CN112930431B - 装备有电机的飞行器涡轮发动机 - Google Patents

装备有电机的飞行器涡轮发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN112930431B
CN112930431B CN201980069749.2A CN201980069749A CN112930431B CN 112930431 B CN112930431 B CN 112930431B CN 201980069749 A CN201980069749 A CN 201980069749A CN 112930431 B CN112930431 B CN 112930431B
Authority
CN
China
Prior art keywords
annular
turbine engine
rotor
stator
low pressure
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201980069749.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112930431A (zh
Inventor
吉勒斯·阿兰·玛丽·查理尔
卡洛琳·玛丽·弗朗兹
罗伊克·保罗·伊夫·圭洛特尔
文森特·弗朗索瓦·乔治斯·米勒
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN112930431A publication Critical patent/CN112930431A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112930431B publication Critical patent/CN112930431B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K7/00—Arrangements for handling mechanical energy structurally associated with dynamo-electric machines, e.g. structural association with mechanical driving motors or auxiliary dynamo-electric machines
    • H02K7/18—Structural association of electric generators with mechanical driving motors, e.g. with turbines
    • H02K7/1807—Rotary generators
    • H02K7/1823—Rotary generators structurally associated with turbines or similar engines
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K9/00—Arrangements for cooling or ventilating
    • H02K9/14—Arrangements for cooling or ventilating wherein gaseous cooling medium circulates between the machine casing and a surrounding mantle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Motor Or Generator Cooling System (AREA)

Abstract

本发明涉及一种飞行器涡轮发动机(10)，该涡轮发动机包括气体发生器(12)和风扇(14)，该风扇被布置在气体发生器的上游，该涡轮发动机被构造成产生主气流(F)，主气流的一部分流入气体发生器的流动路径中以形成主流(36)，并且主气流的另一部分流入围绕气体发生器的流动路径中以形成次级流(38)，该气体发生器包括低压压缩机(20)，该低压压缩机包括驱动风扇的转子，该涡轮发动机还包括电机(62)，其特征在于，该电机包括由低压压缩机的转子旋转的转子(62a)和围绕电机的转子延伸并且被构造成由主流冷却的定子(62b)。

Description

装备有电机的飞行器涡轮发动机
技术领域
本发明涉及一种装备有电机的飞行器涡轮发动机。
背景技术
现有技术特别地包括文献FR-A1-2 842 565、FR-A1-2 922 265和EP-A1-1 382802，这些文献描述了装备有电机的涡轮发动机。
航空界现在对商业航空使用混合发动机的相关性提出了许多问题。电能的使用现在不仅被考虑用于飞行器的功能，而且还被考虑使涡轮发动机的功能电气化。
该观察导致了对混合发动机架构的解决方案的研究，该解决方案结合了化石燃料能源和电能以确保推进部件(涡轮发动机的风扇)的驱动和某些发动机和/或飞行器功能的能源供给。
这些架构可以是基于高涵道比和减速装置类型的架构，也可以是基于多个(2或3个)本体的架构。在这些架构中，涡轮发动机包括低压本体和高压本体，每个本体包括将压缩机的转子连接到涡轮的转子的轴。
为飞行器涡轮发动机装备电机是已知的。需要提醒的是，例如，电机是基于电磁的机电设备，使得能够将电能转换为功或机械能。该方法是可逆的并且可以用于产生电力。
因此，根据机器的最终用途，我们使用以下术语：
·发电机，该发电机用于表示由机械能产生电能的电机，
·电动机，该电动机用于表示由电能产生机械能的电机。
电机既可以用作电动机，也可以用作发电机。
在涡轮发动机的低压本体上，特别是在高涵道比类型的低压本体上，高功率电机的集成是非常复杂的。多个安装区域是可能的，但是每个安装区域的优点和缺点是众多且不同的(机器的机械集成、机器的耐温性、机器的可接近性等问题)。
将电机集成到涡轮发动机中的一个主要问题是要具有能够接受电机部件的限制温度(约150℃)的环境。另外，由于机器的总效率必须小于100％，因此必须消除损失所释放的热量。在尺寸大于1MW的机器上，则所耗散的功率很大(最小为50KW)。一种解决方案是用油冷却机器的定子。然而，如果机器处于油外壳中，则油可能直接泄漏到外壳中，并具有被来自机器的颗粒污染的风险。如果机器处于干燥环境中，则冷却系统必须密封，并必须能够回收任何泄漏。因此，油冷却具有缺点。
本发明提供了对上述问题中的至少一些问题的解决方案。
发明内容
本发明提出了一种飞行器涡轮发动机，该涡轮发动机包括气体发生器和风扇，该风扇被布置在气体发生器的上游，该涡轮发动机被构造成产生主气流，该主气流的一部分流入气体发生器的管道中以形成主流，并且主气流的另一部分流入围绕气体发生器的管道中以形成次级流，气体发生器包括低压本体，该低压本体包括驱动风扇的转子，涡轮发动机还包括电机，其特征在于，该电机包括由低压本体的转子旋转的转子和围绕电机的转子延伸的定子，该定子被第一环形护罩包围，该第一环形护罩本身被第二环形护罩包围，这些第一护罩和第二护罩在护罩之间界定主流的所述流管道的一部分，并且第一环形护罩被构造成由于定子被主流扫过而通过传导来冷却定子。
因此，本发明提供了一种用于集成电机的解决方案，第一个优点涉及以下事实：即在该机器的集成区域中，其中普遍存在的温度相对较低，因此对于该机器是最佳的。另外，机器由主流冷却，这优化了机器的使用寿命。优选地，电机被定位在轴承的任何润滑油外壳的外部，使得不存在被该机器的油污染的风险。
根据本发明的涡轮发动机可以包括以下特征中的一个或多个，这些特征被彼此独立地采用或被彼此结合地采用：
-电机被定位在低压本体的低压压缩机的上游，
-电机被定位在低压本体的低压压缩机的下游，
-涡轮发动机包括入口壳体，该入口壳体包围减速装置并且被定位在电机的上游，
-所述第一护罩的下游端部被附接或连接到用于引导低压压缩机的环形成排的可变节距叶片旋转的装置，
-第一护罩具有径向外环形表面，该径向外环形表面具有空气动力学外形并且被主流扫过，
-定子被附接到第一环形轴承支撑件，该第一环形轴承支撑件至少部分地在定子的径向内部延伸，并且与定子一起限定用于安装转子的环形空间，
-转子被附接或连接到具有大致T形或C形轴向截面的环形构件的外周边，该构件包括内周边，该内周边通过轴向穿过电机的中间轴联接到低压本体的转子，至少一个轴承被安装在所述第一轴承支撑件和构件的内周边之间，或被安装在所述第一轴承支撑件和中间轴之间，
-构件的内周边被轴向地夹紧到低压本体的转子的耳轴上，该构件和该耳轴被邻接地安装在所述中间轴上，该中间轴由至少两个轴承以及另一个轴承引导，至少两个轴承中的轴承由所述第一轴承支撑件承载，另一个轴承由附接到壳体的第二环形轴承支撑件承载，
-气体发生器包括低压本体，该低压本体包括通过机械减速装置驱动风扇的转子，并且包括被定位在中间壳体的上游的低压压缩机，该涡轮发动机还包括电机，
-电机被同轴地安装在减速装置的下游和中间壳体的上游。
本发明还涉及一种如上所述的涡轮发动机的模块化组装的方法，该方法包括将包括多个组装元件的第一模块安装在第二模块上的至少一个步骤。该方法可以包括以下步骤：
(a)组装电机、第一轴承支撑件和所述构件，以及
(b)将该组件和所述耳轴安装在所述中间轴上。
附图说明
在以下以非限制性示例的方式做出的描述中并且参照附图，本发明将被更好的理解，并且本发明的其它细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：
-图1是具有高涵道比和减速装置的飞行器涡轮发动机的示意性轴向截面视图；
-图2是根据本发明的装备有电机的飞行器涡轮发动机的局部示意性轴向截面半视图；
-图3是图2的细节的放大视图；
-图4是图2的电机和涡轮发动机的局部示意性轴向截面视图，并且示出了根据本发明的组装方法的步骤，以及
-图5是根据本发明的实施例的飞行器涡轮发动机的局部示意性轴向截面半视图。
具体实施方式
我们首先参照图1，图1示意性地示出了具有双本体和双流的飞行器涡轮发动机10。
涡轮发动机10通常包括气体发生器12，该气体发生器的上游布置有风扇14。风扇14被风扇壳体16包围，该风扇壳体被机舱18包围，该机舱围绕并沿着气体发生器12的主要部分延伸。
气体发生器12在此包括两个本体，即低压本体12a或BP和高压本体12b或HP。每个本体包括压缩机和涡轮。
术语“上游”和“下游”被认为是沿着涡轮发动机10中的气流的主方向F，该方向F平行于涡轮发动机的纵向轴线A。
气体发生器12从上游到下游包括一个低压压缩机20、一个高压压缩机22、一个燃烧室24、一个高压涡轮26和一个低压涡轮28。
低压压缩机20和高压压缩机22通过中间壳体61彼此分开。
风扇14包括由风扇轴32旋转的环形成排的叶片30，该风扇轴通过减速装置33连接到低压本体12a的转子。穿过风扇(箭头F)的气流在气体发生器12的上游被环形喷嘴34分成径向内环形流和径向外环形流，该径向内环形流被称为主流36，该主流供给气体发生器12，该径向外环形流被称为次级流38，该次级流在气体发生器12和机舱18之间流动并供给涡轮发动机的大部分推力。
入口壳体40在结构上将气体发生器12连接到风扇壳体16和机舱18。与中间壳体61一样，入口壳体40包括延伸到主流36中的环形成排的径向内臂42和延伸到次级流38中的环形成排的径向外导向叶片44(OGV类型)。臂42的数量通常是有限的(小于十)并且是管状的，并且具有穿过臂的辅助件。叶片44(OGV)的数量通常大于十。
低压本体12a的转子和风扇轴32由轴承46、48和50向上游引导。这些轴承46、48、50是滚珠或滚子类型的轴承，并且每个轴承包括被安装在要被引导的轴上的内圈和由环形轴承支撑件承载的外圈，并且轴承在内圈和外圈之间。
以已知的方式，减速装置33是周转类型的减速装置，并且包括以轴线A为中心的太阳齿轮、围绕轴线延伸的环形齿轮以及与太阳齿轮和环形齿轮啮合并由行星齿轮架承载的行星齿轮。
在所示的示例中，环形齿轮33b是固定的，并且被固定地连接到轴承46、48的支撑件52。行星架是可旋转的，并且被连接到减速装置的输出轴54，该减速装置还包括与太阳齿轮啮合的输入轴56。输入轴56被联接到低压本体的主轴70，并且输出轴54被联接到风扇轴32。
输入轴56由轴承50引导，该轴承由轴承支撑件60承载(图1)。输出轴54由轴承46、48引导。
轴承支承件52、60围绕轴线A延伸，并且是连接到定子和例如连接到输入壳体40的固定部件。
图2是涡轮发动机的一部分的放大视图，并且示出了电机62的安装区域，该区域Z在此被定位在减速装置33的下游和中间壳体61的上游。
该环形区域Z在内部由低压本体12a的主轴70和减速装置33的输入轴56径向地界定，并且在外部由内部界定主流36的流管道I的元件径向地界定。这些元件从上游到下游包括内部环形壁66a、环形护罩64a、然后轮72的盘72a和低压压缩机20的轮叶式整流器74的内部平台74a。
壁66a包围减速装置33并且形成入口壳体40的一部分，因为该壁连接到臂42的径向内端部，该臂的径向外端部连接到另一个外环形壁66b。护罩64a围绕电机62并且在壁66a的延伸部分中延伸。
护罩64a是内护罩并且被外护罩64b包围，护罩64a、64b在护罩之间限定主流36的流管道I的、在入口壳体40的下游以及低压压缩机20和中间壳体61的上游的一部分。护罩64b从壁66b的下游端部延伸到包围低压压缩机20的轮72和整流器74的壁20a。护罩64b可以连接到该壁20a或与该壁20a一体地形成。
通常，该壁20a一方面包括用于引导整流器74的叶片围绕大致径向的轴线旋转并且使整流器74的叶片的节距围绕大致径向的轴线改变的装置76，并且另一方面包括包围轮72的可磨损的环形涂层78。
护罩64a具有下游端部，该下游端部也被连接或附接到装置76，以用于引导整流器74的叶片围绕同一轴线旋转。从图3中可以更清楚地看到，环形件80被添加并通过环形系列的大致轴向延伸的螺钉82附接到护罩64a的下游端部。护罩64a和环形件80形成前述平台74a中的一个平台，并且在该护罩和该环形件之间限定径向定向的圆柱形容置部84，以用于容纳和引导整流器74的叶片的径向内圆柱形枢轴74b。每个叶片的枢轴可以由圆柱形套筒86在该容置部84中引导，该圆柱形套筒可以通过例如螺钉82径向地保持在容置部中。
环形件80具有大致C形的轴向截面，并具有轴向定向的开口。该环形件80包括大致圆柱形的外周边边缘80a和大致圆柱形的内周边边缘80b，该外周边边缘在护罩64a的延伸部分中延伸并且在内部限定管道I，该内周边边缘承载由可磨损材料制成的环形涂层80c，该环形涂层用于与由压缩机20的上游轮的盘72a承载的唇部80d配合。
压缩机20的轮72的盘72a被附接到耳轴88，该耳轴由轴70经由中间轴90驱动(图2)。
耳轴88具有环形的形状，并且具有大致T形的轴向截面。耳轴88包括径向环形支腿88a，该径向环形支腿的内周边被连接到圆柱形支腿88b。径向支腿88a的外周边通过螺钉固定到轮72的盘72a的凸缘，并且圆柱形支腿88b包括用于联接到中间轴90的外花键的内花键88c。
中间轴90具有大致管状的形状，并且包括上游部段90a和下游部段90b。耳轴88被安装在中间轴90的下游部段90b上，该下游部段90b包括用于联接到主轴70的外花键的内花键90c，以及用于朝向耳轴88的下游、特别是朝向耳轴的圆柱形支腿88b的下游端部轴向支撑的圆柱形肩部90d。中间轴90还可以包括外圆柱形表面90e，该外圆柱形表面用于使支腿88b居中，并因此使耳轴88居中。
中间轴90的上游部段90a围绕减速装置33的输入轴56的下游端部延伸。该输入轴56包括用于与主轴70的外花键联接的内花键56a。此外，螺母92被轴向地夹紧在主轴70的上游端部处，并且被轴向地支撑在输入轴56上，以将该主轴轴向地夹紧到中间轴90上，该中间轴本身被轴向地支撑在主轴70的圆柱形肩部70a上。
在该中间轴的下游端部处，中间轴90承载轴承50的内圈50a，在这种情况下承载滚珠轴承，该滚珠轴承的外圈50b由轴承支撑件60承载。该支撑件60具有大致截头圆锥形的形状，并且向下游轴向地渐扩。该支撑件的较大直径的下游端部被附接到中间壳体61。
这种类型的轴承50通常被润滑并被定位在环形润滑外壳中，该环形润滑外壳被密封以防止特别是在电机62的植入的区域Z中的上游的任何油泄漏。
机器62具有大致环形的形状，并且包括转子62a和包围转子62a的定子62b。转子62a具有围绕轴线A延伸的大致圆柱形的形状，并且被附接到也围绕轴线A延伸的环形构件94。
构件94具有大致T形的轴向截面。构件94包括径向环形支腿94a，该径向环形支腿的内周边被连接到圆柱形支腿94b。径向支腿94a的外周边通过螺钉附接到转子62a，并且圆柱形支腿94b包括用于联接到中间轴90的外花键、特别是联接到该中间轴的上游部段90a的外花键的内花键94c。
圆柱形支腿94b的下游端部一方面被轴向地支撑在耳轴88的圆柱形支腿88b的上游端部上，并且另一方面与由中间轴90承载的圆柱形定心表面90e配合。
螺母96被轴向地拧紧在中间轴90的上游端部处，并且被轴向地支撑在构件94上，以迫使该中间轴轴向地抵靠耳轴88。
在该构件94的圆柱形支腿94b的上游端部处，构件94的圆柱形支腿94b承载轴承98的内圈98a，在此该轴承具有滚子，该轴承的外圈98b由另一个环形轴承支撑件100承载。该支撑件100具有大致截头圆锥形的形状，并且向上游轴向地渐扩。该支撑件的较大直径的上游端部被附接到电机62的定子62b。
定子62b也具有大致圆柱形的形状。该定子在其上游端部处包括用于附接多个凸缘的径向内环形凸缘，多个凸缘中的一个凸缘100a是轴承支撑件100的凸缘。定子62b的凸缘62ba也被附接到入口壳体40的凸缘40a，以及被附接到密封盖102和/或偏转器的凸缘。
轴承支承件100的内周边可以设置有油膜阻尼系统104，该油膜阻尼系统被称为挤压膜。该轴承支承件还可以包括面向下游的圆柱形边缘100b，并且包括具有可磨损材料的内部环形涂层。
两个环形密封盖106可以被附接到构件94，并且特别是被附接到该构件的径向支腿94a，并带有径向外部的环形唇部，该环形唇部用于一方面与由边缘100b承载的涂层配合，以及另一方面与由附接到定子62b的凸缘62ba的盖102中的一个盖承载的类似涂层配合。
轴承98通常被润滑并被定位在环形润滑外壳中，该环形润滑外壳被密封以防止特别是在电机62的植入的区域Z中的下游的任何油泄漏。
定子62b通过电缆107连接到控制电路，该电缆107在此穿过入口壳体40的管状臂42。
这种安装的特性之一在于电机62、特别是该电机的定子62b被定位成尽可能靠近主流36。这一方面使得能够具有带有大直径并因此带有比到目前为止提出的技术更高的潜在功率的电机62，并且另一方面使得能够具有由主流36冷却的机器。在本发明的特定实施例中，30MW 30KW可以通过这种冷却来耗散。
为此，(优选地，直接)围绕定子62b延伸的护罩64具有径向外表面，该径向外表面被流36扫过并且另外可以具有空气动力学外形，如图所示。护罩64a通过定子62b和流36之间的热传导来确保热交换。
该构思是具有护罩64a，该护罩用作主管道的空气和电机62的定子62b之间的热界面。电机的定子由绕组构成，这些绕组需要经过管道以保护绕组不受环境的影响。在此，提出了壳体的机械保护框架与涡轮发动机的空气动力学功能相结合，并且可能与被定位在下游的整流器的支撑功能相结合。
图4示出了涡轮发动机10、特别是该涡轮发动机的模块的组装的步骤。
图4所示的第一步骤包括组装机器62，即通过首先将轴承支撑件100固定到定子62b，并且将构件94固定到转子62a来将转子62a插入到定子62b中。盖102、106也可以被附接到该组件。
然后，护罩64a可以围绕机器62安装，并且如此形成的模块可以特别是通过将护罩64a的下游端部附接到环形件80而被附接到压缩机20。护罩64b已经被预先安装在压缩机20的壁20a上，或者与该壁20a形成为一体件。
在护罩64b与壁20a形成为一体件的情况下，因此，低压压缩机20的外壳体的一部分在没有相对的内压缩机壳体的情况下延伸，该内压缩机壳体被电机的护罩64a代替。
然后，机器62和压缩机20可以被接合在中间轴90上，该中间轴被先前安装在主轴70上或被随后安装在该主轴70上。压缩机20的耳轴88与中间轴90联接，然后构件94与该中间轴联接并且被轴向地支撑在耳轴88上。螺母96将构件94和耳轴88夹紧到中间轴的肩部90d上。
然后，减速装置33的输入轴56通过从上游到下游的轴向平移而在轴70和中间轴90之间接合。输入轴56与主轴70联接，并且螺母96被拧紧以将输入轴56和中间轴90轴向地锁定到主轴70。
图5示出了根据本发明的涡轮发动机的替代实施例。
在前面描述的并且在该变型实施例中发现的元件由相同的附图标记表示。
电机62的植入的区域Z被定位在减速装置33和压缩机20的下游，以及中间壳体61的上游。
该环形区域Z在内部由低压本体12a的主轴70以及减速装置33的输入轴56径向地界定，并且在外部由内部界定主流36的流管道I的元件径向地界定。这些元件在此从上游到下游包括轮72的盘72a和低压压缩机20的轮叶式整流器74的内部平台74a、环形护罩64a、然后内部环形壁108a。
壁108a形成中间壳体的一部分，因为该壁连接到臂110的径向内端部，该臂的径向外端部连接到另一个外环形壁108b。护罩64a围绕电机62延伸并且延伸到轮72的盘72a的延伸部分和压缩机20的轮叶式整流器74的内部平台74a中。
护罩64a是内护罩并且被外护罩64b包围，护罩64a、64b在护罩之间限定主流36的流管道I的、在低压压缩机20的下游和中间壳体61的上游的一部分。护罩64b从壁20a的下游端部延伸到外环形壁108b，该外环形壁连接到臂110的径向外端部，因此形成中间壳体61的一部分。护罩64b可以连接到壁20a或与壁20a形成为一体件。
通常，该壁20a一方面包括用于引导整流器74的可变节距的叶片围绕大致径向的轴线旋转的装置76，并且另一方面包括包围轮72的可磨损的环形涂层78。
护罩64a在其上游端部处包括圆柱形边缘112，该圆柱形边缘定向在上游并带有可磨损材料的环形涂层，该环形涂层用于与由下游压缩机轮20的盘72a承载的唇部80d配合。
压缩机20的轮72的盘72a被附接到耳轴88，该耳轴由轴70经由中间轴90驱动。
耳轴88具有环形的形状，并且具有大致T形的轴向截面。耳轴88包括径向环形支腿88a，该径向环形支腿的内周边被连接到圆柱形支腿88b。径向支腿88a的外周边通过螺钉固定到轮72的盘72a的凸缘，并且圆柱形支腿88b包括用于联接到中间轴90的外花键的内花键88c。
中间轴90具有大致管状的形状，并且包括上游部段90a和下游部段90b。耳轴88被安装在中间轴90的上游部段90a上，轴90包括用于联接到主轴70的外花键的内花键90c。中间轴90还可以包括外圆柱形表面90e，该外圆柱形表面用于使支腿88b居中，并因此使耳轴88居中。
减速装置33的输入轴56包括用于与主轴70的外花键联接的内花键56a。此外，螺母92被轴向地夹紧在主轴70的上游端部处，并且被轴向地支撑在输入轴56上，以将该主轴轴向地夹紧到耳轴88上，该耳轴本身被轴向地支撑在主轴70的圆柱形肩部70a上。
在该中间轴的下游端部处，中间轴90承载轴承50的内圈50a，在这种情况下承载滚珠轴承，该滚珠轴承的外圈50b由轴承支撑件60承载。该支撑件60具有大致截头圆锥形的形状，并且向下游轴向地渐扩。该支撑件的较大直径的下游端部被附接到中间壳体61。
这种类型的轴承50通常被润滑并被定位在环形润滑外壳中，该环形润滑外壳被密封以防止特别是在电机62的植入的区域Z中的上游的任何油泄漏。
机器62具有大致环形的形状，并且包括转子62a和包围转子62a的定子62b。转子62a具有围绕轴线A延伸的大致圆柱形的形状，并且被连接到也围绕轴线A延伸的环形构件94。
构件94具有大致T形或C形的轴向截面。构件94包括径向环形支腿94a，该径向环形支腿的内周边被连接到圆柱形支腿94b。径向支腿94a的外周边被连接到转子62a，并且圆柱形支腿94b包括用于联接到中间轴90的外花键、特别是联接到该中间轴的下游部段90b的外花键的内花键94c。
圆柱形支腿94b的下游端部一方面被轴向地支撑在中间轴90的圆柱形肩部90d上，并且该圆柱形支腿的上游端部被轴向地支撑在耳轴88的下游端部上。支腿94b的上游端部另一方面与由中间轴90承载的圆柱形定心表面90e配合。
螺母96被轴向地拧紧在中间轴90的上游端部处，并且被轴向地支撑在耳轴88上，以迫使该耳轴轴向地抵靠构件94。
在该中间轴的上游端部处，中间轴90承载轴承98的内圈98a，在此该轴承具有滚子，该轴承的外圈98b由另一个环形轴承支撑件100承载。该支撑件100具有大致截头圆锥形的形状，并且向上游轴向地渐扩。该支撑件的较大直径的上游端部被附接到入口壳体40。
定子62b也具有大致圆柱形的形状。该定子在其下游端部处包括用于附接多个凸缘的环形凸缘62ba，多个凸缘中的一个凸缘是护罩108a的凸缘。定子62b的凸缘62ba也被附接到轴承支撑件60的凸缘。
轴承支承件60的内周边可以装备有油膜阻尼系统104，该油膜阻尼系统被称为挤压膜。
轴承98通常被润滑并被定位在环形润滑外壳中，该环形润滑外壳被密封以防止特别是在电机62的植入的区域Z中的下游的任何油泄漏。
定子62b通过电缆107连接到控制电路，该电缆107在此穿过中间壳体61的管状臂110。
与前述实施例相同，(优选地，直接)围绕定子62b延伸的护罩64a具有径向外表面，该径向外表面被流36扫过并且另外可以具有空气动力学外形，如图所示。护罩64a通过定子62b和流36之间的热传导来确保热交换。

Claims (7)

1.一种飞行器涡轮发动机(10)，所述飞行器涡轮发动机包括气体发生器(12)和风扇(14)，所述风扇被布置在所述气体发生器的上游，所述飞行器涡轮发动机被构造成产生主气流(F)，所述主气流的一部分流入所述气体发生器的管道中以形成主流(36)，并且所述主气流的另一部分流入围绕所述气体发生器的管道中以形成次级流(38)，所述气体发生器包括低压本体(12a)，所述低压本体包括驱动所述风扇的转子，所述飞行器涡轮发动机还包括电机(62)，其特征在于，所述电机包括由所述低压本体的所述转子旋转的转子(62a)和围绕所述电机的所述转子延伸的定子(62b)，该定子(62b)被第一环形护罩(64a)包围，所述第一环形护罩本身被第二环形护罩(64b)包围，所述第一环形护罩和所述第二环形护罩在所述第一环形护罩和所述第二环形护罩之间界定所述主流(36)的所述管道的一部分，所述第一环形护罩(64a)与所述定子(62b)接触，并且所述第一环形护罩(64a)被构造成被所述主流扫过而通过传导来冷却所述定子，
其中，所述定子(62b)被附接到第一环形轴承支撑件，所述第一环形轴承支撑件至少部分地在所述定子的径向内部延伸，并且与所述定子一起限定用于安装所述转子(62a)的环形空间，
其中，所述转子(62a)被附接或连接到具有大致T形或C形轴向截面的环形构件(94)的外周边，该环形构件包括内周边，所述内周边通过轴向穿过所述电机(62)的中间轴(90)联接到所述低压本体(12a)的所述转子，至少一个轴承被安装在所述第一环形轴承支撑件和所述环形构件的所述内周边之间，或被安装在所述第一环形轴承支撑件和所述中间轴之间。
2.根据权利要求1所述的飞行器涡轮发动机(10)，其中，所述电机(62)被定位在所述低压本体(12a)的低压压缩机(20)的上游。
3.根据权利要求1所述的飞行器涡轮发动机(10)，其中，所述电机(62)被定位在所述低压本体(12a)的低压压缩机(20)的下游。
4.根据权利要求3所述的飞行器涡轮发动机(10)，其中，所述第一环形护罩(64a)的下游端部被附接或连接到用于引导所述低压压缩机(20)的环形成排的可变节距叶片旋转的装置(76)。
5.根据权利要求1所述的飞行器涡轮发动机(10)，其中，所述环形构件(94)的所述内周边被轴向地夹紧到所述低压本体(12a)的所述转子的耳轴(88)上，所述环形构件和所述耳轴被邻接地安装在所述中间轴(90)上，所述中间轴由至少两个轴承引导，所述至少两个轴承中的一个轴承由所述第一环形轴承支撑件承载，所述至少两个轴承中的另一个轴承由附接到壳体(40，61)的第二环形轴承支撑件承载。
6.一种模块化组装根据权利要求1至5中任一项所述的飞行器涡轮发动机(10)的方法，所述方法包括将包括多个组装元件的第一模块安装在第二模块上的至少一个步骤。
7.根据权利要求6所述的方法，所述飞行器涡轮发动机如权利要求5所限定，所述方法包括以下步骤：
(a)组装所述电机(62)、所述第一环形轴承支撑件和所述环形构件(94)，以及
(b)将通过以上步骤组装的组件和所述耳轴(88)安装在所述中间轴(90)上。
CN201980069749.2A 2018-10-26 2019-10-22 装备有电机的飞行器涡轮发动机 Active CN112930431B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1859942 2018-10-26
FR1859942A FR3087820B1 (fr) 2018-10-26 2018-10-26 Turbomachine d'aeronef equipee d'une machine electrique
PCT/FR2019/052500 WO2020084241A1 (fr) 2018-10-26 2019-10-22 Turbomachine d'aeronef equipee d'une machine electrique

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112930431A CN112930431A (zh) 2021-06-08
CN112930431B true CN112930431B (zh) 2024-02-06

Family

ID=65444114

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201980069749.2A Active CN112930431B (zh) 2018-10-26 2019-10-22 装备有电机的飞行器涡轮发动机

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11692453B2 (zh)
EP (1) EP3870813A1 (zh)
CN (1) CN112930431B (zh)
FR (1) FR3087820B1 (zh)
WO (1) WO2020084241A1 (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3114351B1 (fr) * 2020-09-18 2022-08-12 Safran Aircraft Engines Raccordement electrique d’une machine electrique dans une turbomachine d’aeronef
CN113517785A (zh) * 2021-07-08 2021-10-19 中国航发湖南动力机械研究所 一种航空发动机交流发电机装置
US11994038B2 (en) 2021-10-15 2024-05-28 Rtx Corporation Turbine engine module with electric machine
GB2613246B (en) 2021-10-15 2024-05-29 Rtx Corp Lubrication system for turbine engine electric machine
US11867075B2 (en) 2021-10-15 2024-01-09 Rtx Corporation Radial outward bearing support for a rotating structure of a turbine engine
GB2613076B (en) 2021-10-15 2024-06-05 Rtx Corp Electric machine within a turbine engine

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3462953A (en) * 1966-09-17 1969-08-26 Rolls Royce Gas turbine jet propulsion engine
US5376827A (en) * 1993-05-27 1994-12-27 General Electric Company Integrated turbine-generator
CN105189936A (zh) * 2012-11-12 2015-12-23 拉普兰塔理工大学 用于燃气轮机的冷却装置

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1041587A (en) * 1962-08-27 1966-09-07 Bristol Siddeley Engines Ltd Improvements in gas turbine engines
FR2842565B1 (fr) * 2002-07-17 2005-01-28 Snecma Moteurs Demarreur-generateur integre pour turbomachine
FR2878286B1 (fr) * 2004-11-25 2009-05-22 Snecma Moteurs Sa Turbomachine comportant un generateur de courant electrique integre
FR2922265B1 (fr) * 2007-10-12 2013-11-22 Snecma Turboreacteur incorporant un generateur de courant electrique.
US8097972B2 (en) * 2009-06-29 2012-01-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine with magnetic shaft forming part of a generator/motor assembly
GB201112319D0 (en) * 2011-07-18 2011-08-31 Rolls Royce Plc A electromagnetic component for a stator segment of an electrical machine
US10428690B2 (en) * 2014-02-03 2019-10-01 United Technologies Corporation Variable positioner
US10487747B2 (en) * 2014-04-29 2019-11-26 Safran Aircraft Engines Modular assembly for a turbine engine
GB2550397B (en) * 2016-05-19 2018-11-21 Derwent Aviation Consulting Ltd A turbo machine comprising a compressor system
US10837304B2 (en) * 2016-12-13 2020-11-17 General Electric Company Hybrid-electric drive system
US11067003B2 (en) * 2017-09-29 2021-07-20 General Electric Company Fluid cooling structure for an electric machine of a gas turbine engine
US10662804B2 (en) * 2018-02-28 2020-05-26 United Technologies Corporation Profiled bellcrank vane actuation system

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3462953A (en) * 1966-09-17 1969-08-26 Rolls Royce Gas turbine jet propulsion engine
US5376827A (en) * 1993-05-27 1994-12-27 General Electric Company Integrated turbine-generator
CN105189936A (zh) * 2012-11-12 2015-12-23 拉普兰塔理工大学 用于燃气轮机的冷却装置

Also Published As

Publication number Publication date
FR3087820B1 (fr) 2020-10-16
EP3870813A1 (fr) 2021-09-01
FR3087820A1 (fr) 2020-05-01
US11692453B2 (en) 2023-07-04
CN112930431A (zh) 2021-06-08
WO2020084241A1 (fr) 2020-04-30
US20210355840A1 (en) 2021-11-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112930431B (zh) 装备有电机的飞行器涡轮发动机
CN113015844B (zh) 装备有电机的飞行器涡轮发动机
CN112969844B (zh) 用于飞行器涡轮发动机的配备有电机的风扇模块
CN110159429B (zh) 用于燃气涡轮发动机的闭合循环热发动机
US11753175B2 (en) Electric connection of an electric machine in an aircraft turbomachine
JP6329606B2 (ja) 遊星動力ギヤボックスの静止対回転オイル移送供給のための方法およびシステム
US20060108807A1 (en) Turbomachine including an integrated electricity generator
US10890247B2 (en) Lubrication fluid collection in a gearbox of a gas turbine engine
US10364752B2 (en) System and method for an integral drive engine with a forward main gearbox
US20220403751A1 (en) Electric module for an aircraft turbomachine
US12018617B2 (en) Electrical connection for an electric machine in an aircraft turbomachine
US11881754B2 (en) Rigid bar for electrically connecting a machine in an aircraft turbine engine
US11643941B2 (en) Aircraft turbine engine provided with an electrical machine
US10550724B2 (en) System and method for the pressurization of a sump of a gas turbine engine
US20230349331A1 (en) Electrical connection of an electrical machine in an aircraft turbine engine
US10927767B2 (en) Exoskeletal gas turbine engine
US20240052789A1 (en) Turbomachine module equipped with an electric machine, and turbomachine equipped with such a module
US11293300B2 (en) Aircraft turbine engine with at least two bodies and means for drawing power
US20230126327A1 (en) Speed reducer equipped with an electric machine

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant