴是扭转刚硬的（torsional stiff）。

还可能的是，例如，齿轮箱装置包括周转齿轮箱，所述周转齿轮箱具有相对于齿轮箱装置的其它部件固定的环状齿轮以及连接至行星支架的输出轴装置。

备选地，齿轮箱装置包括以星形布置的行星式齿轮箱，其具有相对于齿轮箱装置的其它部件固定的行星支架以及连接至环状齿轮的输出轴装置。

如本文别处所述，本公开可涉及气体涡轮机引擎。这样的气体涡轮机引擎可以包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮机、燃烧器、压缩机，以及将涡轮机连接至压缩机的核心轴。这样的气体涡轮机引擎可以包括定位于引擎核心上游的风扇（具有风扇叶片）。

气体涡轮机引擎包括齿轮箱装置，所述齿轮箱装置接收来自核心轴的输入并将驱动输出至风扇以便以比核心轴低的旋转速度驱动风扇。至齿轮箱装置的输入可直接来自核心轴，或间接地来自核心轴，例如经由正齿轮（spur）轴和/或齿轮。核心轴可以刚性地连接涡轮机和压缩机，使得涡轮机和压缩机以相同的速度旋转（其中风扇以较低的速度旋转）。

如本文中所描述的和/或要求保护的气体涡轮机引擎可具有任何一个适合的通常的架构。例如，气体涡轮机引擎可具有连接涡轮机和压缩机的任何一个期望的数量的轴、例如一个、两个或三个轴。单纯地作为示例，连接至核心轴的涡轮机可以是第一涡轮机，连接至核心轴的压缩机可以是第一压缩机，并且核心轴可以是第一核心轴。引擎核心还可包括第二涡轮机、第二压缩机和将第二涡轮机连接至第二压缩机的第二核心轴。第二涡轮机、第二压缩机和第二核心轴可被布置成以比第一核心轴高的旋转速度旋转。

在这样的布置中，第二压缩机可轴向位于第一压缩机的下游。第二压缩机可被布置成接收（例如直接接收，例如经由通常环形的管道）来自第一压缩机的流。

齿轮箱装置可被布置成由核心轴（例如，在以上的示例中的第一核心轴）驱动，该核心轴被配置成（例如在使用中）以最低旋转速度旋转。例如，齿轮箱装置可以被布置成仅由被配置为（例如在使用中）以最低旋转速度旋转的核心轴（例如，在以上的示例中，仅为第一核心轴，而不是第二核心轴）驱动。备选地，齿轮箱装置可以被布置成由任何一个或多个轴（例如，在以上的示例中的第一和/或第二轴）驱动。

在如在本文中描述的和/或要求保护的任何一个气体涡轮机引擎中，燃烧器可被提供在风扇和（多个）压缩机的轴向下游。例如，其中提供第二压缩机时，燃烧器可直接在第二压缩机的下游（例如在第二压缩机的出口处）。作为另一示例，其中提供第二涡轮机时，可将在至燃烧器的出口处的流提供至第二涡轮机的入口。燃烧器可提供在（多个）涡轮机的上游。

该压缩机或每个压缩机（例如，如以上所描述的第一压缩机和第二压缩机）可包括任何一个数量的级、例如多级。每个级可以包括成排的转子叶片和成排的定子叶翼，所述定子叶翼可以是可变的定子叶翼（因为它们的入射角可以是可变的）。转子叶片的排和定子叶翼的排可彼此轴向地偏移。

该涡轮机或每个涡轮机（例如，如以上所描述的第一涡轮机和第二涡轮机）可包括任何一个数量的级、例如多级。每个级可包括成排的转子叶片和成排的定子叶翼。转子叶片的排和定子叶翼的排可彼此轴向地偏移。

每个风扇叶片可被定义为具有从在径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部（或毂）延伸至在100％跨度位置处的顶端的径向跨度。毂处的风扇叶片的半径与顶端处的风扇叶片的半径的比可小于（或大约是）下列中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。毂处的风扇叶片的半径与顶端处的风扇叶片的半径的比可在由先前句子中的任何两个值定界的包含性范围内（即，所述值可形成上或下边界）。这些比一般地可被称为毂与顶端比。毂处的半径和顶端处的半径均可在叶片的前缘（或轴向最前方）部件处测量。当然，毂与顶端比是指风扇叶片的气体洗涤部分，即，径向上在任何一个平台外侧的部分。

风扇的半径可以在引擎中心线与风扇叶片在其前缘处的顶端之间测量。风扇直径（其可以简单地是风扇的半径的两倍）可以大于（或大约是）下列中的任何一个：250cm（约100英寸）、260cm、270cm（约105英寸）、280cm（约110英寸）、290cm（约115英寸）、300cm（约120英寸）、310cm、320cm（约125英寸）、330cm（约130英寸）、340cm（约135英寸）、350cm、360cm（约140英寸）、370cm（约145英寸）、380cm（约150英寸）或390cm（约155英寸）。风扇直径可在由先前句子中的任何两个值定界的包含性范围内（即，所述值可形成上或下边界）。

风扇的旋转速度在使用中可以变化。通常，对于具有较高直径的风扇，旋转速度较低。单纯地作为非限制性示例，风扇在巡航条件下的旋转速度可以小于2500rpm、例如小于2300rpm。单纯地作为进一步非限制性示例，在用于具有在从250cm至300cm（例如250cm至280cm）范围内的风扇直径的引擎的巡航条件下的风扇的旋转速度可以在从1700rpm至2500rpm的范围内、例如在从1800rpm至2300rpm的范围内、例如在从1900rpm至2100rpm的范围内。单纯地作为进一步非限制性示例，在用于具有在从320cm至380cm范围内的风扇直径的引擎的巡航条件下的风扇的旋转速度可以在从1200rpm至2000rpm的范围内、例如在从1300rpm至1800rpm的范围内、例如在从1400rpm至1600rpm的范围内。

在气体涡轮机引擎的使用中，风扇（具有相关联的风扇叶片）围绕旋转轴线旋转。该旋转引起风扇叶片的顶端以速度U_顶端运动。由风扇叶片13在流上做的功引起流的焓升dH。风扇顶端负荷可被定义为dH/U_顶端 ²，其中dH是跨风扇的焓升（例如，1-D平均焓升），并且U_顶端是风扇顶端的（例如在顶端的前缘处的）（平移）速度（其可被定义为在前缘处的风扇顶端半径乘以角速度）。在巡航条件下的风扇顶端负荷可大于（或大约是）下列中的任何一个：0.3、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4（本段中的所有单位是Jkg^-1K^-1/（ms^-1）²）。风扇顶端负荷可在由在先前句子中的任何两个值定界的包含性范围内（即，所述值可形成上或下边界）。

根据本公开的气体涡轮机引擎可具有任何一个期望的旁路比，其中旁路比被定义为在巡航条件下通过旁路管道的流的质量流率与通过核心的流的质量流率的比。在一些布置中，旁路比可大于（或大约是）以下中的任何一个：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18或18.5。旁路比可以在由在先前句子中的任何两个值定界的包含性范围内（即，这些值可以形成上或下边界）。旁路管道可以大体上是环形的。旁路管道可以径向地在核心引擎的外侧。旁路管道的径向外表面可由短舱和/或风扇壳定义。

如本文中所描述的和/或要求保护的气体涡轮机引擎的总体压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与在最高压压缩机的出口处（在进入到燃烧器中之前）的滞止压力的比。作为非限制性示例，如本文中所描述的和/或要求保护的气体涡轮机引擎在巡航时的总体压力比可大于（或大约是）以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总体压力比可在由在先前句子中的任何两个值定界的包含性范围内（即，所述值可形成上或下边界）。

引擎的比推力可以被定义为引擎的净推力除以通过引擎的总质量流。在巡航条件下，本文中描述的和/或要求保护的引擎的比推力可小于（或大约是）以下中的任何一个：110Nkg^-1s、105Nkg^-1s、100Nkg^-1s、95Nkg^-1s、90Nkg^-1s、85Nkg^-1s或80Nkg^-1s。比推力可在由在先前句子中的任何两个值定界的包含性范围内（即，所述值可形成上或下边界）。与常规的气体涡轮机引擎相比，这样的引擎可以是特别有效的。

如本文中所描述的和/或要求保护的气体涡轮机引擎可具有任何一个期望的最大推力。单纯地作为非限制性示例，如本文中所描述的和/或要求保护的气体涡轮机可能能够产生至少（或大约是）以下中的任何一个的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可在由在先前句子中的任何两个值定界的包含性范围内（即，所述值可形成上或下边界）。以上提到的推力可以是在海平面处的标准大气条件下加上15℃（环境压力101.3kPa，温度30℃）的最大净推力，其中引擎是静态的。

在使用中，在至高压涡轮机的进入部处的流的温度可能特别高。可被称为TET的该温度可在至燃烧器的出口处测量，例如紧接第一涡轮机叶翼的上游，所述第一涡轮机叶翼自身可被称为喷嘴引导叶翼。在巡航时，TET可以是至少（或大约是）以下中的任何一个：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可以在由在先前句子中的任何两个值定界的包含性范围内（即，所述值可以形成上或下边界）。在引擎的使用中的最大TET可以是，例如，至少（或大约是）以下中的任何一个：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可以在由在先前句子中的任何两个值定界的包含性范围内（即，所述值可以形成上或下边界）。最大TET可以例如在高推力条件下发生，例如在最大输出端（take-off）（MTO）条件下发生。

本文中描述的和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面（aerofoil）部分可由任何适合的材料或材料的组合制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部件可至少部分由复合材料制造，所述复合材料例如是金属基体复合材料和/或有机基体复合材料、诸如碳纤维。作为进一步的示例，风扇叶片和/或翼面的至少一部件可至少部分地由金属（诸如钛基金属或铝基材料（诸如铝-锂合金）或钢基材料）制造。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，所述保护性前缘可使用能够比叶片的其余部分好地抵抗（例如来自鸟、冰或其它材料的）冲击的材料来制造。这样的前缘可以例如使用钛或钛基合金制造。因此，单纯地作为示例，风扇叶片可具有带有钛前缘的碳纤维或铝基主体（诸如铝锂合金）。

如本文中所描述的和/或要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片从该中央部分可以例如在径向方向上延伸。风扇叶片可以以任何一个期望的方式附接至中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定器，该固定器可接合在毂（或盘）中的对应槽。单纯地作为示例，这样的固定器可以是以燕尾榫为形式，该燕尾榫可以开槽进入和/或接合在毂/盘中的对应槽，以便将风扇叶片固定至毂/盘。作为进一步的示例，风扇叶片可以与中央部分整体地形成。这样的布置可被称为叶盘或叶环（bling）。可以使用任何适合的方法来制造这样的叶盘或叶环。例如，风扇叶片的至少一部件可由块机加工和/或风扇叶片的至少一部件可通过焊接（诸如线性摩擦焊接）附接至毂/盘。

本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮机引擎可以或可以不提供有可变面积喷嘴（VAN）。这样的可变面积喷嘴可以允许旁路管道的出口面积在使用中变化。本公开的通常原理可应用于具有或没有VAN的引擎。

如本文中所描述的和/或要求保护的气体涡轮机的风扇可具有任何一个期望的数量的风扇叶片、例如16、18、20或22个风扇叶片。

如本文所使用的，巡航条件可以意指气体涡轮机引擎附接至其的飞机的巡航条件。这样的巡航条件可以常规地被定义为巡航中期的条件，例如，在爬升的顶部与下降的开始之间的（就时间和/或距离而言的）中点处的由飞机和/或引擎所经历的条件。

单纯地作为示例，巡航条件下的前进速度可以是在从马赫0.7至0.9的范围内的任何一个点，例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、例如大约马赫0.8、大约马赫0.85或在从0.8至0.85的范围内。在这些范围内的任何一个单个速度可以是巡航条件。对于一些飞机而言，巡航条件可以在这些范围之外，例如低于马赫0.7或高于马赫0.9。

单纯地作为示例，巡航条件可对应于处于从10000m至15000m的范围内的海拔处的标准大气条件，例如在从10000m至12000m的范围内、例如在从10400m至11600m（约38000英尺）的范围内、例如在从10500m至11500m的范围内、例如在从10600m至11400m的范围内、例如在从10700m（约35000英尺）至11300m的范围内、例如在从10800m至11200m的范围内、例如在从10900m至11100m的范围内、例如大约11000m。巡航条件可能对应于这些范围内的任何一个给定海拔处的标准大气条件。

单纯地作为示例，巡航条件可对应于：0.8的前进马赫数；23000Pa的压力；以及-55℃的温度。

如本文中任何地方所使用的那样，“巡航”或“巡航条件”可意指空气动力学的设计点。这样的空气动力学的设计点（或ADP）可对应于风扇针对其被设计成运转的条件（包括例如马赫数、环境条件和推力要求中的一个或多个）。这可意指，例如，在其处风扇（或气体涡轮机引擎）被设计成具有最佳效率的条件。

在使用中，本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮机引擎可在本文中其它地方定义的巡航条件下运转。这样的巡航条件可由飞机的巡航条件（例如巡航中期条件）确定，可将至少一个（例如2个或4个）气体涡轮机引擎安装至所述飞机以便提供推进推力。

本领域技术人员将领会的是，除了其中相互排斥的情况外，与上述方面中的任何一个相关地来描述的特征或参数可应用于任何一个其它方面。此外，除了其中相互排斥的情况外，本文中所描述的任何一个特征或参数可应用于任何一个方面和/或与本文中所描述的任何一个其它特征或参数组合。

附图说明

现在将参照图仅作为示例地来描述实施例，在图中:

图1是气体涡轮机引擎的截面侧视图；

图2是气体涡轮机引擎的上游部分的特写截面侧视图；

图3是用于气体涡轮机引擎的齿轮箱的局部剖视图；

图4示意性地示出了气体涡轮机的实施例的前部区段的上半部，该气体涡轮机具有驱动系（所述驱动系具有周转齿轮箱装置的刚硬输入轴装置）、齿轮箱装置和延伸至推进风扇的输出轴装置，该推进风扇包括结构支撑的第一实施例；

图5示意性地示出了气体涡轮机的实施例的前部区段的上半部，该气体涡轮机具有驱动系（所述驱动系具有周转齿轮箱装置的刚硬输入轴装置）、齿轮箱装置和延伸至推进风扇的输出轴装置，该推进风扇包括结构支撑的第二实施例;

图6示出了在图4中所示的实施例的变形，其具有扭转柔性输入轴装置。

具体实施方式

图1图示了具有主旋转轴线9的气体涡轮机引擎10。引擎10包括空气进口12和生成两股空气流（核心空气流A和旁路空气流B）的推进风扇23。气体涡轮机引擎10包括接收核心空气流A的核心11。引擎核心11以轴向流串联的方式包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮机17、低压涡轮机19和核心排放喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮机引擎10并且定义了旁路管道22和旁路排放喷嘴18。旁路空气流B流过旁路管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接至低压涡轮机19并由低压涡轮机19驱动。

在使用中，核心空气流A由低压压缩机14加速和压缩，并被引导到高压压缩机15中，在所述高压压缩机15中发生进一步压缩。从高压压缩机15排放的压缩空气被引导到燃烧设备16中，在所述燃烧设备16中所述压缩空气与燃料混合并且混合物被燃烧。然后，所产生的热燃烧产物在通过喷嘴20被排放之前膨胀通过高压和低压涡轮机17、19，并由此驱动高压和低压涡轮机17、19，以提供一些推进推力。高压涡轮机17通过适合的互连轴27驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。

用于齿轮传动风扇气体涡轮机引擎10的示例性布置在图2中示出。低压涡轮机19（见图1）驱动轴26，该轴26耦联至周转齿轮布置30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处及与其相互啮合的是由行星支架34耦联在一起的多个行星齿轮32。行星支架34约束行星齿轮32来同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32能够绕其自身轴线旋转。行星支架34经由连杆36耦联至风扇23，以便驱动其绕引擎轴线9的旋转。行星齿轮32的径向向外处及与其相互啮合的是经由连杆40耦联至静止支撑结构24的环式或环状齿轮38。

注意的是，如本文中使用的术语“低压涡轮机”和“低压压缩机”可被认为分别意指最低压涡轮机级和最低压压缩机级（即，不包括风扇23）和/或通过在引擎中的具有最低旋转速度的互连轴26连接在一起的涡轮机和压缩机级（即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴）。在一些文献中，本文中所指的“低压涡轮机”和“低压压缩机”可以备选地被认为是“中压涡轮机”和“中压压缩机”。在使用这样的备选术语的情况下，风扇23可被称为第一或最低压压缩级。

周转齿轮箱装置30作为示例在图3中更详细地示出。太阳齿轮28、行星齿轮32和环状齿轮38中的每一个都包括绕其周边的齿，以与其它齿轮互相啮合。然而，为了清楚性，图3中仅图示齿的示例性部分。图示了四个行星齿轮32，尽管对于技术人员读者将显而易见的是，在所要求保护的本发明的范围内可以提供较多或较少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱装置30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。

在图2和3中作为示例图示的周转齿轮箱装置30具有行星式类型，因为行星支架34经由连杆36耦联至输出轴，其中环状齿轮38固定。在另一个实施例中，支架和输出轴可被制造为一个部件。然而，可以使用任何其它适合的类型的周转齿轮箱装置30。作为进一步示例，周转齿轮箱装置30可以是星形布置，在其中行星支架34保持固定，其中环状（或环式）齿轮38被允许旋转。在这样的布置中，风扇23由环状齿轮38驱动。作为进一步备选示例，齿轮箱装置30可以是差速齿轮箱，在其中环状齿轮38和行星支架34二者均被允许旋转。

将领会的是，在图2和3中所示出的布置仅作为示例，且各种备选方案均在本公开的范围内。单纯地作为示例，任何适合的布置都可用于将齿轮箱装置30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱装置30连接至引擎10。作为进一步示例，在齿轮箱装置30与引擎10的其它部件（诸如输入轴26、输出轴和固定结构24）之间的连接（诸如在图2示例中的连杆36、40）可具有任何期望的刚度或柔性的程度。作为进一步示例，可以使用在引擎的旋转与静止部件之间（例如在来自齿轮箱装置30的输入和输出轴与诸如齿轮箱壳体之类的固定结构之间）的支承件的任何适合的布置，并且本公开不限于图2的示例性布置。例如，在齿轮箱装置30具有星形布置（如上所描述的）的情况下，技术人员将容易地理解输出和支撑连杆以及支承位置的布置典型地将与图2中作为示例示出的布置不同。

因此，本公开延伸至具有齿轮箱式样（例如星形或行星式）、支撑结构、输入和输出轴布置以及支承位置的任何布置的气体涡轮机引擎。

可选地，齿轮箱装置可驱动附加和/或备选构件（例如中压压缩机和/或增压压缩机）。

本公开可应用于的其它气体涡轮机引擎可以具有备选配置。例如，这样的引擎可具有备选数量的压缩机和/或涡轮机和/或备选数量的互连轴。作为进一步示例，图1中所示出的气体涡轮机引擎具有分流喷嘴20、22，这意指通过旁路管道22的流具有其本身的喷嘴，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分离并径向地在核心引擎喷嘴20外侧。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于其中在单个喷嘴之前（或其上游）混合或组合通过旁路管道22的流和通过核心11的流的引擎，该单个喷嘴可被称为混合流喷嘴。一个或两个喷嘴（无论是混合流或是分流）可具有固定的或可变的面积。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但本公开可以例如应用于任何类型的气体涡轮机引擎、诸如例如开放式转子引擎（在其中风扇级不被短舱围绕）或涡轮螺旋桨引擎。

气体涡轮机引擎10及其构件的几何结构由常规轴线系统定义，包括轴向方向（其与旋转轴线9对齐）、径向方向（在图1中在从下到上的方向上）和周缘方向（在图1视图中与页面垂直）。轴向、径向和周缘方向相互垂直。

在图4中示出了齿轮传动涡轮风扇引擎10的前部区段的示意视图。该视图从在前部中的推进风扇23朝向后部地轴向延伸至低压压缩机14。

驱动系包括输入轴装置50（例如，包括图1中示出的轴26），在此由未示出的低压涡轮机19驱动。输入轴装置50连接至周转齿轮箱装置30的太阳齿轮28。输入轴装置50基本上是空心管装置，提供了良好的扭转刚度特性。

齿轮箱装置30的输出经由行星支架34发生，所述行星支架与输出轴装置60连接，所述输出轴装置60具有充当风扇轴61的部分。该部分与推进风扇23刚性连接。在备选实施例中，输出轴60可通过风扇盘61至支架34的直接连接来代替。

因此，输入扭矩从输入轴装置50传输至齿轮箱装置30的太阳齿轮28，并且在某种程度上传输至环状齿轮底座。行星支架34将输出扭矩（以降低的旋转速度）传输至输出齿轮装置60，并最终传输至推进风扇23。

可能的是，轴装置50、60的形状可更复杂并且包括多于一件。

在图4中示出的实施例的轴系布置还包括四个支承系统，例如用于承受机械负荷或用于定位推进风扇23和齿轮箱装置30。

待描述的第一支承件是径向位于行星支架34与输入轴装置50之间的轴间支承系统70。此轴间支承系统70包括一个滚子支承件。在备选实施例中，可使用多于一个滚子支承件（例如双支承件、不同设计的两个支承件）或其它支承件设计。也可能的是，轴间支承系统70的不同支承件位于不同的位置处。

在此实施例中，轴间支承系统70在输入侧上轴向毗邻齿轮箱装置30。在轴间支架支承装置70到齿轮箱装置30之间的轴向距离可例如在用于轴间支承系统的座部元件39的内半径的0.001与2倍之间。这可在从轴间支承装置70的轴向前部侧到齿轮箱装置30的中心线41测量的1至100mm的范围内。

轴间支承系统70的径向内座部在座部元件39上，所述座部元件39轴向地延伸至齿轮箱装置30的后部。

后部支架支承装置90位于齿轮箱装置30的输入侧上。

风扇轴向负荷经由风扇轴支承系统80（滚子支承件）、经由齿轮箱装置30被传递，并朝向后部被传递到输入轴支承件95中。通过这种布置可减少支承件的支撑结构。

在齿轮箱装置30的输出侧上，输出轴装置60仅具有一个支承系统，即风扇轴支承系统80。该支承系统的径向内座部是在风扇轴61上，所述风扇轴61是输出轴装置60的部件。风扇轴支承系统80的径向外座部连接至静态前部锥体结构81。在示出的实施例中，滚子支承件用于风扇轴支承系统80中。在备选实施例中，可使用多于一个滚子支承件（例如双支承件、不同设计的两个支承件）或其它支承件设计。将可能的是，安装球支承件，并经由静态前部锥体结构81将轴向负荷传递至风扇13。

在本文描述的实施例中，风扇轴支承系统80可具有推进风扇13的直径的0.05至0.2倍之间的外直径。这个范围可在175与1250mm之间。

在备选实施例中，风扇轴支承系统80直接定位于推进风扇23的下方。

在图4中示出的实施例中的输出轴装置60基本上包括毗邻齿轮箱装置30的输出侧并在推进风扇23（即，风扇轴区段61）之下的柱状区段。在它们之间（In-between）存在链接两个柱状区段的锥形区段62。在此上下文中，锥形意味着在输出轴装置60的这部件中的轴向横截面是径向向内倾斜的直线。在其它实施例中，此链接区段可具有与在图4中的锥状形状不同的形状。

在图4中示出的实施例中，静态前部锥体结构81和静态结构91一起形成环绕齿轮箱装置30的一个空腔。

环状齿轮38刚性地连接至静态前部锥体结构81，但备选地，所述环状齿轮可连接至引擎10内的不同静态部件。

用于从驱动涡轮机19（即，低压涡轮机19）至推进风扇23的力和/或扭矩的负荷路径经由输入轴装置50、贯穿轴63、齿轮箱装置30和输出轴装置60延伸。不存在贯穿轴。

在图5中描述了在图4中示出的实施例的变形。可对相应的上述描述做出参考。

在图5中所示出的实施例此外包括如下结构，该结构包括多个支柱82、83、84、85，用于承受从相对靠近旋转轴线9的运动部件朝向气体涡轮机引擎10的径向外部部件的负荷。

在前部，静态前部锥体结构81经由跨越空气流A的第一支柱82将径向负荷传输到引擎核心11和第二支柱83中。前部锥体结构81的区段和支柱82、83以相对直的线性布置对齐，即，前部锥体结构81的区段和支柱82、83位于从前部锥体结构81（即，风扇轴支承系统81）的基部测量的小于15°的角域（angular field）内。用这种线性布置，可以有效地传递负荷。

类似的结构相对于后部轴向较远地定位。这里，静态结构91和支柱92、93以基本上竖直的布置对齐。

上述的这两个结构81、82、83、91、92、93基本上在径向方向上传递负荷。用于核心空气流A的通道在基本上轴向方向上提供一些稳定性，这产生网孔状（meshlike）结构。这种网孔状结构是扭转刚硬的。

在图4和5中示出的实施例中，输入轴50示意性地示出为直轴、即基本上为空心管。可能的是，在备选实施例中，输入轴包括柔性器件、诸如凹槽或曲折区段，以在轴中提供经定义的柔性。

这在图6中示出，该实施例是在图5中所示的实施例的变形。输入轴装置50包括隔膜区段51，即，输入轴装置的折叠区段。

将理解的是，本发明不限于上述实施例，并且在不背离本文中所描述的概念的情况下能够进行各种修改和改进。除了其中相互排斥的情况外，特征中的任何一个可分离地采用或与任何其它特征组合地采用，并且本公开延伸至并包括本文中所描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims

1.一种气体涡轮机引擎、特别是一种飞机引擎，包括：

涡轮机，其经由输入轴装置连接至齿轮箱装置，所述齿轮箱装置具有太阳齿轮、带有附接至其的多个行星齿轮的行星支架，以及环状齿轮，

所述太阳齿轮连接至所述输入轴装置，

所述行星支架或所述环状齿轮经由所述齿轮箱装置的输出轴装置连接至推进风扇，其中

后部支架支承装置径向地在所述行星支架与在所述齿轮箱装置的输入侧上的静态结构之间，

轴间支承系统径向地位于所述输入轴装置与所述齿轮箱装置的所述行星支架之间，

所述输入轴装置具有高刚性。

2.一种气体涡轮机引擎、特别是一种飞机引擎，包括：

所述太阳齿轮连接至所述输入轴装置，

所述输入轴装置具有用于降低刚性的器件、特别是隔膜区段。

3.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，所述输入轴装置的径向刚度是所述齿轮箱装置的支撑结构的刚度的至少20％，所述支撑结构包括静态前部锥体结构、第一支柱和静态结构和/或大于或等于所述齿轮箱装置的支撑结构的轴向刚度的100％的轴向刚度，所述支撑结构包括静态前部锥体结构、第一支柱和静态结构。

4.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，所述轴间支承系统轴向地定位在低压压缩机或中压缩机内或前部。

5.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，所述后部支架支承装置包括至少一个滚子支承件和/或所述轴间支承系统包括至少一个球支承件。

6.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，所述轴间支承系统或所述后部支架支承装置在输入侧上轴向地毗邻所述齿轮箱装置，特别地具有从所述齿轮箱装置的中心线测量的、在用于所述支承装置的座部元件的内半径的0.001与2倍之间、特别是在0.01至1倍之间的轴向距离。

7.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，风扇轴支承系统径向地定位在作为所述输出轴装置的部件的风扇轴与静态结构、特别是静态前部锥体结构之间，特别是所述风扇轴支承系统轴向地位于所述推进风扇的宽度内。

8.根据权利要求7所述的气体涡轮机，其中，所述风扇轴支承系统具有外直径，所述外直径在所述推进风扇的直径的0.05至0.20倍之间、特别是在所述推进风扇的直径的0.1与0.15倍之间。

9.根据权利要求1所述的气体涡轮机，所述行星支架包括所述座部元件，所述座部元件轴向地延伸至所述齿轮箱装置的后部，为所述轴间支承装置提供径向座部。

10.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，输入轴支承系统径向地定位在所述输入轴装置与静态结构、特别是静态后部结构之间，所述输入轴支承系统特别地包括至少一个滚子支承件。

11.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，所述输出轴装置包括至少一个轴向横截面，所述轴向横截面具有锥形、反曲或对数的形状。

12.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，所述输出轴装置包括曲线或花键耦联器。

13.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，用于从所述驱动涡轮机至所述推进风扇的力和/或扭矩的负荷路径经由所述输入轴装置、所述齿轮箱装置和所述输出轴装置延伸。

14.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，所述环状齿轮刚性地连接至所述静态前部锥体结构。

15.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，静态结构包括用于传递径向负荷的支柱，特别是带有所述结构的具有基本上线性结构的部件。

16.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，所述风扇轴是扭转刚硬的。

17.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，所述齿轮箱装置包括周转齿轮箱，所述周转齿轮箱具有相对于所述齿轮箱装置的其它部件固定的环状齿轮以及连接至所述行星支架的输出轴装置。

18.根据权利要求1所述的气体涡轮机，其中，所述齿轮箱装置包括以星形布置的行星式齿轮箱，所述行星式齿轮箱具有相对于所述齿轮箱装置的其它部件固定的行星支架和连接至所述环状齿轮的输出轴装置。