CN112610337A - 用于周转齿轮系统外壳组件的加强构件 - Google Patents

用于周转齿轮系统外壳组件的加强构件 Download PDF

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Abstract

本发明公开了用于周转齿轮系统外壳组件的加强构件。一种具有发动机壳体的燃气涡轮发动机的周转齿轮系统中的行星齿轮外壳组件，所述行星齿轮外壳组件包括后行星齿轮架组件、前行星齿轮架组件和多个行星齿轮。所述后行星齿轮架组件的后凸缘联接到发动机壳体，以限定第一扭转刚度。所述前行星齿轮架组件的前凸缘联接到所述后凸缘，以限定第二扭转刚度。所述第二扭转刚度可以在第一扭转刚度的60％至80％之间。所述行星齿轮外壳组件还可以包括定位于所述前行星齿轮架组件和后行星齿轮架组件之间的加强构件。

Description

用于周转齿轮系统外壳组件的加强构件
相关申请的交叉引用
本申请涉及以下同时提交和共同待审的美国专利申请：标题为“EPICYCLICALGEAR SYSTEM HOUSING ASSEMBLY(周转齿轮系统外壳组件)”，代理人案号G2640-00402/RCA12398的美国专利申请第16/592,492号；标题为“BEARING SPRING FOR EPICYCLICALGEAR SYSTEM HOUSING ASSEMBLY”(“用于周转齿轮系统外壳组件的轴承弹簧”)，代理人案号G2640-00404/RCA12400的美国专利申请第XXXXX号；以及标题为“STATIC CURVIC JOINTFOR EPICYCLICAL GEAR SYSTEM HOUSING ASSEMBLY”(“用于周转齿轮系统外壳组件的静态弯曲接头”)，代理人案号G2640-00408/RCA12402的美国专利申请第16/592,499号，上述申请中的每一个申请的全部内容都在此通过引用并入。
背景技术
周转齿轮系统可以用于旋转机械中，以将能量从一个部件(诸如可旋转轴)传递到另一个部件。通过更改某些变量(诸如齿轮的数目、尺寸和齿数)，周转齿轮系统可以被设计用以以所需的比率在部件之间传递能量，并且通常将高速、低扭矩的输入转换为更低速、更高扭矩的输出。
周转齿轮系统可以适合广泛的应用，包括将能量从涡轮轴传递到齿轮涡轮风扇发动机中的风扇转子。但是，在这样的动态应用中，周转齿轮系统必须被设计成允许系统的各部分之间一定程度的相对运动，以避免过度磨损以及在极端条件下的系统故障。
发明内容
根据本公开的一些方面，公开了一种用于具有发动机壳体的燃气涡轮发动机的周转齿轮系统的行星齿轮外壳组件。所述行星齿轮外壳组件包括后行星齿轮架组件、前行星齿轮架组件和多个行星齿轮。所述后行星齿轮架组件包括：后凸缘，该后凸缘限定了中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，该多个齿轮轴围绕中心孔口的周围并在中心孔口的径向外侧定位。每个凹穴都具有圆柱形壁，并且后凸缘联接到发动机壳体，以限定后扭转刚度。所述前行星齿轮架组件包括：前凸缘，该前凸缘限定了中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，该多个齿轮轴凹穴围绕中心孔口的周围并在中心孔口的径向外侧定位。每个凹穴都具有圆柱形壁，并且前凸缘联接到后行星齿轮架组件，以限定前扭转刚度。该多个行星齿轮各自包括圆柱形轴，该圆柱轴具有：前端部，该前端部设置在前行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴中，并且与该凹穴的圆柱形壁同轴；后端部，该后端部设置在后行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴内，并且与该凹穴的圆柱形壁同轴；以及一个或多个齿轮，该一个或多个齿轮被所述轴承载在前端部和后端部之间。前扭转刚度在后扭转刚度的60％至80％之间。
在一些实施例中，前扭转刚度在后扭转刚度的65％至75％之间。在一些实施例中，后行星齿轮架组件还包括从后凸缘延伸的环形安装凸缘，该环形安装凸缘定位于中心孔口的前方并与中心孔口同轴，该安装凸缘形成面向前的安装表面。在一些实施例中，前行星齿轮架组件还包括从前凸缘延伸的环形安装凸缘，该环形安装凸缘定位于中心孔口的后方并且与中心孔口同轴，该安装凸缘形成面向后的安装表面。在一些实施例中，安装表面相对于彼此定位，由此联接后行星齿轮架组件和前行星齿轮架组件。
在一些实施例中，轴和齿轮在周转齿轮系统中形成复合星形齿轮。在一些实施例中，前行星齿轮架组件还包括定位于后行星齿轮架组件和前凸缘之间的加强构件，该加强构件包括：环形本体，该环形本体限定中心孔口；和多个径向凸缘，该多个径向凸缘从环形本体径向向外延伸，该多个径向凸缘中的每一个径向凸缘都部分地限定面向齿轮的表面。在一些实施例中，加强构件抵靠前凸缘和后行星齿轮架组件两者。
根据本公开的进一步方面，一种周转齿轮组件中的行星齿轮外壳组件包括后行星齿轮架组件、前行星齿轮架组件、多个行星齿轮以及加强构件。所述后行星齿轮架组件包括：后凸缘，该后凸缘限定了中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，该多个齿轮轴凹穴围绕中心孔口的周围并在中心孔口的径向外侧定位，每个凹穴都具有圆柱形壁。所述前行星齿轮架组件包括：前凸缘，该前凸缘限定了中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，该多个齿轮轴凹穴围绕中心孔口的周围并在中心孔口的径向外侧定位，每个凹穴都具有圆柱形壁。该多个行星齿轮各自包括圆柱形轴，该圆柱形轴具有：前端部，该前端部设置在前行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴中，并且与该凹穴的圆柱形壁同轴；后端部，该后端部设置在后行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴内，并且与该凹穴的圆柱形壁同轴；以及一个或多个齿轮，该一个或多个齿轮被所述轴承载在前端部和后端部之间。加强构件定位于后行星齿轮架组件与前行星齿轮架组件之间。加强构件包括：环形本体，该环形本体限定中心孔口；和多个径向凸缘，该多个径向凸缘从环形本体径向向外延伸，该多个径向凸缘中的每一个径向凸缘都部分地限定面向齿轮的表面。
在一些实施例中，后行星齿轮架组件联接到前行星齿轮架组件。在一些实施例中，后行星齿轮架组件还包括从后凸缘延伸的环形安装凸缘，该环形安装凸缘定位于中心孔口的前方并与中心孔口同轴，该安装凸缘形成面向前的安装表面。在一些实施例中，前行星齿轮架组件还包括从前凸缘延伸的环形安装凸缘，该环形安装凸缘定位于中心孔口的后方并与中心孔口同轴，该安装凸缘形成面向后的安装表面。在一些实施例中，安装表面相对于彼此定位，由此联接后行星齿轮架组件和前行星齿轮架组件。
在一些实施例中，轴和齿轮形成周转齿轮系统中的复合星形齿轮。在一些实施例中，周转齿轮组件是具有发动机壳体的燃气涡轮发动机的一部分，并且其中，后凸缘联接到发动机壳体，以限定后扭转刚度，并且前凸缘联接到后行星齿轮架组件，以限定前扭转刚度，并且其中，前扭转刚度在后扭转刚度的50％至90％之间。在一些实施例中，前扭转刚度在后扭转刚度的60％至80％之间。在一些实施例中，前扭转刚度在后扭转刚度的65％至75％之间。在一些实施例中，加强构件包括七个面向齿轮的表面。在一些实施例中，后凸缘包括径向外部的安装表面，以将行星齿轮外壳组件安装到发动机壳体。
根据本公开的又一些进一步方面，一种用于飞机的燃气涡轮发动机包括发动机芯、风扇和齿轮箱。发动机芯包括涡轮、压缩机以及芯轴，该芯轴将涡轮连接到压缩机。风扇位于发动机芯的上游，并包括多个风扇叶片。齿轮箱从芯轴接收输入，并向风扇输出驱动，从而以低于芯轴的转速来驱动风扇。齿轮箱具有行星齿轮外壳组件，所述行星齿轮外壳组件包括后行星齿轮架组件、前行星齿轮架组件、多个行星齿轮以及加强构件。所述后行星齿轮架组件包括：后凸缘，该后凸缘限定了中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，该多个齿轮轴凹穴围绕中心孔口的周围并在中心孔口的径向外侧定位，每个凹穴都具有圆柱形壁。所述前行星齿轮架组件包括：前凸缘，该前凸缘限定了中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，该多个齿轮轴凹穴围绕中心孔口的周围并在中心孔口的径向外侧定位，每个凹穴都具有圆柱形壁。该多个行星齿轮各自包括圆柱形轴，该圆柱形轴具有：前端部，该前端部设置在前行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴中，并且与该凹穴的圆柱形壁同轴；后端部，该后端部设置在后行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴内，并且与该凹穴的圆柱形壁同轴；以及一个或多个齿轮，该一个或多个齿轮被所述轴承载在前端部和后端部之间。加强构件定位于后行星齿轮架组件和前行星齿轮架组件之间并且该加强构件抵靠后行星齿轮架组件和前行星齿轮架组件。加强构件包括：环形本体，该环形本体限定中心孔口；和多个径向凸缘，该多个径向凸缘从环形本体径向向外延伸，该多个径向凸缘中的每一个径向凸缘都部分地限定面向齿轮的表面。
在一些实施例中，该多个行星齿轮中的每一个行星齿轮都包括被所述轴承载在前端部和后端部之间的太阳齿轮接合齿轮和齿圈接合齿轮。在一些实施例中，轴和齿轮形成周转齿轮系统中的复合星形齿轮。在一些实施例中，齿轮箱还包括设置在齿轮轴的前端部和后端部中的一个端部或两个端部的至少一部分上的滚柱元件轴承。在一些实施例中，后行星齿轮架组件限定后扭转刚度，并且前行星齿轮架组件限定前扭转刚度，并且其中，前扭转刚度在后扭转刚度的65％至75％之间。
附图说明
参考为说明目的而提供的附图中的元件，以下内容将变得显而易见。
图1是燃气涡轮发动机的截面侧视图。
图2是燃气涡轮发动机的上游部分的特写截面侧视图。
图3是用于燃气涡轮发动机的齿轮箱的局部剖视图。
图4是根据本公开的一些实施例的周转齿轮系统的示意性截面图。
图5是根据本公开的一些实施例的设置在周转齿轮系统中的行星齿轮的详细示意性截面图。
图6是根据本公开的一些实施例的行星齿轮外壳组件的前行星齿轮架组件、加强构件以及后齿轮架外壳组件的轴测图。
图7是根据一些实施例的联接在行星齿轮外壳组件的前行星齿轮架组件和后行星齿轮架组件之间的加强构件的部分截面图。
图8A是根据一些实施例的加强构件的轴测图。
图8B是根据一些实施例的加强构件的轴测图。
图9是根据本公开的一些实施例的方法的流程图。
本申请公开了说明性(即，示例)实施例。要求保护的发明不限于说明性实施例。因此，权利要求书的许多实施方式将与说明性实施例不同。在不脱离本公开的精神和范围的情况下，可以对所要求保护的发明作出各种改型。权利要求书有意涵盖具有这些改型的实施方式。
具体实施方式
为了促进对本公开原理的理解，现在将参考附图中的多个说明性实施例，并且将使用特定语言来描述这些说明性实施例。
如本文其它地方所指出的一样，本公开可以涉及一种燃气涡轮发动机。这种燃气涡轮发动机可以包括发动机芯，该发动机芯包括涡轮、燃烧器、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴。这种燃气涡轮发动机可以包括位于发动机芯上游的风扇(具有风扇叶片)。
本公开的布置结构对于经由齿轮箱驱动的风扇特别有利，但不是排它性的。因而，燃气涡轮发动机可以包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并且将驱动输出到风扇，以便以比芯轴低的转速驱动风扇。对齿轮箱的输入可以直接来自芯轴，或者间接来自芯轴，例如通过正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可以刚性地连接涡轮和压缩机，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中风扇以较低速度旋转)。
本文所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以具有任何合适的一般架构。例如，燃气涡轮发动机可以具有连接涡轮和压缩机的任何期望数目的轴，例如，一个、两个或三个轴。仅作为示例，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。发动机芯还可以包括第二涡轮、第二压缩机以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机以及第二芯轴可以被布置成以比第一芯轴更高的转速旋转。
在这种布置结构中，第二压缩机可以定位于第一压缩机的轴向下游。第二压缩机可以被布置用以从第一压缩机接收(例如，直接接收，例如经由大体环形的管道接收)气流。
齿轮箱可以被布置成由以下芯轴驱动，该芯轴被构造成以最低转速旋转(例如在使用中)(例如，在上述示例中的第一芯轴)。例如，齿轮箱可以被布置成仅由以下芯轴驱动，该芯轴被构造成以最低转速旋转(例如在使用中)(例如，仅是上述示例中的第一芯轴而不是第二芯轴)。可替代地是，齿轮箱可以被布置成由任何一个或多个轴驱动，例如，由上述示例中的第一轴和/或第二轴驱动。
齿轮箱可以是减速齿轮箱(其中对风扇的输出的转速低于来自芯轴的输入的转速)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“星形”齿轮箱，如本文其它地方更详细地所述的那样。齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义为输入轴的转速除以输出轴的转速)，例如大于2.5，例如在3至4.2或3.2至3.8的范围内，例如，约为或者至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。传动比可以在例如前一个句子中的任何两个值之间。仅作为示例，齿轮箱可以是传动比在3.1或3.2至3.8的范围内的“星形”齿轮箱。在一些布置结构中，传动比可以在这些范围之外。
在本文所述和/或要求保护的任何燃气涡轮发动机中，燃烧器可以被设置在风扇和压缩机的轴向下游。例如，在设置了第二压缩机的情况下，燃烧器可以直接位于第二压缩机的下游(例如，在第二压缩机的出口处)。作为进一步示例，在设置了第二涡轮的情况下，可以将燃烧器出口处的气流提供给第二涡轮的进口。燃烧器可以设置在所述涡轮的上游。
压缩机或每个压缩机(例如，上述第一压缩机或第二压缩机)可以包括任何数目的级，例如多级。每一级都可以包括一排转子叶片和一排定子叶片，定子叶片可以是可变定子叶片(其中它们的迎角可以是可变的)。该一排转子叶片和该一排定子叶片可以彼此轴向偏移。
涡轮或每个涡轮(例如，上述第一涡轮和第二涡轮)可以包括任何数目的级，例如多级。每一级都可以包括一排转子叶片和一排定子叶片。该一排转子叶片和该一排定子叶片可以彼此轴向偏移。
每个风扇叶片都可以被定义为具有径向跨度，该径向跨度从在径向内部气体冲洗位置处的根部(或毂部)或0％跨度位置延伸到处在100％跨度位置处的末端。毂部处的风扇叶片的半径与末端处的风扇叶片的半径之比可以小于(或约为)任何下列值：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。毂部处的风扇叶片的半径与末端处的风扇叶片的半径之比可以在由上一个句子中的任何两个值所定界的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在0.28至0.32的范围内。这些比率通常可以被称为毂部-末端比。毂部处的半径和末端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最靠前的)部分处进行测量。毂部-末端比当然是指风扇叶片的气体冲洗部，即在任何平台径向外部的那一部分。
风扇的半径可以是在发动机中心线以及风扇叶片的前缘处的末端之间测量得到的。风扇直径(可以简单地作为风扇半径的两倍)可能大于下列任何值(或约为下列值)：220厘米、230厘米、240厘米、250厘米(约100英寸)、260厘米、270厘米(约105英寸)、280厘米(约110英寸)、290厘米(约115英寸)、300厘米(约120英寸)、310厘米、320厘米(约125英寸)、330厘米(约130英寸)、340厘米(约135英寸)、350厘米、360厘米(约140英寸)、370厘米(约145英寸)、380厘米(约150英寸)、390厘米(约155英寸)、400厘米、410厘米(约160英寸)，或420厘米(约165英寸)。风扇直径可以在由前一个句子中的任何两个值所定界的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如，在240厘米至280厘米或330厘米至380厘米的范围。
风扇的转速在使用时可能改变。通常，对于直径较大的风扇，转速较低。仅作为非限制性示例，风扇在巡航条件下的转速可以小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅作为进一步的非限制性示例，对于具有在220厘米至300厘米(例如240厘米至280厘米或250厘米至270厘米)范围内的风扇直径的发动机，风扇在巡航条件下的转速可以在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm的范围内。仅作为进一步的非限制性示例，对于具有在330厘米至380厘米范围内的风扇直径的发动机，风扇在巡航条件下的转速可以在1200rpm至2000rpm的范围内，例如，在1300rpm至1800rpm的范围内，例如在1400rpm至1800rpm的范围内。
在使用燃气涡轮发动机时，风扇(具有相关联的风扇叶片)围绕旋转轴线旋转。这种旋转使风扇叶片的末端以速度Utip移动。风扇叶片13对气流所做的功使得气流的焓升高dH。风扇末端的载荷可以定义为dH/Utip2，其中，dH是横跨风扇的焓升高(例如1-D(一维)平均焓升高)，而Utip是风扇末端的(平移)速度，例如在末端的前缘处的速度(其可以定义为前缘处的风扇末端半径乘以角速度)。巡航条件下的风扇末端载荷可以大于(或约为)下列任何值：0.28、0.29、0.30、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4(本段内的所有单位都为Jkg-1K-1/(ms-1)2)。风扇末端载荷可以在由前一个句子中的任何两个值所定界的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。
根据本公开的燃气涡轮发动机可以具有任何期望的旁通比，其中，旁通比被定义为在巡航条件下通过旁通管道的气流的质量流速与通过发动机芯的气流的质量流速的比率。在一些布置结构中，旁通比可以大于(或约为)任何下列值：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、18.5、19、19.5或20。旁通比可以在由前一个句子中的任何两个值所定界的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如，在从12至16、13至15或13至14的范围内。旁通管道可以是大致环形的。旁通管道可以位于发动机芯的径向外部。旁通管道的径向外表面可以由发动机舱和/或风扇壳体限定。
本文所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的总压力比可以被定义为风扇上游的停滞压力与最高压力压缩机的出口处(进入燃烧器之前)的停滞压力的比率。作为非限制性示例，本文所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机在巡航时的总压力比可以大于(或约为)下列任何值：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可以在前一个句子中的任何两个值所定界的包含范围内(例如，这些值可以形成上限或下限)，例如在50至70的范围内。
发动机的比推力可以被定义为发动机的净推力除以通过发动机的总质量流量。在巡航条件下，本文所述和/或要求保护的发动机的比推力可能小于(或约为)任何下列值：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。比推力可以在由前一个句子中的任何两个值所定界的包含范围内(例如，这些值可以形成上限或下限)，例如，在80Nkg-1s至100Nkg-1s，或者85Nkg-1s至95Nkg-1s的范围内。与常规燃气涡轮发动机相比，这种发动机可能是特别高效的。
本文所述和/要求保护的燃气涡轮发动机可以具有任何期望的最大推力。仅作为非限制性示例，本文所述和/或要求保护的燃气涡轮可能能够产生至少(或约为)任何下列值的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可以在由前一个句子中的任何两个值所定界的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。仅作为示例，本文所述和/或要求保护的燃气涡轮可能能够产生在330kN至420kN(例如350kN至400kN)范围内的最大推力。上文提到的推力可以是标准大气条件下在海平面加上15摄氏度(环境压力101.3kPa，温度30摄氏度)下的最大净推力，其中发动机处于静止状态。
在使用时，高压涡轮进口处的气流的温度可能特别高。可以被称为TET的这种温度可以在燃烧器的出口处，例如紧挨在第一涡轮叶片的上游测量得到，第一涡轮叶片本身可以被称为喷嘴引导叶片。在巡航时，TET至少可以是(或约为)任何下列值：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可以在由前一个句子中的任何两个值所定界的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)。发动机使用时的最大TET可以例如至少是(或约为)任何下列值：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可以在由前一个句子中的任何两个值所定界的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，例如在1800K至1950K的范围内。最大TET可以例如在高推力条件下，例如在最大起飞(MTO)条件下发生。
本文所述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼型部可以由任何合适的材料或材料的组合制成。例如，风扇叶片和/或翼型部的至少一部分可以至少部分地由复合材料制成，例如金属基复合材料和/或有机基复合材料，诸如碳纤维。作为进一步示例，风扇叶片和/或翼型部的至少一部分可以至少部分地由金属制成，诸如钛基金属或铝基材料(诸如铝-锂合金)或钢基材料。风扇叶片可以包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可以具有保护性前缘，该保护性前缘可以使用比叶片的其余部分更能抵抗冲击(例如，抵抗来自鸟、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来制造。因而，仅作为示例，风扇叶片可以具有带有钛前缘的碳纤维或铝基本体(诸如，铝锂合金)。
本文所述和/或要求保护的风扇可以包括中心部，风扇叶片可以例如沿径向方向从该中心部延伸。风扇叶片可以按任何期望的方式附接到中心部。例如，每个风扇叶片都可以包括固定装置，该固定装置可以接合毂部(或盘)中的对应狭槽。仅作为示例，这种固定装置可以是燕尾榫的形式，该燕尾榫可以沿狭槽插入和/或接合在毂部/盘中的对应狭槽中，以便将风扇叶片固定到毂部/盘上。作为进一步示例，风扇叶片可以与中心部一体地形成。这样的布置结构可以被称为带叶片的盘或带叶片的环。可以使用任何合适的方法来制造这样的带叶片的盘或带叶片的环。例如，风扇叶片的至少一部分可以由块料机加工而成，和/或风扇叶片的至少一部分可以通过焊接(诸如线性摩擦焊接)附接到毂部/盘上。
本文所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以设置或可以不设置可变面积喷嘴(VAN)。这种可变面积喷嘴可以允许旁通管道的出口面积在使用时变化。本公开的一般原理可以适用于具有或不具有VAN的发动机。
本文所述和/或要求保护的燃气涡轮的风扇可以具有任何期望数目的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
本文中使用的巡航条件具有常规含义，并且本领域技术人员将容易理解。因而，对于用于飞机的给定燃气涡轮发动机，本领域技术人员将立即认识到巡航条件的意思是指，在该燃气涡轮发动机被设计成要附接到的飞机的给定任务(在本行业中称为“经济任务”)的中途巡航时的发动机的运行点。就这一点而言，中途巡航是指飞机飞行周期中已经燃烧了在爬升顶点与开始下降之间所燃烧的总燃料的50％的时间点(可以近似于在爬升顶点和开始下降之间的在时间和/或距离方面的中点)。因而，巡航条件定义了燃气涡轮发动机的以下运行点，即：在考虑提供给飞机的发动机数目的情况下，该运行点提供的推力将确保在该燃气涡轮发动机被设计成要附接到的飞机在中途巡航时以稳定状态运行(即维持恒定的海拔高度和恒定的马赫数)。例如，在发动机被设计成要附接到具有相同类型的两个发动机的飞机的情况下，在巡航条件下，该发动机在中途巡航时提供总推力的使飞机以稳定状态运行所需要的一半。
换句话说，对于用于飞机的给定燃气涡轮发动机，巡航条件被定义为在中途巡航大气条件(由根据ISO 2533在中途巡航高度下的国际标准大气定义)下提供指定推力(该指定推力指的是，在给定中途巡航马赫数下，该给定燃气涡轮发动机与飞机上的任何其它发动机组合从而使该给定燃气涡轮发动机被设计成要附接到的飞机在稳定状态运行所需提供的推力)的发动机运行点。对于用于飞机的任何给定燃气涡轮发动机，已知中途巡航推力、大气条件以及马赫数，因而清楚地定义了发动机在巡航条件下的运行点。
仅作为示例，巡航条件下的前进速度可以是从0.7至0.9马赫，例如0.75至0.85马赫，例如0.76至0.84马赫，例如0.77至0.83马赫，例如0.78至0.82马赫，例如为0.79至0.81马赫范围内的任何点，例如约为0.8马赫，约为0.85马赫或在0.8至0.85马赫范围内。在这些范围内的任何单一速度都可能是巡航条件的一部分。对于某一种飞机，巡航条件可能不在这些范围内，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅作为示例，巡航条件可以对应于在从10000m至15000m的范围内，例如在10000m至12000m的范围内，例如在10400m至11600m(约38000英尺)的范围内，例如在10500m至11500m的范围内，例如在10600m至11400m的范围内，例如在10700m(约35000英尺)至11300m的范围内，例如在10800m至11200m的范围内，例如在10900m至11100m的范围内，例如约11000m的海拔高度下的标准大气条件(根据国际标准大气，ISA)。巡航条件可以对应于在这些范围内的任何给定海拔高度下的标准大气条件。
仅作为示例，巡航条件可能对应于发动机的以下运行点，即：该运行点在38000英尺(11582m)海拔高度下，在前进马赫数为0.8和标准大气条件(根据国际标准大气)下提供已知的所需推力水平(例如，在30kN至35kN范围内的值)。仅作为进一步示例，巡航条件可以对应于发动机的以下运行点，即：该运行点在35000英尺(10668m)海拔高度下，在前进马赫数为0.85和标准大气条件(根据国际标准大气)下提供已知的所需推力水平(例如，从50kN到65kN的值)。
在使用时，本文所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以在本文其它地方定义的巡航条件下运行。这样的巡航条件可以由可以安装至少一个(例如，2个或4个)燃气涡轮发动机以便提供推进推力的飞机的巡航条件(例如，中途巡航条件)来确定。
根据一方面，提供了一种包括本文所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的飞机。根据这方面的飞机是一种这样的飞机，该燃气涡轮发动机已经被设计成与其附接。因而，根据这一方面的巡航条件对应于本文其它地方定义的飞机的中途巡航。
根据一方面，提供了一种运行本文所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的方法。该运行可以处于本文其它地方定义的巡航条件(例如，在推力、大气条件和马赫数方面)下。
根据一方面，提供了一种运行包括本文所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的飞机的方法。根据这一方面的该运行可以包括(或者可以是)处于本文其它地方定义的飞机的中途巡航下的运行。
图1示出了具有主旋转轴线9的燃气涡轮发动机10。发动机10包括进气口12和推进风扇23，该推进风扇23产生两股空气流：芯空气流A和旁通空气流B。燃气涡轮发动机10包括接收芯空气流A的芯11。发动机芯11包括轴流式的低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19以及芯排气喷嘴20。发动机舱21包围燃气涡轮发动机10，并限定旁通管道22和旁通排气喷嘴18。旁通空气流B流经旁通管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由其驱动。
在使用时，芯空气流A被低压压缩机14加速和压缩，并被引入到高压压缩机15中，在高压压缩机15里发生进一步压缩。从高压压缩机15排出的压缩后的空气被引入到燃烧设备16中，在燃烧设备16中，压缩后的空气与燃料混合并且将该混合物燃烧。然后，所产生的热燃烧产物在通过喷嘴20被排出以提供一些推进推力之前，先膨胀通过高压涡轮17和低压涡轮19并由此驱动高压涡轮17和低压涡轮19。高压涡轮17通过合适的互连轴27驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分的推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
在图2中示出了用于齿轮风扇燃气涡轮发动机10的示例性布置结构。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向外侧并与其相互啮合的是通过行星齿轮架34联接在一起的多个行星齿轮32。行星齿轮架34约束行星齿轮32，从而同步地围绕太阳齿轮28行进，同时使得每个行星齿轮32都能够围绕其自身的轴线旋转。行星齿轮架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动其围绕发动机轴线9的旋转。在行星齿轮32的径向外侧并与其相互啮合的是圆环齿轮或齿圈38，该齿圈38经由连杆40联接到静止的支撑结构24。
应注意的是，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”的意思可以分别是最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在发动机中具有最低转速的互连轴26(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中涉及的“低压涡轮”和“低压压缩机”可以被可替代地称为“中间压力涡轮”和“中间压力压缩机”。在使用这些可替代命名的情况下，风扇23可以被称为第一压缩级或最低压力压缩级。
在图3中作为示例更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和齿圈38每个都包括围绕它们的周边的齿，以相互啮合其它齿轮。但是，为了清楚起见，在图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是本领域技术人员应明白的是，可以在所要求保护的发明的范围内设置更多或更少的行星齿轮32。行星周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中作为示例示出的周转齿轮箱30为行星型，其中行星齿轮架34经由连杆36联接到输出轴，其中齿圈38固定。但是，可以使用任何其它适当类型的周转齿轮箱30。作为进一步的示例，周转齿轮箱30可以是星形布置结构，在该布置结构中，行星齿轮架34保持固定，允许齿圈(或圆环齿轮)38旋转。在这种布置结构中，风扇23被齿圈38驱动。作为进一步的可替代示例，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中，允许齿圈38和行星齿轮架34两者都旋转。
应明白的是，图2和图3中所示的布置结构仅作为示例，并且各种可替代方案都在本公开的范围内。仅作为示例，可以使用任何适当的布置结构来将齿轮箱30定位在发动机10中和/或将齿轮箱30连接到发动机10。作为进一步的示例，齿轮箱30与发动机10的其它部分(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接(诸如图2示例中的连杆36、40)可以具有任何期望程度的刚度或柔性。作为进一步的示例，可以在发动机的旋转部分与静止部分之间(例如，在齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构(诸如齿轮箱壳体)之间)使用任何合适的轴承布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有星形布置结构(如上所述)的情况下，本领域技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆的布置结构以及轴承位置通常将与在图2中作为示例示出的那些不同。
因而，本公开扩展到具有任何布置结构的齿轮箱样式(例如，星形或行星)、支撑结构、输入轴和输出轴布置结构以及轴承位置的燃气涡轮发动机。
可选地是，齿轮箱可以驱动附加的和/或可替代的部件(例如，中间压力压缩机和/或增压压缩机)。
可以应用本公开的其它燃气涡轮发动机可以具有可替代的构造。例如，这样的发动机可以具有可替代数目的压缩机和/或涡轮，和/或可替代数目的互连轴。作为进一步的示例，图1中所示的燃气涡轮发动机具有分流喷嘴18、20，这意味着通过旁通管道22的气流具有其自身的喷嘴18，该喷嘴18与发动机芯喷嘴20分开并且位于发动机芯喷嘴20的径向外部。但是，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可以应用于以下发动机，在该发动机中，通过旁通管道22的气流和通过发动机芯11的气流在单个喷嘴之前(或在该单个喷嘴上游)混合或组合，该单个喷嘴可以被称为混流喷嘴。一个或两个喷嘴(无论是混流还是分流)都可以具有固定或可变的面积。
燃气涡轮发动机10或其部件的几何形状由常规的轴线系统限定，该轴线系统包括轴向方向(该轴向方向与旋转轴线9对准)、径向方向(在图1中的从下至上的方向上)以及周围方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向、径向和周围方向相互垂直。
图4提供了根据本公开的一些实施例的周转齿轮系统100的示意图。周转齿轮系统100可以是复合星形齿轮系统。太阳齿轮101联接到第一可旋转轴103并由该第一可旋转轴103驱动。太阳齿轮101接合一个或多个行星齿轮105，使得太阳齿轮101的旋转引起该一个或多个行星齿轮105旋转。行星齿轮105可以是星形齿轮，使得行星齿轮105围绕相对于太阳齿轮101的旋转轴线固定的轴线旋转。
该一个或多个行星齿轮105中的每一个行星齿轮都接合齿圈107。齿圈107经由齿圈毂部108联接到第二可旋转轴109。因而，第一可旋转轴103的旋转经由太阳齿轮101、一个或多个行星齿轮105以及齿圈107的旋转来驱动第二可旋转轴109的旋转。在一些实施例中，第一可旋转轴103可以是涡轮发动机的涡轮轴(即，高速心轴或低速心轴(high or lowspeed spool))，并且第二可旋转轴109可以是风扇轴或风扇转子。
图5提供了根据本公开的一些实施例的周转齿轮系统100的外壳组件111的详细示意图。该一个或多个行星齿轮105中的每一个行星齿轮都包括圆柱形齿轮轴123、太阳齿轮接合齿轮125以及齿圈接合齿轮127。太阳齿轮接合齿轮125和齿圈接合齿轮127可以由圆柱形齿轮轴123承载。该一个或多个行星齿轮105中的每一个行星齿轮都由外壳组件111承载。行星齿轮105可以是周转齿轮系统100的复合星形齿轮。
外壳组件111可以包括前外壳构件113和后外壳构件115。在一些实施例中，外壳组件111还包括中间外壳构件114。外壳构件113、114、115中的一个或多个构件可以结合在一起。前外壳构件113和后外壳构件115每个都限定具有圆柱形壁120的多个齿轮轴凹穴116。中间外壳构件114可以限定多个孔118。
行星齿轮105的圆柱形齿轮轴123可以具有设置在由前外壳构件113形成的所述多个齿轮轴凹穴116中的一个齿轮轴凹穴内的前端部141。同一行星齿轮105的圆柱形齿轮轴123可以具有设置在由后外壳构件115形成的所述多个齿轮轴凹穴116中的一个齿轮轴凹穴内的后端部142。圆柱形齿轮轴123可以与齿轮轴凹穴116的圆柱形壁120同轴地设置在每个齿轮轴凹穴116内。圆柱形齿轮轴123可以延伸穿过由中间外壳构件114限定的孔118。行星齿轮105的太阳齿轮啮合齿轮125和齿圈啮合齿轮127可以由齿轮轴123承载在前端部141和后端部142之间。
外壳组件111可以进一步包括轴承组件117。外壳组件111可以包括前轴承组件和后轴承组件。轴承组件117可以包括轴承。例如，前轴承119可以设置在齿轮轴123的前端部141的至少一部分上，后轴承121可以设置在齿轮轴123的后端部142的至少一部分上。每个轴承119、121都可以可旋转地承载行星齿轮105。每个轴承119、121都可以是滚柱元件轴承。
在周转齿轮系统100运行期间，如上所述并且包括附加的齿轮架组件、外壳和轴承的所述系统100的组成件可以相对于彼此移动。一个部件与另一个部件之间的相对定位即使发生很小的变化都可能对系统100的性能产生重大影响。例如，啮合的齿轮齿和/或轴承的未对准可能会导致齿轮和/或轴承载荷不均匀，并导致齿轮齿的劣化或损坏。例如，啮合的齿轮齿和/或轴承的未对准可能会导致齿轮和/或轴承载荷不均匀，导致齿轮齿的劣化或损坏，并降低轴承寿命和轴承稳定性。
特别需要关注的是每个行星齿轮105的齿轮轴123的前后对准。由于每个行星齿轮105都由部分地设置在前外壳构件113的齿轮轴凹穴116和后外壳构件115的齿轮轴凹穴116内的齿轮轴123承载，因此前外壳构件113和后外壳构件115之间的相对运动或相对定位的改变可能会导致行星齿轮105的未对准。类似地是，中间外壳构件114与前外壳构件113和后外壳构件115中的一个构件或两个构件之间的相对运动或相对定位的改变可能会导致行星齿轮105的未对准。
这种未对准可能继而导致行星齿轮105之间的载荷分配不均，齿轮劣化，以及行星齿轮105和/或行星轴承119、121的使用寿命缩短。可能导致行星齿轮未对准的因素包括前轴承119和后轴承121之间的未对准的力、齿轮轴凹穴116和孔118的位置的制造不准确、将前外壳和后外壳重新组装到与机加工它们的位置相同的位置的能力、齿轮公差以及外壳构件113、114、115中的每一个外壳构件之间的非柔性和/或相对刚性。
因此，本公开涉及用于改进和维持周转齿轮系统中的行星齿轮对准的系统和方法。更具体地是，本公开涉及一种用于周转齿轮系统的行星齿轮外壳组件，该行星齿轮外壳组件具有前行星齿轮架组件、后行星齿轮架组件、定位于前行星齿轮架组件与后行星齿轮架组件之间的加强构件、以及多个行星齿轮，该多个行星齿轮中的每一个行星齿轮都由前行星齿轮架组件和后行星齿轮架组件承载。加强构件可以在前行星齿轮架组件和后行星齿轮架组件之间实现期望的刚度比。
如图4至图8中所示，行星齿轮外壳组件111可以包括：后行星齿轮架组件131；前行星齿轮架组件161；加强构件171；以及多个行星齿轮105，该多个行星齿轮105中的每一个行星齿轮都由后行星齿轮架组件131和前行星齿轮架组件承载。图6是根据本公开的一些实施例的行星齿轮外壳组件的前行星齿轮架组件、加强构件和后行星齿轮架组件的轴测图。图7是根据一些实施例的联接在行星齿轮外壳组件的前行星齿轮架组件和后行星齿轮架组件之间的加强构件的局部截面图。图8A和图8B提供了根据一些实施例的加强构件的轴测图。
后行星齿轮架组件131可以包括中间外壳构件114和后外壳构件115中的一个构件或两个构件。后行星齿轮架组件131可以包括后凸缘136。后凸缘136可以是中间外壳构件114、后外壳构件115或另一凸缘构件。后凸缘136可以包括多于一个的凸缘，如图6中所示，具有第一后凸缘136A和第二后凸缘136B。后凸缘136可以限定中心孔口132和多个齿轮轴凹穴137，该多个齿轮轴凹穴137围绕中心孔口132的周围并在中心孔口132的径向外侧定位。每个齿轮轴凹穴116都可以具有圆柱形壁138。在一些实施例中，后凸缘136可以进一步包括用于将后行星齿轮架组件131联接到发动机壳体的径向外部安装表面139。
后行星齿轮架组件131还可以包括环形安装凸缘133。环形安装凸缘133可以定位在中心孔口132的前方并与中心孔口132同轴。环形安装凸缘133可以从后凸缘136大致垂直地延伸。环形安装凸缘133可以形成面向前的安装表面134，该面向前的安装表面134可以包括弯曲结构。
前行星齿轮架组件161可以包括前凸缘162和环形安装凸缘143。前行星齿轮架组件161可以是前外壳构件113。前凸缘162可以限定中心孔口144和多个齿轮轴凹穴145，该多个齿轮轴凹穴145围绕中心孔口144的周围并在中心孔口144的径向外侧定位。每个齿轮轴凹穴145都可以具有圆柱形壁146。环形安装凸缘143可以定位在中心孔口144的后方并与中心孔口144同轴。环形安装凸缘143可以形成可以包括弯曲结构的面向后的安装表面147。环形安装凸缘143可以从前凸缘162大致垂直地延伸。
多个行星齿轮105可以由前行星齿轮架组件161和后行星齿轮架组件131承载。行星齿轮105中的每一个行星齿轮都可以包括圆柱形轴123，该圆柱形轴123具有设置在前凸缘162的一个齿轮轴凹穴145中的前端部141。前端部141可以设置在齿轮轴凹穴145中，并且与限定该齿轮轴凹穴145的圆柱形壁146同轴。圆柱形轴可以具有设置在后凸缘136的一个齿轮轴凹穴137内的后端部142，并且可以设置在与圆柱形壁138同轴的该齿轮轴凹穴137中。
每个行星齿轮105都可以进一步包括由圆柱形轴123在前端部141和后端部142之间承载的一个或多个齿轮。这些齿轮可以是例如行星齿轮105的太阳齿轮接合部125和/或行星齿轮105的齿圈接合部127。
行星齿轮外壳组件111和/或前行星齿轮架组件161可以进一步包括加强构件171。加强构件171可以包括限定中心孔口173的环形本体172。加强构件171可以进一步包括从环形本体172径向向外延伸的多个径向凸缘174。每个径向凸缘174都可以至少部分地限定面向齿轮的表面175。在一些实施例中，加强构件171包括七个径向凸缘174并限定七个面向齿轮的表面175。
加强构件171可以定位于后行星齿轮架组件131与前行星齿轮架组件161之间。在一些实施例中，加强构件171可以抵靠前凸缘162和后凸缘136中的一个或两个。在一些实施例中，加强构件171通过多个螺栓、销或其它紧固件176联接到前凸缘162和后凸缘136中的一个或两个。
当周转齿轮系统100被完全组装时，相应的行星齿轮105可以由前凸缘162和后凸缘136承载，并且可以具有齿轮部，诸如被定位成紧邻加强构件171的面向齿轮的表面175的齿圈接合部127。加强构件171可以联接在前凸缘162和后凸缘136之间，以相对于后行星齿轮架组件131提高前行星齿轮架组件161的扭转刚度。
周转齿轮系统100可以是燃气涡轮发动机的周转齿轮系统。燃气涡轮发动机可以包括发动机壳体177，该发动机壳体177的一部分在图7处以截面示出。后凸缘136可以联接到发动机壳体177，以限定后扭转刚度。前凸缘162可以联接到后凸缘136，以限定前扭转刚度。前凸缘162可以联接到后凸缘136，例如，在安装凸缘133的面向前的安装表面134相对于安装凸缘143的面向后的安装表面147定位的情况下。前凸缘162可以通过静态弯曲接头联接到后凸缘136上。
在一些实施例中，前扭转刚度可以在后扭转刚度的60％到80％之间。由于将后凸缘136安装到后壳体177上的半径大于将前凸缘162安装到后凸缘136上的半径，因此后扭转刚度可以是更大的。更广泛地说，前扭转刚度可以在后扭转刚度的50％至90％之间。在其它实施例中，前扭转刚度可以在后扭转刚度的65％至75％之间。
图9是根据本公开的一些实施例的减少周转齿轮系统的静态部件之间的相对运动的方法900的流程图。方法900开始于框901处。在框901至919呈现的方法900的步骤可以按图9中呈现的顺序或以另一顺序执行。可以不执行方法900中的一个或多个步骤。
在框903处，可以提供静态前行星齿轮架组件161和静态后行星齿轮架组件131。前行星齿轮架组件161可以包括前凸缘162和多个齿轮轴凹穴145，该前凸缘162限定中心孔口144，该多个齿轮轴凹穴145围绕中心孔口144的周围定位。前行星齿轮架组件161还可以包括从前凸缘162延伸的环形安装凸缘143，该环形安装凸缘143定位于中心孔口144的后方并与中心孔口144同轴。安装凸缘143可以形成面向后的安装表面147。
后行星齿轮架组件131可以包括：后凸缘136，该后凸缘136限定中心孔口132；和多个齿轮轴凹穴137，该多个齿轮轴凹穴137围绕中心孔口132的周围并在中心孔口132的径向外侧定位。后行星齿轮架组件131还可以包括从后凸缘136延伸的环形安装凸缘133，该环形安装凸缘133定位于中心孔口132的前方并与中心孔口132同轴。安装凸缘133可以形成面向前的安装表面134。
在框905处，加强构件171可以定位于后行星齿轮架组件131和前行星齿轮架组件161之间。加强构件171可以包括环形本体172和多个径向凸缘174，该环形本体172限定中心孔口173，该多个径向凸缘174从环形本体172径向向外延伸。该多个径向凸缘174中的每一个径向凸缘都可以部分地限定面向齿轮的表面175。
在框907处，轴承119、121可以被至少部分地定位在前行星齿轮架组件161和/或后行星齿轮架组件131的齿轮轴凹穴145、137中。
在框909处，多个行星齿轮105中的行星齿轮105可以定位于形成在前行星齿轮架组件161和/或后行星齿轮架组件131的凹穴145、137之间的多个轴向对准的齿轮轴凹穴对中的每一对齿轮轴凹穴中。每个行星齿轮105都可以包括圆柱形轴123，该圆柱形轴123具有：前端部141，该前端部141设置在前行星齿轮架组件161的一个齿轮轴凹穴145中，并且与该凹穴145的圆柱形壁146同轴；后端部142，该后端部142设置在后行星齿轮架组件131的一个齿轮轴凹穴137内，并且与该凹穴137的圆柱形壁138同轴。行星齿轮105还可以包括被轴123承载在前端部141和后端部142之间的一个或多个齿轮125、127。
在框911处，行星齿轮105的圆柱形轴123的一部分可以通过轴承119、121承载。
在框913处，该方法还可以包括相对于前行星齿轮架组件161的安装表面147定位后行星齿轮架组件131的安装表面134。
在框915处，前行星齿轮架组件161可以联接到后行星齿轮架组件131。
在框917处，每个行星齿轮105的圆柱形轴123都可以旋转。该旋转可以由复合星形齿轮组件100的太阳齿轮101来驱动。
方法900结束于框919处。
当前公开的系统和方法提供了优于现有技术系统的许多优点。通过提供定位于前行星齿轮架组件和后行星齿轮架组件之间的并使该前行星齿轮架组件和该后行星齿轮架组件结合的加强构件，所公开的行星齿轮外壳组件降低了由前行星齿轮架组件和后行星齿轮架组件之间的相对运动引起的行星齿轮轴的前后未对准。后行星齿轮架组件可以在后凸缘的外径处刚性地安装到发动机壳体。由于前凸缘可以以在内径处安装到后凸缘，因此凸缘的前-后联接可以固有地刚性较小，因此在相等的轴承反作用载荷下允许更大的扭转偏转。
通过用后行星齿轮架组件和前行星齿轮架组件之间的加强构件来联接该后行星齿轮架组件和该前行星齿轮架组件，可以将前行星齿轮架组件保持到后行星齿轮架组件上，并且两者之间的相对运动比标准联接情况下的两者之间的相对运动少。虽然典型的周转齿轮系统可以具有后扭转刚度25％-40％的前扭转刚度，但是所公开的加强构件提供的前扭转刚度提高到后扭转刚度的60％-80％。相对运动较少在组装期间以及在周转齿轮系统的运行期间是有利的。
本公开可以与上文列出的一个或多个相关申请的公开内容结合使用。特别地是，本公开可以与“Static Curvic Joint for an Epicyclical Gear System HousingAssembly(用于周转齿轮系统外壳组件的静态弯曲接头)”结合使用。静态弯曲接头在机加工和组装期间确保了孔与孔的对准，但是可能降低前扭转刚度。本文所述的加强构件可以抵消前扭转刚度的这种降低，使得静态弯曲接头和加强构件在周转齿轮系统中的组合是有利的。这种组合可以在制造、机加工、组装和运行期间确保孔与孔的对准。
虽然在本文中说明和描述了示例，但是实施例不限于所示的细节，因为本领域技术人员可以在权利要求书的等同物的范围和广度内在实施例中做出各种改型和结构改变。

Claims (20)

1.一种具有发动机壳体的燃气涡轮发动机的周转齿轮系统中的行星齿轮外壳组件，所述行星齿轮外壳组件包括：
后行星齿轮架组件，所述后行星齿轮架组件包括：后凸缘，所述后凸缘限定中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，所述多个齿轮轴凹穴围绕所述中心孔口的周围并在所述中心孔口的径向外侧定位，每个凹穴都具有圆柱形壁，其中，所述后凸缘联接到所述发动机壳体，以限定后扭转刚度；
前行星齿轮架组件，所述前行星齿轮架组件包括：前凸缘，所述前凸缘限定中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，所述多个齿轮轴凹穴围绕所述中心孔口的周围并在所述中心孔口的径向外侧定位，每个凹穴都具有圆柱形壁，其中，所述前凸缘联接到所述后行星齿轮架组件，以限定前扭转刚度；以及
多个行星齿轮，所述多个行星齿轮各自包括圆柱形轴，所述圆柱形轴具有：前端部，所述前端部被设置在所述前行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴中，并且与该凹穴的所述圆柱形壁同轴；后端部，所述后端部被设置在所述后行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴内，并且与该凹穴的所述圆柱形壁同轴；以及一个或多个齿轮，所述一个或多个齿轮被所述轴承载在所述前端部和所述后端部之间；
其中所述前扭转刚度在所述后扭转刚度的60％至80％之间。
2.根据权利要求1所述的行星齿轮外壳组件，其中，所述前扭转刚度在所述后扭转刚度的65％至75％之间。
3.根据权利要求1所述的行星齿轮外壳组件：
其中，所述后行星齿轮架组件还包括从所述后凸缘延伸的环形安装凸缘，所述环形安装凸缘定位于所述中心孔口的前方并且与所述中心孔口同轴，并且所述安装凸缘形成面向前的安装表面；
其中，所述前行星齿轮架组件还包括从所述前凸缘延伸的环形安装凸缘，所述环形安装凸缘定位于所述中心孔口的后方并与所述中心孔口同轴，并且所述安装凸缘形成面向后的安装表面；并且
其中，所述安装表面相对于彼此定位，由此联接所述后行星齿轮架组件和所述前行星齿轮架组件。
4.根据权利要求1所述的行星齿轮外壳组件，其中，所述轴和所述齿轮在周转齿轮系统中形成复合星形齿轮。
5.根据权利要求1所述的行星齿轮外壳组件，其中，所述前行星齿轮架组件还包括：
加强构件，所述加强构件定位于所述后行星齿轮架组件和所述前凸缘之间，所述加强构件包括：
环形本体，所述环形本体限定中心孔口；和
多个径向凸缘，所述多个径向凸缘从所述环形本体径向向外延伸，
所述多个径向凸缘中的每一个径向凸缘都部分地限定面向齿轮的表面。
6.根据权利要求1所述的行星齿轮外壳组件，其中，所述加强构件抵靠所述前凸缘和所述后行星齿轮架组件两者。
7.一种周转齿轮组件中的行星齿轮外壳组件，包括：
后行星齿轮架组件，所述后行星齿轮架组件包括，后凸缘，所述后凸缘限定中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，所述多个齿轮轴凹穴围绕所述中心孔口的周围并且在所述中心孔口的径向外侧定位，每个凹穴都具有圆柱形壁；
前行星齿轮架组件，所述前行星齿轮架组件包括，前凸缘，所述前凸缘限定中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，所述多个齿轮轴凹穴围绕所述中心孔口的周围并且在所述中心孔口的径向外侧定位，每个凹穴都具有圆柱形壁；
多个行星齿轮，所述多个行星齿轮每个都包括圆柱形轴，所述圆柱形轴具有：前端部，所述前端部被设置在所述前行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴中，并且与该凹穴的所述圆柱形壁同轴；后端部，所述后端部被设置在所述后行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴内，并且与该凹穴的所述圆柱形壁同轴；以及一个或多个齿轮，所述一个或多个齿轮被所述轴承载在所述前端部和所述后端部之间；以及
加强构件，所述加强构件定位于所述后行星齿轮架组件与所述前行星齿轮架组件之间，所述加强构件包括：
环形本体，所述环形本体限定中心孔口；和
多个径向凸缘，所述多个径向凸缘从所述环形本体径向向外延伸，
所述多个径向凸缘中的每一个径向凸缘都部分地限定面向齿轮的表面。
8.根据权利要求7所述的行星齿轮外壳组件，其中，所述后行星齿轮架组件被联接到所述前行星齿轮架组件。
9.根据权利要求8所述的行星齿轮外壳组件：
其中，所述后行星齿轮架组件还包括从所述后凸缘延伸的环形安装凸缘，所述环形安装凸缘定位于所述中心孔口的前方并且与所述中心孔口同轴，并且所述安装凸缘形成面向前的安装表面；
其中，所述前行星齿轮架组件还包括从所述前凸缘延伸的环形安装凸缘，所述环形安装凸缘定位于所述中心孔口的后方并与所述中心孔口同轴，并且所述安装凸缘形成面向后的安装表面；并且
其中，所述安装表面相对于彼此定位，由此联接所述后行星齿轮架组件和所述前行星齿轮架组件。
10.根据权利要求7所述的行星齿轮外壳组件，其中，所述轴和所述齿轮形成周转齿轮系统中的复合星形齿轮。
11.根据权利要求7所述的行星齿轮外壳组件，其中，所述周转齿轮组件是具有发动机壳体的燃气涡轮发动机的一部分，并且其中，所述后凸缘被联接到所述发动机壳体，以限定后扭转刚度，并且所述前凸缘被联接到所述后行星齿轮架组件，以限定前扭转刚度，并且其中，所述前扭转刚度在所述后扭转刚度的50％至90％之间。
12.根据权利要求11所述的行星齿轮外壳组件，其中，所述前扭转刚度在所述后扭转刚度的60％至80％之间。
13.根据权利要求11所述的行星齿轮外壳组件，其中，所述前扭转刚度在所述后扭转刚度的65％至75％之间。
14.根据权利要求7所述的行星齿轮外壳组件，其中，所述加强构件包括七个面向齿轮的表面。
15.根据权利要求11所述的行星齿轮外壳组件，其中，所述后凸缘包括径向外部的安装表面，以将所述行星齿轮外壳组件安装到所述发动机壳体。
16.一种用于飞机的燃气涡轮发动机，包括：
发动机芯，所述发动机芯包括涡轮、压缩机以及芯轴，所述芯轴将所述涡轮连接到所述压缩机；
风扇，所述风扇位于所述发动机芯的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及
齿轮箱，所述齿轮箱从所述芯轴接收输入，并向所述风扇输出驱动，从而以低于所述芯轴的转速来驱动所述风扇，其中，所述齿轮箱具有行星齿轮外壳组件，所述行星齿轮外壳组件包括：
后行星齿轮架组件，所述后行星齿轮架组件包括，后凸缘，所述后凸缘限定中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，所述多个齿轮轴凹穴围绕所述中心孔口的周围并且在所述中心孔口的径向外侧定位，每个凹穴都具有圆柱形壁；
前行星齿轮架组件，所述前行星齿轮架组件包括，前凸缘，所述前凸缘限定中心孔口；和多个齿轮轴凹穴，所述多个齿轮轴凹穴围绕所述中心孔口的周围并且在所述中心孔口的径向外侧定位，每个凹穴都具有圆柱形壁；
多个行星齿轮，所述多个行星齿轮每个都包括圆柱形轴，所述圆柱形轴具有：前端部，所述前端部被设置在所述前行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴中，并且与该凹穴的所述圆柱形壁同轴；后端部，所述后端部被设置在所述后行星齿轮架组件的一个齿轮轴凹穴内，并且与该凹穴的所述圆柱形壁同轴；以及一个或多个齿轮，所述一个或多个齿轮被所述轴承载在所述前端部和所述后端部之间；以及
加强构件，所述加强构件定位于所述后行星齿轮架组件与所述前行星齿轮架组件之间，并且所述加强构件抵靠所述后行星齿轮架组件和所述前行星齿轮架组件，所述加强构件包括环形本体，所述环形本体限定中心孔口；和多个径向凸缘，所述多个径向凸缘从所述环形本体径向向外延伸，所述多个径向凸缘中的每一个径向凸缘都部分地限定面向齿轮的表面。
17.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其中，所述多个行星齿轮中的每一个行星齿轮都包括被所述轴承载在所述前端部和所述后端部之间的太阳齿轮接合齿轮和齿圈接合齿轮。
18.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其中，所述轴和所述齿轮形成周转齿轮系统中的复合星形齿轮。
19.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其中，所述齿轮箱还包括滚柱元件轴承，所述滚柱元件轴承被设置在所述齿轮轴的所述前端部和所述后端部中的一个端部或两个端部的至少一部分上。
20.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其中，所述后行星齿轮架组件限定后扭转刚度，并且所述前行星齿轮架组件限定前扭转刚度，并且其中，所述前扭转刚度在所述后扭转刚度的65％至75％之间。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11168726B2 (en) * 2018-05-01 2021-11-09 Textron Innovations Inc. Reduced shank fasteners
US11773963B2 (en) * 2020-06-29 2023-10-03 General Electric Company Wind turbine gearbox carrier with integrated pin shafts and method of manufacturing same

Family Cites Families (46)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
HU174196B (hu) 1976-10-21 1979-11-28 Magyar Vagon Es Gepgyar Planetarnyj privod kolesa s bolshim peredatochnym otnosheniem i rasspredeleniem mohhnosti
JPS5481458A (en) 1977-12-09 1979-06-28 Shiyouji Mizoguchi Planet gear shaft buffer for planetary gear transmission
US4590820A (en) 1983-03-31 1986-05-27 Dresser Industries, Inc. Rotational power transmission apparatus
US4656980A (en) 1984-07-11 1987-04-14 Diesel Kiki Co., Ltd. Centrifugal governor for internal combustion engines
US4656890A (en) 1985-12-19 1987-04-14 Dresser Industries, Inc. Coupling for a planetary ring gear
JP3175240B2 (ja) 1990-11-14 2001-06-11 セイコーエプソン株式会社 小型減速機
GB9611231D0 (en) 1996-05-30 1996-07-31 Rolls Royce Plc Bearing assembly and split bearing race for use in the same
FR2775734B1 (fr) 1998-03-05 2000-04-07 Snecma Procede et dispositif d'inversion de poussee pour moteur a tres grand taux de dilution
DE10047308A1 (de) 2000-09-25 2002-05-02 Ims Morat Soehne Gmbh Zweistufige Getriebeanordnung
ITPD20010123A1 (it) 2001-05-29 2002-11-29 Zf Padova Spa Portatreno per trasmissione cinematica pseudo-planetaria
US7008348B2 (en) 2003-02-18 2006-03-07 General Electric Company Gearbox for wind turbine
SE524860C2 (sv) 2003-09-26 2004-10-12 Volvo Constr Equip Holding Se Anordning för drivning av ett hjul hos ett fordon, samt en planethållare
US6966865B2 (en) 2003-11-10 2005-11-22 The Boeing Company High ratio, reduced size epicyclic gear transmission for rotary wing aircraft with improved safety and noise reduction
US20060083448A1 (en) 2004-10-19 2006-04-20 Honeywell International Inc. Compact compliant centering support for squeeze film damper
US20060204153A1 (en) 2005-03-10 2006-09-14 Honeywell International Inc. Compact resilient anisotropic support for bearing
US8667688B2 (en) * 2006-07-05 2014-03-11 United Technologies Corporation Method of assembly for gas turbine fan drive gear system
US8585538B2 (en) 2006-07-05 2013-11-19 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine
US8171605B2 (en) 2007-12-18 2012-05-08 Bryan Schultz Belt buckle
US8287421B2 (en) 2008-07-10 2012-10-16 General Electric Company Transmission and power generation system having torque reacting joint
DE102009002920B4 (de) 2009-05-08 2021-01-14 Zf Friedrichshafen Ag Anordnung mit einem Planetenradträger und einem Bolzenträger
JP4975081B2 (ja) * 2009-10-30 2012-07-11 川崎重工業株式会社 遊星歯車減速装置
US8550957B2 (en) 2011-06-08 2013-10-08 General Electric Company Gear system and method for using same
US20130269479A1 (en) 2012-04-11 2013-10-17 General Electric Company Gearbox and support apparatus for gearbox carrier
EP2650071A1 (en) 2012-04-11 2013-10-16 Siemens Aktiengesellschaft Method and tool for producing a coupling with a flat bottom and central protrusion
US9926850B2 (en) 2013-02-11 2018-03-27 United Technologies Corporation Compound star gear system with rolling element bearings
US20140234087A1 (en) 2013-02-17 2014-08-21 United Technologies Corporation Inlet guide vane retention feature
US9115756B2 (en) 2013-02-27 2015-08-25 Dresser-Rand Company Replaceable axial journal for auxiliary bearings
EP2971695B1 (en) 2013-03-11 2020-11-04 United Technologies Corporation Gas turbine shaft coupling and method
US10822979B2 (en) 2013-03-14 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Curvic seal for gas turbine engine
FR3011901B1 (fr) * 2013-10-10 2017-02-10 Hispano-Suiza Porte-satellites pour un reducteur de vitesse a train epicycloidal
US9709136B2 (en) 2014-06-10 2017-07-18 The Boeing Company Aircraft and planetary gear systems
FR3022890B1 (fr) 2014-06-25 2018-01-05 Snecma Turbomachine comportant un moyen de decouplage d'une soufflante
GB201417504D0 (en) 2014-10-03 2014-11-19 Rolls Royce Deutschland A gas turbine architecture
DE102014117840A1 (de) 2014-12-04 2016-06-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung mit einem drehfesten ersten Bauteil und einem zumindest bereichsweise mit dem ersten Bauteil drehbar verbundenen zweiten Bauteil
US10100642B2 (en) 2015-08-31 2018-10-16 Rolls-Royce Corporation Low diameter turbine rotor clamping arrangement
US20170284474A1 (en) 2016-04-01 2017-10-05 Apex Dynamics, Inc. Coupler for a power take-out axle of a gearbox
DE102016207535A1 (de) 2016-05-02 2017-11-02 Zf Friedrichshafen Ag Planetenträger in Multimaterialbauweise
US10082203B2 (en) 2016-05-20 2018-09-25 United Technologies Corporation Low-cost epicyclic gear carrier and method of making the same
EP3263952B1 (en) 2016-06-29 2019-11-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Carrier structure for an epicyclic gear drive, epicyclic gear drive and turbo engine with an epicyclic gear drive
GB201611893D0 (en) 2016-07-08 2016-08-24 Rolls Royce Plc A geared gas turbine engine and a gearbox
FR3061242B1 (fr) 2016-12-23 2019-05-17 Safran Aircraft Engines Turbomachine comportant un moyen de decouplage d'une soufflante
EP3431811B1 (en) 2017-07-21 2021-12-22 Ge Avio S.r.l. Transmission device for splitting torque between two coaxial gears, in particular for a planetary gearing for aeronautic applications, and method for manufacturing and assembling said transmission device
EP3473892A1 (en) 2017-10-18 2019-04-24 Ge Avio S.r.l. Gearbox for a gas turbine engine
US10752352B2 (en) 2017-12-07 2020-08-25 Textron Innovations Inc. Dual rotor propulsion systems for tiltrotor aircraft
US10760677B2 (en) * 2018-01-31 2020-09-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Epicyclic gear train with balanced carrier stiffness
US20190345876A1 (en) 2018-05-11 2019-11-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Method of positioning two parts relative to each other in a formlocking connection, a formlocking device and gas turbine engine

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Publication number Publication date
US20210102500A1 (en) 2021-04-08
EP3800378B1 (en) 2022-06-29
EP3800378A1 (en) 2021-04-07
US11391217B2 (en) 2022-07-19

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