CN112334641A - 具有至少两个本体和抽取功率的装置的飞行器涡轮发动机 - Google Patents

具有至少两个本体和抽取功率的装置的飞行器涡轮发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN112334641A
CN112334641A CN201980040732.4A CN201980040732A CN112334641A CN 112334641 A CN112334641 A CN 112334641A CN 201980040732 A CN201980040732 A CN 201980040732A CN 112334641 A CN112334641 A CN 112334641A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine engine
pressure body
shaft
annular
low
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.)
Granted
Application number
CN201980040732.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112334641B (zh
Inventor
吉勒斯·阿兰·玛丽·查理尔
卡洛琳·玛丽·弗朗兹
罗伊克·保罗·伊夫·圭洛特尔
文森特·弗朗索瓦·乔治斯·米勒
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 CN112334641A publication Critical patent/CN112334641A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112334641B publication Critical patent/CN112334641B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/12—Combinations with mechanical gearing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F01D25/164—Flexible supports; Vibration damping means associated with the bearing
    • 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
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • 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
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • 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
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Details Of Gearings (AREA)
  • Gear Transmission (AREA)
  • Rolling Contact Bearings (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Support Of The Bearing (AREA)

Abstract

飞行器涡轮发动机(10)，所述涡轮发动机包括至少一个低压本体(12a)和一个高压本体(12b)，以及用于在所述低压本体上抽取功率的装置(54)，所述装置包括用于抽取功率的第一轴(54a)，所述第一轴的径向内端承载有与通过低压本体驱动的第一惰性锥齿轮(54c)啮合的第一锥齿轮(54b)，涡轮发动机进一步包括围绕轴线延伸并刚性地连接到定子的第一环形轴承支撑件(76)。本发明的特征在于，第一轴承支撑件包括与惰性齿轮的第二基本圆柱形部件(54ca)同轴地延伸的第一基本圆柱形部件(76b)，所述第一部件和第二部件通过轴承(78，80)套在一起来引导，以及惰性齿轮通过低压本体经由环形阻尼部件(86，86)驱动，环形阻尼部件独立于第一轴承支撑件。

Description

具有至少两个本体和抽取功率的装置的飞行器涡轮发动机
技术领域
本发明涉及一种具有至少两个本体并配备有用于抽取功率的装置的飞行器涡轮发动机。
背景技术
现有技术包括文献EP-A1-1701019，WO-A1-99/47799，US-A1-2012/213629，FR-A1-2645907，FR-A1-3026775和WO-A1-2015/166187。
航空界现在就商业航空中使用混合发动机的意义提出了许多问题。现在考虑电能的使用不仅是为了满足飞行器功能，而且是为了满足涡轮发动机的电气化功能。
这导致了对混合发动机的架构的解决方案的研究，混合发动机结合化石燃料能源和电能以驱动推进部件(涡轮发动机的风扇)并为某些发动机和/或飞行器功能提供功率。
这些架构可以基于高涵道比和减速器的架构，也可以基于多个本体的架构(2个或3个本体)。在这些架构中，涡轮发动机包括低压本体和高压本体，每个本体包括将压缩机的转子连接到涡轮的转子的轴。
已知从这些本体之一抽取机械功率并将该功率返回给发电机以产生电能。当涡轮发动机启动时，该发电机还可以充当启动器并因此作为电动机。
用于在涡轮发动机本体上抽取功率的装置通常包括功率抽取轴，该功率抽取轴的一端承载有与通过本体驱动的惰性锥齿轮啮合的锥齿轮。
对于目前已知的技术，在涡轮发动机尤其是具有高涵道比和减速比的涡轮发动机的低压本体上集成大功率抽取装置是非常复杂的。功率抽取装置所需的尺寸和空间太大，以至于无法想象与在高压本体上集成抽取装置相似的集成。因此，不可能将惰性齿轮直接安装在低压本体的轴上。
一种解决方案是在低压本体的轴和功率抽取轴之间增加一个齿轮系。然而，抽取装置会变得更加复杂和庞大，因为需要大量的部件。
尺寸链将包括多个齿轮，这些齿轮之一将直接固定在低压本体的轴上。用于引导本体的轴承将轴向地远离该齿轮，这可能导致在齿轮之间的啮合间隙方面出现问题。
另外，高涵道比的涡轮发动机的特征尤其在于减小了发动机(蜂腰型发动机)的直径。因此，发动机中的主流的流动管道具有较小的内径，这尤其减小了在本体和围绕本体延伸的该管道之间可用的环形空间。功率抽取装置尤其是上述齿轮系不能被安装在那个环形空间中，因为它们在径向上过于庞大且会干扰到管道。
最后，已观察到，功率抽取装置趋向于通过轴承的支撑件将振动和动态应力传递到这些轴承。这些振动可能对轴承和涡轮发动机的运行和使用寿命不利。
本发明为至少一些上述的问题提供了解决方案。
发明内容
本发明提供一种飞行器涡轮发动机，该涡轮发动机包括至少一个低压本体和一个高压本体，以及用于在至少所述低压本体上抽取功率的装置，所述抽取装置包括第一功率抽取轴，该第一功率抽取轴相对于所述本体的纵向旋转轴线基本上径向地延伸，该第一抽取轴包括径向内端，该径向内端承载有与通过所述低压本体驱动的第一惰性锥齿轮啮合的第一锥齿轮，所述涡轮发动机进一步包括围绕所述轴线延伸并与定子成一体的第一环形轴承支撑件，
其特征在于，所述第一轴承支撑件包括与所述惰性齿轮的第二基本圆柱形部件同轴地延伸的第一基本圆柱形部件，所述第一部件和第二部件通过轴承套在一起来引导，以及所述惰性齿轮通过所述低压本体经由环形阻尼部件驱动，该环形阻尼部件独立于所述第一轴承支撑件。
因此，本发明为在低压(或LP)本体上抽取功率提供了解决方案。
可以理解的是，惰性齿轮通过本体经由阻尼部件驱动，该阻尼部件由于其弹性变形能力而能够吸收振动和/或动态应力。另外，轴承支撑件独立于该阻尼部件，因此该阻尼部件不会将振动和/或动态应力传递到轴承支撑件以及与轴承支撑件相关联的轴承。这保证了轴承的最佳功能，特别是保证了以这些轴承为中心的部件例如功率抽取轴的最佳引导。
根据本发明的涡轮发动机可以包括以下特征中的一个或多个特征，这些特征可以单独使用或彼此组合使用：
-所述第一部件和第二部件通过两个相邻的、彼此轴向地隔开的轴承引导，轴承例如是球轴承和滚子轴承，
-所述第一轴承支撑件固定或连接到用于引导所述抽取轴的外壳，
-所述第一轴承支撑件在轴向半截面上具有总体上L形的形状，该形状的径向内周包括所述第一部件并旨在至少部分地被所述惰性齿轮包围，
-所述惰性齿轮在轴向半截面上具有总体上L形的形状，该形状的径向内周包括所述第二部件并旨在至少部分地被所述轴承支撑件包围，
-所述惰性齿轮通过所述低压本体经由环形阻尼部件驱动，该环形阻尼部件具有在围绕所述轴线和/或在径向方向上扭转时进行弹性变形的能力，
-所述惰性齿轮通过所述低压本体经由环形阻尼部件驱动，所述环形阻尼部件具有环形排的通孔和/或具有环形部分，该环形部分具有C形形状的轴向半截面，该环形部分的开口轴向地朝上游或下游定向，
-所述第一锥齿轮和所述第一惰性齿轮容置在外壳中，该外壳用于润滑用于引导高压本体的轴承，
-涡轮发动机还包括用于在所述高压本体上抽取功率的装置，所述抽取装置包括第二功率抽取轴，该第二功率抽取轴相对于所述轴线基本上径向地延伸并包括径向内端，该径向内端承载有与通过所述高压本体驱动的第二惰性锥齿轮啮合的第二锥齿轮，所述第二锥齿轮和所述第二惰性齿轮容置在所述润滑外壳中，
-涡轮发动机包括中间壳体，该中间壳体包括环形护罩，围绕该环形护罩布置有环形排的管状臂，该护罩将所述润滑外壳与围绕该外壳延伸的环形气流管道分开，并在所述第一轴承支撑件和用于引导高压本体的所述轴承之间轴向地延伸，所述第一抽取轴和第二抽取轴延伸穿过该中间壳体的不同臂。
本发明还涉及一种如上所述的涡轮发动机的模块化装配方法，该方法包括以下步骤：
(a)装配涡轮发动机的第一模块，该第一模块包括高压本体的至少一部分、中间壳体的至少一部分、低压本体的包括主轴的那一部分以及第二功率抽取装置，
(b)安装涡轮发动机的第二模块，并通过从所述第一模块的上游且围绕所述第一模块的一部分轴向平移来装配第二模块，所述第二模块包括所述第一轴承支撑件和所述第一功率抽取装置，和
(c)安装涡轮发动机的第三模块，并通过从上游轴向平移来装配第三模块，该第三模块包括低压本体的包括次级轴的那一部分以及所述阻尼部件，该第三模块包括径向接合在所述第一模块和第二模块的部件之间的部件，一方面，该装配能够通过花键使低压本体的主轴和次级轴，与所述惰性齿轮或者已通过其他花键与该惰性齿轮接合的中间部件接合，另一方面，该装配能够使通过所述次级轴承载的阻尼部件，与所述惰性齿轮或者已通过其他花键与该惰性齿轮接合的中间部件接合。
附图说明
当阅读以下参照附图作为非限制性示例表示的描述时，将更好地理解本发明，且本发明的其他细节、特征和优点将显现，在附图中：
-图1是高涵道比的飞行器涡轮发动机和减速器的示意性轴向剖视图；
-图2是用于在涡轮发动机的低压本体和高压本体上抽取功率的装置的示意图；
-图3是根据本发明的飞行器涡轮发动机的实施例的功率抽取装置的轴向半截面的局部示意图；
-图4是类似于图3的视图，并表示图3的涡轮发动机的模块化装配步骤；
-图5是根据本发明的飞行器涡轮发动机的实施例的变体的功率抽取装置的轴向半截面的局部示意图；和
-图6是类似于图5的视图，并表示图5的涡轮发动机的模块化装配步骤。
具体实施方式
首先，参照图1，图1示意性地表示双本体双流式飞行器涡轮发动机10。
按照常规方式，涡轮发动机10包括气体发生器12，在气体发生器的上游布置有风扇14。风扇14被风扇壳体16围绕，该风扇壳体是机舱18的一部分，该机舱围绕气体发生器12的主要部分并沿着气体发生器12的主要部分延伸。
在这里，气体发生器12包括两个本体，即低压本体12a或LP和高压本体12b或HP。每个本体包括压缩机和涡轮。
根据涡轮发动机10中的气流的主方向F来考虑术语“上游”和“下游”，该方向F平行于涡轮发动机的纵向轴线A。
从上游到下游，气体发生器12包括低压压缩机20、高压压缩机22、燃烧室24、高压涡轮26和低压涡轮28。
风扇14包括通过风扇轴32驱动地旋转的环形排叶片30，风扇轴32通过减速器33连接到低压本体12a的转子。通过风扇的气流(箭头F)在气体发生器12的上游通过环形喷嘴34分离成径向内部环形流和径向外部环形流，径向内部环形流被称为主流36，该主流向气体发生器12供给气流，径向外部环形流被称为次级流38，该次级流在气体发生器12和机舱18之间流动并提供涡轮发动机的大部分推力。
中间壳体40位于低压压缩机20和高压压缩机22之间，并在结构上将气体发生器12连接到风扇壳体16和机舱18。中间壳体40包括环形排的径向内臂42和环形排的径向外臂44，环形排的径向内臂42在低压压缩机20和高压压缩机22的管道之间延伸到主流36中，环形排的径向外臂44延伸到次级流38中。臂42、44通常在数量上受限制(少于十个)，是管状的并通过辅助设备交叉。
低压本体12a的转子和风扇轴32通过轴承46引导。高压本体12b的转子通过轴承48引导。轴承46、48是球轴承或滚子轴承，且轴承中的每个包括安装在被引导的轴上的内圈、通过环形轴承支撑件承载的外圈以及圈之间的滚动元件。
轴承支撑件围绕轴线A延伸，并且是连接到定子的固定部件，例如在用于引导LP转子和HP转子的上游端的球轴承46a、48a的情况下连接到中间壳体40。LP转子和HP转子中的每个包括主轴和可能的环形附件，例如耳轴等。
涡轮发动机10包括用于在HP本体12b上抽取功率的装置50，该装置包括功率抽取轴50a，该功率抽取轴相对于轴线A具有基本上径向的定向。轴50a具有径向内端，该径向内端位于HP本体附近并承载有锥齿轮50b，该锥齿轮与和HP本体12b的轴12ba的上游端成一体的惰性齿轮50c啮合。轴50a的径向外端连接到通常被称为AGB的附件齿轮箱52的齿轮(图1和2)。附件齿轮箱52位于在主流管道36和次级流管道38之间围绕气体发生器12的环形空间中。轴50a穿过中间壳体40的臂42之一并穿过主流管道。
涡轮发动机10进一步包括用于在LP本体12a上抽取功率的装置54，该装置包括相对于轴线A基本上径向定向的功率抽取轴54a。轴54a具有径向内端，该径向内端位于LP本体附近并承载有锥齿轮54b，该锥齿轮与和LP本体的轴12aa的上游端成一体的惰性齿轮54c啮合。轴54a的径向外端连接到另一个通常被称为AGB的附件齿轮箱52的齿轮(图1和2)。附件齿轮箱56位于上述环形空间中，且轴54a穿过中间壳体40的臂42中的另一个并穿过主流的流动管道。
如从图3中可以更好地看到的，用于引导HP本体12b的轴12ba的轴承48a位于用于润滑该轴承的环形外壳E中。该外壳E具有总体上三角形的半轴截面。在这里，外壳E在其内周通过HP本体12b的轴12ba的上游端和LP本体12a的轴12aa的一部分界定，轴12aa的该部分轴向地穿过HP本体12b的轴12ba。外壳E在上游侧通过环形盖60进一步界定，并在下游侧通过中间壳体40的截头圆锥形护罩62进一步界定，该护罩的径向外周表面62a在内部界定主流36的流动管道。
盖60具有总体上截头圆锥形的形状，其较小直径的上游端围绕LP本体12a的轴12aa的上述部分，其较大直径的下游端例如通过螺栓74固定到护罩62的较大直径的上游端。护罩62的较小直径的下游端承载有轴承48a的外圈48aa，轴承48a的内圈48ab旋转地固定到HP本体12b的轴12ba的上游端。
因此，外壳E通过转子和定子部件界定。外壳E通过在转子和定子部件之间的间隙处的环形密封件密封。这种情况发生在盖60和耳轴61之间，耳轴61旋转地固定到LP本体12a，其中用附图标记64表示的迷宫式密封件位于盖60和耳轴61之间。这种情况也发生在中间壳体40和LP本体和HP本体的轴12aa、12ba之间，迷宫式密封件66、67位于固定到壳体40的密封环68与这些本体12a、12b之间。环68通过其径向外端固定到壳体40，且环68的径向内端包括承载有耐磨元件的圆柱形部件，该圆柱形部件的第一上游部与从位于LP本体12a的环形部件69上的密封件66突出的环形绑扎物相配合，该圆柱形部件的第二下游部与从位于HP本体12b的轴12ba的上游端的密封件67突出的环形绑扎物相配合。
关于用于在HP本体12b上抽取功率的装置50、惰性齿轮50c、齿轮50b和轴50a的径向内端(这里未示出)容置在外壳E中。
同样地，关于用于在LP本体12a上抽取功率的装置54、惰性齿轮54c、齿轮54b和轴54a的径向内端容置在外壳E中。
轴50a、54a可以相对于垂直于涡轮发动机的轴线A的平面倾斜，且可以具有相似的倾斜角，如在示例中所示。
如上所述，如图2所示，轴50a、54a不穿过中间壳体40的相同臂，因此彼此形成角度。例如，轴50a、54a分别容置在位于类似于时钟表盘的6点钟和8点钟的臂中。齿轮50b在图3中用虚线表示，以促进对本发明的理解，但是该齿轮并不位于该视图的截面平面中。
齿轮50b与惰性齿轮50c之间的啮合基本上位于圆周C1上，该圆周的直径小于齿轮54b与轮54c啮合的圆周C2的直径。
环68包括通孔70，该通孔被可在该孔中旋转的齿轮50b贯穿。如上所述，该孔70被示出以促进对本发明的理解，但是该孔并不位于该视图的截面平面中。
轴54a的径向内端通过附接到盖60和中间壳体40的外壳72引导。在这里，外壳72包括两个同轴的轴承，分别是滚子轴承和球轴承，且外壳72包括用于附接到盖60的径向外部环形凸缘60a的径向外部环形凸缘72a。
凸缘72a、60a通过螺栓74彼此固定或还固定到中间壳体40上，在这里，环形轴承支撑件76的径向外部环形凸缘76a插入这些凸缘72a、60a之间。
支撑件76承载有用于引导惰性齿轮54c的轴承78、80。惰性齿轮54c包括圆柱形壁54ca，该圆柱形壁与轴承78、80的外圈78a、80a成一体，在这里，轴承78、80彼此相邻并轴向地隔开。轴承78是滚子轴承并位于上游，而另一个轴承80是球轴承并位于下游。轴承70、80的内圈78b、80b与轴承支撑件76的基本上圆柱形壁76b成一体。相反地，在这里，轴承78是滚子轴承，并可以位于下游，而另一个轴承80是球轴承，并可以位于上游。
因此，可以理解的是，轴承支撑件76的壁76b在轮的壁54ca内径向地延伸。壁76b通过截头圆锥形壁76c连接到凸缘76a，该截头圆锥形壁从上游向下游径向向外张开。如图3所示，壁76c沿着盖60延伸，并与盖60一起限定了环形空间，油循环路线82可以延伸到该环形空间中。壁76b围绕LP本体12a在与LP本体12a相距一径向距离处延伸，并与LP本体12a一起限定了环形空间，在环形空间中容置有与路线82连接的环形排喷嘴84。喷嘴84被配置成将油喷射到轴承78、80，油被喷射到壁76b的径向内表面上并通过壁76b的孔76ba被定向地引导到轴承78、80。
因此，可以理解的是，轴承支撑件76与盖60成一体，且是涡轮发动机的定子的一部分。惰性齿轮54c通过环形阻尼部件86旋转地连接到LP本体12a。
在所示的示例中，部件86附接到LP本体12a。该部件86包括基本上圆柱形的上游部件86a，该上游部件被轴向地夹紧在耳轴61和部件69之间。另外，该部件86具有较大直径的下游部件86b，该下游部件包括环形排的通孔88和环形排的外部花键90。孔88被放置和定尺寸使得部件86具有一定的扭转灵活性，以便部件在运行期间能够抑制振动和/或动态应力。花键90与环形连接部件92的内周上的互补花键配合，环形连接部件92的外周固定到惰性齿轮54c上，例如被夹紧在轴承80的外圈80a和螺母94之间，该螺母94被附接并径向地旋拧在惰性齿轮54c的壁54ca内部。垫片96被插入在轴承78、80的外圈78a、80a之间，以保持外圈78a、80a间隔开和就位。类似地，垫片98被插入在轴承78、80的内圈78b、80b之间，且螺母100被插入并径向地旋拧在轴承支撑件76的圆柱形壁76b外部。
另外，花键组102设置成将耳轴61、阻尼部件86和部件69以旋转固定的方式连接至LP本体12a的剩余部分。耳轴61、阻尼部件86和部件69包括内部花键，该内部花键与LP本体的轴104上的外部花键相配合，轴104又通过另一组花键106与LP本体12a的轴12aa配合。
轴104可以是减速器33的输入轴，或者当涡轮发动机不包括减速器时，轴104可以是风扇轴14的输入轴。
图4以非常示意性的方式示出了涡轮发动机10的模块化装配。在这里示出了三个模块，这三个模块通过朝向彼此轴向平移和彼此轴向接合来装配。
优选地，模块被预先装配，然后彼此固定。在附图的右侧示出的第一模块B包括高压本体12b的至少一部分、中间壳体40的至少一部分、低压本体12a的包括其主轴12aa的那一部分以及第二功率抽取装置50。
在中央的第二模块C包括盖60、轴承支撑件76、外壳72，功率抽取装置54和连接部件92。应当注意的是，如上所述，支撑件76承载有用于引导惰性齿轮54c的轴承78、80。
在左侧的第三模块D包括轴104、耳轴61和部件86、69。该第三模块轴向地插入第二模块C内，直到阻尼部件86的花键90和连接部件92彼此配合。
然后，通过从上游到下游轴向地平移，将包括第二模块C和第三模块D的装配件安装到第一模块B上，直到轴104、12aa的花键106相互配合。
图5和图6类似于图3和图4，并示出了本发明的实施例的变体。该变体包括与上面关于第一实施例所述的特征基本上相同的特征。
主要区别在于，在这里，惰性齿轮54c的圆柱形部件54ca径向地位于轴承支撑件76的圆柱形壁76b内部(不再位于外部)。
因此，可以理解的是，在这里，轴承78、80的外圈78a、80a附接到壁76b，且内圈78b、80b附接到壁54ca。
轴承支撑件76具有径向外部凸缘76a，该径向外部凸缘附接到外壳72的径向内部环形凸缘72a'。轴承支撑件76的壁76c包括用于齿轮54b旋转和通过的通孔76d，因为在这里，壁76从功率抽取轴54a的径向内端径向向内延伸。
惰性齿轮54c的壁54ca围绕LP本体12a延伸，惰性齿轮通过单个环形部件旋转地固定到LP本体，该环形部件是阻尼部件86'。在这里，该部件86'轴向地被夹紧在位于上游的耳轴61和位于下游的螺母108之间。装配件安装在轴104上。
部件86'包括径向内部圆柱形部件86a'和径向外部柔性部件86b'，径向内部圆柱形部件86a'在耳轴61和螺母108之间延伸并通过内部花键86aa'联接到轴104的互补的外部花键。该部件86b'具有C形形状的轴向半截面，该部件的开口轴向地定向，在这里朝上游定向。该部件86b'包括在其外周上的外部花键90，该外部花键与惰性齿轮的壁54ca的互补的内部花键配合。
在这里，用于轴承78、80的润滑油不是从惰性齿轮54c的上游供应的，而是从下游供应的。油喷嘴84'位于惰性齿轮54c的壁54ca和环68之间的环形空间中。
在这里，迷宫式密封件64、64'位于盖60和耳轴61之间以及位于部件86'的下游端和密封环68的上游端之间。另一个迷宫式密封件67位于密封环68和HP本体12b的轴12ba的上游端之间。
图6以非常示意性的方式示出了涡轮发动机10的变体的模块化装配。在这里示出了三个模块，这三个模块通过朝向彼此轴向平移和彼此轴向接合来装配。
优选地，模块被预先装配，然后彼此固定。在附图的右侧示出的第一模块B包括高压本体12b的至少一部分、中间壳体40的至少一部分、低压本体12a的包括其主轴12aa的那一部分以及第二功率抽取装置50。
在中央的第二模块C包括盖60、轴承支撑件76、外壳72和功率抽取装置54。
在左侧的第三模块D包括轴104、耳轴61和部件86'。该第三模块轴向地插入第二模块C内部，直到阻尼部件86的花键90和惰性齿轮54彼此配合。
然后，通过从上游到下游轴向地平移，将包括第二模块C和第三模块D的装配件至少部分地围绕第一模块B安装，直到轴104、12aa的花键106相互配合。
本发明可以在LP和HP本体上，在相同区域中，特别是在同一外壳中进行功率抽取。这些本体中的每一个的轴向止动都通过推力球轴承实现。这些轴承中的一个，即HP本体的轴承(用附图标记48a表示)位于该外壳E中，而这些轴承中的另一个，即LP本体的轴承位于该外壳的上游，因此较远(在图1中被包围)。这种情况导致LP本体的球轴承和该本体上的功率抽取之间存在距离。该距离通过轴承支撑件76和外壳72花键联接并钩在同一壳体上来补偿。
本发明提供了独立于LP本体的位移和位移链的紧凑的功率抽取啮合。齿轮54b的驱动通过中间部件86、86'实现，中间部件得益于柔性部件，以使啮合与发动机的剩余部分隔离。啮合和轴承共用外壳E，轴承的润滑通过喷嘴84、84'确保。

Claims (11)

1.一种飞行器涡轮发动机(10)，该涡轮发动机包括至少一个低压本体(12a)和一个高压本体(12b)，以及用于在至少所述低压本体上抽取功率的装置(54)，所述抽取装置包括第一功率抽取轴(54a)，所述第一功率抽取轴(54a)相对于所述本体的纵向旋转轴线(A)基本上径向地延伸，该第一抽取轴包括径向内端，所述径向内端承载有与通过所述低压本体驱动的第一惰性锥齿轮(54c)啮合的第一锥齿轮(54b)，所述涡轮发动机进一步包括围绕所述轴线延伸并与定子成一体的第一环形轴承支撑件(76)，
其特征在于，所述第一轴承支撑件包括与所述惰性齿轮的第二基本圆柱形部件(54ca)同轴地延伸的第一基本圆柱形部件(76b)，所述第一部件和第二部件通过轴承(78，80)套在一起来引导，以及所述惰性齿轮通过所述低压本体经由环形阻尼部件(86，86')驱动，所述环形阻尼部件独立于所述第一轴承支撑件。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机(10)，其中，所述第一部件(76b)和第二部件(54ca)通过两个相邻的、彼此轴向地隔开的轴承(78，80)引导，所述轴承例如是球轴承和滚子轴承。
3.根据权利要求1或2所述的涡轮发动机(10)，其中，所述第一轴承支撑件(76)固定或连接到用于引导所述抽取轴(54a)的外壳(72)。
4.根据权利要求1至3中的一项所述的涡轮发动机(10)，其中，所述第一轴承支撑件(76)在轴向半截面上具有总体上L形的形状，该形状的径向内周包括所述第一部件(76b)并旨在至少部分地被所述惰性齿轮(54c)包围。
5.根据权利要求1至3中的一项所述的涡轮发动机(10)，其中，所述惰性齿轮(54c)在轴向半截面上具有总体上L形的形状，该形状的径向内周包括所述第二部件(54ca)并旨在至少部分地被所述轴承支撑件(76)包围。
6.根据权利要求1至5中的一项所述的涡轮发动机(10)，其中，所述惰性齿轮(54c)通过所述低压本体(12a)经由环形阻尼部件(86，86')驱动，所述环形阻尼部件具有在围绕所述轴线(A)和/或在径向方向上扭转时进行弹性变形的能力。
7.根据权利要求1至6中的一项所述的涡轮发动机(10)，其中，所述惰性齿轮(54c)通过所述低压本体(12a)经由环形阻尼部件(86，86')驱动，所述环形阻尼部件具有环形排的通孔(88)和/或具有环形部分(86b')，所述环形部分具有C形形状的轴向半截面，所述环形部分的开口轴向地朝上游或下游定向。
8.根据权利要求1至7中的一项所述的涡轮发动机(10)，其中，所述第一锥齿轮(54b)和所述第一偏转轮(54c)容置在外壳(E)中，所述外壳(E)用于润滑用于引导所述高压本体(12b)的轴承(48a)。
9.根据权利要求8所述的涡轮发动机(10)，其中，所述涡轮发动机还包括用于在所述高压本体(12b)上抽取功率的装置(50)，所述抽取装置包括第二功率抽取轴(50a)，所述第二功率抽取轴相对于所述轴线(A)基本上径向地延伸并包括径向内端，所述径向内端承载有与通过所述高压本体驱动的第二惰性锥齿轮(50c)啮合的第二锥齿轮(50b)，所述第二锥齿轮和所述第二惰性齿轮容置在所述润滑外壳(E)中。
10.根据权利要求9所述的涡轮发动机(10)，其中，所述涡轮发动机包括中间壳体(40)，所述中间壳体包括环形护罩(62)，围绕所述环形护罩布置有环形排的管状臂(44)，该护罩将所述润滑外壳(E)与围绕该外壳延伸的环形气流管道分开，并在所述第一轴承支撑件(76)和用于引导所述高压本体(12b)的所述轴承(48a)之间轴向地延伸，所述第一抽取轴(54a)和所述第二抽取轴(50a)延伸穿过该中间壳体的不同臂。
11.一种根据权利要求10所述的涡轮发动机(10)的模块化装配方法，所述方法包括以下步骤：
(a)装配所述涡轮发动机的第一模块(B)，该第一模块包括所述高压本体(12b)的至少一部分、所述中间壳体(40)的至少一部分、所述低压本体(12a)的包括主轴(12aa)的那一部分以及第二功率抽取装置(50)，
(b)安装所述涡轮发动机的第二模块(C)，并通过从所述第一模块(B)的上游且围绕所述第一模块(B)的一部分轴向平移来装配所述第二模块，该第二模块包括所述第一轴承支撑件(76)和所述第一功率抽取装置(54)，和
(c)安装所述涡轮发动机的第三模块(D)，并通过从上游轴向平移来装配所述第三模块，该第三模块包括所述低压本体的包括次级轴(104)的那一部分以及所述阻尼部件(86，86')，该第三模块包括径向接合在所述第一模块(B)和所述第二模块(C)的部件之间的部件，一方面，所述装配能够通过花键(106)使所述低压本体(12a)的所述主轴(12aa)和次级轴(104)，与所述惰性齿轮(54c)或者已通过其他花键(90)与该惰性齿轮接合的中间部件(92)接合，另一方面，所述装配能够使通过所述次级轴(104)承载的所述阻尼部件(86，86')，与所述惰性齿轮(54c)或者已通过其他花键(90)与该惰性齿轮接合的中间部件(92)接合。
CN201980040732.4A 2018-06-22 2019-06-13 具有至少两个本体和抽取功率的装置的飞行器涡轮发动机 Active CN112334641B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1855607 2018-06-22
FR1855607A FR3082875B1 (fr) 2018-06-22 2018-06-22 Turbomachine d'aeronef a au moins deux corps et prelevement de puissance
PCT/FR2019/051427 WO2019243712A1 (fr) 2018-06-22 2019-06-13 Turbomachine d'aeronef a au moins deux corps et prelevement de puissance

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112334641A true CN112334641A (zh) 2021-02-05
CN112334641B CN112334641B (zh) 2023-08-29

Family

ID=63407453

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201980040732.4A Active CN112334641B (zh) 2018-06-22 2019-06-13 具有至少两个本体和抽取功率的装置的飞行器涡轮发动机

Country Status (7)

Country Link
US (1) US11293300B2 (zh)
EP (1) EP3810911B1 (zh)
JP (1) JP7331023B2 (zh)
CN (1) CN112334641B (zh)
CA (1) CA3103855A1 (zh)
FR (1) FR3082875B1 (zh)
WO (1) WO2019243712A1 (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1999047799A1 (en) * 1998-03-19 1999-09-23 Alliedsignal Inc. Accessory mechanical drive for a gas turbine engine
CN1840878A (zh) * 2005-02-11 2006-10-04 斯奈克玛 双轴涡轮发动机、其动力输出模块和装配该发动机的方法
EP1916390A2 (en) * 2006-10-27 2008-04-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US20120213629A1 (en) * 2009-10-08 2012-08-23 Snecma Device for centering and guiding the rotation of a turbomachine shaft
CN106460553A (zh) * 2014-04-29 2017-02-22 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮发动机的模块化组件

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4973221A (en) 1989-04-17 1990-11-27 General Electric Company Gas turbine engine motor assembly
FR2975149B1 (fr) 2011-05-09 2013-06-07 Snecma Systeme pour fixer deux pieces tubulaires l'une dans l'autre portant un palier a roulement
FR3026775B1 (fr) 2014-10-03 2016-11-04 Snecma Roue conique de renvoi pour une turbomachine d'aeronef

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1999047799A1 (en) * 1998-03-19 1999-09-23 Alliedsignal Inc. Accessory mechanical drive for a gas turbine engine
CN1840878A (zh) * 2005-02-11 2006-10-04 斯奈克玛 双轴涡轮发动机、其动力输出模块和装配该发动机的方法
EP1916390A2 (en) * 2006-10-27 2008-04-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US20120213629A1 (en) * 2009-10-08 2012-08-23 Snecma Device for centering and guiding the rotation of a turbomachine shaft
CN106460553A (zh) * 2014-04-29 2017-02-22 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮发动机的模块化组件

Also Published As

Publication number Publication date
WO2019243712A1 (fr) 2019-12-26
EP3810911A1 (fr) 2021-04-28
US11293300B2 (en) 2022-04-05
EP3810911B1 (fr) 2022-07-27
US20210164358A1 (en) 2021-06-03
CA3103855A1 (en) 2019-12-26
CN112334641B (zh) 2023-08-29
FR3082875A1 (fr) 2019-12-27
FR3082875B1 (fr) 2020-07-03
JP2021528589A (ja) 2021-10-21
JP7331023B2 (ja) 2023-08-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8042341B2 (en) Turbojet engine accessory gear box driveshaft; modular additional accessory
US10422286B2 (en) Turbine engine with epicyclic reduction gear train
US7500365B2 (en) Accessory gearbox
US10487747B2 (en) Modular assembly for a turbine engine
CN111156091B (zh) 行星动力变速箱的静止到旋转的油传递供应的方法及系统
US11466697B2 (en) Fan module comprising variable-pitch blades
CN111566329B (zh) 具有减速器的飞行器涡轮机
US11692512B2 (en) Fan module equipped with an electrical machine for an aircraft turbine engine
EP2597292A2 (en) Gas turbine engine architecture with low pressure compressor hub between high and low rotor thrust bearings
RU2567483C2 (ru) Газотурбинный двигатель и способ разборки передней части конструкции газотурбинного двигателя
EP4060174A1 (en) Lubrication system for aircraft engine reduction gearbox
US11085329B2 (en) Aircraft turbine engine with reduction gear
CN113015844B (zh) 装备有电机的飞行器涡轮发动机
US10746188B2 (en) Inter-shaft bearing connected to a compressor boost system
JP2013096410A (ja) ガスタービンエンジンおよびガスタービンエンジンの保守方法
US11643975B2 (en) Speed reducer of a turbomachine
CN112334641B (zh) 具有至少两个本体和抽取功率的装置的飞行器涡轮发动机
US11802514B2 (en) Epicyclic reduction gear for a turbomachine
US20220268215A1 (en) Epicyclic reduction gear for a turbomachine
RU2788264C2 (ru) Авиационный газотурбинный двигатель по меньшей мере с двумя корпусами и с отбором мощности
US10995675B2 (en) Gas turbine engine with accessory gearbox
RU2774134C2 (ru) Турбомашина с редуктором для летательного аппарата
US11555454B2 (en) Triple flow aircraft turbomachine provided with a power transmission module
US20230126327A1 (en) Speed reducer equipped with an electric machine
RU2021100037A (ru) Авиационный газотурбинный двигатель по меньшей мере с двумя корпусами и с отбором мощности

Legal Events

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