CN112918686A - 高功率周转齿轮箱及其操作 - Google Patents

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Rolls Royce PLC
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Abstract

本公开涉及高功率周转齿轮箱及其操作。提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，包括：引擎核心，其包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴；风扇，其位于引擎核心的上游并且包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，其接收来自芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入并且将驱动输出至风扇轴，以便以比芯轴低的旋转速度驱动风扇，齿轮箱是周转齿轮箱，其包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及被布置成具有安装在其上的多个行星齿轮的行星架，并且其中太阳齿轮接收来自芯轴的输入。在巡航条件下，芯轴上的扭矩大于10,000Nm。在巡航条件下，芯轴刚度与芯轴扭矩的比率在指定范围内。还公开了一种操作此类引擎的方法。

Description

高功率周转齿轮箱及其操作
技术领域
本公开涉及用于飞行器引擎的齿轮箱、用于飞行器的齿轮传动的气体涡轮引擎和其他此类推进器以及操作此类飞行器的方法。此类齿轮箱可以是周转齿轮箱，其中齿轮箱的输入轴具有安装在其上的齿轮箱的太阳齿轮，并且输入轴刚度和巡航时的扭矩水平满足指定标准。
背景技术
如本文所用，范围“值X至值Y”或“值X和值Y之间”等表示包含范围；包括X和Y的边界值。如本文所用，术语“轴向平面”表示沿引擎的长度、平行于并且包含引擎的轴向中心线延伸的平面，并且术语“径向平面”表示垂直于引擎的轴向中心线延伸的平面，因此包括在径向平面的轴向位置处的所有径向线。轴向平面也可以被称为纵向平面，因为它们沿引擎的长度延伸。因此，径向距离或轴向距离是分别在径向平面中在径向方向上延伸或在轴向平面中在轴向方向上延伸的距离。
发明内容
根据第一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：引擎核心机，其包括涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入，并且将驱动输出至风扇轴，以便以比该芯轴低的旋转速度驱动该风扇，该齿轮箱是周转齿轮箱，该周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及被布置成具有安装在其上的该多个行星齿轮的行星架，并且其中该太阳齿轮接收来自该芯轴的该输入。在巡航条件下：
芯轴上的扭矩大于10,000Nm；以及
第一太阳输入轴比率：
Figure BDA0002760022140000021
大于或等于4rad-1。
第一太阳输入轴比率可大于或等于5rad-1。
第一太阳输入轴比率可小于或等于150rad-1。
齿轮箱输入轴的倾斜刚度可大于或等于5x104Nm/弧度。齿轮箱输入轴的倾斜刚度可小于或等于5x106Nm/弧度。
齿轮箱输入轴的径向抗弯刚度可大于或等于6x105N/m(并且任选地大于或等于6.00×105N/m)。齿轮箱输入轴的径向抗弯刚度可小于或等于3x107N/m(并且任选地小于或等于3.00×107N/m)。
该齿轮箱输入轴的该倾斜刚度与巡航条件下该芯轴上的该扭矩的乘积可等于或大于5.5x108，并且任选地小于2.0×1011N2m2/弧度。该齿轮箱输入轴的该倾斜刚度与该芯轴上的该扭矩的乘积可等于或大于6.6x108，并且任选地小于9.0×1010N2m2/弧度。
第二太阳输入轴比率：
Figure BDA0002760022140000022
可大于或等于7m-2(巡航条件下的扭矩)，并且任选地小于800m-2。
该齿轮箱输入轴的该径向抗弯刚度与巡航条件下该芯轴上的该扭矩的乘积可大于或等于1.2x109N2，并且任选地小于8.0×1011N2。
根据第二方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入，并且将驱动输出至风扇轴，以便以比该芯轴低的旋转速度驱动该风扇，该齿轮箱是周转齿轮箱，该周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及被布置成具有安装在其上的该多个行星齿轮的行星架，并且其中该太阳齿轮接收来自该芯轴的该输入。在巡航条件下：
芯轴上的扭矩大于10,000Nm；以及
第二太阳输入轴比率：
Figure BDA0002760022140000031
大于或等于7m-2。
第二太阳输入轴比率可小于或等于800m-2。
第二太阳输入轴比率可大于或等于14m-2或35m-2。
第二太阳输入轴比率可小于或等于400m-2或100m-2。
齿轮箱输入轴的径向抗弯刚度可大于或等于6x105N/m，并且任选地小于或等于3×107N/m。
齿轮箱输入轴的倾斜刚度可大于或等于5x104Nm/弧度，并且任选地小于或等于5×106Nm/弧度。
第一太阳输入轴比率：
Figure BDA0002760022140000032
可大于或等于4rad-1，并且任选地小于或等于150rad-1。
该齿轮箱输入轴的该径向抗弯刚度与巡航条件下该芯轴上的该扭矩的乘积可大于或等于1.2x109N2，并且任选地小于8.0×1011N2，并且还可任选地等于或大于2.4×109N2，并且任选地小于4.0×1011N2。
在前述方面中的任一者或两者中：
(i)该齿轮箱可是恒星齿轮箱，并且该芯轴和该风扇轴之间的扭矩变化Δτ可是：
Figure BDA0002760022140000033
或者
(ii)该齿轮箱可以是行星式齿轮箱，并且该芯轴和该风扇轴之间的扭矩变化Δτ可是：
Figure BDA0002760022140000041
齿轮箱的齿轮传动比可在本文公开的任何范围内，并且例如可在3.2至4.5的范围内，并且任选地在3.3至4.0的范围内。
引擎在巡航条件下的比推力可在本文公开的任何范围内，并且例如可在70NKg-1s至90NKg-1s的范围内。
巡航时的旁路比率可在本文公开的任何范围内，并且例如可在12.5至18的范围内；并且任选地在13至16的范围内。
该涡轮可以是第一涡轮，该压缩机可以是第一压缩机，并且该芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
齿轮箱输入轴可为太阳齿轮提供软安装件，从而有助于太阳齿轮的某些移动。芯轴可包括更硬的部分和不那么硬的部分，该不那么硬的部分提供齿轮箱输入轴并且被布置成位于更硬的部分与太阳齿轮之间，该不那么硬的部分被布置成提供或有助于太阳齿轮的软安装件。
风扇的风扇直径可大于240cm且小于或等于380cm，并且任选地大于300cm且小于或等于380cm。
根据第三方面，提供了一种操作飞行器的方法，包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入，并且将驱动输出至风扇轴，以便以比该芯轴低的旋转速度驱动该风扇，该齿轮箱是周转齿轮箱，该周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及被布置成具有安装在其上的该多个行星齿轮的行星架，并且其中该太阳齿轮接收来自该芯轴的该输入。该方法包括控制飞行器，使得巡航条件下芯轴上的扭矩大于10,000Nm；并且第一太阳输入轴比率：
Figure BDA0002760022140000051
大于或等于4rad-1。
第一太阳输入轴比率可小于或等于150rad-1。
比率和参数可具有如针对第一方面和第二方面所讨论的范围内的值。
根据第四方面，提供了一种操作飞行器的方法，包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入，并且将驱动输出至风扇轴，以便以比该芯轴低的旋转速度驱动该风扇，该齿轮箱是周转齿轮箱，该周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及被布置成具有安装在其上的该多个行星齿轮的行星架，并且其中该太阳齿轮接收来自该芯轴的该输入。该方法包括控制飞行器，使得巡航条件下芯轴上的扭矩大于10,000Nm；并且第二太阳输入轴比率：
Figure BDA0002760022140000052
大于或等于7m-2。
第二太阳输入轴比率可小于或等于800m-2。
比率和参数可具有如针对第一方面和第二方面所讨论的范围内的值。
第三方面和/或第四方面的方法可包括用以下输入扭矩(即，芯轴上的扭矩)驱动齿轮箱：
(i)在巡航时大于或等于11,000Nm；以及/或者
(ii)在MTO时大于或等于28,000Nm。
根据第五方面，提供了一种用于飞行器的推进器，包括：风扇，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；以及动力单元，所述动力单元用于经由齿轮箱驱动风扇。该齿轮箱是周转齿轮箱，该周转齿轮箱被布置成接收来自由该动力单元驱动的芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴低的旋转速度驱动该风扇，并且该齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及该行星齿轮安装在其上的行星架。在巡航条件下：
芯轴上的扭矩大于10,000Nm；以及
第一太阳输入轴比率：
Figure BDA0002760022140000061
大于或等于4rad-1。
第一太阳输入轴比率可小于或等于150rad-1。
比率和参数可具有如针对第一方面和第二方面所讨论的范围内的值。
根据第六方面，提供了一种用于飞行器的推进器，包括：风扇，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；以及动力单元，所述动力单元用于经由齿轮箱驱动风扇。该齿轮箱是周转齿轮箱，该周转齿轮箱被布置成接收来自由该动力单元驱动的芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴低的旋转速度驱动该风扇，并且该齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及该行星齿轮安装在其上的行星架。在巡航条件下，芯轴上的扭矩大于10,000Nm；以及
第二太阳输入轴比率：
Figure BDA0002760022140000062
大于或等于7m-2。
第二太阳输入轴比率可小于或等于800m-2。
比率和参数可具有如针对第一方面和第二方面所讨论的范围内的值。
发明人已经发现，与扭矩相比将齿轮箱输入轴的倾斜刚度和径向抗弯刚度中的至少一者保持在指定范围内允许齿轮箱的一些隔离，从而保护齿轮箱免受过度负载，同时仍然将轴的偏转保持在用于引擎运行的可接受水平内。
因此，齿轮箱输入轴(也可称为芯轴的一部分)的径向抗弯刚度和/或倾斜刚度被布置成低于常规引擎的径向抗弯刚度和/或倾斜刚度。在各种实施方案中，相对于扭矩，齿轮箱输入轴的径向抗弯刚度和/或倾斜刚度可以比常规引擎的齿轮箱输入轴的径向抗弯刚度和/或倾斜刚度低大于或等于2倍、大于或等于5倍、或大于或等于10倍。发明人认识到，与巡航时的扭矩相比具有相对较低的刚度可有利于保持齿轮箱隔离。
此外，发明人发现，轴倾斜刚度比轴径向抗弯刚度具有更显著的效果——对于相同量值的偏转，轴的过度倾斜偏转比径向抗弯偏转更具破坏性，因为倾斜偏转可产生两种复合效果，首先，负载分担可能恶化，一些行星齿轮比其他行星齿轮承担更大的来自安装在该轴上的太阳齿轮的负载分担，其次要面对负载分布转移。因此，特定行星齿轮上的较大力集中在齿轮的一侧，而不是均匀分布在整个齿上。该齿轮上增加的负载和该负载增加的集中可能因此损坏齿轮齿。因此，在一些实施方案中，保持轴倾斜刚度高于5×104Nm/rad，并且任选地高于6.5×104Nm/rad或1.0×105Nm/rad是特别重要的。
可调整一个或多个轴特性诸如轴直径、材料和壁厚，以便获得期望范围内的轴刚度。
“巡航条件”可如本文别处所定义；例如对应于在10500m至11600m范围内的海拔下的大气条件，并且任选地对应于在11000m高度处的大气条件。在巡航条件下气体涡轮引擎的前进速度可在马赫数(Mn)0.75至Mn0.85的范围内。在巡航条件下，气体涡轮引擎的前进速度可为Mn 0.8。
巡航条件可对应于：
·前向马赫数0.8；
·压力23000Pa；以及
·温度-55℃。
在各个其他方面，第一太阳输入轴比率上的指定边界可由第一太阳输入轴比率的分量的乘积上的指定边界(即齿轮箱输入轴的倾斜刚度乘以芯轴上的扭矩上的边界)代替或另外提供。在各个方面中，该乘积值可大于或等于5.5×108N2m2rad-1，并且任选地小于2.0×1011N2m2rad-1，并且还任选地可大于或等于6.0×108N2m2rad-1，并且任选地小于9.0×1010N2m2rad-1。
例如，根据第七方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入，并且将驱动输出至风扇轴，以便以比该芯轴低的旋转速度驱动该风扇，该齿轮箱是周转齿轮箱，该周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及被布置成具有安装在其上的该多个行星齿轮的行星架，并且其中该太阳齿轮接收来自该芯轴的该输入。在巡航条件下：
芯轴上的扭矩大于10,000Nm；以及
第一太阳输入轴乘积：
齿轮箱输入轴的倾斜刚度×芯轴上的扭矩
大于或等于5.5x108N2m2rad-1。
本领域技术人员将理解，可相应地制定方法和推进器方面。
对应比率的方面的任选特征也可以应用于这些方面。
在各个其他方面，第二太阳输入轴比率上的指定边界可由第二太阳输入轴比率的分量的乘积上的指定边界(即齿轮箱输入轴的径向抗弯刚度乘以芯轴上的扭矩上的边界)代替或另外提供。在各个方面中，该乘积值可大于或等于1.2×109N2，并且任选地小于8.0×1011N2，并且还可任选地大于或等于2.4×109N2，并且任选地小于4.0×1011N2。
例如，根据第八方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入，并且将驱动输出至风扇轴，以便以比该芯轴低的旋转速度驱动该风扇，该齿轮箱是周转齿轮箱，该周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及被布置成具有安装在其上的该多个行星齿轮的行星架，并且其中该太阳齿轮接收来自该芯轴的该输入。在巡航条件下：
芯轴上的扭矩大于10,000Nm；以及
第二太阳输入轴乘积：
齿轮箱输入轴的径向抗弯刚度×芯轴上的扭矩
大于或等于1.2×109N2。
本领域技术人员将理解，可相应地制定方法和推进器方面。
对应比率的方面的任选特征也可以应用于这些方面。
对于本文要求保护或公开的任何参数或参数X的比率，对X可以采用的表示为“X大于或等于Y”的值的限制可以另选地表示为“1/X小于或等于1/Y”。因此，在以上方面和陈述中定义的任何比率或参数可表示为“1/X小于或等于1/Y”而不是“X大于或等于Y”。零可被认为是值1/X的下限。
可调整齿轮箱和/或更一般地引擎的各种参数以允许引擎满足以上概述的方面的规格。下文提供了对各种此类参数的注释。
本发明人认识到，齿轮箱输入轴径向抗弯刚度过高可降低或防止齿轮箱隔离—允许一定的灵活性可减少或避免将破坏性负载传递到齿轮箱中。然而，本发明人还认识到，径向抗弯刚度过低可允许出现具有比较高模式更大的振幅/偏转的低模态频率的振动，并且/或者可允许轴的过度位移，从而在齿轮箱内的齿轮和轴承中产生不对准。发明人发现，相对于轴上的扭矩将齿轮箱输入轴径向抗弯刚度控制在上面详细描述的范围内可以提供齿轮箱隔离，而没有过度的振动或位移。发明人发现，类似的关系适用于齿轮箱输入轴的倾斜刚度。
本发明人发现齿轮箱输入轴的扭转刚度对整个变速器的扭转刚度有影响，但是对齿轮箱操作的影响相对最小，因为扭转偏转仅导致卷起，并不导致齿轮未对准。因此，齿轮箱输入轴的扭转刚度可比架低，而不会产生有害影响。
本发明人已经意识到，将轴的扭转刚度降低到本文定义的范围以下可能会在低模态频率下产生有害的扭转振动(本领域技术人员将理解，较低的模态频率旋转模式比较高的模式具有较大的振幅/偏转，因此避免较低模式更重要)，同时将扭转刚度提高到本文定义的范围以上可能会导致轴的尺寸和/或重量过大，而性能却没有对应的改善。
可调整轴直径、材料和壁厚中的一者或多者，以便获得期望范围内的齿轮箱输入轴扭转刚度。技术人员将会理解，较大的直径通常增加轴刚度，但如果壁太薄，则轴可能弯曲。
如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的(具有风扇叶片的)风扇。
该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中，风扇以更低的速度旋转)。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，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。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成(例如直接接收，例如经由大致环形的导管)从第一压缩机接收流。
齿轮箱可被布置成由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如上述示例中的第一芯轴)来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴)来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。
该齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为至风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“恒星”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少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。例如，齿轮传动比可以介于前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“恒星”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿轮传动比。在一些布置结构中，该齿轮传动比可在这些范围之外。
在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如在其出口处)。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
该压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
该涡轮或每个涡轮(例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂部)延伸到100％跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于(或大约为)以下中的任何一个：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。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如，在0.28到0.32的范围内。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。
可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径(可能只是风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任何一个：220cm、230cm、240cm、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)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。
风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在220cm至300cm(例如240cm至280cm或250cm至270cm)范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在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。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在330cm至380cm范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在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。
在使用气体涡轮引擎时，(具有相关联的风扇叶片的)风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度U尖端移动。风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dH。风扇尖端负载可被定义为dH/U尖端 2，其中dH是跨风扇的焓升(例如1-D平均焓升)，并且U尖端是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。巡航条件下的风扇尖端负载可大于(或大约为)以下中的任何一者：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。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路导管的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于(或大约为)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、18.5、19、19.5或20。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在12至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。该旁路导管可以是基本上环形的。该旁路导管可位于核心引擎的径向外侧。旁路导管的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力(进入燃烧器之前)之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在50至70的范围内。
引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。该比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在80Nkg-1s至100Nkg-1s，或85Nkg-1s至95Nkg-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可产生至少为(或大约为)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。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。仅以举例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可能够产生在330kN至420kN，例如350kN至400kN范围内的最大推力。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃(环境压力101.3kPa，温度30℃)、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为TET，可在燃烧器的出口处测量，例如刚好在自身可被称为喷嘴导向轮叶的第一涡轮轮叶的上游。在巡航时，该TET可至少为(或大约为)以下中的任何一个：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。引擎在使用时的最大TET可以是，例如，至少为(或大约为)以下中的任何一个：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在1800K至1950K的范围内。可以例如在高推力条件下发生最大TET，例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大TET。
如本文所用，最大起飞(MTO)条件具有常规含义。最大起飞条件可被定义为在国际标准大气(ISA)海平面压力和温度条件+15℃下在跑道尽头以最大起飞推力运行引擎，这通常定义为飞行器速度为约0.25Mn，或介于约0.24Mn和0.27Mn之间。因此，引擎的最大起飞条件可被定义为在国际标准大气(ISA)海平面压力和温度+15℃下以引擎的最大起飞推力(例如，最大节流阀)操作引擎，其中风扇入口速度为0.25Mn。
本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或基于铝的材料(诸如铝锂合金)或基于钢的材料。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，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他材料的)冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体(诸如铝锂合金)。
如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如在径向上延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部(或盘状部)中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可以称为叶片盘状部或叶片环。可以使用任何合适的方法来制造此类叶片盘状部或叶片环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂部/盘状部。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(VAN)。此类可变面积喷嘴可允许旁路导管的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有VAN的引擎。
如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件具有常规含义并且将易于被技术人员理解。因此，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，技术人员将立即识别巡航条件是指该气体涡轮引擎被设计用于附接到飞行器的引擎在给定任务(其在行业中可被称为“经济任务”)的中间巡航的操作点。就这一点而言，中间巡航是飞行器飞行周期中的关键点，在该点处，在上升最高点和开始降落之间燃烧的总燃料的50％已燃烧(其在时间和/或距离方面可近似于上升最高点和开始降落之间的中点)。因此，巡航条件定义气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑提供给该飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，如果引擎被设计为附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器上，则在巡航条件下，引擎提供该飞行器在中间巡航时稳态运行所需的总推力的一半。
换句话讲，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被定义为在中间巡航大气条件(在中间巡航高度下由根据ISO 2533的国际标准大气定义)下提供指定推力的引擎的操作点(需要在给定中间巡航马赫数下，与飞行器上的任何其他引擎相结合，提供气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的稳态操作)。对于飞行器的任何给定气体涡轮引擎而言，中间巡航推力、大气条件和马赫数是已知的，因此在巡航条件下，引擎的操作点是明确定义的。
仅以举例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，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0.8马赫、大约0.85马赫或0.8至0.85的范围内。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件的一部分。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气ISA)：10000m至15000m，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、例如大约11000m。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于提供在前进马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kN至35kN范围内的值)和在38000ft(11582m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。仅以另一个示例的方式，巡航条件可对应于提供在前进马赫数0.85下的已知的所需推力水平(例如，在50kN到65kN范围内的值)和在35000ft(10668m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。
在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件(例如，中间巡航条件)来确定，至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。
根据一个方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎。根据该方面的飞行器为气体涡轮引擎已被设计用于附接到的飞行器。因此，根据该方面的巡航条件对应于飞行器的中间巡航，如本文其他部分所定义的。
根据一个方面，提供了一种操作如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的方法。该操作可在如本文其他部分所定义的巡航条件(例如，就推力、大气条件和马赫数而言)下进行。
根据一个方面，提供了一种操作包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据该方面的操作可包括(或可以是)在飞行器的中间巡航处的操作，如本文其他部分所定义的。
尽管在本文所述的布置结构中，用于推进式风扇的驱动源由气体涡轮引擎提供，但是本领域技术人员将理解，本文公开的齿轮箱构造可应用于包括另选驱动类型的其他形式的飞行器推进器。例如，上述齿轮箱布置结构可用于包括由电动马达驱动的推进式风扇的飞行器推进器中。在此类情况下，电动马达可被配置为以较高的旋转速度运行，因此可具有较小的转子直径，并且功率可以更密集。前述方面的齿轮箱构造可用于减小风扇或螺旋桨的旋转输入速度，以允许其在更有利的效率状态下运行。因此，根据一个方面，提供了一种用于飞行器的电动推进单元，所述电动推进单元包括被配置为经由齿轮箱驱动推进式风扇的电机，齿轮箱和/或其输入/输出/支撑件如本文所述和/或要求保护。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图4是示出悬臂梁的径向抗弯刚度的示意图；
图5是示出悬臂梁的倾斜刚度的示意图；
图6是示出向轴施加扭矩的示意图；
图7是示出芯轴具体地讲示出齿轮箱输入轴的截面侧视图和近距离视图；
图8示出了图7所示的齿轮箱输入轴的径向抗弯；
图9示出了图7所示的齿轮箱输入轴的倾斜刚度；
图10示出了图7和图9所示的齿轮箱输入轴的倾斜刚度；
图11示出了图7所示的齿轮箱输入轴的扭转刚度；
图12是引擎的截面侧视图，示出了向齿轮箱输入轴施加扭矩；
图13示出了各种实施方案的方法；
图14是位移与负载的曲线图，示出了可确定部件刚度的弹性区域；以及
图15示出了具有如本文所述的两个引擎的飞行器。
具体实施方式
图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流：核心气流A和旁路气流B。气体涡轮引擎10包括接收核心气流A的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并且限定旁路导管22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路导管22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。
在使用中，核心气流A由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮和低压涡轮17、19膨胀，从而驱动高压涡轮和低压涡轮以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机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。
图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴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的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
连杆36可被称为风扇轴36，风扇轴36任选地包括联接在一起的两个或更多个轴部分36a、36b。例如，风扇轴36可包括从齿轮箱30延伸的齿轮箱输出轴部分36a以及在齿轮箱输出轴部分与风扇23之间延伸的风扇部分36b。在图1和图2所示的实施方案中，齿轮箱30是行星式齿轮箱，并且齿轮箱输出轴部分36a可与行星架34成一体或者连接至其，因此其可被称为架输出轴36a。在恒星齿轮箱30中，齿轮箱输出轴部分36a可与环形齿轮38成一体或者连接至其，因此其可被称为环形输出轴36a。在图1和2所示的实施方案中，风扇轴36的风扇部分36b将齿轮箱输出轴部分36a连接至风扇23。因此，齿轮箱30的输出经由风扇轴36传递到风扇23，以使风扇旋转。在另选的实施方案中，风扇轴36可包括单个部件或多于两个部件。除非另外指明或对于本领域技术人员显而易见，否则关于具有恒星齿轮箱30的引擎10描述的任何内容都可同样适用于具有行星式齿轮箱30的引擎，反之亦然。
需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴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，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱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中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中环形齿轮38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是恒星布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮(或齿圈)38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部件(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如图2示例中的连杆36、40)可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部件和固定部件之间(例如，在来自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)的轴承的任何合适的布置结构，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具有恒星布置结构(如上所述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如恒星或行星齿轮)、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选构型。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路导管22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开并径向地在该核心引擎喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路导管22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前(或上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论是混合的还是分流的)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，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子(其中风扇级未被短舱围绕)或例如涡轮螺旋桨引擎。
气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向方向(与旋转轴线9对准)、径向方向(在图1中从下到上的方向)和周向方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向方向、径向方向和周向方向相互垂直。
本文可使用以下一般定义：
径向抗弯刚度
径向抗弯刚度是针对由在任何一个选定的径向(即垂直于并穿过引擎轴线的任何方向)上施加的给定力的变形的度量。径向抗弯刚度参考图4根据悬臂梁401的变形定义。如图4所示，在垂直于梁的纵向轴线的方向上施加在梁的自由端的力F引起线性垂直变形δ。径向抗弯刚度是对于给定线性变形施加的力即F/δ。在本申请中，径向抗弯刚度是相对于引擎的旋转轴线9而言的，因此涉及对由径向力引起的在引擎的径向上的线性变形的阻力。梁或等效的悬臂梁部件沿着引擎的旋转轴线延伸，力F沿任何径向垂直于引擎的旋转轴线施加，并且位移δ沿力的作用线垂直于旋转轴线9测量。如本文所定义的径向抗弯刚度具有N/m的国际单位制(SI)单位。在本申请中，除非另有说明，否则径向抗弯刚度被认为是自由体刚度，即针对悬臂构造中的单独的部件测量的刚度，而不存在可能影响其位移的其他部件。
当垂直于悬臂梁并在梁的自由端处施加力时，合成曲率不是恒定的，而是朝梁的固定端增加。
倾斜刚度
参考图5定义倾斜刚度，该图示出了悬臂梁401在其自由端处施加的力矩M下的所得到的变形。倾斜刚度是在部件上施加力矩的位置处对旋转的阻力的度量。从图5中可以看出，在悬臂梁的自由端处施加的力矩沿梁的长度在其自由端和固定端之间产生恒定的曲率。施加的力矩M引起施加力矩的点处的旋转θ。因此，如本文所定义的倾斜刚度具有Nm/rad的SI单位。
扭转刚度
图6示出了轴401或其他主体的扭转刚度的定义。施加到梁的自由端的扭矩τ引起沿着梁长度的旋转变形θ(例如，扭转)。扭转刚度是针对给定扭转角施加的扭矩，即τ/θ。扭转刚度的SI单位为Nm/rad。
可针对具有给定半径的部件确定有效线性扭转刚度。有效线性扭转刚度根据在该半径上的点处施加的等效切向力(扭矩的大小除以半径)和与该部件的旋转变形θ相对应的点所移动的距离δ(半径的大小乘以θ)来限定。
扭矩
扭矩也可被称为力矩，是线性力的旋转等效形式，并且可被认为是对物体的扭转。图6示出了向轴施加扭矩。如果轴能够自由旋转，则扭矩将引起轴的旋转。如果轴在一端处保持在适当的位置，则轴将卷绕/扭转，如图6所示–轴的一端可与另一端相比旋转角度θ。如果轴可抵抗负载旋转，则卷绕和旋转的组合可由施加扭矩引起，其中轴的扭转刚度影响卷绕的量。
主体的扭矩τ的量值τ取决于三个量：所施加的力(F)、将原点连接到力施加点(r)的杠杆臂向量以及力与杠杆臂向量之间的角度(A)：
τ＝r×F
τ＝|τ|＝|r×F|＝|r||F|sinA
其中：τ是扭矩矢量，并且τ是扭矩的量值；
r为位置矢量或“杠杆臂”矢量(从身体上的选定点到施加力的点的矢量)；
F为力矢量；
×表示交叉乘积；以及
A为力矢量与杠杆臂矢量之间的角度(因此当力矢量垂直于位置矢量时，sin(A)为一，使得τ＝rF，即力的量值乘以身体上的选定点与施加力的点之间的距离)。
扭矩的单位为[力]×[距离]，并且可以牛顿米(N.m)的单位表示。主体上的净扭矩确定主体的角动量的变化率。
齿轮传动比
对于一对齿轮，齿轮传动比是从动齿轮的旋转数与传动齿轮的旋转数的比率，从动齿轮和传动齿轮的齿数比对应于一个齿轮针对另一个齿轮的一次旋转所做的旋转数。
更一般地讲：
Figure BDA0002760022140000231
在航空航天动力齿轮箱领域中，齿轮箱30通常是减速齿轮箱(即，输出旋转速度低于输入旋转速度)。因此，如上定义的齿轮传动比小于一，因为从动齿轮的旋转速度低于传动齿轮的旋转速度(例如，对于示例性齿轮箱，1:3的从动：传动比是1/3的齿轮传动比)。在该领域，为了简化数字，齿轮箱的减速比(齿轮箱比率的倒数)通常被称为齿轮箱比率(因此示例性齿轮箱可被列为具有3而不是1/3的齿轮传动比)；技术人员将会知道，大于一的“齿轮传动比”将更准确地称为减速比。
在周转齿轮箱30中，诸如图3所示，太阳齿轮28驱动行星齿轮32。
在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34旋转并经由连杆36联接到输出轴，其中环形齿轮38被固定。因此，行星齿轮32围绕由行星架34承载的太阳齿轮28移动(“轨道运行”)，以及围绕其自身的轴线旋转。在该示例中，太阳齿轮28是输入齿轮。
对于这种类型的行星式齿轮箱，齿轮传动比：
Figure BDA0002760022140000232
其中ZR为环形齿轮38上的齿数，并且ZS为太阳齿轮28上的齿数。这也可写成齿轮传动比1:1+Z_R/Z_s。
在行星式齿轮箱30中，输入轴和输出轴沿相同方向旋转。对于各种实施方案的行星式齿轮箱，齿轮传动比(减速比)可大于或等于3.6(1:3.6)，并且任选地可大于或等于4(1:4)。
在其他实施方案中，周转齿轮箱30可具有恒星布置结构，其中行星架34保持固定，使得行星齿轮32旋转到适当位置，但不会随着被允许旋转的环形(或内齿圈)齿轮38使太阳齿轮28轨道运行。在此类布置结构中，风扇23由旋转环形齿轮38驱动。在该示例中，环形齿轮38是输出(从动)齿轮，并且太阳齿轮28再次是输入(驱动)齿轮。在恒星齿轮箱30中，输入轴和输出轴沿相反方向旋转。
对于恒星齿轮箱，齿轮传动比：
Figure BDA0002760022140000241
对于各种实施方案的恒星齿轮箱，齿轮传动比(减速比)可小于或等于3.6(1:3.6)，并且任选地可大于或等于3(1:3)。在各种实施方案中，齿轮传动比可介于1:3和1:3.3之间。恒星齿轮箱30的齿轮传动比通常可低于行星式齿轮箱30的齿轮传动比。
齿轮传动比定义了(在该实施方案中，经由太阳输入轴或芯轴26)输入齿轮箱30的扭矩与(在该实施方案中，经由从行星架34延伸的风扇轴36)从齿轮箱30输出的扭矩之间的比率：
Figure BDA0002760022140000242
对于恒星齿轮箱：
Figure BDA0002760022140000251
Figure BDA0002760022140000252
负号源自扭矩的方向变化。因此，由于方向的反转，齿轮箱两端的扭矩变化是1+Z_R/Z_S的系数(即，1加上齿轮传动比)。因此，由于ZR/Z_S是正的，因此齿轮箱两端的扭矩变化是大于一的系数。因此，恒星齿轮箱的芯轴26和风扇轴36之间的扭矩变化Δτ可被示出为：
Δτ＝(1+齿轮箱齿轮传动比)×风扇轴上的扭矩
对于行星式齿轮箱：
Figure BDA0002760022140000253
Figure BDA0002760022140000254
因此，齿轮箱两端的扭矩变化是1-1/(1+Z_R/Z_s)的系数(即，1减去齿轮传动比)。因此，由于ZR/Z_S是正的，所以1+Z_R/Z_S＞1，因此齿轮箱两端的扭矩变化是小于1的正系数。
因此，行星式齿轮箱的芯轴26和风扇轴36之间的扭矩变化Δτ可被示出为：
Δτ＝(1-齿轮箱齿轮传动比)×风扇轴上的扭矩
为了便于理解，下面提供了与本文所述的实施方案相关的刚度和扭矩的更具体的定义。
齿轮箱输入轴刚度
在图1和图2所示的布置结构中，齿轮箱输入轴26a(芯轴26的一部分)驱动太阳齿轮28。因此，齿轮箱输入轴26a可称为太阳输入轴26a。齿轮箱输入轴26a可以是恒星布置结构(以及行星式布置结构)中的太阳输入轴26a。齿轮箱输入轴26a也可称为芯轴26的一部分，向齿轮箱30提供输入的芯轴26的前部26a。
因此，芯轴26包括齿轮箱输入轴26a，该齿轮箱输入轴与芯轴26的其余部分一起旋转，但是可具有与芯轴的其余部分不同的刚度。在关于图1和图2描述的布置结构中，芯轴26在涡轮19与齿轮箱30之间延伸，从而将涡轮19连接到压缩机14，并且将涡轮和压缩机连接到齿轮箱30。芯轴26的后部26b(涡轮轴26b)在涡轮19与压缩机14之间延伸，从而将涡轮连接到压缩机。芯轴26的前部26a(齿轮箱输入轴26a)在压缩机14与齿轮箱之间延伸，从而将涡轮和压缩机连接到齿轮箱30。由于该前部26a为齿轮箱30提供扭矩，因此被称为齿轮箱输入轴26a。在该布置结构中，在后部26b与齿轮箱输入轴26a相遇的轴向位置处或附近，在芯轴26上存在轴承26c。
在一些齿轮箱30中，行星架34可例如由齿轮箱输入轴26a驱动。在此类实施方案中，齿轮箱输入轴26a可以不是太阳输入轴26a。然而，这可能使太阳齿轮28的安装更加困难。
在该布置结构中，如图7所示，芯轴26被分成两个部分；从齿轮箱30延伸并且连接到太阳齿轮28(齿轮箱输入轴26a)的第一部分26a，以及从第一部分向后延伸并且连接到涡轮19(涡轮轴26b)的第二部分26b。
在所描述的布置结构中，第一部分26a被设计成具有比第二部分26b低的刚度，其可为太阳齿轮28提供软安装件，同时保持引擎10中其他地方的刚性。在此类布置结构中，第二部分26b被设计成有效刚性的(与第一部分26a的刚度相比)。连接涡轮和压缩机以及齿轮箱30的第二部分26b可称为涡轮轴26b。涡轮轴26b被布置成传递扭转负载以驱动压缩机和齿轮箱30，以及传递压缩机和涡轮轴向负载。
在另选的实施方案中，芯轴26可不被分成刚度不同的部分，而是可具有恒定的刚度。在另选或另外的实施方案中，芯轴26可被分成更多个部分。
芯轴26使用轴承26c安装，轴承26c是齿轮箱30轴向下游的芯轴26上的第一轴承。在所描述的实施方案中，轴承26c在芯轴26的第二部分26b上，在其他实施方案中，它可在不同的轴部分上，或者在唯一的轴部分上。
齿轮箱输入轴26a的刚度是在使轴承26c保持刚性并且将轴承26c与芯轴26的其余部分的连接视为刚性的状态下测量的，从而仅考虑第一部分26a的刚度(将其余部分视为有效刚性的)。为了确定扭转刚度，齿轮箱输入轴26a被认为在扭矩τ所施加的端部是自由的。
齿轮箱输入轴径向抗弯刚度
如图1和图2所示，芯轴26在传动齿轮(太阳齿轮28)和低压涡轮19之间延伸。低压涡轮19驱动齿轮箱输入轴26的旋转。
在相对于这些附图描述的布置结构中，齿轮箱输入轴26a被设计成具有相对低的径向抗弯刚度以为太阳齿轮28提供“软”安装。太阳齿轮28因此可响应于太阳齿轮28上的力而径向/垂直于引擎轴线9移动，这可改善行星齿轮32之间的负载分布。具体地讲，当齿轮之间的接触区域限定恒定的力角时，安装中的灵活性可改善负载分布，因此具有较大大小的力的那些接触区域远离它们的接触位置产生净力，这继而可减小较大的力，使它们更接近于平均值。太阳齿轮28的此类软安装件可被设计成适应移动以解决以下问题中的一者或多者：架轴承定位精度和间隙、行星和/或太阳齿轮齿间隔和厚度变化/制造公差以及/或者齿轮箱输入轴主线轴承定位精度和间隙等。
在芯轴26的轴承26c处示出(在图8中)对角内衬盒402以指示与轴承26c的连接被视为刚性的(如对于悬臂梁安装)。
在所描述的实施方案中，确定齿轮箱输入轴径向抗弯刚度，从而将芯轴26的在轴承26c前方的部分26a(即，该布置结构的齿轮箱输入轴26a)作为固定地安装在与轴承26c的连接点处的自由主体，其中在太阳齿轮28的轴向中心点的轴向位置处施加力。这在图8中示出，其中箭头F指示齿轮箱输入轴26a上的(径向)力，而δ示出轴26a的端部的(径向)位移。力F被示出为沿着穿过引擎轴线9的线作用—技术人员将理解，在轴线9的一侧上朝向引擎轴线9的力是在轴线9的另一侧上远离引擎轴线的力，使得刚度考虑朝向和远离轴线弯曲。齿轮箱30被示出以供参考，但太阳齿轮28未示出为随着轴26a运动，因为刚度被计算为自由体刚度，如上所述。
在各种实施方案中，齿轮箱输入轴径向抗弯刚度可大于或等于6×105N/m(即，600kN/m)，并且任选地大于或等于8.0×105N/m。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴径向抗弯刚度可大于或等于6.0×105N/m或9.0×105N/m。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴径向抗弯刚度可大于或等于8.0×105N/m或1.2×106N/m。
在各种实施方案中，齿轮箱输入轴径向抗弯刚度可在6×105至3×107N/m(即，600kN/m至30,000kN/m)的范围内，并且任选地在8.0×105至1.8×107N/m的范围内。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴径向抗弯刚度可在6.0×105N/m至1.8×107N/m的范围内，并且任选地在8.5×105N/m至9.9×105N/m的范围内(并且可等于9.1×105N/m)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴径向抗弯刚度可在8.0×105N/m至3.0×107N/m的范围内，并且任选地在9.5×105N/m至2.2×106N/m的范围内(并且可等于1.3×106N/m)。
通过选择或修改轴材料、直径、壁厚等中的一者或多者，齿轮箱输入轴的径向抗弯刚度可以被调节成位于该范围内。
齿轮箱输入轴倾斜刚度
齿轮箱输入轴倾斜刚度是齿轮箱输入轴26a对施加的力矩M的阻力的度量，如图9和图10所示。力矩的轴线垂直于引擎轴线9。输入轴26的两个点被选择用于测量倾斜刚度：在太阳齿轮28的轴向中心点的轴向位置处的向前点(在此处施加力矩)以及在与轴承26c的连接的轴向位置处的向后点(被视为刚性的)。
技术人员将会理解，图8和图9仅是示意性的，轴26a的曲率将在施加力(图8)和施加力矩(图9)之间不同，如上所述。
响应于所施加的力矩M，该力矩M在所示示例中是逆时针力矩，但是在其他示例中可以是顺时针力矩，齿轮箱输入轴26a通过角度θ弯曲。对于具有恒定截面的轴26，角度θ在沿其长度的每个点处是恒定的，但是可以随着具有非恒定截面的轴26的长度而变化，诸如图9所示。为了便于描绘，图9示出了仅发生在轴26的较窄部分上的变形。更一般地，可组合来自不同宽度的轴26的不同部分对倾斜刚度的贡献以确定总体刚度。
选择感兴趣的点处的曲率(太阳齿轮28的轴向中心点的轴向位置处的向前点)用于测量角度θ。θ在平行于引擎轴线9的线与齿轮箱输入轴26a在向前点处的局部切线之间测量。这在图10中示出，注意切线在该表示中平行于轴26的长度出现，因为曲率未示出。图5更清楚地示出了切线和θ的测定。
在各种实施方案中，齿轮箱输入轴倾斜刚度可大于或等于5x104Nm/弧度，并且任选地大于或等于6.5×104Nm/弧度。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴倾斜刚度可大于或等于5×104Nm/弧度或8.×104Nm/弧度。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴倾斜刚度可大于或等于1.0×105Nm/弧度或2.4×105Nm/弧度。
在各种实施方案中，齿轮箱输入轴倾斜刚度可在5×104Nm/弧度至5×106Nm/弧度的范围内，并且任选地在6.5×104Nm/弧度至2.6×106Nm/弧度的范围内。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴倾斜刚度可在5×104Nm/弧度至8×105Nm/弧度的范围内，并且任选地8×104Nm/弧度至9×104Nm/弧度(并且可等于8.6×104Nm/弧度)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴倾斜刚度可在1.0×105Nm/弧度至5.0×106Nm/弧度的范围内，并且任选地2.2×105Nm/弧度至3.2×105Nm/弧度(并且可等于2.6×105Nm/弧度)。
通过选择或修改轴材料、直径、壁厚等中的一者或多者，齿轮箱输入轴26a的倾斜刚度可以被调节成位于该范围内。
齿轮箱输入轴扭转刚度
齿轮箱输入轴扭转刚度是轴26a对施加的扭矩τ的阻力的度量，如图11所示。可将其描述为齿轮箱输入轴26a对扭转或卷绕的阻力。力矩的轴线平行于引擎轴线9。示出了在齿轮箱输入轴26的轴承26c的位置处的斜线框402，以指示将到轴承26c的连接视为刚性且不旋转的(如同悬臂梁安装件一样)。否则，将齿轮箱输入轴26a视为自由体(不包括太阳齿轮-行星齿轮啮合刚度)。
扭矩τ(在向前位置即太阳齿轮28的轴向中点位置处)施加到齿轮箱输入轴26a上，并且沿着轴26a的长度引起旋转变形θ(例如扭转)。θ是在施加扭矩的位置处测量的。如上所述，芯轴26在轴承26c的位置处保持不旋转，使得扭转值沿着第一轴部分26a(齿轮箱输入轴26a)的长度从零增加到θ。
轴圆周上位于向前位置处的点移动的角度为θ，其中θ是以弧度为单位测得的角度。因此，如上所述，可以使用齿轮箱输入轴26a的半径r来为齿轮箱输入轴26a定义有效线性扭转刚度。在齿轮箱输入轴26a的半径变化的实施方案中，可将齿轮箱输入轴26a在与太阳齿轮28的接口处的半径用作半径r(即，对于所示的实施方案，为在轴的前端处的半径)。为了确定扭转刚度，齿轮箱输入轴26a被认为在扭矩τ所施加的端部是自由的。
在所示的布置结构中，太阳齿轮28的轴向中点位置也在轴26a的前端处或邻近其。在另选的实施方案中，齿轮箱输入轴26a可进一步延伸到太阳齿轮28的前方；在此类实施方案中，用于施加扭矩、力或力矩的向前位置仍然被认为是太阳齿轮28的轴向中点的位置。
在各种实施方案中，齿轮箱输入轴26a的扭转刚度大于或等于1.4×106Nm/弧度，并且任选地大于或等于1.6×106Nm/弧度。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴的扭转刚度可大于或等于1.4×106Nm/弧度或1.8×106Nm/弧度。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴的扭转刚度可大于或等于3×106Nm/弧度或5×106Nm/弧度。
在各种实施方案中，齿轮箱输入轴26a的扭转刚度在1.4×106Nm/弧度至2.5×108Nm/弧度的范围内，并且任选地在1.6×106Nm/弧度至2.5×107Nm/弧度的范围内。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴的扭转刚度可在1.4×106Nm/弧度至2.0×107Nm/弧度的范围内，并且任选地可在1.8×106Nm/弧度至3×106Nm/弧度的范围内(并且任选地可等于2.0×106Nm/弧度)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴的扭转刚度可在3×106Nm/弧度至1×108Nm/弧度的范围内，并且任选地可在5×106Nm/弧度至6×106Nm/弧度的范围内(并且任选地可等于5.7×106Nm/弧度)。
在各种实施方案中，齿轮箱输入轴26a的有效线性扭转刚度大于或等于4.0×108N/m，并且任选地大于或等于4.3×108N/m。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴的有效线性扭转刚度可大于或等于4.0×108N/m或4.4×108N/m。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴的有效线性扭转刚度可大于或等于4.3×108N/m或6.8×108N/m。
在各种实施方案中，齿轮箱输入轴的有效线性扭转刚度在4.0×108N/m至3.0×1010N/m的范围内，并且任选地在4.3×108N/m至9.0×109N/m的范围内。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴的有效线性扭转刚度可在4.0×108N/m至1.5×1010N/m的范围内，并且任选地可在4.4×108N/m至5.4×108N/m的范围内(并任选地可等于4.9×108N/m，并且任选地等于4.92×108N/m)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，齿轮箱输入轴的有效线性扭转刚度可在4.3×108N/m至3.0×1010N/m的范围内，并且任选地可在5.0×108N/m至8.0×108N/m的范围内(并且任选地可等于6.8×108N/m，并且任选地等于6.84×108N/m)。
通过选择或修改轴材料、直径、壁厚等中的一者或多者，齿轮箱输入轴26a的扭转刚度可以被调节成位于该范围内。
芯轴上的扭矩
在巡航条件下，扭矩τ通过涡轮19的旋转施加到芯轴26，如图12所示。由于扭矩不随旋转轴的轴半径而变化，因此即使半径在齿轮箱输入轴部分26a和涡轮轴部分26b之间变化，扭矩也沿着芯轴26是恒定的。
在巡航条件下由涡轮19提供给芯轴的扭矩(即，芯轴上的扭矩)可大于或等于10,000Nm，并且任选地大于或等于11,000Nm。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在巡航条件下芯轴26上的扭矩可大于或等于10,000Nm或11,000Nm(并且任选地可等于至12,750Nm)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在巡航条件下芯轴26上的扭矩可大于或等于25,000Nm，并且任选地大于或等于30,000Nm(并且任选地可等于34,000Nm)。
在巡航条件下芯轴上的扭矩可在10,000Nm至50,000Nm的范围内，并且任选地在11,000Nm至45,000Nm的范围内。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在巡航条件下芯轴26上的扭矩可在10,000Nm至15,000Nm的范围内，并且任选地在11,000Nm至14,000Nm的范围内(并且任选地可等于12,750Nm)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在巡航条件下芯轴26上的扭矩可在25,000Nm至50,000Nm的范围内，并且任选地在30,000Nm至40,000Nm的范围内(并且任选地可等于34,000Nm)。
在最大起飞(MTO)条件下，芯轴26上的扭矩可大于或等于28,000Nm，并且任选地大于或等于30,000Nm。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在MTO条件下芯轴26上的扭矩可大于或等于28,000Nm，并且任选地大于或等于35,000Nm(并且任选地可等于36,300Nm)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在MTO条件下芯轴26上的扭矩可大于或等于70,000Nm，并且任选地大于或等于80,000Nm或82,000Nm(并且任选地可等于87,100Nm)。
在最大起飞(MTO)条件下，芯轴26上的扭矩可在28,000Nm至135,000Nm的范围内，并且任选地在30,000Nm至110,000Nm的范围内。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在MTO条件下芯轴26上的扭矩可在28,000Nm至50,000Nm的范围内，并且任选地在35,000Nm至38,000Nm的范围内(并且任选地可等于36,000Nm)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在MTO条件下芯轴26上的扭矩可在70,000Nm至135,000Nm的范围内，并且任选地在80,000Nm至90,000Nm或82,000Nm至92,000Nm的范围内(并且任选地可等于87,000Nm)。
在该实施方案中，芯轴26上的扭矩在巡航条件下大于或等于10,000Nm，并且任选地在巡航条件下低于50,000Nm。
本发明人发现，上面定义的参数的特定比率对齿轮箱性能具有重大影响。特别地，以下条件中的一个、一些或全部可适用于任何实施方案：
第一太阳输入轴比率可被定义为(在巡航条件下)：
Figure BDA0002760022140000331
在各种实施方案中，第一太阳输入轴比率可大于或等于4rad-1，并且任选地大于或等于5.0rad-1。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，第一太阳输入轴比率可大于或等于4.0rad-1，并且任选地可大于或等于5rad-1，还任选地大于或等于6rad-1(并且任选地可等于6.7rad-1)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，第一太阳输入轴比率可大于或等于4.0rad-1，并且任选地可大于或等于6rad-1或7rad-1(并且任选地可等于7.6rad-1)。
在各种实施方案中，第一太阳输入轴比率可在4rad-1至150rad-1的范围内，并且任选地在5.0rad-1至90rad-1的范围内。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，第一太阳输入轴比率可在4.0rad-1至90rad-1的范围内，并且任选地在5rad-1至50rad-1的范围内，还任选地在5rad-1至8rad-1的范围内(并且任选地可等于6.7rad-1)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，第一太阳输入轴比率可在4.0rad-1至90rad-1的范围内，并且任选地在6rad-1至50rad-1或6rad-1至9rad-1的范围内(并且任选地可等于7.6rad-1)。
在各种实施方案中，可以计算第一太阳输入轴比率的分量的乘积，即齿轮箱输入轴(26)的倾斜刚度乘以芯轴(26)上的扭矩。在各种实施方案中，该乘积的值可等于或大于5.5×108N2m2/弧度，并且任选地小于2.0×1011N2m2/弧度。任选地，该乘积可以大于或等于6.0×108N2m2rad-1，并且还可任选地小于9.0×1010N2m2rad-1。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该乘积值可大于或等于5.5×108N2m2rad-1，并且任选地小于3.0×1010N2m2rad-1。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该乘积值可大于或等于1.0×109N2m2rad-1，并且任选地小于2.0×1011N2m2rad-1。
另选地或除此之外，第二太阳输入轴比率可被定义为(在巡航条件下)：
Figure BDA0002760022140000341
在各种实施方案中，第二太阳输入轴比率可大于或等于7m-2，并且任选地大于或等于14m-2，并且进一步任选地大于或等于35m-2。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，第二太阳输入轴比率可大于或等于7m-2或14m-2，并且任选地可大于或等于50m-2，还任选地大于或等于65m-2(并且任选地可等于71m-2)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，第二太阳输入轴比率可以大于或等于7m-2，并且任选地大于或等于35m-2(并且任选地可等于38m-2)。
在各种实施方案中，第二太阳输入轴比率可在7m-2至800m-2的范围内，并且任选地在14m-2至400m-2的范围内，并且还任选地在14m-2至100m-2的范围内。在一些实施方案中，例如在风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，第二太阳输入轴比率可在7或14m-2至400m-2的范围内，并且任选地在50m-2至100m-2的范围内，还任选地在65m-2至75m-2的范围内(并且任选地可等于71m-2)。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330m至380cm的范围内的实施方案中，第二太阳输入轴比率可在7m-2至400m-2的范围内，任选地在7m-2至70m-2的范围内，并且任选地在35m-2至45m-2的范围内(并且任选地可等于38m-2)。
在各种实施方案中，可以计算第二太阳输入轴比率的分量的乘积，即齿轮箱输入轴(26)的径向抗弯刚度乘以芯轴(26)上的扭矩。在各种实施方案中，该乘积的值可大于或等于1.2×109N2，并且任选地小于8.0×1011N2。在各种实施方案中，该值可大于或等于2.4×109N2，并且任选地小于4.0×1011N2。任选地，该乘积可大于或等于7.0×109N2，并且任选地小于2.0×1011N2。在一些实施方案中，例如在风扇直径在330cm至380cm范围内的实施方案中，乘积可大于或等于4.4×109N2，并且任选地小于8.0×1011N2，或者大于或等于8.0×109N2，并且任选地小于8.0×1011N2。
本公开还涉及在飞行器50上操作气体涡轮引擎10的方法1300。在图13中示出了方法1300。方法1300包括启动和操作1302引擎10(例如，如果合适，飞行器50在跑道上滑行、起飞和爬升)，以达到巡航条件。一旦达到巡航条件，方法1300然后包括操作1304在本文其他地方的一个或多个实施方案中描述的气体涡轮引擎10，以在巡航条件下提供推进。操作气体涡轮引擎10，使得本文定义的任何一个或所有参数或比率在指定范围内。例如，该方法包括操作1304气体涡轮引擎10，使得实现以下任何一个或多个：
(i)在巡航条件下该芯轴(26)上的扭矩大于10,000Nm，并且任选地低于50,000Nm；以及/或者
(ii)第一太阳输入轴比率：
Figure BDA0002760022140000351
在巡航条件下大于或等于4rad-1，并且任选地小于150rad-1(第一太阳输入轴比率可落在如上详述的任何范围内)；以及/或者
(iii)第二太阳输入轴比率：
Figure BDA0002760022140000352
在巡航条件下大于或等于7m-2，并且任选地小于800m-2(第二太阳输入轴比率可落在如上详述的任何范围内)；以及/或者
(iv)第一太阳输入轴乘积：
齿轮箱输入轴的倾斜刚度×芯轴上的扭矩
大于或等于5.5×108N2m2rad-1，并且任选地小于2.0×1011N2m2rad-1；以及/或者
(v)第二太阳输入轴乘积：
齿轮箱输入轴的径向抗弯刚度×芯轴上的扭矩
大于或等于1.2×109N2，并且任选地小于8.0×1011N2。
图14示出了可如何测量本文定义的刚度。图14示出了由于施加负载L(例如，力、力矩或扭矩)而产生的位移δ的图，该负载施加到被测量其刚度的部件上。在从零到LP的负载水平下，存在一个非线性区域，其中位移是由部件在被加载时的运动(或部件的单独零件的相对运动)而不是部件的变形(例如，在零件之间的间隙内移动)引起的。在高于LQ的负载水平下，已经超过部件的弹性限度，并且所施加的负载不再引起弹性变形，而是可能发生塑性变形或部件失效。在点P与Q之间，所施加的载荷和所产生的位移具有线性关系。可通过测量点P与Q之间的线性区域的梯度来确定本文定义的刚度(其中刚度是该梯度的倒数)。可通过提供更大的位移进行测量来找出线性区域的尽可能大的区域的梯度，以增加测量的精度。例如，可通过施加等于或略大于LP且等于或略小于LQ的负载来找出梯度。可在测试之前基于材料特性估计LP和LQ的值，以便施加合适的负载。尽管在本说明书中将位移称为δ，但是本领域技术人员将理解，等效原理将适用于线性位移或角位移。
除非另有说明，否则本文定义的刚度是针对引擎关闭时(即，在零速度/在工作台上)的对应部件而言的。刚度通常在引擎的运行范围内不会显著变化；因此，装有引擎的飞行器的巡航条件(这些巡航条件如本文其他地方所定义)下的刚度可与不使用引擎时的刚度相同。然而，在刚度在引擎的运行范围内变化的情况下，本文定义的刚度应被理解为引擎处于室温且不运动时的值。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (16)

1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，包括：
引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(14)以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及
齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26)的齿轮箱输入轴(26a)部分的输入，并且将驱动输出至风扇轴，以便以比所述芯轴低的旋转速度驱动所述风扇(23)，所述齿轮箱(30)是周转齿轮箱(30)，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮(28)、多个行星齿轮(32)、环形齿轮(38)以及被布置成具有安装在其上的所述多个行星齿轮(32)的行星架(34)，并且其中所述太阳齿轮(28)接收来自所述芯轴(26)的所述输入，并且其中，在巡航条件下：
所述芯轴(26)上的扭矩大于10,000Nm；并且
第一太阳输入轴比率：
Figure FDA0002760022130000011
大于或等于4rad-1。
2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述第一太阳输入轴比率大于或等于5rad-1，并且/或者小于150rad-1。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
(i)所述齿轮箱输入轴(26a)的所述倾斜刚度大于或等于5×104Nm/弧度，并且任选地低于5×106Nm/弧度；以及/或者
(ii)所述齿轮箱输入轴(26a)的所述径向抗弯刚度大于或等于6×105N/m，并且任选地低于3×107N/m。
4.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中第二太阳输入轴比率：
Figure FDA0002760022130000021
大于或等于7m-2，并且任选地小于800m-2。
5.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述齿轮箱输入轴(26a)的所述倾斜刚度与所述芯轴(26)上的所述扭矩的乘积等于或大于5.5×108，并且任选地小于2.0×1011N2m2/弧度。
6.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，包括：
引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(14)以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及
齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26)的齿轮箱输入轴(26a)部分的输入，并且将驱动输出至所述风扇(23)，以便以比所述芯轴低的旋转速度驱动所述风扇，所述齿轮箱(30)是周转齿轮箱(30)，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮(28)、多个行星齿轮(32)、环形齿轮(38)以及被布置成具有安装在其上的所述多个行星齿轮(32)的行星架(34)，并且其中所述太阳齿轮(28)接收来自所述芯轴(26)的所述输入，并且其中，在巡航条件下：
所述芯轴(26)上的扭矩大于10,000Nm；以及
第二太阳输入轴比率：
Figure FDA0002760022130000022
大于或等于7m-2。
7.根据权利要求6所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述第二太阳输入轴比率大于或等于14m-2或35m-2，并且任选地低于400m-2。
8.根据权利要求6或权利要求7所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
(i)所述齿轮箱输入轴(26a)的所述径向抗弯刚度大于或等于6×105N/m，并且任选地低于3×107N/m；以及/或者
(ii)所述齿轮箱输入轴(26a)的所述倾斜刚度大于或等于5×104Nm/弧度，并且任选地低于5×106Nm/弧度。
9.根据权利要求6或权利要求7所述的气体涡轮引擎(10)，其中第一太阳输入轴比率：
Figure FDA0002760022130000031
大于或等于4rad-1，并且任选地小于150rad-1。
10.根据权利要求6或权利要求7所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述齿轮箱输入轴(26a)的所述径向抗弯刚度与所述芯轴(26)上的所述扭矩的乘积等于或大于1.2x109N2，并且任选地小于8.0x1011N2。
11.根据权利要求1或权利要求6所述的气体涡轮引擎(10)，其中满足下列中的任一者：
(i)所述齿轮箱(30)是恒星齿轮箱(30)，并且所述芯轴(26)和所述风扇轴(36)之间的扭矩变化Δτ是：
Figure FDA0002760022130000032
(ii)所述齿轮箱(30)是行星式齿轮箱(30)，并且所述芯轴(26)和所述风扇轴之间的扭矩变化Δτ是：
Figure FDA0002760022130000033
12.根据权利要求1或权利要求6所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
所述齿轮箱(30)的齿轮传动比在3.2至4.5的范围内，并且任选地在3.3至4.0的范围内；以及/或者
所述引擎(10)在巡航条件下的比推力在70NKg-1s至90NKg-1s的范围内；以及/或者
巡航时的旁路比率在12.5至18的范围内；并且任选地在13至16的范围内；以及/或者
所述风扇(23)的风扇直径大于240cm并小于或等于380cm，并且任选地大于300cm并小于或等于380cm。
13.根据权利要求1或权利要求6所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
所述涡轮是第一涡轮(19)，所述压缩机是第一压缩机(14)，并且所述芯轴是第一芯轴(26)；
所述引擎核心(11)还包括第二涡轮(17)、第二压缩机(15)和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴(27)；以及
所述第二涡轮、所述第二压缩机和所述第二芯轴被布置成以比所述第一芯轴高的旋转速度旋转。
14.根据权利要求1或权利要求6所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述齿轮箱输入轴(26a)为所述太阳齿轮(28)提供软安装件，使得有助于所述太阳齿轮(28)的一些移动，并且其中任选地所述芯轴(26)包括更硬的部分(26b)和不那么硬的部分(26a)，所述不那么硬的部分(26a)提供所述齿轮箱输入轴(26a)并且被布置成位于所述更硬的部分(26b)和所述太阳齿轮(28)之间，以便提供或有助于所述太阳齿轮(28)的所述软安装件。
15.一种操作飞行器(50)的方法(1300)，包括：
引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(14)以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及
齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26)的齿轮箱输入轴(26a)部分的输入，并且将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度驱动所述风扇，所述齿轮箱(30)是周转齿轮箱(30)，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮(28)、多个行星齿轮(32)、环形齿轮(38)以及被布置成具有安装在其上的所述多个行星齿轮(32)的行星架(34)，并且其中所述太阳齿轮(28)接收来自所述芯轴(26)的所述输入；
所述方法(1300)包括控制(1304)所述飞行器(50)，使得巡航条件下所述芯轴(26)上的所述扭矩大于10,000Nm；以及
(i)第一太阳输入轴比率：
Figure FDA0002760022130000051
大于或等于4rad-1；以及/或者
(ii)第二太阳输入轴比率：
Figure FDA0002760022130000052
大于或等于7m-2，
所述方法任选地还包括利用以下输入扭矩来驱动所述齿轮箱(30)：
(i)在巡航时大于或等于11,000Nm；以及/或者
(ii)在MTO时大于或等于28,000Nm。
16.一种用于飞行器的推进器(10)，包括：
风扇(23)，所述风扇包括多个风扇叶片；
齿轮箱(30)；以及
动力单元(11)，所述动力单元用于经由所述齿轮箱(30)驱动所述风扇(23)；
其中所述齿轮箱(30)是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱被布置成接收来自由所述动力单元(11)驱动的芯轴(26)的齿轮箱输入轴(26a)部分的输入并将驱动输出至所述风扇(23)，以便以比所述芯轴低的旋转速度驱动所述风扇，所述齿轮箱包括：
太阳齿轮(28)、多个行星齿轮(32)、环形齿轮(38)以及所述行星齿轮(32)安装在其上的行星架(34)，并且其中，在巡航条件下：
所述芯轴(26)上的扭矩大于10,000Nm；以及
(i)第一太阳输入轴比率：
Figure FDA0002760022130000061
大于或等于4rad-1；以及/或者
(ii)第二太阳输入轴比率：
Figure FDA0002760022130000062
大于或等于7m-2。
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