CN112923027A - 用于气体涡轮引擎的可靠齿轮箱 - Google Patents
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Abstract
本发明题为用于气体涡轮引擎的可靠齿轮箱。本公开提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，该气体涡轮引擎包括：引擎核心(11)，该引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(14)以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴(26)；风扇(23)，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱(30)，该齿轮箱接收来自该芯轴(26)的输入，并且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，该齿轮箱(30)是周转齿轮箱(30)，该周转齿轮箱包括太阳齿轮(28)、多个行星齿轮(32)、环形齿轮(38)以及被布置用于将该行星齿轮(32)安装在其上的行星架(34)；以及齿轮箱支撑件(40)，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该引擎内的齿轮箱。第一齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.9×101m‑1。第二齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.1×103rad/m3。本发明还公开了一种操作气体涡轮引擎的方法。
Description
技术领域
本公开涉及气体涡轮引擎，具体地讲，涉及用于飞行器的气体涡轮引擎。本公开的各方面还涉及包括该气体涡轮引擎的飞行器以及操作该气体涡轮引擎的方法。
背景技术
用于飞行器推进的气体涡轮引擎具有影响整体效率和功率输出或推力的许多设计因素。气体涡轮引擎的一般目的是提供低比燃料消耗率(SFC)。为了以高效率启用更高推力，可使用直径更大的风扇。为了便于使用较大的风扇尺寸，提供了齿轮箱，该齿轮箱具有到风扇轴的输出端，经由该风扇轴来驱动风扇。齿轮箱从连接到引擎核心的涡轮系统的芯轴接收驱动。与使用直接驱动的情况相比，该齿轮箱允许以减小的旋转速度来操作风扇。
然而，当制造具有较大风扇直径的引擎时，本发明人已经发现，简单地加大已知引擎类型的部件可能不会带来有效设计。例如，可能存在与将齿轮箱和风扇轴安装在引擎内相关联的问题。因此，需要考虑用于安装齿轮箱的部件的属性和风扇轴的属性。
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，其包括涡轮机、压缩机和将该涡轮机连接到该压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动经由该齿轮箱的输出端输出至风扇轴，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及
齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑引擎内的齿轮箱，其中：该风扇的惯性矩大于或等于7.40×107kgm2；并且径向抗弯刚度与惯性矩的比率：
大于或等于2.5×10-2Nkg-1m-3。
该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于0.05Nkg-1m-3。该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在2.5×10-2Nkg-1m-3至6.0Nkg-1m-3的范围内。该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在0.05Nkg-1m-3至3.0Nkg-1m-3的范围内。该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在0.05Nkg-1m-3至0.6Nkg-1m-3的范围内。
该齿轮箱的输出端处的风扇轴的径向抗弯刚度与该风扇的惯性矩的比率可大于或等于2.5×10-2Nkg-1m-3、大于或等于0.05Nkg-1m-3、在2.5×10-2Nkg-1m-3至6.0Nkg-1m-3的范围内、在0.05Nkg-1m-3至3.0Nkg-1m-3的范围内、或在0.05Nkg-1m-3至0.6Nkg-1m-3的范围内。
该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度与该风扇的惯性矩的比率可大于或等于3.0×10-2Nkg-1m-3、大于或等于0.06Nkg-1m-3、在3.0×10-2Nkg-1m-3至4.0Nkg-1m-3的范围内、在0.06Nkg-1m-3至2.0Nkg-1m-3的范围内、或在0.06Nkg-1m-3至0.48Nkg-1m-3的范围内。
在该齿轮箱的输出端处的该风扇轴的径向抗弯刚度可大于或等于4.00×106N/m。在该齿轮箱的输出端处的该风扇轴的径向抗弯刚度可大于或等于3.7×107N/m。在该齿轮箱的输出端处的该风扇轴的径向抗弯刚度可在4.00×106N/m至1.50×109N/m的范围内。在该齿轮箱的输出端处的该风扇轴的径向抗弯刚度可在3.7×107N/m至1.0×109N/m的范围内。
该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于1.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于2.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于3.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在1.0×107N/m至4.0×108N/m的范围内。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在2.0×107N/m至3.0×108N/m的范围内。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在3.0×107N/m至2.0×108N/m的范围内。
该风扇的直径可在240cm至280cm的范围内。在此类实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于0.05Nkg-1m-3或在0.05Nkg-1m-3至4.0Nkg-1m-3的范围内。
另选地，该风扇的直径可在330cm至380cm的范围内。在此类实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于0.025Nkg-1m-3或在0.025Nkg-1m-3至2.0Nkg-1m-3的范围内。
以下乘积(例如，径向抗弯刚度惯性矩乘积):
(齿轮箱的输出端处的风扇轴和齿轮箱支撑件中的至少一者的径向抗弯刚度)×(风扇的惯性矩)
可大于或等于2.0×1014Nkgm、大于或等于4.0×1014Nkgm、大于或等于2.0×1015Nkgm、在2.0×1014Nkgm至1.4×1018Nkgm的范围内、在4.0×1014Nkgm至7.0×1017Nkgm的范围内、或在2.0×1015Nkgm至7.0×1017Nkgm的范围内。
抗倾刚度与惯性矩的比率：
可大于或等于4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1。该抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1。该抗倾刚度与惯性矩的比率可在4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1至2.7×10-1Nrad-1kg-1m-1的范围内。该抗倾刚度与惯性矩的比率可在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至0.1Nrad-1kg-1m-1的范围内。该抗倾刚度与惯性矩的比率可在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至1.5×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内。
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，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动经由该齿轮箱的输出端输出至风扇轴，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑引擎内的齿轮箱，其中：该风扇的惯性矩大于或等于7.40×107kgm2；并且抗倾刚度与惯性矩的比率：
大于或等于4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1。
该抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1。该抗倾刚度与惯性矩的比率可在4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1至2.7×10-1Nrad-1kg-1m-1的范围内。该抗倾刚度与惯性矩的比率可在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至0.1Nrad-1kg-1m-1的范围内。该抗倾刚度与惯性矩的比率可在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至1.5×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内。
该齿轮箱的输出端处的该风扇轴的抗倾刚度与风扇的惯性矩的比率可大于或等于4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1、大于或等于1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1、在4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1至2.7×10-1Nrad-1kg-1m-1的范围内、在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至0.1Nrad-1kg-1m-1的范围内，或在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至1.5×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内。
该齿轮箱支撑件的抗倾刚度与风扇的惯性矩的比率可大于或等于1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1、大于或等于2.0×10-3Nrad-1kg-1m-1、在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至7.0×10-2Nrad- 1kg-1m-1的范围内、在2.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至3.0×10-2 Nrad-1kg-1m-1的范围内，或在2.0×10-3 Nrad-1kg-1m-1至7.0×10-3 Nrad-1kg-1m-1的范围内。
在该齿轮箱的输出端处的该风扇轴的抗倾刚度可大于或等于7.00×104Nm/rad。在该齿轮箱的输出端处的该风扇轴的抗倾刚度可大于或等于9.5×105Nm/rad。在该齿轮箱的输出端处的该风扇轴的抗倾刚度可在7.00×104Nm/rad至7.00×107Nm/rad的范围内。在该齿轮箱的输出端处的该风扇轴的抗倾刚度可在9.5×105Nm/rad至3.5×107Nm/rad的范围内。
该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于1.2×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于2.4×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于3.9×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在1.2×105Nm/rad至2.1×107Nm/rad的范围内。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在2.4×105Nm/rad至1.6×107Nm/rad的范围内。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在3.9×105Nm/rad至9.0×106Nm/rad的范围内。
径向抗弯刚度与惯性矩的比率：
可大于或等于2.5×10-2Nkg-1m-3。该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于0.05Nkg-1m-3。该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在2.5×10-2Nkg-1m-3至6.0Nkg-1m-3的范围内。该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在0.05Nkg-1m-3至3.0Nkg-1m-3的范围内。该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在0.05Nkg-1m-3至0.6Nkg-1m-3的范围内。
该风扇的直径可在240cm至280cm的范围内。在此类示例中，抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1或在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至1.45×10-2Nrad- 1kg-1m-1的范围内。
另选地，该风扇的直径可在330cm至380cm的范围内。在此类实施方案中，抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1或在4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1至3.0×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内。
以下乘积(例如，抗倾刚度惯性矩乘积)：
(齿轮箱的输出端处的风扇轴和齿轮箱支撑件中的至少一者的抗倾刚度)×
(风扇的惯性矩)
可大于或等于3.0×1012Nm3rad-1kg、大于或等于6.0×1012Nm3rad-1kg、大于或等于2.5×1013Nm3rad-1kg、在3.0×1012Nm3rad-1kg至6.0×1016Nm3rad-1kg的范围内、在6.0×1012Nm3rad-1kg至3.0×1016Nm3rad-1kg的范围内、或在2.5×1013Nm3rad-1kg至3.0×1016Nm3rad-1kg的范围内。
以下特征中的一个或多个特征可适用于上述第一方面和第二方面两者或其中的任一方面。
该风扇的该惯性矩可大于或等于8.3×107kgm2。该风扇的该惯性矩可在7.40×107kgm2至9.00×108kgm2的范围内。该风扇的该惯性矩可在8.3×107kgm2至6.5×108kgm2的范围内。
风扇叶片可由金属材料形成。该风扇叶片可由钛或具有钛前缘的铝-锂合金形成。
该风扇叶片可至少部分地由有机基质复合材料形成。该风扇叶片可具有带金属前缘的碳复合体。
该风扇轴可将该齿轮箱的输出端连接到该风扇。齿轮箱输出位置可被定义为风扇轴与齿轮箱之间的连接点。该风扇可具有轴向中心线。风扇-齿轮箱轴向距离可被定义为齿轮箱输出位置的轴向位置与风扇轴向中心线之间的轴向距离。该风扇-齿轮箱轴向距离乘以该风扇的惯性矩可大于或等于1.9×107kgm3、大于或等于2.9×107kgm3、在1.9×107kgm3至6.2×108kgm3的范围内、或在2.9×107kgm3至3.9×108kgm3的范围内。
风扇轴被定义为从齿轮箱的输出端延伸到风扇的输入端的扭矩传递部件。该风扇轴可包括齿轮箱输出轴的至少一部分和风扇输入轴的至少一部分。
该齿轮箱可处于恒星式构型，并且该齿轮箱的输出端可为齿轮箱输出位置，其被定义为环形齿轮和风扇轴之间的连接点。另选地，该齿轮箱可处于行星构型，并且该齿轮箱的输出端可为位于风扇轴和行星架之间的接合部处的齿轮箱输出位置。
根据第三方面，提供了一种用于飞行器的推进器，该推进器包括：风扇，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；动力单元，该动力单元用于经由该齿轮箱驱动该风扇，其中该齿轮箱被布置用于经由芯轴接收来自该动力单元的输入并经由该齿轮箱的输出端将驱动输出到风扇轴，以便以比该芯轴低的旋转速度驱动该风扇；齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该推进器内的齿轮箱，并且其中：该风扇的惯性矩大于或等于7.40×107kgm2；并且径向抗弯刚度与惯性矩的比率：
大于或等于2.5×10-2Nkg-1m-3。
该第三方面的推进器可以具有上面关于第一方面的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。
根据第四方面，提供了一种用于飞行器的推进器，该推进器包括：风扇，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；动力单元，该动力单元用于经由该齿轮箱驱动该风扇，其中该齿轮箱被布置用于经由芯轴接收来自该动力单元的输入并经由该齿轮箱的输出端将驱动输出到风扇轴，以便以比该芯轴低的旋转速度驱动该风扇；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该推进器内的齿轮箱，并且其中：该风扇的惯性矩大于或等于7.40×107kgm2；并且抗倾刚度与惯性矩的比率：
大于或等于4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1。
该第四方面的推进器可以具有上面关于第二方面的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。
该第三方面和该第四方面可组合。根据第五方面，提供了一种用于飞行器的推进器，该推进器包括：风扇，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；动力单元，该动力单元用于经由该齿轮箱驱动该风扇，其中该齿轮箱被布置用于经由芯轴接收来自该动力单元的输入并经由该齿轮箱的输出端将驱动输出到风扇轴，以便以比该芯轴低的旋转速度驱动该风扇；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该推进器内的齿轮箱。
并且其中该风扇的该惯性矩大于或等于7.40×107kgm2；并且其中：
a)径向抗弯刚度与惯性矩的比率：
大于或等于2.5×10-2Nkg-1m-3；并且/或者
b)抗倾刚度与惯性矩的比率：
大于或等于4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1。
该第五方面的推进器可以具有上面关于第一或第二方面的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。
根据第六方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及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；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动经由该齿轮箱的输出端输出至风扇轴，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑引擎内的齿轮箱，其中：该风扇的惯性矩大于或等于7.40×107kgm2；并且径向抗弯刚度与惯性矩的比率：
大于或等于2.5×10-2Nkg-1m-3，该方法包括在巡航条件下操作气体涡轮引擎以为飞行器提供推进力。
该第六方面的方法可以是分别操作第一方面或第三方面的气体涡轮引擎或推进器的方法。因此，上文结合第一方面或第三方面介绍的特征、比率和参数中的任一者也可适用于该第六方面。
根据第七方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动经由该齿轮箱的输出端输出至风扇轴，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该引擎内的齿轮箱。
其中该风扇的该惯性矩大于或等于7.40×107kgm2；并且抗倾刚度与惯性矩的比率：
大于或等于4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1，该方法包括在巡航条件下操作气体涡轮引擎以为飞行器提供推进力。
该第七方面的方法可以是分别操作第二方面或第四方面的气体涡轮引擎或推进器的方法。因此，上文结合第二方面或第四方面介绍的特征、比率和参数中的任一者也可适用于该第七方面。
该第六方面和该第七方面可组合。根据第八方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动经由该齿轮箱的输出端输出至风扇轴，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑引擎内的齿轮箱，其中该风扇的惯性矩大于或等于7.40×107kgm2，并且其中径向抗弯刚度与惯性矩的比率：
大于或等于2.5×10-2Nkg-1m-3；并且/或者
b)抗倾刚度与惯性矩的比率：
大于或等于4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1，该方法包括在巡航条件下操作气体涡轮引擎以为飞行器提供推进力。
该第八方面的方法可以是分别操作第一方面、第二方面或第五方面的气体涡轮引擎或推进器的方法。因此，上文结合第一方面、第二方面或第五方面的介绍的特征、比率和参数中的任一者也可适用于该第八方面。
本发明人已经发现，对于风扇的给定惯性矩，齿轮箱的输出端处的风扇轴和齿轮箱支撑件中的一者或两者的径向抗弯刚度/抗倾刚度需要足够低以将齿轮箱与来自风扇的负载传送隔离。该风扇的旋转将引起陀螺效应，这意味着该风扇轴将趋于保持其旋转轴线的稳定方向。然而，在安装有气体涡轮引擎的飞行器的操纵期间，该风扇轴的旋转轴线的取向将改变。本发明人已经发现，陀螺仪效应将导致负载被传送到齿轮箱。本发明人已经发现，通过使用具有径向抗弯刚度/抗倾刚度的风扇轴和/或齿轮箱支撑件，使得上文定义的径向抗弯刚度/抗倾刚度与惯性矩的比率在指定范围内，可以解决来自风扇的负载被传送到齿轮箱的问题。本发明人已经发现，如果风扇轴或齿轮箱支撑轴的径向抗弯刚度/抗倾刚度增加，使得该比率在限定范围之外，则齿轮箱的隔离不充分。本发明人还发现，如果风扇轴/齿轮箱支撑件刚度要减小，使得该比率在上文所述范围之外，则将导致低模态频率下的过度振动。
在其它方面，径向抗弯刚度与惯性矩比率以及抗倾刚度与惯性矩比率的组成部分的乘积的值范围可被指定来代替这些比率的值范围，或者也指定这些比率的值范围。
根据一个此类方面，上文介绍的第一方面可被归结为提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎的方面，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，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，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动经由该齿轮箱的输出端输出至风扇轴，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑引擎内的齿轮箱，其中：该风扇的惯性矩大于或等于7.40×107kgm2；并且以下乘积：
(齿轮箱的输出端处的风扇轴和齿轮箱支撑件中的至少一者的径向抗弯刚度)
×(风扇的惯性矩)
大于或等于2.0×1014Nkgm、大于或等于4.0×1014Nkgm、大于或等于2.0×1015Nkgm、在2.0×1014Nkgm至1.4×1018Nkgm的范围内、在4.0×1014Nkgm至7.0×1017Nkgm的范围内、或在2.0×1015Nkgm至7.0×1017Nkgm的范围内。
根据另一个此类方面，上文介绍的第二方面可被归结为提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎的方面，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，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；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动经由该齿轮箱的输出端输出至风扇轴，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑引擎内的齿轮箱，其中：该风扇的惯性矩大于或等于7.40×107kgm2；并且以下乘积：
(齿轮箱的输出端处的风扇轴和齿轮箱支撑件中的至少一者的抗倾刚度)×
(风扇的惯性矩)
大于或等于3.0×1012Nm3rad-1kg、大于或等于6.0×1012Nm3rad-1kg、大于或等于2.5×1013Nm3rad-1kg、在3.0×1012Nm3rad-1kg至6.0×1016Nm3rad-1kg的范围内、在6.0×1012Nm3rad-1kg至3.0×1016Nm3rad-1kg的范围内、或在2.5×1013Nm3rad-1kg至3.0×1016Nm3rad-1kg的范围内。
本领域技术人员将理解，可相应地归结方法和推进器方面。
根据第九方面，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；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑引擎内的齿轮箱，其中：该齿轮箱具有横截面积，该横截面积大于或等于2.4×10-1m2；并且第一齿轮箱支撑件强度比率：
大于或等于7.0×10-3。
该第一齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于1.0×10-2。该第一齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于7.0×10-3。该第一齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于2.0×10-2。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在7.0×10-3至2.5×10-1的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-2至1.0×10-1的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在7.0×10-3至2.0×10-2的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在2.0×10-2至2.5×10-1的范围内。
该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于1.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于2.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于3.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在1.0×107N/m至4.0×108N/m的范围内。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在2.0×107N/m至3.0×108N/m的范围内。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在3.0×107N/m至2.0×108N/m的范围内。
该齿轮箱支撑件的抗扭强度可大于或等于1.60×105Nm。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可大于或等于1.8×105Nm。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可在1.60×105Nm至2.00×107Nm的范围内。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可在1.8×105Nm至1.5×106Nm的范围内。
以弧度计的行星齿轮间距角可被定义为2π/N，其中N是行星齿轮的数量。
第二齿轮箱支撑件强度比率：
可以大于或等于1.0×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于1.5×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于1.0×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于2.5×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-1至3.5的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.5×10-1至1.7的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-1至2.5×10-1的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在2.5×10-1至3.5的范围内。
根据第十方面，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，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该引擎内的齿轮箱，其中：以弧度计的行星齿轮间距角被定义为2π/N，其中N是行星齿轮的数量；该齿轮箱具有横截面积，该横截面积大于或等于2.4×10-1m2；并且第二齿轮箱支撑件强度比率：
大于或等于1.0×10-1。
该第二齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于1.5×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于2.5×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-1至3.5的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.5×10-1至1.7的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-1至2.5×10-1的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在2.5×10-1至3.5的范围内。
该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于1.2×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于2.4×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于3.9×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在1.2×105Nm/rad至2.1×107Nm/rad的范围内。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在2.4×105Nm/rad至1.6×107Nm/rad的范围内。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在3.9×105Nm/rad至9.0×106Nm/rad的范围内。
该齿轮箱支撑件的抗扭强度可大于或等于1.60×105Nm。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可大于或等于1.8×105Nm。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可在1.60×105Nm至2.00×107Nm的范围内。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可在1.8×105Nm至1.5×106Nm的范围内。
第一齿轮箱支撑件强度比率：
可以大于或等于7.0×10-3。该第一齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于1.0×10-2。该第一齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于2.0×10-2。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在7.0×10-3至2.5×10-1的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-2至1.0×10-1的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在7.0×10-3至2.0×10-2的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在2.0×10-2至2.5×10-1的范围内。
以下特征中的一个或多个特征可适用于上述第九方面和第十方面两者或其中的任一方面。
该齿轮箱可处于恒星式构型。
该行星齿轮间距角可大于或等于9.0×10-1rad。该行星齿轮间距角可在9.0×10- 1rad至2.1rad的范围内。
该齿轮箱的横截面积可大于或等于2.6×10-1m2。该齿轮箱的横截面积可在2.4×10-1m2至1.10m2的范围内。该齿轮箱的横截面积可在2.6×10-1m2至9.0×10-1m2的范围内。该齿轮箱的横截面积(CSA)可被定义为环形齿轮的齿节圆的面积。
该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可小于或等于4.90×108N/m2、小于或等于3.5×108N/m2、在1.40×108N/m2至4.90×108N/m2的范围内或在2.0×108N/m2至3.5×108N/m2的范围内。
第一齿轮箱支撑件剪切应力比率：
可小于或等于4.9×10-1m-1、小于或等于20m-1、在3.5×10-1m-1至4.9×101m-1的范围内、或在0.70m-1至20m-1的范围内。
第二齿轮箱支撑件剪切应力比率：
可小于或等于4.1×103rad/m3、小于或等于1.4×103rad/m3、在6.6rad/m3至4.1×103rad/m3的范围内、或在1.25×101rad/m3至1.4×103rad/m3的范围内。
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，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；动力单元，该动力单元用于经由该齿轮箱驱动风扇，其中该齿轮箱被布置用于经由芯轴接收来自该动力单元的输入并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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑推进器内的齿轮箱，其中：该齿轮箱具有横截面积，该横截面积大于或等于2.4×10-1m2；第一齿轮箱支撑件强度比率：
大于或等于7.0×10-3。
该第十一方面的推进器可以具有上面关于第九方面的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。
根据第十二方面，提供了一种用于飞行器的推进器，该推进器包括：风扇，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；动力单元，该动力单元用于经由该齿轮箱驱动风扇，其中该齿轮箱被布置用于经由芯轴接收来自该动力单元的输入并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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑推进器内的齿轮箱，其中：该齿轮箱具有横截面积，该横截面积大于或等于2.4×10-1m2；并且以弧度计的行星齿轮间距角被定义为2π/N，其中N是行星齿轮的数量。并且第二齿轮箱支撑件强度比率：
大于或等于1.0×10-1。
该第十二方面的推进器可以具有上面关于第十方面的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。
该第十一方面和该第十二方面可组合。根据第十五方面，提供了一种用于飞行器的推进器，该推进器包括：风扇，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；动力单元，该动力单元用于经由该齿轮箱驱动风扇，其中该齿轮箱被布置用于经由芯轴接收来自该动力单元的输入并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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑推进器内的齿轮箱，其中：该齿轮箱具有横截面积，该横截面积大于或等于2.4×10-1m2，并且其中：第一齿轮箱支撑件强度比：
大于或等于7.0×10-3；并且/或者
b)以弧度计的行星齿轮间距角被定义为2π/N，其中N是行星齿轮的数量；并且第二齿轮箱支撑件强度比率：
大于或等于1.0×10-1。
该第十三方面的推进器可以具有上面关于第九和第十方面的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。
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，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑引擎内的齿轮箱，其中：该齿轮箱具有横截面积，该横截面积大于或等于2.4×10-1m2；并且第一齿轮箱支撑件强度比率：
大于或等于7.0×10-3，该方法包括在巡航条件下操作气体涡轮引擎以为飞行器提供推进力。
该第十四方面的方法可以是分别操作第九方面或第十一方面的气体涡轮引擎或推进器的方法。因此，上文结合第九方面或第十一方面介绍的特征、比率和参数中的任一者也可适用于该第十四方面。
根据第十五方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑引擎内的齿轮箱，其中：该齿轮箱具有横截面积，该横截面积大于或等于2.4×10-1m2；并且以弧度计的行星齿轮间距角被定义为2π/N，其中N是行星齿轮的数量。并且第二齿轮箱支撑件强度比率：
大于或等于1.0×10-1，该方法包括在巡航条件下操作气体涡轮引擎以为飞行器提供推进力。
该第十五方面的方法可以是分别操作第十方面或第十二方面的气体涡轮引擎或推进器的方法。因此，上文结合第十方面或第十二方面介绍的特征、比率和参数中的任一者也可适用于该第十五方面。
该第十四方面和该第十五方面可组合。根据第十六方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置成至少部分地支撑引擎内的齿轮箱，其中该齿轮箱具有横截面积，该横截面积大于或等于2.4×10-1m2，并且
a)第一齿轮箱支撑件强度比率：
大于或等于7.0×10-3；以及/或者
b)以弧度计的行星齿轮间距角被定义为2π/N，其中N是行星齿轮的数量；并且第二齿轮箱支撑件强度比率：
大于或等于1.0×10-1，
该方法包括在巡航条件下操作气体涡轮引擎以为飞行器提供推进力。
该第十六方面的方法可以是操作第九方面、第十方面或第十三方面的气体涡轮引擎或推进器的方法。因此，上文结合第九方面、第十方面或第十三方面介绍的特征、比率和参数中的任一者也可适用于该第十六方面。
本发明人已经发现，通过设计齿轮箱支撑件，使得其抗扭强度与其径向抗弯刚度和横截面积的比率(即：第一齿轮箱支撑件强度比率)在指定范围内，提供足够的支撑强度，使得该引擎是可靠的，同时提供足够的刚度以使齿轮箱中的齿轮的未对准最小化并避免振动。本发明人已经发现，类似的考虑适用于抗扭强度与抗倾刚度和行星齿轮间距角的比率(即，第二齿轮箱支撑件强度比率)。
根据第十七方面，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，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该引擎内的齿轮箱，其中：第一齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.9×101m-1。
该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于20m-1。该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可在3.5×10-1m-1至4.9×101m-1的范围内。该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可在0.70m-1至20m-1的范围内。
该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于1.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于2.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于3.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在1.0×107N/m至4.0×108N/m的范围内。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在2.0×107N/m至3×108N/m的范围内。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在3.0×107N/m至2.0×108N/m的范围内。
该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可小于或等于4.90×108N/m2。该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可小于或等于3.5×108N/m2。该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可在1.40×108N/m2至4.90×108N/m2的范围内。该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可在2.0×108N/m2至3.5×108N/m2的范围内。
该风扇的直径可在240cm至280cm的范围内。在此类实施方案中，该第一齿轮箱支撑件剪切应力比可小于或等于35m-1或者在0.70m-1至35m-1的范围内。
另选地，该风扇的直径可在330cm至380cm的范围内。在此类实施方案中，该第一齿轮箱支撑件剪切应力比可小于或等于12m-1或者在0.50m-1至12m-1的范围内。
第二齿轮箱支撑件剪切应力比率：
可小于或等于4.1×103rad/m3。该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于1.4×103rad/m3。该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可在6.6rad/m3至4.1×103rad/m3的范围内。该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可在1.25×101rad/m3至1.4×103rad/m3的范围内。
根据第十八方面，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，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该引擎内的齿轮箱，并且：第二齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.1×103rad/m3。
该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于1.4×103rad/m3。该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可在6.6rad/m3至4.1×103rad/m3的范围内。该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可在1.25×101rad/m3至1.4×103rad/m3的范围内。
该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于1.2×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于2.4×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于3.9×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在1.2×105Nm/rad至2.1×107Nm/rad的范围内。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在2.4×105Nm/rad至1.6×107Nm/rad的范围内。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在3.9×105Nm/rad至9.0×106Nm/rad的范围内。
该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可小于或等于4.90×108N/m2。该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可小于或等于3.5×108N/m2。该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可在1.40×108N/m2至4.90×108N/m2的范围内。该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可在2.0×108N/m2至3.5×108N/m2的范围内。
该风扇的直径可在240cm至280cm的范围内。在此类实施方案中，该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于2.9×103rad/m3或者在2.9×101rad/m3至2.9×103rad/m3的范围内。
另选地，该风扇的直径可在330cm至380cm的范围内。在此类实施方案中，该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于7.0×102rad/m3或者在1.0×101rad/m3至7.0×102rad/m3的范围内。
第一齿轮箱支撑件剪切应力比率：
可小于或等于4.9×101m-1。该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于20m-1。该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可在3.5×10-1m-1至4.9×101m-1的范围内。该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可在0.70m-1至20m-1的范围内。
以下特征中的一个或多个特征可适用于上述第十七方面和第十八方面两者或其中的任一方面。
该齿轮箱支撑件的抗扭强度可大于或等于1.60×105Nm。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可大于或等于1.8×105Nm。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可在1.60×105Nm至2.00×107Nm的范围内。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可在1.8×105Nm至1.5×106Nm的范围内。
该齿轮箱的横截面积可大于或等于2.4×10-1m2。该齿轮箱的横截面积可大于或等于2.6×10-1m2。该齿轮箱的横截面积可在2.4×10-1m2至1.10m2的范围内。该齿轮箱的横截面积可在2.6×10-1m2至9.0×10-1m2的范围内。
以弧度计的行星齿轮间距角可被定义为2π/N，其中N是行星齿轮的数量。该行星齿轮间距角可大于或等于9.0×10-1rad。该行星齿轮间距角可在9.0×10-1rad至2.1rad的范围内。
第一齿轮箱支撑件强度比率：
可以大于或等于7.0×10-3。该第一齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于1.0×10-2。该第一齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于2.0×10-2。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在7.0×10-3至2.5×10-1的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-2至1.0×10-1的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在7.0×10-3至2.0×10-2的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在2.0×10-2至2.5×10-1的范围内。
第二齿轮箱支撑件强度比率：
可以大于或等于1.0×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于1.5×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于2.5×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-1至3.5的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.5×10-1至1.7的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-1至2.5×10-1的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在2.5×10-1至3.5的范围内。
在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于6.00×104Nm、大于或等于7.2×104Nm、在6.00×104Nm至5.00×105Nm的范围内、或在7.2×104Nm至4.2×105Nm的范围内。
该齿轮箱可为行星式构型。在此类实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于6.00×104Nm、大于或等于7.2×104Nm、在6.00×104Nm至3.00×105Nm的范围内、或在7.2×104Nm至2.6×105Nm的范围内。
另选地，该齿轮箱可处于恒星式构型。在此类实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于1.10×105Nm、大于或等于1.3×105Nm、在1.10×105Nm至5.00×105Nm的范围内、或在1.3×105Nm至4.2×105Nm的范围内。
该最大起飞条件可如本文任何地方所定义，例如可被定义为在ISA海平面压力和温度+15℃下在引擎的最大起飞推力下操作，其中风扇入口速度介于0.25Mn和0.27Mn之间、并且任选地为0.25Mn。
根据第十九方面，提供了一种用于飞行器的推进器，该推进器包括：风扇，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；动力单元，该动力单元用于经由该齿轮箱驱动风扇，其中该齿轮箱被布置用于经由芯轴接收来自该动力单元的输入并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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该推进器内的齿轮箱，其中：第一齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.9×101m-1。
该第十九方面的推进器可以具有上面关于第十七方面的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。
根据第二十方面，提供了一种用于飞行器的推进器，该推进器包括：风扇，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；动力单元，该动力单元用于经由该齿轮箱驱动风扇，其中该齿轮箱被布置用于经由芯轴接收来自该动力单元的输入并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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该推进器内的齿轮箱，其中：第二齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.1×103rad/m3。
该第二十方面的推进器可以具有上面关于第十八方面的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。
该第十九方面和该第二十方面可组合。根据第二十一方面，提供了一种用于飞行器的推进器，该推进器包括：风扇，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；动力单元，该动力单元用于经由该齿轮箱驱动风扇，其中该齿轮箱被布置用于经由芯轴接收来自该动力单元的输入并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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该推进器内的齿轮箱，其中：
a)第一齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.9×101m-1；并且/或者
b)第二齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.1×103rad/m3。
该第二十一方面的推进器可以具有上面关于第十七和第十八方面的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。
根据第二十二方面，提供了一种操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及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；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该引擎内的齿轮箱，并且其中该方法包括：操作该气体涡轮引擎，使得在最大起飞条件下，第一齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.9×101m-1。
该第二十二方面的方法可以是分别操作第十七方面或第十九方面的气体涡轮引擎或推进器的方法。因此，上文结合第十七方面或第十九方面介绍的特征、比率和参数中的任一者也可适用于该第二十二方面。
根据第二十三方面，提供了一种操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及
齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该引擎内的齿轮箱，并且其中该方法包括：操作该气体涡轮引擎，使得在最大起飞条件下，第二齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.1×103rad/m3。
该第二十三方面的方法可以是分别操作第十八方面或第二十方面的气体涡轮引擎或推进器的方法。因此，上文结合第十八方面或第二十方面介绍的特征、比率和参数中的任一者也可适用于该第二十三方面。
在另一方面，该第二十二方面和第二十三方面可组合。在此方面中，提供了一种操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该引擎内的齿轮箱，并且其中该方法包括：操作该气体涡轮引擎，使得在最大起飞条件下：
a)第一齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.9×101m-1；并且/或者
b)第二齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.1×103rad/m3。
前述方面的方法可以是操作第十七方面、第十八方面或第二十一方面的气体涡轮引擎或推进器的方法。因此，上文结合第十七方面、第十八方面或第二十一方面介绍的特征、比率和参数中的任一者也可适用于该方面。
本发明人已经发现，通过设计齿轮箱支撑件，使得其最大起飞条件下的扭转剪切应力与其刚度(径向抗弯刚度或抗倾刚度)的比率在指定范围内，在引擎工作周期中的最高负载点处提供支撑件的足够强度裕度，同时该刚度适于确保合适的负载共享因素。
根据第二十四方面，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，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该引擎内的齿轮箱，并且其中：
飞行周期比率：
小于或等于3.20。
该飞行周期比率可以小于或等于2.95。该飞行周期比率可以小于或等于2.9。该飞行周期比率可以小于或等于2.90。该飞行周期比率可以小于或等于2.85。该飞行周期比率可以小于或等于2.75。该飞行周期比率可在2.10至3.20的范围内。该飞行周期比率可在2.3至2.9的范围内。
该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可小于或等于4.90×108N/m2。该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可小于或等于2.0×108N/m2。该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可在1.40×108N/m2至4.9×108N/m2的范围内。该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力可在2.0×108N/m2至3.5×108N/m2的范围内。
该齿轮箱支撑件在巡航条件下的扭转剪切应力可小于或等于7.00×107N/m2。该齿轮箱支撑件在巡航条件下的扭转剪切应力可小于或等于8.2×107N/m2。齿轮箱支撑件在巡航条件下的扭转剪切应力可在7.00×107N/m2至1.90×108N/m2的范围内。齿轮箱支撑件在巡航条件下的扭转剪切应力可在8.2×107N/m2至1.5×108N/m2的范围内。
该风扇的直径可在240cm至280cm的范围内。在此类实施方案中，该飞行周期比率可小于或等于3.2或者在2.3至3.2的范围内。
另选地，该风扇的直径可在330cm至380cm的范围内。在此类实施方案中，该飞行周期比率可小于或等于2.8或者在2.1至2.8的范围内。
以下乘积：
该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力
×该齿轮箱支撑件在巡航条件下的扭转剪切应力
可大于或等于1.00×1016(N/m2)2、大于或等于2.05×1016(N/m2)2、在1.00×1016(N/m2)2至7.50×1016(N/m2)2的范围内、或者在2.05×1016(N/m2)2至4.9×1016(N/m2)2的范围内。在此类实施方案中，该齿轮箱可例如处于恒星式构型。
第一扭矩传递比率：
可以小于或等于3.2。该第一扭矩传递比率可以小于或等于2.95。该第一扭矩传递比率可以小于或等于2.9。该第一扭矩传递比率可以小于或等于2.90。该第一扭矩传递比率可以小于或等于2.85。该第一扭矩传递比率可以小于或等于2.75。该第一扭矩传递比率可在2.1至3.2的范围内。该第一扭矩传递比率可在2.3至2.9的范围内。
第二扭矩传递比率：
可以小于或等于3.2。该第二扭矩传递比率可以小于或等于2.95。该第二扭矩传递比率可以小于或等于2.9。该第二扭矩传递比率可以小于或等于2.90。该第二扭矩传递比率可以小于或等于2.85。该第二扭矩传递比率可以小于或等于2.75。该第二扭矩传递比率可在2.1至3.2的范围内。该第二扭矩传递比率可在2.3至2.9的范围内。
该齿轮箱支撑件的抗扭强度可大于或等于1.60×105Nm。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可大于或等于1.8×105Nm。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可在1.60×105Nm至2.00×107Nm的范围内。该齿轮箱支撑件的抗扭强度可在1.8×105Nm至1.5×106Nm的范围内。
该齿轮箱可具有横截面积，并且第一齿轮箱支撑件强度比率：
可以大于或等于7.0×10-3。该第一齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于1.0×10-2。该第一齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于2.0×10-2。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在7.0×10-3至2.5×10-1的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-2至1.0×10-1的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在7.0×10-3至2.0×10-2的范围内。该第一齿轮箱支撑件强度比率可在2.0×10-2至2.5×10-1的范围内。
以弧度计的行星齿轮间距角可被定义为2π/N，其中N是行星齿轮的数量。第二齿轮箱支撑件强度比率：
可以大于或等于1.0×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于1.5×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于2.5×10-1。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-1至3.5的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.5×10-1至1.7的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-1至2.5×10-1的范围内。该第二齿轮箱支撑件强度比率可在2.5×10-1至3.5的范围内。
该齿轮箱的横截面积可大于或等于2.4×10-1m2。该齿轮箱的横截面积可大于或等于2.6×10-1m2。该齿轮箱的横截面积可在2.4×10-1m2至1.10m2的范围内。该齿轮箱的横截面积可在2.6×10-1m2至9.0×10-1m2的范围内。
该行星齿轮间距角可大于或等于9.0×10-1rad。该行星齿轮间距角可在9.0×10- 1rad至2.1rad的范围内。
该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于1.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于2.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于3.0×107N/m。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在1.0×107N/m至4.0×108N/m的范围内。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在2.0×107N/m至3×108N/m的范围内。该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在3.0×107N/m至2.0×108N/m的范围内。
该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于1.2×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于2.4×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于3.9×105Nm/rad。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在1.2×105Nm/rad至2.1×107Nm/rad的范围内。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在2.4×105Nm/rad至1.6×107Nm/rad的范围内。该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在3.9×105Nm/rad至9.0×106Nm/rad的范围内。
该齿轮箱可处于恒星式构型。
该最大起飞条件可如本文任何地方所定义，例如被定义为在ISA海平面压力和温度+15℃下在引擎的最大起飞推力下操作，其中风扇入口速度介于0.25Mn和0.27Mn之间、并且任选地为0.25Mn。
该巡航条件可如本文任何地方所定义的。该巡航条件可意味着该引擎所附接的飞行器的巡航中期的条件。该巡航条件可以是飞行器和引擎在爬升的最高点和开始下降之间的中点处经历的条件。
在巡航条件下，气体涡轮引擎的前进速度可在Mn 0.75至Mn 0.85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。
该巡航条件可对应于在11582m高度处由国际标准大气定义的大气条件并且前进马赫数为0.8。
该巡航条件可对应于在10668m高度处由国际标准大气定义的大气条件并且前进马赫数为0.85。
该巡航条件可对应于高度在10500m至11600m之间、并且可选地高度为11000m的大气条件。
根据第二十五方面，提供了一种用于飞行器的推进器，该推进器包括：风扇，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱；动力单元，该动力单元用于经由该齿轮箱驱动风扇，其中该齿轮箱被布置用于经由芯轴接收来自该动力单元的输入并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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该推进器内的齿轮箱，其中：
飞行周期比率：
(该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力)
/(该齿轮箱支撑件在巡航条件下的扭转剪切应力)
小于或等于3.20。
该第二十五方面的推进器可以具有上面关于第二十四方面的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。
根据另一方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括安装在其上的第二十四方面或第二十五方面的气体涡轮引擎或推进器，其中该飞行器具有最大起飞操作条件和巡航条件。
根据第二十六方面，提供了一种操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及
齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该引擎内的齿轮箱，并且其中该方法包括：
操作该气体涡轮引擎，使得飞行周期比率：
(该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力)
/(该齿轮箱支撑件在巡航条件下的扭转剪切应力)
小于或等于3.20。
该第二十六方面的方法可以是分别操作第二十四方面或第二十五方面的气体涡轮引擎或推进器的方法。因此，上文结合第二十四方面或第二十五方面介绍的特征、比率和参数中的任一者也可适用于该第二十六方面。该第二十五方面的方法可包括在最大起飞条件下操作气体涡轮引擎以为其安装到的飞行器提供推进力。该方法还包括在巡航条件下操作气体涡轮引擎以提供推进力。巡航条件和最大起飞条件如本文其它地方所定义。
通过考虑一系列齿轮箱故障模式(包括齿根弯曲、齿表面磨损、齿表面宏观和微观凹陷以及齿轮箱振动)以及这些故障模式在最大起飞(MTO)和巡航时具有影响的程度，本发明人已经发现，提供指定范围内的齿轮箱支撑结构的扭转剪切应力提供了低重量齿轮箱，该低重量齿轮箱能够在有限的持续时间内在MTO时成功地传递最大负载，同时在延长的持续时间内在巡航时提供抵抗其他故障机制的足够完整性。
在其他方面，该飞行周期比率的组成部分的乘积的值范围可被指定来代替该比率的值范围，或者也可指定该比率的值范围。
根据一个此类方面，上文介绍的第二十四方面可被归结为提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎的方面，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，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，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，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用于将该多个行星齿轮安装在其上的行星架；以及齿轮箱支撑件，该齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑该引擎内的齿轮箱，并且其中：乘积(例如，飞行周期乘积)：
该齿轮箱支撑件在最大起飞条件下的扭转剪切应力
×该齿轮箱支撑件在巡航条件下的扭转剪切应力
大于或等于1.00×1016(N/m2)2、大于或等于2.05×1016(N/m2)2、在1.00×1016(N/m2)2至7.50×1016(N/m2)2的范围内、或者在2.05×1016(N/m2)2至4.9×1016(N/m2)2的范围内。在这些实施方案中的任一个实施方案中，该齿轮箱可处于恒星式构型。
本领域技术人员将理解，可相应地归结方法和推进器方面。
在任何前述方面，以下任何一项或多项可能适用：
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。
该齿轮箱可具有在本文公开的任何范围内的齿轮传动比，例如在3.2至4.5的范围内、并且任选地在3.2至4.0的范围内的齿轮传动比。
该气体涡轮引擎可具有在本文所公开的任何范围内的比推力，例如在70NKg-1至90NKg-1范围内的比推力。
该气体涡轮引擎在巡航条件下可具有在本文所公开的任何范围内的旁路比率，例如在12.5至18的范围内、并且任选地在13至16的范围内的旁路比率。
该风扇的风扇直径可大于240cm且小于或等于380cm，该风扇的风扇直径可大于300cm且小于或等于380cm。
该风扇的直径可在240cm至280cm的范围内。该风扇的直径可在330cm至380cm的范围内。
该齿轮箱的横截面积(CSA)可被定义为环形齿轮的齿节圆的面积。
上文所定义的方面中任一方面的方法还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)在最大起飞条件下大于或等于28000Nm，并且任选地为28000Nm至135000Nm。
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”。在此类情况下，零可视为下限。
可调整齿轮箱及其安装表面和/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。下文提供了对各种此类参数的注释。
关于齿轮箱支撑件的刚度(径向抗弯和/或抗倾)，本发明人已经发现，可以设置相对低的刚度以将齿轮箱与传递到其中的破坏负载隔离。本发明人已经发现，如果该齿轮箱支撑件的刚度减小到本文指定的范围之外，则会存在诸如侧向振动的动态效应问题，具体地讲，已发现在本文所定义的范围内的较小刚度允许减少或避免低模态频率的振动(本领域技术人员将会理解，较低模态的振动具有比较高模态更大的振幅/偏转，因此避免该较低模态的振动更重要)。这可以是齿轮箱的尺寸及其构型的函数。本发明人还发现，由本文所定义的范围提供的最大刚度允许减少或避免从风扇传递到齿轮箱的破坏负载。这可类似地根据尺寸和齿轮箱构型而变化。
本发明人已经发现，将(在风扇的输入或齿轮箱的输出处的)风扇轴的径向抗弯刚度和/或抗倾刚度减小到本文限定的范围之外将导致不期望的动态效果，诸如侧向振动。具体地讲，由本文指定的范围限定的最小刚度允许减少或避免低模态频率的振动(本领域技术人员将会理解，较低模态的振动具有比较高模态更大的振幅/偏转，因此避免较低模态的振动更重要)。这可以是齿轮箱的尺寸及其构型的函数。
本发明人还发现，风扇轴径向抗弯和/或抗倾刚度的上限受到制成该风扇轴的一种或多种材料的基本特性的影响。例如，最大刚度受到制成该风扇轴的材料的工程极限的影响。制成该风扇轴的材料(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)。本发明人已发现，使用诸如这些的材料将刚度增加到本文所定义的范围之外将会导致重量过大而在性能上没有实际增益。
本发明人已经发现，本文所定义的齿轮箱支撑件的抗扭强度范围提供了所需水平的扭矩容量以提供足够的可靠性，同时不会大到在没有实际性能增益的情况下向引擎增加过大的重量。
关于齿轮箱支撑件的其他特性，诸如其扭转剪切应力，本发明人已经发现，本文指定的范围提供了上述性能的改善，但不会导致引擎总重量的过度增加。
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)。来自齿轮箱的输出可直接到达风扇轴，或者间接地到达该风扇轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。
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。
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，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。
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，该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，该齿轮箱和/或其输入/输出/支撑件和/或该风扇轴通过其驱动该风扇的结构如本文所述和/或权利要求保护的那样被支持。
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。
如本文所用，“从值X到值Y”或“介于值X与值Y之间”等的范围表示包含范围；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分别为径向或轴向平面中的距离。
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是示出悬臂梁的抗倾刚度的示意图；
图6是示出轴的抗扭刚度的示意图；
图7是气体涡轮引擎的围绕其齿轮箱的区域的特写截面视图。
图8和图9是示出可如何限定齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度的示意图；
图10和图11是示出可如何限定齿轮箱支撑件的抗倾刚度的示意图；
图12示出了与处于恒星式构型的齿轮箱一起使用的齿轮箱支撑件的示意性截面视图；
图13示出了与行星构型的齿轮箱一起使用的齿轮箱支撑件的示意性截面视图；
图14是示出风扇轴和风扇之间的另选接合部的示意图；
图15和图16是示出可如何限定风扇轴端部径向抗弯刚度的示意图；
图17和图18是示出可如何限定风扇轴端部抗倾刚度的示意图；
图19示出了具有附接到每个翼部的气体涡轮引擎的飞行器；
图20示出了操作飞行器上的气体涡轮引擎的方法。并且
图21示出了施加的负载与位移的关系的曲线图以示出对部件刚度的测量。
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，否则关于具有恒星式齿轮箱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，如本文中其他地方所限定或要求的。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具有恒星式布置结构(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(例如，如结合本文公开的具有恒星式齿轮箱布置结构的其它实施方案所描述的那样)。
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。
本文可使用刚度的以下一般定义：
径向抗弯刚度
径向抗弯刚度是针对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。该径向抗弯刚度参考图4根据悬臂梁401的变形来定义。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是沿任何径向垂直于引擎的旋转轴线施加的，并且位移δ是沿力的作用线垂直于旋转轴线测量的。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。
倾斜刚度
参考图5定义抗倾刚度，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引起恒定的曲率。所施加的力矩M引起施加力矩的点处的旋转角θ。对于恒定部分(如该梁)的任何部件，角度θ沿着该部件的长度是恒定的。因此，如本文所定义的抗倾刚度具有Nm/rad的SI单位。
扭转刚度
抗扭刚度是针对给定扭矩的变形的度量。图6示出了轴401或其他主体的抗扭刚度的定义。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)。抗扭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。
本文中还可使用其他参数的以下一般定义：
扭矩
扭矩还可被称为力矩，是线性力的旋转等效形式，并且可被认为是对物体的扭转。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的杠杆臂向量(r)以及该力与该杠杆臂向量之间的角度(A)：
τ＝r×F
τ＝|τ|＝|r×F|＝|r||F|sinA
其中
τ是扭矩向量并且τ是扭矩的量值；
r是位置向量或“杠杆臂”向量(从主体上的选定点到施加力的点的向量)；
F是力向量；
×表示交叉乘积；以及
A为力向量与杠杆臂向量之间的角度(因此，当力向量垂直于位置向量时sin(a)为一，使得τ＝rF，即力的量值乘以主体上的选定点与施加力的点之间的距离)。
扭矩的量度为[力]x[距离]并且可以牛顿米(N.m)为单位来表示。
主体上的净扭矩确定主体的角动量的变化率。
惯性矩
惯性矩(也称为角质量或旋转惯性)是确定主体围绕旋转轴线的期望角加速度所需的扭矩的量，这基本上等同于质量如何确定特定加速度所需的力。
惯性矩取决于主体的质量分布和所选择的轴线，其中较大的力矩需要较大的力矩来改变主体的旋转速率。惯性矩的量度为[质量]x[距离]2，并且可以千克平方米(kg.m2)为单位来表示。惯性矩I被定义为主体的净角动量L与其围绕主轴的角速度ω的比率：
假设主体的形状不改变，则其惯性矩按照牛顿运动定律显现为主体上施加的扭矩τ与围绕主轴的角加速度α的比率：
τ＝Iα
对于被约束为在平面内旋转的主体，仅围绕垂直于平面的轴线的惯性矩重要，因此I可表示为标量值。技术人员将理解，气体涡轮引擎的风扇(并且更一般地，包括风扇盘和叶片、并且任选地还包括风扇轴和/或其他相关部件的气体涡轮引擎的风扇转子)被约束为仅在一个平面(垂直于引擎轴线的平面)中旋转，并且将理解风扇的惯性矩因此可由单个标量值限定。
因此，风扇围绕引擎轴线的惯性矩可使用任何标准方法来测量或定义。
扭转剪切应力
剪切应力是与材料横截面共面的应力分量；该应力趋于产生剪切。剪切应力由平行于材料横截面的力向量分量引起。剪切应力可被定义为作用在对象或平行于其所在的斜坡或平面的表面上的外力。
当轴或其他主体经受扭矩或扭转时，在主体中产生剪切应力，该剪切应力可被称为由扭矩引起的扭转剪切应力。该剪切应力从沿着该扭矩旋转的轴线的零值变化到该主体的离该轴线最远的部分处的最大值；因此，选择距要测量剪切应力处的轴线的径向距离。在所描述的布置结构中，选择扭转剪切应力被测量的部件的中间高度。例如，如果部件具有20cm的外半径，则选择距轴线9为10cm的中间高度位置。
扭转剪切应力具有[力]/[距离]2的量度，并且可以帕斯卡(Pa)或牛顿/平方米(N/m2)的单位来表示。
剪切强度
剪切强度是主体抵抗主体使在剪切中失效时的强度–剪切强度是材料抵抗可导致材料的内部结构抵靠其自身滑动的力的能力。剪切负载是力，该力趋于沿平行于该力的方向的平面在材料上产生滑动失效的力。
材料的最终剪切强度是在材料破裂之前可持续的最大剪切应力。材料的验证强度为发生特定程度的永久性变形时的应力-例如，0.2％验证强度为发生0.2％永久性变形时的应力。
当施加旋转或扭转剪切负载时，主体抵抗剪切的强度可称为扭转剪切强度。技术人员将会理解，部件的剪切强度对于选择用于制造或构造部件的尺寸和材料是重要的。剪切强度具有与扭转剪切应力相同的单位，因为其为最大可支撑剪切应力；因此，其可以Pa或N/m2为单位来表示。
如本文所用，除非另外指明，否则列出的材料的剪切强度是材料的0.2％验证剪切强度。技术人员将会理解，这低于极限剪切强度。
材料的剪切强度通常随温度而变化。如本文所用的剪切强度可在室温下定义。
对于金属(包括金属合金)，剪切强度通常随着温度升高而逐渐降低，直到达到阈值温度，超过该阈值温度，材料强度迅速降低。因此，剪切强度可在阈值温度以下是大约恒定的。对于各种钢等级，阈值温度可为约400℃-500℃。由于齿轮箱30中和周围的温度通常不超过120℃，远低于齿轮箱、齿轮箱支撑结构和轴构造的可能材料的阈值温度，因此该剪切强度可能不显著不同于室温剪切强度，因此用于强度评估的特定温度的选择可能几乎没有影响。
抗扭强度
特定部件的抗扭强度被定义为部件承受所施加的扭矩而不失效(即，不屈服或结构失效)的能力。因此，抗扭强度是部件的扭矩容量的量度。可通过向部件施加变化的扭矩并确定部件失效时的扭矩来测量抗扭强度。抗扭强度可被认为是在达到部件的剪切强度导致部件失效的点处施加到该部件的扭矩。如本文所定义的抗扭强度具有[力]x[距离]的量度，并且可以Nm的单位来表示。
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其他参数的更具体的定义。
齿轮箱支撑件刚度
图7以特写方式示出了引擎核心11的围绕齿轮箱的区域。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7所示的布置结构中，齿轮箱30具有恒星式布置结构，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保持(例如，相对于静止支撑结构24)在固定位置。
风扇轴36通过风扇轴安装结构503安装在引擎内。风扇轴安装结构503包括至少两个轴承，该至少两个轴承在沿着引擎的长度被轴向间隔开的点处连接到风扇轴或以其他方式与风扇轴接合。该风扇轴安装结构503可采用多种不同的形式，并且可包括被设置用于支撑风扇轴的一个或多个单独的支撑结构。其还可包括被设置用于支撑风扇轴的其他结构，诸如轴间轴承。因此，其包括在与风扇轴接触的轴承和引擎的(例如，引擎核心的)静止结构之间延伸的任何支撑结构。
在图7所示的布置结构中，风扇轴安装结构503包括两个轴承，即第一支撑轴承506a和第二支撑轴承506b，该风扇轴安装结构经由该两个轴承联接到风扇轴36。该支撑轴承506a、506b沿着风扇轴36的轴向长度间隔开。在所描述的布置结构中，两个支撑轴承506a、506b均设置在齿轮箱30前方的位置处。在其他布置结构中，用于支撑风扇轴36的两个支撑轴承506a、506b中的一者可以位于齿轮箱30后方的位置。在其他布置结构中，可以设置两个以上的支撑轴承作为风扇轴安装结构的一部分或者作为风扇轴安装结构。
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将齿轮箱30(至少部分地支撑或安装)支撑或安装在引擎内的固定位置。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502，如图7所示。在当前描述的布置结构中，固定支撑结构24是引擎部分定子(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。在当前描述的布置结构中，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(例如，相对于静态支撑结构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(例如，相对于静态支撑结构24)的旋转。
齿轮箱支撑件40被限定在其与齿轮箱(例如，与当前描述的布置结构中的行星架连接)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具有一定程度的柔性，其特征在于其径向抗弯刚度和其抗倾刚度。
齿轮箱支撑件径向抗弯刚度：
参考图8和图9定义齿轮箱支撑件40的径向抗弯刚度。该径向抗弯刚度可被认为表示齿轮箱支撑件对在引擎的径向方向上施加到该齿轮箱支撑件上的力的阻力。通过将齿轮箱支撑件40视为自由主体来确定径向抗弯刚度，该自由主体在其与引擎的静止支撑结构24的连接点处固定，并且具有在其与齿轮箱30的连接点处施加的径向力F1，如图8所示。图9中示出了由所施加的力F1引起的齿轮箱支撑件40的变形，其中以虚线示出没有所施加的力的支撑件的形状以用于比较。该径向抗弯刚度根据齿轮箱支撑件在施加力F1的位置处的径向位移δ1来定义。在图8中，力F1被示出为径向朝向引擎轴线9，但其可等效地为径向远离引擎轴线9的力。因此，齿轮箱支撑件40的径向抗弯刚度由F1/δ1给定。即使齿轮箱30连接到的齿轮箱支撑件40变形，但在图9中供参考示出了保持在静止位置的齿轮箱30，这仅用于例示说明的目的，并反映了齿轮箱支撑件40被视为自由主体以便确定刚度。
在各种实施方案中，齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于1.0×107N/m，并且任选地大于或等于2.0×107N/m，或者大于或等于3.0×107N/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，该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于1.0×107N/m或者大于或等于2.7×107N/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，该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可大于或等于3.2×107N/m或者大于或等于4.0×107N/m。
在各种实施方案中，该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在1.0×107N/m至4.0×108N/m的范围内，并且任选地在2.0×107N/m至3×108N/m的范围内，或者还任选地在3.0×107N/m至2.0×108N/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，该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在1.0×107N/m至3.1×108N/m的范围内，并且任选地可在2.7×107N/m至3.7×107N/m的范围内(并且任选地可等于3.2×107N/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，该齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度可在3.2×107N/m至4.0×108N/m的范围内，并且任选地可在4.0×107N/m至5.0×107N/m的范围内(并且任选地可等于4.5×107N/m)。
齿轮箱支撑件抗倾刚度
参考图10和图11定义齿轮箱支撑件40的抗倾刚度。该抗倾刚度可被认为表示齿轮箱支撑件对施加的力矩的阻力。通过将齿轮箱支撑件40视为在其与固定支撑结构24的连接点处固定的自由主体来确定抗倾刚度。为了测量抗倾刚度，在齿轮箱支撑件40和齿轮箱30之间的连接点处施加力矩M1，如图10所例示。在图11中示出了由施加的力矩M1引起的齿轮箱支撑件40的变形，其中以虚线示出没有施加力矩的支撑件的形状。该抗倾刚度是根据齿轮箱支撑件40在施加力矩M1的位置处的角位移θ1来定义的。因此，抗倾刚度由M1/θ1给定。即使齿轮箱30连接至的齿轮箱支撑件40变型，但在图11中供参考再次示出了保持在静止位置的齿轮箱30.
在各种实施方案中，该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于1.2×105Nm/rad，并且任选地大于或等于2.4×105Nm/rad，或者大于或等于3.9×105Nm/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，该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于1.2×105Nm/rad或者大于或等于4.5×105Nm/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，该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可大于或等于5.0×105Nm/rad或者大于或等于6.0×105Nm/rad。
在各种实施方案中，该齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在1.2×105Nm/rad至2.1×107Nm/rad的范围内，并且任选地在2.4×105Nm/rad至1.6×107Nm/rad的范围内，或者还任选地在3.9×105Nm/rad至9.0×106Nm/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，齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在1.2×105Nm/rad至7.0×106Nm/rad的范围内，并且任选地可在4.5×105Nm/rad至6.5×105Nm/rad的范围内(并且任选地可等于5.5×105Nm/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，齿轮箱支撑件的抗倾刚度可在5.0×105Nm/rad至2.1×107Nm/rad的范围内，并且任选地可在6.0×105Nm/rad至2.6×106Nm/rad的范围内(并且可等于1.6×106Nm/rad)。
齿轮箱支撑件扭转剪切应力和抗扭强度
如本文其他地方所述，设置齿轮箱支撑件以将齿轮箱定位在引擎内。为了抵抗齿轮箱与引擎的静止结构相比的相对旋转，通过齿轮箱支撑件传递扭矩。这在引擎的操作周期内变化，因为不同水平的扭矩在该引擎安装至的飞行器的飞行周期的不同阶段通过齿轮箱(如本文其他地方所定义的)传递。
通过齿轮箱支撑件传递的扭矩被定义为齿轮箱支撑件40与齿轮箱30之间的连接点处的扭矩。
齿轮箱支撑件40的抗扭强度被定义为在齿轮箱支撑件40与齿轮箱20之间的连接点处施加的将导致齿轮箱支撑件失效的扭矩水平。
当测量通过齿轮箱支撑件40传递的抗扭强度或扭矩时，该齿轮箱支撑件被认为是在其与引擎的静止支撑结构24的连接点处固定的自由主体，其中在与齿轮箱的连接点处施加扭矩(即，以与施加用于确定齿轮箱支撑件的径向抗弯刚度和抗倾刚度的力或力矩类似的方式)。
在图7所示的布置结构中，齿轮箱支撑件40和齿轮箱30之间的连接点是到齿轮箱的行星架34的连接点。在齿轮箱处于行星式构型的情况下，该连接点将位于齿轮箱支撑件40和环形齿轮38之间。
在各种实施方案中，齿轮箱支撑件的抗扭强度可大于或等于1.60×105Nm，并且任选地大于或等于1.8×105Nm。
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，该齿轮箱支撑件的抗扭强度可大于或等于1.8×105Nm。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，该齿轮箱支撑件的抗扭强度可大于或等于4.0×105Nm或者大于或等于5.5×105Nm。
在各种实施方案中，齿轮箱支撑件的抗扭强度可在1.60×105Nm至2.00×107Nm的范围内，并且任选地在1.8×105Nm至1.5×106Nm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，齿轮箱支撑件的抗扭强度可在1.8×105Nm至7.0×105Nm的范围内，并且任选地可在1.8×105Nm至2.6×105Nm的范围内(并且可等于2.2×105Nm)。
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，齿轮箱支撑件的抗扭强度可在4.0×105Nm至2.0×107Nm的范围内，并且任选地可在5.5×105Nm至7.5×105Nm的范围内(并且可等于6.5×105Nm)。
在MOT条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩：
在各种实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于6.00×104Nm，并且任选地大于或等于7.2×104Nm。
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，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于7.0×104Nm。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，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于1.8×105Nm。
在各种实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在6.00×104Nm至5.00×105Nm的范围内，并且任选地在7.2×104Nm至4.2×105Nm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，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在7.0×104Nm至1.9×105Nm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，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在1.8×105Nm至4.5×105Nm的范围内。
以上段落中的值可以应用于任何齿轮箱构型(即恒星式或行星式或其他齿轮箱布置结构)。
在各种实施方案中，例如在其中齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于1.10×105Nm，并且任选地大于或等于1.3×105Nm。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中和/或在其中齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于1.2×105Nm或者大于或等于1.4×105Nm。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中和/或在其中齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于3.0×105Nm或者大于或等于3.4×105Nm。
在各种实施方案中，例如在其中齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在1.10×105Nm至5.00×105Nm的范围内，并且任选地在1.3×105Nm至4.2×105Nm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中和/或在其中齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在1.2×105Nm至1.9×105Nm的范围内，并且任选地在1.4×105Nm至1.8×105Nm的范围内(并且可等于1.6×105Nm)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中和/或在齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在3.0×105Nm至4.5×105Nm的范围内，并且任选地在3.4×105Nm至4.2×105Nm的范围内(并且可等于3.8×105Nm)。
在各种实施方案中，例如在其中齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于6.00×104Nm，并且任选地大于或等于7.2×104Nm。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中和/或在其中齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于7.0×104Nm。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中和/或在其中齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于1.8×105Nm。
在各种实施方案中，例如在其中齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在6.00×104Nm至3.00×105Nm的范围内，并且任选地在7.2×104Nm至2.6×105Nm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中和/或在其中齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在7.0×104Nm至1.1×105Nm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中和/或在其中齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在1.8×105Nm至2.5×105Nm的范围内。
在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩：
在各种实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于2.00×104Nm，并且任选地大于或等于2.2×104Nm。
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，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于2.2×104Nm。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，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于6.8×104Nm。
在各种实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在2.00×104Nm至2.00×105Nm的范围内，并且任选地在2.2×104Nm至1.7×105Nm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，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在2.2×104Nm至6.6×104Nm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，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在6.8×104Nm至1.8×105Nm的范围内。
以上段落中的值可以应用于任何齿轮箱构型(即恒星式或行星式或其他齿轮箱布置结构)。
在各种实施方案中，例如在其中齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于4.00×104Nm，并且任选地大于或等于4.8×104Nm。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中和/或在其中齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于4.5×104Nm或者大于或等于5.0×104Nm。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中和/或在齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于1.2×105Nm。
在各种实施方案中，例如在其中齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在4.00×104Nm至2.00×105Nm的范围内，并且任选地在4.8×104Nm至1.7×105Nm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中和/或在齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在4.5×104Nm至6.6×104Nm的范围内，并且任选地在5.0×104Nm至6.0×104Nm的范围内(并且可等于5.5×104Nm)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中和/或在齿轮箱是恒星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在1.2×105Nm至1.8×105Nm的范围内，并且任选地在1.2×105Nm至1.8×105Nm的范围内(并且可等于1.5×105Nm)。
在各种实施方案中，例如在其中齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于2.00×104Nm，并且任选地大于或等于2.2×104Nm。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中和/或在其中齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于2.2×104Nm。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中和/或在齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可大于或等于6.8×104Nm。
在各种实施方案中，例如在其中齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在2.00×104Nm至1.30×105Nm的范围内，并且任选地在2.2×104Nm至1.1×105Nm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中和/或在齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在2.2×104Nm至3.3×104Nm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中和/或在齿轮箱是行星式构型的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱支撑件传递的扭矩可在6.8×104Nm至1.1×105Nm的范围内。
齿轮箱支撑件扭转剪切应力
齿轮箱支撑件40具有扭转剪切应力，该扭转剪切应力也表示齿轮箱支撑件40对由齿轮箱30施加的扭矩的阻力。该扭转剪切应力如本文其他地方所定义。
在各种实施方案中，在最大起飞条件下该齿轮箱支撑件的扭转剪切应力可小于或等于4.90×108N/m2，并且任选地小于或等于3.5×108N/m2。
在各种实施方案中，在最大起飞条件下该齿轮箱支撑件的扭转剪切应力可在1.40×108N/m2至4.90×108N/m2的范围内，并且任选地在2.0×108N/m2至3.5×108N/m2的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内或者在330cm至380cm的范围内的实施方案，在最大起飞条件下该齿轮箱支撑件的扭转剪切应力可在2.3×108N/m2至3.7×108N/m2的范围内(并且可等于2.5×108N/m2)。
在各种实施方案中，在巡航条件下该齿轮箱支撑件的扭转剪切应力可大于或等于7.00×107N/m2，并且任选地大于或等于8.2×107N/m2。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在巡航条件下该齿轮箱支撑件的扭转剪切应力可大于或等于8.0×107N/m2。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在巡航条件下该齿轮箱支撑件的扭转剪切应力可大于或等于8.5×107N/m2或者大于或等于9.0×107N/m2。
在各种实施方案中，在巡航条件下该齿轮箱支撑件的扭转剪切应力可在7.00×107N/m2至1.90×108N/m2的范围内，并且任选地在8.2×107N/m2至1.5×108N/m2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，在巡航条件下该齿轮箱支撑件的扭转剪切应力可在8.0×107N/m2至1.5×108N/m2的范围内，并且任选地可在8.0×107N/m2至9.2×107N/m2的范围内(并且可等于8.6×107N/m2)。
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，在巡航条件下该齿轮箱支撑件的扭转剪切应力可在8.5×107N/m2至1.9×108N/m2的范围内，并且任选地可在9.0×107Nm2至1.2×108N/m2的范围内(并且可等于9.6×107N/m2)。
本部分中提及的最大起飞条件和巡航条件可如本文别处所定义。
该剪切应力可通过部件(即，齿轮箱支撑件)的最高负载平面部分来测量。它不包括在小半径和小孔处应力集中的影响。技术人员将理解，对于本文定义的齿轮箱支撑件的剪切应力，由于主要负载是扭矩，因此有效半径还影响剪切的测量以及面积。
风扇惯性矩
风扇23具有惯性矩IF。该风扇的惯性矩是基于形成风扇的转子的总质量来测量的，即包括多个风扇叶片、风扇毂部以及被设置用于将风扇连接到风扇轴的任何支撑臂或其他连杆的总质量。因此，该惯性矩包括与风扇轴分开的所有旋转部件。该惯性矩是风扇相对于围绕引擎的主旋转轴线9的旋转的质量惯性矩或旋转惯性。该风扇的旋转将引起陀螺效应，这意味着该风扇轴将趋于保持其旋转轴线的稳定方向。然而，在安装有气体涡轮引擎的飞行器的操纵期间，该风扇轴的旋转轴线的取向将改变。陀螺仪效应将导致风扇轴安装结构处的反作用力，以抵抗风扇轴保持其取向的趋势。风扇的惯性矩将对所产生的陀螺效应的量值具有影响，并且因此对风扇轴和风扇轴安装结构的设计具有影响，如在本文别处所讨论。
在各种实施方案中，该风扇的惯性矩可大于或等于7.40×107kgm2，并且任选地大于或等于8.3×107kgm2。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇的惯性矩可大于或等于7.4×107kgm2或8.6×107kgm2。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇的惯性矩可大于或等于3.0×108kgm2或4.0×108kgm2。
在各种实施方案中，该风扇的惯性矩可在7.40×107kgm2至9.00×108kgm2的范围内，并且任选地在8.3×107kgm2至6.5×108kgm2的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇的惯性矩可在7.4×107kgm2至1.5×108kgm2的范围内，并且任选地可在8.6×107kgm2至9.6×107kgm2的范围内(并且可等于9.1×107kgm2)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇的惯性矩可在3.0×108kgm2至9.0×108kgm2的范围内，并且任选地可在4.0×108kgm2至5.0×108kgm2的范围内(并且可等于4.5×108kgm2)。
相对风扇和齿轮箱位置
再次参见图7，风扇-齿轮箱轴向距离110被定义为齿轮箱输出位置(在图15至图18中也标记为X)的轴向位置P与风扇轴向中心线Q之间的轴向距离。风扇轴向中心线被定义为形成风扇的风扇叶片的轴向中点。齿轮箱输出位置被定义为风扇轴36与齿轮箱之间的连接点。这可针对不同类型的齿轮箱以不同方式定义，如下所述。
在各种实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离可以大于或等于0.35m，并且任选地大于或等于0.37m。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离可大于或等于0.38m，或大于或等于0.40m。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离可大于或等于0.48m或大于或等于0.50m。
在各种实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离可在0.35m至0.8m的范围内，并且任选地在0.37m至0.75m的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离可在0.38m至0.65m的范围内，并且任选地可在0.40m至0.44m的范围内(并且可等于0.42m)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离可在0.48m至0.8m的范围内，并且任选地可在0.50m至0.66m的范围内(并且可等于0.58m)。
风扇轴36被定义为从齿轮箱的输出端延伸到风扇输入端的扭矩传递部件。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，它不包括齿轮箱的传递离散力而不是风扇轴扭矩的任何部件(例如，行星架或与其联接的连接板)。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。风扇输入位置可被定义为风扇轴36与风扇之间的连接点。
参考图12，其中齿轮箱处于恒星式构型，齿轮箱输出位置被定义为环形齿轮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)。在连接点是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，如图7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13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在前板和后板之间延伸，并且行星齿轮安装在该前板和后板上。风扇轴36经由键齿连接件708连接到前板34a。在诸如此类布置结构中，齿轮箱输出位置被认为是风扇轴36与前板34a之间的接合部上的任何点。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13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)之间的接合部处。键齿连接件708仅是可在风扇轴与齿轮箱之间(即，在当前描述的实施方案中，在风扇轴与前板34b之间)形成的连接部的一个示例。在其他实施方案中，形成齿轮箱输出位置的接合部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。
风扇输入位置被定义为风扇轴上位于风扇与风扇轴之间的接合部的轴向中点处的点。在当前描述的布置结构中，风扇23包括被布置用于将风扇23连接到风扇轴36的支撑臂23a(例如，如在图7中看到的那样)。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36c连接到风扇轴。该风扇输入位置被定义为键齿联接件的轴向中点。该键齿联接件仅是可形成该风扇与风扇轴之间的接合部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。例如，凸缘联接件可设置在支撑臂23a和风扇轴36之间。在此类实施方案中，可在风扇毂部的后部处连接支撑臂。在该实施方案中，风扇输入位置是该凸缘联接件的轴向中点。图14示出了其中另选的联接件被设置在风扇23和风扇轴36之间的布置结构。类似于图7，风扇23经由支撑臂23a联接到风扇轴36。然而，在该布置结构中，凸缘联接件36d设置在支撑臂23a和风扇轴36之间。在该实施方案中，可在风扇毂部的后部处连接支撑臂23a。凸缘联接件36d可为曲面联接件。在其他实施方案中，可提供其他形式的凸缘联接件。在图14的实施方案中，风扇输入位置是该凸缘联接件的轴向中点(标记为Y)。
风扇轴36具有一定程度的柔性，其特征在于其径向抗弯刚度和抗倾刚度。
齿轮箱输出端处的风扇轴端部刚度：
参考图15至图18定义风扇轴的刚度，其中该风扇轴联接到齿轮箱30。
通过在上文限定的齿轮箱输出位置(如图15所示)处向风扇轴施加力F2来测量在齿轮箱30的输出端处风扇轴36的径向抗弯刚度。风扇轴36被视为自由主体，并且被保持固定在其被支撑的所有轴承位置(即，图15的布置结构中的第一轴承506a和第二轴承506b)的位置处。由于力F2，风扇轴36变形，使得齿轮箱输出位置移位距离δ2(如图16所示)。然后，在齿轮箱的输出端处的风扇轴36的径向抗弯刚度由F2/δ2给定。
在各种实施方案中，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的径向抗弯刚度可大于或等于4.00×106N/m，并且任选地大于或等于3.7×107N/m。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的径向抗弯刚度可大于或等于3.7×107N/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，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的径向抗弯刚度可大于或等于3.9×107N/m或者大于或等于5.0×107N/m。
在各种实施方案中，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的径向抗弯刚度可在4.00×106N/m至1.5×109N/m的范围内，并且任选地在3.7×107N/m至1.0×109N/m的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的径向抗弯刚度可在3.7×107N/m至5.0×108N/m的范围内，并且任选地可在3.7×107N/m至4.3×107N/m的范围内(并且可等于4.0×107N/m)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的径向抗弯刚度可在3.9×107N/m至1.5×109N/m的范围内，并且任选地可在5.0×107N/m至9.0×107N/m的范围内(并且可等于7.0×107N/m)。
通过在上文限定的齿轮箱输出位置(如图17所示)处向风扇轴施加力矩M2来测量在齿轮箱30的输出端处风扇轴36的抗倾刚度。风扇轴36再次被视为自由主体，并且被保持固定在其被支撑的所有轴承位置(即，图15的布置结构中的第一轴承506a和第二轴承506b)的位置处。由于力矩M2，风扇轴36变形，使得齿轮箱输出位置移位角位移θ2，如图17所示。然后，在齿轮箱的输出端处的风扇轴36的抗倾刚度由M2/θ2给定。
在各种实施方案中，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的抗倾刚度可大于或等于7.00×104Nm/rad，并且任选地大于或等于9.5×105Nm/rad。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的抗倾刚度可大于或等于9.5×105Nm/rad或者大于或等于9.5×105Nm/rad。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的抗倾刚度可大于或等于1.1×106Nm/rad或者大于或等于2.0×106Nm/rad。
在各种实施方案中，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的抗倾刚度可在7.00×104Nm/rad至7.00×107Nm/rad的范围内，并且任选地在9.5×105Nm/rad至3.5×107Nm/rad的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的抗倾刚度可在9.5×105Nm/rad至2.0×107Nm/rad的范围内，并且任选地可在9.5×105Nm/rad至2.4×106Nm/rad的范围内(并且可等于1.2×106Nm/rad)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在齿轮箱的输出端处的风扇轴的抗倾刚度可在1.1×106Nm/rad至7.0×107Nm/rad的范围内，并且任选地可在2.0×106Nm/rad至5.2×106Nm/rad的范围内(并且可等于3.6×106Nm/rad)。
齿轮箱的扭矩传递
齿轮箱在其输入端(即，芯轴)处的扭矩与其输出端(即，风扇轴)之间提供扭矩转换。通过齿轮箱传递的扭矩被定义为齿轮箱的输出位置处的扭矩(该输出位置如本文其他地方所定义的)。通过齿轮箱传递的扭矩随引擎的操作周期而变化。
在各种实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱传递的扭矩可大于或等于7.00×104Nm，并且任选地大于或等于1.0×105Nm。
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，在最大起飞条件下通过齿轮箱传递的扭矩可大于或等于1.1×105Nm。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱传递的扭矩可大于或等于1.5×105Nm或者大于或等于2.0×105Nm。
在各种实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱传递的扭矩可在7.00×104Nm至5.00×105Nm的范围内，并且任选地在1.0×105Nm至3.5×105Nm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱传递的扭矩可在1.1×105Nm至1.5×105Nm的范围内，并且任选地在1.1×105Nm至1.3×105Nm的范围内(并且可等于1.2×105Nm)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在最大起飞条件下通过齿轮箱传递的扭矩可在1.5×105Nm至5.0×105Nm的范围内，并且任选地在2.0×105Nm至3.8×105Nm的范围内(并且可等于2.9×105Nm)。
在各种实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱传递的扭矩可大于或等于2.30×104Nm，并且任选地大于或等于3.1×104Nm。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱传递的扭矩可大于或等于3.2×104Nm或者大于或等于3.8×104Nm。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱传递的扭矩可大于或等于7.3×104Nm或者大于或等于9.8×104Nm。
在各种实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱传递的扭矩可在2.30×104Nm至1.80×105Nm的范围内，并且任选地在3.1×104Nm至1.5×105Nm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱传递的扭矩可在3.2×104Nm至7.2×104Nm的范围内，并且任选地在3.8×104Nm至4.6×104Nm的范围内(并且可等于4.2×104Nm)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，在巡航条件下通过齿轮箱传递的扭矩可在7.3×104Nm至1.8×105Nm的范围内，并且任选地在9.8×104Nm至1.4×105Nm的范围内(并且可等于1.1×105Nm)。
齿轮箱CSA
该齿轮箱的横截面积(CSA)被定义为环形齿轮的齿节圆的面积。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。该齿轮箱的CSA可通过测量齿轮的齿节圆直径(PCD)来获得。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，该齿轮箱的CSA可大于或等于2.4×10-1m2，并且任选地大于或等于2.6×10-1m2。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱的CSA可大于或等于2.4×10-1m2或者大于或等于2.5×10-1m2。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱的CSA可大于或等于4.5×10-1m2或者大于或等于5.5×10-1m2。
在各种实施方案中，该齿轮箱的CSA可在2.4×10-1m2至1.10m2的范围内，并且任选地在2.6×10-1m2至9.0×10-1m2的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱的CSA可在2.4×10-1m2至5.0×10-1m2的范围内，并且任选地可在2.5×10-1m2至3.4×10-1m2的范围内(并且可等于2.9×10-1m2)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱的CSA可在4.5×10-1m2至1.1m2的范围内，并且任选地可在5.5×10-1m2至6.4×10-1m2的范围内(并且可等于5.9×10-1m2)。
相邻行星齿轮之间的角度
以弧度计的行星齿轮间距角(β)被定义为2π/N，其中N是设置在齿轮箱中的行星齿轮32的数量。在图3中示出该行星齿轮间距角。该行星齿轮箱间距角对应于所有相邻的行星齿轮对之间的平均角(以弧度计)。
在各种实施方案中，行星齿轮间隔角(β)可大于或等于9.0×10-1rad，并且任选地在9.0×10-1rad至2.1rad之间的范围内，并且还任选地在1.1rad和1.3rad之间的范围内(并且可等于1.26rad)。
参数比率
本发明人已经发现，一些属性的比率(和/或乘积)对齿轮箱的操作及其输入端/输出端/支撑结构具有相当大的影响。以下中的一些或全部可适用于任何实施方案：
在各种实施方案中，径向抗弯刚度与惯性矩的比率可被定义为：
在各种实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于2.5×10-2Nkg-1m-3(即，(N/m)/(kg.m2))，并且任选地大于或等于0.05Nkg-1m-3。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于0.05Nkg-1m-3。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于0.025Nkg-1m-3。
在各种实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在2.5×10-2Nkg-1m-3至6.0Nkg-1m-3的范围内，并且任选地在0.05Nkg-1m-3至3.0Nkg-1m-3的范围内，并且还任选地在0.05Nkg-1m-3至0.6Nkg-1m-3的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在0.05Nkg-1m-3至4.0Nkg-1m-3的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在0.025Nkg-1m-3至2.0Nkg-1m-3的范围内。
在各种实施方案中，除了或者代替该径向抗弯刚度与惯性矩的比率，可定义构成该比率的参数的乘积。该乘积(称为径向抗弯刚度与惯性矩乘积)可被定义为：
(齿轮箱的输出端处的风扇轴(36)和齿轮箱支撑件(40)中的至少一者的径向抗弯刚度)×(风扇(23)的惯性矩)
在各种实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩乘积可大于或等于2.0×1014Nkgm(即，(N/m).(kg.m2))，并且任选地大于或等于4.0×1014Nkgm，并且还任选地大于或等于2.0×1015Nkgm。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩乘积可大于或等于1.5×1015Nkgm。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩乘积可大于或等于2.0×1015Nkgm。
在各种实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩乘积可在2.0×1014Nkgm至1.4×1018Nkgm的范围内，并且任选地在4.0×1014Nkgm至7.0×1017Nkgm的范围内，并且还任选地在2.0×1015Nkgm至7.0×1017Nkgm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩乘积可在1.5×1015Nkgm至1.3×1017Nkgm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该径向抗弯刚度与惯性矩乘积可在2.0×1015Nkgm至1.4×1018Nkgm的范围内。
在各种实施方案中，风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩的比率可被定义为：
在各种实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于2.5×10-2Nkg-1m-3(即，(N/m)/(kg.m2))，并且任选地大于或等于0.05(N/m)/(kg.m2)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于0.05Nkg-1m-3或者大于或等于0.4Nkg-1m-3。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于0.025Nkg-1m-3或者大于或等于0.06Nkg-1m-3。
在各种实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在2.5×10-2Nkg-1m-3至6.0Nkg-1m-3的范围内，并且任选地在0.05Nkg-1m-3至3.0Nkg-1m-3的范围内，并且还任选地在0.05Nkg-1m-3至0.6Nkg-1m-3的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在0.05Nkg-1m-3至0.6Nkg-1m-3的范围内，并且任选地可在0.4Nkg-1m-3至0.5Nkg-1m-3的范围内(并且可等于0.44Nkg-1m-3)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在0.025Nkg-1m-3至0.6Nkg-1m-3的范围内，并且任选地可在0.06Nkg-1m-3至0.26Nkg-1m-3的范围内(并且可等于0.16Nkg-1m-3)。
在各种实施方案中，除了或者代替该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩的比率，可定义构成该比率的参数的乘积。该乘积(称为风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩乘积)可被定义为：
齿轮箱的输出端处的风扇轴(36)的径向抗弯刚度×风扇(23)的惯性矩。
在各种实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩乘积可大于或等于3.0×1014Nkgm(即，(N/m).(kg.m2))，并且任选地大于或等于6.0×1014Nkgm，并且还任选地大于或等于2.0×1015Nkgm。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩乘积可大于或等于2.0×1015Nkgm。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩乘积可大于或等于2.3×1015Nkgm。
在各种实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩乘积可在3.0×1014Nkgm至1.4×1018Nkgm的范围内，并且任选地在6.0×1014Nkgm至7.0×1017Nkgm的范围内，并且还任选地在2.0×1015Nkgm至7.0×1017Nkgm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩乘积可在2.0×1015Nkgm至7.5×1016Nkgm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇轴径向抗弯刚度与惯性矩乘积可在2.3×1015Nkgm至1.4×1018Nkgm的范围内。
在各种实施方案中，齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩的比率可被定义为：
在各种实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于3.0×10-2Nkg-1m-3(即，(N/m)/(kg.m2))，并且任选地大于或等于0.06Nkg-1m-3。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于0.06Nkg-1m-3或者大于或等于0.25Nkg-1m-3。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩的比率可大于或等于0.03Nkg-1m-3或者大于或等于0.06Nkg-1m-3。
在各种实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在3.0×10- 2Nkg-1m-3至4.0Nkg-1m-3的范围内，并且任选地在0.06Nkg-1m-3至2.0Nkg-1m-3的范围内，并且还任选地在0.06Nkg-1m-3至0.48Nkg-1m-3的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在0.06Nkg-1m-3至4.0Nkg-1m-3的范围内，并且任选地可在0.25Nkg-1m-3至0.45Nkg-1m-3的范围内(并且可等于0.35Nkg-1m-3)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩的比率可在0.03Nkg-1m-3至2.0Nkg-1m-3的范围内，并且任选地可在0.06Nkg-1m-3至0.6Nkg-1m-3的范围内(并且可等于0.1Nkg-1m-3)。
在各种实施方案中，除了或者代替该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩的比率，可定义构成该比率的参数的乘积。该乘积(称为齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩乘积)可被定义为：
齿轮箱支撑件(40)的径向抗弯刚度×风扇(23)的惯性矩。
在各种实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩乘积可大于或等于2.0×1014Nkgm(即，(N/m).(kg.m2))，并且任选地大于或等于4.0×1014Nkgm，或者还任选地大于或等于2.0×1015Nkgm。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩乘积可大于或等于1.5×1015Nkgm。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩乘积可大于或等于2.0×1015Nkgm。
在各种实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩乘积可在2.0×1014Nkgm至3.0×1017Nkgm的范围内，并且任选地在4.0×1014Nkgm至1.3×1017Nkgm的范围内，并且还任选地在2.0×1015Nkgm至1.3×1017Nkgm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩乘积可在1.5×1015Nkgm至1.3×1017Nkgm的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件径向抗弯刚度与惯性矩乘积可在2.0×1015Nkgm至3.0×1017Nkgm的范围内。
在各种实施方案中，抗倾刚度与惯性矩的比率可被定义为：
在各种实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1(即，(Nm/rad)/(kg.m2))，并且任选地大于或等于1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1。
在各种实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩的比率可在4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1至2.7×10-1Nrad-1kg-1m-1的范围内，并且任选地在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至0.1Nrad-1kg-1m-1的范围内，并且还任选地在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至1.5×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩的比率可在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至1.45×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩的比率可在4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1至3.0×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内。
在各种实施方案中，除了或者代替该抗倾刚度与惯性矩的比率，可定义构成该比率的参数的乘积。该乘积(称为抗倾刚度与惯性矩乘积)可被定义为：
(齿轮箱的输出端处的风扇轴(36)和齿轮箱支撑件(40)中的至少一者的抗倾刚度)×(风扇(23)的惯性矩)
在各种实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩乘积可大于或等于3.0×1012Nm3rad-1kg(即，(Nm/rad).(kg.m2))，并且任选地大于或等于6.0×1012Nm3rad-1kg，并且还任选地大于或等于2.5×1013Nm3rad-1kg。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩乘积可大于或等于2.0×1013Nm3rad-1kg。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩乘积可大于或等于2.5×1013Nm3rad-1kg。
在各种实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩乘积可在3.0×1012Nm3rad-1kg至6.0×1016Nm3rad-1kg的范围内，并且任选地在6.0×1012Nm3rad-1kg至3.0×1016Nm3rad-1kg的范围内，并且还任选地在2.5×1013Nm3rad-1kg至3.0×1016Nm3rad-1kg的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩乘积可在2.0×1013Nm3rad-1kg至4.0×1015Nm3rad-1kg的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该抗倾刚度与惯性矩乘积可在2.5×1013Nm3rad-1kg至6.0×1016Nm3rad-1kg的范围内。
在各种实施方案中，风扇轴抗倾刚度与惯性矩的比率可被定义为：
在各种实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于4.0×10- 4Nrad-1kg-1m-1(即，(Nm/rad)/(kg.m2))，并且任选地大于或等于1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1或者大于或等于3.0×10-3Nrad-1kg-1m-1。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1或者大于或等于0.7×10-3Nrad-1kg-1m-1。
在各种实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩的比率可在4.0×10-4Nrad-1kg- 1m-1至0.27Nrad-1kg-1m-1的范围内，并且任选地在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至0.1Nrad-1kg-1m-1的范围内，并且还任选地在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至1.5×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩的比率可在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至1.45×10-2Nrad-1kg- 1m-1的范围内，并且任选地在3.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至2.3×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内(并且可等于1.3×10-2Nrad-1kg-1m-1)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩的比率可在4.0×10-4Nrad-1kg-1m-1至1.4×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内，并且任选地在7.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至9.0×10-3Nrad-1kg-1m-1的范围内(并且可等于8.0×10-3Nrad-1kg-1m-1)。
在各种实施方案中，除了或者代替该风扇轴抗倾刚度与惯性矩的比率，可定义构成该比率的参数的乘积。该乘积(称为风扇轴抗倾刚度与惯性矩乘积)可被定义为：
齿轮箱的输出端处的风扇轴(36)的抗倾刚度×风扇(23)的惯性矩。
在各种实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩乘积可大于或等于5.0×1012Nm3rad-1kg(即，(Nm/rad).(kg.m2))，并且任选地大于或等于1.0×1013Nm3rad-1kg，并且还任选地大于或等于6.0×1013Nm3rad-1kg。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩乘积可大于或等于6.0×1013Nm3rad-1kg。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩乘积可大于或等于1.0×1014Nm3rad-1kg。
在各种实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩乘积可在5.0×1012Nm3rad-1kg至6.0×1016Nm3rad-1kg的范围内，并且任选地在1.0×1013Nm3rad-1kg至3.0×1016Nm3rad-1kg的范围内，并且还任选地在6.0×1013Nm3rad-1kg至3.0×1016Nm3rad-1kg的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩乘积可在6.0×1013Nm3rad-1kg至3.0×1015Nm3rad-1kg的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇轴抗倾刚度与惯性矩乘积可在1.0×1014Nm3rad-1kg至6.0×1016Nm3rad-1kg的范围内。
在各种实施方案中，齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩的比率可被定义为：
在各种实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1(即，(Nm/rad)/(kg.m2))，并且任选地大于或等于2.0×10-3Nrad-1kg-1m-1。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于2.0×10-3Nrad-1kg-1m-1或者大于或等于5.0×10-3Nrad-1kg-1m-1。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩的比率可大于或等于1.0×10- 3Nrad-1kg-1m-1或者大于或等于2.6×10-3Nrad-1kg-1m-1。
在各种实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩的比率可在1.0×10- 3Nrad-1kg-1m-1至7.0×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内，并且任选地在2.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至3.0×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内，并且还任选地在2.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至7.0×10-3Nrad- 1kg-1m-1的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩的比率可在2.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至7.2×10-3Nrad-1kg-1m-1的范围内，并且任选地在5.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至7.0×10-3Nrad-1kg-1m-1的范围内(并且可等于6.0×10-3Nrad-1kg-1m-1)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩的比率可在1.0×10-3Nrad-1kg-1m-1至3.0×10-2Nrad-1kg-1m-1的范围内，并且任选地在2.6×10-3Nrad-1kg-1m-1至4.6×10-3Nrad-1kg-1m-1的范围内(并且可等于3.6×10-3Nrad-1kg-1m-1)。
在各种实施方案中，除了或者代替该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩的比率，可定义构成该比率的参数的乘积。该乘积(称为齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩乘积)可被定义为：
齿轮箱支撑件(40)的抗倾刚度×风扇(23)的惯性矩。
在各种实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩乘积可大于或等于3.0×1012Nm3rad-1kg(即，(Nm/rad).(kg.m2))，并且任选地大于或等于6.0×1012Nm3rad-1kg，并且还任选地大于或等于2.5×1013Nm3rad-1kg。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩乘积可大于或等于2.0×1013Nm3rad-1kg。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩乘积可大于或等于2.5×1013Nm3rad-1kg。
在各种实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩乘积可在3.0×1012Nm3rad-1kg至9.0×1015Nm3rad-1kg的范围内，并且任选地在6.0×1012Nm3rad-1kg至4.0×1015Nm3rad-1kg的范围内，并且还任选地在2.5×1013Nm3rad-1kg至4.0×1015Nm3rad-1kg的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩乘积可在2.0×1013Nm3rad-1kg至4.0×1015Nm3rad- 1kg的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该齿轮箱支撑件抗倾刚度与惯性矩乘积可在2.5×1013Nm3rad-1kg至9.0×1015Nm3rad- 1kg的范围内。
在各种实施方案中，可以定义风扇-齿轮箱轴向距离乘以风扇惯性矩的乘积。
在各种实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离与风扇惯性矩的乘积可大于或等于1.9×107kgm3，并且任选地大于或等于2.9×107kgm3。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离与风扇惯性矩的乘积可大于或等于2.0×107kgm3。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离与风扇惯性矩的乘积可大于或等于1.2×108kgm3。
在各种实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离与风扇惯性矩的乘积可在1.9×107kgm3至6.2×108kgm3的范围内，并且任选地在2.9×107kgm3至3.9×108kgm3的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离与风扇惯性矩的乘积可在2.0×107kgm3至8.0×107kgm3的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离与风扇惯性矩的乘积可在1.2×108kgm3至6.2×108kgm3的范围内。
在各种实施方案中，还可以定义由风扇-齿轮箱轴向距离除以风扇惯性矩而给定的比率。
在各种实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离除以风扇惯性矩可小于或等于8.8×10-9m/kgm2(即，kg-1m-1)，并且任选地小于或等于6.2×10-9m/kgm2。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离除以风扇惯性矩可小于或等于6.5×10-9m/kgm2或者小于或等于5.2×10-9m/kgm2。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离除以风扇惯性矩可小于或等于2.8×10-9m/kgm2或者小于或等于1.8×10-9m/kgm2。
在各种实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离除以风扇惯性矩可在5.3×10-10m/kgm2至8.8×10-9m/kgm2的范围内，并且任选地在8.8×10-10m/kgm2至6.2×10-9m/kgm2的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离除以风扇惯性矩可在2.1×10-9m/kgm2至6.5×10-9m/kgm2的范围内，并且任选地可在4.0×10-9m/kgm2至5.2×10-9m/kgm2的范围内(并且可等于4.6×10- 9m/kgm2)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该风扇-齿轮箱轴向距离除以风扇惯性矩可在5.3×10-10m/kgm2至2.8×10-9m/kgm2的范围内，并且任选地可在8.0×10-10m/kgm2至1.8×10-9m/kgm2的范围内(并且可等于1.3×10- 9m/kgm2)。
在各种实施方案中，第一齿轮箱支撑件强度比率可被定义为：
在各种实施方案中，该第一齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于7.0×10-3，并且任选地大于或等于1.0×10-2，或者大于或等于2.0×10-2。
在各种实施方案中，该第一齿轮箱支撑件强度比率可在7.0×10-3至2.5×10-1的范围内，并且任选地在1.0×10-2至1.0×10-1的范围内、在7.0×10-3至2.0×10-2的范围内或在2.0×10-2至2.5×10-1的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内或在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该第一齿轮箱支撑件强度比率可在1.9×10-2至2.9×10-2的范围内(并且可等于2.4×10-2)。
在各种实施方案中，第二齿轮箱支撑件强度比率可被定义为：
在各种实施方案中，该第二齿轮箱支撑件强度比率可大于或等于1.0×10-1，并且任选地大于或等于1.5×10-1、大于或等于1.0×10-1或者大于或等于2.5×10-1。
在各种实施方案中，该第二齿轮箱支撑件强度比率可在1.0×10-1至3.5的范围内，并且任选地在1.5×10-1至1.7的范围内、在1.0×10-1至2.5×10-1的范围内或者在2.5×10-1至3.5的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内或在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该第二齿轮箱支撑件强度比率可在2.8×10-1至3.8×10-1的范围内(并且可等于3.3×10-1)。
在各种实施方案中，第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可被定义为：
在各种实施方案中，该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于4.9×101m-1，并且任选地小于或等于20m-1。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于35m-1或者小于或等于10.0m-1。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于12m-1或者小于或等于6.0m-1。
在各种实施方案中，该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可在0.35m-1至4.9×101m-1的范围内，并且任选地在0.70m-1至20m-1的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可在0.70m-1至35m-1的范围内，并且任选地可在6.0m-1至10.0m-1的范围内(并且可等于7.8m-1)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该第一齿轮箱支撑件剪切应力比率可在0.50m-1至12m-1的范围内，并且任选地可在3.0m-1至6.0m-1的范围内(并且可等于5.4m-1)。
在各种实施方案中，第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可被定义为：
在各种实施方案中，该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于4.1×103rad/m3，并且任选地小于或等于1.4×103rad/m3。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于2.9×103rad/m3或者小于或等于6.5×102rad/m3。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可小于或等于7.0×102rad/m3或者小于或等于2.5×102rad/m3。
在各种实施方案中，该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可在6.6rad/m3至4.1×103rad/m3的范围内，并且任选地在1.25×101rad/m3至1.4×103rad/m3的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可在2.9×101rad/m3至2.9×103rad/m3的范围内，并且任选地可在2.5×102rad/m3至6.5×102rad/m3的范围内(并且可等于4.5×102rad/m3)。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该第二齿轮箱支撑件剪切应力比率可在1.0×101rad/m3至7.0×102rad/m3的范围内，并且任选地可在50rad/m3至2.5×102rad/m3的范围内(并且可等于1.5×102rad/m3)。
在各种实施方案中，飞行周期比率可被定义为：
在各种实施方案中，该飞行周期比率可小于或等于3.20，并且任选地小于或等于2.95、任选地小于或等于2.9(或2.90)、任选地小于或等于2.85、或任选地小于或等于2.75。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该飞行周期比率可小于或等于3.2或者小于或等于3.0。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该飞行周期比率可小于或等于2.8或者小于或等于2.7。
在各种实施方案中，该飞行周期比率可在2.10至3.20的范围内，并且可选地在2.3至2.9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，该飞行周期比率可在2.3至3.2的范围内，并且任选地在2.8至3.0的范围内(并且可等于2.9)。
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，该飞行周期比率可在2.1至2.8的范围内，并且任选地在2.3至2.7的范围内(并且可等于2.6)。
在各种实施方案中，除了或者代替该飞行周期比率，可定义构成该比率的参数的乘积。该乘积(称为飞行周期乘积)可被定义为：
该齿轮箱支撑件(40)在最大起飞条件下的扭转剪切应力
×该齿轮箱支撑件(40)在巡航条件下的扭转剪切应力。
在各种实施方案中，该飞行周期乘积可大于或等于1.00×1016(N/m2)2，并且任选地大于或等于2.05×1016(N/m2)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，该飞行周期乘积可大于或等于2.0×1016(N/m2)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，该飞行周期乘积可大于或等于2.2×1016(N/m2)2。
在各种实施方案中，该飞行周期乘积可在1.00×1016(N/m2)2至7.50×1016(N/m2)2的范围内，并且任选地在2.05×1016(N/m2)2至4.9×1016(N/m2)2的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该飞行周期乘积可在2.0×1016(N/m2)2至4.9×1016(N/m2)2的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该飞行周期乘积可在2.2×1016(N/m2)2至6.2×1016(N/m2)2的范围内。
在各种实施方案中，第一扭矩传递比率可被定义为：
在各种实施方案中，该第一扭矩传递比率可小于或等于3.2，并且任选地小于或等于2.95、任选地小于或等于2.9(或2.90)、任选地小于或等于2.85、或任选地小于或等于2.75。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该第一扭矩传递比率可小于或等于3.2或者小于或等于3.0。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该第一扭矩传递比率可小于或等于2.8或者小于或等于2.7。
在各种实施方案中，该第一扭矩传递比率可在2.1至3.2的范围内，并且可选地在2.3至2.9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，该第一扭矩传递比率可在2.3至3.2的范围内，并且任选地在2.8至3.0的范围内(并且可等于2.9)。
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，该第一扭矩传递比率可在2.1至2.8的范围内，并且任选地在2.5至2.7的范围内(并且可等于2.6)。
在各种实施方案中，除了或者代替该第一扭矩传递比率，可定义构成该比率的参数的乘积。该乘积(称为第一扭矩传递乘积)可被定义为：
在最大起飞条件下通过该齿轮箱(30)传递的扭矩×在巡航条件下通过该齿轮箱(30)传递的扭矩。
在各种实施方案中，该第一扭矩传递乘积可大于或等于2.1×109(Nm)2，并且任选地大于或等于3.5×109(Nm)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，该第一扭矩传递乘积可大于或等于4.0×109(Nm)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，该第一扭矩传递乘积可大于或等于9.0×109(Nm)2。
在各种实施方案中，该第一扭矩传递乘积可在2.1×109(Nm)2至9.0×1010(Nm)2的范围内，并且任选地在3.5×109(Nm)2至5.2×1010(Nm)2的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该第一扭矩传递乘积可在4.0×109(Nm)2至9.0×109(Nm)2的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该第一扭矩传递乘积可在9.0×109(Nm)2至9.0×1010(Nm)2的范围内。
在各种实施方案中，第二扭矩传递比率可被定义为：
在各种实施方案中，该第二扭矩传递比率可小于或等于3.2，并且任选地小于或等于2.95、任选地小于或等于2.9(或2.90)、任选地小于或等于2.85、或任选地小于或等于2.75。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该第二扭矩传递比率可小于或等于3.2或者小于或等于3.0。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该第二扭矩传递比率可大于或等于2.8或者小于或等于2.7。
在各种实施方案中，该第二扭矩传递比率可在2.1至3.2的范围内，并且可选地在2.3至2.9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，该第二扭矩传递比率可在2.3至3.2的范围内，并且任选地在2.8至3.0的范围内(并且可等于2.9)。
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，该第二扭矩传递比率可在2.1至2.8的范围内，并且任选地在2.3至2.7的范围内(并且可等于2.6)。
在各种实施方案中，除了或者代替该第二扭矩传递比率，可定义构成该比率的参数的乘积。该乘积(称为第二扭矩传递乘积)可被定义为：
在最大起飞条件下通过该齿轮箱支撑件(40)传递的扭矩×在巡航条件下通过该齿轮箱支撑件(40)传递的扭矩。
在各种实施方案中，该第二扭矩传递乘积可大于或等于4.1×109(Nm)2，并且任选地大于或等于6.1×109(Nm)2。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该第二扭矩传递乘积可大于或等于4.1×109(Nm)2。在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该第二扭矩传递乘积可大于或等于1.1×1010(Nm)2。
在各种实施方案中，该第二扭矩传递乘积可在4.1×109(Nm)2至9.0×1010(Nm)2的范围内，并且任选地在6.1×109(Nm)2至8.0×1010(Nm)2的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在240cm至280cm的范围内的实施方案中，该第二扭矩传递乘积可在4.1×109(Nm)2至3.9×1010(Nm)2的范围内。
在一些实施方案中，例如在其中风扇直径在330cm至380cm的范围内的实施方案中，该第二扭矩传递乘积可在1.1×1010(Nm)2至9.0×1010(Nm)2的范围内。
在上文定义的比率中，最大起飞条件和巡航条件如本文任何地方所定义。
图19示出了具有附接到其每个翼部1002a、1002b的气体涡轮引擎10的示例性飞行器1000。每个气体涡轮引擎10经由相应的挂架1004a、1004b附接。该气体涡轮10可以是本文所述的任何实施方案的气体涡轮。图19所示的飞行器应当被理解为本文所公开的任何实施方案或方面的气体涡轮引擎10已被设计成附接的飞行器。飞行器1000具有与本文其他地方定义的巡航条件对应的巡航条件和与本文其他地方定义的最大起飞条件对应的MTO条件。
本公开还涉及在飞行器(例如，图19的飞行器)上操作气体涡轮引擎的方法2000。在图20中示出了方法2000。方法2000包括操作2010本文别处所述的气体涡轮引擎10以在最大起飞条件下为其安装到的飞行器提供推进力。该方法还包括操作2020该气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进力。该气体涡轮引擎被操作成使得本文所定义的任何参数或比率都在指定范围内。巡航条件和最大起飞条件如本文其它地方所定义。
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。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12,760Nm)。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12,760Nm)。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87,000Nm)。
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36,300Nm)。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)。
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。
图21示出了可如何测量本文定义的刚度。图21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的曲线图，该负载施加到被测量其刚度的部件上。在从零到LR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LS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R与S之间，所施加的负载和所产生的位移具有线性关系。可通过测量点R与S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LR且等于或略小于LS的负载来找出梯度。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。该刚度通常在引擎的操作范围内不会变化；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。除非另有说明，否则本文给出的部件强度(例如，齿轮箱支撑件的抗扭强度)的值也在室温下给出的。
除非另有说明或者在显然特征结构特定于特定齿轮箱类型的情况下，否则本文参考行星式齿轮箱描述的任何内容可相等地应用于恒星式齿轮箱。
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；
齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26)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)以及被布置用于将所述行星齿轮(32)安装在其上的行星架(34)；以及
齿轮箱支撑件(40)，所述齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑所述引擎内的所述齿轮箱，其中：
第一齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.9×101m-1。
2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
所述第一齿轮箱支撑件剪切应力比率小于或等于20m-1、在3.5×10-1m-1至4.9×101m-1的范围内、或在0.70m-1至20m-1的范围内；并且/或者
所述齿轮箱支撑件(40)的所述径向抗弯刚度大于或等于1.0×107N/m、大于或等于2.0×107N/m、大于或等于3.0×107N/m、在1.0×107N/m至4.0×108N/m的范围内、在2.0×107N/m至3×108N/m的范围内、或在3.0×107N/m至2.0×108N/m的范围内；以及/或者
在最大起飞条件下，所述齿轮箱支撑件(40)的扭转剪切应力小于或等于4.90×108N/m2、小于或等于3.5×108N/m2、在1.40×108N/m2至4.90×108N/m2的范围内或在2.0×108N/m2至3.5×108N/m2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：
a)所述风扇的直径在240cm至280cm的范围内，并且所述第一齿轮箱支撑件剪切应力比率小于或等于35m-1或者在0.70m-1至35m-1的范围内；或者
b)所述风扇的直径在330cm至380cm的范围内，并且所述第一齿轮箱支撑件剪切应力比率小于或等于12m-1或者在0.50m-1至12m-1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)，其中第二齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.1×103rad/m3、小于或等于1.4×103rad/m3、在6.6rad/m3至4.1×103rad/m3的范围内、或在1.25×101rad/m3至1.4×103rad/m3的范围内。
5.一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；
齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26)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)以及被布置用于将所述行星齿轮(32)安装在其上的行星架(34)；以及
齿轮箱支撑件(40)，所述齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑所述引擎内的所述齿轮箱，并且其中：
第二齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.1×103rad/m3。
6.根据权利要求5所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
所述第二齿轮箱支撑件剪切应力比率小于或等于1.4×103rad/m3、在6.6rad/m3至4.1×103rad/m3的范围内、或在1.25×101rad/m3至1.4×103rad/m3的范围内；并且/或者
所述齿轮箱支撑件(40)的所述抗倾刚度大于或等于1.2×105Nm/rad、大于或等于2.4×105Nm/rad、大于或等于3.9×105Nm/rad、在1.2×105Nm/rad至2.1×107Nm/rad的范围内、在2.4×105Nm/rad至1.6×107Nm/rad的范围内、或在3.9×105Nm/rad至9.0×106Nm/rad的范围内；并且/或者
在最大起飞条件下，所述齿轮箱支撑件(40)的扭转剪切应力小于或等于4.90×108N/m2、小于或等于3.5×108N/m2、在1.40×108N/m2至4.90×108N/m2的范围内或在2.0×108N/m2至3.5×108N/m2的范围内。
7.根据权利要求5或权利要求6所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
a)所述风扇的直径在240cm至280cm的范围内，并且所述第二齿轮箱支撑件剪切应力比率小于或等于2.9×103rad/m3或者在2.9×101rad/m3至2.9×103rad/m3的范围内；或者
b)所述风扇的直径在330cm至380cm的范围内，并且所述第二齿轮箱支撑件剪切应力比率小于或等于7.0×102rad/m3或者在1.0×101rad/m3至7.0×102rad/m3的范围内。
8.根据权利要求5或权利要求6所述的气体涡轮引擎(10)，其中第一齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.9×10-1m-1、小于或等于20m-1、在3.5×10-1m-1至4.9×101m-1的范围内、或在0.70m-1至20m-1的范围内。
9.根据权利要求1或权利要求5所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
a)所述齿轮箱支撑件(40)的所述抗扭强度大于或等于1.60×105Nm、大于或等于1.8×105Nm、在1.60×105Nm至2.00×107Nm的范围内、或在1.8×105Nm至1.5×106Nm的范围内；并且/或者
b)所述齿轮箱的所述横截面积大于或等于2.4×10-1m2，并且任选地大于或等于2.6×10-1m2、在2.4×10-1m2至1.10m2的范围内、或在2.6×10-1m2至9.0×10-1m2的范围内；并且/或者
c)以弧度为单位的行星齿轮间距角(β)被定义为2π/N，其中N为行星齿轮(32)的数量，其中行星齿轮间距角(β)大于或等于9.0×10-1rad，并且任选地在9.0×10-1rad至2.1rad的范围内。
10.根据权利要求1或权利要求5所述的气体涡轮引擎(10)，其中在最大起飞条件下通过所述齿轮箱支撑件(40)传递的扭矩大于或等于6.00×104Nm、大于或等于7.2×104Nm、在6.00×104Nm至5.00×105Nm的范围内、或在7.2×104Nm至4.2×105Nm的范围内。
11.根据权利要求10所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
a)所述齿轮箱处于行星式构型，并且在最大起飞条件下通过所述齿轮箱支撑件(40)传递的扭矩大于或等于6.00×104Nm、大于或等于7.2×104Nm、在6.00×104Nm至3.00×105Nm的范围内、或在7.2×104Nm至2.6×105Nm的范围内；或者
b)所述齿轮箱处于恒星式构型，并且在最大起飞条件下通过所述齿轮箱支撑件(40)传递的扭矩大于或等于1.10×105Nm、大于或等于1.3×105Nm、在1.10×105Nm至5.00×105Nm的范围内、或在1.3×105Nm至4.2×105Nm的范围内。
12.根据权利要求1或权利要求5所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
所述轮箱的齿轮传动比为3.2至4.5，并且任选地为3.2至4.0；并且/或者
所述气体涡轮引擎具有70NKg-1至90NKg-1的比推力；并且/或者
所述气体涡轮引擎在巡航条件下的旁路比率为12.5至18，并且任选地为13至16；并且/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5所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述最大起飞条件被定义为在ISA海平面压力和温度+15℃下以所述引擎的最大起飞推力操作，其中风扇入口速度介于0.25Mn和0.27Mn之间、并且任选地为0.25Mn。
14.一种用于飞行器的推进器，包括：
风扇，所述风扇包括多个风扇叶片；
齿轮箱；
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)被布置用于经由芯轴(26)接收来自所述动力单元的输入并将驱动输出至风扇轴(36)，以便以比所述芯轴(26)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)以及被布置用于将所述多个行星齿轮(32)安装在其上的行星架(34)；以及
齿轮箱支撑件(40)，所述齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑所述推进器内的所述齿轮箱(30)，其中：
a)第一齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.9×101m-1；并且/或者
b)第二齿轮箱支撑件剪切应力比率：
小于或等于4.1×103rad/m3。
15.一种操作气体涡轮引擎的方法(2000)，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；
齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26)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)以及被布置用于将所述行星齿轮(32)安装在其上的行星架(34)；以及
齿轮箱支撑件(40)，所述齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑所述引擎内的齿轮箱，并且其中所述方法包括：
操作(2010)所述气体涡轮引擎，使得在最大起飞条件下，所述第一齿轮箱支持件剪切应力比率：
小于或等于4.9×101m-1，
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：
i)在巡航条件下大于或等于10000Nm，并且任选地为10000Nm至50000Nm；以及/或者
ii)在最大起飞条件下大于或等于28000Nm，并且任选地为28000Nm至135000Nm。
16.一种操作气体涡轮引擎的方法(2000)，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；
齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26)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)以及被布置用于将所述行星齿轮(32)安装在其上的行星架(34)；以及
齿轮箱支撑件(40)，所述齿轮箱支撑件被布置用于至少部分地支撑所述引擎内的齿轮箱，并且其中所述方法包括：
操作(2010)所述气体涡轮引擎，使得在最大起飞条件下，所述第二齿轮箱支持件剪切应力比率：
小于或等于4.1×103rad/m3，
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：
i)在巡航条件下大于或等于10000Nm，并且任选地为10000Nm至50000Nm；以及/或者
ii)在最大起飞条件下大于或等于28000Nm，并且任选地为28000Nm至135000Nm。
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