CN112923021A - 飞行器引擎 - Google Patents

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CN112923021A CN202011215592.0A CN202011215592A CN112923021A CN 112923021 A CN112923021 A CN 112923021A CN 202011215592 A CN202011215592 A CN 202011215592A CN 112923021 A CN112923021 A CN 112923021A
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Rolls Royce PLC
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Abstract

本发明题为飞行器引擎。本公开提供了一种用于飞行器的引擎(10)，所述引擎包括：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)以及所述行星齿轮(32)安装在其上的行星架(34)。所述架(34)和所述齿轮箱输入轴(26a)各自具有扭转刚度，并且架与齿轮箱输入轴扭转刚度比为：
Figure DDA0002760272240000011
大于或等于70。还公开了一种操作此类引擎(10)的方法。

Description

飞行器引擎
技术领域
本公开涉及用于飞行器引擎的齿轮箱，涉及包括此类齿轮箱的飞行器引擎，并且涉及操作此类飞行器的方法。此类齿轮箱可以是周转齿轮箱，其包括具有满足规定标准的刚度的行星架。
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上延伸的距离或在轴向平面中在轴向上延伸的距离。
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，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。行星架的径向抗弯刚度等于或大于1.20×109N/m。
行星架的径向抗弯刚度可以小于或等于1.00×1012N/m。
行星架的径向抗弯刚度可以等于或大于2.0×109N/m，以及/或者任选地在1.20×109N/m至1.00×1012N/m或2.0×109N/m至1.5×1011N/m的范围内。
行星架的倾斜刚度可以大于或等于6.00×108Nm/弧度，并且任选地可在1.3×109Nm/弧度至1.2×1011Nm/弧度的范围内。
风扇可具有在240cm至280cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，行星架的径向抗弯刚度可以等于或大于1.5×109N/m，并且任选地小于或等于5×1010N/m。
另选地，风扇可具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，行星架的径向抗弯刚度可以等于或大于2.0×109N/m，并且任选地小于或等于1.6×1011N/m。
根据第二方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。行星架的倾斜刚度大于或等于6.0×108Nm/rad。
行星架的倾斜刚度可以小于或等于2.8×1011Nm/rad。
任选地，行星架的倾斜刚度可以大于或等于1.3×109Nm/弧度，并且任选地在1.3×109Nm/弧度至1.2×1011Nm/弧度的范围内。
行星架的径向抗弯刚度可以等于或大于1.20×109N/m，并且任选地在1.20×109N/m至1×1012N/m或2.0×109N/m至1.5×1011N/m的范围内。
风扇可具有在240cm至280cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，行星架的倾斜刚度可以大于或等于2.2×109Nm/弧度，并且任选地小于或等于1.4×1011Nm/弧度。
另选地，风扇可具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，行星架的倾斜刚度可以大于或等于2.3×109Nm/弧度，并且任选地小于或等于2.8×1011Nm/弧度。
根据第三方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。行星架的扭转刚度大于或等于1.60×108Nm/rad，并且任选地小于或等于1.00×1011Nm/rad。
发明人发现，将架的一个或多个刚度保持在本文要求的范围内可以允许补偿齿轮的未对准(例如，由于制造公差内的变化和/或操作期间的磨损)，同时避免齿轮箱的明显变形。该补偿可导致齿轮上和/或齿轮之间的负载的降低的可变性(例如，更均匀的负载分担)。这继而可以允许降低齿轮的质量，同时仍保持飞行器应用所需的寿命和效率。
因此，可以将架的一个或多个刚度选择为相对较高，以减少或避免架的有害卷起或变形和/或架所携带的齿轮的未对准。使刚度的一个或多个刚度保持足够低以允许足够的柔性以校正由于制造问题引起的任何轻微的齿轮未对准可能是有益的。发明人发现，在一些布置结构中，将刚度的一个或多个刚度保持在对应的指定范围内提供这些效果的有益组合。
已经发现，保持行星齿轮之间的负载的均匀分布对于改善齿轮箱的寿命和可靠性是期望的。发明人发现，将架刚度的一个或多个架刚度保持在适用的指定范围内允许架具有足够的柔性，从而通过允许行星齿轮相对于彼此和/或相对于架移动，以便于获得更均匀的负载分担(即改进的负载分担系数)。在一些布置结构中，如果架刚度过高，则由于无法适应任何预先存在的未对准或在使用期间产生的任何未对准，负载分担系数可能会降低。
因此，具有定义的一个或多个刚度的各种实施方案的架设计可以有助于获得和/或保持正确的齿轮对准。
以下特征的一个或多个特征可适用于上述三个方面中的任一个方面：
行星架的扭转刚度可以大于或等于1.60×108Nm/rad，并且任选地在1.60×108Nm/rad至1.00×1011Nm/rad的范围内，或者在2.7×108Nm/rad至1×1010Nm/rad的范围内。
行星齿轮安装在其上的销的节圆直径可以在0.38m至0.65m的范围内，并且任选地可等于0.4m或0.55m。
根据第四方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，所述气体涡轮引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自所述芯轴的输入并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，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架，并且其中所述行星架的径向抗弯刚度等于或大于1.20×109N/m，并且任选地小于或等于1.00×1012N/m。所述方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进。
根据第五方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，所述气体涡轮引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自所述芯轴的输入并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，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架，并且其中所述行星架的倾斜刚度大于或等于6.0×108Nm/rad。附加地或另选地，在另一方面，行星架的扭转刚度可大于或等于1.60×108Nm/rad，并且任选地小于或等于1.00×1011Nm/rad。所述方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进。
第四或第五方面的方法可包括以以下输入扭矩驱动齿轮箱：
(i)在巡航时大于或等于10000Nm，并且任选地为10000Nm至50000Nm；以及/或者
(ii)在MTO下大于或等于28000Nm，并且任选地为28000Nm至135000Nm。
根据第六方面，提供了一种用于飞行器的推进器，所述推进器：包括风扇，所述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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱被布置成接收来自由动力单元驱动的芯轴的输入并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，并且所述齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。行星架的径向抗弯刚度等于或大于1.20×109N/m。任选地，行星架的径向抗弯刚度可以小于或等于1.00×1012N/m。
根据第七方面，提供了一种用于飞行器的推进器，所述推进器包括：风扇，所述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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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，并且所述齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。行星架的倾斜刚度大于或等于6.00×108Nm/rad。行星架的倾斜刚度可以小于或等于2.8×1011Nm/rad。
附加地或另选地，在另一方面，行星架的扭转刚度可大于或等于1.60×108Nm/rad，并且任选地小于或等于1.00×1011Nm/rad。
第六方面或第七方面的推进器可具有如针对第一方面、第二方面和/或第三方面的气体涡轮引擎所描述的任何或所有特征。
根据第八方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。径向抗弯刚度与扭转架刚度比为：
Figure BDA0002760272220000051
大于或等于0.030。
径向抗弯刚度与扭转架刚度比可以小于或等于2.0×100(即2.0)。
径向抗弯刚度与扭转架刚度比可以在0.030至2.0的范围内，并且任选地在0.060至1.0的范围内。
行星架的径向抗弯刚度可以等于或大于1.20×109N/m，并且任选地在1.20×109N/m至1.00×1012N/m或2.0×109N/m至1.5×1011N/m的范围内。
行星架的有效线性扭转刚度可以大于或等于7.00×109N/m，并且任选地在7.00×109N/m至1.20×1011N/m或9.1×109N/m至8.0×1010N/m的范围内。
行星架的倾斜刚度可以大于或等于6.00×108Nm/弧度，并且任选地在1.3×109Nm/弧度至1.2×1011Nm/弧度的范围内。
径向抗弯刚度与扭转架刚度比可以在0.060至0.30的范围内。另选地，径向抗弯刚度与扭转架刚度比可以在0.30至2.0的范围内。
倾斜刚度与扭转架刚度比为：
Figure BDA0002760272220000061
可在0.7至20的范围内。
根据第九方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。倾斜刚度与扭转架刚度比为：
Figure BDA0002760272220000062
在0.7至20的范围内。
倾斜刚度与扭转架刚度比可以在0.7至7.3的范围内。
行星架的倾斜刚度可以大于或等于6.00×108Nm/弧度，并且任选地在1.3×109Nm/弧度至1.2×1011Nm/弧度的范围内。
行星架的径向抗弯刚度可以等于或大于1.20×109N/m，并且任选地在1.20×109N/m至1×1012N/m或2.0×109N/m至1.5×1011N/m的范围内。
行星架的扭转刚度可以大于或等于1.60×108Nm/弧度，并且任选地在1.60×108Nm/弧度至1.00×1011Nm/弧度的范围内，或者在2.7×108Nm/弧度至1×1010Nm/弧度的范围内。
风扇可具有在240cm至280cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，倾斜与扭转架刚度比可在2.5至8.0的范围内。
另选地，风扇可具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，倾斜与扭转架刚度比可以在1.5至7.9的范围内。
径向抗弯刚度与扭转架刚度比为：
Figure BDA0002760272220000071
可在0.030至2.0的范围内。
发明人发现，将架的径向抗弯刚度或倾斜刚度与架的扭转刚度之比保持在指定范围内允许更好地避免(由于架扭转刚度的相对增加)齿轮齿损坏。已经发现，扭转刚度的任何进一步的相对增加不能在牙齿保护方面提供进一步的益处，相反地可能存在通过向架添加不必要的尺寸和/或重量降低整体性能的风险。因此，架的扭转刚度被布置成相对较高，以减少或避免齿轮齿变形的风险。特别地，发明人认识到，当齿轮齿啮合时架的卷起可能会在齿轮齿被迫压靠相对的齿轮齿时使齿轮齿碎裂、研磨或变形。
根据第十方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。径向抗弯刚度与扭转架刚度比为：
Figure BDA0002760272220000081
在0.030至2.0的范围内。附加地或另选地，倾斜刚度与扭转架刚度比为：
Figure BDA0002760272220000082
在0.7至20的范围内。
所述方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进。
所述方法可以包括在巡航时以大于或等于10000Nm，并且任选地为10000Nm至50000Nm的输入扭矩驱动齿轮箱。
所述方法可以包括在MTO下以大于或等于28000Nm，并且任选地为28000Nm至135000Nm的输入扭矩驱动齿轮箱。
用于第十方面的方法的引擎可以具有第八方面或第九方面的引擎的任何或所有特征。
根据第十一方面，提供了一种用于飞行器的推进器，该推进器包括：风扇，所述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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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，并且所述齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。径向抗弯刚度与扭转架刚度比为：
Figure BDA0002760272220000083
在0.030至2.0的范围内。
根据第十二方面，提供了一种用于飞行器的推进器，所述推进器：包括风扇，所述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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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，并且所述齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。倾斜刚度与扭转架刚度比为：
Figure BDA0002760272220000091
在0.7至20的范围内。
第十一方面或第十二方面的推进器可以具有第八方面或第九方面的引擎的任何或所有特征。
根据第十三方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入，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，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。架与齿轮箱输入轴扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000092
大于或等于70，并且任选地小于或等于5.0×103。
发明人发现，齿轮箱系统(特别地包括齿轮箱输入轴和架)的扭转刚度应该以所要求的比例分布，因为如上所述，保持架相对较高的扭转刚度被发现可以减少或避免齿轮齿变形的风险，但是相对增加芯轴(齿轮箱的输入轴)的扭转刚度并没有改善这种效果，而是有害地增加了轴的尺寸和/或重量，而没有对应的益处。
虽然齿轮箱输入轴的扭转柔性对齿轮箱性能的影响比架柔性的影响小，但本领域技术人员将理解，过低的齿轮箱输入轴扭转刚度可能导致太阳齿轮的卷起，从而可能导致齿轮未对准。齿轮箱输入轴刚度的相对增加超出所要求的比率范围可能不会提供进一步的益处，并且可能相反地不必要地增加风扇轴的尺寸和/或重量。
架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以等于或大于75，并且任选地在7.5×101至3×103的范围内。
行星架的扭转刚度可以大于或等于1.60×108Nm/rad，并且任选地在1.60×108Nm/rad至1.00×1011Nm/rad的范围内，或者在2.7×108Nm/rad至1×1010Nm/rad的范围内。
齿轮箱输入轴的扭转刚度可以等于或大于1.4×106Nm/弧度，并且任选地在1.4×106Nm/弧度至2.5×108Nm/弧度的范围内。
风扇可具有在240cm至280cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以大于或等于7.3×101，并且任选地小于或等于1.0×103。
风扇可具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以大于或等于1.0×102，并且任选地小于或等于5.0×103。
气体涡轮引擎还可包括齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件布置成将齿轮箱支撑在引擎内的固定位置并且具有扭转刚度。架与齿轮箱支撑件扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000101
可大于或等于2.3，并且任选地大于或等于2.6。
气体涡轮引擎还可包括风扇轴，该风扇轴将齿轮箱的输出连接到风扇。架与风扇轴刚度比为：
Figure BDA0002760272220000102
可大于或等于8，并且任选地大于或等于9。
行星架的扭转刚度与齿轮箱输入轴的扭转刚度的乘积可以大于或等于1.5×1014N2m2rad-2，并且任选地大于或等于2.2×1014N2m2rad-2。
风扇可具有在240cm至280cm的范围内的风扇直径，并且行星架的扭转刚度与齿轮箱输入轴的扭转刚度的乘积可以大于或等于1.5×1014N2m2rad-2。
风扇可具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径，并且行星架的扭转刚度与齿轮箱输入轴的扭转刚度的乘积可以大于或等于3.0×1015N2m2rad-2。
齿轮箱可以是恒星齿轮箱，其中行星架在使用中不旋转。
行星齿轮安装在其上的销的节圆直径可以在0.38m至0.65m的范围内，并且任选地可等于0.4m或0.55m。
根据第十四方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，所述气体涡轮引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自所述芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入，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，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。
架与齿轮箱输入轴扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000111
大于或等于70。所述方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进。架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以小于或等于5000。
所述方法可以包括在巡航时以大于或等于10000Nm，并且任选地为10000Nm至50000Nm的输入扭矩驱动齿轮箱。
所述方法可以包括在MTO下以大于或等于28000Nm，并且任选地为28000Nm至135000Nm的输入扭矩驱动齿轮箱。
根据第十五方面，提供了一种用于飞行器的推进器，所述推进器包括：风扇，所述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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱被布置成接收来自由所述动力单元驱动的芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入并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，并且所述齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。架与齿轮箱输入轴扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000121
大于或等于70。架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以小于或等于5000。
推进器可以具有上面关于气体涡轮引擎描述的一些或全部特征，并且在一些实施方案中可以是气体涡轮引擎。
在本发明的各个其他方面，架与齿轮箱输入轴扭转刚度比上的指定边界可由架与齿轮箱输入轴扭转刚度比的分量的乘积上的指定边界(即行星架的扭转刚度乘以齿轮箱输入轴的扭转刚度上的边界)代替或另外提供。在各个方面，该乘积的值可大于或等于1.5×1014N2m2rad-2，并且任选地小于1.0×1017N2m2rad-2。任选地，该值可以大于或等于2.2×1014N2m2rad-2，并且任选地小于5.0×1016N2m2rad-2。
例如，根据另一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入，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，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。行星架的扭转刚度乘以齿轮箱输入轴的扭转刚度大于或等于1.5×1014N2m2rad-2。
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。
根据第十六方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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；齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入，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，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，所述齿轮箱支撑件被布置成将所述齿轮箱支撑在所述引擎内的固定位置并具有扭转刚度。架与齿轮箱支撑件扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000131
大于或等于2.3。架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可以小于或等于300。
发明人发现，齿轮箱系统(特别地包括齿轮箱支撑件和行星架)的扭转刚度应当以所要求的比例分布，以提供如以上关于第十三方面所述的改进。特别地，发明人发现，将该比率保持在指定范围内允许降低齿轮齿损坏的风险，同时仍保持足够的刚度以避免齿轮箱支撑件的扭转振动模式的非常大的振幅。
行星架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可以大于或等于2.6，并且任选地在2.6至50的范围内。
行星架的扭转刚度可以大于或等于1.60×108Nm/rad，并且任选地在1.60×108Nm/rad至1.00×1011Nm/rad的范围内，或者在2.7×108Nm/rad至1×1010Nm/rad的范围内。
芯轴的齿轮箱输入轴部分的扭转刚度可大于或等于1.4×106Nm/弧度，并且任选地大于或等于1.6×106Nm/弧度。
风扇可具有在240cm至280cm的范围内的风扇直径，并且行星架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可以大于或等于2.3。
风扇可具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径，并且行星架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可以大于或等于3.5。
行星架的扭转刚度乘以齿轮箱的扭转刚度可以大于或等于5×1015N2m2rad-2，并且任选地小于1.0×1019N2m2rad-2。
芯轴可以包括被布置成向齿轮箱提供输入的齿轮箱输入轴部分。架与齿轮箱输入轴扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000141
可以大于或等于70。
架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以等于或大于75，并且任选地在7.5×101至3×103的范围内。
齿轮箱可以是恒星齿轮箱，其中行星架在使用中不旋转。
行星齿轮安装在其上的销的节圆直径可以在0.38m至0.65m的范围内，并且任选地可等于0.4m或0.55m。
气体涡轮引擎还可包括风扇轴，该风扇轴将齿轮箱的输出连接到风扇。架与风扇轴刚度比为：
Figure BDA0002760272220000142
可以大于或等于8，并且任选地大于或等于9，并且可以小于或等于1100。
根据第十七方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入并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。齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，所述齿轮箱支撑件被布置成将所述齿轮箱支撑在所述引擎内的固定位置并具有扭转刚度。架与齿轮箱支撑件扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000151
大于或等于2.3。所述方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进。架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可以小于或等于300。
所述方法还可包括在巡航时以大于或等于10000Nm，并且任选地为10000Nm至50000Nm的输入扭矩驱动齿轮箱。
所述方法还可包括在MTO下以大于或等于28000Nm，并且任选地为28000Nm至135000Nm的输入扭矩驱动齿轮箱。
根据第十八方面，提供了一种用于飞行器的推进器，所述推进器包括：风扇，所述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。所述齿轮箱被布置成接收来自由所述动力单元驱动的芯轴的输入并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，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。所述推进器还包括齿轮箱支撑件，所述齿轮箱支撑件被布置成将所述齿轮箱支撑在所述推进器内的固定位置并且具有扭转刚度。架与齿轮箱支撑件扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000152
大于或等于2.3，并且任选地小于或等于300。
推进器可以具有上面关于气体涡轮引擎描述的一些或全部特征，并且在一些实施方案中可以是气体涡轮引擎。
在本发明的各个其他方面，架与齿轮箱支撑件扭转刚度比上的指定边界可由架与齿轮箱支撑件扭转刚度比的分量的乘积上的指定边界(即行星架的扭转刚度乘以齿轮箱支撑件的扭转刚度上的边界)代替或另外提供。在各个方面，该乘积的值可大于或等于5×1015N2m2rad-2，并且任选地小于1.0×1019N2m2rad-2。任选地，该值可以大于或等于8.0×1015N2m2rad-2，并且任选地小于2.0×1018N2m2rad-2。
例如，根据另一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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；齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入，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，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，所述齿轮箱支撑件被布置成将所述齿轮箱支撑在所述引擎内的固定位置并具有扭转刚度。行星架的扭转刚度乘以齿轮箱支撑件的扭转刚度大于或等于5×1015N2m2rad-2。
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。
根据第十九方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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；齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入，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，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架；以及风扇轴，所述风扇轴将所述齿轮箱的输出连接到所述风扇。架与风扇轴刚度比为：
Figure BDA0002760272220000161
大于或等于8。架与风扇轴刚度比可以小于或等于1100。
发明人发现，齿轮箱系统(特别地包括架和齿轮箱输出轴(风扇轴))的扭转刚度应当以所要求的比例分布，以提供如上面关于第十三方面和第十六方面所述的改进。特别地，发明人发现，将该比率保持在指定范围内允许降低齿轮齿损坏的风险，同时仍保持风扇轴的足够刚度，以避免齿轮箱内的齿轮的非常大的位移。
本领域技术人员将理解，风扇轴刚度过低可导致架(对于行星式齿轮箱)或环形齿轮(对于恒星齿轮箱)的卷起，从而导致齿轮未对准。然而，风扇轴刚度的相对增加超出所要求的比率范围可能不会提供进一步的益处，并且可能相反地有害地增加风扇轴的尺寸和/或重量。
架与风扇轴扭转刚度比可以大于或等于9，并且任选地在9至1.9×102的范围内。
风扇轴可以包括：两个轴部分；从齿轮箱延伸的齿轮箱输出轴部分以及在齿轮箱输出轴部分和风扇之间延伸的风扇部分。
行星架的扭转刚度可以大于或等于1.60×108Nm/rad，并且任选地在1.60×108Nm/rad至1.00×1011Nm/rad的范围内，或者在2.7×108Nm/弧度至1×1010Nm/弧度的范围内。
芯轴的齿轮箱输入轴部分的扭转刚度可大于或等于1.4×106Nm/弧度，并且任选地大于或等于1.6×106Nm/弧度。
风扇可具有在240cm至280cm的范围内的风扇直径，并且架与风扇轴扭转刚度比可以大于或等于9。
风扇可具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径，并且架与风扇轴扭转刚度比可以大于或等于12。
齿轮箱可以是恒星齿轮箱，其中行星架在使用中不旋转。
行星齿轮安装在其上的销的节圆直径可以在0.38m至0.65m的范围内，并且任选地可等于0.4m或0.55m。
气体涡轮引擎还可包括齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件布置成将齿轮箱支撑在引擎内的固定位置并且具有扭转刚度。架与齿轮箱支撑件扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000171
可大于或等于2.3，并且任选地大于或等于2.6。
架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可以在2.3至300的范围内，并且任选地在2.6至50的范围内。
芯轴可以包括被布置成向齿轮箱提供输入的齿轮箱输入轴部分。架与齿轮箱输入轴扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000181
可大于或等于70，并且任选地小于或等于5000。
架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以等于或大于75，并且任选地在7.5×101至3×103的范围内。
根据第二十方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，该引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将涡轮所述连接到所述压缩机的芯轴；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。所述引擎核心还包括齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入，并且将驱动输出至所述风扇，以便以比芯轴低的旋转速度驱动所述风扇，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架；以及风扇轴，所述风扇轴将所述齿轮箱的输出连接到所述风扇。架与风扇轴刚度比为：
Figure BDA0002760272220000182
大于或等于8，并且任选地可小于或等于1,100。
所述方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进。
所述方法还可包括在巡航时以大于或等于10000Nm，并且任选地为10000Nm至50000Nm的输入扭矩驱动齿轮箱。
所述方法还可包括在MTO下以大于或等于28000Nm，并且任选地为28000Nm至135000Nm的输入扭矩驱动齿轮箱。
引擎可以如在第十九方面中所述。
根据第二十一方面，提供了一种用于飞行器的推进器，所述推进器包括：风扇，所述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。所述齿轮箱被布置成接收来自由所述动力单元驱动的芯轴的输入并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，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架；以及风扇轴，所述风扇轴将所述齿轮箱的输出连接到所述风扇。架与风扇轴刚度比为：
Figure BDA0002760272220000191
大于或等于8，并且任选地可小于或等于1,100。
推进器可以具有上面关于气体涡轮引擎描述的一些或全部特征，并且在一些实施方案中可以是气体涡轮引擎。
在本发明的各个其他方面，架与风扇轴刚度比上的指定边界可由架与风扇轴刚度比的分量的乘积上的指定边界(即行星架的扭转刚度乘以风扇轴的扭转刚度上的边界)代替或另外提供。在各个方面，该乘积的值可大于或等于1.5×1015N2m2rad-2，并且任选地小于3.0×1018N2m2rad-2。任选地，该值可以大于或等于2.0×1015N2m2rad-2，并且任选地小于7.0×1017N2m2rad-2。
例如，根据另一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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；齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入，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，所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架；以及风扇轴，所述风扇轴将所述齿轮箱的输出连接到所述风扇。行星架的扭转刚度乘以风扇轴的扭转刚度大于或等于1.5×1015N2m2rad-2。
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。
根据第二十二方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮和包括多个销的行星架，每个销被布置成具有安装在其上的所述多个行星齿轮中的行星齿轮。第一架与销刚度比为：
Figure BDA0002760272220000201
大于或等于10。第一架与销刚度比可以小于或等于40。
第一架与销刚度比可以大于或等于15，并且任选地在15至30的范围内。
行星架的有效线性扭转刚度可以大于或等于7.00×109N/m，并且任选地在7.00×109N/m至1.20×1011N/m或9.1×109N/m至8.0×1010N/m的范围内。
每个销的径向抗弯刚度可以大于或等于3.00×108N/m，并且任选地大于或等于6.3×108N/m。
第二架与销刚度比为：
Figure BDA0002760272220000202
大于或等于24，并且任选地大于或等于34，并且任选地小于或等于180。
风扇可具有在240cm至280cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，第一架与销刚度比可大于或等于15，并且任选地在15至25的范围内。另选地，风扇可具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，第一架与销刚度比可大于或等于16，并且任选地在16至35的范围内。
根据第二十三方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮和包括多个销的行星架，每个销被布置成具有安装在其上的所述多个行星齿轮中的行星齿轮。第二架与销刚度比为：
Figure BDA0002760272220000211
大于或等于24，并且任选地可小于或等于180。
第二架与销刚度比可以大于或等于34，并且任选地在34至140的范围内。
行星架的扭转刚度可以大于或等于1.60×108Nm/rad，并且任选地可在1.60×108Nm/rad至1.00×1011Nm/rad的范围内，或者在2.7×108Nm/rad至1×1010Nm/rad的范围内。
每个销的倾斜刚度可以大于或等于4.0×106Nm/rad，并且可以任选地大于或等于8.7×106Nm/rad。
第一架与销刚度比为：
Figure BDA0002760272220000212
可以大于或等于10或15。
第一架与销刚度比可以小于或等于40，并且任选地在15至30的范围内。
风扇可具有在240cm至280cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，第二架与销刚度比可大于或等于34，并且任选地在34至120的范围内。
另选地，风扇可具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径。在此类实施方案中，第二架与销刚度比可大于或等于40，并且任选地在40至180的范围内。
发明人发现，架的扭转刚度和架的每个销的径向抗弯刚度和/或倾斜刚度应该被选择为与所要求的关系相匹配，以便例如通过保护齿轮齿和/或改善行星负载分担提高引擎寿命和/或效率。
因此，与每个单独的销的径向抗弯刚度和/或倾斜刚度相比，架的扭转刚度被布置成相对较高，以减小或避免如上所述的齿轮齿变形的风险，同时还减小了差动负载/提高负载分担。此外，发明人发现，销倾斜刚度比销径向抗弯刚度具有更显著的效果——对于相同量值的偏转，销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，保持销倾斜刚度高于4.0×106Nm/rad，并且任选地高于8.7×106Nm/rad或1.4×107Nm/rad是特别重要的。
相对增加架的扭转刚度使之超出指定关系可提供减小的收益，或者实际上负面地影响性能，这是由于较硬架的不必要的尺寸和/或重量抵消了减小卷起所带来的性能增益。
每个销可具有到架的软连接件。可以通过销的一部分、架的一部分和/或单独部件中的一者或多者提供软连接件。出于评估销刚度的目的，可以将软连接件分类为销的一部分。
根据第二十四方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，所述引擎包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；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，所述齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。
第一架与销刚度比为：
Figure BDA0002760272220000231
大于或等于10，并且任选地大于或等于15(以及/或者任选地小于或等于40)；或者
第二架与销刚度比为：
Figure BDA0002760272220000232
大于或等于24(并且任选地小于或等于180)。
所述方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进。引擎可以如第二十二方面或第二十三方面中所述。
该方法可以包括以以下输入扭矩驱动齿轮箱：
(i)在巡航时大于或等于10000Nm，并且任选地为10000Nm至50000Nm；以及/或者
(ii)在最大起飞下大于或等于28000Nm，并且任选地为28000Nm至135000Nm。
根据第二十五方面，提供了一种用于飞行器的推进器，所述推进器包括：风扇，所述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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱被布置成接收来自由动力单元驱动的芯轴的输入并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，并且所述齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。第一架与销刚度比为：
Figure BDA0002760272220000233
大于或等于10，并且任选地小于或等于40。
根据第二十六方面，提供了一种用于飞行器的推进器，所述推进器包括：风扇，所述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。所述齿轮箱是周转齿轮箱，所述周转齿轮箱被布置成接收来自由动力单元驱动的芯轴的输入并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，并且所述齿轮箱包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及所述行星齿轮安装在其上的行星架。第二架与销刚度比为：
Figure BDA0002760272220000241
大于或等于24，并且任选地小于或等于180。
推进器可以具有上面关于气体涡轮引擎描述的一些或全部特征，并且在一些实施方案中可以是气体涡轮引擎。
在本发明的各个其他方面，第一架与销刚度比和第二架与销刚度比上的指定边界可以由相应刚度比的分量的乘积上的指定边界(即行星架的扭转刚度乘以销的倾斜刚度上的边界，或者行星架的有效线性扭转刚度乘以销的径向抗弯刚度上的边界)代替或另外提供。在各个方面，第一架与销刚度比的该乘积(即行星架的有效线性扭转刚度乘以销径向抗弯刚度)的值可以大于或等于2.1×1018N2m-2，并且任选地小于3.6×1020N2m-2。任选地，该值可大于或等于5.8×1018N2m-2，并且任选地小于1.7×1020N2m-2。在各个方面，第二架与销刚度比9的乘积(即行星架的扭转刚度乘以销倾斜刚度)的值可以大于或等于1.0×1015N2m2rad-2，并且任选地小于4.7×1017N2m2rad-2。任选地，该值可以大于或等于2.5×1015N2m2rad-2，并且任选地小于2.0×1017N2m2rad-2。
本领域技术人员将理解，可相应地制定气体涡轮引擎、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。
在任何前述方面，以下任何一项或多项可能适用：
涡轮可以是第一涡轮，压缩机是第一压缩机，并且芯轴是第一芯轴。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。
行星架可包括前板和后板以及在所述前板和所述后板之间延伸的销。每个销可被布置成具有安装在其上的行星齿轮。行星架还可包括在前板与后板之间延伸的凸耳，所述凸耳被布置成在相邻的行星齿轮之间穿过。
齿轮箱可包括奇数个行星齿轮，并且任选地可包括3、5或7个行星齿轮。
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。
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，所述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，并且被布置成提供或有助于太阳齿轮的软安装件。
齿轮箱的齿轮传动比可在本文公开的任何范围内，例如在3.2至4.5的范围内，并且任选地在3.3至4.0的范围内。
引擎在巡航时的比推力可在70NKg-1s至90NKg-1s的范围内。
巡航时的旁路比率可在12.5至18的范围内；并且任选地在13至16的范围内。
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各个方面的规格。下面提供了对各种此类参数的注释，其中可调整这些参数的方式的进一步示例稍后在对部件的描述中提供。
可选择或调整齿轮箱尺寸、齿轮箱几何形状(包括在架中是否存在凸耳，以及所存在的任何凸耳的数量、尺寸和/或形状)和材料选择等因素中的一者或多者，以实现期望的架刚度。制成架的材料(通常是钢)的杨氏模量可例如在100GPa至250GPa或105GPa至215GPa的范围内，并且任选地为约210GPa。可选择不同等级的钢或其他类型的金属，以针对相同的尺寸和几何形状实现不同的刚度。例如，可在各种实施方案中使用杨氏模量在190GPa至215GPa范围内的钢、杨氏模量在105GPa至120GPa范围内的钛合金或杨氏模量为约110GPa的金属(诸如钛)。
架的柔性(实际上是刚度的倒数)允许齿轮和轴承的对准发生变化。发明人认识到，在一些地方具有一定量的柔性可有利地允许在使用中校正制造未对准，可以容忍一定的未对准，但较大的未对准可能对引擎的运行产生有害影响，并且发现各种刚度关系以获得适当刚度范围的优点。
可以选择或调整材料选择、销几何形状(例如，直径)、销安装设计和内部销结构(例如，实心或中空的)中的一项或多项，以实现期望的销刚度。销材料通常是钢(通常具有100GPa至250GPa的杨氏模量，并且任选地约为210GPa)，并且可以选择一种或多种不同的钢等级来调整刚度。
可以提供销的一些柔性以允许校正行星未对准，但是过多的柔性可产生破坏性的未对准。过度增加销刚度可能会导致过大的尺寸和/或重量，从而降低整体性能。
转向齿轮箱输入轴，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。
类似的考虑可适用于风扇轴(齿轮箱输出轴)。
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轴刚度。
转向齿轮箱尺寸，特别是作为齿轮箱尺寸的度量的环形齿轮节圆直径(PCD)，发明人认识到，可通过考虑由于改进较大齿轮箱尺寸的杠杆效应的用途而产生的改进性能与增大较大齿轮箱尺寸的阻力的效果(由大于某一PCD的较大尺寸对改进杠杆效应的回报减少，以及较大尺寸的尺寸和重量增加)之间的关系来选择最佳PCD。可选择环形齿轮材料，以确保PCD尺寸的最大预期扭矩密度正好处在公差限度内。
齿轮箱支撑材料和几何形状中的一种或多种可以被调整以实现期望的扭转刚度。发明人认识到，齿轮箱支撑件扭转刚度可以选择为足够高以抑制扭矩波动效应，从而将齿轮箱移动保持在可接受的范围内，同时避免增加不必要的尺寸和/或重量。
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向马赫数(Mn)0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kN到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是示出齿轮箱内的自动负载分担调整的示意图；
图5是示出悬臂梁的径向抗弯刚度的示意图；
图6是示出悬臂梁的倾斜刚度的示意图；
图7是示出悬臂梁的扭转刚度的示意图；
图8是示出悬臂梁的径向抗弯刚度的示意图，其可移动端部可滑动地安装在平面上；
图9是示出行星架的径向抗弯刚度的示意图；
图10是示出架的倾斜刚度的示意图，并且更具体地示出了架的有效线性倾斜刚度的确定；
图11是示出架的倾斜刚度的示意图；
图12是以侧视图示出架的扭转刚度的示意图；
图13是以正视图示出另选架的扭转刚度的示意图；
图14是示出图13的架的扭转刚度的示意图；
图15是示出包括凸耳的架的正视图的示意图；
图16是示出未接合销的径向抗弯刚度的示意图；
图17是示出接合销的径向抗弯刚度的示意图；
图18是示出销的倾斜刚度的示意图；
图19是示出芯轴，特别地齿轮箱输入轴的示意图；
图20是示出齿轮箱输入轴的扭转刚度的示意图；
图21包括齿轮箱支撑件的侧视图和径向视图，示出了齿轮箱支撑件的扭转刚度；
图22是示出具有恒星齿轮箱的引擎的一部分的示意图；
图23是示出风扇轴与恒星齿轮箱的连接的示意图；
图24是示出风扇轴与行星式齿轮箱的连接的示意图；
图25是示出具有恒星齿轮箱的引擎中的风扇轴扭转刚度的示意图；
图26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27示出了一种方法。
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，该风扇轴36任选地包括联接在一起的两个或更多个轴部分。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连接至行星架34，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可连接至环形齿轮38，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。在所描述的布置结构中，架34包括两个板34a、34b；具体为前板34a和后板34b(参见例如图9)。每个板34a、34b在径向平面中延伸，其中前板34a比后板34b在引擎10中更靠前/更靠近风扇23。
架34可采取任何合适的形式。例如，架可关于其轴向中点对称或不对称。仅以举例的方式，在所描述的布置结构中，架34关于其轴向中点不对称，而是后板34b比前板34a更硬(例如，硬50％至300％)，以补偿齿轮箱30上的非对称扭矩变化。在一些实施方案中，可不提供前板34a，或者仅提供较小的前板34a。在一些实施方案中，架34的板34a、34b可具有相等的刚度(例如，在各种行星式齿轮箱布置结构中；在一些恒星齿轮箱布置结构中，较硬的后板34b可能是优选的)。
多个销33延伸跨过架34(在所描述的布置结构中，在前板34a与后板b之间延伸)，例如如图9至图18所示。销33形成架34的一部分。每个销33具有安装在其上的行星齿轮32。如本文所提及的，行星齿轮32的参考包括安装在销33上的齿轮32，而不管齿轮箱是所谓的“恒星”布置结构(诸如图22中所示的)还是“行星式齿轮箱”(诸如图2中所示的)。
在所描述的实施方案中，每个销33的前端和后端中的每一者处的区域中的架刚度可被布置成相对较低，以便于更均匀的负载分布；即以提高负载分担系数。这可被描述为每个销33的软安装件。软安装件33a、33b可允许销33相对于彼此以及相对于架板34a、34b发生一定程度的移动，从而允许适应行星齿轮34之间的差异或其他制造缺陷，而不会在不同行星齿轮34之间产生显著的负载差异。
在各种实施方案中，此类软安装件34a、34b可由销33的一部分、由单独的部件和/或由相应行星架板34a、34b的一部分提供。软安装件34a、34b可被设计成适应移动以解决以下问题中的一个或多个：架轴承定位精度和间隙、行星销从轴承表面到安装特征的跳动、行星齿轮齿到轴承跳动、行星齿轮齿间隔和厚度变化/制造公差、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。例如，在各种实施方案中，软安装件34a、34b可被布置成允许销移动大约500μm。
可调整销的尺寸、设计和/或材料，以为架34提供适当的刚度。
在诸如图15所示的一些布置结构中，可提供在架板34a、34b之间延伸并经过行星齿轮32的凸耳34c。存在/不存在凸耳34c以及凸耳的数量、形状和/或材料在各种实施方案中可变化，并且可对其进行调整以为架34提供适当的刚度。
在图4中示意性地示出了使用齿轮箱30内的柔性来改善负载分担，该图示出了具有三个行星齿轮32a、32b、32c的行星式齿轮箱30(为了解释清楚，在该图中未对准被夸大)。在该示例中，太阳齿轮28相对于环形齿轮38稍微偏离中心，具体地与靠近第三行星齿轮32c相比，更靠近两个行星齿轮32a和32b。在所示的示意性示例中，第三行星齿轮32c和太阳齿轮28之间没有接触，使得其他两个行星齿轮32a、32b各自承担50％的负载，而不是如对于均匀负载分布所预期的那样各自承担三分之一的负载。提供这种相对极端的示例仅是为了便于参考，实际上，与一个行星齿轮32c的接触减少但并未完全消除的情况将更有可能，例如从而使得百分比负载分担为20:40:40、26:37:37或31:34:34等，而不是理想均匀负载分担分数1/3:1/3:1/3(即，作为百分比负载分担为33:33:33，四舍五入到最接近的整数)。
在图4所示的示例中，与太阳齿轮28接触的两个行星齿轮32a、32b中的每一个在太阳齿轮28上施加力Fa、Fb。太阳齿轮28上的合力FR将太阳齿轮28推向第三行星齿轮32c，从而重新建立接触并使行星32之间的负载分担更加均匀。太阳齿轮28的软安装件/芯输入轴26中的柔性有助于这种重新平衡。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。例如，在各种实施方案中，此类软安装件可被布置成允许太阳齿轮移动大约1000μm。
本领域技术人员将理解，如果行星齿轮32中的一个比其他行星齿轮更靠近太阳齿轮28，则类似的效果将适用；或者如果其中行星齿轮32中的一个比其他行星齿轮大或小，则将相关的行星齿轮32向后推回环形齿轮38。销33的软安装件/架34中的柔性有助于这种重新平衡。因此，行星齿轮32之间的微小变化和/或销33或轴26的未对准可通过齿轮箱30内的柔性来适应。尽管在某些布置结构中可以使用偶数个行星齿轮，具有奇数个行星齿轮32(例如，3、5或7个行星齿轮)可有助于负载分担的这种自动重新分布。
本文可使用刚度的以下一般定义：
径向抗弯刚度
径向抗弯刚度是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)上施加的给定力引起的变形的度量。径向抗弯刚度参考图5根据悬臂梁401的变形定义。如图5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轴线施加，并且位移δ沿力的作用线垂直于旋转轴线测量。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刚度的其他部件。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。
对于一些部件，可以更适当地约束梁以特定方式移动，如下面针对销33的具体示例更详细地描述的。
倾斜刚度
参考图6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6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/弧度的SI单位。
通过将倾斜刚度表示为作用于半径任一端处的一对相等且相反的力F(而不是力矩)和在该半径处的弧位移(即沿着具有该半径的圆的圆周测量的位移)，该倾斜刚度可以表示为具有给定半径的部件的有效线性倾斜刚度。出于计算有效线性刚度的目的，可以定义近似的或整体的倾斜角α。弧位移可以被称为rα。有效线性倾斜刚度由有效力除以位移的比率F/rα给出，并且具有单位N/m。
扭转刚度
图7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。
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的更具体的定义。
架刚度
行星架34将行星齿轮32保持在适当位置。在包括所描述的实施方案的各种布置结构中，行星架34包括前板34a和后板34b，以及在所述板之间延伸的销33，如图9至图17所示。销33布置成平行于引擎轴线9。在另选的实施方案中，可在架34的一侧上仅提供板34b，可在另一侧上不提供板或仅提供部分板。在图15所示的实施方案中，架34还包括位于前板34a与后板34b之间的凸耳34c(也可称为楔形件或腹板)。凸耳34c可增加架34的整体刚度。
将架34的刚度选择为相对较高以抵抗离心力和/或保持齿轮对准。本领域技术人员将理解，刚度是由任何施加的力或力矩引起的位移的度量，并且可能与部件的强度无关。因此，为了抵抗高负载，只要产生的位移是可容许的，任何刚度都是可接受的。因此，将位移保持在可接受的限度内所需的刚度有多高取决于齿轮的位置和取向，这通常称为齿轮对准(或未对准)。
架径向抗弯刚度
在所描述的实施方案中，通过将架34作为固定安装在一个板34b处的自由体对待，并且在另一个板34a的轴向中心点的轴向位置处施加(径向)力F，来确定架径向抗弯刚度。这在图9中示出，其中箭头F指示板34a上的(径向)力，而δ示出板34a的(径向)位移。力F示出为沿着穿过引擎轴线9的线作用。在仅具有一个板34a的实施方案中，可替代地将销33的远离单个板34a的端部保持在适当位置。
在各种实施方案中，架34的径向抗弯刚度可以等于或大于1.20×109N/m，并且任选地等于或大于2.0×109N/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，架34的径向抗弯刚度可以等于或大于1.5×109N/m，并且任选地可等于或大于2×109N/m(并且任选地可等于2.30×109N/m或3.85×109N/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，架34的径向抗弯刚度可以等于或大于2.0×109N/m，并且任选地可等于或大于3×109N/m(并且任选地可等于3.92×109N/m或7.70×109N/m)。
在各种实施方案中，架34的径向抗弯刚度在1.20×109N/m至1×1012N/m的范围内，并且任选地在2.0×109N/m至1.5×1011N/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，架34的径向抗弯刚度可以在1.5×109N/m至5×1010N/m的范围内，并且任选地可在2×109N/m至5×109N/m或1.9×109N/m至2.7×109N/m的范围内(并且任选地可等于3.85×109N/m或等于2.30×109N/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，架34的径向抗弯刚度可以在2.0×109N/m至1.6×1011N/m的范围内，并且任选地可在3.0×109N/m至9.0×109N/m的范围内(并且任选地可等于7.70×109N/m或3.92×109N/m)。
架34用于将行星齿轮32定位在齿轮箱30内并且减少或避免未对准。本领域技术人员将理解，可以以各种不同的方式获得期望的架刚度，例如通过适当地调整架材料和架几何形状中的一者或多者。对于给定材料，刚度可以是例如架和齿轮箱尺寸以及齿轮箱构造的函数。行星齿轮数和齿轮箱比也可以被调整以达到期望的刚度。例如，可以改变齿轮箱30的齿轮传动比，从而引起行星齿轮间隔以及在某些情况下行星齿轮32的数量改变。行星齿轮间隔的变化可以为齿轮32之间的凸耳34c提供更多(或更少)的空间，并且可以调整这些凸耳34c的尺寸和形状以实现期望的架刚度。
架倾斜刚度
架倾斜刚度是架34对施加的力矩M的阻力的度量，如图10所示。力矩的轴线垂直于引擎轴线9。选择行星架34的两个点以测量倾斜刚度：在前板34a的轴向中心点的轴向位置处的前点，以及在后板34b的轴向中心点的轴向位置处的后点。如图10中的斜线所示，后板34b被保持为刚性且是不旋转的。
响应于所施加的力矩M(在所示的示例中为逆时针力矩，但在其他示例中可以是顺时针力矩)，架34弯曲通过角度θ，由于架不具有恒定截面，因此角度θ在沿着架34的长度的每个点处不是恒定的。θ因此可以在变形前平行于引擎轴线9并穿过后点和前点(垂直于架板的前面和后面)的线和变形后穿过前点并垂直于前架板的前面和后面(不再平行于引擎轴线)的线之间测量。这如图11所示。
架34弯曲通过总角度α，从而导致弧位移δ。角度α是在变形前平行于引擎轴线9并穿过后点和前点的线(如θ)和变形后穿过前点和后点的线(与θ相反)之间测量的。因此，θ和α的值可以不同。
因此，如上所述，可以针对架34定义有效线性倾斜刚度。针对有效线性倾斜刚度的定义选择的半径r是以板34b的表面上的点为中心的圆的半径，该板被保持为刚性的并且穿过前板34a的原始轴向中心点和变形后的相同点，如图10的特写部分所示。在图10右下所示的示意力图上标记了两个相等且相反的力F，一个在半径为r的圆的中心处，一个在该半径的远端处——F的量值基于施加的力矩选择。总角度α在变形前的第一半径和变形后的第二半径之间测量。选择在前板34a的下边缘的径向位置处的轴向中心点以便于参考——可以等效地选择沿前板34a的轴向中心线的任何其他点(例如，力矩的施加点)。弧位移(弧距离)δ等于rα。
在各种实施方案中，架34的倾斜刚度在大于或等于6.00×108Nm/弧度的范围内，并且任选地在大于或等于1.3×109Nm/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，架34的倾斜刚度可大于或等于2.2×109Nm/弧度，并且任选地可大于或等于2.4×109Nm/弧度(并且任选地可等于2.71×109Nm/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，架34的倾斜刚度可大于或等于2.3×109Nm/弧度，并且任选地可大于或等于3.0×109Nm/弧度(并且任选地可等于5.70×109Nm/弧度)。
在各种实施方案中，架34的倾斜刚度在6.00×108Nm/弧度至2.80×1011Nm/弧度的范围内，并且任选地在1.3×109Nm/弧度至1.2×1011Nm/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，架34的倾斜刚度可以在2.2×109Nm/弧度至1.4×1011Nm/弧度的范围内，并且任选地可在2.4×109至5.0×109Nm/弧度的范围内(并且任选地可等于2.71×109Nm/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，架34的倾斜刚度可在2.3×109Nm/弧度至2.8×1011Nm/弧度的范围内，并且任选地可在3.0×109Nm/弧度至9.0×109Nm/弧度的范围内(并且任选地可等于5.70×109Nm/弧度)。
在各种实施方案中，架34的有效线性倾斜刚度大于或等于3.40×109N/m，并且任选地大于或等于8.0×109N/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，架34的有效线性倾斜刚度可大于或等于1.4×1010N/m，并且任选地可大于或等于1.42×1010N/m(并且任选地可等于1.68×1010N/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，架34的有效线性倾斜刚度可大于或等于1.5×1010N/m，并且任选地可大于或等于3.0×1010N/m，并且任选地大于或等于7.0×1010N/m(并且任选地可等于8.36×1010N/m)。
在各种实施方案中，架34的有效线性倾斜刚度在3.40×109N/m至4.20×1012N/m的范围内，并且任选地在8.0×109N/m至1.7×1012N/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，架34的有效线性倾斜刚度可在1.4×1010N/m至8.4×1011N/m的范围内，并且任选地可在1.42×1010N/m至2.72×1010N/m的范围内(并且任选地可等于1.68×1010N/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，架34的有效线性倾斜刚度可在1.5×1010N/m至4.2×1012N/m的范围内，并且任选地可在3.0×1010N/m至1.0×1011N/m的范围内，并且任选地在7.0×1010N/m至1.0×1011N/m的范围内(并且任选地可等于8.36×1010N/m)。
如上所述，对于相同量值的偏转，架34的过度倾斜偏转比径向抗弯或扭转偏转更具破坏性，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32比其他行星齿轮承担更大的负载分担，其次要面对负载分布转移。因此，特定行星齿轮32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32上增加的负载和该负载增加的集中可能因此损坏齿轮齿。
架扭转刚度
架扭转刚度是架34对施加的扭矩τ的阻力的度量，如图12(轴向横截面)以及图13至图15(径向横截面)所示。扭矩的轴线平行于引擎轴线9。板34b在架30的后端处的斜线指示将板34b视为刚性且不旋转的(如同悬臂梁安装件一样)。在仅具有一个板34a的实施方案中，可替代地将销33(以及凸耳34c(如果存在))的远离单个板34a的端部保持在适当位置。
扭矩τ(在前板34a的轴向中点位置处)施加到架34上，并且沿着架34的长度引起旋转变形θ(例如扭转)。当销33(以及如果存在的凸耳34c)的端部以固定的半径保持在架板34a、34b上时，这种扭转导致架34“卷起”。
前板34a上穿过每个销33的纵向轴线的假想圆902上的点移动的角度为θ，其中θ是以弧度为单位测得的角度。假想圆902可称为销节圆直径(销PCD)。销PCD可在0.38m至0.65m的范围内，例如等于0.4m或0.55m。因此，如上所述，可以使用假想圆902的半径r(例如，如图13所示)来为架34定义有效线性扭转刚度。
在各种实施方案中，架34的扭转刚度大于或等于1.60×108Nm/rad，并且任选地大于或等于2.7×108Nm/rad。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，架34的扭转刚度可大于或等于1.8×108Nm/rad，并且任选地可大于或等于2.5×108Nm/rad(并且任选地可等于4.83×108Nm/rad)。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，架34的扭转刚度可大于或等于6.0×108Nm/rad，并且任选地可大于或等于1.1×109Nm/rad(并且任选地可等于2.17×109Nm/rad)。
在各种实施方案中，架34的扭转刚度在1.60×108至1.00×1011Nm/rad的范围内，并且任选地在2.7×108至1×1010Nm/rad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，架34的扭转刚度可在1.8×108Nm/rad至4.8×109Nm/rad的范围内，并且任选地可在2.5×108Nm/rad至6.5×108Nm/rad的范围内(并且任选地可等于4.83×108Nm/rad)。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，架34的扭转刚度可在6.0×108Nm/rad至2.2×1010Nm/rad的范围内，并且任选地在1.1×109Nm/rad至3.0×109Nm/rad的范围内(并且任选地可等于2.17×109Nm/rad)。
在各种实施方案中，架34的有效线性扭转刚度可大于或等于7.00×109N/m，并且任选地大于或等于9.1×109N/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，架34的有效线性扭转刚度可大于或等于7.70×109N/m。在其他此类实施方案中，架34的有效线性扭转刚度可大于或等于9.1×109N/m，任选地大于或等于1.1×1010N/m(并且任选地可等于1.26×1010N/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，架34的有效线性扭转刚度可大于或等于1.2×1010N/m，并且任选地可大于或等于2.1×1010N/m(并且任选地可等于2.88×1010N/m)。
在各种实施方案中，架34的有效线性扭转刚度可在7.00×109N/m至1.20×1011N/m的范围内，并且任选地在9.1×109N/m至8.0×1010N/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，架34的有效线性扭转刚度可在9.1×109N/m至6.0×1010N/m的范围内，并且任选地可在7×109N/m至2×1010N/m或8.5×109N/m至2×1010N/m的范围内(并且任选地可等于1.26×1010N/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，架34的有效线性扭转刚度可在1.2×1010N/m至1.2×1011N/m的范围内，并且任选地可在1.0×1010N/m至5.0×1010N/m的范围内(并且任选地可等于2.88×1010N/m)。
可通过调整一个或多个参数(包括架材料、架几何形状以及是否存在凸耳)来控制架34的扭转刚度以使其处于期望的范围内。
行星销刚度
行星架34将行星齿轮32保持在适当位置。销33用于将每个行星齿轮32定位在架34上并且减少或避免行星齿轮32的未对准。在图16所示的实施方案中，在齿轮箱30中提供了五个行星齿轮32，每个行星齿轮32一个销33。在另选实施方案中，可以提供不同数量的行星齿轮32，例如3、4、5、6、7、8或9个行星齿轮32。技术人员将理解，奇数(例如，3、5、7、9)个行星齿轮可以改善齿轮箱30内的负载和/或应力分担。特别地，本领域技术人员将理解，使用奇数个行星齿轮可以改善齿轮箱中的动态负载，该齿轮箱具有的太阳齿轮齿数不能被行星齿轮的数量整除(例如，41个太阳齿轮齿，5个行星齿轮)，如在所描述的实施方案中那样。在其中太阳齿轮齿数可完全被行星齿轮数整除(例如，太阳齿轮40齿，5个行星齿轮)的另选实施方案中，可能有较少或没有动态益处。
每个行星齿轮32通过销33(也称为行星销)安装到行星架34的其余部分。行星销33安装在架34上，使得在行星式布置结构下，行星销随着架旋转与架34一起移动；或者在恒星布置结构下，行星销与部旋转的架34保持在适当的位置。销33可以被称为用于行星齿轮32的轮轴/支撑件。相对于行星销33的较高刚度，该行星销33的较低的刚度可以减小差动负载并提高负载分担系数。
销33可以以任何期望的方式连接到架板34a、34b。例如，在所描述的实施方案中，销33设置有到每个架板34a、34b的软连接件31a、31b。连接件被描述为软的，因为这些连接件被布置成便于销33的某些移动，这可以帮助改善负载分担。这样的软连接件可以由板34a、34b本身形成(例如，具有材料的切除部分以提供板的一些移动)，或者由销的一部分或由单独的部件形成。软连接件31a、31b被分类为销33的一部分，用于评估本文所述的刚度。在图16和图17中仅针对感兴趣的销示出了软连接件33a、33b，但是本领域技术人员将理解，每个销33将具有等效的连接件。
行星销径向抗弯刚度
销33的径向抗弯刚度可以以不同的方式测量，例如取决于销设计。销33的软连接件31a、31b(如果存在)被分类为销33的一部分。对于如图16所示的未接合销33，每个销33可以被视为刚性地安装在一个架板34b上(由架板34b上的斜线示出)。每个销的另一端可以被视为可滑动地安装在另一个架板34a上，使得销33的端部可以沿着板34a滑动，但是不能远离板34a移动。然后，在销上对应于滑动平面的位置处施加径向力F，并且测量该轴向位置处的合成径向位移δ。
对于如图17所示的具有两个分开的轴部分33a、33b和在这两个轴部分之间的接头33c(例如，球窝接头)的销33，该销33可以替代地被视为刚性地安装在架板34a、34b两者上(由架板34a、34b上的斜线示出)。然后，在销33上对应于销的轴向中心点的位置处施加径向力F，并且测量该轴向位置处的合成径向位移δ。在具有非中心接头33c的实施方案中，可以选择接头33c的轴向中心点来代替销33的轴向中心点。
在各种实施方案中，销33的径向抗弯刚度大于或等于3.00×108N/m，并且任选地大于或等于6.3×108N/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，销33轴的径向抗弯刚度可大于或等于6.3×108N/m，并且任选地可大于或等于6.7×108N/m(并且任选地可等于7.70×108N/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，销33的径向抗弯刚度可大于或等于9.0×108N/m，并且任选地可大于或等于1.0×109N/m(并且任选地可等于1.54×109N/m)。
在各种实施方案中，销33的径向抗弯刚度在3.00×108N/m至3.00×109N/m的范围内，并且任选地在6.3×108N/m至2.5×109N/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，销33轴的径向抗弯刚度可在6.3×108N/m至1.5×109N/m的范围内，并且任选地可在6.7×108N/m至8.7×108N/m的范围内(并且任选地可等于7.70×108N/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，销33的径向抗弯刚度可在9.0×108N/m至3.0×109N/m的范围内，并且任选地可在1.0×109N/m至2.0×109N/m的范围内(并且任选地可等于1.54×109N/m)。
本领域技术人员将理解，可以以各种不同的方式来获得期望的销刚度，例如通过适当地调整销材料(通常是钢)和齿轮箱和/或销几何形状中的一者或多者。对于给定的材料，刚度可以是销直径的函数，并且例如无论销是实心的还是中空的。以另外的示例的方式，齿轮箱30的齿轮传动比可以被调整，并且行星齿轮尺寸可以相应地改变，例如允许更大直径的销33用于更大的行星齿轮32，从而实现更高的刚度。
行星销倾斜刚度
每个销33(包括其软连接件31a、31b，如果存在)被建模为刚性地安装在一个架板34b上的自由体(如图18所示的架板34b上的斜线所示)，以计算倾斜刚度。然后在销33的轴向中心点处施加力矩。力矩的轴线垂直于引擎轴线9。选择销33的两个点以测量倾斜刚度：在销33的轴向中心点的轴向位置处的中心点，以及到后板34b的刚性连接的轴向位置处的后点。如图17和图18中的斜线所示，后板34b被保持为刚性且是不旋转的。
响应于施加的力矩M(在所示示例中为逆时针力矩，但在其他示例中可为顺时针力矩)，销33弯曲通过角度θ，从而导致中心点(施加力矩的点)的弧位移δ。
如果销33是非对称的，则可以进行第二次测量，将销33建模为刚性地安装在另一个架板34a上的自由体。选择销33的两个点以进行这种测量：在销33的轴向中心点的轴向位置处的中心点，以及到前板34a的刚性连接的轴向位置处的前点。前板34a被保持为刚性且是不旋转的。然后可以取两个倾斜刚度值的平均值。
因此，如上所述，可以针对销33定义有效线性倾斜刚度。针对有效线性倾斜刚度的定义选择的半径r是以板34b的表面上的点为中心的圆的半径，该板被保持为刚性的并且穿过销33的原始轴向中心点(施加力矩的点)和变形后的相同点。弧位移δ等于rθ。
相同的方法可用于销33的任何设计。
在各种实施方案中，销33的倾斜刚度大于或等于4.00×106Nm/rad，并且任选地大于或等于8.7×106Nm/rad。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，销33的倾斜刚度可大于或等于8.7×106Nm/rad，并且任选地可大于或等于9.8×106Nm/rad(并且任选地可等于1.02×107Nm/rad)。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，销33的倾斜刚度可大于或等于1.4×107Nm/rad，并且任选地可大于或等于2.5×107Nm/rad(并且任选地可等于3.14×107Nm/rad)。
在各种实施方案中，销33的倾斜刚度在4.00×106Nm/rad至6.30×107Nm/rad的范围内，并且任选地在8.7×106Nm/rad至4.5×107Nm/rad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，销33的倾斜刚度可在8.7×106Nm/rad至2.1×107Nm/rad的范围内，并且任选地可在9.8×106Nm/rad至1.9×107Nm/rad的范围内(并且任选地可等于1.02×107Nm/rad)。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，销33的倾斜刚度可在1.4×107Nm/rad至6.3×107Nm/rad的范围内，并且任选地在2.5×107Nm/rad至4.2×107Nm/rad的范围内(并且任选地可等于3.14×107Nm/rad)。
为了获得期望的销倾斜刚度，可以应用与上述行星销径向抗弯刚度类似的选择。
轴和支撑件的刚度
齿轮箱输入轴扭转刚度
在所描述的布置结构中，齿轮箱输入轴26a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，芯轴26的前部26a向齿轮箱30提供输入。
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在涡轮19与压缩机14之间延伸，从而将涡轮连接到压缩机。前部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。由于该前部为齿轮箱30提供扭矩，因此被称为齿轮箱输入轴。在所示的布置结构中，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可由芯轴26驱动，并且更具体地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26。然而，这可能使太阳齿轮28的安装更加困难。
在所描述的布置结构中，如图19所示，芯轴26被分成两个部分：从齿轮箱30延伸并连接到太阳齿轮28的第一部分26a(齿轮箱输入轴)，以及从第一部分向后延伸并连接到涡轮19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，因此，齿轮箱输入轴26a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。在所描述的布置结构中，第二部分26b被设计成有效地刚性的(与第一部分26a的刚度相比)——因此，芯轴26的扭转刚度可以有效地等于其齿轮箱输入轴部分的扭转刚度。连接涡轮和压缩机的第二部分26b可以被称为涡轮轴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。在所描述的布置结构中，轴承26c在轴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26b的其余部分的连接视为刚性的状态下测量的，使得仅考虑第一部分26a的刚度。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。
齿轮箱输入轴扭转刚度是轴26a对施加的扭矩τ的阻力的度量，如图20所示。可将其描述为轴26a对扭转或卷绕的阻力。力矩的轴线平行于引擎轴线9。示出了在轴26a的轴承26c的位置处的斜线框402，以指示将到轴承26c/轴承的位置处的轴26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。r是轴26a的半径。在其中齿轮箱输入轴26的半径变化的实施方案中，可将轴26a在与太阳齿轮28的接口处的半径用作半径r以计算有效线性扭转刚度(即对于所示实施方案中施加扭矩的轴的前端处的半径)。因此，如上所述，可以针对齿轮箱输入轴26a定义有效线性扭转刚度。
在所示的实施方案中，太阳齿轮28的轴向中点位置也在轴26的前端处或附近。在另选的实施方案中，轴26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5.4×109N/m的范围内(并且任选地可等于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8.0×1010N/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)。
可调整齿轮箱输入轴26a材料、直径和结构(例如，中空或实心壁厚)中的一者或多者，以实现期望范围内的刚度。
风扇轴扭转刚度
风扇轴36被定义为从齿轮箱30的输出延伸到风扇输入的扭矩传递部件。因此，它包括可在这些点之间提供的任何齿轮箱输出轴和风扇输入轴的一部分或全部。出于限定风扇轴36的刚度的目的，认为该风扇轴在风扇输入位置与齿轮箱输出位置之间延伸，并且包括这些点之间的所有扭矩传递部件。因此，该风扇轴不包括齿轮箱30的传递离散力而不是风扇轴扭矩的任何部件(例如，行星架34或与其联接的任何连接板)。因此，齿轮箱输出位置可被定义为风扇轴36与齿轮箱30之间的连接点。风扇输入位置Y可被定义为风扇轴36与风扇之间的连接点。风扇轴36的扭转刚度是在风扇轴的前端与后端之间测得的；前端是与风扇23的接口(Y)，并且后端是与齿轮箱30的接口(X)。
风扇轴扭转刚度是轴36对施加的扭矩τ的阻力的度量，如图25所示。可将其描述为轴36对的扭转或卷绕的阻力。力矩的轴线平行于引擎轴线9。
参考图23和图25，其中齿轮箱30是恒星齿轮箱，齿轮箱输出位置(X)被定义为环形齿轮38与风扇轴36之间的连接点702。更具体地，它是到环形齿轮38的环的连接点(从环的外表面延伸的任何连接部件都被认为是环形齿轮的一部分)。在连接点由在具有轴向分量的方向上延伸的界面形成的情况下，该连接点被认为是该界面的轴向中心线(X)，如图25所示。风扇轴36包括所有扭矩传递部件，一直到与环形齿轮38的连接点702。因此，它包括风扇轴36的可提供的任何柔性部分或连杆704，以及它们之间的任何连接件706(例如键齿连接件)。
在齿轮箱30是行星式构造的情况下，齿轮箱输出位置同样被定义为风扇轴36与齿轮箱30之间的连接点。在图24中示出了这种构造的示例，该图示出了包括前板34a和后板34b的架，其中多个销33在这两个板之间延伸，并且行星齿轮安装在该架上。风扇轴36经由键齿连接件708连接到前板34a。在诸如此类的实施方案中，齿轮箱输出位置X被认为是风扇轴36与前板34a之间的接口上的任何点。前板34a被认为传递离散力而不是单个扭矩，因此被认为是齿轮箱30而不是风扇轴的一部分。图24仅示出了风扇轴与行星架34之间的一种连接类型的一个示例。在具有不同连接布置结构的实施方案中，齿轮箱输出位置仍被认为在传递扭矩的部件(即，风扇轴的一部分)与传递离散力的部件(例如，齿轮箱的一部分)之间的接口处。键齿连接件708仅是可在风扇轴36与齿轮箱30之间(即，在当前描述的实施方案中，在风扇轴与前板34b之间)形成的连接件的一个示例。在其他实施方案中，形成齿轮箱输出位置的接口可通过例如曲线连接、螺栓接合或者其他带齿或机械固定的布置结构形成。
风扇输入位置Y被定义为风扇轴36上位于风扇23与风扇轴36之间的界面的轴向中点处的点。在当前描述的实施方案中，风扇23包括被布置成将风扇23连接到风扇轴36的支撑臂23a。支撑臂23a通过沿着风扇轴36的一部分的长度延伸的键齿联接件36a连接到风扇轴。风扇输入位置被定义为键齿联接件的轴向中点，如图25中的Y轴所示。图25所示的键齿联接件仅是可在风扇与风扇轴之间形成接口的联接件的一个示例。在其他实施方案中，例如可使用曲线连接、螺栓接合或者其他带齿或机械固定的布置结构。风扇输入位置Y可不受齿轮箱类型的影响。
风扇轴36具有一定程度的柔性，其特征部分在于其扭转刚度。出于确定扭转刚度的目的，风扇轴36被认为在扭矩τ所施加的端部冲处是自由的。
出于评估风扇轴36的扭转刚度的目的，图25中的斜线环形齿轮38指示将环形齿轮38视为刚性且不旋转的。扭矩τ在风扇输入位置Y处施加到轴36上，并且沿着轴36的长度引起旋转变形θ(例如扭转)。轴圆周上位于风扇输入位置处的点移动通过的角度为θ，其中θ是以弧度为单位测得的角度。风扇轴36的半径r可用于确定有效线性扭转刚度。在风扇轴36的半径变化的实施方案(诸如所描述的实施方案)中，可将轴36在风扇输入位置处的半径用作半径r(即，对于所示的实施方案，为在轴的前端处的半径)。因此，如上所述，可以针对风扇轴36定义有效线性扭转刚度。
在各种实施方案中，风扇轴36的扭转刚度等于或大于1.3×107Nm/rad，并且任选地等于或大于1.4×107Nm/rad。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，风扇轴36的扭转刚度可等于或大于1.3×107Nm/弧度，并且任选地可等于或大于1.4×107Nm/弧度(并且任选地可等于1.8×107Nm/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，风扇轴36的扭转刚度可等于或大于2.5×107Nm/弧度，并且任选地可等于或大于3.5×107Nm/弧度(并且任选地可等于5.2×107Nm/弧度)。
在各种实施方案中，风扇轴36的扭转刚度在1.3×107Nm/rad至2.5×109Nm/rad的范围内，并且任选地在1.4×107Nm/rad至3.0×108Nm/rad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，风扇轴36的扭转刚度可在1.3×107Nm/弧度至2.0×108Nm/弧度的范围内，并且任选地可在1.3×107Nm/弧度或1.4×107Nm/弧度至2.3×107Nm/弧度的范围内(并且任选地可等于1.8×107Nm/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，风扇轴36的扭转刚度可在2.5×107Nm/弧度至2.5×109Nm/弧度的范围内，并且任选地可在3.5×107Nm/弧度至7.5×107Nm/弧度的范围内(并且任选地可等于5.2×107Nm/弧度)。
在各种实施方案中，风扇轴36的有效线性扭转刚度可大于1.2×109N/m，并且任选地大于1.35×109N/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，风扇轴36的有效线性扭转刚度可大于1.2×109N/m，并且任选地可大于1.3×109Nm/弧度(并且任选地可等于1.5×109N/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，风扇轴36的有效线性扭转刚度可大于1.5×109N/m，并且任选地可大于1.8×109Nm/弧度(并且任选地可等于2.1×109N/m)。
在各种实施方案中，风扇轴36的有效线性扭转刚度在1.2×109N/m至2.0×1010N/m的范围内，并且任选地在1.35×109N/m至1.0×1010N/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，风扇轴36的有效线性扭转刚度可在1.2×109N/m至1.5×1010N/m的范围内，并且任选地可在1.3×109N/m至2.3×109Nm/弧度的范围内(并且任选地可等于1.5×109N/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，风扇轴36的有效线性扭转刚度可在1.5×109N/m至2.0×1010N/m的范围内，并且任选地可在1.8×109N/m至3.5×109Nm/弧度的范围内(并且任选地可等于2.1×109N/m)。
可调整风扇轴36材料、直径和结构(例如，中空或实心壁厚)中的一者或多者，以实现期望范围内的刚度。
在各种实施方案中，包括所描述的布置结构，例如关于图21和图22，风扇轴36的安装结构包括风扇轴支撑件504。风扇轴支撑结构包括两个轴承——第一轴承506a和第二轴承506b，经由这两个轴承将风扇轴支撑结构联接到风扇轴36。轴承506a、506b沿着风扇轴36的轴向长度间隔开。在所描述的实施方案中，两个轴承506a、506b均设置在齿轮箱30前方的位置处。在其他实施方案中，用于支撑风扇轴36的两个轴承506a、506b中的一者可以位于齿轮箱30后方的位置。在其他实施方案中，可以提供两个以上的轴承作为风扇轴支撑结构的一部分。
齿轮箱支撑件扭转刚度
在图22中示出了气体涡轮引擎的示例性实施方案，其提供了引擎核心11在齿轮箱30周围的区域的放大视图。相同的附图标记用于与图1至图3所示的部件相对应的部件。在图22所示的布置结构中，齿轮箱30具有恒星布置结构，其中环形齿轮38联接到风扇轴36，并且架34相对于引擎核心的静态结构24(也称为固定支撑结构)保持在固定位置。如本文其他地方所指出，除非另有明确说明，否则本文所述的所有特征和特性可适用于恒星齿轮箱和行星式齿轮箱。
引擎核心11包括齿轮箱支撑件40(对应于参考图2描述的连杆)，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地将齿轮箱30支撑在引擎10内的固定位置。齿轮箱支撑件在第一端部处联接到固定支撑结构24，该固定支撑结构延伸跨过携带核心气流A的核心导管20，如图22所示。在当前描述的布置结构中，固定支撑结构24是或包括引擎部分定子(ESS)，该引擎部分定子既用作结构部件以为核心部件诸如齿轮箱支撑件40提供固定安装件，又用作被提供来引导来自风扇23的气流的导向轮叶。在其他实施方案中，固定支撑结构24可包括延伸跨过核心气流路径的支柱以及被提供来引导气流的单独的定子轮叶。在本实施方案中，齿轮箱支撑件40在第二端部处联接到行星架34。因此，齿轮箱支撑件40抵抗行星架34相对于引擎核心的静态结构24的旋转。在齿轮箱30处于行星式布置结构的实施方案中，齿轮箱支撑件40联接到环形齿轮38，以便抵抗其相对于引擎核心的静态结构24的旋转。
齿轮箱支撑件40被限定在其与齿轮箱(例如，在具有恒星齿轮箱30的本实施方案中为行星架，或在行星式实施方案中为环形齿轮38)连接的点和其与固定支撑结构24连接的点之间。齿轮箱支撑件可由在这两个点之间提供联接件的任何数量的单独部件形成。齿轮箱支撑件40连接到齿轮箱30，并且更具体地连接到静态齿轮或齿轮组，即连接到行星式齿轮箱的环形齿轮38或恒星齿轮箱的行星架34/行星齿轮组32。齿轮箱支撑件40具有一定程度的柔性。齿轮箱支撑件扭转刚度是支撑件40对施加的扭矩τ的阻力的度量，如图21所示。可将其描述为支撑件40对的扭转或卷绕的阻力。力矩的轴线平行于引擎轴线9。固定支撑结构24的交叉影线提供用于指示与被视为刚性且不旋转的支撑件40的连接。
对于恒星齿轮箱30，齿轮箱支撑件40的扭转刚度被限定在穿过行星式齿轮组的每个行星齿轮32的中心(即，穿过每个销33的纵向轴线)的圆902与到固定支撑结构24的接口(其被视为固定的)之间。扭转负载在行星架34处施加，并且在固定支撑结构24处被抵抗。
对于行星式齿轮箱30，齿轮箱支撑件40的扭转刚度被限定在环形齿轮38的节圆直径(PCD)与到固定支撑结构24的接口(其被视为固定的)之间。扭转负载在环形齿轮38处施加，并且在固定支撑结构24处抵抗。扭矩τ施加到环形齿轮38的齿上，并且引起支撑件40的旋转变形θ(例如，扭转)。PCD上的点移动的角度为θ，其中θ是以弧度为单位测得的角度。半径r可以被定义为环形齿轮38的半径(即环形齿轮的PCD的一半)。因此，如上所述，可以使用半径r＝PCD/2来为行星式齿轮箱30的齿轮箱支撑件40定义有效线性扭转刚度。
齿轮的节圆是假想圆，其与和第一齿轮啮合的任何其他齿轮的节圆一起滚动而不滑动。节圆经过啮合的齿轮旋转时两个齿轮的在相遇的点，齿轮的节圆通常经过齿轮的齿长度的中点。可通过取齿轮齿的尖端之间的直径和齿轮齿的基部之间的直径的平均值来粗略地估计PCD。在各种实施方案中，环形齿轮38的PCD(也可被认为是齿轮箱30的直径)可大于或等于0.55m，并且任选地大于或等于0.57m。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，齿轮箱直径可大于或等于0.75m。
在各种实施方案中，齿轮箱30的直径可在0.55m至1.2m的范围内，并且任选地在0.57m至1.0m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，齿轮箱直径可在0.55m至0.70m的范围内，并且任选地可在0.58m至0.65m的范围内(并且任选地可等于0.61m)。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，齿轮箱直径可在0.75m至1.0m的范围内，并且任选地在0.8m至0.9m的范围内(并且任选地可等于0.87m)。
对应地，因此，如上所述，可以使用穿过架34上每个销33的纵向轴线的圆902的半径r来为恒星齿轮箱30的齿轮箱支撑件40定义有效线性扭转刚度。可将该圆902的直径描述为行星式齿轮组的PCD或销PCD，从而如同行星式齿轮箱示例一样提供r＝PCD/2。销PCD可以在0.38m至0.65m的范围内，例如等于0.4m或0.55m。
在各种实施方案中，齿轮箱支撑件40的扭转刚度大于或等于4.2×107Nm/rad，并且任选地大于或等于4.8×107Nm/rad。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，齿轮箱支撑件40的扭转刚度可大于或等于4.2×107Nm/rad，并且任选地可大于或等于5×107Nm/rad(并且任选地可等于6.1×107Nm/rad)。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，齿轮箱支撑件40的扭转刚度可大于或等于7.0×107Nm/rad，并且任选地可大于或等于9×107Nm/rad(并且任选地可等于1.8×108Nm/rad)。
在各种实施方案中，齿轮箱支撑件40的扭转刚度在4.2×107Nm/rad至1.0×1010Nm/rad的范围内，并且任选地在4.8×107Nm/rad至1.0×109Nm/rad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，齿轮箱支撑件40的扭转刚度可在4.2×107Nm/rad至6.0×108Nm/rad的范围内，并且任选地可在5×107Nm/rad至7×107Nm/rad的范围内(并且任选地可等于6.1×107Nm/rad)。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，齿轮箱支撑件40的扭转刚度可在7.0×107Nm/rad至1.0×1010Nm/rad的范围内，并且任选地可在9×107Nm/rad至4×108Nm/rad的范围内(并且任选地可等于1.8×108Nm/rad)。
在各种实施方案中，齿轮箱支撑件40的有效线性扭转刚度大于7.1×108N/m，并且任选地大于8.4×108N/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，齿轮箱支撑件40的有效线性扭转刚度可大于7.1×108N/m，并且任选地可大于8×108N/m(并且任选地可等于9.2×108N/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，齿轮箱支撑件40的有效线性扭转刚度可大于9.0×108N/m，并且任选地可大于9.6×108N/m(并且任选地可等于1.2×109N/m)。
在各种实施方案中，齿轮箱支撑件40的有效线性扭转刚度在7.1×108N/m至6.0×1010N/m的范围内，并且任选地在8.4×108N/m至3.0×1010N/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，齿轮箱支撑件40的有效线性扭转刚度可在7.1×108N/m至5.0×1010N/m的范围内，并且任选地可在8×108N/m至1×109N/m的范围内(并且任选地可等于9.2×108N/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，齿轮箱支撑件40的有效线性扭转刚度可在9.0×108N/m至6.0×1010N/m的范围内，并且任选地可在9.0×108N/m至2.0×109N/m的范围内(并且任选地可等于1.2×109N/m)。
本领域技术人员将理解，对于具有不同周转齿轮箱例如行星式齿轮箱的实施方案，可以相同方式限定齿轮箱支撑件40的刚度。
可适当地选择或调整用于连接到固定支撑结构24的齿轮箱支撑件40几何形状、材料和连接类型中的一者或多者，以获得期望的刚度。
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，以下中的一者、一些或全部可适用于任何实施方案：
在各种实施方案中，径向与扭转架刚度比为：
Figure BDA0002760272220000601
大于或等于0.030，并且任选地在0.030至2.0的范围内。
在各种实施方案中，径向与扭转架刚度比在3.0×10-2至2.0×100的范围内(即0.030至2.0)，并且任选地在6.0×10-2至1.0的范围内。在一些实施方案中，径向与扭转架刚度比可以在6.0×10-2至3.0×10-1的范围内，并且任选地可以在0.18至0.19的范围内(并且任选地可以等于0.18)。在一些实施方案中，径向与扭转架刚度比可以在0.30至2.0的范围内。在另选的此类实施方案中，径向与扭转架刚度比可以在0.14至0.8的范围内，并且任选地可以在0.14至0.19的范围内(并且任选地可以等于0.14)。
在各种实施方案中，可以计算径向与扭转架刚度比的分量的乘积，即行星架34的径向抗弯刚度乘以行星架34的有效线性扭转刚度。在各种实施方案中，该乘积值可大于或等于5.0×1018N2m-2，并且任选地小于1.3×1024N2m-2，并且任选地可大于或等于1.6×1019N2m-2，并且任选地小于1.3×1022N2m-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，该乘积值可大于或等于1.6×1019N2m-2，并且任选地小于1.3×1022N2m-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，该乘积值可大于或等于3.0×1019N2m-2，并且任选地小于1.3×1023N2m-2。
在各种实施方案中，倾斜与扭转架刚度比为：
Figure BDA0002760272220000611
小于或等于20，并且任选地小于或等于7.3。
在各种实施方案中，倾斜与扭转架刚度比在7.00×10-1至2.0×101的范围内(即0.7至20)，并且任选地在0.7至7.3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，倾斜与扭转架刚度比可以小于或等于8.0，任选地在2.5至8.0的范围内，并且进一步任选地可以在4至7的范围内(并且任选地可等于5.60)。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，倾斜与扭转架刚度比可以小于或等于7.9，任选地在1.5至7.9的范围内，并且进一步任选地可在1.8至5.2的范围内(并且任选地可以等于2.63)。
在各种实施方案中，可以计算倾斜与扭转架刚度比的分量的乘积，即行星架(34)的倾斜刚度乘以行星架(34)的扭转刚度。在各种实施方案中，该乘积值可大于或等于1.0×1017N2m2rad-2，并且任选地小于2.8×1022N2m2rad-2，并且任选地可大于或等于5.1×1017N2m2rad-2，并且任选地小于3.0×1021N2m2rad-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，该乘积值可大于或等于5.1×1017N2m2rad-2，并且任选地小于3.0×1020N2m2rad-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，该乘积值可大于或等于1.0×1018N2m2rad-2，并且任选地小于3.1×1021N2m2rad-2。
在各种实施方案中，架与齿轮箱输入轴扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000612
大于或等于7.0×101。
在各种实施方案中，架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以大于或等于7.5×101。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，架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以大于或等于7.3×101，并且任选地可以大于或等于9.5×101或14.0×101(并且任选地可以等于152)。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，架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以大于或等于1.0×102，并且任选地可以大于或等于1.5×102(并且任选地可等于2.0×102)。在各种实施方案中，架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以大于或等于1.4×102，并且任选地在1.4×102至5.4×102的范围内。
在各种实施方案中，架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以在7×101至5×103(即70至5000)的范围内，并且任选地在7.5×101至3.0×103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，架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以在7.3×101至1.0×103的范围内，并且任选地可以在9.5×101或14.0×101至3.0×102的范围内(并且任选地可等于152)。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，架与齿轮箱输入轴扭转刚度比可以在1.0×102至5.0×103的范围内，并且任选地可在1.5×102至2.7×102的范围内(并且任选地可等于2.0×102)。
在各种实施方案中，可以计算架与齿轮箱输入轴扭转刚度比的分量的乘积，即行星架(34)的扭转刚度乘以齿轮箱输入轴(26a)的扭转刚度。在各种实施方案中，该乘积值可大于或等于1.5×1014N2m2rad-2，并且任选地小于1.0×1017N2m2rad-2，并且任选地可大于或等于2.2×1014N2m2rad-2，并且任选地小于5.0×1016N2m2rad-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，该乘积值可大于或等于1.5×1014N2m2rad-2，并且任选地小于1.0×1016N2m2rad-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，该乘积值可大于或等于3.0×1015N2m2rad-2，并且任选地小于1.0×1017N2m2rad-2。
在各种实施方案中，架与齿轮箱支撑件扭转刚度比为：
Figure BDA0002760272220000621
大于或等于2.3。
在各种实施方案中，架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可以大于或等于2.3，并且任选地大于或等于2.6。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，架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可大于或等于2.3，并且任选地可大于或等于2.5(并且任选地可等于4.8)。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，架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可大于或等于3.5，并且任选地可大于或等于4(并且任选地可等于6.5)。在各种实施方案中，架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可大于或等于4.4，并且任选地在4.4或4.5至15.5的范围内。
在各种实施方案中，架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可在2.3×100至3.0×102(即2.3至300)的范围内，并且任选地在2.6至50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，架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可在2.3至30的范围内，并且任选地可在2.5至5.5或4.3至5.5的范围内(并且任选地可等于4.8)。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，架与齿轮箱支撑件扭转刚度比可在3.5至300的范围内，并且任选地可在4至15的范围内(并且任选地可等于6.5)。
在各种实施方案中，可以计算架与齿轮箱支撑件扭转刚度比的分量的乘积，即行星架34的扭转刚度乘以齿轮箱支撑件40的扭转刚度。在各种实施方案中，该乘积值可大于或等于5.0×1015N2m2rad-2，并且任选地小于1.0×1019N2m2rad-2，并且任选地可大于或等于8.0×1015N2m2rad-2，并且任选地小于2.0×1018N2m2rad-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，该乘积值可大于或等于5.0×1015N2m2rad-2，并且任选地小于1.2×1017N2m2rad-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，该乘积值可大于或等于1.0×1017N2m2rad-2，并且任选地小于1.0×1019N2m2rad-2。
在各种实施方案中，架与风扇轴刚度比为：
Figure BDA0002760272220000631
大于或等于8。
在各种实施方案中，架与风扇轴刚度比可大于或等于8.0×100(即8.0)，并且任选地大于或等于9。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，架与风扇轴刚度比可大于或等于8，并且任选地可大于或等于9或15.1(并且任选地可等于16.6)。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，架与风扇轴刚度比可大于或等于12，并且任选地可大于或等于15或18(并且任选地可等于22.2)。在各种实施方案中，架与风扇轴刚度比可大于或等于1.50×101，并且任选地大于或等于1.6×101；在此类实施方案中，架与风扇轴刚度比可小于8.4×101。
在各种实施方案中，架与风扇轴刚度比可以在8.0×100至1.1×103(即8.0至1100)的范围内，并且任选地在9至1.9×102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，架与风扇轴刚度比可在8至5.0×102的范围内，并且任选地可在9至40或15或16至40的范围内(并且任选地可等于17)。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，架与风扇轴刚度比可在12至1.1×103的范围内，并且任选地可在15或18至55的范围内(并且任选地可等于22)。
在各种实施方案中，可以计算架与风扇轴刚度比的分量的乘积，即行星架34的扭转刚度乘以风扇轴36的扭转刚度。在各种实施方案中，该乘积值可大于或等于1.5×1015N2m2rad-2，并且任选地小于3.0×1018N2m2rad-2，并且任选地可大于或等于2.0×1015N2m2rad-2，并且任选地小于7.0×1017N2m2rad-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，该乘积值可大于或等于1.5×1015N2m2rad-2，并且任选地小于1.5×1017N2m2rad-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，该乘积值可大于或等于9.0×1015N2m2rad-2，并且任选地小于3.0×1018N2m2rad-2。
在各种实施方案中，第一架与销刚度比为：
Figure BDA0002760272220000641
大于或等于10，并且任选地大于或等于15。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，第一架与销刚度比可大于或等于1.5×101，并且任选地可以等于16.3。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，第一架与销刚度比可大于或等于1.6×101，并且任选地可大于或等于16.5(并且任选地可等于18.7)。
在各种实施方案中，第一架与销刚度比在1.0×101至4.0×101的范围内(即10至40)，并且任选地在1.5×101至3.0×101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，第一架与销刚度比可在1.5×101至2.5×101的范围内，并且任选地可在15至19的范围内(并且任选地可等于16.3)。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，第一架与销刚度比可在1.6×101至3.5×101的范围内，并且任选地可在16或16.5至20的范围内(并且任选地可等于18.7)。
行星架34的有效线性扭转刚度与每个销33的径向抗弯刚度的乘积可以大于或等于2.1×1018N2m-2，并且任选地大于或等于5.8×1018N2m-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，行星架34的有效线性扭转刚度与每个销33的径向抗弯刚度的乘积可以大于或等于5.3×1018N2m-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，行星架34的有效线性扭转刚度与每个销33的径向抗弯刚度的乘积可以大于或等于1.2×1019N2m-2。
行星架34的有效线性扭转刚度与每个销33的径向抗弯刚度的乘积可以在2.1×1018N2m-2至3.6×1020N2m-2的范围内，并且任选地在5.8×1018N2m-2至1.7×1020N2m-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，行星架34的有效线性扭转刚度与每个销33的径向抗弯刚度的乘积可以在5.3×1018N2m-2至4.0×1019N2m-2的范围内。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，行星架34的有效线性扭转刚度与每个销33的径向抗弯刚度的乘积可以在1.2×1019N2m-2至1.7×1020N2m-2的范围内。
在各种实施方案中，第二架与销刚度比为：
Figure BDA0002760272220000661
大于或等于2.4×101，并且任选地大于或等于3.4×101。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，第二架与销刚度比可大于或等于3.4×101，任选地大于或等于36，并且任选地可等于47.5。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，第二架与销刚度比可大于或等于4.0×101，并且任选地可大于或等于45(并且任选地可等于69.1)。
在各种实施方案中，第二架与销刚度比在2.4×101至1.8×102的范围内(即24至180)，并且任选地在3.4×101至1.4×102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，第二架与销刚度比可在3.4×101至1.2×102的范围内，并且任选地可在36至58的范围内(并且任选地可等于47.5)。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，第二架与销刚度比可在4.0×101至1.8×102的范围内，并且任选地可在45至95的范围内(并且任选地可等于69.1)。
行星架34的扭转刚度与每个销33的倾斜刚度的乘积可大于或等于1.0×1015N2m2rad-2，并且任选地大于或等于2.5×1015N2m2rad-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，行星架34的扭转刚度和每个销33的倾斜刚度的乘积可以大于或等于2.5×1015N2m2rad-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，行星架34的扭转刚度和每个销33的倾斜刚度的乘积可大于或等于1.4×1016N2m2rad-2。
行星架34的扭转刚度与每个销33的倾斜刚度的乘积可以在1.0×1015N2m2rad-2至4.7×1017N2m2rad-2的范围内，并且任选地在2.5×1015N2m2rad-2至2.0×1017N2m2rad-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，行星架34的扭转刚度与每个销33的倾斜刚度的乘积可以在2.5×1015N2m2rad-2至3.0×1016N2m2rad-2的范围内。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，行星架34的扭转刚度与每个销33的倾斜刚度的乘积可以在1.4×1016N2m2rad-2至4.7×1017N2m2rad-2的范围内。
图26示出了可如何测量本文定义的刚度。图26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，使用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。
本公开还涉及在飞行器上操作气体涡轮引擎10的方法1300。在图27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。
气体涡轮引擎10使得和/或被操作使得本文定义的任何或所有参数或比率在指定范围内。
芯轴26上的扭矩可称为输入扭矩，因为这是输入到齿轮箱30的扭矩。扭矩的单位为[力]×[距离]，可以单位牛顿米(N.m)表示，并且以本领域技术人员所理解的通常方式定义。
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10000Nm(并且任选地可等于12760Nm)。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25000Nm，并且任选地大于或等于30000Nm(并且任选地可等于33970Nm，或34000Nm)。
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12,760Nm)。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25000Nm至50000Nm的范围内，并且任选地在30000Nm至40000Nm的范围内(并且任选地可等于33970Nm，或34000Nm)。
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70000Nm，并且任选地大于或等于80000Nm或82000Nm(并且任选地可等于87000Nm或87100Nm)。
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28000Nm至50000Nm的范围内，并且任选地在35000Nm至38000Nm的范围内(并且任选地可等于36000Nm或36300Nm)。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70000Nm至135000Nm的范围内，并且任选地在80000Nm至90000Nm或82000Nm至92000Nm的范围内(并且任选地可等于87000Nm或87100Nm)。
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 (15)

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)以及所述行星齿轮(32)安装在其上的行星架(34)，并且其中：
架与齿轮箱输入轴扭转刚度比为：
Figure FDA0002760272210000011
大于或等于70。
2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述架与齿轮箱输入轴扭转刚度比等于或大于75，并且任选地在7.5x101至3x103的范围内。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述行星架(34)的所述扭转刚度大于或等于1.60×108Nm/rad，并且任选地在1.60×108Nm/rad至1.00×1011Nm/rad的范围内，或者在2.7×108Nm/rad至1×1010Nm/rad的范围内。
4.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述齿轮箱输入轴(26a)的扭转刚度等于或大于1.4×106Nm/弧度，并且任选地在1.4×106Nm/弧度至2.5×108Nm/弧度的范围内。
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：
(i)所述风扇(23)具有在240cm至280cm的范围内的风扇直径，并且所述架与齿轮箱输入轴扭转刚度比大于或等于7.3x101；或者
(ii)所述风扇(23)具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径，并且所述架与齿轮箱输入轴扭转刚度比大于或等于1.0x102。
6.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。
7.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述行星架(34)包括前板(34a)和后板(34b)以及在所述前板和所述后板之间延伸的销(33)，每个销(33)被布置成具有安装在其上的行星齿轮(32)，并且任选地，所述行星架(34)还包括在所述前板与所述后板(34a、34b)之间延伸的凸耳(34c)，所述凸耳(34c)被布置成在相邻的行星齿轮(32)之间穿过。
8.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(30)包括奇数个行星齿轮(32)，并且任选地包括3、5或7个行星齿轮(32)；以及/或者
所述风扇(23)具有大于240cm并小于或等于380cm以及任选地大于300cm并小于或等于380cm的风扇直径；以及/或者
所述齿轮箱(30)是恒星齿轮箱，其中所述行星架(34)在使用中不旋转；以及/或者
所述行星齿轮(32)安装在其上的销(33)的节圆直径在0.38m至0.65m的范围内，并且任选地等于0.4m或0.55m。
9.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)为所述太阳齿轮(28)提供软安装件，从而有助于所述太阳齿轮(28)的某些移动。
10.根据权利要求9所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述芯轴(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)与所述太阳齿轮(28)之间，并且被布置成提供或有助于所述太阳齿轮(28)的软安装件。
11.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(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
(ii)所述引擎(10)在巡航时的比推力在70NKg-1s至90NKg-1s的范围内；以及/或者
(iii)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。
12.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述行星架(34)的所述扭转刚度与所述齿轮箱输入轴(26a)的所述扭转刚度的乘积大于或等于1.5×1014N2m2rad-2，并且任选地大于或等于2.2×1014N2m2rad-2。
13.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)所述风扇(23)具有在240cm至280cm的范围内的风扇直径，并且所述行星架(34)的扭转刚度与所述齿轮箱输入轴(26a)的扭转刚度的所述乘积大于或等于1.5×1014N2m2rad-2；或者
(ii)所述风扇(23)具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径，并且所述行星架(34)的扭转刚度与所述齿轮箱输入轴(26a)的扭转刚度的所述乘积大于或等于3.0×1015N2m2rad-2。
14.一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎(10)的方法(1300)，所述气体涡轮引擎包括：
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)，所述齿轮箱被布置成接收来自所述芯轴(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(30)是周转齿轮箱，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)以及所述行星齿轮(32)安装在其上的行星架(34)，并且其中：
架与齿轮箱输入轴扭转刚度比为：
Figure FDA0002760272210000041
大于或等于70；
所述方法(1300)包括操作(1304)所述气体涡轮引擎(10)以在巡航条件下提供推进。
15.根据权利要求14所述的方法(1300)，其中所述方法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10000Nm，并且任选地为10000Nm至50000Nm；以及/或者
(ii)在最大起飞下大于或等于28000Nm，并且任选地为28000Nm至135000Nm。
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