CN112815074B - 用于涡轮机行星齿轮减速器行星架的旋转轮 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种用于涡轮机行星齿轮减速器行星架的旋转轮(230)，所述旋转轮(230)与所述行星架一体旋转并绕所述减速齿轮的纵轴A旋转，所述旋转轮具有围绕所述轴线的环形形状，包括所述减速齿轮的行星齿轮轴承在内的多个润滑装置(43，45，238)，所述润滑装置包括位于所述旋转轮内周的一个环形腔(238)。一种用于涡轮机减速齿轮行星架的旋转轮，其特征在于，旋转轮包括一个沿所述环形腔(238)径向方向封闭的内周壁(246)，还包括一个环形狭槽(248)，所述环形狭槽围绕所述轴线延伸，且沿轴向开口，向所述环形腔内供应润滑油。

Description

用于涡轮机行星齿轮减速器行星架的旋转轮
技术领域
本发明涉及一种用于涡轮机行星齿轮减速器行星架的旋转轮。
背景技术
该领域的现有技术主要包括以下文献：FR-A1-3 036 763、FR-A1-3 047 279、FR-A1-3 041 054、FR-A1-3 065 773、WO-A1-2015/008000、US-A1-2019/301466、US2013313053A1、US-A1-2018/306293、US-A1-2019/032514、WO-A1-2018/189457、US-B2-8,911,318和WO-A1-2018/185186。
飞机涡轮机的行星齿轮减速器通常包括连接至第一轴的太阳轮和围绕太阳轴延伸的冠齿轮。行星齿轮位于太阳轮和冠齿轮之间，并与二者啮合连接，由与第二轴相连的行星架承载。
图1示出了如申请文件FR-A1-3 036 763中所描述的一个行星架10。所述行星架10包括一个圆柱体12，所述圆柱体与第二轴相连，所述圆柱体的纵向端部与多个支撑轴16的环形壁14相连。所述支撑轴16用于支撑行星齿轮18，与其旋转轴线平行。所述多个支撑轴16规则地分布在行星架旋转轴线A周围，且多个支撑轴环形壁14在一纵向端部处连为一体。一个旋转轮20安装并固定在所述支撑轴16相对的纵向端。
所述旋转轮20与行星齿轮18的支撑轴16相连，与行星架10成为一体。因此，旋转轮20在运行中绕轴线A旋转，同时固定在减速齿轮的转子上。
旋转轮20围绕轴线A呈环形，并在其外周上与行星齿轮18的支撑轴16液压连接。旋转轮20包括多个润滑装置，润滑装置包括位于支撑轴16和行星齿轮18之间的多个轴承，以及位于行星齿轮18和太阳轮22之间的啮合齿。所述润滑装置包括位于旋转轮20内周并向径向开口的环形槽24，即开口朝向轴线A。
由减速齿轮或涡轮机定子承载的润滑油油嘴沿径向布置在旋转轮内部(图1中未显示)，并将润滑油直接喷射到旋转轮的环形槽24中，从而为装置润滑。
润滑油由涡轮机润滑组的油泵输送到油嘴，所述油泵将预定流量的润滑油输送到油嘴。利用上述现有技术，仅通过离心作用即可将在管道中喷出的润滑油输送到润滑装置。
因此，旋转轮利用运行过程中产生的离心力加压，将油输送到减速器中。
但是，旋转轮中的油压取决于油柱的高度和旋转轮的速度。因此，增加油压的一种解决方案是通过减小旋转轮的内径来增加油柱的高度。但是，旋转轮内部会被旋转轮环形槽中的润滑油堵塞，所述润滑油油量很大，并且可能接触到与减速器太阳齿轮啮合的第一轴，从而产生风险。
本发明提供一种现有技术的改进方案，为行星齿轮减速器的润滑问题提供了一种简单、有效和经济的解决方案。
发明内容
为了实现上述目的，本发明提供一种飞机涡轮机组件，包括：
-一个行星齿轮减速器，以及
-一个或多个油嘴，可喷射平行于涡轮机纵轴的油射流，
所述齿轮减速器包括配备有一个旋转轮的一个行星架，旋转轮与所述行星架一体旋转并绕所述减速齿轮的纵轴A旋转，所述旋转轮具有围绕所述轴线的环形形状，包括所述减速齿轮的行星齿轮轴承在内的多个润滑装置，所述润滑装置包括位于所述旋转轮内周的一个环形腔。所述旋转轮包括一个沿所述环形腔径向方向封闭的内周壁，所述旋转轮包括一个环形狭槽，所述环形狭槽围绕所述轴线延伸，且沿轴向开口通向所述环形腔，通过所述环形狭槽的所述喷油嘴输送润滑油。
一种飞机涡轮机组件，其特征在于，所述环形腔包括两个环形侧壁，第一环形侧壁在其外围径向上连接到所述内周壁，第二环形侧壁具有其径向内周，所述径向内周与所述内周壁径向隔开预定距离R4，以设置所述环形狭槽，所述环形腔包括一个沿轴向设置的圆锥形内表面，位置与所述环形狭槽相对，便于接受所述油嘴的冲击，所述圆锥形内表面径向尺寸为R3，R4小于R3。
因此，本发明提供一种涡轮机组件，所述涡轮机组件的减速齿轮配备有带有轴向喷射的离心式旋转轮，即通过沿轴向方向喷射，油将经由旋转轮的环形狭槽被引入至旋转轮的环形腔中。油到达旋转轮的环形腔后，将其离心以为装置提供润滑。因此，不再需要在旋转轮内部设置喷嘴或其它装置，可以避免旋转轮内部油路堵塞，并且减少了与连接到减速器太阳轮的轴相互作用的风险。
圆锥形内表面设置较为复杂，并且具有将油沿径向向外引导的功能。所述圆锥形内表面与在径向方向预设好的孔隙结合，可有效减少旋转轮上的油体飞溅和损耗，以最优方案输送润滑油，从而优化了对减速器的润滑油供应并减少了润滑油的消耗。
本发明提供的飞机涡轮机组件可具有以下一个或多个特征，以下特征可独立或结合实现：
-所述第二环形侧壁支撑并固定于所述旋转轮的其余部分；
-R4为R3的5％至20％；
-所述圆锥形内表面的轴向尺寸占所述内周壁轴向尺寸的30％至60％；
-所述圆锥形内表面的径向尺寸R3为所述两个环形侧壁中至少一个圆锥形内表面径向尺寸的20％至50％；
-所述环形狭槽的径向尺寸R4为所述两个环形侧壁中至少一个圆锥形内表面径向尺寸的2％至20％，或环形腔径向尺寸的2％至20％；
-所述圆锥形内表面位于所述第一环形侧壁与所述内周壁的接合处；
-所述润滑装置主要包括多个径向油路，所述径向油路开口通入所述环形腔；优选地，所述径向油路内部径向端开口通入所述环形腔；
-至少有多个所述径向油路包括径向端，所述径向端与内部轴承润滑腔流体连通；优选地，所述径向油路外部径向端开口通入所述环形腔；
-所述径向油路绕所述纵轴规则分布；
-至少有多个所述径向油路与润滑油油嘴的第一纵向端流体连通，所述润滑油油嘴以悬臂的方式安装在所述旋转轮的外周处；
-所述旋转轮包括多个径向臂，所述径向臂包括针对所述行星齿轮轴线的外部支撑装置，优选方案为在所述径向臂端部设置，所述多个径向臂中设置有多个管道。
本发明同样提供了一种飞机涡轮机，所述飞机涡轮机包括根据所述飞机涡轮机组件。
附图说明
附图有助于进一步理解本发明，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的任何限制。在附图中：
图1是现有技术下行星架的透视图；
图2是本发明提供的涡轮机的轴向截面示意图；
图3是行星齿轮减速器的详细截面图；
图4是图3行星齿轮减速器的爆炸图；
图5是图3行星齿轮减速器旋转轮的截面示意图；
图6是根据本发明的一个实施例的旋转轮的透视图和轴向截面局部示意图；以及
图7是图6的细节放大图。
具体实施方式
图1示出了本发明的背景技术，前文已做描述。
图2至图5示出了如申请文件FR-A1-3 041 054中所述的现有技术。
图1示出了涡轮机100，所述涡轮机100通常包括风扇螺旋桨S、低压压缩机101a、高压压缩机101b、高压涡轮101d、低压涡轮101e和排气喷嘴101h。高压压缩机101b和高压涡轮101d通过高压轴102连接，并形成高压体(HP)。低压压缩机101a和低压涡轮101e通过低压轴103连接，并形成低压体(BP)。
风扇螺旋桨S由风扇轴104驱动，所述风扇轴通过此处示意性示出的行星齿轮减速器110联接到低压轴103。
行星齿轮减速器110位于涡轮机的上游部分。在本申请中，术语“上游”和“下游”是指涡轮机中的气流方向。
示出的固定结构包括上游部分105a和下游部分105b，形成围绕行星齿轮减速器110的外壳E1。所述外壳E1在上游通过轴承106a与风扇轴104交叉处的密封件密封，在下游通过轴承106b与低压轴103交叉处的密封件密封。
如图2和图3所示，减速器封闭在冠齿轮114中，所述冠齿轮114通过支撑壳体120固定到所述固定结构105a、105b，该结构设置为柔性结构，可跟随风扇轴104进行任何运动(如在散热性能下降的情况下)。所述固定装置本领域技术人员已知晓，在此不再详细描述。简要说明可以查看如FR-A1-2 987 416等文件。
本实施例提供的行星齿轮减速器110，一边通过花键107啮合在低压轴103上，所述花键107驱动行星齿轮111运动，另一边啮合在附接到行星架113的风扇轴104上。通常情况下，行星齿轮111旋转轴线A与涡轮机的旋转轴线重合，驱动一系列卫星齿轮112，所述卫星齿轮规则地分布在行星齿轮减速器110的圆周上。卫星齿轮112的数量通常限定在三到六个之间。卫星齿轮112绕涡轮机的轴线A旋转，并与通过支撑壳体120、相对于涡轮机固定安装的冠齿轮114的内齿啮合。每个卫星齿轮112通过如图3所示的光滑轴承或滚动轴承(滚珠轴承或滚轮轴承)，围绕与行星架113相连的行星轴116自由旋转。
卫星齿轮112的小齿轮与冠齿轮114的齿相配合，卫星齿轮112绕其行星轴116旋转，驱动行星架113绕轴线A旋转。与之相连的风扇轴104的转速低于低压轴103的转速。
行星架113由一系列定心指状件117驱动风扇轴104，所述定心指状件围绕行星齿轮减速器110圆周规则分布，所述定心指状件从风扇轴104的下游端轴向延伸，并且插入到行星架113中的孔隙中。行星架113在行星轴116的两侧对称延伸，并且形成一个可以实现齿轮润滑功能的外壳。位于行星轴116端部的封闭套筒119在卫星齿轮112的轴承处使所述外壳密封。
图3与图4示出了润滑油向行星齿轮减速器110的流动路径及其在行星齿轮减速器内部的流动路径。图3中的箭头示出了油从图中缓冲存储器131流到待润滑小齿轮和轴承的路径，所述缓冲存储器131与涡轮机的固定结构相连。图中所示润滑装置包括三个部分，下文将依次描述所述三个部分。第一部分与固定结构相连，并将油输送到行星齿轮减速器110的旋转部分，旋转轮与行星架113接收润滑油，同时旋转轮向供油回路供油，将润滑油输送到待润滑的地方。
第一部分包括至少一个喷射器132，其校准端收紧处理，形成喷嘴133。润滑油通过输送管129从发动机箱(未示出)供应至喷射器。缓冲存储器131可设置在行星齿轮减速器110旁边的管道上，优选方案为设置在其顶部，可通过重力作用使润滑油流到行星齿轮减速器中心。喷嘴133以油射流134的形式喷出油，所述油射流由进料泵(未示出)和在其上方的油柱重量共同产生的压力下形成。喷嘴133相对于轴线A在径向上位于行星架113的内部，油射流134的方向指向行星齿轮减速器110外部。
如图4和图5所示，用于接收润滑油、与行星架113连接的旋转轮130主要包括一个圆柱形杯状件135，所述圆柱形杯状件具有U形径向截面，U形开口朝向轴线A。旋转轮130设置在行星架113上，使得圆柱形杯状件135的U形底部136可以收集由喷嘴133喷射的油射流134。
根据本发明，旋转轮130的圆柱形杯状件135在此被分成槽137a、槽137b，所述槽137a、槽137b由径向设置并且在由圆柱形杯状件135形成的U形的两个侧壁139a、139b之间轴向延伸的壁138分隔开。在所示示例中，周向分隔壁138将两组、共四个槽137a、137b分隔开，每组内的两槽周长相同，但两组周长不同。
通过离心作用，当旋转轮130与行星架113一起旋转时，圆柱形杯状件135的U形底部136上接收的润滑油，在U形底部136与圆柱形杯状件135的侧壁139a、139b之间旋转并加压。在旋转过程中，每个槽135a、135b相继通过喷嘴133前方，并收集与其周长成比例的油量。实际上，槽137a、137b的侧壁139a-139b-138的内边缘在径向方向上限定了槽的油量入口。只要相对于底部136的油位保持在其周向分隔壁138上相对于底部136的最小高度h以下，润滑油就可以储存在槽137a、137b的侧壁138、139a、139b之间。
侧壁139a、139b的内部边缘140a、140b基本呈圆形。半径R1决定了圆柱形杯状件相对于底部136的总体深度H。优选地，周向分隔壁138具有内部边缘141，所述内部边缘141位于距轴线A的距离R2处，半径R2略大于侧壁139a、139b内部边缘140a、140b的半径R1。因此，周向分隔壁138相对于槽137a、137b的U形底部136的高度h略小于侧壁139a、139b相对于U形底部136的高度H。
此外，每个槽137a、137b的U形底部136具有开口142a、142b，所述开口142a、142b与设置在行星架113上的油路管道143、145连通。
如图4和图5所示，油路管道分为两种类型。第一组油路管道为多个第一油路管道143，第一油路管道143规则地分布在行星齿轮减速器110的圆周上，数量等于从卫星齿轮112的数量。所述第一油路管道143端部位于第一组槽137a底部开口142a处，通入每个行星轴116的内部壳体，所述行星轴于行星架113处闭合。在第一油路管道143中循环的润滑油先进入每个卫星轴116的内部槽，然后在离心力的作用下通过导油管144，导油管144穿过径向设置的所述卫星轴116。所述导油管144开口设置在卫星齿轮112小齿轮的支撑轴承处，朝向行星轮轴116的外围开口，从而为所述轴承润滑(如图3所示)。
第二组油路管道包括第二油路管道145，第二油路管道145端部位于卫星齿轮112之间第二组槽137b底部开口142b处，并分成多个通道145a、145b。所述通道145a、145b将油输送到由卫星齿轮112和行星齿轮111形成的齿轮组处，同时将油输送到由卫星齿轮112和冠齿轮114形成的齿轮组处。每个通道145a在与太阳齿轮111之间沿卫星齿轮112的小齿轮轴向延伸，在小齿轮宽度处形成润滑斜坡。通道145b将润滑油输送到冠齿轮114和卫星齿轮112的小齿轮之间，所述通道145b将润滑油喷射到每个行星齿轮112的圆柱体中心。如图所示，每个卫星齿轮112由两个平行小齿轮组成。所述小齿轮的齿相对于卫星齿轮112的旋转轴倾斜设置，从而具有凹槽的功能，在所述凹槽中，油在驱动下从圆柱体中心流向外围，在齿轮的整个宽度上实现润滑。
在该示例中，与第二组油路管道145-145a-145b相比，润滑卫星齿轮112小齿轮支撑轴承的第一组油路管道143-144需要输送更大的油流。因此，与其对应的第一组槽137a的圆周长度大于第二组槽137b的圆周长度。标称运行期间此处的油流量为三分之二至三分之一；两组槽137a、137b的圆周长度基本符合此比例。
此处示出的组件参考了具有两组不同油路管道143-144、145-145a-145b的四卫星齿轮112行星齿轮减速器110的结构。对于其他变速箱架构，每组槽的数量可能不同。同样，对于不同油路管道类型，具有相似周长的槽组的数量也可以不同。例如，第二组油路管道可以细分为两个，一个专用于卫星齿轮112和行星齿轮111形成的齿轮组，另一个专用于冠齿轮114。在这种情况下，针对用于回收润滑油的旋转轮可设置一种替代实施例，其具有三组不同周长的槽。
图6和7示出了本发明提供的旋转轮230的实施例。
旋转轮230具有前述所有特征，相应特征在图3至图5中由相同的附图标记表示。所述特征主要涉及油路管道143和油路管道145。
旋转轮230具有围绕所述轴线A的环形形状，在图6和图7中不可见。在所示的示例中，旋转轮230可为单件，或由至少两块组件制成。
旋转轮230包括行星齿轮旋转轴116的支撑装置，所述支撑装置由接合在所述旋转轴内壳中的圆柱形凸缘260构成。旋转轮230还包括行星齿轮的齿及行星齿轮旋转轴116轴承的润滑装置，所述润滑装置主要包括上述油路管道143、145。
润滑装置还包括位于旋转轮230内周并与油路管道143、145相连的环形腔238。为了输送润滑油，油路管道143在环形腔238和旋转轴116之间径向延伸。油路管道145在环形腔和喷嘴安装孔262(如图6所示)或通道145a、145b之间径向延伸(如前文关于图3至图5所述内容)。
环形腔238由两个环形侧壁240、242，外周底壁244和内周壁246界定。
环形侧壁240、242在外周底壁244和内周壁246之间径向设置。油路管道143、145内端通向外周底壁244。
与现有技术中旋转轮130采用离心方式输送润滑油不同，旋转轮230的环形腔238内部由内周壁246封闭，内周壁246在环形侧壁240、242之间轴向延伸。内周壁246与环形侧壁240相连，并从环形侧壁242径向向内延伸，与其保持一定的距离。因此，在环形侧壁242和环形侧壁246的内周间形成了一个环形狭槽248，用于向环形腔238输送润滑油。
如上所述，旋转轮230可为单件结构。在所示的示例中，环形侧壁242可被附接并固定至旋转轮230的其余部分。例如，环形侧壁242的外周面与外周底壁244的圆柱形肩部250轴向贴合，并与外周底壁244的圆柱形凸缘252啮合。
环形腔238包括一个圆锥形内表面254，所述圆锥形内表面254与环形狭槽248相对。所述圆锥形内表面254设置在环形侧壁240与内周壁246之间的连接处。其较大直径端部位于环形侧壁240及其端部，其较大直径端部位于内周壁246上。
圆锥形内表面254轴向尺寸L1可为内周壁246轴向尺寸的30％至60％。圆锥形内表面254径向尺寸R3可为环形侧壁240径向尺寸的20％至50％。环形狭槽248的径向尺寸R4可为环形侧壁242或环形腔238径向尺寸的2％至20％，和/或圆锥形内表面254径向尺寸的5％至20％。
图6和图7中的双线示出了由附接到涡轮机定子的油嘴256喷射的油射流258路径。
油嘴256与轴线A平行设置(不可见)，通过环形狭槽248将油射流258喷射至环形腔238中。所述油射流258将撞击圆锥形内表面254。
通常情况下，行星齿轮减速器旋转轮利用承载旋转轮的行星架产生的离心力将油输送到该减速器种。旋转轮中的油压取决于旋转轮中可用油柱的高度或径向尺寸，及旋转轮和行星架的转速。在此处，可以通过减小旋转轮的内径来增加油柱的高度，不受油嘴256的限制。在所示的示例中，旋转轮的油柱高度或径向尺寸R5明显大于现有技术的油柱高度R6(如图5和图6所示)。径向尺寸R5为内周壁246与油路管道143径向外端之间的距离。
输送至环形腔238内部的润滑油将在作为偏转器的圆锥形内表面254的作用下向外偏转。
如果将旋转轮制成单件，则进行增材制造。在环形侧壁242被附接并固定的前述情况下，所述环形侧壁242可以被焊接到旋转轮的其余部分。
轴向润滑旋转轮的有益效果包括：
-减小了装置的径向尺寸；
-增加了旋转轮中的油压(起飞时，即旋转轮以最大速度运行时，在满足制造该旋转轮的特定情况下，可增加近10％的油压)；
-更好地回收喷射错位的润滑油(可以减少旋转轮的流量及所需油量)；润滑油进入旋转轮后，由于位于旋转轮内周的环形狭槽248径向尺寸较小，环形狭槽可将油截存在其中。

Claims (14)

1.一种飞机涡轮机组件，包括：
-行星齿轮减速器(110)，以及
-一个或多个油嘴(256)，能够喷射平行于涡轮机的纵轴的油射流(258)，
所述齿轮减速器包括配备有旋转轮(230)的行星架(113)，旋转轮(230)与所述行星架一体旋转并绕所述齿轮减速器的轴线旋转，所述旋转轮具有围绕所述齿轮减速器的所述轴线的环形形状，包括所述齿轮减速器的行星齿轮轴承在内的多个润滑装置，所述润滑装置包括位于所述旋转轮的内周的环形腔(238)，所述旋转轮包括沿所述环形腔(238)径向方向封闭的内周壁(246)，所述旋转轮包括环形狭槽(248)，所述环形狭槽围绕所述齿轮减速器的所述轴线延伸，且沿轴向开口通向所述环形腔(238)，通过所述环形狭槽(248)的所述油射流输送润滑油，
其特征在于，所述环形腔(238)包括两个环形侧壁，所述两个环形侧壁中的第一环形侧壁(240)在其外围径向上连接到所述内周壁(246)，所述两个环形侧壁中的第二环形侧壁(242)具有其径向内周，所述径向内周与所述内周壁径向隔开预定距离R4，以设置所述环形狭槽(248)，所述环形腔(238)包括沿轴向设置的圆锥形内表面(254)，位置与所述环形狭槽(248)相对，便于接受所述油射流的冲击，所述圆锥形内表面的径向尺寸为R3，R4小于R3。
2.根据权利要求1所述的飞机涡轮机组件，其中，所述第二环形侧壁(242)支撑并固定于所述旋转轮(230)的其余部分。
3.根据权利要求1或2所述的飞机涡轮机组件，其中，R4为R3的5％至20％。
4.根据权利要求1或2所述的飞机涡轮机组件，其中，所述圆锥形内表面(254)的轴向尺寸(L1)占所述内周壁(246)的轴向尺寸的30％至60％。
5.根据权利要求1或2所述的飞机涡轮机组件，其中，所述圆锥形内表面(254)的径向尺寸R3为所述两个环形侧壁中的至少一个的径向尺寸的20％至50％。
6.根据权利要求1或2所述的飞机涡轮机组件，其中，所述环形狭槽的径向尺寸R4为所述两个环形侧壁中的至少一个的径向尺寸的2％至20％，或环形腔(238)的径向尺寸的2％至20％。
7.根据权利要求1或2所述的飞机涡轮机组件，其中，所述圆锥形内表面(254)位于所述第一环形侧壁(240)与所述内周壁(246)的接合处。
8.根据权利要求1或2所述的飞机涡轮机组件，其中，所述润滑装置主要包括多个径向油路(143，145)，所述径向油路开口通入所述环形腔(238)。
9.根据权利要求8所述的飞机涡轮机组件，其中，至少有多个所述径向油路包括径向端，所述径向端与内部轴承润滑腔流体连通。
10.根据权利要求8所述的飞机涡轮机组件，其中，所述径向油路(143，145)绕所述齿轮减速器的所述轴线规则分布。
11.根据权利要求8所述的飞机涡轮机组件，其中，至少有多个所述径向油路与润滑油油嘴的第一纵向端流体连通，所述润滑油油嘴以悬臂的方式安装在所述旋转轮的外周处。
12.根据权利要求8所述的飞机涡轮机组件，其中，所述旋转轮包括多个径向臂，所述径向臂在所述径向臂的端部处包括针对所述行星齿轮的轴的支撑装置，所述多个径向臂中设置有多个管道。
13.根据权利要求12所述的飞机涡轮机组件，其中，所述支撑装置设置在所述径向臂的径向外端部处。
14.一种飞机涡轮机，包括根据权利要求1至13中任一项所述的飞机涡轮机组件。
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